具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及控制方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及控制方法，該具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型包括：在翼型(1)上表面前緣設(shè)置噴氣口(2)，在翼型(2)上表面后緣設(shè)置由多個(gè)整齊排列的吸氣微孔(10)形成的吸氣區(qū)(3)；噴氣口(2)和吸氣區(qū)(3)通過(guò)設(shè)置于翼型(1)內(nèi)部的氣流管道(5)連通，構(gòu)成吹吸氣回路；在氣流管道(5)內(nèi)安裝有用于驅(qū)動(dòng)吸氣和噴氣同時(shí)進(jìn)行的氣泵(4)；并且，噴氣口(2)和吸氣微孔(10)均與翼型(1)的上表面垂直。將抽吸控制技術(shù)應(yīng)用于低雷諾數(shù)翼型，通過(guò)控制低雷諾數(shù)翼型的層流分離，提高翼型升阻特性，改善高空飛行器的氣動(dòng)特性；還具有能耗小的優(yōu)點(diǎn)；從而提高高空飛行器的氣動(dòng)效率。
【專利說(shuō)明】
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于流體控制【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾 數(shù)翼型及控制方法。 具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及控制方法

【背景技術(shù)】
[0002] 高空無(wú)人機(jī)、平流層飛艇等高空飛行器工作在海拔20km以上的區(qū)域。由于飛行高 度高，大氣稀?。諝饷芏葹榈孛娴?/14)，此類高空飛行器具有巡航雷諾數(shù)低的特點(diǎn)。在 低雷諾數(shù)條件下，普通翼型小迎角下易出現(xiàn)層流分離現(xiàn)象，如果湍流可以克服逆壓梯度的 影響，發(fā)生流動(dòng)再附。在分離點(diǎn)和再附點(diǎn)之間的區(qū)域即稱為分離泡。分離泡的存在對(duì)翼型 低雷諾數(shù)性能會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重影響，使飛行器升阻特性明顯降低。
[0003] 對(duì)于此類高空飛行器，設(shè)計(jì)目標(biāo)主要為：實(shí)現(xiàn)在空中長(zhǎng)時(shí)間停留，其所需能源主要 依靠吸收太陽(yáng)能轉(zhuǎn)化為電能。目前，飛行器氣動(dòng)效率低是阻礙實(shí)現(xiàn)上述設(shè)計(jì)目標(biāo)非常大的 挑戰(zhàn)和急需解決的難題?？梢?jiàn)，高空長(zhǎng)時(shí)工作的飛行器對(duì)高性能低雷諾數(shù)翼型的需求十分 迫切，提高低雷諾數(shù)翼型的氣動(dòng)特性，進(jìn)而提高高空飛行器的氣動(dòng)效率具有重要意義?，F(xiàn)有 技術(shù)中，仍未見(jiàn)有效的解決方案。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù) 翼型及控制方法，將抽吸控制技術(shù)應(yīng)用于低雷諾數(shù)翼型，通過(guò)控制低雷諾數(shù)翼型的層流分 離，提高翼型升阻特性，改善高空飛行器，如高空無(wú)人機(jī)、平流層飛艇等的氣動(dòng)特性；還具有 能耗小的優(yōu)點(diǎn)；從而提1? 1?空飛行器的氣動(dòng)效率。
[0005] 本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：
[0006] 本發(fā)明提供一種具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型，在翼型（1)上表面前 緣設(shè)置噴氣口（2)，在翼型（2)上表面后緣設(shè)置由多個(gè)整齊排列的吸氣微孔（10)形成的吸 氣區(qū)（3);所述噴氣口（2)和所述吸氣區(qū)（3)通過(guò)設(shè)置于所述翼型（1)內(nèi)部的氣流管道（5) 連通，構(gòu)成吹吸氣回路；在所述氣流管道（5)內(nèi)安裝有用于驅(qū)動(dòng)吸氣和噴氣同時(shí)進(jìn)行的氣 泵（4);并且，所述噴氣口（2)和所述吸氣微孔（10)均與所述翼型（1)的上表面垂直。
[0007] 優(yōu)選的，所述噴氣口（2)設(shè)置于弦線15%?20%位置處，所述噴氣口（2)高度為 弦長(zhǎng)的3%?5% ;
[0008] 所述吸氣區(qū)（3)布置于弦線40%?60%位置處；所述吸氣微孔（10)直徑0. 5mm? 1mm，沿流動(dòng)方向的數(shù)目為20?25 ;相鄰吸氣微孔（10)展向間距均相等，為3?5mm。
[0009] 優(yōu)選的，所述氣流管道（5)包括前部管道（51)、中部管道（52)和后部管道（53); 所述中部管道（52)為用于安置所述氣泵（4)的管道，所述前部管道（51)為位于所述中部 管道（52)前面的管道，所述后部管道（53)為位于所述中部管道（52)后面的管道；
[0010] 所述后部管道（53)按從后到前的方向，其截面逐漸擴(kuò)張；所述前部管道（51)按從 后到前的方向，其截面逐漸收縮。 toon] 優(yōu)選的，所述翼型應(yīng)用于固定翼飛機(jī)、螺旋槳或旋翼。
[0012] 本發(fā)明還提供一種用于低雷諾數(shù)翼型的多縫道協(xié)同射流控制方法，包括以下步 驟：
[0013] 氣泵（4)同時(shí)驅(qū)動(dòng)前緣噴氣和后緣吸氣，對(duì)翼型表面氣流進(jìn)行主動(dòng)流動(dòng)控制；
[0014] 其中，前緣噴氣過(guò)程為：噴氣口（2)沿翼型（1)上表面的切向噴出高速度射流，所 噴出的高速度射流為翼型（1)上表面的主流注入能量，主流被射流引射加速，進(jìn)而加速上 表面流體的流動(dòng)，增加升力；另外，高速度的射流同樣也為邊界層注入能量，加速邊界層內(nèi) 的流動(dòng)，使得邊界層流動(dòng)能夠抵抗流體粘性及逆壓梯度的作用，避免出現(xiàn)層流分離現(xiàn)象；
[0015] 后緣吸氣過(guò)程為：邊界層氣體通過(guò)位于后緣吸氣區(qū)（3)的吸氣微孔（10)沿上表面 切向被吸入到后部管道（53);
[0016] 后部管道（53)沿流動(dòng)方向逐漸擴(kuò)張，使氣流流動(dòng)速度逐漸降低，壓力升高，在壓 力作用下進(jìn)入氣泵；然后，氣流再由氣泵做功增壓，流經(jīng)前部管道（51)，隨著前部管道（51) 逐漸收縮，流速增加，成為高速射流注入主流和邊界層之中。
[0017] 本發(fā)明提供的具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及控制方法，具有以下優(yōu) 占·
[0018] (1)采用同時(shí)在前緣噴氣和后緣微孔吸氣的主動(dòng)流動(dòng)控制方式，在明顯減小翼型 阻力的同時(shí)能夠增加升力，明顯提高了翼型的升阻特性；還有效控制層流分離；
[0019] (2)噴氣口和吸氣區(qū)的布置充分考慮流場(chǎng)特點(diǎn)，最大限度的降低了維持吹吸控制 所需的能量；
[0020] (3)噴氣和吸氣不需要額外的氣源，因此避免了復(fù)雜的通氣管路設(shè)計(jì)；
[0021] (4)不需移動(dòng)部件，易于實(shí)施，可以用于固定翼飛機(jī)的機(jī)翼，也可用于螺旋槳、旋翼 等旋轉(zhuǎn)類升力部件；既可以用于飛行器的起降階段，明顯減小滑跑距離；也可用于巡航階 段，節(jié)省燃油，降低運(yùn)行成本。

【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0022] 圖1是本發(fā)明的多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型剖視圖；
[0023] 圖2是為噴口的局部放大圖；
[0024] 圖3為吸氣區(qū)微孔布置示意圖；
[0025] 圖4為未加控制的低雷諾數(shù)翼型層流分離示意圖；
[0026] 圖5為本發(fā)明協(xié)同射流控制下的低雷諾數(shù)翼型流場(chǎng)示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0027] 以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明：
[0028] 本發(fā)明提供一種具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型，如圖1所示，為翼型 剖視圖，在翼型1上表面前緣設(shè)置噴氣口 2,參見(jiàn)圖2,為噴氣口的局部放大圖，在翼型2上 表面后緣設(shè)置由多個(gè)整齊排列的吸氣微孔10形成的吸氣區(qū)3 ;參見(jiàn)圖3,為吸氣區(qū)微孔布 置不意圖；作為一種優(yōu)選方式，噴氣口 2設(shè)置于弦線15 %?20 %位置處，噴氣口 2高度為 弦長(zhǎng)的3%?5%;吸氣區(qū)3布置于弦線40%?60%位置處，整個(gè)吸氣區(qū)范圍占弦長(zhǎng)長(zhǎng)度的 20 % ;吸氣微孔10直徑0· 5mm?1mm，沿流動(dòng)方向的數(shù)目為20?25 ;相鄰吸氣微孔10展向 間距均相等，為3?5mm。其中，弦線是指翼型從最前端點(diǎn)到最后端點(diǎn)的連線，其長(zhǎng)度為弦 長(zhǎng)。噴氣口 2和吸氣區(qū)3通過(guò)設(shè)置于翼型1內(nèi)部的氣流管道5連通，構(gòu)成吹吸氣回路；在氣 流管道5內(nèi)安裝有用于驅(qū)動(dòng)吸氣和噴氣同時(shí)進(jìn)行的氣泵4 ;并且，噴氣口 2與翼型1的上表 面垂直，保證射流沿曲面切向噴出；吸氣微孔10也與翼型1的上表面垂直，從而保證氣體沿 上表面切向被吸入。該種布局形式實(shí)現(xiàn)了對(duì)低雷諾數(shù)流動(dòng)狀態(tài)下層流分離的有效控制。層 流分離的消除能夠減小翼型阻力，改善翼型升阻特性。
[0029] 本發(fā)明中，噴氣口和吸氣區(qū)的布置位置充分考慮到繞翼型流動(dòng)的特點(diǎn)。噴氣口布 置于前緣，前緣附近區(qū)域是氣流速度在整個(gè)流場(chǎng)中速度最高的區(qū)域，即是壓力最低的區(qū)域， 因此，此處布置噴氣口有利于氣體的噴出；被噴出的氣體流經(jīng)翼型上表面，速度逐漸降低， 在后緣附近壓力上升，此處有利于吸氣的進(jìn)行。由于氣流流經(jīng)孔的速度越高，能量損失也就 越大，一方面希望以盡可能低的吸氣速度起到有效的控制，另一方面，還需要保證足夠的吸 氣流量，以吸入低能量邊界層氣體，達(dá)到控制作用。因此在一定的弦長(zhǎng)范圍內(nèi)，本發(fā)明布置 多個(gè)微孔，可同時(shí)滿足以上兩點(diǎn)要求，實(shí)現(xiàn)以較低的吸氣速度吸入低能量邊界層氣體的效 果。另外，氣泵消耗的功率與吸氣區(qū)和噴氣口的壓力差成正比，同時(shí)與吸氣流量或噴氣流量 成正比，該種布置方式能夠最大限度從這兩方面降低氣泵消耗的功率，進(jìn)而降低氣泵的能 源消耗。
[0030] 另外，本發(fā)明涉及到的氣流管道5包括前部管道51、中部管道52和后部管道53 ; 中部管道52為用于安置氣泵4的管道，前部管道51為位于中部管道52前面的管道，后部 管道53為位于中部管道52后面的管道；
[0031] 后部管道53按從后到前的方向，其截面逐漸擴(kuò)張，氣流由吸氣口被吸入后部管道 之中后，隨著管道截面逐漸擴(kuò)張，使氣流流動(dòng)速度逐漸降低，壓力升高，有利于氣泵的抽吸， 在壓力作用下進(jìn)入氣泵；前部管道51按從后到前的方向，其截面逐漸收縮，氣流由氣泵做 功增壓后流經(jīng)前部管道，隨著管道截面逐漸收縮。流速增加，成為高速射流注入到主流和邊 界層之中。
[0032] 本發(fā)明還提供一種用于低雷諾數(shù)翼型的多縫道協(xié)同射流控制方法，包括以下步 驟：
[0033] 氣泵4同時(shí)驅(qū)動(dòng)前緣噴氣和后緣吸氣，對(duì)翼型表面氣流進(jìn)行主動(dòng)流動(dòng)控制；
[0034] 其中，前緣噴氣過(guò)程為：噴氣口 2沿翼型1上表面的切向噴出高速度射流，所噴出 的高速度射流為翼型1上表面的主流注入能量，其中，主流9被射流引射加速；翼型的升力 正比于繞翼型的環(huán)量，即翼型的升力取決于翼型上下表面速度差。因而加速上表面的流動(dòng) 能夠達(dá)到增加升力的目的。常規(guī)翼型是通過(guò)前緣表面的曲率變化加速上表面氣流流動(dòng)進(jìn)而 產(chǎn)生升力，這種加速作用非常有限，而通過(guò)高速度的射流進(jìn)行引射加速，上表面氣流速度可 以達(dá)到很高，繞翼型的環(huán)量值是常規(guī)翼型所不能達(dá)到的。因此，本發(fā)明的控制方式能夠極大 增加翼型的升力。高速度的射流同樣也為邊界層注入能量，加速邊界層內(nèi)的流動(dòng)，使得邊界 層流動(dòng)能夠抵抗流體粘性及逆壓梯度的作用，避免出現(xiàn)層流分離現(xiàn)象；而當(dāng)使用常規(guī)翼型 時(shí)，流體的粘性作用使得邊界層內(nèi)的流動(dòng)速度逐漸減小，同時(shí)存在沿著流動(dòng)方向的壓力梯 度，也有使流動(dòng)減速的作用。上游邊界層的流體同時(shí)源源不斷向下流動(dòng)堆積，會(huì)產(chǎn)生流動(dòng)分 離現(xiàn)象。
[0035] 射流的另一方面作用體現(xiàn)在阻力的減小。如前，射流加速了上表面區(qū)域的主流速 度，也包括前緣附近的流動(dòng)。速度高的氣流在翼型前緣表面產(chǎn)生大的吸力，吸力的方向垂直 于表面指向外部流場(chǎng)，該吸力平行于流動(dòng)方向的分量并且與流動(dòng)方向相反，也與阻力方向 相反。另外射流噴出的作用力對(duì)于減小阻力是有利的。通過(guò)上述兩方面的作用，阻力極大 減小，本發(fā)明控制方法甚至能夠完全克服氣動(dòng)阻力，產(chǎn)生推力。
[0036] 后緣吸氣過(guò)程為：邊界層氣體通過(guò)位于后緣吸氣區(qū)3的吸氣微孔10沿上表面切向 被吸入到后部管道53 ;后部管道53沿流動(dòng)方向逐漸擴(kuò)張，使氣流流動(dòng)速度逐漸降低，壓力 升高，在壓力作用下進(jìn)入氣泵；然后，氣流再由氣泵做功增壓，流經(jīng)前部管道51，隨著前部 管道51逐漸收縮，流速增加，成為高速射流注入主流和邊界層之中。
[0037] 吸氣的效果同樣能夠加速翼型后緣的流動(dòng)速度，使得流動(dòng)能夠保持附著狀態(tài)，抑 制分離渦流的產(chǎn)生，提升了翼型的失速特性。噴氣和吸氣的協(xié)同作用能夠達(dá)到顯著增升減 阻、抑制層流分離的目的。
[0038] 本發(fā)明提供的多縫道協(xié)同射流控制方法，能夠改變局部流場(chǎng)特性。如圖4所示，為 未加控制的低雷諾數(shù)翼型層流分離示意圖。其中，11為未施加控制的翼型；12為主流；13為 層流分離區(qū)域；如圖5所示，為本發(fā)明協(xié)同射流控制下的低雷諾數(shù)翼型流場(chǎng)示意圖。其中， 8為射流9為吸入管道的低能量邊界層氣體；12為主流；14為管道內(nèi)部循環(huán)氣流；對(duì)比圖4 與圖5,采用本發(fā)明的多縫道協(xié)同射流控制方法，可顯著控制層流分離現(xiàn)象。
[0039] 經(jīng)驗(yàn)證，吸氣速度在僅有l(wèi)m/s?1. 5m/s的范圍內(nèi)已經(jīng)能夠有效控制層流分離的 產(chǎn)生，相比常規(guī)未加控制的翼型，采用本發(fā)明的多縫道協(xié)同射流控制后，升力增加約12%， 阻力減小約60%。將氣泵的功率消耗視為阻力的一部分，計(jì)算翼型的升阻比，升阻比增加達(dá) 到未加控制翼型的4倍。說(shuō)明本發(fā)明的低雷諾數(shù)多縫道協(xié)同射流控制是一種低能耗的、高 效的流動(dòng)控制方法。
[0040] 綜上，本發(fā)明提供的具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及控制方法，具有 以下優(yōu)點(diǎn)：
[0041] (1)采用同時(shí)在前緣噴氣和后緣微孔吸氣的主動(dòng)流動(dòng)控制方式，在明顯減小翼型 阻力的同時(shí)能夠增加升力，明顯提高了翼型的升阻特性；還有效控制層流分離；
[0042] (2)噴氣口和吸氣區(qū)的布置充分考慮流場(chǎng)特點(diǎn)，最大限度的降低了維持吹吸控制 所需的能量；
[0043] (3)噴氣和吸氣不需要額外的氣源，因此避免了復(fù)雜的通氣管路設(shè)計(jì)；
[0044] (4)不需移動(dòng)部件，易于實(shí)施，可以用于固定翼飛機(jī)的機(jī)翼，也可用于螺旋槳、旋翼 等旋轉(zhuǎn)類升力部件；既可以用于飛行器的起降階段，明顯減小滑跑距離；也可用于巡航階 段，節(jié)省燃油，降低運(yùn)行成本。
[0045] 以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本【技術(shù)領(lǐng)域】的普通技術(shù)人 員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng) 視本發(fā)明的保護(hù)范圍。
【權(quán)利要求】
1. 一種具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型，其特征在于，在翼型（1)上表面前 緣設(shè)置噴氣口（2)，在翼型（2)上表面后緣設(shè)置由多個(gè)整齊排列的吸氣微孔（10)形成的吸 氣區(qū)（3);所述噴氣口（2)和所述吸氣區(qū)（3)通過(guò)設(shè)置于所述翼型（1)內(nèi)部的氣流管道（5) 連通，構(gòu)成吹吸氣回路；在所述氣流管道（5)內(nèi)安裝有用于驅(qū)動(dòng)吸氣和噴氣同時(shí)進(jìn)行的氣 泵（4);并且，所述噴氣口（2)和所述吸氣微孔（10)均與所述翼型（1)的上表面垂直。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型，其特征在于，所 述噴氣口（2)設(shè)置于弦線15%?20%位置處，所述噴氣口（2)高度為弦長(zhǎng)的3%?5% ; 所述吸氣區(qū)⑶布置于弦線40 %?60 %位置處；所述吸氣微孔（10)直徑0. 5mm? 1mm，沿流動(dòng)方向的數(shù)目為20?25 ;相鄰吸氣微孔（10)展向間距均相等，為3?5mm。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型，其特征在于，所 述氣流管道（5)包括前部管道（51)、中部管道（52)和后部管道（53);所述中部管道（52) 為用于安置所述氣泵（4)的管道，所述前部管道（51)為位于所述中部管道（52)前面的管 道，所述后部管道（53)為位于所述中部管道（52)后面的管道； 所述后部管道（53)按從后到前的方向，其截面逐漸擴(kuò)張；所述前部管道（51)按從后到 前的方向，其截面逐漸收縮。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有多縫道協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型，其特征在于，所 述翼型應(yīng)用于固定翼飛機(jī)、螺旋槳或旋翼。
5. -種用于低雷諾數(shù)翼型的多縫道協(xié)同射流控制方法，其特征在于，包括以下步驟： 氣泵（4)同時(shí)驅(qū)動(dòng)前緣噴氣和后緣吸氣，對(duì)翼型表面氣流進(jìn)行主動(dòng)流動(dòng)控制； 其中，前緣噴氣過(guò)程為：噴氣口（2)沿翼型（1)上表面的切向噴出高速度射流，所噴出 的高速度射流為翼型（1)上表面的主流注入能量，主流被射流引射加速，進(jìn)而加速上表面 流體的流動(dòng)，增加升力；另外，高速度的射流同樣也為邊界層注入能量，加速邊界層內(nèi)的流 動(dòng)，使得邊界層流動(dòng)能夠抵抗流體粘性及逆壓梯度的作用，避免出現(xiàn)層流分離現(xiàn)象； 后緣吸氣過(guò)程為：邊界層氣體通過(guò)位于后緣吸氣區(qū)（3)的吸氣微孔（10)沿上表面切向 被吸入到后部管道（53); 后部管道（53)沿流動(dòng)方向逐漸擴(kuò)張，使氣流流動(dòng)速度逐漸降低，壓力升高，在壓力作 用下進(jìn)入氣泵；然后，氣流再由氣泵做功增壓，流經(jīng)前部管道（51)，隨著前部管道（51)逐漸 收縮，流速增加，成為高速射流注入主流和邊界層之中。
【文檔編號(hào)】B64C3/36GK104118557SQ201410386223
【公開(kāi)日】2014年10月29日 申請(qǐng)日期:2014年8月7日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月7日
【發(fā)明者】楊旭東, 宋超, 朱敏, 張順磊, 許建華, 宋文萍, 宋筆鋒, 安偉剛, 王海峰, 李育斌, 張玉剛 申請(qǐng)人:西北工業(yè)大學(xué)