一種具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及其控制方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及其控制方法，該具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型為：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)置吸氣口(3)；所述噴氣口(2)和所述吸氣口(3)通過設(shè)置于所述翼型(1)內(nèi)部的氣流管道(5)連通；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)和所述吸氣口(3)均與所述翼型(1)的上表面垂直。達(dá)到大幅增加翼型升力，同時(shí)明顯減小阻力、提升翼型失速特性，從而實(shí)現(xiàn)高效提升飛行器氣動(dòng)性能的目的；另外，還具有能耗小的優(yōu)點(diǎn)。
【專利說明】一種具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及其控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于流體控制【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及其控制方法。

【背景技術(shù)】
[0002]機(jī)翼是飛機(jī)產(chǎn)生升力的主要部件，其剖面形狀即翼型，翼型的空氣動(dòng)力學(xué)特性直接影響機(jī)翼的升阻力。目前常規(guī)的設(shè)計(jì)手段已經(jīng)很難大幅提升翼型的氣動(dòng)特性，而流動(dòng)控制方法則可以突破傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法的限制，達(dá)到顯著提升翼型升阻特性的效果，從而明顯改善飛行器性能。
[0003]目前，被動(dòng)流動(dòng)控制方法已有廣泛工程應(yīng)用。被動(dòng)流動(dòng)控制是指:通過被動(dòng)流動(dòng)控制裝置，如翼刀，渦流發(fā)生器等裝置，多而改變流動(dòng)環(huán)境。其缺點(diǎn)在于:該種控制是預(yù)先設(shè)定的，在非設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)，則無法達(dá)到最佳控制效果。
[0004]主動(dòng)流動(dòng)控制則更為靈活，其優(yōu)勢(shì)在于:能在需要的時(shí)間和部位出現(xiàn)，通過局部能量輸入，獲得局部或全局的流動(dòng)改變，進(jìn)而使飛行器飛行性能顯著改善。與被動(dòng)控制方式相比，主動(dòng)流動(dòng)控制具有更高的效率和魯棒性，具有廣闊的應(yīng)用前景。
[0005]對(duì)于低雷諾數(shù)飛行器，如高空無人機(jī)、平流層飛艇等，由于其空氣動(dòng)力學(xué)特性的影響導(dǎo)致氣動(dòng)效率不高。同時(shí)此類飛行器通常以長(zhǎng)時(shí)間滯空為設(shè)計(jì)目標(biāo)，并且受能源供給的限制，氣動(dòng)效率低是急待解決的問題。然而，現(xiàn)有用于提升翼型氣動(dòng)特性的主動(dòng)流動(dòng)控制方法，仍然具有較大的局限性，難以顯著增加升力、大幅改善失速特性，進(jìn)而改善飛行器性能。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及其控制方法，用于控制翼型附近流體的動(dòng)力學(xué)特性，達(dá)到大幅增加翼型升力，同時(shí)明顯減小阻力、提升翼型失速特性，從而實(shí)現(xiàn)高效提升飛行器氣動(dòng)性能的目的；另外，還具有能耗小的優(yōu)點(diǎn)。
[0007]本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下:
[0008]本發(fā)明提供一種具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型，在翼型(I)上表面前緣設(shè)置噴氣口(2)，在翼型(2)上表面后緣設(shè)置吸氣口(3);所述噴氣口(2)和所述吸氣口(3)通過設(shè)置于所述翼型(I)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)和所述吸氣口(3)均與所述翼型(I)的上表面垂直。
[0009]優(yōu)選的，所述噴氣口⑵設(shè)置于弦線7.0%?10%位置處，所述噴氣口⑵高度為弦長(zhǎng)的0.8%?1.5% ；
[0010]所述吸氣口(3)設(shè)置于弦線80%?88%位置處，所述吸氣口(3)高度為弦長(zhǎng)的
0.8%?1.5%。
[0011]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；
[0012]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。
[0013]優(yōu)選的，所述翼型應(yīng)用于固定翼飛機(jī)、螺旋槳或旋翼。
[0014]本發(fā)明還提供一種用于低雷諾數(shù)翼型的協(xié)同射流控制方法，包括以下步驟:
[0015]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；
[0016]其中，前緣噴氣過程為:噴氣口(2)沿翼型(I)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(I)上表面流體注入能量，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，氣流在翼型(I)前緣表面產(chǎn)生吸力，吸力的方向垂直于翼型(I)表面指向外部流場(chǎng)，該吸力平行于流動(dòng)方向的分量與流動(dòng)方向相反，且與阻力方向相反，進(jìn)而減小阻力；
[0017]后緣吸氣過程為:氣流在后緣的吸氣口(3)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，氣流被吸入氣泵，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之中。
[0018]綜上所述，本發(fā)明提供的具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及其控制方法，具有以下優(yōu)點(diǎn):
[0019](I)采用同時(shí)在前緣噴氣和后緣吸氣的主動(dòng)流動(dòng)控制方式，達(dá)到增加升力、減小阻力、改善失速特性目的；
[0020](2)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](3)氣流循環(huán)利用的機(jī)制能夠減小能源消耗；
[0022](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】

【附圖說明】
[0023]圖1是本發(fā)明的具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型剖視圖；
[0024]圖2是使用協(xié)同射流控制的翼型上表面速度分布示意圖；
[0025]圖3是未加控制的翼型上表面速度分布示意圖；
[0026]圖4是使用協(xié)同射流控制的翼型上表面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖；
[0027]圖5是未加控制的翼型上表面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0028]以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明:
[0029]本發(fā)明提供一種具有協(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I上表面前緣設(shè)置噴氣口 2，在翼型2上表面后緣設(shè)置吸氣口 3 ;噴氣口 2和吸氣口3通過設(shè)置于翼型I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 ;作為一種優(yōu)選方式,噴氣口 2設(shè)置于弦線7.0%?10%位置處，噴氣口 2高度為弦長(zhǎng)的0.8%?1.5% ;吸氣口 3設(shè)置于弦線80%?88%位置處，吸氣口 3高度為弦長(zhǎng)的0.8%?1.5%。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)。并且，噴氣口 2和吸氣口 3均與翼型I的上表面垂直，從而保證氣體沿上表面切向被噴出和吸入。
[0030]本發(fā)明中，噴氣口和吸氣口的布置位置充分考慮到繞翼型流動(dòng)的特點(diǎn)。由于氣流在翼型前緣被加速，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?？梢?，本發(fā)明提供的噴氣口和吸氣口布置方式，能夠最大限度降低氣流循環(huán)所需能量，降低了氣泵消耗的功率，減小氣泵負(fù)擔(dān)，降低能源消耗，通過本發(fā)明提供的主動(dòng)流動(dòng)控制方法，能夠以較低的功率取得明顯的增升減阻效果。
[0031]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；
[0032]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，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之中。
[0033]本發(fā)明還提供一種用于低雷諾數(shù)翼型的協(xié)同射流控制方法，包括以下步驟:
[0034]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；
[0035]其中，前緣噴氣過程為:噴氣口 2沿翼型I上表面的切向噴出高速度射流8，所噴出的高速度射流為翼型I上表面流體注入能量，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。
[0036]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。
[0037]后緣吸氣過程為:氣流在后緣的吸氣口 3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，氣流被吸入氣泵，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之中。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)到顯著增升減阻的目的。
[0038]本發(fā)明提供的協(xié)同射流控制方法，能夠改變局部流場(chǎng)特性，參見圖2，為使用協(xié)同射流控制的翼型上表面速度分布示意圖，10為噴氣口下游附近速度分布，11為吸氣口上游附近速度分布，可以看出，上表面的速度分布由于射流8的加速作用以及吸氣作用變得更加飽滿，抑制分離的能力加強(qiáng)。參見圖3，為未加控制的翼型上表面速度分布圖，12為未加控制翼型前緣附近速度分布，13為未加控制翼型后緣附近速度分布，由于氣體與翼型表面的粘性作用，流動(dòng)速度沿翼型表面的法向迅速降低，低速流動(dòng)的氣體抑制分離的能力較弱，在翼型迎角較大時(shí)容易產(chǎn)生大分離渦流，即進(jìn)入失速狀態(tài)，升力迅速減小，阻力急劇增加。如圖4所示，為使用協(xié)同射流控制的翼型上表面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖；如圖5所示，為未加控制的翼型上表面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖，對(duì)比圖4與圖5，采用本發(fā)明的協(xié)同射流控制方法，流動(dòng)在大迎角下仍然保持附著在上表面的狀態(tài)，延遲了翼型的失速；而未加控制的翼型大迎角下分離區(qū)域14發(fā)生失速。
[0039]經(jīng)驗(yàn)證，采用本發(fā)明提供的具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及其控制方法，翼型的升力系數(shù)、最大升力系數(shù)、失速迎角均有顯著提升。其中零度迎角下的升力系數(shù)能夠增加到70%，最大升力系數(shù)能夠提高到約150%，失速迎角增加約60%。同時(shí)，其零升迎角，阻力系數(shù)均有顯著降低，在小迎角范圍內(nèi)甚至可以產(chǎn)生推力。
[0040]綜上，本發(fā)明提供的具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型及其控制方法，具有以下優(yōu)點(diǎn):
[0041](I)采用同時(shí)在前緣噴氣和后緣吸氣的主動(dòng)流動(dòng)控制方式，達(dá)到增加升力、減小阻力、改善失速特性目的；
[0042](2)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)；
[0043](3)氣流循環(huán)利用的機(jī)制能夠減小能源消耗；
[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)人員來說，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】
1.一種具有協(xié)同射流控制的低雷諾數(shù)翼型，其特征在于，在翼型(I)上表面前緣設(shè)置噴氣口(2)，在翼型(2)上表面后緣設(shè)置吸氣口(3);所述噴氣口(2)和所述吸氣口(3)通過設(shè)置于所述翼型(I)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)和所述吸氣口(3)均與所述翼型(I)的上表面垂直。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有協(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7.0%?10%位置處，所述噴氣口(2)高度為弦長(zhǎng)的0.8%?1.5% ； 所述吸氣口(3)設(shè)置于弦線80%?88%位置處，所述吸氣口(3)高度為弦長(zhǎng)的0.8%?1.5%。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有協(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。
5.一種用于低雷諾數(shù)翼型的協(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，前緣噴氣過程為:噴氣口(2)沿翼型(I)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(I)上表面流體注入能量，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，氣流在翼型(I)前緣表面產(chǎn)生吸力，吸力的方向垂直于翼型(I)表面指向外部流場(chǎng)，該吸力平行于流動(dòng)方向的分量與流動(dòng)方向相反，且與阻力方向相反，進(jìn)而減小阻力； 后緣吸氣過程為:氣流在后緣的吸氣口(3)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，氣流被吸入氣泵，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，流速增力口，成為高速射流注入主流之中。
【文檔編號(hào)】B64C11/18GK104149967SQ201410386429
【公開日】2014年11月19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, 宋文萍, 許建華, 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)