專(zhuān)利名稱(chēng)：一種提高翼型(葉型)升力的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬運(yùn)輸類(lèi)中航空，飛機(jī)，及機(jī)械類(lèi)的流體機(jī)械。
現(xiàn)有流體葉輪機(jī)械的葉型剖面。螺旋槳及飛機(jī)機(jī)翼的剖面，不論是凹凸型，平實(shí)型還是雙凸型。均根據(jù)伯努利原理產(chǎn)生升力。即上表面氣流流速快，靜壓低，下表氣流流速慢，靜壓高，上下二面的壓力差就是升力?，F(xiàn)有的翼型有二個(gè)不理想的方面，一是升力系數(shù)不夠大;二是在攻角達(dá)到失速攻角(約12°～14°)后，翼型上表面后部發(fā)生大的附面層分離，失速導(dǎo)致升力突然降低。
自然界中的昆蟲(chóng)如蜻蜓，蜂，蚊蠅等，均利用翅扇動(dòng)，產(chǎn)生旋渦升力，其升力系數(shù)可比人造翼型升力系數(shù)多十多倍。
為了改善現(xiàn)有類(lèi)型的翼型升力人類(lèi)已采用了多種技術(shù)措施，但主要是集中在翼型上表面控制氣流分離的措施。如上表面開(kāi)許多小孔，對(duì)附面層進(jìn)行吸附或吹除，上表面最高點(diǎn)附近沿機(jī)翼翼展方向開(kāi)溝槽在溝中形成渦流以影響附面層，達(dá)到推遲或削弱附面層分離之目的?；蛟谏媳砻娓郊油怀鲇诒砻娴男郎u發(fā)生器，影響附面層結(jié)構(gòu)，推遲分離。以上幾種方法，或消耗吸，吹氣能量，或增加翼型的阻力，而所增加的升力值與原有升力相比小一個(gè)量級(jí)(10%量級(jí))。
在渦升力研究方面，三角翼飛機(jī)方面，自50年代以來(lái)，一直在研制利用邊條翼產(chǎn)生的流向誘導(dǎo)渦，使之附著在三角翼上表面，使三角翼的失速攻角增大到40～50°左右，這種做法增加了阻力，也不屬于渦升力翼型范圍。因?yàn)槿且淼囊硇筒⑽锤淖?。在渦升力翼型研究方面國(guó)外集中精力于非定常渦波共振等方面，在定常翼型方面無(wú)一成功先例。而非定常意味著機(jī)翼有控的顫動(dòng)，或變攻角，或是撲翼，成功之日十分遙遠(yuǎn)。
本發(fā)明之目的是在定常流翼型中提供能產(chǎn)生渦升力的翼型或技術(shù)措旋，以提高機(jī)翼。葉輪機(jī)械的流體力學(xué)性能高升力，高負(fù)載能力。
本發(fā)明提供的渦升力翼型的特征是在不改變?cè)腥魏晤?lèi)型的翼型(葉型)的上表面的形狀，僅在下表面利用凹坑或蒙皮上挖洞，在坑或洞的凹陷中產(chǎn)生旋渦，達(dá)到產(chǎn)生旋渦升力的目的。到目前為止尚無(wú)任何在翼型下表面挖洞以改善升力性能技術(shù)，故本發(fā)明為獨(dú)創(chuàng)性發(fā)明。


圖1為本發(fā)明所述在翼型下表面挖坑示意圖。
圖2為本發(fā)明所述在翼型下表面挖洞示意圖。
圖3為本發(fā)明所述在翼型下表面挖洞時(shí)洞的邊緣為卷邊結(jié)構(gòu)示意圖。
圖4為本發(fā)明所述在翼型下表面挖洞時(shí)洞的邊緣為折邊結(jié)構(gòu)示意圖。
圖5為本發(fā)明實(shí)施例實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線(xiàn)圖。
本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容是當(dāng)葉片或機(jī)翼是實(shí)心結(jié)構(gòu)或有較厚的下蒙皮時(shí)，可在下表面挖制出凹坑，凹坑的尺寸比弦長(zhǎng)小，坑數(shù)可是一個(gè)，也可沿弦長(zhǎng)均勻分布或不均勻分地設(shè)置多個(gè)，各個(gè)坑的形狀和大小可以相同也可不相同。凹坑的形狀可是圓形、半圓形、橢圓形、月牙形也可是多邊形?？拥纳疃纫暯Y(jié)構(gòu)強(qiáng)度許可而定?？拥椎男螤羁墒瞧降摹⒐饣娴囊部墒蔷哂信_(tái)階或凸起或局部洼陷的。當(dāng)翼型下表面是蒙皮時(shí)可在下蒙皮上壓成坑也可在下蒙皮上開(kāi)洞。洞的大小應(yīng)小于弦長(zhǎng)，洞的個(gè)數(shù)沿弦長(zhǎng)可是一個(gè)，可是均勻或不均勻幾個(gè)。各個(gè)洞的尺寸可一樣可不一樣。洞的形狀可是圓形、橢圓形、月牙形、半圓形或多邊形。洞的邊緣可是平滑的，可是向內(nèi)卷邊的或沖成一定角度的邊緣。其卷邊角應(yīng)是1°～60°。邊緣的形狀在洞的周邊可是相同的也可是不同的，在同一翼型下表面洞或坑可以是一樣的也可以是不一樣的。在一個(gè)翼型下表面上洞或坑的排列可以是棋盤(pán)方陣式、魚(yú)鱗交錯(cuò)式，蜂窩式也可是不規(guī)則的星云式或以上各形式的復(fù)合式的，在一個(gè)翼上排列方式可用一種也用幾種排列方式，可均勻也可不均勻。在一個(gè)翼型上可以是坑洞同時(shí)都有。
本發(fā)明所提供的技術(shù)中洞或坑的尺寸與翼弦長(zhǎng)之比值是可用同樣大小面積的圓孔的直徑做為其他形狀的坑或洞的當(dāng)量直徑，該當(dāng)量直徑與弦長(zhǎng)之比值可為1～80%。在一個(gè)翼型下表面上所有坑和洞的總面積與翼型下表面總面積之比可以是1～80%。
本發(fā)明的實(shí)施例為NACAOO12改制的渦升力翼型。洞與坑的總面積為翼型下表面總面積的30%。經(jīng)吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)所得升力系數(shù)曲線(xiàn)如圖5所示。其中實(shí)線(xiàn)為本發(fā)明實(shí)施例吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)測(cè)得曲線(xiàn)，虛線(xiàn)為原NACAOO12的測(cè)得曲線(xiàn)，實(shí)驗(yàn)表明推力系將隨洞或坑的具體形狀、大小、多少、位置排列形式的不同而不同。
權(quán)利要求
1.提高翼型(葉型)升力的方法一般是設(shè)計(jì)出能減小翼型上表面流附面層分離的翼型或在上表面上設(shè)置某些減小氣流附面層分離的措施，本發(fā)明特征在于不改變現(xiàn)有翼型(葉型)上表面的形狀，只在下表面設(shè)置產(chǎn)生渦流升力的凹坑或洞。
2.如權(quán)利要求1所述提高翼型(葉型)升力的方法其特征是在翼型(葉型)上的下表面上可以是設(shè)置凹坑、可以是洞也可以是坑和洞都有。
3.如權(quán)利要求1所述提高翼型(葉型)升力的方法其特征是在一個(gè)翼型(葉型)上，坑和洞的總面積可以是原翼型(葉型)下表面總面積的1～80%。
4.如權(quán)利要求1所述提高翼型(葉型)升力的方法，其特征是洞或坑在翼型(葉型)下表面的分布可以是均勻的也可以是不均勻的。
5.如權(quán)利要求1所述提高翼型(葉型)升力的方法，其特征是洞或坑的排列方式可以是棋盤(pán)方陣式，可以是魚(yú)鱗交錯(cuò)式，可以是蜂窩式也可以是不規(guī)則星云狀。
6.如權(quán)利要求1所述提高翼型(葉型)升力的方法其特征是在翼型下表所設(shè)置的坑或洞大小是小于翼型弦長(zhǎng)的，沿弦長(zhǎng)布置可以是一個(gè)也可以是多個(gè)，坑或洞的形狀可以是圓的、橢圓的、半圓的，月牙形的，也可是多邊型的。
7.如權(quán)要求1所述提高翼型(葉型)升力的方法，其特征是在下表面所設(shè)置洞的邊緣可以是平滑的(無(wú)卷邊)，可以是卷邊的也可以是沖成一定形狀的或折邊的。沿孔的周邊的邊緣形式可以是相同的也可以是不相同的卷邊。
8.如權(quán)利要求1所述提高翼型(葉型)升力的方法，其特征是折邊的角度可以是1°～6°。
9.如權(quán)利要求1所述提高翼型(葉型)升力的方法，其特征是坑或洞的尺寸與翼型弦長(zhǎng)之比可用與孔或洞同樣大小面積的圓孔的直徑做為當(dāng)量直徑，該當(dāng)量直徑與弦長(zhǎng)之比可以是弦長(zhǎng)的1～80%。
全文摘要
本發(fā)明提供的旋渦升力翼型(葉型)的特征是在不改變?cè)腥魏晤?lèi)型的翼型(葉型)的上表面形狀的情況下，僅在下表面設(shè)置凹坑或蒙皮上挖洞，利用在坑或洞中產(chǎn)生旋渦，達(dá)到產(chǎn)生旋渦升力的目的。到目前為止尚無(wú)任何在翼型下表面挖坑，挖洞的改善升力性能的措施。
文檔編號(hào)B64C23/06GK1080608SQ9210524
公開(kāi)日1994年1月12日 申請(qǐng)日期1992年7月3日 優(yōu)先權(quán)日1992年7月3日
發(fā)明者高歌 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)