[發(fā)明專利]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

有效

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• 申請日: 2014-08-07
• 公開（公告）號(hào): CN104149967A
• 公開（公告）日: 2014-11-19
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 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（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): B64C3/10
• 分類號(hào): B64C3/10;B64C3/36;B64C11/18;B64C27/467
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務(wù)所 11337
• 代理人: 席小東

技術(shù)領(lǐng)域

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)

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。

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。

主動(dòng)流動(dòng)控制則更為靈活，其優(yōu)勢在于：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。

對于低雷諾數(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

針對現(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)。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

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(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，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(1)的上表面垂直。

優(yōu)選的，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)高度為弦長的0.8％～1.5％。

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；

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。

優(yōu)選的，所述翼型應(yīng)用于固定翼飛機(jī)、螺旋槳或旋翼。

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：

氣泵(4)同時(shí)驅(qū)動(dòng)前緣噴氣和后緣吸氣，對翼型表面氣流進(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(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(1)前緣表面產(chǎn)生吸力，吸力的方向垂直于翼型(1)表面指向外部流場，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，流速增加，成為高速射流注入主流之中。

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)：

(1)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；

(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)；

(3)氣流循環(huán)利用的機(jī)制能夠減小能源消耗；

(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。

附圖說明