[發(fā)明專利]一種改善繞水翼空化流動(dòng)的主動(dòng)射流結(jié)構(gòu)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110471877.9
• 申請(qǐng)日: 2021-04-29
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN113187644B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-08-23
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王飛;燕浩;曾億山;蘇曉珍;王渭;吳尖斌
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 合肥工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): F03B3/12
• 分類號(hào): F03B3/12;F03B11/04;B63B1/24;B63H1/00;F15D1/00;F03B13/26
• 代理公司: 合肥和瑞知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 34118
• 代理人: 柯凱敏;馬舒

本發(fā)明公開(kāi)了一種改善繞水翼空化流動(dòng)的主動(dòng)射流結(jié)構(gòu)，包括翼型本體，翼型本體內(nèi)沿展長(zhǎng)方向開(kāi)設(shè)有由吸力面凹入翼型本體內(nèi)的主動(dòng)射流腔，主動(dòng)射流腔位于吸力面上的開(kāi)口即為射流出口，所述主動(dòng)射流腔沿展長(zhǎng)方向貫穿翼型本體其中一側(cè)翼端以形成射流入口；所述主動(dòng)射流腔內(nèi)凸設(shè)有位于射流入口以及射流出口之間的用于延長(zhǎng)流體流動(dòng)路徑的整流梢，沿流體流向，主動(dòng)射流腔內(nèi)的過(guò)流面積逐漸減小；所述主動(dòng)射流腔內(nèi)沿翼型本體展長(zhǎng)方向設(shè)置有位于流體流動(dòng)路徑上的整流段，整流段上開(kāi)設(shè)有供流體通過(guò)的整流孔，沿遠(yuǎn)離射流入口方向，各相鄰整流孔的間距逐漸變大。本發(fā)明解決了現(xiàn)有主動(dòng)射流結(jié)構(gòu)流體分布均勻性差以及翼型的升阻及流動(dòng)特性優(yōu)化效果不佳的問(wèn)題。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及流體機(jī)械領(lǐng)域，具體是一種改善繞水翼空化流動(dòng)的主動(dòng)射流結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)

翼型是流體機(jī)械領(lǐng)域的基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)，已在航空領(lǐng)域的機(jī)翼、螺旋槳翼型、風(fēng)力發(fā)電葉片截面翼型、潮汐能發(fā)電葉片翼型等領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用。隨著科學(xué)技術(shù)及流體機(jī)械行業(yè)的快速發(fā)展，特別是隨著應(yīng)用領(lǐng)域的擴(kuò)展，像潮汐能發(fā)電、船用噴水推進(jìn)器、水下航行器等水力機(jī)械的大范圍使用，人們不再滿足于傳統(tǒng)機(jī)翼所提供的動(dòng)力學(xué)性能，對(duì)翼型性能提出的要求也越來(lái)越高。隨著流體介質(zhì)密度和粘度的變化，造成繞流雷諾數(shù)、斯特勞哈爾數(shù)的變化，高速運(yùn)行時(shí)翼型前緣更易出現(xiàn)大量渦區(qū)、空化流動(dòng)、云空化等復(fù)雜不穩(wěn)定流動(dòng)，長(zhǎng)時(shí)間在這些狀態(tài)下運(yùn)行時(shí)，易形成空蝕，破壞水力機(jī)械壁面，誘發(fā)振動(dòng)噪音，嚴(yán)重影響其性能。

現(xiàn)有技術(shù)中，為了優(yōu)化翼型的升阻特性及流動(dòng)特性，通常在翼型前沿處開(kāi)設(shè)主動(dòng)射流口，利用主動(dòng)射流抑制翼型前沿的層流分流，提高翼型的升阻特性及流動(dòng)特性。雖然現(xiàn)有的主動(dòng)射流技術(shù)能起到一定的優(yōu)化效果，但由于目前的主動(dòng)射流口結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單，僅存在單一的射流通道，因而從射流口射入的流體分布均勻性較差，對(duì)翼型的升阻及流動(dòng)特性優(yōu)化效果不佳，因此亟待解決。

發(fā)明內(nèi)容

為了避免和克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明提供了一種改善繞水翼空化流動(dòng)的主動(dòng)射流結(jié)構(gòu)。本發(fā)明本發(fā)明使主動(dòng)射流離開(kāi)射流出口后分布更加均勻，減小了渦區(qū)面積，抑制了翼型吸力面流動(dòng)分離的能力，使得分離點(diǎn)更靠近翼型的尾緣，以顯著提高升力系數(shù)。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：

一種改善繞水翼空化流動(dòng)的主動(dòng)射流結(jié)構(gòu)，包括翼型本體，翼型本體內(nèi)沿展長(zhǎng)方向開(kāi)設(shè)有由吸力面凹入翼型本體內(nèi)的主動(dòng)射流腔，主動(dòng)射流腔位于吸力面上的開(kāi)口即為射流出口，所述主動(dòng)射流腔沿展長(zhǎng)方向布置有貫穿翼型本體其中一側(cè)翼端的射流入口，射流入口與主動(dòng)射流源相連通；所述主動(dòng)射流腔內(nèi)凸設(shè)有位于射流入口以及射流出口之間的用于延長(zhǎng)流體流動(dòng)路徑的整流梢，沿流體流向，主動(dòng)射流腔內(nèi)的過(guò)流面積逐漸減小；

所述主動(dòng)射流腔內(nèi)沿翼型本體展長(zhǎng)方向設(shè)置有位于流體流動(dòng)路徑上并隔斷路徑的整流段，整流段上開(kāi)設(shè)有供流體通過(guò)的整流孔，沿遠(yuǎn)離射流入口方向，各相鄰整流孔的間距逐漸變大。

作為本發(fā)明進(jìn)一步的方案：所述整流梢自翼型本體的吸力面沿翼型來(lái)流方向延伸至主動(dòng)射流腔中；所述整流梢將主動(dòng)射流腔分隔成沿流體流動(dòng)方向依次布置的預(yù)壓縮腔、過(guò)渡壓縮腔以及射流壓縮腔，整流梢端部與主動(dòng)射流腔之間的間隙即為過(guò)渡壓縮腔，所述預(yù)壓縮腔與射流入口相連通，射流壓縮腔的射流出口朝向與吸力面表面的流體流向相同。

作為本發(fā)明再進(jìn)一步的方案：所述整流段為整流管，整流管與射流入口形狀吻合，沿射流入口插入預(yù)壓縮腔中并固定。

作為本發(fā)明再進(jìn)一步的方案：以翼型本體的弦長(zhǎng)為L(zhǎng)，整流管與翼型前沿的距離為0.3L，射流出口高度為0.002L～0.008L，射流出口與翼型前沿的距離為0.2L～0.4L。

作為本發(fā)明再進(jìn)一步的方案：所述射流壓縮腔內(nèi)設(shè)置有流道分隔板，將射流壓縮腔沿展長(zhǎng)方向分隔成至少兩條流道。

作為本發(fā)明再進(jìn)一步的方案：以翼型本體的弦長(zhǎng)為L(zhǎng)，射流出口寬度為0.8L，所述流道分隔板的寬度為0.1L，流道分隔板共有兩塊，將射流出口均勻分隔成三條寬為0.2L的流道。