CN104149967B - 一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，该具有协同射流控制的低雷诺数翼型为：在翼型(1)上表面前缘设置喷气口(2)，在翼型(2)上表面后缘设置吸气口(3)；所述喷气口(2)和所述吸气口(3)通过设置于所述翼型(1)内部的气流管道(5)连通；在所述气流管道(5)内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵(4)；并且，所述喷气口(2)和所述吸气口(3)均与所述翼型(1)的上表面垂直。达到大幅增加翼型升力，同时明显减小阻力、提升翼型失速特性，从而实现高效提升飞行器气动性能的目的；另外，还具有能耗小的优点。

Description

一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法

技术领域

本发明属于流体控制技术领域，具体涉及一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法。

背景技术

机翼是飞机产生升力的主要部件，其剖面形状即翼型，翼型的空气动力学特性直接影响机翼的升阻力。目前常规的设计手段已经很难大幅提升翼型的气动特性，而流动控制方法则可以突破传统设计方法的限制，达到显著提升翼型升阻特性的效果，从而明显改善飞行器性能。

目前，被动流动控制方法已有广泛工程应用。被动流动控制是指：通过被动流动控制装置，如翼刀，涡流发生器等装置，多而改变流动环境。其缺点在于：该种控制是预先设定的，在非设计状态时，则无法达到最佳控制效果。

主动流动控制则更为灵活，其优势在于：能在需要的时间和部位出现，通过局部能量输入，获得局部或全局的流动改变，进而使飞行器飞行性能显著改善。与被动控制方式相比，主动流动控制具有更高的效率和鲁棒性，具有广阔的应用前景。

对于低雷诺数飞行器，如高空无人机、平流层飞艇等，由于其空气动力学特性的影响导致气动效率不高。同时此类飞行器通常以长时间滞空为设计目标，并且受能源供给的限制，气动效率低是急待解决的问题。然而，现有用于提升翼型气动特性的主动流动控制方法，仍然具有较大的局限性，难以显著增加升力、大幅改善失速特性，进而改善飞行器性能。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，用于控制翼型附近流体的动力学特性，达到大幅增加翼型升力，同时明显减小阻力、提升翼型失速特性，从而实现高效提升飞行器气动性能的目的；另外，还具有能耗小的优点。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型，在翼型(1)上表面前缘设置喷气口(2)，在翼型(1)上表面后缘设置吸气口(3)；所述喷气口(2)和所述吸气口(3)通过设置于所述翼型(1)内部的气流管道(5)连通，构成吹吸气回路；在所述气流管道(5)内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵(4)；并且，所述喷气口(2)和所述吸气口(3)均与所述翼型(1)的上表面垂直。

优选的，所述喷气口(2)设置于弦线7.0％～10％位置处，所述喷气口(2)高度为弦长的0.8％～1.5％；

所述吸气口(3)设置于弦线80％～88％位置处，所述吸气口(3)高度为弦长的0.8％～1.5％。

优选的，所述气流管道(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)为用于安置所述气泵(4)的管道，所述前部管道(51)为位于所述中部管道(52)前面的管道，所述后部管道(53)为位于所述中部管道(52)后面的管道；

所述后部管道(53)按从后到前的方向，其截面逐渐扩张；所述前部管道(51)按从后到前的方向，其截面逐渐收缩。

优选的，所述翼型应用于固定翼飞机、螺旋桨或旋翼。

本发明还提供一种用于低雷诺数翼型的协同射流控制方法，包括以下步骤：

气泵(4)同时驱动前缘喷气和后缘吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；

其中，前缘喷气过程为：喷气口(2)沿翼型(1)上表面的切向喷出高速度射流，所喷出的高速度射流为翼型(1)上表面流体注入能量，主流被射流引射加速，进而加速上表面流体的流动，增加升力；另外，气流在翼型(1)前缘表面产生吸力，吸力的方向垂直于翼型(1)表面指向外部流场，该吸力平行于流动方向的分量与流动方向相反，且与阻力方向相反，进而减小阻力；

后缘吸气过程为：气流在后缘的吸气口(3)沿上表面切向被吸入到后部管道(53)；后部管道(53)沿流动方向逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，气流被吸入气泵，然后，气流再由气泵做功增压，流经前部管道(51)，随着前部管道(51)逐渐收缩，流速增加，成为高速射流注入主流之中。

综上所述，本发明提供的具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，具有以下优点：

(1)采用同时在前缘喷气和后缘吸气的主动流动控制方式，达到增加升力、减小阻力、改善失速特性目的；

(2)喷气和吸气不需要额外的气源，因此避免了复杂的通气管路设计；

(3)气流循环利用的机制能够减小能源消耗；

(4)不需移动部件，易于实施，可以用于固定翼飞机的机翼，也可用于螺旋桨、旋翼等旋转类升力部件；既可以用于飞行器的起降阶段，明显减小滑跑距离；也可用于巡航阶段，节省燃油，降低运行成本。

附图说明

图1是本发明的具有协同射流控制的低雷诺数翼型剖视图；

图2是使用协同射流控制的翼型上表面速度分布示意图；

图3是未加控制的翼型上表面速度分布示意图；

图4是使用协同射流控制的翼型上表面流场结构示意图；

图5是未加控制的翼型上表面流场结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明进行详细说明：

本发明提供一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型，如图1所示，为翼型剖视图，在翼型1上表面前缘设置喷气口2，在翼型1上表面后缘设置吸气口3；喷气口2和吸气口3通过设置于翼型1内部的气流管道5连通，构成吹吸气回路；在气流管道5内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵4；作为一种优选方式，喷气口2设置于弦线7.0％～10％位置处，喷气口2高度为弦长的0.8％～1.5％；吸气口3设置于弦线80％～88％位置处，吸气口3高度为弦长的0.8％～1.5％。其中，弦线是指翼型从最前端点到最后端点的连线，其长度为弦长。并且，喷气口2和吸气口3均与翼型1的上表面垂直，从而保证气体沿上表面切向被喷出和吸入。

本发明中，喷气口和吸气口的布置位置充分考虑到绕翼型流动的特点。由于气流在翼型前缘被加速，前缘附近区域是气流速度在整个流场中速度最高的区域，即是压力最低的区域，因此，此处布置喷气口有利于气体的喷出；被喷出的气体流经翼型上表面，速度逐渐降低，在后缘附近压力上升，此处有利于吸气的进行。可见，本发明提供的喷气口和吸气口布置方式，能够最大限度降低气流循环所需能量，降低了气泵消耗的功率，减小气泵负担，降低能源消耗，通过本发明提供的主动流动控制方法，能够以较低的功率取得明显的增升减阻效果。

另外，本发明涉及到的气流管道5包括前部管道51、中部管道52和后部管道53；中部管道52为用于安置气泵4的管道，前部管道51为位于中部管道52前面的管道，后部管道53为位于中部管道52后面的管道；

后部管道53按从后到前的方向，其截面逐渐扩张，气流由吸气口被吸入后部管道之中后，随着管道截面逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，在压力作用下进入气泵；前部管道51按从后到前的方向，其截面逐渐收缩，气流由气泵做功增压后流经前部管道，随着管道截面逐渐收缩。流速增加，成为高速射流注入到主流之中。

本发明还提供一种用于低雷诺数翼型的协同射流控制方法，包括以下步骤：

气泵4同时驱动前缘喷气和后缘吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；

其中，前缘喷气过程为：喷气口2沿翼型1上表面的切向喷出高速度射流8，所喷出的高速度射流为翼型1上表面流体注入能量，主流9被射流引射加速；翼型的升力正比于绕翼型的环量，即翼型的升力取决于翼型上下表面速度差。因而加速上表面的流动能够达到增加升力的目的。常规翼型是通过前缘表面的曲率变化加速上表面气流流动进而产生升力，这种加速作用非常有限，而通过高速度的射流进行引射加速，上表面气流速度可以达到很高，绕翼型的环量值是常规翼型所不能达到的。因此，本发明的控制方式能够极大增加翼型的升力。

射流的另一方面作用体现在阻力的减小。如前，射流加速了上表面区域的主流速度，也包括前缘附近的流动。速度高的气流在翼型前缘表面产生大的吸力，吸力的方向垂直于表面指向外部流场，该吸力平行于流动方向的分量并且与流动方向相反，也与阻力方向相反。另外射流喷出的作用力对于减小阻力是有利的。通过上述两方面的作用，阻力极大减小，本发明控制方法甚至能够完全克服气动阻力，产生推力。

后缘吸气过程为：气流在后缘的吸气口3沿上表面切向被吸入到后部管道53；后部管道53沿流动方向逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，气流被吸入气泵，然后，气流再由气泵做功增压，流经前部管道51，随着前部管道51逐渐收缩，流速增加，成为高速射流注入主流之中。吸气的效果同样能够加速翼型后缘的流动速度，使得流动能够保持附着状态，抑制分离涡流的产生，提升了翼型的失速特性。喷气和吸气的协同作用能够达到显著增升减阻的目的。

本发明提供的协同射流控制方法，能够改变局部流场特性，参见图2，为使用协同射流控制的翼型上表面速度分布示意图，10为喷气口下游附近速度分布，11为吸气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的加速作用以及吸气作用变得更加饱满，抑制分离的能力加强。参见图3，为未加控制的翼型上表面速度分布图，12为未加控制翼型前缘附近速度分布，13为未加控制翼型后缘附近速度分布，由于气体与翼型表面的粘性作用，流动速度沿翼型表面的法向迅速降低，低速流动的气体抑制分离的能力较弱，在翼型迎角较大时容易产生大分离涡流，即进入失速状态，升力迅速减小，阻力急剧增加。如图4所示，为使用协同射流控制的翼型上表面流场结构示意图；如图5所示，为未加控制的翼型上表面流场结构示意图，对比图4与图5，采用本发明的协同射流控制方法，流动在大迎角下仍然保持附着在上表面的状态，延迟了翼型的失速；而未加控制的翼型大迎角下分离区域14发生失速。

经验证，采用本发明提供的具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，翼型的升力系数、最大升力系数、失速迎角均有显著提升。其中零度迎角下的升力系数能够增加到70％，最大升力系数能够提高到约150％，失速迎角增加约60％。同时，其零升迎角，阻力系数均有显著降低，在小迎角范围内甚至可以产生推力。

综上，本发明提供的具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，具有以下优点：

(1)采用同时在前缘喷气和后缘吸气的主动流动控制方式，达到增加升力、减小阻力、改善失速特性目的；

(2)喷气和吸气不需要额外的气源，因此避免了复杂的通气管路设计；

(3)气流循环利用的机制能够减小能源消耗；

(4)不需移动部件，易于实施，可以用于固定翼飞机的机翼，也可用于螺旋桨、旋翼等旋转类升力部件；既可以用于飞行器的起降阶段，明显减小滑跑距离；也可用于巡航阶段，节省燃油，降低运行成本。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型，其特征在于，在翼型(1)上表面前缘设置喷气口(2)，在翼型(1)上表面后缘设置吸气口(3)；所述喷气口(2)和所述吸气口(3)通过设置于所述翼型(1)内部的气流管道(5)连通，构成吹吸气回路；在所述气流管道(5)内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵(4)；并且，所述喷气口(2)和所述吸气口(3)均与所述翼型(1)的上表面垂直；

其中，所述气流管道(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)为用于安置所述气泵(4)的管道，所述前部管道(51)为位于所述中部管道(52)前面的管道，所述后部管道(53)为位于所述中部管道(52)后面的管道；

所述后部管道(53)按从后到前的方向，其截面逐渐扩张；所述前部管道(51)按从后到前的方向，其截面逐渐收缩。

2.根据权利要求1所述的具有协同射流控制的低雷诺数翼型，其特征在于，所述喷气口(2)设置于弦线7.0％～10％位置处，所述喷气口(2)高度为弦长的0.8％～1.5％；

所述吸气口(3)设置于弦线80％～88％位置处，所述吸气口(3)高度为弦长的0.8％～1.5％。

3.根据权利要求1所述的具有协同射流控制的低雷诺数翼型，其特征在于，所述翼型应用于固定翼飞机、螺旋桨或旋翼。

4.一种用于低雷诺数翼型的协同射流控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

气泵(4)同时驱动前缘喷气和后缘吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；

其中，前缘喷气过程为：喷气口(2)沿翼型(1)上表面的切向喷出高速度射流，所喷出的高速度射流为翼型(1)上表面流体注入能量，主流被射流引射加速，进而加速上表面流体的流动，增加升力；另外，气流在翼型(1)前缘表面产生吸力，吸力的方向垂直于翼型(1)表面指向外部流场，该吸力平行于流动方向的分量与流动方向相反，且与阻力方向相反，进而减小阻力；

后缘吸气过程为：气流在后缘的吸气口(3)沿上表面切向被吸入到后部管道(53)；后部管道(53)沿流动方向逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，气流被吸入气泵，然后，气流再由气泵做功增压，流经前部管道(51)，随着前部管道(51)逐渐收缩，流速增加，成为高速射流注入主流之中。