CN101633406B - 一种机翼附面层反环量吹除装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机翼附面层反环量吹除装置，包括吹气通道、旋流器和端面；在机翼表面开有吹气缝，吹气通道为曲面形状，包括圆弧面和曲面，曲面一端光滑连接圆弧面，另一端连接吹气缝，并且与机翼表面相切，相切处做倒角处理；吹气通道垂直于机翼所在平面的两端或者中间连接旋流器，圆弧面的半径、壁厚均与旋流器的圆形腔体相同；吹气通道两端的旋流器与机翼的表面和曲面之间用端面密封，所述的旋流器，具有切向进气口，旋流器的气流旋转方向与分流漩涡相反。本发明的附面层反环量吹除装置与常用的单独吹气方案相比能更好的抑制流动分离，并能在小吹气量下彻底消除分离区，提高流场品质。

Description

一种机翼附面层反环量吹除装置

技术领域

本发明涉及一种机翼附面层反环量吹除装置，属于流体流动分离控制技术领域。

背景技术

附面层分离是由于粘性的存在而造成的一种附面层脱离物体表面的流动分离现象，这一现象严重制约着人类航空、航天、航海等流体力学相关领域的发展。对于飞机来说，无论是其外形设计还是发动机的压气机设计，都受到附面层流动分离现象的不利影响，比如飞机失速和发动机喘振现象。而人们对于附面层流动控制技术的研究，几乎早在1904年普朗特提出了附面层(又称边界层)理论的同时就已经开始，并取得了一定的进展。

如图1所示，为翼型表面的附面层流动分离示意图，从图中可以看出，在分离点10(seperation point)之前，流动底层11(Boundary layer region)的速度逐渐减小，直到分离点10处的零值，而在分离点10之后，则出现了顺时针旋转的分离漩涡12，传统的吹气、吸气方式或吹入高速气流或吸除低速气流，都是通过增加流动底层11的流动速度。

目前来说，应用于真实飞行的附面层控制技术，多为被动方式，例如旋涡发生器。被动控制方式具有结构简单的优点，但同时也存在明显的不足：被动控制方式只能对某个状态点的流动进行改善，无法主动调整以应对复杂多变的飞行状况。

简单的开缝吸气和吹气控制是比较典型的两种附面层主动控制方案。吸气控制的原理是在分离区开缝，吸除附面层底部的低速气流以延缓分离。而传统的吹气控制则是通过向该区域吹入高速气流，加速低速气流，从而达到延缓或抑制附面层分离的目的。这两种控制方案都能够起到延缓分离的作用，但也同时具有自身的明显不足。对于吸气方案来说，吸气量的控制要求非常严格，吸气量过大同样会因吸气造成的负堵塞效应而使流动在缝隙后经历更为严峻的局部扩压过程，造成流动仍有分离的趋势。而对于单一的吹气方式，在吹气量较小的情况下，控制效果并不明显，而一味的增加吹气量，势必降低发动机的效率。

除了传统的吸气、吹气控制方案，还有多缝吸气、多缝吹气、震荡吹气、电磁控制等方案，这些方案都具有自身的优缺点。多缝吹气可以降低对吹气耗能的需求，但沿机翼的多条开缝势必降低机翼的结构强度。震荡吹气的原理是利用具有一定震荡频率的脉冲气流去吹除附面层，研究报告称利用这种方式可以得较好的控制效果，而对其机理却并无明确定论，较为一致的观点是合适的震荡频率能够和流场内的分离漩涡“共振”，改变其流动特征，从而起到改善流场状况的作用。从其原理可以看出，要找出这一合适频率显然并不简单，同时，在不合适的情况下也可能带来不利影响。而对于电磁控制方案，其原理是采用磁致伸缩材料做机翼，然后可以主动加载磁场，从而可以依据流场状况调整机翼的外形，改善绕机翼的流动。该方法的优点是具有相当大的主动控制能力，但缺点也很明显，需要设置大量的传感器以判定机翼每个部分的流场状态，从而才能进行相应的调整。

正是由于每种主动控制方案都有自身难以克服的缺点，因此附面层主动控制技术在实际飞行中鲜有采用，同时需要指出的是，以上各种方案，甚至在基本原理方面，也未有大的突破，吹、吸气方案仍是停留在加速粘性底层的思想上，震荡吹气方案原理未明，而电磁控制其本质仍是改变机翼弯度、厚度等被动控制的思想，是一种试图采用先进的技术来破解附面层控制难题的方法，但受制于目前的技术水平，尚难以在真实飞行中见效。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种机翼附面层反环量吹除装置，利用逆时针旋转的旋流器，制造出与分离漩涡相反的旋转流动，去削弱、抵消流动分离漩涡；同时，吹出的高速气流也增加了底层的流动速度，两者并用，更好的消除流动分离。

本发明的一种机翼附面层反环量吹除装置，在机翼表面开有吹气缝，装置包括吹气通道、旋流器和密封连接平台；

所述的吹气缝位于整个飞机在飞行中所需的最大迎角时流动分离点的位置或在最大迎角时的流动分离点之前；

吹气通道为曲面形状，包括圆弧面和曲面，圆弧面的内径与旋流器内径相同，圆弧面的两端连接两个曲面，圆弧面位于曲面的下方，曲面一端光滑连接圆弧面，另一端连接吹气缝，并且与机翼表面相切，相切处做倒角处理，为光滑过渡；所述的吹气通道为一个倒着的“，”逗号形状；曲面沿机翼展向为直线或者弯曲由机翼沿展向的变化决定；吹气通道的出气口即为吹气缝；

吹气通道垂直于机翼所在平面的两端或者中间设置旋流器，圆弧面的半径、壁厚均与旋流器的圆形腔体相同，二者紧密结合；吹气通道两端旋流器的圆形腔体与机翼的表面和曲面之间用密封连接平台连接并且密封；

所述的旋流器包括圆形腔体和切向进气口，圆形腔体一端封闭，另一端与吹气通道相连，圆形腔体的半径和壁厚与吹气通道的圆弧面相同，二者紧密结合，圆形腔体的圆柱壁面上具有切向进气口，气体从旋流器的切向进气口进入，经过吹气通道从出气口吹出，形成逆时针漩涡的旋流；旋流器的气流旋转方向与分流漩涡相反。

本发明的优点在于：

(1)本发明的机翼附面层反环量吹除装置与常用的单独吹气方案相比能更好的抑制流动分离，并能在小吹气量下彻底消除分离区，提高流场品质；

(2)本装置从抑制流动分离漩涡和增加底层流动速度这两方面同时入手，在控制原理上比传统的单独吹气方案更加合理；

(3)本发明所述的装置结构简单、重量轻，因此易于在飞行器上实现；

(4)本发明所述的装置在抑制分离时与常用单独吹气方案相比，能量消耗更小；

(5)本发明所述的装置用途广泛，适用于航空、航天、航海等众多流体力学相关领域内的附面层分离控制。

附图说明

图1是现有技术中翼型表面附面层分离流动示意图；

图2是本发明的机翼附面层反环量吹除装置原理示意图；

图3是本发明的机翼附面层反环量吹除装置结构示意图；

图4是本发明的机翼附面层反环量吹除装置放大结构示意图；

图5是本发明的机翼附面层反环量吹除装置的吹气通道结构示意图；

图6是本发明的机翼附面层反环量吹除装置的旋流器结构示意图；

图7是本发明的机翼附面层反环量吹除装置与传统吹气控制方式的效果对比图；

图8是某30％相对厚度翼型在15°攻角下的流场压力云图；

图9是某30％相对厚度翼型在15°攻角下的流场速度矢量图；

图10是采用本发明的机翼附面层反环量吹除装置后吹气系数为1.6×10^-2时的流场压力云图；

图11是采用本发明的机翼附面层反环量吹除装置后吹气系数为1.6×10^-2时的的流场速度矢量图；

图12是吹气系数为1.6×10^-2时的常规的单独吹气控制方式的速度矢量图。

图中：

1-机翼            2-吹气缝     3-吹气通道     4-旋流器

5-密封连接平台    6-出气口     7-进气口       8-圆弧面

9-曲面            10-分离点    11-流动底层    12-分离漩涡

13-逆时针漩涡     14-圆形腔体

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

如图2所示，机翼1上分离点10之后出现了顺时针旋转的分离漩涡12，本发明在机翼1的吹气缝2处制造出与分离漩涡12相反的逆时针漩涡13，用逆时针漩涡13去削弱、抵消流动分离漩涡12；同时，吹出的高速气流也增加了底层的流动速度，两者并用，更好的消除流动分离。

本发明是一种机翼附面层反环量吹除装置，如图3、图4所示，包括吹气通道3、旋流器4和密封连接平台5。

在机翼1表面开有吹气缝2，所述的吹气缝2，位于整个飞机在飞行中所需的最大迎角时流动分离点10的位置或在最大迎角时的流动分离点10之前。

所述的吹气通道3为曲面形状，吹气通道3包括圆弧面8和曲面9，如图5所示，圆弧面8与旋流器4内径相同，圆弧面8的两端连接两个曲面9，圆弧面8位于曲面9的下方，曲面9一端光滑连接圆弧面8，另一端连接吹气缝2，并且与机翼1表面相切，为了保证吹除装置的机械强度和加工要求，相切处并非形成尖端，做了倒角处理，为光滑过渡，所述的吹气通道3为一个倒着的“，”逗号形状。

吹气通道3的出气口6即为吹气缝2，吹气通道3是由图5所示的剖面沿机翼1展向拉伸形成的，曲面9与出气口6的连接处一直与机翼1表面保持相切，因此曲面9沿机翼1展向为直的或者弯曲的，由机翼1沿展向的变化决定。出气口6的宽度跟据需要调节，一般默认为机翼1平均气动弦长的0.2％。吹气通道3垂直于机翼1所在平面的两端或者中间设置旋流器4，吹气通道3剖面的圆弧面8的半径和壁厚均与旋流器4的圆形腔体相同，二者紧密结合。位于吹气通道3两端的旋流器4与机翼1的表面和曲面9之间用密封连接平台5密封，从而形成一个从旋流器4的切向进气口7进气，只能从吹气通道3的出气口6吹气的密封的气流通道。吹气通道3使旋流器4中导入的气流能够在吹气通道3中继续保持旋转，并经由吹气通道3的出气口6吹出。

所述的旋流器4的剖面图如图6所示，旋流器4包括圆形腔体14和切向进气口7，圆形腔体14一端封闭，另一端与吹气通道3相连，圆形腔体14的半径和壁厚与吹气通道3的圆弧面8相同，二者紧密结合，圆形腔体14与曲面9形成的空隙，由密封连接平台5密封。圆形腔体14的圆柱壁面上具有切向进气口7，气体从旋流器4的切向进气口7进入后，由于达朗贝尔附壁效应，将贴圆形腔体的圆形内壁流动，从而产生旋转气流，旋转气流经圆形腔体进入吹气通道3，并经过吹气通道3从出气口6吹出，形成逆时针漩涡13的旋流。本发明所述旋流器4有三个切向进气口7，切向进气口7的个数是可以改变的，为不小于1的任意整数。旋流器4的作用是产生逆时针旋转的旋流，由于产生的旋流是用来抵消分离漩涡12的，因此旋流器4的气流旋转方向必须与分流漩涡相反。当分离区处吹气通道3的展向跨度(机翼1的宽度)小于1m时，仅在吹气通道3两端设置两个旋流器4，当跨度大于1m时，在吹气通道3中间增加旋流器4的数目，空气从涡扇发动机的外涵道引入，所引的气体分别从旋流器4各自的切向进气口7进入旋流器4，气流经过旋流器4后高速逆时针旋转进入中间的吹气通道3，并最终由机翼1表面的出气口6吹出，消除附面层分离。通过调节机翼附面层反环量吹除装置的吹气口6吹出的气体量，控制吹除装置在飞机飞行全包线内起到消除附面层分离的作用。

图7为本发明所述的机翼附面层反环量吹除装置与传统吹气控制方式的对比，纵坐标表示升力系数，横坐标表示吹气动量系数，吹气动量系数的定义是吹气射流的动量比上远方来流动压和机翼投影面积的乘积后，所得的比值，在附面层主动控制领域，用该系数来反映控制方案的耗能，通常简称为吹气系数。图中曲线A为未加附面层控制的情况，曲线B为传统的单独吹气方式的情况，曲线C为添加机翼附面层反环量吹除装置后的情况。从图7中可以看出，曲线C对升力系数的提高最大，对流动分离的抑制效果显著，始终优于传统的吹气方式，本发明所述的机翼附面层反环量吹除装置能够比常用的单独吹气方案取得更好的控制效果，在吹气动量系数从2.5×10^-4到1.6×10^-2增加过程中，本发明均比传统的单独吹气方案更加有效，平均提高14.8％。在小吹气系数下，提高效果尤为明显。在1.6×10^-2的吹气系数下，与未进行附面层控制的原型相比，升力系数提高2.45倍。这说明在达到相同的控制效果情况下，机翼附面层反环量吹除装置可以减少吹气量，比传统的单独吹气方式耗能更小，效率更高，而在吹气量相同的情况下，机翼附面层反环量吹除装置的控制效果更好。

图8为未加控制时某30％相对厚度翼型在15°攻角下的流场压力等值线图，从图中可以看出，翼型上表面大部分区域与翼型下表面处于同一等值线上，上表面的区域已经成为低速分离区，翼型上下表面压力差已急剧减小。图9为图8情况下的翼型速度矢量图，从图中可以明显观察到回流和顺时针旋转的分离漩涡12。

图10为采用本发明的机翼附面层反环量吹除装置，吹气系数为1.6×10^-2时的流场压力等值线图，此时翼型原来的分离区部分的压力值与机翼上表面前端处的负压区相同，处在相同的压力等值线，翼型上下表面压力差增大，升力系数随之提高。图11为图10的流场局部矢量图，图中的速度矢量均为顺流向方向，没有代表回流的反向速度矢量。从图10和图11这两幅图可以看出，翼型表面的回流分离区已经完全消除，在翼型的尾端流线都已经完全贴体，控制效果显著。

图12为与图10中吹气系数相同均为1.6×10^-2时，常规的单独吹气控制方式的速度矢量图，从图中可以看出，在翼型尾端仍能观察到与流向相反的速度矢量，存在一个较小的回流区，与图11比较可得，单独吹气控制方式的控制效果没有本发明的机翼附面层反环量吹除装置效果好。

本发明所述的机翼附面层反环量吹除装置，能够很好的抑制附面层分离，改善流动状态，与常规的控制方式相比，具有显著的优势。机翼附面层反环量吹除装置可以广泛应用于航空、航天、航海等流体力学相关领域中需要抑制附面层分离的场合，可以使对人类交通运输和科学研究具有重大意义的飞机、航天器、船舶、潜水艇等产品的整体性能得到进一步的提高。

Claims (6)

1.一种机翼附面层反环量吹除装置，其特征在于，在机翼表面开有吹气缝，所述反环量吹除装置包括吹气通道、旋流器和密封连接平台；

所述的吹气缝位于整个飞机在飞行中所需的最大迎角时流动分离点的位置或在最大迎角时的流动分离点之前；

吹气通道为曲面形状，包括圆弧面和曲面，圆弧面的内径与旋流器内径相同，圆弧面的两端连接两个曲面，圆弧面位于曲面的下方，曲面一端光滑连接圆弧面，另一端连接吹气缝，并且与机翼表面相切，相切处做倒角处理，为光滑过渡；所述的吹气通道为一个倒着的“，”逗号形状；曲面沿机翼展向为直线或者弯曲由机翼沿展向的变化决定；吹气通道的出气口即为吹气缝；

吹气通道垂直于机翼所在平面的两端或者中间设置旋流器，圆弧面的半径、壁厚均与旋流器的圆形腔体相同，二者紧密结合；吹气通道两端旋流器的圆形腔体与机翼的表面和曲面之间用密封连接平台连接并且密封；

所述的旋流器包括圆形腔体和切向进气口，圆形腔体一端封闭，另一端与吹气通道相连，圆形腔体的半径和壁厚与吹气通道的圆弧面相同，圆形腔体与吹气通道的圆弧面紧密结合，圆形腔体的圆柱壁面上具有切向进气口，气体从旋流器的切向进气口进入，经过吹气通道从出气口吹出，形成逆时针漩涡的旋流；旋流器的气流旋转方向与分流漩涡相反。

2.根据权利要求1所述的一种机翼附面层反环量吹除装置，其特征在于：出气口的宽度能够调节。

3.根据权利要求2所述的一种机翼附面层反环量吹除装置，其特征在于：出气口的宽度为机翼平均气动弦长的0.2％。

4.根据权利要求1所述的一种机翼附面层反环量吹除装置，其特征在于：所述旋流器具有的切向进气口个数不小于一个。

5.根据权利要求4所述的一种机翼附面层反环量吹除装置，其特征在于：所述旋流器有三个切向进气口。

6.根据权利要求1所述的一种机翼附面层反环量吹除装置，其特征在于：所述的吹气通道的宽度小于1m时，在吹气通道两端设置两个旋流器，当跨度大于1m时，在吹气通道中间增加旋流器的个数。

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