CN104176241A - 一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型及控制方法，构型为：沿螺旋桨桨叶展向分段式布置多个协同射流装置；每一个所述协同射流装置均包括：设置于螺旋桨上表面前缘负压区的吹气口、设置于螺旋桨上表面后缘高压区的吸气口、设置于桨叶内部的气流管道以及安装在所述气流管道内部的气泵；所述吹气口和所述吸气口通过所述气流管道连通，构成吹吸气回路；所述气泵用于驱动吸气和喷气同时进行，并且，通过所述气泵的控制，使吸气量和喷气量相同。可弥补传统布局螺旋桨以及常见流动控制技术的不足，提高高空螺旋桨推进系统的工作效率。

Description

一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型及控制方法

技术领域

本发明属于螺旋桨技术领域，具体涉及一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型及控制方法。

背景技术

随着航空技术、材料技术等科学技术的不断发展，高空飞艇螺旋桨凭借平流层稳定的气象条件和良好的电磁特性，在通信、遥感、预警等领域有着广阔的应用前景，是目前国内外研究的热点。

与传统飞机螺旋桨相比，高空飞艇螺旋桨工作于大气密度不到海平面10％的高空(高度>20km)，且由于直径较大(直径10m左右)，其工作状态雷诺数范围在20万左右，虽然其工作状态雷诺数较低，但桨尖马赫数却能达到0.6以上。针对高空飞艇螺旋桨工作特点，传统布局的螺旋桨设计手段虽然能取得一定程度的性能提高，但是很难满足高空飞艇螺旋桨的需求。因此，为满足高性能高空飞艇设计要求，流动控制技术是最有希望的途径，其能够带来性能显著的提升以弥补传统布局螺旋桨设计手段的不足。

刘宝杰、杨晓宁等人于1998年发表了几种关于前缘流动控制的实验研究文章。文中指出，流动控制技术是利用流体间流体动力的相互作用，通过改变局部流动，以达到控制和放大流动信号的一种技术。同时，还指出了传统的飞行器流动控制方法有缝翼、襟翼、涡流发生器、边界层吹吸气等，但传统飞行器流动控制方法会带来非预期的寄生阻力或复杂的移动部件和通气管路等问题。

顾蕴松，李斌斌，程克明等人于2012年发表了名称为一种基于主动流动控制的射流矢量偏转技术的文章。文章中指出，该种流动控制技术会带来发动机推力和效率的损失等问题。

合成射流(synthetic jet，SJ)是流动控制领域近10年来最热门活跃的流动主动控制技术，是一种基于旋涡运动的零质量射流，通过控制未充分发展的旋涡相干结构的融合“合成”湍流剪切流。罗振兵，夏智勋等人于2005年发表了关于合成射流技术及其在流动控制中应用的进展的文章。文章中指出，合成射流激励器是一种小型或微型流体控制器件，合成射流技术要实现在宏观大尺度上的流动主动控制，除了工作频率范围要宽外，合成射流激励器必须能够产生较高动量的合成射流，能对外流场环境施加有效影响，而目前常规激励器的合成射流能量偏低。

等离子体流动控制的基本原理是：利用等离子体与飞行器绕流的相互作用，改变飞行器周围的流场结构和物理特性，从而达到流动控制目的。在等离子体流动控制中，等离子体激励器起着至关重要的作用。张攀峰，王晋军，施威毅等人发表了关于等离子体激励低速分离流动控制实验研究的文章。文章中指出，目前国内外用于流动控制的等离子体激励器通常采用表面放电方式，由于电场强度低，电离占空比小，离子浓度低等原因，属于弱电离放电，仍没有突破“离子风”技术。因此，等离子体诱导的最大气流速度只有8m/s，等离子体可控的来流速度为每秒几十米。

由此可见，传统布局的螺旋桨设计手段无法满足高空长航时飞行器的性能需求，而现阶段一些常见的流动控制技术又存在诸多缺点，如：工作效率低下，适用范围小，可控流速低等，因此，难以有效提高螺旋桨推进系统的工作效率。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型及控制方法，可弥补传统布局螺旋桨以及常见流动控制技术的不足，提高高空螺旋桨推进系统的工作效率。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，沿螺旋桨桨叶展向分段式布置多个协同射流装置；

每一个所述协同射流装置均包括：设置于螺旋桨上表面前缘负压区的吹气口、设置于螺旋桨上表面后缘高压区的吸气口、设置于桨叶内部的气流管道以及安装在所述气流管道内部的气泵；所述吹气口和所述吸气口通过所述气流管道连通，构成吹吸气回路；所述气泵用于驱动吸气和喷气同时进行，并且，通过所述气泵的控制，使吸气量和喷气量相同。

优选的，所述吹气口为连续型吹气口或者离散型吹气口；其中，所述离散型吹气口为在所述连续型吹气口上等间隔布置若干个堵片。

优选的，所述吹气口设置于5％本地弦长～15％本地弦长；所述吸气口设置于75％本地弦长～90％本地弦长；所述吹气口开口大小为0.5％本地弦长～1.5％本地弦长；所述吸气口开口大小为1.0％本地弦长～3.0％本地弦长。

优选的，所述吹气口设置于7％本地弦长；所述吸气口设置于88％本地弦长；所述吹气口开口大小为0.65％本地弦长；所述吸气口开口大小为1.4％本地弦长。

优选的，各个所述协同射流装置布置在30％R～90％R站位区间；其中，R为桨叶半径。

优选的，共设置7个所述协同射流装置，分别布置在以下站位区间：30％R～40％R站位段、40％R～50％R站位段、50％R～60％R站位段、60％R～75％R站位段、75％R～80％R站位段、80％R～85％R站位段和85％R～90％R站位段。

优选的，7个所述协同射流装置的喷口动量系数相同或不相同，范围为0.005～0.01；

7个所述协同射流装置的气泵功率相同或不相同，范围为300W～800W。

优选的，7个所述协同射流装置的喷口动量系数相同或不相同，范围为0.01～0.05；

7个所述协同射流装置的气泵功率相同或不相同，范围为100W～500W。

本发明还提供一种高空螺旋桨协同射流高效控制方法，包括以下步骤：

S1，根据桨叶直径及控制精度需求，设置协同射流装置的布置参数和工作参数；其中，所述布置参数包括：协同射流装置的布置数量、协同射流装置的布置位置、吹气口类型、吹气口布置位置、吸气口布置位置、吹气口开口大小以及吸气口开口大小；所述工作参数包括：喷口动量系数和气泵功率；

S2，根据所述布置参数，沿螺旋桨桨叶展向分段式布置各个所述协同射流装置；

S3，使各个所述协同射流装置按所配置的工作参数分别工作，使各站位翼型达到最佳升阻比大小以及最低能量损耗，进而提高螺旋桨的气动效率；

其中，对于每一个协同射流装置，其工作过程为：

气泵同时驱动前缘负压区喷气和后缘高压区吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；其中，吹吸气所产生的喷射气流的反作用力分解到两个方向，一个是螺旋桨转动方向，进而推动螺旋桨转动，降低阻力；另外一个是螺旋桨推力方向，进而提高螺旋桨的推力，最终提高螺旋桨的气动效率。

本发明的有益效果如下：

(1)采用协同射流布局形式，可较强抑制流动分离，提高站位翼型的失速迎角，改善其失速特性，提高最大升力系数，从而扩大螺旋桨的工况适用范围。

(2)协同射流布局构型采用零质量射流形式，其能量利用率高，对能源供给系统造成的损失很小。

(3)对协同射流装置的喷口动量系数进行优化，使各站位翼型达到最优的升阻比以及更低的功耗，从而可以进一步提高螺旋桨的气动效率。

(4)由于协同射流装置中的管道和气泵均埋在结构内部，提高了高空螺旋桨的可靠性，且对气动结构破坏极小，具有适用范围较广的易于实施的优点。

附图说明

图1为高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型立体图；

图2为高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型主体图；

图3为高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型后体图；

图4为图1中5区域的局部放大图；

图5为图2的内部结构剖视及气流循环示意图；

图6所示，为连续型吹气口结构示意图；

图7为离散型吹气口结构示意图；

图8为增加堵片后，不同堵塞度离散型吹气口分布示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明进行详细说明：

本发明提供一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，沿螺旋桨桨叶展向分段式布置多个协同射流装置；

每一个协同射流装置均包括：设置于螺旋桨上表面前缘负压区的吹气口、设置于螺旋桨上表面后缘高压区的吸气口、设置于桨叶内部的气流管道以及安装在气流管道内部的气泵；吹气口和吸气口通过气流管道连通，构成吹吸气回路；气泵用于驱动吸气和喷气同时进行，并且，通过气泵的控制，使吸气量和喷气量相同。

本发明对吹气口和吸气口布置位置进行精细设计，在前缘负压区吹气，在后缘高压区吸气，由于气流流动方向为从高压区向负压区，因此，即使不存在外力也能自然发生流动，所以稍加流动控制即可达到事半功倍的效果，既提高了流动控制效果，又节省了能源。

通过吹吸气控制，显著增加了绕站位翼型的速度环量分布，显著提高升力系数，从而大大提高螺旋桨的气动效率；同时，吹吸气所产生的喷射气流的反作用力可以分解到两个方向，一个是螺旋桨转动方向，可以推动螺旋桨转动，因而阻力降低；另外一个是螺旋桨推力方向，有助于提高螺旋桨的推力，从而进一步提高螺旋桨的气动效率。

另外，由于吹吸气的存在，即使大迎角流动也能克服逆压梯度的影响，维持了附体流动，所以能明显改善失速特性，显著提高失速迎角，有利于扩大螺旋桨的使用范围。

反映吹吸气量大小的参数：喷口动量系数，定义为吹气口的质量流量乘以吹气口的流动平均速度除以动压和参考面积。喷口动量系数可以定量的反映协同射流控制的强弱。

本发明协同射流装置沿桨叶展向采取分段式布置，可以根据具体需要以及结构强度要求具体选择分段区间大小及数量。具体的，协同射流装置优选沿桨叶展向布置区间为30％R～90％R站位区间，可根据需求适当调整，其中R为桨叶半径。该种站位布置的考虑因素为：如果太靠近桨尖，由于有下洗效果的影响会导致协同射流作用不明显；而如果太靠近桨根，由于速度低贡献量弱，会增加结构重量和复杂度。因此，本发明将协同射流装置布置于30％R～90％R站位区间。

对于每个站位的协同射流装置，其喷口动量系数大小需要根据具体问题优化选取，每段吹吸气量大小不同，以获得各站位翼型最佳升阻比大小以及最低的能量损耗，从而进一步提高螺旋桨的气动效率。

另外，吹气口包括连续型吹气口或者离散型吹气口；离散型吹气口为在连续型吹气口上增加堵片而得。如图6所示，为连续型吹气口结构示意图；如图7所示，为离散型吹气口结构示意图；另外，对于离散型吹气口，增加不同数量及不同长度的堵片，可得到不同结构的离散型吹气口，如图8所示，为增加堵片后，不同堵塞度离散型吹气口分布示意图；其中，11为1/2堵塞度的离散型吹气口形式示意图(密集型堵片)；12为1/3堵塞度的离散型吹气口形式示意图(密集型堵片)；13为1/4堵塞度的离散型吹气口形式示意图(密集型堵片)；14为1/5堵塞度的离散型吹气口形式示意图(密集型堵片)；15为1/6堵塞度的离散型吹气口形式示意图(稀疏型堵片)；16为1/2堵塞度的离散型吹气口形式示意图(稀疏型堵片)；17为1/3堵塞度的离散型吹气口形式示意图(稀疏型堵片)；18为1/4堵塞度的离散型吹气口形式示意图(稀疏型堵片)；19为1/5堵塞度的离散型吹气口形式示意图(稀疏型堵片)；20为1/6堵塞度的离散型吹气口形式示意图(稀疏型堵片)。

连续型吹气口所需能量较小，能量利用率高，但效果较弱；离散型吹气口效果显著，但功耗较大，能量利用率较低。因此，在选择吹气口类型时，如果期望获得较高的气动效率，则选择连续型吹气口；如果期望获得较大的气动力，则选择离散型吹气口。

本发明还提供一种高空螺旋桨协同射流高效控制方法，包括以下步骤：

S1，根据桨叶直径及控制精度需求，设置协同射流装置的布置参数和工作参数；其中，所述布置参数包括：协同射流装置的布置数量、协同射流装置的布置位置、吹气口类型、吹气口布置位置、吸气口布置位置、吹气口开口大小以及吸气口开口大小；所述工作参数包括：喷口动量系数和气泵功率；

S2，根据所述布置参数，沿螺旋桨桨叶展向分段式布置各个所述协同射流装置；

S3，使各个所述协同射流装置按所配置的工作参数分别工作，使各站位翼型达到最佳升阻比大小以及最低能量损耗，进而提高螺旋桨的气动效率；

其中，对于每一个协同射流装置，其工作过程为：

气泵同时驱动前缘负压区喷气和后缘高压区吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；其中，吹吸气所产生的喷射气流的反作用力分解到两个方向，一个是螺旋桨转动方向，进而推动螺旋桨转动，降低阻力；另外一个是螺旋桨推力方向，进而提高螺旋桨的推力，最终提高螺旋桨的气动效率。

基于上述原理，以下介绍两种具体实施例：

实施例一

本实施例提供一种安装到20km高空飞行器推进系统的高空螺旋桨协同射流气动布局构型。

如图1所示，为高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型立体图；如图2所示，为高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型主体图；如图3所示，为高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型后体图；图4为图1中5区域的局部放大图；图5为图2的内部结构剖视及气流循环示意图；螺旋桨包括桨叶、桨叶前缘3，桨叶后缘4，桨毂及安装孔6；协同射流装置包括协同射流吹气口1，协同射流吸气口2，协同射流内部管道8，协同射流内部气泵7。9为离散型吹气口添加的堵片；10为协同射流装置气流循环流线。

本实施例的高空螺旋桨协同射流气动布局构型桨叶直径为10m，桨叶数为2。综合考虑结构重量、气动效率以及气动力的需求，协同射流装置沿桨叶展向的布置区间为30％R～90％R(R为桨叶半径)，以获得最佳的综合性能。具体的，如图4所示，协同射流装置沿桨叶展向共布置了7段，分别是30％R～40％R站位段，40％R～50％R站位段，50％R～60％R站位段，60％R～75％R站位段，75％R～80％R站位段，80％R～85％R站位段，85％R～90％R站位段，以获得更好的气动效率及更大的气动力。

如图6所示，高空螺旋桨协同射流气动布局构型的吹气口采用连续型吹气口构型。理由为：因高空飞行器的能源供给非常有限，因此考虑采用气动效率较高的连续型吹气口构型，以进一步提高高空螺旋桨协同射流气动布局构型的气动效率。

本实施例协同射流装置吹气口位置均为7％本地弦长处，吹气口开口大小为0.65％弦长；吸气口位置为88％本地弦长处，吸气口开口大小为1.4％弦长。

针对上述沿桨叶展向分布的7段协同射流装置，对于每个站位状态而言，为了保证各站位在其相应的状态获得较好的气动效率，其协同射流装置的喷口动量系数需要进行相应的优化，以获得更高的桨叶气动效率。针对本实施例，7段协同射流装置的喷口动量系数分布从0.005到0.01不等。

本实施例中，7段协同射流装置的内部驱动泵，选用微型电机驱动。泵叶是需要针对各段状态特殊设计的，7段协同射流装置的内部驱动泵功率大小从300W到800W不等。

最终，经数值模拟验证，本实施例中的高空螺旋桨的协同射流气动布局构型较传统布局构型，气动效率提高5％以上。

实施例二

本实施例提供一种安装到28km高空飞行器推进系统的高空螺旋桨协同射流气动布局构型。其中，螺旋桨包括桨叶、桨叶前缘3，桨叶后缘4，桨毂及安装孔6；协同射流装置包括协同射流吹气口1，协同射流吸气口2，协同射流内部管道8，协同射流内部气泵7。

本实施例的高空螺旋桨协同射流气动布局构型桨叶直径为2.2m，桨叶数为2。综合考虑结构重量，气动效率以及气动力的需求，协同射流装置沿桨叶展向的布置区间为30％R-90％R(R为桨叶半径)，以获得最佳的综合性能。

如图1所示，协同射流装置沿桨叶展向采用分段式布置，埋于桨叶结构内部。考虑到结构强度因素，协同射流装置沿桨叶展向共布置了7段，分别是30％R～40％R站位段，40％R～50％R站位段，50％R～60％R站位段，60％R～75％R站位段，75％R～80％R站位段，80％R～85％R站位段，85％R～90％R站位段，以获得更好的气动效率及更大的气动力。

如图6所示，本实施例中的高空螺旋桨协同射流气动布局构型，其吹气口采用连续型吹气口构型，因高空飞行器的能源供给非常有限，因此考虑采用气动效率较高的连续型吹气口构型，以进一步提高高空螺旋桨协同射流气动布局构型的气动效率。

本实施例协同射流装置的吹气口位置均为7％本地弦长处，吹气口开口大小为0.65％本地弦长；吸气口位置为88％本地弦长处，吸气口开口大小为1.4％本地弦长。

针对上述沿桨叶展向分布的7段协同射流装置，对于每个站位状态而言，为了保证各站位在其相应的状态获得较好的气动效率，其内协同射流装置的喷口动量系数需要进行相应的优化，以获得更高的桨叶气动效率。针对本实施例，7段协同射流装置的喷口动量系数分布从0.01到0.05不等。

本实施例中7段协同射流装置的内部驱动泵，选用微型电机驱动。泵叶是需要针对各段状态特殊设计的，7段协同射流装置的内部驱动泵功率大小从100W到500W不等。

最终，经数值模拟验证，本实施例中的高空螺旋桨的协同射流气动布局构型，较传统布局构型，气动效率提高8％以上。

综上所述，本发明提供的高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型及控制方法，具有以下优点：

(1)采用协同射流控制技术为手段，弥补传统布局螺旋桨设计手段的不足，显著提高高空螺旋桨推进系统的工作效率；

(2)协同射流装置通过吹吸气为流场中注入能量，显著提高站位翼型的升力系数、降低阻力，从而能显著提高高空螺旋桨的气动效率。典型研究结果表明，与传统布局高空螺旋桨气动效率相比，本发明的布局形式可提高气动效率5％以上；

(3)采用协同射流布局形式，可较强抑制流动分离，提高站位翼型的失速迎角，改善其失速特性，提高最大升力系数，从而扩大螺旋桨的工况适用范围。

(4)协同射流布局构型采用零质量射流形式，其能量利用率高，对能源供给系统造成的损失很小。

(5)对协同射流装置的喷口动量系数进行优化，使各站位翼型达到最优的升阻比以及更低的功耗，从而可以进一步提高螺旋桨的气动效率。

(6)由于协同射流装置中的管道和气泵均埋在结构内部，提高了高空螺旋桨的可靠性，且对气动结构破坏极小，具有适用范围较广的易于实施的优点。

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 (9)

1.一种高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，其特征在于，沿螺旋桨桨叶展向分段式布置多个协同射流装置；

每一个所述协同射流装置均包括：设置于螺旋桨上表面前缘负压区的吹气口、设置于螺旋桨上表面后缘高压区的吸气口、设置于桨叶内部的气流管道以及安装在所述气流管道内部的气泵；所述吹气口和所述吸气口通过所述气流管道连通，构成吹吸气回路；所述气泵用于驱动吸气和喷气同时进行，并且，通过所述气泵的控制，使吸气量和喷气量相同。

2.根据权利要求1所述的高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，其特征在于，所述吹气口为连续型吹气口或者离散型吹气口；其中，所述离散型吹气口为在所述连续型吹气口上等间隔布置若干个堵片。

3.根据权利要求1所述的高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，其特征在于，所述吹气口设置于5％本地弦长～15％本地弦长；所述吸气口设置于75％本地弦长～90％本地弦长；所述吹气口开口大小为0.5％本地弦长～1.5％本地弦长；所述吸气口开口大小为1.0％本地弦长～3.0％本地弦长。

4.根据权利要求3所述的高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，其特征在于，所述吹气口设置于7％本地弦长；所述吸气口设置于88％本地弦长；所述吹气口开口大小为0.65％本地弦长；所述吸气口开口大小为1.4％本地弦长。

5.根据权利要求1所述的高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，其特征在于，各个所述协同射流装置布置在30％R～90％R站位区间；其中，R为桨叶半径。

6.根据权利要求5所述的高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，其特征在于，共设置7个所述协同射流装置，分别布置在以下站位区间：30％R～40％R站位段、40％R～50％R站位段、50％R～60％R站位段、60％R～75％R站位段、75％R～80％R站位段、80％R～85％R站位段和85％R～90％R站位段。

7.根据权利要求6所述的高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，其特征在于，7个所述协同射流装置的喷口动量系数相同或不相同，范围为0.005～0.01；

7个所述协同射流装置的气泵功率相同或不相同，范围为300W～800W。

8.根据权利要求6所述的高空螺旋桨协同射流高效气动布局构型，其特征在于，7个所述协同射流装置的喷口动量系数相同或不相同，范围为0.01～0.05；

7个所述协同射流装置的气泵功率相同或不相同，范围为100W～500W。

9.一种高空螺旋桨协同射流高效控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1，根据桨叶直径及控制精度需求，设置协同射流装置的布置参数和工作参数；其中，所述布置参数包括：协同射流装置的布置数量、协同射流装置的布置位置、吹气口类型、吹气口布置位置、吸气口布置位置、吹气口开口大小以及吸气口开口大小；所述工作参数包括：喷口动量系数和气泵功率；

S2，根据所述布置参数，沿螺旋桨桨叶展向分段式布置各个所述协同射流装置；

S3，使各个所述协同射流装置按所配置的工作参数分别工作，使各站位翼型达到最佳升阻比大小以及最低能量损耗，进而提高螺旋桨的气动效率；

其中，对于每一个协同射流装置，其工作过程为：

气泵同时驱动前缘负压区喷气和后缘高压区吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；其中，吹吸气所产生的喷射气流的反作用力分解到两个方向，一个是螺旋桨转动方向，进而推动螺旋桨转动，降低阻力；另外一个是螺旋桨推力方向，进而提高螺旋桨的推力，最终提高螺旋桨的气动效率。