CN105966601A - 一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法 - Google Patents

Abstract

一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法。所述涵道风扇唇口充气气囊由涵道风扇的涵道体和三段橡胶薄膜组成；所述的涵道体为涵道风扇的一部分，所述三段橡胶薄膜均附着在所述涵道体迎风面上，组成了涵道风扇唇口充气单元和整流单元。其中充气单元为密封设计，充气单元可以进行充放气；整流单元与大气相通，不仅能改变充气单元的外形，还能起到整流的作用；气囊放气后在自身张力的作用下能紧贴在涵道风扇的涵道体上，不改变涵道风扇原始外形。数值模拟证明，安装唇口充气气囊后，涵道风扇的拉力更大，并且所需的螺旋桨扭矩更小，提高了涵道风扇在大迎角飞行时的工作效率。

Description

一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法

技术领域

本发明涉及主动流动控制技术领域，具体为一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法。

背景技术

垂直起降飞行器因对起降条件要求低而得到了广泛的研究和应用，美国拥有众多型号的直升机和先进的V-22倾转旋翼飞行器等垂直起降飞行器。在军用方面：在新时代国防，2011(12):1-8.中，李耐和在《美军下一次战争需要的10项关键技术[J]》中提到通过伊拉克战争和阿富汗战争，美国对发展垂直起降飞行器有了更深层的体会和认识，将能够适应复杂地形环境的垂直起降飞行器列为美军十大未来关键装备的第一项。在新时代国防，2012(4):20-24.《国外重型运输直升机发展动向[J]》中，黄毅指出美国在大力发展垂直起降飞行器的同时仍然将大型直升机作为发展重点之一。在民用方面：垂直起降飞行器在复杂地形环境执行任务、地震救灾、边远地区急救、缓解城市地面交通等方面具有很大的应用前景。

垂直起降飞行器按照动力方式大致可分为旋翼类飞行器、喷气发动机推力转向飞机、倾转旋翼飞机、尾座式螺旋桨动力飞行器、涵道风扇动力飞行器，此外还有涵道风扇与矢量喷管联合应用的飞机，以及其他特殊概念飞行器。其中，涵道风扇是指被涵道体包围的风扇系统。在《涵道螺旋桨与孤立螺旋桨气动特性的数值模拟对比》.航空动力学报，26(12):2820-2825,2011.中，许和勇等利用数值模拟方法研究得出，与孤立螺旋桨相比，涵道螺旋桨的主要优点是气动效率高、安全性能好，常用作垂直起降飞行器和低速小型飞机的动力系统；涵道螺旋桨工作时，螺旋桨与涵道之间相互影响；首先，涵道的存在使得螺旋桨的滑流场发生改变，降低了螺旋桨的桨尖损失，从而在一定程度上提高了螺旋桨的气动效率；其次，螺旋桨吸流在涵道唇口处产生绕流，形成低压区，使涵道产生附加拉力，涵道壁上的拉力最大可达总拉力的60％左右。

当涵道风扇作为垂直起降飞行器的动力系统时，只需通过倾转涵道风扇即可实现飞行器的垂直起降、悬停和空中飞行。在飞行器垂直起飞时，涵道风扇与地面垂直产生垂直向上的升力，使飞行器垂直起飞并在空中悬停，然后通过倾转涵道风扇产生向前的推力使飞行器加速前飞，直到飞行器的升力面产生足够的升力后涵道风扇倾转至与水平。在《倾转涵道倾转过渡阶段的非定常气动力》.航空动力学报，30(1):155-163,2005.中，杨磊等用数值模拟方法研究得出涵道风扇在由高速小迎角倾转至低速大迎角过程时会在涵道体唇口处发生流动分离使涵道风扇的推力减小，降低工作效率，降低飞行器的有效载荷。

为了解决上述问题，科研工作者和工程师想出了多种办法来提高涵道风扇在大迎角飞行时的工作效率。在《Improving Ducted Fan UAV Aerodynamics in ForwardFlight》.46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,7-10January 2008,Reno,Nevada.中，Will Graf等提出一种方法是通过精心设计的涵道体唇口前缘半径和曲率变化来减小流动分离，以到达涵道风扇在大迎角飞行时减小涵道风扇流动分离的目的，进而提高其工作效率。

在申请号为CN201010515951.4的发明创造中公开了一种唇口及扩散角可变式高效涵道。该发明所述涵道采用柔性涵道壁材料，在涵道壁外侧上端和下端固定有至少一道作动筒，作动筒另一端连接在定位台架上。在涵道的扩散口上方侧壁安装数值传感器，用于感知气流是否因出口扩散角增大而发生了分离，并将传感器信号反馈给ECU(ElectronicControl Unit，电子控制单元)。涵道内壁部分区域或全部具备凹坑形貌。凹坑形貌可以为微电子机械系统组成的可调凹坑软贴片。该发明所述涵道可实时调节唇口和尾部扩散角，不仅可提高涵道螺旋桨的效率，而且能够在不改变其它控制条件的情况下改变涵道拉力，提高控制的准确性，减小飞行器控制中的耦合作用。但是该项发明中存在结构重量大、机构复杂、控制难度大的问题。

发明的内容

为克服现有技术中涵道风扇在大迎角飞行时工作效率低、有效载荷小、流动控制机构复杂、结构重量大的问题，本发明提出了一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法。

本发明所述涵道风扇唇口充气气囊由涵道风扇的涵道体和橡胶薄膜组成；所述的涵道体为涵道风扇的一部分，所述的橡胶薄膜有第一橡胶薄膜、二橡胶薄膜和第三橡胶薄膜；所述第一橡胶薄膜、二橡胶薄膜和第三橡胶薄膜均附着在所述涵道体迎风面上，组成了涵道风扇唇口充气单元和整流单元。所述充气单元位于涵道体唇口上，其外形呈封闭的圆弧状，是将第一橡胶薄膜和第二橡胶薄膜附着在涵道体上组成，用于实现涵道风扇唇口充气气囊的充气和放气。所述整流单元是将第三橡胶薄膜的一端与所述充气单元中第一橡胶薄膜与第二橡胶薄膜拼接处粘接，将该第三橡胶薄膜的另一端与所述涵道体壳体粘接，形成了所述整流单元。所述各橡胶薄膜未充气时的厚度为0.5毫米。

所述第一橡胶薄膜位于所述充气单元的前端，所述第二橡胶薄膜位于所述充气单元的后端；将第一橡胶薄膜与第二橡胶薄膜拼接后粘接在涵道体上形成了所述的充气单元。

所述整流单元所述第三橡胶薄膜在涵道风扇垂直对称面位置处的的轴向长度最大，与所述涵道体的连接点距该涵道体前端的距离为该涵道体轴向长度的1/2。所述第三橡胶薄膜逐渐向两侧圆滑过渡，直至两个末端处的轴向长度为零；所述第三橡胶薄膜两个末端处与所述充气单元的两端粘接。

所述第一橡胶薄膜和第二橡胶薄膜的弹性模量相同，第三橡胶薄膜的弹性模量为第一橡胶薄膜弹性模量的20倍。

在所述充气单元的前端有充气单元充气口，该充气单元充气口通过管道与安装在飞行器内的高压气罐相连，并设有进气阀门。在所述充气单元的前端还有前充气单元放气口；在所述涵道体的后缘处有后充气单元放气口。所述前充气单元放气口与后充气单元放气口之间通过管道相连，并设有放气阀门。压强传感器位于所述充气单元的前端，被安放在所述涵道体内。

在所述涵道体上固定有整流单元前进出气口，在所述涵道体后缘外表面固定有整流单元后进出气口；所述整流单元前进出气口与整流单元后进出气口之间通过管道连接，使空气能够自由进出，从而使唇口充气气囊的整流单元与大气相通，以改变充气单元的外形，并能够起到整流的作用。

本发明提出的利用所述涵道风扇唇口充气气囊进行流动分离控制的具体步骤为：

步骤1：确定涵道风扇当前时刻的来流迎角。通过涵道风扇飞行器的机载设备测量涵道风扇的来流迎角，得到涵道风扇当前时刻的来流迎角。

步骤2：当测得的来流迎角超过50°时，通过充气单元充气口向所述充气单元进行充气。

步骤3：通过安装在涵道体内的压强传感器测量充气单元内的压强；当压强达到2个大气压时，关闭进气阀门，停止向充气单元内充气，得到完全充气后的涵道风扇唇口充气气囊外形。

步骤4：当机载设备测得迎角小于50°时，充气单元内的高压气体通过放气口、管道和放气口排放到大气中，随着气囊逐渐变小，最后唇口充气气囊在自身张力的作用下紧贴在涵道风扇的涵道体上，涵道风扇恢复到原始外形。

本发明中所用的涵道风扇原始几何外形是1962年NASA TN D-995技术简报中对涵道风扇进行有迎角飞行状态的风洞实验模型。

本发明所提出的涵道风扇唇口充气气囊的剖面结构分为充气单元和整流单元两部分，由三段橡胶薄膜和涵道体共同组成；其中充气单元为密封设计，充气单元可以进行充放气；整流单元与大气相通，不仅能改变充气单元的外形，还能起到整流的作用；气囊放气后在自身张力的作用下能紧贴在涵道风扇的涵道体上，不改变涵道风扇原始外形。

根据涵道风扇在大迎角飞行中来流的特点，唇口充气气囊只布置在所述涵道体迎风面上，在涵道风扇垂直对称面位置处的整流单元轴向长度最大，然后逐渐变短，到涵道风扇水平对称面后为0。采用胶结方式将唇口充气气囊连接到涵道风扇的涵道体上。

通过向涵道风扇唇口充气气囊内充气来改变涵道体唇口处外形，使唇口处曲率半径变大，减小流动的逆压梯度，抑制流动分离。

本发明取得的有益效果为：

经数值模拟得，原外形涵道体拉力为55.175N，螺旋桨拉力为47.146N，螺旋桨扭矩为3.81N·M。带唇口充气气囊的涵道体拉力为84.130N，螺旋桨拉力为39.444N，螺旋桨扭矩为3.62N·M。由此可以看出，安装唇口充气气囊后，涵道风扇的拉力更大，并且所需的螺旋桨扭矩更小，提高了涵道风扇在大迎角飞行时的工作效率。

图7～9分别给出了涵道风扇来流迎角为50°、来流速度为30.48m/s时，原始外形与带唇口充气气囊外形的中垂面切片平面的流线图以及空间流线图，可以明显看出：(1)原始外形在唇口部位流动分离，然后发展成由桨叶经过所诱导产生的小范围涡，最后发展成大范围的分离流动区域；涵道体唇口处流速低，涵道体拉力小，导致涵道风扇的拉力下降；(2)带唇口充气气囊的流动非常平滑。因为，与原始外形相比，唇口充气气囊在充气后变大使涵道体唇口的前缘变径变大，流动的逆压梯度变小，使边界层流动始终是附着状态，唇口处流速快，涵道体拉力大，导致涵道风扇的拉力更大。

附图说明

图1是唇口充气气囊完全充气后的涵道风扇正视图。

图2是图1的A-A视图。

图3是唇口充气气囊完全充气后的正视图。

图4是唇口充气气囊完全充气后的涵道风扇侧视图。

图5是唇口充气气囊完全充气后的涵道风扇俯视图。

图6是唇口充气气囊完全充气后的涵道风扇的侧向三维图。

图7是来流迎角为50°时的涵道中垂面切片平面流线图；其中，图7a是原始外形，图7b是带唇口充气气囊外形。

图8是来流迎角为50°时的涵道中垂面附近的空间流线前视图；其中，图8a是原始外形，图8b是带唇口充气气囊外形。

图9是来流迎角为50°时的涵道中垂面附近的空间流线三维图；其中，图9a是原始外形，图9b是带唇口充气气囊外形。

图10是涵道风扇唇口充气气囊外形变化剖面示意图。图中：

1.充气单元；2.整流单元；3.涵道体；4.第一橡胶薄膜；5.第二橡胶薄膜；6.充气单元充气口；7.前充气单元放气口；8.后充气单元放气口；9.第三橡胶薄膜；10.整流单元前进出气口；11.整流单元后进出气口；12.压强传感器；13.连接杆；14.涵道体唇口；15.桨毂。

具体实施方式

本实施例是一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法。

本实施例所用的涵道风扇原始几何外形是1962年NASA TN D-995技术简报中对涵道风扇进行有迎角飞行状态的风洞实验模型。该模型的涵道体弦长261.9mm，桨叶直径381.0mm，涵道最大外径464.3mm，涵道出口直径429.3mm，桨毂直径109.2mm，桨叶所用翼型为NACA6412，由铝合金制成。

图2给出了本实施例所提出的涵道风扇唇口充气气囊装置的剖面结构图。唇口充气气囊由涵道风扇的涵道体3和三段橡胶薄膜组成；所述的涵道体为涵道风扇的一部分，其中的三段橡胶薄膜附着在所述涵道体迎风面上，组成了涵道风扇唇口充气单元1和整流单元2。所述的涵道体迎风面是指当涵道风扇与来流有迎角时，面对来流的一侧称为涵道体迎风面。在未充气时橡胶薄膜的厚度为0.5毫米。

所述充气单元位于涵道体唇口上，其外形呈封闭的圆弧状。所述充气单元1是将第一橡胶薄膜4和第二橡胶薄膜5附着在涵道体3上组成，用于实现涵道风扇唇口充气气囊的充气和放气。所述第一橡胶薄膜4位于所述充气单元的前端，所述第二橡胶薄膜5位于所述充气单元的后端；将第一橡胶薄膜与第二橡胶薄膜拼接后粘接在涵道体上形成了所述的充气单元。第一橡胶薄膜4和第二橡胶薄膜5的弹性模量相同，第三橡胶薄膜9的弹性模量为第一橡胶薄膜4弹性模量的20倍。

在所述充气单元的前端有充气单元充气口6，该充气单元充气口通过管道与安装在飞行器内的高压气罐相连，并设有进气阀门。在所述充气单元的前端还有前充气单元放气口7；在所述涵道体的后缘处有后充气单元放气口8。所述前充气单元放气口7与后充气单元放气口8之间通过管道相连，并设有放气阀门。压强传感器12位于所述充气单元的前端，被安放在所述涵道体3上。

所述整流单元2是将第三橡胶薄膜9附着在涵道体3上组成。具体是将第三橡胶薄膜的一端与所述充气单元中第一橡胶薄膜与第二橡胶薄膜拼接处粘接，将该第三橡胶薄膜的另一端与所述涵道体壳体粘接，形成了所述整流单元。第三橡胶薄膜9在涵道风扇垂直对称面位置处的的轴向长度最大，与所述涵道体的连接点距该涵道体前端的距离为该涵道体轴向长度的1/2。所述第三橡胶薄膜逐渐向两侧圆滑过渡，直至两个末端处的轴向长度为零；所述第三橡胶薄膜两个末端处与所述充气单元的两端粘接。

在所述涵道体上固定有整流单元前进出气口10，在所述涵道体后缘外表面固定有整流单元后进出气口11；所述整流单元前进出气口与整流单元后进出气口之间通过管道连接，使空气能够自由进出，从而使唇口充气气囊的整流单元与大气相通，以改变充气单元的外形，并能够起到整流的作用。

在通过本实施例所述涵道风扇唇口充气气囊实现涵道风扇流动分离控制的具体步骤为：

步骤1：确定涵道风扇当前时刻的来流迎角。通过涵道风扇飞行器的机载设备测量涵道风扇的来流迎角，得到涵道风扇当前时刻的来流迎角。

步骤2：当测得的来流迎角超过50°时，由机载设备发出信号，通过机械装置打开飞行器上高压气罐的阀门，使高压气体通过管道和充气单元充气口6向涵道风扇唇口充气气囊的充气单元1进行充气；所述高压气罐为10个大气压。在高压气体的作用下唇口充气气囊的充气单元1逐渐变大。涵道风扇唇口充气气囊在膨胀过程中的剖面形状变化如图10所示。

步骤3：通过安装在涵道体内的压强传感器12测量充气单元内的压强，当压强达到2个大气压时，通过机械装置关闭进气阀门，停止向充气单元内充气，得到完全充气后的涵道风扇唇口充气气囊外形。由于整流单元2的两端分别有整流单元前进出气口10和整流单元后进出气口11，使该整流单元与大气相同，通过整流单元的橡胶薄膜9改变充气单元外形并实现整流。

步骤4：当机载设备测得迎角小于50°时，由机载设备发出信号，通过机械装置打开唇口充气气囊充气单元的放气阀门，充气单元内的高压气体通过放气口7、管道和放气口8排放到大气中，随着气囊逐渐变小，最后唇口充气气囊在自身张力的作用下紧贴在涵道风扇的涵道体上，涵道风扇恢复到原始外形。

本实施例中计算了来流为30.48m/s、迎角为50°时的带唇口充气气囊的涵道风扇和原始外形涵道风扇的气动力，证明了该流动控制方法的有效性。

Claims (7)

1.一种涵道风扇唇口充气气囊，其特征在于，唇口充气气囊由涵道风扇的涵道体和橡胶薄膜组成；所述的涵道体为涵道风扇的一部分，所述的橡胶薄膜有第一橡胶薄膜、二橡胶薄膜和第三橡胶薄膜；所述第一橡胶薄膜、二橡胶薄膜和第三橡胶薄膜均附着在所述涵道体迎风面上，组成了涵道风扇唇口充气单元和整流单元；所述充气单元位于涵道体唇口上，其外形呈封闭的圆弧状，是将第一橡胶薄膜和第二橡胶薄膜附着在涵道体上组成，用于实现涵道风扇唇口充气气囊的充气和放气；所述整流单元是将第三橡胶薄膜的一端与所述充气单元中第一橡胶薄膜与第二橡胶薄膜拼接处粘接，将该第三橡胶薄膜的另一端与所述涵道体壳体粘接，形成了所述整流单元；所述各橡胶薄膜未充气时的厚度为0.5毫米。

2.如权利要求1所述涵道风扇唇口充气气囊，其特征在于，所述第一橡胶薄膜位于所述充气单元的前端，所述第二橡胶薄膜位于所述充气单元的后端；将第一橡胶薄膜与第二橡胶薄膜拼接后粘接在涵道体上形成了所述的充气单元。

3.如权利要求1所述涵道风扇唇口充气气囊，其特征在于，所述整流单元所述第三橡胶薄膜在涵道风扇垂直对称面位置处的的轴向长度最大，与所述涵道体的连接点距该涵道体前端的距离为该涵道体轴向长度的1/2；所述第三橡胶薄膜逐渐向两侧圆滑过渡，直至两个末端处的轴向长度为零；所述第三橡胶薄膜两个末端处与所述充气单元的两端粘接。

4.如权利要求1所述涵道风扇唇口充气气囊，其特征在于，所述第一橡胶薄膜和第二橡胶薄膜的弹性模量相同，第三橡胶薄膜的弹性模量为第一橡胶薄膜弹性模量的20倍。

5.如权利要求1所述涵道风扇唇口充气气囊，其特征在于，在所述充气单元的前端有充气单元充气口，该充气单元充气口通过管道与安装在飞行器内的高压气罐相连，并设有进气阀门；在所述充气单元的前端还有前充气单元放气口；在所述涵道体的后缘处有后充气单元放气口；所述前充气单元放气口与后充气单元放气口之间通过管道相连，并设有放气阀门；压强传感器位于所述充气单元的前端，被安放在所述涵道体内。

6.如权利要求1所述涵道风扇唇口充气气囊，其特征在于，在所述涵道体上固定有整流单元前进出气口，在所述涵道体后缘外表面固定有整流单元后进出气口；所述整流单元前进出气口与整流单元后进出气口之间通过管道连接，使空气能够自由进出，从而使唇口充气气囊的整流单元与大气相通，以改变充气单元的外形，并能够起到整流的作用。

7.一种利用权利要求1所述涵道风扇唇口充气气囊进行流动分离控制的方法，其特征在于，具体步骤为：

步骤1：确定涵道风扇当前时刻的来流迎角；通过涵道风扇飞行器的机载设备测量涵道风扇的来流迎角，得到涵道风扇当前时刻的来流迎角；

步骤2：当测得的来流迎角超过50°时，通过充气单元充气口向所述充气单元进行充气；

步骤3：通过安装在涵道体内的压强传感器测量充气单元内的压强；当压强达到2个大气压时，关闭进气阀门，停止向充气单元内充气，得到完全充气后的涵道风扇唇口充气气囊外形；

步骤4：当机载设备测得迎角小于50°时，充气单元内的高压气体通过放气口、管道和放气口排放到大气中，随着气囊逐渐变小，最后唇口充气气囊在自身张力的作用下紧贴在涵道风扇的涵道体上，涵道风扇恢复到原始外形。