CN107914866A - 影响飘动体上的横流不稳定性的方法和飘动体系统 - Google Patents

Abstract

本发明描述了一种用于影响飘动体(1)上的横流不稳定性的方法，飘动体的前缘(2)遭受流体流，其中离散的加热区域(10)被加热，它们被布置为在飘动体(1)的流动表面(1a)上在前缘(2)的下游并沿着前缘(2)彼此间隔开。因此，在流体流中产生影响横流不稳定性的对抗涡流。还描述了一种飘动体系统(100)。

Description

影响飘动体上的横流不稳定性的方法和飘动体系统

技术领域

本发明涉及一种用于影响飘动体上的横流不稳定性的方法，并且还涉及一种飘动体系统。

背景技术

尽管本发明及其解决的问题可以用于流体所围绕流动的表面或飘动体的各种应用，但是将针对流体所围绕流动的航空器表面进行详细描述。

为了实现具有低流阻的飘动体，经常尝试影响在飘动体周围流动的流体流，使得从层流到湍流的转变被阻止或者仅在暴露于迎面流的飘动体前缘下游尽可能远的位置发生。在飘动体的技术应用(诸如航空器机翼)中，通常产生横流，其横切于在飘动体上移动的流体流的流动方向。特别是当流体在具有沿前缘取向的方向分量的流动方向上在飘动体上流动时会产生横流。横流也会由于压力梯度的结果而产生，例如，沿着前缘通过飘动体的不同截面轮廓产生。横流导致流体流中的横流不稳定性，其被加强并最终引起流体流的层流到湍流转变。然而，在特殊情况下，例如在非常薄的机翼的翼尖区域中，层流边界层是不期望的。因此，在这些情况下，需要引起促进层流到湍流转变的横流不稳定性。

为了改善层流到湍流转变状态，通常尝试通过有意将人工的、主动产生的涡系形式的流动不稳定性引入到流体流中来防止或减少横流不稳定性的产生。为此，例如，已知设置沿着横流方向在流动表面上彼此间隔开的微柱体来有意地产生不稳定性。还已知的是，为了有意地产生不稳定性而通过沿着横流方向在流动表面上彼此间隔开的开口吹出或吸入压缩空气。

此外，由US2012/0074263A1已知的是通过布置在流动表面上的电极产生等离子体来有意将不稳定性引入流体流中。

发明内容

本发明的目的是分别提供一种方法和飘动体系统，通过该方法和系统，流体中的横流不稳定性的增长以改进的方式被抑制或减慢。

该目的分别由独立权利要求的主题实现。

有益的实施例和改进描述在从属权利要求中，其结合说明书从属于相应的独立权利要求。

根据本发明的第一方面，提供了一种用于影响飘动体上的横流不稳定性的方法。流体移动到飘动体的前缘上。根据本发明，离散的加热区域被加热，它们被布置为相对于定向为与前缘横切的深度方向、在飘动体的流动表面上在前缘的下游并沿着前缘彼此具有一定距离。由于加热区域的加热，在影响可能出现的横流不稳定性的流体流中产生对抗不稳定性或对抗涡流。

因此，在根据本发明的方法中，为了通过加热布置为彼此分开并间隔一定距离的多个小的表面部分中的流动表面来影响横流不稳定性的增长，有意地将不稳定性引入流中。在这方面，对于横流不稳定性的增长的影响可以用于抑制、即阻碍该增长，或者激起横流不稳定性，其促进层流到湍流的转变。流过飘动体的流动表面的流体流在加热区域被加热，从而导致加热区域的部分中的流体流的密度局部变化和粘度变化。这分别导致流体流动方向上的小的局部变化，这导致在流动方向上增长的对抗涡流或对抗不稳定性的形成。与横流不稳定相互作用的对抗涡流的形成和增长有利地有效抑制或加强了横流不稳定性的增长。通过加热区域的加热产生的对抗涡流提供的优点是可以使用极少的能量将不稳定性有效地引入到流体流中。此外，加热区域可以有利地集成到流动表面中。特别地，可以实现空气动力学上有利的、没有开口或隆起的封闭流动表面。除了空气动力学优点之外，这也在维护和清洁飘动体方面提供了优点。此外，由于可以容易地实现加热区域，所以根据本发明的方法能够免除使用昂贵的气动元件来在流动表面上吹出或吸入空气。此外，当通过使加热区域加热而产生对抗不稳定性时，可以使用少量的能量产生高幅度的对抗不稳定性。从而，实现了横流不稳定性的足够有效的抑制或增强。

根据该方法的优选实施例，加热区域通过与其热连接的电加热装置加热。因此，加热区域由电能加热。加热区域的电加热可以通过简单的方式建设性地实现并且具有低重量。

该方法的特别优选的改进提供的是离散的加热区域被构造为飘动体的流动表面的离散的表面部分，其布置为彼此处于预定的距离，该距离比要被抑制的横流不稳定性的、在预定的迎面流条件下被最大地增强的模式的波长短。对于分别在热力学和几何学方面预定的飘动体的迎面流条件，可以以飘动体的形状为条件来确定横流不稳定性的最大激励模式，例如通过将线性稳定性理论应用到描述流体流的边界层方程中。据此，加热区域优选彼此具有一定距离，该距离比要被抑制的横流不稳定性的波长短。以这种方式，特别有效地抑制了要被抑制的横流不稳定性的增长。

根据另一个有利的实施例，加热区域彼此被布置为1mm和10mm之间的范围内的距离。在该距离范围内，横流不稳定性有利地针对宽范围的可能流动边界条件被足够有效地抑制。加热区域优选地沿着前缘周期性地布置，即在每种情况下彼此具有相同的距离。因此，这意味着横流不稳定性通过飘动体的简单结构有效地受到影响。

在该方法中，离散的加热区优选地构造为飘动体的流动表面的离散的表面部分，加热区域沿着前缘具有延伸量，该延伸量的大小在加热区域彼此的间距的10％和70％之间。因此，加热区域的长度比加热区域彼此间的距离短。在加热区域彼此间的距离的10％和70％之间的长度范围内，针对宽范围的可能的流动边界条件，有利地实现了对横流不稳定性的增长的强烈的影响效果。

加热区域的长度特别优选在加热区域彼此的间距的20％和50％之间。在该范围内，针对相当宽范围的可能的流动边界条件，以低结构成本有利地实现了对横流不稳定性的增长的强烈的影响效果。

根据该方法的另一实施例，离散的加热区域被构造为飘动体的流动表面的圆形、椭圆形、矩形、多边形或类似形状的离散的表面部分。圆形加热区域的特殊优点是易于构造。

根据本发明的另一方面，提供一种飘动体系统。该飘动体系统具有：飘动体，其具有形成飘动体前缘的流动表面；以及用于将加热区域加热的加热装置，其以导热方式连接到流动表面的加热区域。加热区域相对于横切于前缘延伸的深度方向并且沿着前缘被布置为彼此具有一定距离。

因此，飘动体系统具有带有设置为用于流体流的迎面流的前缘的飘动体。此外，可加热的表面部分被设置为飘动体的流动表面上的加热区域。这些可加热的表面部分可以由加热装置加热，并且相对于提供的迎面流方向布置在与前缘相对的、前缘的下游。特别地，加热区域沿着由前缘限定的纵向方向彼此间隔开，使得加热区域形成沿着前缘布置的一排。因此，加热区域在横流方向上彼此间隔开，该横流方向横切于提供的飘动体的迎面流方向延伸。

热连接到加热装置的加热区域可以由加热装置加热，由此可以通过有意的方式将对抗不稳定性简单有效地引入飘动体周围流动的流体流中。特别地，仅需要一个热连接到流动表面的加热装置来产生对抗不稳定性。这意味着飘动体系统的结构特别简单同时重量轻，因为特别是免除了气动部件和移动零件。此外，由于不用在流动表面上设置暴露于外部影响的开口或隆起，所以根据本发明的飘动体系统具有改进的工作可靠性。此外，产生对抗涡流所需的能量十分低。

加热区域和加热装置之间的热连接在此作为一般意义被理解为从加热装置到飘动体的流动表面的热传递部。

根据飘动体系统的有利改进，加热装置具有对应于加热区域数量的多个加热元件。这里，与每个加热区域相关联的是相应的加热元件。这增加了飘动体系统的可靠性。

加热元件特别地可以各自布置在飘动体的、定向为与流动表面相对的内表面一侧。因此，加热元件容纳在飘动体内。以这种方式，避免了流动表面上对空气动力学不利的不均匀度。

加热元件特别优选地由电加热电阻器形成。电加热电阻器(例如加热线圈的形式)是十分经济的，并且可以容易地安装在飘动体上。这些元件的另外的优点是它们具有高的热效率。因此，可以以十分轻的重量实现飘动体系统的简单结构。

根据另一个有利的实施例，飘动体系统还具有控制装置，其在功能上与加热元件相连接，并且可以通过它独立地启动加热元件。因此，控制装置被构造为独立于其他加热元件之外将每个加热元件设定为加热状态。结果，可以改变处于加热状态的相邻定位的加热区域之间的距离，对抗涡流在流体流中的引入由此可以灵活地适应流动条件。例如，加热元件的这种可控性允许抑制以及增强横流不稳定性。因此实现了在流动控制期间的高灵活性。

为了将加热装置热连接到加热区域，特别地可以提供的是加热元件以导热方式与飘动体的、定向为与流动表面相对的内表面接触。这里，可以提供加热元件和飘动体之间的直接接触或通过导热部件间接接触。由于与内表面接触，因此可以避免飘动体中的凹部，结果保持了飘动体的机械强度，并且可以在没有开口或类似物的、空气动力学完美的表面上产生对抗涡流。

或者，可以提供的是加热元件布置在形成于飘动体中的凹部中并且它们的末端与流动表面平齐。这里，加热元件的加热单元本身或者通过导热方式与其连接的导热部件可以设置在凹部中。这里，加热元件形成飘动体的流动表面对应于加热区域一部分。飘动体系统的这种构造具有的优点是可以在飘动体的高机械稳定性的同时在流动表面上实现高加热功率密度。

另一个有利的实施例提供的是加热区域被构造为飘动体的流动表面的离散的表面部分，该加热区域沿着前缘具有延伸量，该延伸量的大小在加热区域彼此的间距的10％和70％之间。在加热区域彼此的间距的10％和70％之间的长度范围内，针对宽范围的可能的流动边界条件，有利地实现了对横流不稳定性的增长的强烈的影响效果。

加热区域的长度特别优选在加热区域彼此的间距的20％和50％之间。在该范围内，针对足够宽范围的可能的流动边界条件，以低结构成本有利地实现了对横流不稳定性的增长的强烈的影响效果。

根据飘动体系统的优选改进，加热区域被布置为彼此处于1mm和10mm之间范围内的距离。在该距离范围内，有利地针对宽范围的可能的流动边界条件十分有效地抑制了横流不稳定性。加热区域优选地沿着前缘周期性地布置，即在每种情况下彼此以相同的距离布置。因此，这意味着横流不稳定性通过飘动体的简单结构有效地受到影响。

此外，可以提供的是离散的加热区域被构造为飘动体的流动表面的圆形、椭圆形、矩形、多边形或类似形状的离散的表面部分。圆形加热区域的特殊优点是它们易于构造。例如，可以在飘动体中形成孔，加热装置的加热元件的棒状部分可以被引入该孔中。

根据本发明的飘动体系统特别适用于实施上述方法。已经结合该方法公开的特征和优点因此也适用于该飘动体系统，反之亦然。

根据本发明的另一方面，一种航空器的机翼设置有根据上述任一实施例的飘动体。在这方面，飘动体系统的飘动体优选地形成前缘襟翼、后缘襟翼、翼主体、水平安定面、升降舵、垂直安定面和方向舵构成的组中的机翼部件。

关于方向信息和轴线，特别是关于与物理结构的走向相关、与“沿着”另一个轴线、方向或结构的轴线、方向或结构的走向相关的方向信息和轴线，在此理解为指的是它们(特别是出现在结构的相应区域中的切线)各自以小于45度、优选小于30度并且特别优选彼此平行的角度延伸。

关于方向信息和轴线，特别是关于与物理结构的走向相关、与“横切于”另一个轴线、方向或结构的轴线、方向或结构的走向相关的方向信息和轴线，在此理解为指的是它们(特别是出现在结构的相应区域中的切线)各自以大于或等于45度、优选大于或等于60度并且特别优选彼此垂直的角度延伸。

关于加热区域彼此的间距或距离，在这里理解为两个紧邻的加热区域之间的最短可能连接线的长度。

附图说明

在下文中，将参照附图描述本发明，其中：

图1是根据本发明的优选实施例的飘动体系统的飘动体的立体图；

图2是根据本发明的另一实施例的飘动体系统的飘动体的平面图；

图3是通过图2所示的切割线A-A获得的飘动体系统的实施例的断面剖视图；

图4是通过图2所示的切割线A-A获得的飘动体系统的另一实施例的断面剖视图；

图5是具有飘动体系统的航空器的示意图。

具体实施方式

在附图中，相同的附图标记表示相同或功能相同的构件，除非另有说明。

图1和图2在每个例子中示意性地并且通过举例的方式示出了飘动体系统100的飘动体1。飘动体1具有限定飘动体1的外部轮廓的流动表面1a。如图1和图2所示，流动表面1a形成飘动体1的前缘2，其设置为用于迎面流。如图1中通过举例的方式所示，可以特别地设置为前缘2将流动表面1a分为压力侧1d和吸入侧1s。如图2中通过举例的方式所示，飘动体1构造为细长体，飘动体1的前缘2在飘动体1的纵向L上延伸。

同样如图1和图2所示，加热区域10设置在飘动体1的流动表面1a上。加热区域10可以由加热装置11加热，加热装置11以导热方式连接到流动表面1a的加热区域10，并且将在下面参考图3和图4更详细地描述。在流体迎面流到前缘2上的过程中，加热区域10被加热装置11加热。流经流动表面1a的流体流在热的加热区域10中被加热，由此在加热区域10的部分中实现了流体的密度和粘度的局部变化。因此，在每个处于加热状态的加热区域10中产生在流体流的流动方向S上形成的对抗涡流或对抗不稳定性。对抗涡流的形成和增长抑制或促进不期望的横流不稳定性的增长。

如图1和图2所示，沿着飘动体1的前缘2设置有多个加热区域10。特别如图2所示，加热区域10关于横切于前缘2延伸的深度方向D与前缘2隔开一定距离布置。此外，加热区域10关于纵向方向L彼此间隔距离d10。距离d10优选地在1mm和10mm之间的范围内，并且如图2中通过举例的方式所示，特别是对于关于纵向方向L相邻设置的两个加热区域10之间的所有加热区域10都具有相同的尺寸。图1和2分别显示一排沿纵向方向L延伸的加热区域10。此外，还可以在深度方向D上设置一排或多排另外的加热区域10。设置在飘动体1的吸入侧1s上的加热区域10分别在图1和图2中通过举例的方式示出。当然，可选地或另外地，加热区域10也可以设置在飘动体1的压力侧1d上。离散的加热区域10优选地构造为飘动体1的流动表面1a的圆形离散的表面部分，如图1和2中通过举例的方式所示。加热区域10优选地沿着前缘2具有延伸量110，其大小为加热区域10彼此的间距的10％和70％之间，特别是20％和50％之间。因此，加热区域的延伸量110或纵向延伸量的大小特别地为距离d10的10％和70％之间，优选为20％和50％之间。在图1和图2中通过举例的方式示出为圆形的加热区域10中，延伸量110对应于圆的直径。

如图3和图4所示，飘动体系统100还具有加热装置11，其以热传导方式连接到加热区域10以便对加热区域10加热。如图3和图4所示，飘动体1优选构造为中空体，其具有与流动表面1a相对地定向的内表面1b。在这方面，加热装置11可以特别地布置在内表面1b一侧或飘动体1的内侧，如图3和图4中通过举例的方式所示。同样如图3和图4所示，加热装置11优选地具有与加热区域10的数量对应的多个加热元件12。由于图3和图4所示的加热装置11的布置，可以实现空气动力学上有利的、无开口或隆起的封闭流动表面1a。由于流动表面1a上的可加热的加热区域11的这种简单的实现，能够免除使用昂贵的气动构件来吹出或吸入流动表面上的空气。此外，在通过使加热区域加热而产生对抗不稳定性时，可产生高幅度的抵消不稳定性。

加热元件12分别在图3和图4中示意性地示出，并且可以特别地由可连接到电压源V的电加热电阻器形成。

图3示出了通过使加热元件12与飘动体1的内表面1b接触来将加热元件12热连接到加热区域10的可能性。图3以举例的方式示出了通过使加热元件12与飘动体1的内表面1b直接接触而实现的热连接。或者，还可以设置为加热元件12的发热加热单元(未示出)通过导热部件(未示出)以导热方式与内表面1b接触，例如通过小金属板等(未示出)。在图3中，以虚线示意性地表示加热区域10。

图4示出了将加热元件12热连接到加热区域10的另一优选可能性。这里，加热元件12布置于在流动表面1a和内表面1b之间延伸的凹部13中，或者它们被插入所述凹部。如图4所示，加热元件12末端与流动表面1a平齐，使得加热元件12的端面各自形成加热区域10，并从而形成流动表面1a的一部分。

图3和图4还示出了飘动体系统100的可选的控制装置15。控制装置15在功能上与加热元件12连接，并且被设置为用于独立地启动单独的加热元件12。特别地，控制装置15被构造为将由电压源V产生的电压直接连接到各个加热元件12上，从而将它们切换到加热状态。因此，通过可选的控制装置15，可以将单独的加热元件12或多组加热元件12分别设定为加热状态，并由此设定两个被加热的加热区域10之间的距离。取决于被加热的加热区域10之间设定的距离，要抑制的不同模式的横流不稳定性被抑制或加强。因此，可以通过控制加热区域10的加热状态来实现灵活的流控制。

图1和图2以举例的方式示意性示出流体流到飘动体1上的迎面流，该流体流在主流动方向S上冲击飘动体1的前缘2，该流体流具有横切于前缘2的第一方向分量S1和沿着前缘2的第二方向分量S2。在这种类型的迎面流流到飘动体1上时，横流不稳定性通常形成为特别大的程度。由于加热区域10的加热，在流体流中产生对抗涡流，这特别地抑制了横流不稳定性。

图5示出了上述飘动体系统100在航空器201的机翼200中的有利应用。这里，飘动体1特别地可以是前缘襟翼202、后缘襟翼203、翼主体204、水平安定面205、升降舵206、垂直安定面207或方向舵(未示出)。

尽管上文已经基于实施例通过举例的方式描述了本发明，但是本发明并不限于此，而是可以通过不同的方式进行修改。特别地，也可以想到上述实施例的组合。

附图标记列表

1飘动体

1a流动表面

1b飘动体的内表面

1s飘动体的吸入侧

1d飘动体的压力侧

2飘动体的前缘

10加热区域

11加热装置

12加热元件

13凹部

15控制装置

100飘动体系统

200机翼

201航空器

202前缘襟翼

203后缘襟翼

204翼主体

205水平安定面

206升降舵

207垂直安定面

d10加热区域彼此的距离

D飘动体的深度方向

L纵向

110加热区域的纵向延伸量

S流体流的主流动方向

S1流体流的第一方向分量

S2流体流的第二方向分量

V电压源

Claims (15)

1.一种影响飘动体(1)上的横流不稳定性的方法，该飘动体的前缘(2)遭受流体流，所述方法具有以下步骤：

加热离散的加热区域(10)，该加热区域被布置为，相对于定向为与前缘(2)横切的飘动体(1)的深度方向(D)、在飘动体(1)的流动表面(1a)上在前缘(2)的下游并沿着前缘(2)彼此具有一定距离，以便在流体流中产生对抗不稳定性，其影响横流不稳定性的增长。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，加热区域(10)由与其热连接的电加热装置(11)加热。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，离散的加热区域(10)被构造为飘动体(1)的流动表面(1a)的离散的表面部分，其布置为彼此处于预定的距离(d10)，特别是处于1mm和10mm之间的范围内的距离，该距离比要抑制的横流不稳定性的、在预定的迎面流条件下被最大地增强的模式的波长短。

4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，离散的加热区域(10)被构造为飘动体(1)的流动表面(1a)的离散的表面部分，其中加热区域(10)沿着前缘(2)具有延伸量(110)，该延伸量的大小在加热区域(10)彼此的间距的10％和70％之间，特别是20％和50％之间。

5.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，离散的加热区域(10)被构造为飘动体(1)的流动表面(1a)的圆形、椭圆形、矩形、多边形或类似形状的离散的表面部分。

6.一种飘动体系统(100)，包括：飘动体(1)，其具有形成飘动体(1)的前缘(2)的流动表面(1a)；以及加热装置(11)，其以导热方式连接到流动表面(1a)的加热区域(10)，以加热所述加热区域(10)，其中加热区域(10)相对于横切于前缘(2)延伸的深度方向(D)并且沿着前缘(2)被布置为彼此具有一定距离。

7.根据权利要求6所述的飘动体系统(100)，其中，加热装置(11)具有与加热区域(10)的数量对应的多个加热元件(12)。

8.根据权利要求7所述的飘动体系统(100)，其中，加热元件(12)由电加热电阻器形成。

9.根据权利要求7或8所述的飘动体系统(100)，还包括：控制装置(15)，其功能上与加热元件(12)连接，并且可以通过它独立地启动加热元件(12)。

10.根据权利要求7至9中任一项所述的飘动体系统(100)，其中，加热元件(12)以导热方式与飘动体(1)的、与流动表面(1a)相对地定向的内表面(1b)接触。

11.根据权利要求7至9中任一项所述的飘动体系统(100)，其中，加热元件(12)布置在形成于飘动体(1)中的凹部(13)中并且它们的末端与流动表面(1a)平齐。

12.根据权利要求6至11中任一项所述的飘动体系统(100)，其中，加热区域(10)被构造为飘动体(1)的流动表面(1a)的离散的表面部分，其中加热区域(10)沿着前缘(2)具有延伸量(110)，该延伸量的大小在加热区域(10)彼此的间距的10％和70％之间，特别是20％和50％之间。

13.根据权利要求6至12中任一项所述的飘动体系统(100)，其中，加热区域(10)被布置为彼此处于1mm和10mm之间范围内的距离(d10)。

14.根据权利要求6至13中任一项所述的飘动体系统(100)，其中，加热区域(10)被构造为飘动体(1)的流动表面(1a)的圆形、椭圆形、矩形、多边形或类似形状的离散的表面部分。

15.一种航空器或航天器(201)的机翼(200)，其具有根据权利要求6至14中任一项所述的飘动体系统(100)。