CN110450942A - 一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例公开了一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，涉及旋翼飞行器制造技术领域，能够实现对旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制，从而实现旋翼飞行器减阻目的，同时降低实现成本和故障率。本发明包括：涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°；单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°本发明适用于旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制。
Description
技术领域
本发明涉及旋翼飞行器制造技术领域，尤其涉及一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器。
背景技术
在很多的应用领域，旋翼飞行器具有其不可替代性。随着旋翼飞行器速度的不断提升，对旋翼飞行器进行减阻工作越来越重要。一般来说，旋翼飞行器的机身废阻能在全机废阻中占25％～30％，因此针对旋翼飞行器机身开展减阻工作是非常有必要的。
其中，侧风来流则是旋翼飞行器减阻设计中较为棘手问题，当旋翼飞行器处于侧风来流情况时，在这一状态下机身相对于来流是非流线型，此时机身流场容易发生大面积气流分离区，从而大大增加了机身阻力以及旋翼的功率消耗，甚至导致坠机，因此针对在侧风来流时的旋翼飞行器机身开展减阻工作是非常有必要的。
目前，业内主要采用的是减阻方案，其中需要通过若干种主动技术减轻旋翼飞行器后门区域发生的气流分离，从而减少机身阻力。所需采用的主动控制装置，不仅价格高昂，还需要额外设计飞控程序和操作流程，增加了系统设计的复杂度，同时也降低了系统的冗余度提升了故障率。
发明内容
本发明的实施例提供一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，能够实现对旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制，从而实现旋翼飞行器减阻目的，同时降低实现成本和故障率。
为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：
涡流发生器的安装角(2)，为所述涡流发生器与第二水平参考线(v2)的夹角，涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°；
单片涡流发生器的第一个拐角(9)，为第一段的上表面(5)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，其中，所述物面属于飞行器的机身表面的一部分；
单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°。
其中，L1表示涡流发生器的前端(4)至涡流发生器的上表面的后端(8)的水平长度，L1的值大于等于3h且小于等于5h；
L2表示涡流发生器的前端(4)到涡流发生器上表面的拐点(6)的水平长度，L2的值大于等于0.4倍的L1且小于等于0.6倍的L1。
涡流发生器厚度(H1)的值大于等于0.1h且小于等于0.4h，涡流发生器的高度(H2)为1h。
一对涡流发生器的两个前端之间的距离(3)的值大于等于0.8h且小于等于2h。
相对于现有技术中采用主动控制装置的减阻方案，本实施例提供了一种被动减阻方案，主要通过在机身外增加涡流发生器以实现被动减阻。由于相对于主动减阻方案中所必须采用的主动控制装置，涡流发生器具有易于安装且制造成本低廉的特点，因此可以考虑应用于以巡航速度飞行的钝体旋翼飞行器机身，从而实现减阻的目的。
针对旋翼飞行器作业环境复杂，当旋翼飞行器遇到强侧风或者侧飞时，机身容易产生大面积的气流分离现象，并且常规的涡流发生器通常设计的工作状态是旋翼飞行器的巡航状态，工作状态的来流迎角范围相对较小，面对强侧向来流可能出现失稳现象，从而无法实现减阻以及抑制气流分离的作用。针对该现象，本实施例中提出了一种新型的在大来流迎角状态下仍然可以正常工作的涡流发生器设计，用于延缓气流分离现象的出现，实现了对旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制，从而实现旋翼飞行器减阻目的。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例提供的涡流发生器三视图及三维图；
图2为本发明实施例提供的前涡流发生器的尺寸示意图；
图3为本发明实施例提供的涡流发生器大迎角状态工作示意图；
图4为本发明实施例提供的涡流发生器工作原理示意图；
图5为本发明实施例提供的一种用于机身减阻及延缓气流分离的气流分离系统的结构示意图；
图6为本发明实施例提供的另一种用于机身减阻及延缓气流分离的气流分离系统的结构示意图；
图7a-图7d为传统涡流发生器的升阻力随迭代步数的变化示意图；
图8a-图8d为本发明实施例提供的涡流发生器的升阻力随迭代步数的变化示意图；
图9为具体实例中的速度矢量图及压强云图；
图10为具体实例中的流线图及速度云图；
图11为具体实例中的不同截面位置处的流线图及压强云图；
图12为具体实例中的空间体流线图。
具体实施方式
为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
为了解决直升机在遇到强侧风或者侧飞时状态下，机身由于气流分离导致阻力加大的问题，本实施例提供了一种在大来流迎角状态下仍然可以正常工作的涡流发生器设计，用于延缓气流分离现象的出现，从而实现直升机整流减阻目的。
本实施例的方案所设计涡流发生器相对于传统涡流发生器主要区别在于：具有更大范围的工作迎角，即在大来流速度迎角的情况下，仍然可以正常工作。在外形上与传统涡流发生器具有明显差异，主要是为了实现增大涡流发生器工作迎角的作用。如图1所示的，为所设计涡流发生器的三视图及三维示意图。
其中，涡流发生器的安装角(2)，为所述涡流发生器与第二水平参考线(v2)的夹角，涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°，其中，v1、v2、v3、v4分别为四条相互平行的水平参考线。
单片涡流发生器的第一个拐角(9)，为第一段的上表面(5)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，其中，所述物面属于飞行器的机身表面的一部分。
单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°。
在本实施例中，涡流发生器形状特征如图2所示，其中图2(a)为俯视图(b)为侧视图，涡流发生器的高度H2＝1h，大致与当地边界层厚度相当。
具体的，L1表示涡流发生器的前端(4)至涡流发生器的上表面的后端(8)的水平长度，L1的值大于等于3h且小于等于5h。L2表示涡流发生器的前端(4)到涡流发生器上表面的拐点(6)的水平长度，L2的值大于等于0.4倍的L1且小于等于0.6倍的L1。即L2为L1的0.4至0.6倍。
在本实施例中，涡流发生器厚度(H1)的值大于等于0.1h且小于等于0.4h，涡流发生器的高度(H2)为1h。一对涡流发生器的两个前端之间的距离(3)的值大于等于0.8h且小于等于2h。
相对于现有技术中采用主动控制装置的减阻方案，本实施例提供了一种被动减阻方案，主要通过在机身外增加涡流发生器以实现被动减阻。由于相对于主动减阻方案中所必须采用的主动控制装置，涡流发生器具有易于安装且制造成本低廉的特点，因此可以考虑应用于以巡航速度飞行的钝体旋翼飞行器机身，从而实现减阻的目的。
针对旋翼飞行器作业环境复杂，当旋翼飞行器遇到强侧风或者侧飞时，机身容易产生大面积的气流分离现象，并且常规的涡流发生器通常设计的工作状态是旋翼飞行器的巡航状态，工作状态的来流迎角范围相对较小，面对强侧向来流可能出现失稳现象，从而无法实现减阻以及抑制气流分离的作用。针对该现象，本实施例中提出了一种新型的在大来流迎角状态下仍然可以正常工作的涡流发生器设计，用于延缓气流分离现象的出现，实现了对旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制，从而实现旋翼飞行器减阻目的。
具体如图3所示的，是涡流发生器在大迎角状态工作的示意图，当直升机侧飞或者遇到较大的侧向来风时，涡流发生器就可能在该状态下工作，图三为俯视图，来流速度方向示意(1)，10为涡流发生器的工作迎角，为涡流发生器11与来流1的夹角。
进一步的，如图4所示的，为涡流发生器工作示意图，视角方向为图三中的W1方向，来流方向为1所示，当流体经过涡流发生器前半部分17时，由于17是前缘较尖锐小块，因此流体会沿着涡流发生器前半部分流动，并在拐点6形成一个强度较小但是相当稳定的前缘涡系16，随后该涡系随着涡系轴12向后移动，在前缘涡16的作用下，涡流发生器后半部分18上的流体会发生主流流体与附面层流体能量的交换以及传递，从而增强涡流发生器后半部分在大迎角状态下已经分离或者即将分离的流体的抗分离能力，从而推迟涡流发生器后半部分上的气流分离，并且流体会继续向后运动，形成一个更强的诱导涡15，诱导涡轴为14，该诱导涡15为主要的改善机身表面气流分离现象的作用涡。
在本实施例的最优方案中：涡流发生器的安装角(2)的值为25°。在次优方案中：涡流发生器的安装角(2)的值为20°。
在本实施例的最优方案中：第一个拐角(9)的值为15°，第二个拐角(20)的值为45°。在次优方案中：第一个拐角(9)的值为20°；第二个拐角(20)的值为50°。
在本实施例的最优方案中：L1的值为4h。在次优方案中：L1的值为4.5h。
在本实施例的最优方案中：L2的值为0.5L1。在次优方案中：L2的值为0.55L1。
下面举例具体的测试数据，说明本实施例的有益效果：
实验场景：对运输直升机在巡航以及侧飞飞行条件下的阻力特性进行了减阻分析及设计。首先，在围绕机身生成的非结构网格基础上，建立了一套能有效模拟直升机阻力特性的CFD方法，并以有试验结果对比的ROBI N机身进行了算例验证。然后，采用建立的CFD方法细致模拟了在了本实施例所设计的涡流发生器作用下机身附近的流动特征及机身阻力特性。通过算例对比表明：在巡航以及侧飞飞行条件下，添加本实施例所设计的涡流发生器能有效减少机身后舱门/尾部悬臂连接处分离区的扩展，从而实现了对直升机减阻的目的。
1.涡流发生器受力对比。
对传统涡流发生器以及本实施例所设计的涡流发生器进行数值模拟，并将模拟结果中单片涡流发生器受到的阻力以及升力提取出来进行对比分析，保证两者具有相同的网格尺寸、涡流发生器的长度、高度、厚度、相同的计算状态以及计算方法。下表为所设计的计算状态，在相同的来流马赫数下，改变来流的迎角从而模拟各种方向的阵风情况。
图7a-图7d所示的为传统涡流发生器的升阻力随迭代步数的变化，其中Y轴的间隔均为0.005N。
图8a-图8d所示的为本实施例提供的涡流发生器的升阻力随迭代步数的变化。，从图8a-图8d可以看出，当来流迎角增大，传统涡流发生器后出现周期性的震荡力，此时传统涡流发生器出现失速现象，无法起到交换附面层流体及主流流体能量的作用，而本实施例中的涡流发生器在大迎角下仍然可以使流体保持较好的附着状态，具有较大的工作迎角，因此可以适用于直升机侧飞时等涡流发生器的工作来流迎角较大的情况。。
2.流场云图对比分析。
将传统涡流发生器以及本实施例所设计的涡流发生器的流场进行对比分析，图9所示的速度矢量图及压强云图和图10所示的流线图及速度云图，是来流马赫数为0.18，来流迎角为0°状态下，相同截面处的速度矢量图及压强云图和流线图及速度云图。可以看出即使是在小来流迎角的状态下本实施例所设计的涡流发生器仍然能使得机身附近流体更好的附着。
进一步的，在来流马赫数为0.18，来流迎角为60°状态下，如图11所示的不同截面位置处的流线图及压强云图，和如图12所示的空间体流线图。可以看出在大来流迎角的状态下传统涡流发生器气流分离现象显著，并且随着流体远离壁面(Y增大),分离现象越来越严重，在远离壁面处甚至在后方出现脱落涡，这也是导致在该状态涡流发生器的升阻力出现阻挡失稳的重要原因。而本实施例所设计的涡流发生器在各个位置均未有脱落涡出现，流场处于稳定状态，因此可以保证在大来流迎角状态下涡流发生器的有效性。由体流线示意图可以看到，在传统涡流发生器的流场中有一个明显的脱落涡，此外在涡流发生器的扩张段的一侧也出现了较大的气流分离现象，而本实施例所的涡流发生器则没有出现以上问题。
由此可见，对比分析涡流发生器与常规涡流发生器在相同来流速度，不同来流迎角状态的效果，并针对某型运输旋翼飞行器在巡航飞行条件下的阻力特性进行了数值模拟及减阻分析，计算结果表明：添加涡流发生器能有效减少机身后舱门/尾部悬臂连接处分离区的扩展，从而实现了对旋翼飞行器减阻的目的。但是常规涡流发生器在来流迎角较大的状态会发生失稳现象，并且导致涡流发生器无法正常工作，而本文所设计的涡流发生器在大来流迎角的状态仍可以正常工作，并且涡流发生器带来的额外阻力大大小于常规涡流发生器。
因此，本实施例提供的涡流发生器，针对旋翼飞行器机身在各种阵风环境作业时出现大面积气流分离的现象(例如旋翼飞行器过渡段)，设计了一种具有大范围工作迎角的新型涡流发生器，用于延缓旋翼飞行器在恶劣的飞行环境作业时出现的气流分离现象，从而实现旋翼飞行器在恶劣环境作业减阻目的。
本实施例还提供一种用于机身减阻及延缓气流分离的气流分离系统，所述气流分离系统由至少2个本实施例中所提供的涡流发生器组成。
气流分离系统的组成方式至少有2中，其一，如图5所示的：
每2个涡流发生器分为一组，每一组中的涡流发生器沿着中轴线对称分布，所述中轴线为每一组中的涡流发生器的俯视图的中轴线。每一组中的涡流发生器沿着中轴线，呈八字形对称分布。
其二，如图6所示的，所有的涡流发生器被分为第一组和第二组共2组。每一组中的涡流发生器相互平行。所述第一组与所述第二组中的涡流发生器的数量相同，且所述第一组与所述第二组沿着中轴线对称分布，所述中轴线为所述第一组与所述第二组的俯视图的中轴线。
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，包括：
涡流发生器的安装角(2)，为所述涡流发生器与第二水平参考线(v2)的夹角，涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°；
单片涡流发生器的第一个拐角(9)，为第一段的上表面(5)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，其中，所述物面属于飞行器的机身表面的一部分；
单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°。
2.根据权利要求1所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，L1表示涡流发生器的前端(4)至涡流发生器的上表面的后端(8)的水平长度，L1的值大于等于3h且小于等于5h，h表示所述涡流发生器的安装位置的附面层厚度；
L2表示涡流发生器的前端(4)到涡流发生器上表面的拐点(6)的水平长度，L2的值大于等于0.4倍的L1且小于等于0.6倍的L1。
3.根据权利要求2所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，涡流发生器厚度(H1)的值大于等于0.1h且小于等于0.4h，涡流发生器的高度(H2)为1h。
4.根据权利要求3所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，一对涡流发生器的两个前端之间的距离(3)的值大于等于0.8h且小于等于2h。
5.根据权利要求3所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，
涡流发生器的安装角(2)的值为25°；
或者，涡流发生器的安装角(2)的值为20°。
6.根据权利要求3所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，第一个拐角(9)的值为15°；或者，第一个拐角(9)的值为20°；
第二个拐角(20)的值为45°；或者，第二个拐角(20)的值为50°。
7.根据权利要求3所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，L1的值为4h；或者L1的值为4.5h；L2的值为0.5L1；或者，L2的值为0.55L1。
8.一种用于机身减阻及延缓气流分离的气流分离系统，其特征在于，所述气流分离系统由至少2个用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器组成；
在所述涡流发生器中，安装角(2)为所述涡流发生器与第二水平参考线(v2)的夹角，涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°，其中，v1、v2、v3分别为三条相互平行的水平参考线；单片涡流发生器的第一个拐角(9)，为第一段的上表面(5)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，其中，所述物面属于飞行器的机身表面的一部分；单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°。
9.根据权利要求8所述的气流分离系统，其特征在于，每2个涡流发生器分为一组，每一组中的涡流发生器沿着中轴线对称分布，所述中轴线为每一组中的涡流发生器的俯视图的中轴线；
每一组中的涡流发生器沿着中轴线，呈八字形对称分布。
10.根据权利要求9所述的气流分离系统，其特征在于，所有的涡流发生器被分为第一组和第二组共2组；
每一组中的涡流发生器相互平行；
所述第一组与所述第二组中的涡流发生器的数量相同，且所述第一组与所述第二组沿着中轴线对称分布，所述中轴线为所述第一组与所述第二组的俯视图的中轴线。
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