TWI705028B

TWI705028B - 機翼效能提升裝置

Info

Publication number: TWI705028B
Application number: TW108123398A
Authority: TW
Inventors: 劉旭光; 許展晏
Original assignee: 國立雲林科技大學
Priority date: 2019-07-03
Filing date: 2019-07-03
Publication date: 2020-09-21
Also published as: TW202102406A

Abstract

一種機翼效能提升裝置，是在機翼上、下貫穿一嵌孔，在該嵌孔嵌設一無扇葉風扇，並且配合該嵌孔在該機翼內形成一氣流管道，該無扇葉風扇的上、下兩端分別設有一進氣口以及一出氣口，在該無扇葉風扇的周圍設有一進氣管，該進氣管與該氣流管道相連，當由該氣流管道向該進氣管輸入高壓空氣時，該無扇葉風扇由該出氣口向下吹出噴流，該進氣孔亦會吸氣，除了能提升該機翼的升力並抑制該機翼的翼尖渦漩強度與大小以外，透過該進氣口的吸力作用使該機翼上表面的氣流吸附在壁面，可消除或改善氣流的分離現象，有效提升飛機的整體氣動力效能並減少機翼所產生的氣動力噪音。

Description

機翼效能提升裝置

本發明涉及一種機翼的裝置，尤其涉及一種提升升力、降低翼尖渦漩與流場分離現象的機翼效能提升裝置。

翼尖渦漩又稱為翼尖渦，當機翼產生正升力時，下翼面的壓強比上翼面高，在上、下翼面壓強差的作用下，在機翼兩側尖端形成翼尖渦漩，機翼產生的升力越高，翼尖渦漩也就越強。

此種渦漩會造成機翼升力的降低、阻力的增加，以至於影響飛機的效能外，亦會產生氣動力噪音，對於飛機的安全性來說是不可忽視的一大問題，所以在許多飛機上都在翼尖裝有翼尖小翼，藉以阻擋或減弱翼尖渦漩。機翼阻力產生的來源除了上述的翼尖渦漩以外，當機翼的上表面產生流場分離，也就是邊界層分離的現象時，也會大幅增加機翼的阻力，甚至產生升力喪失的問題。

由於現有飛機的機翼在飛行時會產生翼尖渦漩，使機翼的升力降低、阻力增加並且產生氣動力噪音。為此，本發明在機翼設有主動式的噴流裝置，以消除或降低機翼表面流場分離的程度，以及由翼尖渦漩所造成的種種不利的影響，進而提升飛機的效能並減少機翼產生的氣動力噪音。

為達到上述創作目的，本發明提供一種機翼效能提升裝置，包括一機翼以及一嵌設在該機翼內的噴流裝置，其中：配合該噴流裝置在該機翼形成一嵌孔，該嵌孔上、下貫穿該機翼；該噴流裝置在該嵌孔內嵌設一無扇葉風扇，並且配合該嵌孔在該機翼內形成一氣流管道，該無扇葉風扇的上、下兩端分別設有一進氣口以及一出氣口，在該無扇葉風扇的周圍設有一進氣管，該進氣管與該氣流管道相連，藉此當由該氣流管道向該進氣管輸入高壓空氣時，該無扇葉風扇由該出氣口向下吹出噴流。

進一步，本發明所述無扇葉風扇包括一外殼以及一流道構件，該外殼為管體並且在上端形成一向內並向下捲曲的捲曲部，所述進氣口形成在該捲曲部的內側，所述進氣管連接在該外殼的周圍，該流道構件嵌設固定在該外殼內，該流道構件的下端與該外殼的下端相抵靠，在該流道構件與該外殼之間形成一環狀的氣室，該氣室與所述進氣管相通，在該流道構件內側形成一上窄下寬的流道，所述出氣口形成在該流道的下端，該進氣口與該流道的上端相連，該捲曲部的內端緣伸入該流道的上端，在該捲曲部的內端緣與該流道構件的上端緣之間形成一環狀且朝下開口的噴氣縫隙。

較佳的，本發明在所述流道的上側形成一直徑最窄的頸部，在該流道的下側形成一平直段，在該頸部與該平直段之間連接一傾斜段。

較佳的，本發明在所述流道的上側形成一直徑最窄的頸部，在該頸部與該流道的下端之間形成一擴孔段。

當本發明使用時，是透過該氣流管道向該進氣管以及該無扇葉風扇輸入高壓空氣，使該無扇葉風扇除了由下端的出氣口向下吹出噴流以外，該無扇葉風扇上端的該進氣口亦會吸氣，該無扇葉風扇向下吹出的噴流使該機翼增加的升力遠大於阻力。

本發明的功效在於，該無扇葉風扇的向下吹出的噴流能抑制翼尖渦漩的強度及大小，而由該進氣口吸氣的作用能使該機翼上表面的氣流得以吸附在機翼的壁面，使得該無扇葉風扇週遭的流場分離現象獲得消除或改善，避免機翼上表面因流場分離產生額外的阻力，因此透過本發明能有效提升飛機的整體氣動力效能，例如升力的增加，並減少機翼所產生的氣動力噪音。

10:機翼

11:嵌孔

20:噴流裝置

21:無扇葉風扇

211:外殼

2111:捲曲部

212:流道構件

213:進氣管

214:進氣口

215:氣室

216:流道

2161:頸部

2162:平直段

2163:傾斜段

217:出氣口

218:噴氣縫隙

219:擴孔段

22:氣流管道

圖1是本發明第一較佳實施例的立體圖。

圖2是本發明第一較佳實施例的分解圖。

圖3是本發明第一較佳實施例的剖面圖。

圖4是本發明第一較佳實施例的實施示意圖。

圖5是本發明第二較佳實施例的實施示意圖。

圖6是本發明兩較佳實施例噴流係數對升力與阻力影響的關係圖。

圖7是本發明兩較佳實施例翼尖渦漩中心線的總壓分布圖。

圖8是本發明兩較佳實施例風扇中心位置翼尾緣處垂直線上的總壓分布圖。

為能詳細瞭解本發明的技術特徵及實用功效，並可依照說明書的內容來實施，進一步以如圖式所示的較佳實施例，詳細說明如下。

請參看圖1至圖3所示的本發明第一較佳實施例，是提供一種機翼效能提升裝置，包括一機翼10以及一嵌設在該機翼10內而能向下吹出噴流的噴流裝置20，其中：配合該噴流裝置20在該機翼10形成一嵌孔11，該嵌孔11上、下貫穿該噴流裝置20，如本較佳實施例中該嵌孔11是設置在該機翼10的前側。

該噴流裝置20在該嵌孔11內嵌設一無扇葉風扇21，並且配合該嵌孔11在該機翼10內形成一氣流管道22，該無扇葉風扇21包括一外殼211、一流道構件212以及一結合在該外殼211周圍的進氣管213，其中該外殼211為沿上、下方向延伸的管體並且在上端形成一向內並向下捲曲的捲曲部2111，在該捲曲部2111的內側形成一進氣口214；該流道構件212嵌設固定在該外殼211內，該流道構件212的下端與該外殼211的下端相抵靠，在該流道構件212與該外殼211之間形成一環狀的氣室215，該氣室215與該進氣管213相通，在該流道構件212的內側形成一上窄下寬的流道216，在該流道216的下端形成一出氣口217，在該流道216的上側形成一直徑最窄的頸部2161，在該流道216的下側形成一圓環形的平直段2162，在該頸部2161與該平直段2162之間連接一傾斜段2163，該進氣口214與該流道216的上端相連，該捲曲部2111的內端緣伸入該流道216的上端，在該捲曲部2111的內端緣與該流道構件212的上端緣之間形成一環狀且朝下開口的噴氣縫隙218。

本發明第一較佳實施例使用時如圖2、圖4所示，該機翼10是安裝在飛機上並且以該氣流管道22連接高壓空氣源，透過該氣流管道22向該進氣管213輸入高壓空氣時，高壓空氣會進入該無扇葉風扇21的該氣室215內，再由該噴氣縫隙218朝該流道216向下噴出，該流道216內向下噴出的氣流會帶動上端的該進氣口214吸氣，再由該無扇葉風扇21下端的該出氣口217向下吹出噴流。由於本較佳實施例中該流道216的下側是圓環形的平直段2162，因此向下吹出的噴流較為集中而為集中型的無扇葉風扇21。

當本發明第一較佳實施例的該機翼10在空氣中前進，使該機翼10下方的壓力大於上方的壓力產生升力時，啟動該無扇葉風扇21向下吹出的噴流會對該機翼10產生額外的升力與阻力，但升力提升的幅度遠大於阻力，加上該無扇葉風扇21向下吹出的噴流會擾動流經該機翼10底側的氣流，進而抑制翼尖渦漩的強度及大小，因此亦能提升飛機的升力，並且減少該機翼10產生的氣動力噪音，而該無扇葉風扇21上端的該進氣口214的吸氣作用，則是能進一步消除或改善該進氣口214周圍流場的分離現象，避免邊界層分離在該機翼10產生額外的阻力，並進一步提升飛機的升力。

本發明除前述第一較佳實施例，該噴流裝置20是採用吹出噴流較為集中的集中型無扇葉風扇21以外，如圖5所示的本發明第二較佳實施例，其中的無扇葉風扇21是擴散型，其差異在於本較佳實施例是在該流道216的上側形成一直徑最窄的頸部2161，並在該流道216與該流道216的下端之間形成一擴孔段219，該擴孔段219整段皆為傾斜面，使得該擴散型的該無扇葉風扇21由該出氣口217向下吹出的噴流呈現擴散較不集中的狀態。由於本發明第二較佳實施例其餘構造以及功效都與第一較佳實施例相同，因此本發明在此不加以贅述。

請參看圖6所示，圖6為前述兩較佳實施例的模型於風洞進行升力、阻力等實驗量測後再利用數據結果製作的關係圖，所述攻角為機翼10之翼弦與自由流(或是相對風流的方向)之夾角。風洞的風機變頻器頻率分別為10Hz(f10)、20Hz(f20)及40Hz(f40)而對應2.5m/s、4.5m/s、10m/s三種風速。兩較佳實施例的(集中型與擴散型)無扇葉風扇21的氣源為透過調壓裝置調整的高壓空氣，壓力愈高則噴流強度愈高，實驗過程採用0.32bar、1bar及1.5bar三種壓力。

實驗過程以機翼10與噴流裝置20的模型在各種風速及無扇葉風扇21供氣壓力下進行實驗，故將所有相關變數組合為一無因次參數-噴流係數Cu，並觀察它與各種狀況下之實驗結果的關聯性，該噴流係數的定義如下所示：噴流係數公式：

其中Aj代表風扇內部噴氣隙縫218的環形面積(0.00019m²)，Aw為機翼模型的俯視投影面積(0.032m²)，ρ _j與ρ _∞分別為噴流與自由流之空氣密度 (皆設定為1.185kg/m³)，V _j與U _∞則分別為噴流速度與風洞內的自由流速。此處的噴流速度係採用無扇葉風扇21噴流中心之最大風速。

如圖6所示，升力、阻力提升倍率為一無因次之比值；由圖中可以看出當噴流係數越高，對升力、阻力的影響程度愈大，但升力的增加幅度遠大於阻力，表示使用本發明能提升機翼10的升力多過於造成的阻力。

請參看圖7、圖8所示，圖7、圖8為前述兩較佳實施例的模型於風洞進行翼尖渦漩壓力分布以及機翼上表面壓力分布等實驗，再以數據結果製作的總壓分布圖。所述攻角為機翼10之翼弦與自由流(或是相對風流的方向)之夾角。

如圖7所示，圖中的y/b代表無因次的翼展方向位置，b為翼展，y/b=1.0則表示位於翼尖；圖中的(P0v-P0∞)/|P0∞|則代表相對於自由流總壓(|P0∞|)，渦漩內部無因次的總壓差異；圖中曲線中向下凹陷部分的深度與廣度代表渦漩的強度及大小，因此使用本裝置後在不同的攻角下，渦漩之強度均會減弱，大小亦會縮減；尤其是在低攻角下最為明顯，由圖中可知使用上以無扇葉風扇21效果較佳。

如圖8所示，機翼表面邊界層內氣流的無因次總壓差異量；圖中的z/c則代表機翼上表面的無因次高度，c為機翼弦長；由圖中可知在使用本發明後，無扇葉風扇21所在位置幾乎完全無流場分離的現象產生；而在距離無扇葉風扇21較遠的位置處，分離之程度亦獲得改善。

以上所述僅為本發明的較佳實施例而已，並非用以限定本發明主張的權利範圍，凡其它未脫離本發明所揭示的精神所完成的等效改變或修飾，均應包括在本發明的申請專利範圍內。

10:機翼

20:噴流裝置

Claims

一種機翼效能提升裝置，包括一機翼以及一嵌設在該機翼內的噴流裝置，其中：配合該噴流裝置在該機翼形成一嵌孔，該嵌孔上、下貫穿該機翼；該噴流裝置在該嵌孔內嵌設一無扇葉風扇，並且配合該嵌孔在該機翼內形成一氣流管道，該無扇葉風扇的上、下兩端分別設有一進氣口以及一出氣口，在該無扇葉風扇的周圍設有一進氣管，該進氣管與該氣流管道相連，藉此當由該氣流管道向該進氣管輸入高壓空氣時，該無扇葉風扇由該出氣口向下吹出噴流。
如請求項1之機翼效能提升裝置，其中所述無扇葉風扇包括一外殼以及一流道構件，該外殼為管體並且在上端形成一向內並向下捲曲的捲曲部，所述進氣口形成在該捲曲部的內側，所述進氣管連接在該外殼的周圍，該流道構件嵌設固定在該外殼內，並且該流道構件的下端與該外殼的下端相抵靠，在該流道構件與該外殼之間形成一環狀的氣室，該氣室與所述進氣管相通，在該流道構件內側形成一上窄下寬的流道，所述出氣口形成在該流道的下端，該進氣口與該流道的上端相連，該捲曲部的內端緣伸入該流道的上端，在該捲曲部的內端緣與該流道構件的上端緣之間形成一環狀且朝下開口的噴氣縫隙。
如請求項2之機翼效能提升裝置，其中在所述流道的上側形成一直徑最窄的頸部，在該流道的下側形成一平直段，在該頸部與該平直段之間連接一傾斜段。
如請求項2之機翼效能提升裝置，其中在所述流道的上側形成一直徑最窄的頸部，在該頸部與該流道的下端之間形成一擴孔段。