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1、10申请公布号CN104118557A43申请公布日20141029CN104118557A21申请号201410386223622申请日20140807B64C3/36200601B64C3/0020060171申请人西北工业大学地址710072陕西省西安市友谊西路127号72发明人杨旭东宋超朱敏张顺磊许建华宋文萍宋笔锋安伟刚王海峰李育斌张玉刚74专利代理机构北京市盛峰律师事务所11337代理人席小东54发明名称具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法57摘要本发明提供一种具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法，该具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型包括在翼型1上表面前缘设置喷。
2、气口2，在翼型2上表面后缘设置由多个整齐排列的吸气微孔10形成的吸气区3；喷气口2和吸气区3通过设置于翼型1内部的气流管道5连通，构成吹吸气回路；在气流管道5内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵4；并且，喷气口2和吸气微孔10均与翼型1的上表面垂直。将抽吸控制技术应用于低雷诺数翼型，通过控制低雷诺数翼型的层流分离，提高翼型升阻特性，改善高空飞行器的气动特性；还具有能耗小的优点；从而提高高空飞行器的气动效率。51INTCL权利要求书1页说明书4页附图2页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书4页附图2页10申请公布号CN104118557ACN104118557。
3、A1/1页21一种具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型，其特征在于，在翼型1上表面前缘设置喷气口2，在翼型2上表面后缘设置由多个整齐排列的吸气微孔10形成的吸气区3；所述喷气口2和所述吸气区3通过设置于所述翼型1内部的气流管道5连通，构成吹吸气回路；在所述气流管道5内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵4；并且，所述喷气口2和所述吸气微孔10均与所述翼型1的上表面垂直。2根据权利要求1所述的具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型，其特征在于，所述喷气口2设置于弦线1520位置处，所述喷气口2高度为弦长的35；所述吸气区3布置于弦线4060位置处；所述吸气微孔10直径05MM1MM，沿流动方向的。
4、数目为2025；相邻吸气微孔10展向间距均相等，为35MM。3根据权利要求1所述的具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型，其特征在于，所述气流管道5包括前部管道51、中部管道52和后部管道53；所述中部管道52为用于安置所述气泵4的管道，所述前部管道51为位于所述中部管道52前面的管道，所述后部管道53为位于所述中部管道52后面的管道；所述后部管道53按从后到前的方向，其截面逐渐扩张；所述前部管道51按从后到前的方向，其截面逐渐收缩。4根据权利要求1所述的具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型，其特征在于，所述翼型应用于固定翼飞机、螺旋桨或旋翼。5一种用于低雷诺数翼型的多缝道协同射流控制方法，其特。
5、征在于，包括以下步骤气泵4同时驱动前缘喷气和后缘吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；其中，前缘喷气过程为喷气口2沿翼型1上表面的切向喷出高速度射流，所喷出的高速度射流为翼型1上表面的主流注入能量，主流被射流引射加速，进而加速上表面流体的流动，增加升力；另外，高速度的射流同样也为边界层注入能量，加速边界层内的流动，使得边界层流动能够抵抗流体粘性及逆压梯度的作用，避免出现层流分离现象；后缘吸气过程为边界层气体通过位于后缘吸气区3的吸气微孔10沿上表面切向被吸入到后部管道53；后部管道53沿流动方向逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，在压力作用下进入气泵；然后，气流再由气泵做功增压，流经前。
6、部管道51，随着前部管道51逐渐收缩，流速增加，成为高速射流注入主流和边界层之中。权利要求书CN104118557A1/4页3具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法技术领域0001本发明属于流体控制技术领域，具体涉及一种具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法。背景技术0002高空无人机、平流层飞艇等高空飞行器工作在海拔20KM以上的区域。由于飞行高度高，大气稀薄空气密度为地面的1/14，此类高空飞行器具有巡航雷诺数低的特点。在低雷诺数条件下，普通翼型小迎角下易出现层流分离现象，如果湍流可以克服逆压梯度的影响，发生流动再附。在分离点和再附点之间的区域即称为分离泡。分离泡的存在对翼。
7、型低雷诺数性能会产生严重影响，使飞行器升阻特性明显降低。0003对于此类高空飞行器，设计目标主要为实现在空中长时间停留，其所需能源主要依靠吸收太阳能转化为电能。目前，飞行器气动效率低是阻碍实现上述设计目标非常大的挑战和急需解决的难题。可见，高空长时工作的飞行器对高性能低雷诺数翼型的需求十分迫切，提高低雷诺数翼型的气动特性，进而提高高空飞行器的气动效率具有重要意义。现有技术中，仍未见有效的解决方案。发明内容0004针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法，将抽吸控制技术应用于低雷诺数翼型，通过控制低雷诺数翼型的层流分离，提高翼型升阻特性，改善高空飞行器。
8、，如高空无人机、平流层飞艇等的气动特性；还具有能耗小的优点；从而提高高空飞行器的气动效率。0005本发明采用的技术方案如下0006本发明提供一种具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型，在翼型1上表面前缘设置喷气口2，在翼型2上表面后缘设置由多个整齐排列的吸气微孔10形成的吸气区3；所述喷气口2和所述吸气区3通过设置于所述翼型1内部的气流管道5连通，构成吹吸气回路；在所述气流管道5内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵4；并且，所述喷气口2和所述吸气微孔10均与所述翼型1的上表面垂直。0007优选的，所述喷气口2设置于弦线1520位置处，所述喷气口2高度为弦长的35；0008所述吸气区3布置于弦。
9、线4060位置处；所述吸气微孔10直径05MM1MM，沿流动方向的数目为2025；相邻吸气微孔10展向间距均相等，为35MM。0009优选的，所述气流管道5包括前部管道51、中部管道52和后部管道53；所述中部管道52为用于安置所述气泵4的管道，所述前部管道51为位于所述中部管道52前面的管道，所述后部管道53为位于所述中部管道52后面的管道；0010所述后部管道53按从后到前的方向，其截面逐渐扩张；所述前部管道51按从后到前的方向，其截面逐渐收缩。说明书CN104118557A2/4页40011优选的，所述翼型应用于固定翼飞机、螺旋桨或旋翼。0012本发明还提供一种用于低雷诺数翼型的多缝道协。
10、同射流控制方法，包括以下步骤0013气泵4同时驱动前缘喷气和后缘吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；0014其中，前缘喷气过程为喷气口2沿翼型1上表面的切向喷出高速度射流，所喷出的高速度射流为翼型1上表面的主流注入能量，主流被射流引射加速，进而加速上表面流体的流动，增加升力；另外，高速度的射流同样也为边界层注入能量，加速边界层内的流动，使得边界层流动能够抵抗流体粘性及逆压梯度的作用，避免出现层流分离现象；0015后缘吸气过程为边界层气体通过位于后缘吸气区3的吸气微孔10沿上表面切向被吸入到后部管道53；0016后部管道53沿流动方向逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，在压力作用下进入。
11、气泵；然后，气流再由气泵做功增压，流经前部管道51，随着前部管道51逐渐收缩，流速增加，成为高速射流注入主流和边界层之中。0017本发明提供的具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法，具有以下优点00181采用同时在前缘喷气和后缘微孔吸气的主动流动控制方式，在明显减小翼型阻力的同时能够增加升力，明显提高了翼型的升阻特性；还有效控制层流分离；00192喷气口和吸气区的布置充分考虑流场特点，最大限度的降低了维持吹吸控制所需的能量；00203喷气和吸气不需要额外的气源，因此避免了复杂的通气管路设计；00214不需移动部件，易于实施，可以用于固定翼飞机的机翼，也可用于螺旋桨、旋翼等旋转类升力部件。
12、；既可以用于飞行器的起降阶段，明显减小滑跑距离；也可用于巡航阶段，节省燃油，降低运行成本。附图说明0022图1是本发明的多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型剖视图；0023图2是为喷口的局部放大图；0024图3为吸气区微孔布置示意图；0025图4为未加控制的低雷诺数翼型层流分离示意图；0026图5为本发明协同射流控制下的低雷诺数翼型流场示意图。具体实施方式0027以下结合附图对本发明进行详细说明0028本发明提供一种具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型，如图1所示，为翼型剖视图，在翼型1上表面前缘设置喷气口2，参见图2，为喷气口的局部放大图，在翼型2上表面后缘设置由多个整齐排列的吸气微孔10形成的。
13、吸气区3；参见图3，为吸气区微孔布置示意图；作为一种优选方式，喷气口2设置于弦线1520位置处，喷气口2高度为弦长的35；吸气区3布置于弦线4060位置处，整个吸气区范围占弦长长度的20；吸气微孔10直径05MM1MM，沿流动方向的数目为2025；相邻吸气微孔10展向说明书CN104118557A3/4页5间距均相等，为35MM。其中，弦线是指翼型从最前端点到最后端点的连线，其长度为弦长。喷气口2和吸气区3通过设置于翼型1内部的气流管道5连通，构成吹吸气回路；在气流管道5内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵4；并且，喷气口2与翼型1的上表面垂直，保证射流沿曲面切向喷出；吸气微孔10也与翼型。
14、1的上表面垂直，从而保证气体沿上表面切向被吸入。该种布局形式实现了对低雷诺数流动状态下层流分离的有效控制。层流分离的消除能够减小翼型阻力，改善翼型升阻特性。0029本发明中，喷气口和吸气区的布置位置充分考虑到绕翼型流动的特点。喷气口布置于前缘，前缘附近区域是气流速度在整个流场中速度最高的区域，即是压力最低的区域，因此，此处布置喷气口有利于气体的喷出；被喷出的气体流经翼型上表面，速度逐渐降低，在后缘附近压力上升，此处有利于吸气的进行。由于气流流经孔的速度越高，能量损失也就越大，一方面希望以尽可能低的吸气速度起到有效的控制，另一方面，还需要保证足够的吸气流量，以吸入低能量边界层气体，达到控制作用。。
15、因此在一定的弦长范围内，本发明布置多个微孔，可同时满足以上两点要求，实现以较低的吸气速度吸入低能量边界层气体的效果。另外，气泵消耗的功率与吸气区和喷气口的压力差成正比，同时与吸气流量或喷气流量成正比，该种布置方式能够最大限度从这两方面降低气泵消耗的功率，进而降低气泵的能源消耗。0030另外，本发明涉及到的气流管道5包括前部管道51、中部管道52和后部管道53；中部管道52为用于安置气泵4的管道，前部管道51为位于中部管道52前面的管道，后部管道53为位于中部管道52后面的管道；0031后部管道53按从后到前的方向，其截面逐渐扩张，气流由吸气口被吸入后部管道之中后，随着管道截面逐渐扩张，使气流流。
16、动速度逐渐降低，压力升高，有利于气泵的抽吸，在压力作用下进入气泵；前部管道51按从后到前的方向，其截面逐渐收缩，气流由气泵做功增压后流经前部管道，随着管道截面逐渐收缩。流速增加，成为高速射流注入到主流和边界层之中。0032本发明还提供一种用于低雷诺数翼型的多缝道协同射流控制方法，包括以下步骤0033气泵4同时驱动前缘喷气和后缘吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；0034其中，前缘喷气过程为喷气口2沿翼型1上表面的切向喷出高速度射流，所喷出的高速度射流为翼型1上表面的主流注入能量，其中，主流9被射流引射加速；翼型的升力正比于绕翼型的环量，即翼型的升力取决于翼型上下表面速度差。因而加速上表面的流。
17、动能够达到增加升力的目的。常规翼型是通过前缘表面的曲率变化加速上表面气流流动进而产生升力，这种加速作用非常有限，而通过高速度的射流进行引射加速，上表面气流速度可以达到很高，绕翼型的环量值是常规翼型所不能达到的。因此，本发明的控制方式能够极大增加翼型的升力。高速度的射流同样也为边界层注入能量，加速边界层内的流动，使得边界层流动能够抵抗流体粘性及逆压梯度的作用，避免出现层流分离现象；而当使用常规翼型时，流体的粘性作用使得边界层内的流动速度逐渐减小，同时存在沿着流动方向的压力梯度，也有使流动减速的作用。上游边界层的流体同时源源不断向下流动堆积，会产生流动分离现象。0035射流的另一方面作用体现在阻力。
18、的减小。如前，射流加速了上表面区域的主流速说明书CN104118557A4/4页6度，也包括前缘附近的流动。速度高的气流在翼型前缘表面产生大的吸力，吸力的方向垂直于表面指向外部流场，该吸力平行于流动方向的分量并且与流动方向相反，也与阻力方向相反。另外射流喷出的作用力对于减小阻力是有利的。通过上述两方面的作用，阻力极大减小，本发明控制方法甚至能够完全克服气动阻力，产生推力。0036后缘吸气过程为边界层气体通过位于后缘吸气区3的吸气微孔10沿上表面切向被吸入到后部管道53；后部管道53沿流动方向逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，在压力作用下进入气泵；然后，气流再由气泵做功增压，流经前部管。
19、道51，随着前部管道51逐渐收缩，流速增加，成为高速射流注入主流和边界层之中。0037吸气的效果同样能够加速翼型后缘的流动速度，使得流动能够保持附着状态，抑制分离涡流的产生，提升了翼型的失速特性。喷气和吸气的协同作用能够达到显著增升减阻、抑制层流分离的目的。0038本发明提供的多缝道协同射流控制方法，能够改变局部流场特性。如图4所示，为未加控制的低雷诺数翼型层流分离示意图。其中，11为未施加控制的翼型；12为主流；13为层流分离区域；如图5所示，为本发明协同射流控制下的低雷诺数翼型流场示意图。其中，8为射流9为吸入管道的低能量边界层气体；12为主流；14为管道内部循环气流；对比图4与图5，采用。
20、本发明的多缝道协同射流控制方法，可显著控制层流分离现象。0039经验证，吸气速度在仅有1M/S15M/S的范围内已经能够有效控制层流分离的产生，相比常规未加控制的翼型，采用本发明的多缝道协同射流控制后，升力增加约12，阻力减小约60。将气泵的功率消耗视为阻力的一部分，计算翼型的升阻比，升阻比增加达到未加控制翼型的4倍。说明本发明的低雷诺数多缝道协同射流控制是一种低能耗的、高效的流动控制方法。0040综上，本发明提供的具有多缝道协同射流控制的低雷诺数翼型及控制方法，具有以下优点00411采用同时在前缘喷气和后缘微孔吸气的主动流动控制方式，在明显减小翼型阻力的同时能够增加升力，明显提高了翼型的升阻。
21、特性；还有效控制层流分离；00422喷气口和吸气区的布置充分考虑流场特点，最大限度的降低了维持吹吸控制所需的能量；00433喷气和吸气不需要额外的气源，因此避免了复杂的通气管路设计；00444不需移动部件，易于实施，可以用于固定翼飞机的机翼，也可用于螺旋桨、旋翼等旋转类升力部件；既可以用于飞行器的起降阶段，明显减小滑跑距离；也可用于巡航阶段，节省燃油，降低运行成本。0045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。说明书CN104118557A1/2页7图1图2图3说明书附图CN104118557A2/2页8图4图5说明书附图CN104118557A。