[发明专利]机翼射流流动控制机构

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，具体涉及一种机翼射流流动控制机构。

背景技术

现代主动流动控制技术主要包括两层含义：一是“主动”，即在需要的时候局部输入少量的能量，能获得非局部或全局的流动变化，使飞行器性能有明显的改善；二是“现代”，即主动流动控制技术与现代信息技术、现代材料技术、现代控制技术、微机电技术紧密结合。现代主动流动控制技术能在不改变飞行器外形的基础上改变绕流场的特性，从而达到改变飞行器气动力特性的目的。在现代主动流动控制技术中，射流是一种有效的流动控制方法，能够有效抑制飞行器流动分离，改善其流动特性。

发明内容

本发明提出一种机翼射流流动控制机构，能够实现机翼分离流动控制。

本发明所采用的技术如下：一种机翼射流流动控制机构，包括气源、调节阀、流量计、供气管路、机身组件、机翼组件、腔体和缝道；腔体包括下内腔体、下立板、下外腔体、隔板、上内腔体、上立板、上外腔体；气源固定于机身组件上，气源通过调节阀和流量计与供气管路前端连接，腔体固定于机翼组件上，腔体上端与供气管路末端连接，机翼组件背风面流动分离点附近开有缝道，缝道与腔体相连通；下立板、隔板、上立板位于腔体中间，将腔体分为下内腔体、下外腔体、上内腔体和上外腔体；工作时，高压气体经气源流出，经调节阀和流量计后由供气管路进入飞行器模型内部的下外腔体，经隔板进入上外腔体，经缝道从机翼背风面流出，进入流场进行流动控制。

本发明还具有以下特征：

1、如上所述的机翼射流流动控制机构的缝道与机翼组件背风面呈一定角度；缝道的位置、角度和宽度以依照流动控制效果调节；供气管路内截面为圆形，采用等面积设计并尽量减少拐折。

2、如上所述的机翼射流流动控制机构的下立板、上立板与下腔体壁面、上腔体壁面及隔板之间密封；下立板、上立板位置能够沿腔体变化，特定情况下取消下立板和上立板使上内腔体和上外腔体合二为一、下内腔体和下外腔体合二为一；隔板上布置有小孔，下外腔体内气体经小孔进入上外腔体。

3、或者取消下立板(10)和上立板(14)使上内腔体(13)和上外腔体(15)合二为一、下内腔体(9)和下外腔体(11)合二为一。

本发明能够明显改善机翼流动分离，增大升力系数、推迟失速迎角。

附图说明

图1为机翼射流流动控制机构图；

图2为腔体三维结构图；

图3为机翼A-A剖面局部放大图；

图4为机翼流动分离图；

图5为机翼吹气流动控制对升力的影响图。

具体实施方式

下面根据说明书附图举例进一步说明：

如图1、图2所示的机翼射流流动控制机构，包括气源1、调节阀2、流量计3、供气管路4、机身组件5、机翼组件6、腔体7和缝道8；腔体7包括下内腔体9、下立板10、下外腔体11、隔板12、上内腔体13、上立板14、上外腔体15；机身组件5与机翼组件6连接，气源1固定于机身组件5上，气源1通过调节阀2和流量计3与供气管路4前端连接，腔体7固定于机翼组件6上，腔体7上端与供气管路4末端连接，机翼组件6背风面流动分离点附近开有缝道8，缝道8与腔体7相连通；下立板10、隔板12、上立板14位于腔体7中间，将腔体7分为下内腔体9、下外腔体11、上内腔体13和上外腔体15；工作时，高压气体经气源1流出，经调节阀2和流量计3后由供气管路4进入飞行器模型内部的下外腔体11，经隔板12进入上外腔体15，经缝道8从机翼背风面流出，进入流场进行流动控制。

机翼射流流动控制机构的缝道8与机翼组件6背风面呈一定角度；缝道8的位置、角度和宽度可以依照流动控制效果需要调节；供气管路4内截面为圆形，采用等面积设计并尽量减少拐折以减少动能损失。下立板10、上立板14把腔体分成内腔体和外腔体，隔板12把腔体分成上腔体和下腔体；内腔体为不供气腔体，外腔体为供气腔体，下外腔体11为稳压腔体下立板10、上立板14与下腔体16壁面、上腔体17壁面及隔板12之间密封；下立板10、上立板14沿腔体7的位置可以变化，同时可取消下立板10和上立板14使上内腔体13和上外腔体15合二为一、下内腔体9和下外腔体11合二为一；隔板12上布置有小孔，下外腔体11内气体经小孔进入上外腔体15。流量计3用于测量总压、静压、总温、静温、流量等流动参数；供气参数可以根据流动控制需要由调节阀2进行调节。

如图5所示，对于某飞行器风洞试验半模模型，采用本流动控制系统，能够提升最大升力系数40.8％，推迟失速迎角4.34°。