[发明专利]一种用于机翼/叶片的气体控制装置

说明书

技术领域

本发明涉及气体控制装置，特别涉及一种用于机翼/叶片的气体控制装置。

背景技术

通过稳定抽吸来延迟流动分离最早开始于1904年，当普兰特尔(Prandtl)展示边界层理论时，通过位于圆柱体表面上的狭窄吸入槽去除边界层的旋转流动，从而在大部分圆柱体表面上保持附着的流动。Ackeret，Betz&Schrenk将这个想法应用于Joukowski型的厚翼型，通过抽吸的流动来延迟分离从而减小其阻力，并且也被Lachmann引用。这种槽抽吸的方法被用于不同的翼型和不同的襟翼，以增强升力，但是所涉及的吸入量太高(1％<C_Q<3％)，并不能普及到实际应用。即使表面槽抽吸和多槽抽吸仍然被认为对在高雷诺数下保持层流是有价值的方法，但为减少高速下的阻力而变薄的翼型，使得为除去低压外部流体所需的内部较大的管道应用更加受限。边界层分离的多种流动控制方法已经使用了一个多世纪，为了补救边界层分离，表面槽抽吸法是从零开始抽吸并逐渐增加，直到流动重新附着表面，这相比于恒定流吹能够节省大量的能量，然而，通过重定向分离的流内部的继承能量来最小化能量输入的领域是未能涉及，Nishri证明通过槽引入周期性激励(没有净质量流量)可以迫使已偏转的襟翼上的分离流重新附着表面，在他的实验中，流动状态的非常敏感的指示器是压力中心X_CP，当流被分离时，X_CP在襟翼大约中间的位置摆动，而当流被重新附着时移动到更靠近前缘。

使用闭环控制策略进一步减小了这种槽抽控制方法所需的能量，并实验证实了其在能量节约方面的有用性，通过连续监测流量和控制吸入参数，可以在最低可能的干预水平下保持附着的流量条件，并安全地进行控制。这种现象之前从未在作为实际应用的独立实体的翼型上进行试验，表面槽抽吸法也从来没有在这种情况下作为主要控制方法实验过，这些在获得对表面槽抽吸法物理学理解的基础上的新的发现，并在大量实验基础上，衍生了一种节能、有效的流体控制方法，本发明提供了一种用于机翼/叶片的气体控制装置，该装置将槽抽吸法应用到独立实体的机翼上，用来提供升力减少阻力。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种用于机翼/叶片的气体控制装置，该装置将槽抽吸法应用到独立实体的机翼上，提高空气动力升力系数同时减小阻力系数，并且能够增加更多的机翼/叶片附近流场环量。

为了达到上述发明目的，本发明采用以下技术方案：

一种用于机翼/叶片的气体控制装置，包括机翼和设置在机翼上的进气孔、出气孔、第一连接管道、气体输送驱动装置和第二连接管道；进气孔设置在机翼上表面的前缘区域内，出气孔设置在机翼上表面或/和下表面的后缘区域内，第一连接管道、气体输送驱动装置和第二连接管道均设置在机翼内部并且依次连接形成气体通道，进气孔和第一连接管道连接，出气孔和第二连接管道连接，气流通过气体输送驱动装置从进气孔的上游端吸入，进入气体通道由出气孔喷出。

本发明提供的气体控制装置，其机翼/叶片前缘流体的抽吸，增加了机翼/叶片附近流场的环量，从而提高空气动力升力系数。当机翼/叶片内的空气从后缘的出气孔鼓出时，在一定的雷诺数范围内，吹出的气流在机翼/叶片表面形成负压，从而使表面气流贴合面积更大，缩小尾流，从而提高空气动力升力系数，同时减小阻力系数。

本发明提供的体激励装置还包括设置在机翼后缘区域的襟翼，出气孔设置在襟翼上表面的前缘区域内。

如果装置不设置襟翼，出气孔设置在机翼上表面或/和下表面的后缘区域内，如果在机翼后缘区域内设置襟翼，那么出气孔设置在襟翼上表面的前缘区域内。

本发明提供的气体控制装置，进气孔的数量至少为一个，具体个数没有限制，多个进气孔是在机翼上表面的前缘区域内沿翼展方向阵列排布；出气孔的数量至少为一个，出气孔的个数也没有限制，多个出气孔在机翼上或下表面的后缘区域内沿着翼展方向阵列设置；第一连接管道的数量和进气孔的数量相同，第二连接管道和出气孔的数量相同。

本发明提供的气体控制装置还包括设置在第一连接管道和气体输送驱动装置之间第一汇总管道、以及设置在气体输送驱动装置和第二连接管道之间的第二汇总管道。

优选地，第一连接管道和第二连接管道上均设置机械控制流量阀，通过流量阀可以调节至合适的气体流量。

进气孔和出气孔的形状没有具体限制，优选地，进气孔和出气孔的形状为圆形、椭圆形、正方形或矩形。

优选地，气体输送驱动装置为泵，泵类型为离心式、轴流式或混合型。