[发明专利]一种具有主动射流结构的翼型

说明书

发明公开了一种具有主动射流结构的翼型，包括翼型本体，翼型本体内沿展长方向开设有由吸力面凹入翼型本体内的主动射流腔，主动射流腔位于吸力面上的开口即为射流出口，所述主动射流腔沿展长方向贯穿翼型本体其中一侧翼端以形成射流入口；所述主动射流腔内凸设有位于射流入口以及射流出口之间的用于延长流体流动路径的整流梢，沿流体流向，主动射流腔内的过流面积逐渐减小。本发明减小了射流出口上游的涡区面积，且使得射流出口下游的涡区下移，抑制了翼型吸力面流动分离的能力，使得分离点更靠近翼型的尾缘，相较于于普通主动射流结构具有更大的负压区域，显著提高了翼型的升力系数。

技术领域

本发明涉及流体机械领域，具体是一种一种具有主动射流结构的翼型。

背景技术

翼型是流体机械领域的基础结构，已在航空领域的机翼、螺旋桨翼型、风力发电叶片截面翼型、潮汐能发电叶片翼型等领域有着广泛的应用。随着科学技术及流体机械行业的快速发展，特别是随着应用领域的扩展，像潮汐能发电、船用喷水推进器、水下航行器等水力机械的大范围使用，人们不再满足于传统机翼所提供的动力学性能，对翼型性能提出的要求也越来越高。随着流体介质密度和粘度的变化，造成绕流雷诺数、斯特劳哈尔数的变化，高速运行时翼型前缘更易出现大量涡区、空化流动、云空化等复杂不稳定流动，长时间在这些状态下运行时，易形成空蚀，破坏水力机械壁面，诱发振动噪音，严重影响其性能。

现有技术中，为了优化翼型的升阻特性及流动特性，通常在翼型前沿处开设主动射流口，利用主动射流抑制翼型前沿的层流分流，提高翼型的升阻特性及流动特性。虽然现有的主动射流技术能起到一定的优化效果，但由于目前的主动射流口结构较为简单，仅存在单一的射流通道，因而从射流口射入的流体分布均匀性较差，对翼型的升阻及流动特性优化效果不佳，因此亟待解决。

发明内容

为了避免和克服现有技术中存在的技术问题，本发明提供了一种具有主动射流结构的翼型。本发明本发明使主动射流离开射流出口后分布更加均匀，减小了涡区面积，抑制了翼型吸力面流动分离的能力，使得分离点更靠近翼型的尾缘，以显著提高升力系数。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种具有主动射流结构的翼型，包括翼型本体，翼型本体内沿展长方向开设有由吸力面凹入翼型本体内的主动射流腔，主动射流腔位于吸力面上的开口即为射流出口，所述主动射流腔沿展长方向布置有贯穿翼型本体其中一侧翼端的射流入口，射流入口与主动射流源相连通；所述主动射流腔内凸设有位于射流入口以及射流出口之间的用于延长流体流动路径的整流梢，沿流体流向，主动射流腔内的过流面积逐渐减小。

作为本发明进一步的方案：所述整流梢自翼型本体的吸力面沿翼型来流方向延伸至主动射流腔中；所述整流梢将主动射流腔分隔成沿流体流动方向依次布置的预压缩腔、过渡压缩腔以及射流压缩腔，整流梢端部与主动射流腔之间的间隙即为过渡压缩腔，所述预压缩腔与射流入口相连通，射流压缩腔的射流出口朝向与吸力面表面的流体流向相同。

作为本发明再进一步的方案：所述射流压缩腔内设置有流道分隔板，将射流压缩腔沿展长方向分隔成至少两条流道。

作为本发明再进一步的方案：以翼型本体的弦长为L，射流出口宽度为0.8L，所述流道分隔板的宽度为0.1L，流道分隔板共有两块，将射流出口均匀分隔成三条宽为0.2L的流道。

作为本发明再进一步的方案：所述主动射流腔为曲面腔体，截面呈勾玉状。

作为本发明再进一步的方案：所述主动射流腔由依次相连的第一曲面、第二曲面、第三曲面、第四曲面、第五曲面、第六曲面以及第七曲面构成，其中第一曲面以及第七曲面之间的间隙即为射流出口。

作为本发明再进一步的方案：所述第一曲面的截面曲线为三次曲线，

其中：-7≤a≤-6；6≤b≤7；-2≤c≤-1；0≤d≤1；

所述第二曲面的截面曲线为三次曲线，