一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器制造技术

本发明专利技术实施例公开了一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，涉及旋翼飞行器制造技术领域，能够实现对旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制，从而实现旋翼飞行器减阻目的，同时降低实现成本和故障率。本发明专利技术包括：涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°；单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°本发明专利技术适用于旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制。

A vortex generator for reducing drag and delaying air flow separation of fuselage

The embodiment of the invention discloses an eddy current generator used for fuselage drag reduction and air flow separation delay, which relates to the technical field of rotorcraft manufacturing, and can realize the flow passive control of the flow field near the fuselage when the rotorcraft encounters strong crosswind or side flight, so as to realize the drag reduction purpose of the rotorcraft, while reducing the realization cost and failure rate. The invention includes: the installation angle (2) of the vortex generator is more than or equal to 10 \u00b0 and less than or equal to 45 \u00b0; the second corner (20) of the single-chip vortex generator is the angle between the upper surface (7) of the second section and the connecting section (19) of the vortex generator and the object surface, the value of the first corner (9) of the single-chip vortex generator is less than 30 \u00b0, the value of the second corner (20) is more than or equal to 40 \u00b0 and less than or equal to 60 \u00b0 It can be used to passively control the flow field near the fuselage of a rotorcraft when encountering strong crosswind or side flight.

【技术实现步骤摘要】
一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器
本专利技术涉及旋翼飞行器制造
，尤其涉及一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器。
技术介绍
在很多的应用领域，旋翼飞行器具有其不可替代性。随着旋翼飞行器速度的不断提升，对旋翼飞行器进行减阻工作越来越重要。一般来说，旋翼飞行器的机身废阻能在全机废阻中占25％～30％，因此针对旋翼飞行器机身开展减阻工作是非常有必要的。其中，侧风来流则是旋翼飞行器减阻设计中较为棘手问题，当旋翼飞行器处于侧风来流情况时，在这一状态下机身相对于来流是非流线型，此时机身流场容易发生大面积气流分离区，从而大大增加了机身阻力以及旋翼的功率消耗，甚至导致坠机，因此针对在侧风来流时的旋翼飞行器机身开展减阻工作是非常有必要的。目前，业内主要采用的是减阻方案，其中需要通过若干种主动技术减轻旋翼飞行器后门区域发生的气流分离，从而减少机身阻力。所需采用的主动控制装置，不仅价格高昂，还需要额外设计飞控程序和操作流程，增加了系统设计的复杂度，同时也降低了系统的冗余度提升了故障率。
技术实现思路
本专利技术的实施例提供一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，能够实现对旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制，从而实现旋翼飞行器减阻目的，同时降低实现成本和故障率。为达到上述目的，本专利技术的实施例采用如下技术方案：涡流发生器的安装角(2)，为所述涡流发生器与第二水平参考线(v2)的夹角，涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°；单片涡流发生器的第一个拐角(9)，为第一段的上表面(5)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，其中，所述物面属于飞行器的机身表面的一部分；单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°。其中，L1表示涡流发生器的前端(4)至涡流发生器的上表面的后端(8)的水平长度，L1的值大于等于3h且小于等于5h；L2表示涡流发生器的前端(4)到涡流发生器上表面的拐点(6)的水平长度，L2的值大于等于0.4倍的L1且小于等于0.6倍的L1。涡流发生器厚度(H1)的值大于等于0.1h且小于等于0.4h，涡流发生器的高度(H2)为1h。一对涡流发生器的两个前端之间的距离(3)的值大于等于0.8h且小于等于2h。相对于现有技术中采用主动控制装置的减阻方案，本实施例提供了一种被动减阻方案，主要通过在机身外增加涡流发生器以实现被动减阻。由于相对于主动减阻方案中所必须采用的主动控制装置，涡流发生器具有易于安装且制造成本低廉的特点，因此可以考虑应用于以巡航速度飞行的钝体旋翼飞行器机身，从而实现减阻的目的。针对旋翼飞行器作业环境复杂，当旋翼飞行器遇到强侧风或者侧飞时，机身容易产生大面积的气流分离现象，并且常规的涡流发生器通常设计的工作状态是旋翼飞行器的巡航状态，工作状态的来流迎角范围相对较小，面对强侧向来流可能出现失稳现象，从而无法实现减阻以及抑制气流分离的作用。针对该现象，本实施例中提出了一种新型的在大来流迎角状态下仍然可以正常工作的涡流发生器设计，用于延缓气流分离现象的出现，实现了对旋翼飞行器在遇到强侧风或者侧飞时机身附近的流场的流动被动控制，从而实现旋翼飞行器减阻目的。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。图1为本专利技术实施例提供的涡流发生器三视图及三维图；图2为本专利技术实施例提供的前涡流发生器的尺寸示意图；图3为本专利技术实施例提供的涡流发生器大迎角状态工作示意图；图4为本专利技术实施例提供的涡流发生器工作原理示意图；图5为本专利技术实施例提供的一种用于机身减阻及延缓气流分离的气流分离系统的结构示意图；图6为本专利技术实施例提供的另一种用于机身减阻及延缓气流分离的气流分离系统的结构示意图；图7a-图7d为传统涡流发生器的升阻力随迭代步数的变化示意图；图8a-图8d为本专利技术实施例提供的涡流发生器的升阻力随迭代步数的变化示意图；图9为具体实例中的速度矢量图及压强云图；图10为具体实例中的流线图及速度云图；图11为具体实例中的不同截面位置处的流线图及压强云图；图12为具体实例中的空间体流线图。具体实施方式为使本领域技术人员更好地理解本专利技术的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细描述。下文中将详细描述本专利技术的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本专利技术，而不能解释为对本专利技术的限制。本
技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本专利技术的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本
技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本专利技术所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。为了解决直升机在遇到强侧风或者侧飞时状态下，机身由于气流分离导致阻力加大的问题，本实施例提供了一种在大来流迎角状态下仍然可以正常工作的涡流发生器设计，用于延缓气流分离现象的出现，从而实现直升机整流减阻目的。本实施例的方案所设计涡流发生器相对于传统涡流发生器主要区别在于：具有更大范围的工作迎角，即在大来流速度迎角的情况下，仍然可以正常工作。在外形上与传统涡流发生器具有明显差异，主要是为了实现增大涡流发生器工作迎角的作用。如图1所示的，为所设计涡流发生器的三视图及三维示意图。其中，涡流发生器的安装角(2)，为所述涡流发生器与第二水平参考线(v2)的夹角，涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°，其中，v1、v2、v3、v4分别为四条相互平行的水平参考线。单片涡流发生器的第一个拐角(9)，为第一段的上表面(5)与涡流发生器与物面的连本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，包括：/n涡流发生器的安装角(2)，为所述涡流发生器与第二水平参考线(v2)的夹角，涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°；/n单片涡流发生器的第一个拐角(9)，为第一段的上表面(5)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，其中，所述物面属于飞行器的机身表面的一部分；/n单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°。/n

【技术特征摘要】
1.一种用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，包括：
涡流发生器的安装角(2)，为所述涡流发生器与第二水平参考线(v2)的夹角，涡流发生器的安装角(2)的值大于等于10°且小于等于45°；
单片涡流发生器的第一个拐角(9)，为第一段的上表面(5)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，其中，所述物面属于飞行器的机身表面的一部分；
单片涡流发生器的第二个拐角(20)，为第二段的上表面(7)与涡流发生器与物面的连接段(19)的夹角，单片涡流发生器的第一个拐角(9)的值小于30°，第二个拐角(20)的值大于等于40°且小于等于60°。


2.根据权利要求1所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，L1表示涡流发生器的前端(4)至涡流发生器的上表面的后端(8)的水平长度，L1的值大于等于3h且小于等于5h，h表示所述涡流发生器的安装位置的附面层厚度；
L2表示涡流发生器的前端(4)到涡流发生器上表面的拐点(6)的水平长度，L2的值大于等于0.4倍的L1且小于等于0.6倍的L1。


3.根据权利要求2所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，涡流发生器厚度(H1)的值大于等于0.1h且小于等于0.4h，涡流发生器的高度(H2)为1h。


4.根据权利要求3所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，一对涡流发生器的两个前端之间的距离(3)的值大于等于0.8h且小于等于2h。


5.根据权利要求3所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生器，其特征在于，
涡流发生器的安装角(2)的值为25°；
或者，涡流发生器的安装角(2)的值为20°。


6.根据权利要求3所述的用于机身减阻及延缓气流分离的涡流发生...

【专利技术属性】
技术研发人员：招启军，林沐阳，王博，周旭，陈希，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32