空气流体动力表面、涡流发生器阵列以及对涡轮发生器阵列进行安装的方法技术

本发明专利技术涉及空气流体动力学的领域，并且可以用于飞行器的机翼和控制表面、跑车的可控扰流板、帆船和帆板的全动桅杆和帆、以及各种叶片式机器的叶片。空气流体动力表面包括涡流发生器阵列和主体部分。主体部分包括彼此配合以形成前边缘和后边缘的两个侧部。涡流发生器阵列包括具有新月状的工作边缘的隆起部，该隆起部位于前边缘附近。隆起部和工作边缘被构造成产生反向旋转的涡流结构。还对涡流发生器阵列以及将该涡流发生器阵列安装到空气流体动力表面上的方法进行了描述。本发明专利技术可以对空气流体动力表面在高迎角下的性能进行改进并且易于对运行中的各种类型的空气流体动力表面进行修改。行修改。行修改。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】空气流体动力表面、涡流发生器阵列以及对涡轮发生器阵列进行安装的方法


[0001]本专利技术涉及空气流体动力学的领域，并且可以用作：用于各种用途的飞行器、滑翔机和无人机(UAV)的机翼、尾翼组件、副翼；跑车的可控扰流板；帆游艇和帆板的全动桅杆和帆；悬挂式滑翔机的膜翼；风筝的弧形翼；风力发电机的叶片；螺旋桨；轴流式压缩机的叶片；风扇或其他叶片式机械；以及船舵、水翼和被设计成用于在气体和液态介质中操作的其他表面。

技术介绍

[0002]涡流发生器阵列(斜板式涡轮发生器)以及将该涡流发生器阵列安装至现有的空气流体动力表面的方法是已知的，其结构特征的组合允许将其视为拟议的涡轮发生器阵列和对拟议的涡流发生器阵列进行安装的方法的最接近的现有技术。这些涡流发生器的摄影图像被公布在互联网上，网址如下：
[0003]https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/0/0f/VortexGenerators01.JPG？1576503232760
[0004]涡轮发生器阵列是以成组叠置部的形式制成，该涡轮发生器的实施方式使得可以将涡轮发生器阵列安装到空气流体动力表面上，该空气流体动力表面包括彼此配合以形成前边缘和后边缘的两个侧部，并且还可以设计成至少一个流线型轮廓或者设计成异型部分和膜部分的组合形式，其中，膜部分与后边缘相邻，并且异型部分与前边缘相邻，叠置部中的每个叠置部包括具有支承表面的基部和具有至少一个工作边缘的至少一个隆起部。
[0005]此外，叠置部由铝制T形截面型材制成，并且隆起部被制成为边条的形式，该边条的外部边缘形成工作边缘。
[0006]对涡流发生器阵列进行安装的方法包括：将叠置部放置在靠近前边缘的空气流体动力表面上，使得相邻的工作边缘被定位成相对于彼此呈20
°
至60
°
的角度，从而能够产生反向旋转的涡流结构；以及使用粘合剂组合物将叠置部附接至空气流体动力表面。
[0007]该类型的涡流发生器阵列以及对该类型的涡流发生器阵列进行安装的方法的主要优点是当机翼的迎角增加或减小时，涡流生成器边条的工作边缘的迎角是恒定的，这是因为在没有沿前边缘的明显扫掠的情况下，边界层的流动方向不取决于迎角。此外，相邻涡流结构的相反旋转方向最大程度减少了由于相邻涡流结构的有害干涉而造成的涡流结构的功率损失，这使涡流发生器的效率显著提高，并且使得可以通过减少诱导曳力来部分地补偿由涡流发生器引起的机翼轮廓曳力的增加，因为机翼的上侧部上的附加吸力使所需的迎角减小。
[0008]这些涡流发生器的主要缺点是在迎角方面对涡流产生功率的负自我调节，这在亚临界迎角时表现出来，因为涡流发生器发现在这种流态下自身处于边界层的延展和部分失去稳定性的区域，相应地使通过发生器形成的涡流结构的功率降低并且使边界层分离的过程加速。同时，当边界层分离发生在涡流发生器的上游时，涡流发生器的效率被完全取消，
并且边界层分离点——直至此刻涡流发生器有效地控制了边界层分离点的向前运动——陡然且突然地移动到前边缘，这对应于图12中的曲线b。
[0009]此外，随着迎角增加，将涡流发生器安装在机翼的上表面上与安装在“干净”机翼上相比会使得升曳力比的值有较明显的下降，这可以通过对两个附加的向后的空气动力学力与机翼的固有曳力X进行求和来解释，该两个附加的向后的空气动力学力为涡流发生器的固有阻力Xvg和总空气动力学力的涡流增量的纵向分量ΔXv。这种效果如图9中所示。
[0010]此外，该类型的涡流发生器的缺点是它们在负迎角时完全没有效率。
[0011]在这方面，似乎明显的是，只有通过将边界层能量控制装置转移至尽可能靠近机翼的前边缘，才能有效地解决确保空气流体动力表面至失速流态的平稳转捩问题以及失速流态至空气流体动力表面的平稳转捩问题。
[0012]在这方面，应当指出一些已知的技术解决方案。
[0013]特别地，在STOL CH 701飞行器上使用的固定式缝翼是广为人知的，该飞行器的机翼设计被公开在公布于互联网上的照片中，网址为：
[0014]https://i1.wp.com/forpilots.store/wp
‑
content/uploads/2019/02/ZENITH
‑
STOL
‑
CH
‑
701
‑
PLANS
‑
AND
‑
INFORMATION
‑
SET
‑
FOR
‑
HOMEBUILD
‑
AIRCRAFT
‑
2.jpg？fit＝2500％2C1624&ssl＝1。
[0015]固定式缝翼的主要优点是α
crit
在Cy方面显著增加，可达10
°
至12
°
，这是由于边界层能量的增加均匀地发生在缝翼的整个翼展上，并且还对翼型部分的上拱状部的上升部分产生影响。迎角裕量的存在又提供了在短距离无准备场地上安全起飞和降落的可能性、在最低速度下稳定跳伞的可能性、以及不存在进入螺旋的可能性。该技术解决方案的主要缺点是，除其他外，由于固定式缝翼的基础曳力而引起的轮廓曳力增加，该基础曳力是由在低迎角时固定式缝翼后侧上的相当大的吸力所引起的。出于同样的原因，固定式缝翼使飞行器的升曳力比显著减小，从而使该飞行器较接近于旋翼机和轻型直升机在自转状态下的性能。此外，由于在负迎角下α的临界值极小，固定式缝翼不适合在具有较低机翼位置的飞行器上使用，因为具有固定式缝翼的飞行器通常不会从反向平螺旋中退出，而进入反向平螺旋的概率随着机翼位置的降低而增加。
[0016]覆盖机翼前边缘并且安装在机翼控制台的与副翼相反的外部部分上的空气动力学挡板是已知的。例如，这种空气动力学挡板被安装在DHC
‑
2海狸飞行器上，该飞行器的照片被公布在互联网上，网址为：https://www.airlines
‑
inform.ru/commercial
‑
aircraft/Beaver.html。
[0017]这些挡板的优点是提高了飞行器的方向稳定性，并且由于边界层流沿着翼展指向后退机翼控制台上翼尖的限制，以及由于在存在相当大的侧滑角的情况下产生了与机翼的上侧部和下侧部相邻的涡流结构，难以从转向飞行意外进入螺旋。该技术解决方案的缺点是有限的空气动力效率，包括不可能使临界迎角增加以及使轮廓曳力略有增加。
[0018]涡流器也是已知的，具有该涡流器的飞行器机翼的照片可以通过以下URL在互联网上获得：
[0019]https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/3/3c/Raytheon_hawker_850xp_ei
‑
kjc_arp.jpg。
[0020本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种空气流体动力表面，所述空气流体动力表面包括涡流发生器阵列和主体部分，其中，所述主体部分包括彼此配合以形成前边缘和后边缘的两个侧部，并且所述主体部分至少在前部部分中还由至少一个流线型轮廓纵向地形成，所述涡流发生器阵列包括具有新月状的工作边缘的隆起部，所述隆起部位于所述前边缘附近，以在给定迎角处完全地或部分地位于流动停滞区域中并且在迎角相对于所述给定迎角变化时离开所述流动停滞区域，并且所述工作边缘的正面投影完全地或部分地被定位成与所述前边缘的正面投影呈60
°
至80
°
的角度且与所述前边缘的正面投影相交，以产生附着涡流结构并且使所述空气流体动力表面的所述侧部中的一个侧部上的边界层能量增大，其特征在于，所述隆起部和所述工作边缘被构造成产生反向旋转的涡流结构，其中，对于被构造成产生反向旋转的涡流结构的两个工作边缘而言，正面投影的中点之间的距离与正面投影的高度之比为0.5至1.5，并且正面投影的中点的切线被定位成彼此成20
°
至60
°
的角度。2.根据权利要求1所述的空气流体动力表面，其特征在于，所述隆起部被制成为平坦或三角形截面的边条的形式，所述边条对所述前边缘进行包封并且具有新月形形状，其中，所述工作边缘由所述边条的外边缘形成。3.根据权利要求1所述的空气流体动力表面，其特征在于，所述隆起部被制成为成组的突出部的形式，其中，所述空气流体动力表面的所述前边缘在翼弦平面上的投影是曲柄形的，所述突出部的正面投影具有梯形形状，所述突出部中的每个突出部由前部表面和两个侧部表面形成，以及，所述突出部的工作边缘是通过使所述突出部的所述前部表面和所述侧部表面配合来形成的，并且被构造成产生反向旋转的涡流结构。4.根据权利要求1所述的空气流体动力表面，其特征在于，所述隆起部被制成为鞍状表面的结合部的形式，所述鞍状表面彼此配合并且平滑地延展至所述空气流体动力表面的两个侧部处，其中，所述鞍状表面具有负曲率，所述鞍状表面在与相邻的鞍状表面配合的位置处的边缘形成了被构造成产生反向旋转的涡流结构的工作边缘，以及，所述前边缘在翼弦平面上的投影是彼此配合的恒定半径或可变半径的弧线的组合。5.根据权利要求1所述的空气流体动力表面，其特征在于，所述表面被设计为非对称的流线型轮廓，其中，所述隆起部被制成为所述鞍状表面的接合部与边条的组合的形式，其中，所述边条位于所述空气流体动力表面的具有较大曲率的侧部上，并且与所述鞍状表面的凸缘部或结合部平滑地配合，以及所述工作边缘从所述凸缘部或凹状表面的结合部平滑地延展至所述边条。6.根据权利要求1所述的空气流体动力表面，其特征在于，
所述工作边缘被另外弯曲，使得所述工作边缘的正面投影呈S形，其中，相邻的所述工作边缘的正面投影的端部的切线被定位成彼此呈不大于10
°
的角度，从而能够使寄生涡流产生的功率降低。7.根据权利要求2或4中的任一项所述的空气流体动力表面，其特征在于，所述表面完全地或部分地被设计为对称的流线型轮廓，其中，所述工作边缘的侧向投影是相对于所述流线型轮廓的中线对称的，以及相邻的所述工作边缘的正面投影与所述前边缘的正面投影的交点之间的两个相邻距离彼此相差不超过10％，从而能够使所述空气流体动力表面在正迎角和负迎角处的特性均衡。8.根据权利要求1所述的空气流体动力表面，其特征在于，所述涡流发生器阵列包括隆起部，所述隆起部形成至少两个标准尺寸的工作边缘，所述工作边缘是成对布置的，所述成对的工作边缘中的每一对工作边缘被构造成产生反向旋转的涡流结构，以及被构造成使所述边界层能量沿着所述空气流体动力表面的所述侧部中的一个侧部的翼弦和翼展均衡的至少一对较大标准尺寸的工作边缘位于两对较小标准尺寸的工作边缘之间。9.根据权利要求8所述的空气流体动力表面，其特征在于，所述表面由至少一个非对称流线型轮廓纵向地形成，较大的所述标准尺寸的工作边缘的正面投影和较小的所述标准尺寸的工作边缘的正面投影相对于彼此偏置，其中，较大的所述标准尺寸的边条的工作边缘的正面投影的中点相对于...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢尔盖，
申请(专利权)人：谢尔盖，
类型：发明
国别省市：