技术领域
[0001] 本
发明属于
流体控制技术领域，具体涉及一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法。
背景技术
[0002] 机翼是飞机产生升
力的主要部件，其剖面形状即翼型，翼型的空
气动力学特性直接影响机翼的升阻力。目前常规的设计手段已经很难大幅提升翼型的气动特性，而流动控制方法则可以突破传统设计方法的限制，达到显著提升翼型升阻特性的效果，从而明显改善
飞行器性能。
[0003] 目前，被动流动控制方法已有广泛工程应用。被动流动控制是指：通过被动流动控制装置，如翼刀，
涡流发生器等装置，多而改变流动环境。其缺点在于：该种控制是预先设定的，在非设计状态时，则无法达到最佳控制效果。
[0004] 主动流动控制则更为灵活，其优势在于：能在需要的时间和部位出现，通过局部
能量输入，获得局部或全局的流动改变，进而使飞行器飞行性能显著改善。与被动控制方式相比，主动流动控制具有更高的效率和鲁棒性，具有广阔的应用前景。
[0005] 对于低雷诺数飞行器，如高空无人机、
平流层飞艇等，由于其
空气动力学特性的影响导致气动效率不高。同时此类飞行器通常以长时间滞空为设计目标，并且受
能源供给的限制，气动效率低是急待解决的问题。然而，现有用于提升翼型气动特性的主动流动控制方法，仍然具有较大的局限性，难以显著增加升力、大幅改善
失速特性，进而改善飞行器性能。
发明内容
[0006] 针对
现有技术存在的
缺陷，本发明提供一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，用于控制翼型附近流体的动力学特性，达到大幅增加翼型升力，同时明显减小阻力、提升翼型失速特性，从而实现高效提升飞行器气动性能的目的；另外，还具有能耗小的优点。
[0007] 本发明采用的技术方案如下：
[0008] 本发明提供一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型，在翼型(1)上表面前缘设置喷气口(2)，在翼型(2)上表面
后缘设置吸气口(3)；所述喷气口(2)和所述吸气口(3)通过设置于所述翼型(1)内部的气
流管道(5)连通，构成吹吸气回路；在所述气流管道(5)内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气
泵(4)；并且，所述喷气口(2)和所述吸气口(3)均与所述翼型(1)的上表面垂直。
[0009] 优选的，所述喷气口(2)设置于弦线7.0％～10％
位置处，所述喷气口(2)高度为弦长的0.8％～1.5％；
[0010] 所述吸气口(3)设置于弦线80％～88％位置处，所述吸气口(3)高度为弦长的0.8％～1.5％。
[0011] 优选的，所述气流管道(5)包括前部管道(51)、中部管道(52)和后部管道(53)；所述中部管道(52)为用于安置所述气泵(4)的管道，所述前部管道(51)为位于所述中部管道(52)前面的管道，所述后部管道(53)为位于所述中部管道(52)后面的管道；
[0012] 所述后部管道(53)按从后到前的方向，其截面逐渐扩张；所述前部管道(51)按从后到前的方向，其截面逐渐收缩。
[0013] 优选的，所述翼型应用于
固定翼飞机、螺旋桨或旋翼。
[0014] 本发明还提供一种用于低雷诺数翼型的协同射流控制方法，包括以下步骤：
[0015] 气泵(4)同时驱动前缘喷气和后缘吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；
[0016] 其中，前缘喷气过程为：喷气口(2)沿翼型(1)上表面的切向喷出高速度射流，所喷出的高速度射流为翼型(1)上表面流体注入能量，主流被射流引射
加速，进而加速上表面流体的流动，增加升力；另外，气流在翼型(1)前缘表面产生吸力，吸力的方向垂直于翼型(1)表面指向外部流场，该吸力平行于流动方向的分量与流动方向相反，且与阻力方向相反，进而减小阻力；
[0017] 后缘吸气过程为：气流在后缘的吸气口(3)沿上表面切向被吸入到后部管道(53)；后部管道(53)沿流动方向逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，气流被吸入气泵，然后，气流再由气泵做功
增压，流经前部管道(51)，随着前部管道(51)逐渐收缩，流速增加，成为高速射流注入主流之中。
[0018] 综上所述，本发明提供的具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，具有以下优点：
[0019] (1)采用同时在前缘喷气和后缘吸气的主动流动控制方式，达到增加升力、减小阻力、改善失速特性目的；
[0020] (2)喷气和吸气不需要额外的气源，因此避免了复杂的通气管路设计；
[0021] (3)气流循环利用的机制能够减小能源消耗；
[0022] (4)不需移动部件，易于实施，可以用于固定翼飞机的机翼，也可用于螺旋桨、旋翼等旋转类升力部件；既可以用于飞行器的起降阶段，明显减小滑跑距离；也可用于巡航阶段，节省燃油，降低运行成本。
附图说明
[0023] 图1是本发明的具有协同射流控制的低雷诺数翼型剖视图；
[0024] 图2是使用协同射流控制的翼型上表面速度分布示意图；
[0025] 图3是未加控制的翼型上表面速度分布示意图；
[0026] 图4是使用协同射流控制的翼型上表面流场结构示意图；
[0027] 图5是未加控制的翼型上表面流场结构示意图。
具体实施方式
[0028] 以下结合附图对本发明进行详细说明：
[0029] 本发明提供一种具有协同射流控制的低雷诺数翼型，如图1所示，为翼型剖视图，在翼型1上表面前缘设置喷气口2，在翼型2上表面后缘设置吸气口3；喷气口2和吸气口3通过设置于翼型1内部的气流管道5连通，构成吹吸气回路；在气流管道5内安装有用于驱动吸气和喷气同时进行的气泵4；作为一种优选方式，喷气口2设置于弦线7.0％～10％位置处，喷气口2高度为弦长的0.8％～1.5％；吸气口3设置于弦线80％～88％位置处，吸气口3高度为弦长的0.8％～1.5％。其中，弦线是指翼型从最前端点到最后端点的连线，其长度为弦长。并且，喷气口2和吸气口3均与翼型1的上表面垂直，从而保证气体沿上表面切向被喷出和吸入。
[0030] 本发明中，喷气口和吸气口的布置位置充分考虑到绕翼型流动的特点。由于气流在翼型前缘被加速，前缘附近区域是气流速度在整个流场中速度最高的区域，即是压力最低的区域，因此，此处布置喷气口有利于气体的喷出；被喷出的气体流经翼型上表面，速度逐渐降低，在后缘附近压力上升，此处有利于吸气的进行。可见，本发明提供的喷气口和吸气口布置方式，能够最大限度降低气流循环所需能量，降低了气泵消耗的功率，减小气泵负担，降低能源消耗，通过本发明提供的主动流动控制方法，能够以较低的功率取得明显的增升减阻效果。
[0031] 另外，本发明涉及到的气流管道5包括前部管道51、中部管道52和后部管道53；中部管道52为用于安置气泵4的管道，前部管道51为位于中部管道52前面的管道，后部管道53为位于中部管道52后面的管道；
[0032] 后部管道53按从后到前的方向，其截面逐渐扩张，气流由吸气口被吸入后部管道之中后，随着管道截面逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，在压力作用下进入气泵；前部管道51按从后到前的方向，其截面逐渐收缩，气流由气泵做功增压后流经前部管道，随着管道截面逐渐收缩。流速增加，成为高速射流注入到主流之中。
[0033] 本发明还提供一种用于低雷诺数翼型的协同射流控制方法，包括以下步骤：
[0034] 气泵4同时驱动前缘喷气和后缘吸气，对翼型表面气流进行主动流动控制；
[0035] 其中，前缘喷气过程为：喷气口2沿翼型1上表面的切向喷出高速度射流8，所喷出的高速度射流为翼型1上表面流体注入能量，主流9被射流引射加速；翼型的升力正比于绕翼型的环量，即翼型的升力取决于翼型上下表面速度差。因而加速上表面的流
动能够达到增加升力的目的。常规翼型是通过前缘表面的
曲率变化加速上表面气流流动进而产生升力，这种加速作用非常有限，而通过高速度的射流进行引射加速，上表面气流速度可以达到很高，绕翼型的环量值是常规翼型所不能达到的。因此，本发明的控制方式能够极大增加翼型的升力。
[0036] 射流的另一方面作用体现在阻力的减小。如前，射流加速了上表面区域的主流速度，也包括前缘附近的流动。速度高的气流在翼型前缘表面产生大的吸力，吸力的方向垂直于表面指向外部流场，该吸力平行于流动方向的分量并且与流动方向相反，也与阻力方向相反。另外射流喷出的作用力对于减小阻力是有利的。通过上述两方面的作用，阻力极大减小，本发明控制方法甚至能够完全克服
气动阻力，产生推力。
[0037] 后缘吸气过程为：气流在后缘的吸气口3沿上表面切向被吸入到后部管道53；后部管道53沿流动方向逐渐扩张，使气流流动速度逐渐降低，压力升高，气流被吸入气泵，然后，气流再由气泵做功增压，流经前部管道51，随着前部管道51逐渐收缩，流速增加，成为高速射流注入主流之中。吸气的效果同样能够加速翼型后缘的流动速度，使得流动能够保持附着状态，抑制分离涡流的产生，提升了翼型的失速特性。喷气和吸气的协同作用能够达到显著增升减阻的目的。
[0038] 本发明提供的协同射流控制方法，能够改变局部流场特性，参见图2，为使用协同射流控制的翼型上表面速度分布示意图，10为喷气口下游附近速度分布，11为吸气口上游附近速度分布，可以看出，上表面的速度分布由于射流8的加速作用以及吸气作用变得更加饱满，抑制分离的能力加强。参见图3，为未加控制的翼型上表面速度分布图，12为未加控制翼型前缘附近速度分布，13为未加控制翼型后缘附近速度分布，由于气体与翼型表面的粘性作用，流动速度沿翼型表面的法向迅速降低，低速流动的气体抑制分离的能力较弱，在翼型迎
角较大时容易产生大分离涡流，即进入失速状态，升力迅速减小，阻力急剧增加。如图4所示，为使用协同射流控制的翼型上表面流场结构示意图；如图5所示，为未加控制的翼型上表面流场结构示意图，对比图4与图5，采用本发明的协同射流控制方法，流动在大迎角下仍然保持附着在上表面的状态，延迟了翼型的失速；而未加控制的翼型大迎角下分离区域14发生失速。
[0039] 经验证，采用本发明提供的具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，翼型的升力系数、最大升力系数、失速迎角均有显著提升。其中零度迎角下的升力系数能够增加到70％，最大升力系数能够提高到约150％，失速迎角增加约60％。同时，其零升迎角，阻力系数均有显著降低，在小迎角范围内甚至可以产生推力。
[0040] 综上，本发明提供的具有协同射流控制的低雷诺数翼型及其控制方法，具有以下优点：
[0041] (1)采用同时在前缘喷气和后缘吸气的主动流动控制方式，达到增加升力、减小阻力、改善失速特性目的；
[0042] (2)喷气和吸气不需要额外的气源，因此避免了复杂的通气管路设计；
[0043] (3)气流循环利用的机制能够减小能源消耗；
[0044] (4)不需移动部件，易于实施，可以用于固定翼飞机的机翼，也可用于螺旋桨、旋翼等旋转类升力部件；既可以用于飞行器的起降阶段，明显减小滑跑距离；也可用于巡航阶段，节省燃油，降低运行成本。
[0045] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。
