一种具有主动射流结构的翼型

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，

其中：-920≤e≤-900；1200≤f≤1220；-530≤g≤-520；75≤h≤80；

所述第三曲面的截面曲线为三次曲线，

其中：-45≤i≤-40；-45≤j≤-40；-15≤k≤-20；-2≤l≤-1；

所述第四曲面的截面曲线为三次曲线，

其中：-155≤m≤-145；140≤n≤145；-50≤o≤-40；4≤p≤5；

所述第五曲面的截面曲线为三次曲线，

其中：20≤q≤25；-25≤r≤-20；8≤s≤10；-2≤t≤-1；

其中边界条件：

x

x

x

x

x

x

所述第六曲面的截面曲线为圆弧曲线，以翼型本体的弦长为L，第六曲面的圆弧曲线半径为0.007L；

所述第七曲面的截面曲线为三次曲线，沿流体流向，第七曲面与第一曲面之间射流出口的过流面积以1.2倍线性减小。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、本发明创造性的在传统的主动射流腔内凸设整流梢使其横亘在射流入口和射流出口之间，使流体从射流入口到射流出口的直线流动轨迹，变为绕整流梢而行的弧线型流动轨迹，在有限的主动射流腔空间内人为了延长了流体的流动距离，同时经整流梢的分隔，沿流体流向主动射流腔的过流面积逐渐减小，在主动射流源向主动射流腔中射入一定速度的流体后，流体在腔体内受持续的压缩，提高了流体射出后速度的均匀性；由于在有限空间内流体的流距得到延长，故而流动时间亦得到延长，在主动射流腔内得到了充分的压缩扩散时间，使流体离开射流出口后分布更加均匀，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，防止空蚀现象的产生，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。

2、本发明的整流梢自翼型吸力面延伸至主动射流腔中，将主动射流腔人为的分隔成用于进流的预压缩腔，用于出流的射流压缩腔以及在其中间起过渡作用的过渡压缩腔；由于整流梢的分隔以及整流梢和腔壁的配合，使得沿流体流向，流体经过每个腔体都被持续不断的压缩，最后均匀扩散射出。

3、本发明通过在射流压缩腔处内设置流道分隔板，将射流出口分隔成多条流道，提高了流体射出的均匀性，且由于流道分隔板本身就具有厚度，起到了压缩流道过流面积的作用，在流体射出的过程中对其持续压缩。

4、本发明通过对主动射流腔进行具体化的参数化设置，使参数达到最优化，更加便于加工。

附图说明

图1为翼型沿弦长方向的剖视图。

图2为本发明翼型的三维示意图。

图3为本发明剖去翼型一侧翼端后的三维示意图。

图4为主动射流腔的剖视图。

图5同为主动射流腔的剖视图。

图6为本发明翼型的俯视图。

图7为无主动射流结构的翼型吸力面涡流分布图。

图8为具有普通主动射流结构的翼型吸力面涡流分布图。

图9为具有本发明主动射流结构的翼型吸力面涡流分布图。

图10为具有普通主动射流结构的翼型流线仿真图。

图11为具有本发明主动射流结构的翼型流线仿真示意图。

图中：10、翼型本体；101、吸力面；20、主动射流腔；201、流道分隔板；202、整流梢；2041、第一曲面；2042、第二曲面；2043、第三曲面；2044、第四曲面；2045、第五曲面；2046、第六曲面；2047、第七曲面；u、预压缩腔；v、过渡压缩腔；w、射流压缩腔。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1～11，本发明实施例中，一种改善绕水翼空化流动的主动射流结构，包括翼型本体10，本发明以NACA0015翼型为例，实际本发明结构可应用在各种翼型中。如图1图2图3所示，以翼型本体10的弦长为L，翼型展长为0.8L，翼型本体10内沿展长方向开设有由吸力面101凹入翼型本体10内的主动射流腔20。主动射流腔20沿翼型展长方向的长度亦为0.8L，翼型两侧的翼端存在薄壁将主动射流腔20两端封闭，薄壁的厚度忽略不计。

本发明中的流体分为两部分，一部分为主动射流源注入主动射流腔中的主动射流，另一部分为经翼型表面流过的流体；本发明中所述的流体，除明确表明流体为翼型表面来流外，本发明中的流体均代指主动射流源射入主动射流腔中的主动射流。

主动射流腔20为圆滑曲面；吸力面101沿翼型来流方向延伸至主动射流腔20中形成弧状的整流梢202，整流梢202延伸至主动射流腔20中后使主动射流腔20呈勾玉状。

由于整流梢202的分隔，流体在主动射流腔20中的流动路径由直线型变为弧线型，流动路径得以延长，且整流梢202的存在，使得主动射流腔20的过流面积沿流体流向逐渐减小。

主动射流腔20位于翼型本体10吸力面101上的开口即为射流出口。

整流梢202伸入主动射流腔20中后，将主动射流腔20分隔成沿流体流动方向依次布置的预压缩腔u、过渡压缩腔v以及射流压缩腔w，整流梢202与主动射流腔20之间的间隙即为过渡压缩腔v，射流压缩腔w为主动射流腔20的末段，与吸力面101相连，流体最后从射流压缩腔w的射流出口射出。

翼型本体10其中一侧翼端在封闭主动射流腔20的薄壁上设置有开口，且开口与预压缩腔u连通，该开口即为射流入口，射流入口与主动射流源相连通，主动射流源从射流入口处向主动射流腔20内提供一定射速的主动射流，以翼型吸力面的来流速度为V

射流入口形状不限，优选为圆形射流入口。为使结构最优化，以翼型本体10弦长L为参照，预压缩腔u中心与翼型前沿的距离保持在0.3L，射流出口高度保持在0.002L～0.008L，射流出口与翼型前沿的距离保持在0.2L～0.4L。

为进一步提高射流压缩腔w的压缩和整流性能，射流压缩腔w中设置有流道分隔板201将射流压缩腔w分隔成多条流道。以翼型本体10的弦长为L，射流出口沿翼型本体10展长的宽度则为0.8L，此时流道分隔板201优选为设置两块，每块宽度为0.1L，从而将射流压缩腔w的射流出口均匀分隔呈三条0.2L的流道。

主动射流腔20具体由依次相连的第一曲面2041、第二曲面2042、第三曲面2043、第四曲面2044、第五曲面2045、第六曲面2046以及第七曲面2047构成，第一曲面2041与第七曲面2047之间的间隙即为射流压缩腔w的射流出口，以下对各曲面具体说明。

沿翼型本体10的弦长方向剖开主动射流腔20，第一曲面2041的截面曲线为三次曲线，

-7≤a≤-6；6≤b≤7；-2≤c≤-1；0≤d≤1；

所述第二曲面2042的截面曲线为三次曲线，

-920≤e≤-900；1200≤f≤1220；-530≤g≤-520；75≤h≤80；

所述第三曲面2043的截面曲线为三次曲线，

-45≤i≤-40；-45≤j≤-40；-15≤k≤-20；-2≤l≤-1；

所述第四曲面2044的截面曲线为三次曲线，

-155≤m≤-145；140≤n≤145；-50≤o≤-40；4≤p≤5；

所述第五曲面2045的截面曲线为三次曲线，

20≤q≤25；-25≤r≤-20；8≤s≤10；-2≤t≤-1；

其中边界条件：

x

x

x

x

x

x

所述第六曲面2046的截面曲线为圆弧曲线，以翼型本体10的弦长为L，第六曲面的圆弧曲线半径为0.007L，这里的圆弧为半圆弧。

所述第七曲面2047的截面曲线为三次曲线，沿流体流向，第七曲面2047与第一曲面2041之间射流出口的过流面积以1.2倍线性减小。沿流体流向，射流出口单个流道末端的过流面积S

由于过流面积按线性关系得以确定，且第一曲面2041也已知，故而第七曲面2047的截面曲线可根据第一曲面2041的截面曲线求得。

图7-9为翼型吸力面的涡流分布图；

如图7所示，普通翼型的吸力面存在大量涡区。

如图8所示，具有普通主动射流结构的翼型，翼型吸力面的涡区减小，但翼型吸力面的射流出口处还是存在大量涡区。

再如图9所示，具有本发明主动射流结构的翼型，相较于普通射流结构，翼型吸力面射流出口上游处的涡区被打散，面积明显减小，且射流出口处的涡区面积亦明显减小，且射流出口下游的涡区整体下移，也就代表分离点下移，射流明显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。

图10-11则为翼型表面的流线仿真图；

如图10所示，普通主动射流结构翼型的吸力面，射流堆积在远离射流入口处，从远离射流入口处绕流，靠近射流入口处的吸力面仅有少量流体对翼型吸力面进行能量补偿，这是由于流体无法在主动射流结构中充分扩散导致的。

如图11所示，具有本发明的主动射流结构的翼型，吸力面的流线沿翼型展长方向分布均匀，且涡流得到了有效的抑制，射流明显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吸力面下游的尾缘，提高了升力系数。

分别对NACA0015普通翼型、包含普通射流结构的NACA0015翼型及包含本发明射流结构的NACA0015翼型，按8°攻角、10m/s来流速度、5m/s主动射流源射流速度进行数值仿真试验，三种方案的升阻系数结果如下表所示：

可以发现普通主动射流结构在大幅降低了阻力系数的同时，略微提高了升力系数，而将原有普通的主动射流结构替换为本发明的主动射流结构后，阻力系数基本维持不变的同时，翼型的升力系数大幅度提高，有效的补偿翼型吸力面的能量损失。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。