用于产生流体动力的元件的制作方法

专利名称：用于产生流体动力的元件的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于在暴露于流体流时产生流体动力的元件。一般来 说，本发明的教导广泛适用于任何流体动力产生元件，但是在特别优选 的示例性且非限制性实施方式中，所述元件可包括气翼或水翼。在本申 请的情况下，示例性气翼包括用于固定或旋转翼式飞行器(例如飞机或 直升飞机)的机翼、风轮机转子和风扇的叶片以及飞行器螺旋桨叶片； 而示例性水翼包括螺旋桨叶片和用于水翼艇的翼片。
背景技术：
现在参照图la，在本发明的情况下流体动力元件为三维主体1，其在 截面中包括基本弯曲的第一表面3和第二表面5，-它们从主体1的前缘7 沿相对方向延伸，在主体的后缘9汇合。第一和第二表面具有不同的弯 曲形状，从而当主体以正迎角a浸入流体流U中时，流体在前缘处分开， 并以不同的速度在第一和第二表面中的每一个上方流动。第一和第二表 面上方的流体速度差异根据贝努利原理引起压力差，该压力差产生力， 该力对于飞行器机翼来说是升力，通常归一化为无量纲的升力系数CL。 主体还受到减速力，在飞行器机翼的情况下称为曳力，其可归一化为无 量纲的曳力系数CD。在飞行器的情况下，在正常飞行中，空气在主体(机翼)的两个表面 上方平稳流动，而对于动力飞行，对给定迎角所施加(通常由飞行器发 动机施加)的推力必须足以产生超过曳力的升力。当超过临界迎角时， 可能出现失速，在这种情况下，气流与机翼的最上表面分离，这造成升 力的显著损失和曳力的大幅增加。在本技术领域中该流动分离现象通常 称为"边界层流动分离"，该现象广泛适用于在暴露于流体流时能够产 生流体动力的所有类型的元件。边界层流动分离，即流动的流体流从例如航空直升飞机机翼或风轮机 转子叶片的表面发散，这可严重限制多数工程系统的操作、耐久性和性 能。边界层分离可由几种机制触发和引发。这既可能是局部流动和/或几 何形状的自然结果，也可能由外部干扰和不稳定性人工引发。在以高迎 角朝向迎面而来的空气/流体流的空气或流体动力表面上，来自表面曲率 的不利(渐增)压力梯度和由于粘度造成的相邻流体层和表面之间的剪 切应力相结合可导致空气/流体流与表面分离。对于飞行器机翼和螺旋桨 及涡轮转子叶片，流动分离导致气动升力严重降低、曳力快速增加且噪 声水平快速增加。针对抑制或延迟更高迎角发展飞行器机翼和转子叶片上的流动分离技术成为过去50年的主要研究目标。可通过在湍流边界层中的自然混合来延迟由表面曲率和粘度造成的流动分离。湍流体现为相对较快的自混 合和传送机制，但是其不能将足够的动量传递到边界层内以在例如以高 迎角倾斜的飞行器机翼或转子叶片上存在大的不利压力梯度时保持附着流动。因此，并为了防止和延迟边界层离开表面，已经提出利用人工流混合 增强装置来重新激励边界层。通过重新激励边界层来人工增大边界层内 的流体混合速度，可增加动量相对较低的近表面流体的动能，由此延迟 更高迎角，或在某些情况下防止出现流动分离。用于重新激励边界层由此解决流动分离的各种流动控制技术已被认 同并且成功测试。例如，之前已提出开缝吹气、切向吹气、合成喷射器 和叶片式涡流发生器等技术。这之中，通过人工产生近表面纵向涡流增 加流体混合速度的方法被认为是特别有效的技术。这些涡流用于从未扰 动的外部流体流带来高能流，并将其传送到边界层深处的低动量近表面区。机械的无源叶片式涡流发生器(由Taylor, D.H.及Hoadley, H. H.首先 发明，并于1948年在美国康涅狄格州东哈特福德市在联合航空公司的报 告R-15064-5中以"Application of vortex generator mixing principle to diffUsers"做了报告)为最普通且广泛使用的流向流体涡流发生器，其通常由固定到表面的薄而突出的实心条构成，通常位于其中可能出现分 离流动的区域前部，与迎面而来的流成一角度。但是，虽然这样的装置阻止流动分离的出现，但是已经表明，机械叶 片式涡流发生器还迫使曳力增加，这由装置本身的流动阻塞引起的局部 压力增大和装置下游的表面表层摩擦力增大造成。作为无源实心叶片式涡流发生器的替换，之前已提出设置一种有源流体喷身寸涡流发生装置(见Wallis, R.A.， "The use of air jets for boundary layer control", Aeronautical Research Laboratories, Australia, Aero. Note no. 110，1952)。由Wallis提出的该装置借助于倾斜的表面边界喷射器(更习惯地 称为有源喷射涡流发生器或AJVG)的流体喷射来引起纵向涡流而进行流 动控制。这样的AJVG系统通常包括小孔阵列，它们向表面开口并通过加压 流体源供给，从而借助于从每个孔流出的流体射流和沿表面运动的流体 之间的相互作用引起纵向或流向涡流。AJVG避免了与无源叶片式涡流发 生器相关的主要问题，因为其不会造成曳力的大幅增加。AJVG还可根据 表面上方的流动特性进行主动操作和控制。已作为用于在固定翼式飞行器中抑制或至少延迟气动失速的潜在流 动控制装置对有源涡流发生喷射器进行了研究(参见例如Innes， F.， Pearcey， H.H.， and Sykes， D.M., "Improvements in performance of a three element high lift system by application of air jet vortex generators", The Aeronautical Journal, Vol. 99, No. 987， 1995)，并且最近是用在旋转翼式飞 行器上。AJVG在实验室风洞实验中证明在抑制和延迟失速方面是成功 的，图lb为示出在具有和不具有AJVG的情况下，气翼翼型的升力系数 (Cl)与迎角(a)的实验测量变化曲线图。该曲线图和附随的具有和不 具有AJVG的示例性气翼(迎角为16°)的示意图显示出利用AJVG流动 分离(示意图中用S表示)向更高迎角延迟，并因此可使失速前Cl的最 大值更大。但是，虽然已表明有源涡流发生喷射器提高了性能，但是还没有被工 程界采用，飞行器机翼上仍然普遍使用无源叶片式涡流发生器，尽管其具有固有的曳力增大特性。其可能的解释是虽然AJVG确实提供了性能优势，但是其还需要外 部能量输入来产生用于流体射流的加压流体，并且提供该能量输入所需 的设备大大增加了例如飞行器的总重量。有源系统的安装本身更复杂， 并因此比简单的叶片式涡流发生器装置昂贵这也是事实。因此，显然，如果能设计一种流体动力产生元件，其避免或至少降低 曳力的增大(这是先前提出的叶片式无源涡流发生器的特点也是与先前 提出的AJVG相关的固有缺点)，但同时提供可与先前提出的AJVG系统 所提供的相比的性能提高，则将是非常有利的。发明内容本发明的目的是旨在提供一种用于产生流体动力的元件，其体现了与 AJVG系统相关的优点，但没有表现出或至少以较小的程度表现出与先前 提出的无源系统相关的缺点。为此，本发明的当前优选实施方式提供一种用于产生流体动力的元 件，该元件包括包括第一表面和第二表面，它们从该元件的前缘沿相对 方向延伸并在其后缘处汇合而限定出三维主体，该三维主体成形为当以 一迎角a浸入沿流动方向U经过该元件的流体流时产生流体动力，所述 第一表面包括流体入口的阵列，所述第二表面包括相对应的流体出口的 阵列，各所述入口均通过流体管道与所述出口流体连通，所述流体管道的至少一部分与所述第二表面在所述出口附近的切平面成一倾斜角e，并与所述流体流动方向U成一偏斜角cp，该布置使得所述元件在使用中可 操作以产生在所述前缘下游靠近所述第一表面的相对较高的流体压力区 以及在所述前缘下游靠近所述第二表面的相对较低的流体压力区，并且 来自所述相对较高的流体压力区的流体能够流入所述流体入口经所述流 体管道从所述流体出口流出而流入所述相对较低的压力区，从而产生流 体涡流，所述流体涡流重新激励所述低压力区，从而延迟边界层与所述 第二表面分离。在非常优选的布置中，所述入口具有比所述出口更大的横截面积，并且所述流体管道从所述入口到所述出口横截面积减小，以使从其流过的 流体加速。所述倾斜角0可以在约15°到45°之间，优选约30°。所述偏斜角(p 可以在约30°到90°之间，优选在60。到70。之间。在非常优选的布置中， 所述偏斜角沿背离元件顶端的内侧方向。在优选实施方式中，所述元件具有长度，并且所述出口阵列沿着沿所 述元件的长度的翼展方向线(J-J)布置。优选地，在沿所述长度的离散位置处，所述前缘和所述翼展方向线 (J-J)之间的距离x与对应于所述元件的宽度的距离C之比沿该元件的 长度基本恒定。在一个实施方式中，所述比x/C大于零而小于0.4。 在另一个实施方式中，所述比x/C在约0.1到0.3之间。 优选地，所述流体以多个流体射流的形式流出所述出口。在一个实施 方式中，相应对的入口、出口和管道布置成使得从它们出射的流体射流 形成反向旋转的流体涡流。在另一个实施方式中，所述入口、出口和管 道布置成使得从它们出射的流体射流形成同向旋转的流体涡流。所述入口、出口和管道可具有圆形、椭圆形、方形或矩形横截面。 优选地，所述入口、出口和所述管道具有圆形横截面，并且相邻的出 口以基本上等于每一出口直径的6到10倍的距离AL间隔开；并且可选 地，每一个出口的直径可基本上等于局部未扰动边界层厚的高度的约0.5 到1.0倍。在另一种布置中，所述入口、出口和管道可具有方形或矩形横截面， 并且相邻的出口可以以基本上等于每一出口的最长边的6到10倍的距离 AL间隔开。可选地，其中所述入口、出口和管道具有方形或矩形横截面， 并且每一出口的宽度或最长边基本上等于局部未扰动边界层厚的高度的 约0.5至Ul.0倍。在非常优选的实施方式中，所述元件具有长度，并且所述入口定位成 与沿所述元件的第一表面的长度的理论滞止线的位置重合。优选地，所述滞止线对应于在指定迎角a下所述第一表面上的最大静态流体压力点，在该点处，所述第二表面上的边界层分离开始朝所述 前缘向上游推进。优选地，所述入口光滑成型，以避免引起边界层分离。优选地，所述 管道是基本笔直的。所述管道可包括止回阀(例如两尖瓣或三尖瓣)，以防止流体流入所 述出口而经过所述管道从所述入口流出。 一个或多个所述管道可包括涡 旋发生器以在从其经过的流体中产生预涡旋。本发明特别优选的实施方式涉及一种用于固定翼式飞行器的机翼、翼 型或其他升力促进器，其包括具有这里所述的一个或多个特征的元件。 这样的促进器可包括例如本领域技术人员公知的副翼或缝翼等高升力装 置。本发明的另一个特别优选的实施方式涉及一种风轮机，该风轮机包括 多个叶片， 一个或多个所述叶片包括具有这里所述的一个或多个特征的 元件。本发明的又一个特别优选的实施方式涉及一种用于例如直升飞机的 旋转翼式飞行器的转子叶片，该转子叶片包括具有这里所述的一个或多 个特征的元件。本发明的另一个实施方式涉及一种元件，该元件构造成用做固定翼 式飞行器的机翼或翼型、用于风轮机的叶片或用于旋转翼式飞行器的转子叶片；所述元件具有长度和宽度C，并包括第一表面和第二表面，它们从该元件的前缘沿相对方向延伸并在其后缘处汇合而限定出三维主体，该三维主体成形为当以一迎角a浸入沿流动方向U经过该元件的流 体流时产生流体动力；所述第一表面包括流体入口的阵列，该阵列定位 成与沿所述元件的第一表面的长度的理论滞止线重合，所述第二表面包 括相对应的流体出口的阵列，该阵列布置成沿着沿所述元件的长度的翼 展方向线(j-j)，在沿所述长度的离散位置处，所述前缘和所述翼展方向 线(J-J)之间的距离x与对应于所述元件的宽度的距离C之比沿该元件 的长度基本恒定；各所述入口均通过流体管道与所述出口流体连通，所 述流体管道与所述第二表面在所述出口附近的切平面(Y-Y)成在约15°到45。之间的倾斜角9，并与所述流体流动方向U成在约30°到90°之间 的偏斜角cp，所述流体管道从所述入口到所述出口横截面积减小，以使从 其经过的流体加速；该布置使得所述元件在使用中可操作以产生在所述 前缘下游靠近所述第一表面的相对较高的流体压力区以及在所述前缘下 游靠近所述第二表面的相对较低的流体压力区，并且来自所述相对较高 的流体压力区的流体能够流入所述流体入口经所述流体管道从所述流体 出口流出而流入所述相对较低的压力区，从而产生多个同向旋转的流体 涡流，所述流体涡流重新激励所述低压力区，从而延迟边界层与所述第 二表面分离。根据本发明的另一个当前优选的实施方式，提供一种液动或气动主 体，在使用中其可操作以在所述主体与入射流体流成一迎角布置时，在 第一表面附近产生高流体压力区，并在第二表面附近产生低流体压力区； 所述主体包括多个管道，这些管道相对于所述流体流倾斜和偏斜，并从 所述高压力表面向所述低压力表面延伸，从而能够形成从所述管道延伸 的多个流体射流，以形成流体涡流，所述流体涡流重新激励所述低压力 区，从而延迟边界层与所述低压力表面分离。从本发明某些优选实施方式的以下详细描述将会清楚很多其他实施 方式、这些实施方式的特征及其优点。


下面参照附图仅以示例性实施例方式对本发明的各种当前优选实施 方式进行描述，在附图中图la是浸入在流体流中的气翼翼型的示意图；图lb是具有和不具有AJVG的气翼翼型的升力系数C^对迎角的曲 线图，并附随有迎角为16。的前述翼型的示意图； 图2a是体现本发明教导的典型气翼翼型； 图2b是沿图2a中的线X-X的翼型剖视图； 图3a (i)和图3a (ii)是第一出口布置的平面图和剖视图； 图3b (i)和图3b (ii)是第二出口布置的平面图和剖视图；图4是典型风轮机叶片的上表面上的无源流体喷射涡流发生器出口阵列的示意图；图5是以同向旋转取向的一对无源流体喷射涡流发生出口的示意图;图6 (a)和图6 (b)是不同形状的无源流体喷射涡流发生管道入口 的示意图；图7是在35m/s空气流动下NACA23012C风轮机叶型的升力系数Cl 对迎角(x的曲线图(基于弦长的雷诺数Ree=l.lxl06);图8是在35m/s空气流动下NACA23012C风轮机叶型的曳力系数CD 对迎角a的曲线图(Ree=l.lxl06);图9是在空气流速范围内NACA23012C风轮机叶型的升力系数Cl 对迎角a的曲线图；图IO是示出在具有和不具有无源流体喷射涡流发生装置情况下，使 用具有NACA23012C风轮机叶型的叶片的WindPACT 1.5MW风轮机的 理论功率曲线图；图11是在25m/s空气流动下改进的NACA632217叶型的升力系数 Q^对迎角a的曲线图(Rec=1.4xl06);图12是示出在具有和不具有无源流体喷射涡流发生装置的情况下， 使用具有改进的NACA632217叶型的叶片的WindPACT 1.5MW风轮机的理论功率曲线图；图13是在35m/s空气流动下静态Eclectic Energy D400风轮机叶片的 升力系数Ct对迎角a的曲线图；图14是在35m/s空气流动下静态Eclectic Energy D400风轮机叶片的 曳力系数CD对迎角a的曲线图；图15是在35m/s空气流动下静态Eclectic Energy D400风轮机叶片的 升力与曳力之比(CL/CD)对迎角a的曲线图；图16是具有净叶片和具有结合有无源流体涡流喷射发生装置的叶片 的LVMAero4Gen风轮机的电功率输出对风速的曲线图；图17是示出每一机翼下侧和无源流体喷射涡流发生入口阵列的固定 翼式飞行器的示意图； .图18是示出每一叶片上的无源流体喷射涡流发生出口阵列的风轮机 示意图；和图19是示出每一叶片上的无源流体喷射涡流发生出口阵列的旋转翼 式飞行器的示意平面图。
具体实施方式
如将在下文详细描述的，申请人已经开发出一种具有无源流体喷射涡 流发生器的流体动力产生装置，所述无源流体喷射涡流发生器保持具有 AJVG的元件的低曳力特性，但是使用自然过程来产生流体喷射，因此不 需要有源能量输入或相关的笨重流体加压设备。申请人开发的元件利用 流过流体动力产生元件的流体流中的自然压力差，所述压力差发生在前 缘下游的元件下表面(通常)附近的高流体压力区和前缘下游的元件上 表面(通常)附近的低流体压力区之间。在本发明的优选实施方式中，来自高压力区的流体喷射到低压力区以 重新激励该低压力区，并因此延迟出现与靠近该区的元件表面分离的边 界层分离。在优选实施方式中，流体通过位于前缘下游的下表面(通常) 中的成型入口引入，并经过倾斜且偏斜的管道流向位于上表面(通常) 中的出口孔以产生多个速度相对较高的高压流体射流，它们喷射到低压 力区中来重新激励边界层，并因此延迟边界层流动分离。具体地说，当 优选实施方式的元件浸在流体流中时，多个流体射流从出口出射并且干 扰在第二上表面(通常)上方流动的流体，从而形成多个纵向流体涡流， 其用于重新激励流体边界层的减速的下部区域，并因此延迟边界层分离 的出现。申请人开发的元件与具有AJVG的元件相比主要优点是简单、系统 可靠和无源能量传递代替有源能量输入。现在参照附图中的图2a和2b(其中图2b是沿图2a中的线X-X的剖 视图)，其中示出了根据本发明优选实施方式的流体动力产生元件ll。在 以下描述的该具体实施例中，所述元件包括气翼的一部分，其适于用做 固定翼式飞行器机翼的一部分。但是应理解，本发明的教导适用于所有类型的流体动力产生元件，因此下面的描述不应解释为将本发明的范围 仅限制于浸入在气流中的气翼。元件11包括沿相对方向从前缘17延伸而在后缘18 (图4)处汇合的 第一表面13和第二表面15。该第一和第二表面为曲面，通常具有不同的 曲率半径，并且该元件在使用中布置成与入射流方向U成迎角a，从而 使入射流体以不同的速度在两个表面上方流动，因此在这些表面附近产 生不同的流体压力。第一表面13 (当所述元件包括飞行器机翼的一部分时该表面通常为 最下表面)靠近入射气流中的高流体压力区，并包括多个流体入口 19 (示 出了其中一个)。第二表面15 (当所述元件包括飞行器机翼的一部分时该 表面通常为最上表面)靠近入射气流中的低流体压力区，并包括多个通 过流体管道23与各个流体入口的相应流体出口 21 (示出了其中一个)流 体连通。如图2b中所示，管道23关于出口21附近的切向表面平面Y-Y以角 度e倾斜。该管道还关于入射流体流方向U以角度cp偏斜，如图2a中所示。对于其中可能发生反向(从出口到入口)流动的应用(例如机翼或叶 片为负迎角)，可釆用止回阀25来防止出现这种现象。但是在很少/从来 不发生反向流动的情况下(例如如果所述元件包括飞行器机翼或风轮机 叶片)，则不需要该装置。入口 19可包括过滤网27，以覆盖入口并且防止颗粒污染物进入流体 管道23而将其阻塞，在优选布置中，过滤网沿着第一表面13的轮廓光 滑地成形。在优选实施方式中，流体管道23 (如图所示)是基本笔直的，从而 避免阻塞，因此降低从入口到出口的流体流动速度。在特别优选的布置 中，入口 19具有比对应的出口 21更大的横截面积，并且管道沿从入口 到出口的方向横截面积逐渐减小，从而使进入入口的流体加速通过管道 到达出口。但是如果需要这样的结构来获得第二表面中的流体射流出口的恰当的倾斜角和偏斜角，流体管道可以是弯曲的，而且在这种情况下，仅出 口附近的一部分管道可具有下面描述的倾斜角和偏斜角。入口、管道和 出口可具有圆形横截面形状(如所示)，或可选地其横截面可以是卵形、矩形或方形。管道还可包括涡旋发生器，例如为用于内燃机燃料喷射系统的喷射歧 管中的类型，以提供具有预涡旋的流体射流。这将通过流体射流下游的 更有效的纵向涡流的形成而提高无源流体喷射涡流发生器的性能。如上所述，倾斜角e相对于出口附近的局部表面切面(图2b中的Y-Y 平面)测量，并且在特别优选的实施方式中，在与局部表面切面成约15° 到45。的范围内。在非常适于不可压縮的低速流的一种布置中，倾斜角可 以是约30°。在优选实施方式中，相对于入射流方向U(或者限定为在局部未扰动 (固体表面)边界层边缘处的速度矢量)测量的流体管道23 (或如上所 述至少出口附近的一部分管道)的偏斜角cp (图2a)在约30。到90。的范 围内。在非常适合不可压縮的低速流的一种布置中，偏斜角在60。到70。 的范围内。如本领域技术人员充分理解的，低速流为通常小于0.3马赫的 流，对于空气来说为约100m/s。现在参照图4，如上所述，第二表面15优选包括多个出口 21，并且 特别优选的是这些出口以沿着沿元件11的长度的翼展方向线J-J布置的 阵列设置。在优选实施方式中，前缘17和线J-J之间的距离x与对应于 元件宽度(弦长)的距离C之比沿元件的长度应是恒定的，在特别优选 的布置中，x/C应大于零而小于0.4。对于机翼和叶片，已发现出口定位 在沿元件的弦向位置(x/C)处最有效，其中x/C取决于元件的横截面形 状在约0.1到0.3之间。对于较薄的气翼翼型(例如，厚度/弦长比为20 %以下的翼型)，x/C应优选等于约0.1，而对于较厚的气翼翼型(例如， 厚度/弓玄长比为20%以上的翼型)，x/C应更接近0.3。图4中所示的布置 特别适于风轮机转子叶片，但是上述原理同样适用于固定翼式飞行器的 后掠翼和旋转翼式飞行器的叶片。对于其中已知存在显著的翼展方向流 动的旋转叶片(例如直升飞机或风轮机的旋转叶片)和飞行器掠翼，出口应布置成沿如图4中所示的内侧方向(即背离顶端的方向)具有偏斜 角。同样如上所述，第一表面13包括以阵列布置的多个入口 19。在优选 实施方式中，这些入口定位成与沿元件第一表面13的长度(翼展方向) 的所谓的滞止线或附着线的位置重合。滞止线或附着线对应于在指定迎 角a下主体表面(在本情况下为第一表面13)上的最大静态流体压力点， 在该点处，流动受控的表面上(在本情况下为第二表面15)的边界层分 离幵始向上游推进。非常概括地说，对于申请人已构思的气翼翼型，前 缘和附着线之间的距离与气翼翼型的弦长之比倾向于为大约5%左右。通过采用该方法，可为来自出口的流体射流强度提供自然调节，从而 在流体射流不是很有效或通常不需要流体射流的情况时(例如，在气动 翼和叶片在不可压縮流中迎角低的情况下)限制由该流体射流产生的扰 动。该布置的优点在于，当迎角减小从而附着线从前缘向下游移动时， 使入口与呈现更低静态流体压力的流动区重合，并因此使来自管道的射 流强度(和这些射流对第二表面上方的流动的干扰程度)减小。事实上， 通过采用该布置，因为入口仅在不然会发生边界层分离的迎角下具有明 显影响，元件成为自调节。图3a (i)为图4中所示阵列中的两个出口的平面图，图3a (ii)为 从前缘17前方看到的元件的下游视图。如图3a (i)所示，该实施方式 的出口这样布置流体射流29从第二表面平行出射，以形成如图3a(ii) 中所示的同向旋转的纵向涡流31。在图3b (i)和(ii)中所示的可替代 实施方式中，出口可这样布置，使得流体射流29沿相反方向从第二表面 出射，以形成反向旋转的纵向涡流33 (如图3b (ii)中所示)。两种设计 都可有效应用，但是反向旋转系统在后掠翼情况下或在旋转叶片上可能 效果较差。对于圆形横截面管道来说优选的是出口的直径(或在矩形管道情况 下，出口的宽度或最长边长度)约为局部未扰动边界层厚的高度的0.5到 1.0倍。例如，对于以下所述的NACO23012C叶型，边界层约5mm高， 并且出口具有大约4.8mm的直径。现在参照图5，在优选实施方式中，出口间距AL这样选择，使得由 一个所述管道从边界层的下层扫出的动量相对较低的流体不会被相邻出 口产生的涡流扫回到边界的下层中。另外，出口不必间隔太远以至于降 低其效果。在特别优选的实施方式中，出口间距可以是喷孔直径(对于 圆形管道设计)的约6到10倍或喷孔宽度(对于矩形管道设计)的约6 到10倍。入口 19的外周缘也优选光滑成型，如图6 (a)中所示，而不包括如 图6 (b)中所示的方向突然改变。其原因在于，具有尖锐边缘的入口可 造成在入口唇部出现边界层分离，该分离将显著减少进入管道内的流体 流，并因此降低元件的整体性能。如上所述，本发明的教导广泛适用于所有类型的流体动力产生元件， 与所釆用的流体无关。例如，本发明的教导可应用于其中流体为空气的 风扇、固定或旋转翼式飞行器或风轮机的气翼翼型。同样，本发明的教 导可应用到其中流体为液体的螺旋桨、流体涡轮或水翼艇的翼片的水翼 翼型。图17为固定翼式喷射飞行器35的示例性示意图，其中飞行器的机翼 37均已根据本发明的教导进行了改进，从而包括入口 19在机翼37的下 侧清晰可见的无源流体喷射涡流发生器阵列39。如本领域技术人员应理 解的，这样的飞行器的机翼通常通过将各个翼型螺接、粘剂或熔接在一 起而形成最终的机翼结构。 .图18为具有三个叶片41的示例性风轮机39的示意图，每一叶片均 已根据本发明的教导进行了改进，从而包括出口 21清晰可见的无源流体 喷射涡流发生器阵列43。图19为应用本发明教导的示例性旋转翼式飞行器45的示意平面图。 飞行器45 (在本情况下为直升飞机)包括四个转子叶片47，每一叶片均 包括出口 21清晰可见的无源流体喷射涡流发生装置阵列49。以上阐述的原理已在针对各种不同气翼翼型的实验室实验中得到验 证，以下段落阐述气翼翼型的典型样本的实验发现。以下示出的结果证 实了本元件所要求保护的优点，并且已在出于验证目的的可重复实验中得到所述结果。在第一种情况下，通过对静态准二维NACA23012C直升飞机转子叶 型进行实验，证实了申请人的发现的真实性。NACA23012C翼型为出于 研究目的而专门设计的气翼翼型，并且为典型的直升飞机转子叶型。 NACA23012C翼型最早由Westland Helicopters与Glasgow大学联合设计。下面的结果对比了翼展为0.74m，弦长为0.481m的NACA23012C翼 型转子叶片部分在具有和不具有(去除)在乂=12%弦长处设置的15个 无源流体喷射涡流发生器(在该特定情况下为无源空气喷射涡流发生器) 阵列装置的情况下的升力和曳力系数。通过将端板应用到模型端部而施 加准二维流动，从而防止形成顶端涡流并防止相对较厚的风洞侧壁边界 层的干扰。升力和曳力系数通过对i)在三个翼展方向坐标处的弦向表面 压力分布；ii)尾迹压力(wake pressure)测量(利用Johns积分法获得 曳力)进行测量和积分来计算。图7是表示在35m/s的恒定均匀空气速度下，基于弦长的雷诺数(Ree) 为1.1><106的翼型在具有和不具有无源流体喷射涡轮发生器的情况下升力 系数CL对迎角a的曲线图。如从图7中清楚表明的，通过釆用包括此处 所述类型的多个装置的元件，最大升力系数CL可增大约15X，并且完全 失速可从a二15。延迟到a=18°。图8示出通过釆用Johns尾迹压力积分法计算的曳力(Ree=l.lxl06) 的相应结果。从这些量得出的两个重要结果是i)对于具有PFJVG装置 的元件在0。到14。的迎角之间曳力没有明显增加；和ii)由曳力突然上升 表示的失速从a二15。抑制到a=18°。通过在风速为15到35m/s的范围内，对应于基于弦长0.481m的雷诺 数为0.49到1.13><106进行实验，对风速的影响以及因此雷诺数的影响进 行了研究。图9示出具有无源流体喷射涡流发生装置的叶型在五种不同 的风速下，升力系数对迎角的变化。图9中示出的结果表明，雷诺数影 响失速，在低风速下发生更严重的失速。与净叶片相比，在整个风速/雷 诺数范围，最大C^提高和失速向更高迎角延迟普遍明显。为了评价仅结合有在沿叶片的整个翼展具有和不具有无源流体喷射涡流发生装置的NACA23012C气翼翼型的典型工业风轮机的性能的理论 改进，与叶片元件的两种理论计算机仿真代码一起采用了上述实验数据 集。这些预测提供了在风速范围内对于给定转子旋转速度，风轮机性能 的最大理论改进的指示。该分析使用可公开获得的工业标准、由美国科罗拉多州的Boulder市 附近的美国国家风力技术实验室(美国国家可再生能源实验室(NREL) 的 一 部分)开发的风轮机性能计算机代码(可从 http:〃wind.nrl.gov/designcodes/simulators/wtper^获得)禾口由本发明人开发的类似代码进行。两种预测代码都应用经典叶素动量理论，但是NREL 代码包括更先进的模拟来考虑翼展方向三维影响和动力失速及干扰压力 损失。两种代码都根据作为输入的实验测量结果给出Cl和Cd対cc的实 验数据。图10示出转子速度为20转每分，在转子具有和不具有无源流体喷射 涡流发生装置时，在WindPACT (Wind Partnerships for Advanced Component Technology) 1.5MW风轮机(为与标准测试情况相同的叶片 弦长和扭力分布提供NREL代码)的情况下的预测功率曲线(风速对轴 功率)。该WindPACT涡轮可从上述美国国家风力技术实验室获得。如图10清晰可见，该分析表明，沿WindPACT 1.5MW转子叶片的长 度采用无源流体喷射涡流发生器装置，沿其整个翼展采用NACA23012C 气翼翼型，对于超过15m/s的风速在轴功率输出方面提供了相当大的理 论提高，而对于低于该风速的情况理论提高不大。虽然实际可获得的提 高可能小于该理论最大值的情况，但是预计通过结合上述类型的无源流 体喷射涡流发生器可获得显著的性能提高。在第二种情况下，申请人对静态准二维NACA632217风轮机转子叶 型进行了实验。NACA (国家航空顾问委员会)为NASA的先驱，并且 已定义了一系列标准气翼翼型形状，NACA 632217是其中之一。进行该第二组风洞实验来测量在5m/s到25m/s的风速范围内将无源 流体喷射涡流发生器装置应用于典型工业风轮机叶片的更厚的气翼翼型 的效果。将退役的Aerolaminates有限公司(St Cross Business Park, Newport, Isle of Wight, United Kingdom)的工业风轮机叶片的内侧部分改进成结合 有无源流体喷射涡流发生装置阵列。翼展为0.98m的翼型采用后缘略加 改进(成弧形)的NACA 632217气翼，并使用端板来增强准二维流动。 弦长在内侧端部处的最大值0.86m和外侧端部处的0.79m之间变化，因 而后缘后掠而前缘保持基本不后掠。无源流体喷射涡流发生器出口和管 道为简单起见为圆形横截面，直径为10mm，并且关于局部表面切面倾斜 30°，关于自由流流动方向以57。向外侧偏斜的喷口相距80mm定位，从 而在x/C=0.12的弦向位置处的无源流体喷射涡流发生器阵列包括10个 喷口。图11示出在风速为25m/s (Ree=1.4xl06)时，升力系数Cl対迎角 a的测量变化。在01=10°以上可清楚看出釆用无源空气喷射涡流发生器 的性能提髙。该结果论证了与NACA23012C实验进行的实验中所看到的 相同的效果，即i)最大Q增大；和ii)更强烈的失速向更高迎角延迟。 曳力系数在所研究的整个迎角范围内的变化也表明与NACA23012C气翼 翼型曲线具有相同趋势。将关于改进的NACA 632217实验的数据输入到申请人的叶素动量理 论(BEMT)代码中以模拟WindPACT 1.5MW风轮机的空气动力性能。 假设叶片设计相同，但是釆用沿整个叶片的翼展具有和不具有无源空气 喷射涡流发生器的改进的NACA632217气翼。转子速度再次设置为恒定 的20rpm。图12表明在风速大于约13m/s时，通过使用无源流体喷射涡 流发生器可理论上实现显著的轴功率增大。在第三种情况下，申请人对可从Eclectic Energy Limited, Edwinstowe House, High Street, Edwinstowe， Nottinghamshire, United Kingdom, NG21 9PR获得的静态Eclectic Energy D400国产风轮机转子叶片进行了实验。翼展为0.5m的叶片静止地安装在申请人的风洞中并连接到六分量力 /力矩平衡仪上。对叶片进行测试且不加改进，并且其具有无源流体喷射 涡流发生器阵列。PFJVG阵列这样定位，使得出口 (来自2mm直径的管 道)在沿叶片翼展的x/C=0.15的线上。该阵列包括26个装置，每一装置均关于局部表面切面倾斜30°，并向内侧偏斜60。。在15m/s、 20m/s、 25m/s、 30m/s和35m/s的风速下测量力和力矩， 同时迎角在-30度和+30度之间变化，在每1。增量处进行测量。零度迎角 定义成叶片顶端部分设置成与自由流气流成0°时。当安装在涡轮轮毂上 时，叶片设置成顶倾斜角约为12到15°。在安装有凸片的叶片根部周围 没有任何遮盖物的情况下进行实验，但是由该部件造成的干扰对所有组 结果都是共同的。图13到图15中所示的曲线提供了 35m/s风速的选择结果，其代表所 有测试风速下的结果。图13和图14分别示出升力系数Cl和曳力系数 Cd対迎角a的变化，图15示出升力与曳力之比CL/CD，其为流体动力产 生部件的"效率"度量。结果清楚表明，增设这里所述类型的无源流体喷射涡流发生装置使针 对给定迎角的升力系数在整个正迎角范围内提高了 3%到47%。例用本 发明的教导，发现针对给定迎角的曳力系数在整个正迎角范围内减小了 0.35%到6.7% 。这些结果等同于升力与曳力比增大5-50% 。在最后一组实验中，申请人在具有和不具有这里所述类型的无源流体 喷射涡流发生器的两种情况下研究了整个国产风轮机的性能。申请人选 择的涡轮为由LVM有限公司(Old Oak Close, Arlesey, Bedfordshire SGI5 6XD， United Kingdom)制造的Aero4Gen-F 12伏国产风轮机，并且该涡 轮安装在申请人的工业风洞中。涡轮头改进成结合有发电机线圈的空冷 装置来限制与温度相关的电阻变化。发电机连接到附接于安装塔上的2 欧姆电阻器负载上，从而其由风洞气流冷却。因此，该实验设计成限制 电发热的影响。Aero4Gen-F设计成可巻起(背离迎面而来的风向围绕其垂直轴线旋 转)作为调节转子旋转速度并因此调节功率输出的方式。在申请人的测 试中，Aera4Gen-F被固定从而其不会巻起。这使得转子空气动力的公平 测试得以进行，而不受由于巻起造成的干扰。对Aero4Gen风轮机以其未加改进的净叶片和具有结合到其翼展方向 的16个无源流体涡流发生装置阵列的相同叶片进行测试。各个无源流体涡流发生装置包括直径为1.5mm的通道，其设置成与局部上表面切面成 30。倾斜角且与迎面而来的自由流风矢量成60°偏斜角(朝向轮毂向内 侧)。射流入口为圆形，具有lmm的倒角，并且该无源流体涡流发生装 置阵列定位成使得上表面上的喷孔位于15%弦长线上。在风速再次下降回到零之前，该实验通过将风洞风速从Om/s稳定地 增加到最大值14m/s来进行。在15秒之后，每当风速变化之后，对风洞 风速、涡轮转速和来自涡轮发电机的电功率输出都进行测量并记录以获 得稳定的状态条件。图16中绘出了结果功率曲线(产生的电功率对风速)。现在参照图16，当风速从Om/s增加时，具有净叶片的风轮机在约 4.4m/s的(切入)风速时开始转动，而具有结合有无源流体喷射涡流发 生装置的叶片的涡轮在3.8m/s时开始转动。这证明申请人的无源流体喷 射涡流发生装置可在更低的风速下提供电功率输出。图16还表明对于达约11m/s的给定风速，对于该指定风轮机，无源 流体喷射涡流发生装置的使用始终提供显著增大的功率输出。例如，在 8m/s的风速下，具有结合有无源流体喷射涡流发生装置的叶片的涡轮与 具有净叶片的涡轮相比较功率输出增大了 40%，并且在风速为11m/s时， 功率输出不止翻倍。该增大的功率输出是由于在更低的风速下无源流体喷射涡流发生装 置的失速抑制效果。在获得最大功率输出的更高风速下，增大的转速使 叶片上表面边界层重新附着，从而净叶片和改进叶片都同样运作。图16的一个重要特征在于，当风速从零增加时，涡轮的功率输出沿 着与风速从最大值减小时不同的路径。可看到功率输出中的不连续跳跃 在风速增大和风速减小路径上位于不同风速处。这些是因为在更低转速 下出现边界层分离，而其在更高转速下重新附着。可以看出，无源流体 喷射涡流发生装置通过增大的风速促进了功率输出的更早跳跃，因为其 能够使分离的边界层在更低的风速下重新附着。另外，还可看出在风速 减小时无源流体喷射涡流发生装置有助于维持附着的边界层，这通过与 净叶片结果相比功率输出迟后下降表示。总起来说，已经清楚地证明无源流体喷射涡流发生装置可减小典型的国产风轮机的切入风速，并显著提高其发电能力。从前述明显可知，本发明的教导提供了一种有效的装置，其在不会不 利地增大流体动力产生元件的曳力的情况下提高其性能。对本领域技术人员来说清楚的是,尽管这里描述了本发明的某些当前 优选的实施方式，但是本发明的范围不限制于这些实施方式。可在不背 离由所附权利要求限定的本发明的精神和范围的情况下对这里描述的示 例性实施方式作出多种改进和修改。
权利要求
1.一种用于产生流体动力的元件(11)，该元件(11)包括第一表面(13)和第二表面(15)，它们从该元件(11)的前缘(17)沿相对方向延伸并在其后缘(18)处汇合而限定出三维主体，该三维主体成形为当以一迎角(α)浸入沿流动方向(U)经过该元件(11)的流体流时产生流体动力，所述第一表面(13)包括流体入口(19)的阵列，所述第二表面(15)包括相对应的流体出口(21)的阵列，各所述入口(19)均通过流体管道(23)与所述出口(21)流体连通，所述流体管道的至少一部分与所述第二表面(15)在所述出口(21)附近的切平面(Y-Y)成一倾斜角(θ)，并与所述流体流动方向(U)成一偏斜角()，该布置使得所述元件(11)在使用中可操作以产生在所述前缘(17)下游靠近所述第一表面(13)的相对较高的流体压力区以及在所述前缘(17)下游靠近所述第二表面(15)的相对较低的流体压力区，并且来自所述相对较高的流体压力区的流体能够流入所述流体入口(19)经所述流体管道(23)从所述流体出口(21)流出而流入所述相对较低的压力区，从而产生流体涡流，所述流体涡流重新激励所述低压力区，从而延迟边界层与所述第二表面(15)分离。
2. 根据权利要求1所述的元件，其中，所述入口 (19)具有比所述 出口 (21)更大的横截面积，并且所述流体管道(23)从所述入口 (19) 到所述出口 (21)横截面积减小，以使从其流过的流体加速。
3. 根据权利要求1或2所述的元件，其中，所述倾斜角(e)在约 15。到45。之间，优选约30°。
4. 根据权利要求1到3中任一所述的元件，其中，所述偏斜角(cp) 在约30。到90。之间，优选在60。到70。之间。
5. 根据权利要求4所述的元件，其中，所述偏斜角沿背离元件顶端 的内侧方向。
6. 根据前述权利要求中任一项所述的元件，其中，所述元件具有长 度，并且所述出口阵列(39; 43; 49)沿着沿该元件(11)的长度的翼展方向线(J-J)布置。
7. 根据权利要求6所述的元件，其中，在沿所述长度的离散位置处， 所述前缘(17)和所述翼展方向线(J-J)之间的距离(x)与对应于所述 元件(11)宽度的距离(C)之比沿该元件的长度基本恒定。
8. 根据权利要求7所述的元件，其中所述比(x/C)大于零而小于0,4。
9. 根据权利要求8所述的元件，其中，所述比(x/C)在约0.1到0.3 之间。
10. 根据前述权利要求中任一项所述的元件，其中，所述流体以多 个流体射流的形式流出所述出口 。
11. 根据权利要求10所述的元件，其中，相应对的入口、出口和管 道布置成使得从它们出射的流体射流形成反向旋转的流体涡流。
12. 根据权利要求10所述的元件，其中，所述入口、出口和管道布 置成使得从它们出射的流体射流形成同向旋转的流体涡流。
13. 根据前述权利要求中任一项所述的元件，其中，所述入口、出 口和所述管道具有圆形、椭圆形、方形或矩形横截面。
14. 根据权利要求13所述的元件，其中，所述入口、出口和所述管 道具有圆形横截面，并且相邻的出口以基本上等于每一出口直径的6到 IO倍的距离(AL)间隔开。
15. 根据权利要求13或14所述的元件，其中，所述入口、出口和 管道具有圆形横截面，并且每一出口的直径基本上等于局部未扰动边界 层厚的高度的约0.5至ljl.0倍。
16. 根据权利要求13所述的元件，其中，所述入口、出口和管道具 有方形或矩形横截面，并且相邻的出口以基本上等于每一所述出口的最 长边的6到10倍的距离(AL)间隔开。
17. 根据权利要求13或14所述的元件，其中，所述入口、出口和 管道具有方形或矩形横截面，并且每一出口的宽度或最长边基本上等于 局部未扰动边界层厚的高度的约0.5到1.0倍。
18. 根据前述权利要求中任一项所述的元件，其中，所述元件具有长度，并且所述入口定位成与沿所述元件的第一表面(13)的长度的理 论滞止线的位置重合。
19. 根据权利要求18所述的元件，其中，所述滞止线对应于在指定 迎角(a)下所述第一表面(13)上的最大静态流体压力点，在该点处， 所述第二表面(15)上的边界层分离幵始朝所述前缘(17)向上游推进。
20. 根据前述权利要求中任一项所述的元件，其中，所述入口光滑 成型以避免引起边界层分离。
21. 根据前述权利要求中任一项所述的元件，其中，所述管道是基 本笔直的。
22. 根据前述权利要求中任一项所述的元件，其中，所述管道包括 止回阀以防止流体流入所述出口而经过所述管道从所述入口流出。
23. 根据前述权利要求中任一项所述的元件，其中， 一个或多个所 述管道包括涡旋发生器以在从其经过的流体中产生预涡旋。
24. —种机翼或翼型或高升力装置，例如用于固定翼式飞行器的副 翼或缝翼，其包括根据权利要求1到23中任一项所述的元件。
25. —种风轮机，该风轮机包括多个叶片， 一个或多个所述叶片包 括根据权利要求1到23中任一项所述的元件。
26. —种用于例如直升飞机的旋转翼式飞行器的转子叶片，该转子 叶片包括根据权利要求1到23中任一项所述的元件。
27. —种元件，该元件构造成用做固定翼式飞行器的机翼(37)或 翼型、用于风轮机的叶片(41)或用于旋转翼式飞行器的转子叶片(47); 所述元件具有长度和宽度(C)，并包括第一表面(13)和第二表面(15)，它们从该元件(11)的前缘(17) 沿相对方向延伸并在其后缘(18)处汇合而限定出三维主体，该三维主 体成形为当以一迎角(a)浸入沿流动方向(U)经过该元件(11)的流 体流时产生流体动力；所述第一表面(13)包括流体入口 (19)的阵列，该阵列定位成与 沿所述元件的第一表面(13)的长度的理论滞止线重合，所述第二表面(15)包括相对应的流体出口 (21)的阵列，该阵列布置成沿着沿所述元件(11)的长度的翼展方向线(J-J)，在沿所述长度的离散位置处，所述前缘(17)和所述翼展方向线(J-J)之间的距离(x) 与对应于所述元件(11)宽度的距离(C)之比沿该元件的长度基本恒定; 各所述入口 (19)均通过流体管道(23)与所述出口 (21)流体连通， 所述流体管道与所述第二表面(15)在所述出口 (21)附近的切平面(Y-Y) 成在约15°到45。之间的倾斜角(e)，并与所述流体流动方向(U)成在 约3O。到90。之间的偏斜角(9)，所述流体管道从所述入口到所述出口横 截面积减小，以使从其经过的流体加速；该布置使得所述元件(11)在使用中可操作以产生在所述前缘(17) 下游靠近所述第一表面(13)的相对较高的流体压力区以及在所述前缘 (17)下游靠近所述第二表面(15)的相对较低的流体压力区，并且来 自所述相对较高的流体压力区的流体能够流入所述流体入口 (19)经所 述流体管道(23)从所述流体出口 (21)流出而流入所述相对较低的压 力区，从而产生多个同向旋转的流体涡流，所述流体涡流重新激励所述 低压力区，从而延迟边界层与所述第二表面(15)分离。
28. —种液动或气动主体，在使用中其可操作以在所述主体与入射 流体流成一迎角布置时，在第一表面附近产生高流体压力区，并在第二 表面附近产生低流体压力区；所述主体包括多个管道，这些管道相对于 所述流体流倾斜和偏斜，并从所述高压力表面向所述低压力表面延伸， 从而能够形成从所述管道延伸的多个流体射流，以形成流体涡流，所述 流体涡流重新激励所述低压力区，从而延迟边界层与所述低压力表面分 离。
全文摘要
本发明涉及一种用于产生流体动力的元件(11)，该元件(11)包括第一表面(13)和第二表面(15)，它们从该元件(11)的前缘(17)沿相对方向延伸并在其后缘(18)处汇合而限定出三维主体，该三维主体成形为当以一迎角(α)浸入沿流动方向(U)经过该元件(11)的流体流时产生流体动力，第一表面(13)包括流体入口(19)的阵列，第二表面(15)包括相对应的流体出口(21)的阵列，各所述入口(19)均通过流体管道(23)与所述出口(21)流体连通，所述流体管道的至少一部分与所述第二表面(15)在所述出口(21)附近的切平面(Y-Y)成一倾斜角(θ)，并与所述流体流动方向(U)成一偏斜角(φ)，该布置使得元件(11)在使用中可操作以产生在所述前缘(17)下游靠近所述第一表面(13)的相对较高的流体压力区以及在所述前缘(17)下游靠近所述第二表面(15)的相对较低的流体压力区，并且来自所述相对较高的流体压力区的流体能够流入所述流体入口(19)经所述流体管道(23)从所述流体出口(21)流出而流入所述相对较低的压力区，从而产生流体涡流，所述流体涡流重新激励所述低压力区，从而延迟边界层与所述第二表面(15)分离。
文档编号B64C23/06GK101258071SQ200680029269
公开日2008年9月3日 申请日期2006年7月13日 优先权日2005年7月13日
发明者瓦希克·霍达格里安, 西蒙·安德鲁·普林斯 申请人:城市大学