一種涵道風扇唇口充氣氣囊及其流動分離控制方法

一種涵道風扇唇口充氣氣囊及其流動分離控制方法
【專利摘要】一種涵道風扇唇口充氣氣囊及其流動分離控制方法。所述涵道風扇唇口充氣氣囊由涵道風扇的涵道體和三段橡膠薄膜組成；所述的涵道體為涵道風扇的一部分，所述三段橡膠薄膜均附著在所述涵道體迎風面上，組成了涵道風扇唇口充氣單元和整流單元。其中充氣單元為密封設計，充氣單元可以進行充放氣；整流單元與大氣相通，不僅能改變充氣單元的外形，還能起到整流的作用；氣囊放氣后在自身張力的作用下能緊貼在涵道風扇的涵道體上，不改變涵道風扇原始外形。數值模擬證明，安裝唇口充氣氣囊后，涵道風扇的拉力更大，并且所需的螺旋槳扭矩更小，提高了涵道風扇在大迎角飛行時的工作效率。
【專利說明】
一種涵道風扇唇口充氣氣囊及其流動分離控制方法
技術領域
[0001]本發明涉及主動流動控制技術領域，具體為一種涵道風扇唇口充氣氣囊及其流動分離控制方法。
【背景技術】
[0002]垂直起降飛行器因對起降條件要求低而得到了廣泛的研究和應用，美國擁有眾多型號的直升機和先進的V-22傾轉旋翼飛行器等垂直起降飛行器。在軍用方面:在新時代國防，2011(12):1-8.中，李耐和在《美軍下一次戰爭需要的10項關鍵技術[J]》中提到通過伊拉克戰爭和阿富汗戰爭，美國對發展垂直起降飛行器有了更深層的體會和認識，將能夠適應復雜地形環境的垂直起降飛行器列為美軍十大未來關鍵裝備的第一項。在新時代國防，2012(4):20-24.《國外重型運輸直升機發展動向[J]》中，黃毅指出美國在大力發展垂直起降飛行器的同時仍然將大型直升機作為發展重點之一。在民用方面:垂直起降飛行器在復雜地形環境執行任務、地震救災、邊遠地區急救、緩解城市地面交通等方面具有很大的應用前景。
[0003]垂直起降飛行器按照動力方式大致可分為旋翼類飛行器、噴氣發動機推力轉向飛機、傾轉旋翼飛機、尾座式螺旋槳動力飛行器、涵道風扇動力飛行器，此外還有涵道風扇與矢量噴管聯合應用的飛機，以及其他特殊概念飛行器。其中，涵道風扇是指被涵道體包圍的風扇系統。在《涵道螺旋槳與孤立螺旋槳氣動特性的數值模擬對比》.航空動力學報，26
(12):2820-2825,2011.中，許和勇等利用數值模擬方法研究得出，與孤立螺旋槳相比，涵道螺旋槳的主要優點是氣動效率高、安全性能好，常用作垂直起降飛行器和低速小型飛機的動力系統;涵道螺旋槳工作時，螺旋槳與涵道之間相互影響；首先，涵道的存在使得螺旋槳的滑流場發生改變，降低了螺旋槳的槳尖損失，從而在一定程度上提高了螺旋槳的氣動效率;其次，螺旋槳吸流在涵道唇口處產生繞流，形成低壓區，使涵道產生附加拉力，涵道壁上的拉力最大可達總拉力的60%左右。
[0004]當涵道風扇作為垂直起降飛行器的動力系統時，只需通過傾轉涵道風扇即可實現飛行器的垂直起降、懸停和空中飛行。在飛行器垂直起飛時，涵道風扇與地面垂直產生垂直向上的升力，使飛行器垂直起飛并在空中懸停，然后通過傾轉涵道風扇產生向前的推力使飛行器加速前飛，直到飛行器的升力面產生足夠的升力后涵道風扇傾轉至與水平。在《傾轉涵道傾轉過渡階段的非定常氣動力》.航空動力學報，30(1):155-163,2005.中，楊磊等用數值模擬方法研究得出涵道風扇在由高速小迎角傾轉至低速大迎角過程時會在涵道體唇口處發生流動分離使涵道風扇的推力減小，降低工作效率，降低飛行器的有效載荷。
[0005]為了解決上述問題，科研工作者和工程師想出了多種辦法來提高涵道風扇在大迎角飛行時的工作效率。在《Improving Ducted Fan UAV Aerodynamics in ForwardFlight》.46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,7-10January 2008,Reno1Nevada.中，Will Graf等提出一種方法是通過精心設計的涵道體唇口前緣半徑和曲率變化來減小流動分離，以到達涵道風扇在大迎角飛行時減小涵道風扇流動分離的目的，進而提尚其工作效率。
[0006]在申請號為CN201010515951.4的發明創造中公開了一種唇口及擴散角可變式高效涵道。該發明所述涵道采用柔性涵道壁材料，在涵道壁外側上端和下端固定有至少一道作動筒，作動筒另一端連接在定位臺架上。在涵道的擴散口上方側壁安裝數值傳感器，用于感知氣流是否因出口擴散角增大而發生了分離，并將傳感器信號反饋給EClKElectronicControl Unit，電子控制單元)。涵道內壁部分區域或全部具備凹坑形貌。凹坑形貌可以為微電子機械系統組成的可調凹坑軟貼片。該發明所述涵道可實時調節唇口和尾部擴散角，不僅可提高涵道螺旋槳的效率，而且能夠在不改變其它控制條件的情況下改變涵道拉力，提高控制的準確性，減小飛行器控制中的耦合作用。但是該項發明中存在結構重量大、機構復雜、控制難度大的問題。
[0007]發明的內容
[0008]為克服現有技術中涵道風扇在大迎角飛行時工作效率低、有效載荷小、流動控制機構復雜、結構重量大的問題，本發明提出了一種涵道風扇唇口充氣氣囊及其流動分離控制方法。
[0009]本發明所述涵道風扇唇口充氣氣囊由涵道風扇的涵道體和橡膠薄膜組成;所述的涵道體為涵道風扇的一部分，所述的橡膠薄膜有第一橡膠薄膜、二橡膠薄膜和第三橡膠薄膜;所述第一橡膠薄膜、二橡膠薄膜和第三橡膠薄膜均附著在所述涵道體迎風面上，組成了涵道風扇唇口充氣單元和整流單元。所述充氣單元位于涵道體唇口上，其外形呈封閉的圓弧狀，是將第一橡膠薄膜和第二橡膠薄膜附著在涵道體上組成，用于實現涵道風扇唇口充氣氣囊的充氣和放氣。所述整流單元是將第三橡膠薄膜的一端與所述充氣單元中第一橡膠薄膜與第二橡膠薄膜拼接處粘接，將該第三橡膠薄膜的另一端與所述涵道體殼體粘接，形成了所述整流單元。所述各橡膠薄膜未充氣時的厚度為0.5毫米。
[0010]所述第一橡膠薄膜位于所述充氣單元的前端，所述第二橡膠薄膜位于所述充氣單元的后端;將第一橡膠薄膜與第二橡膠薄膜拼接后粘接在涵道體上形成了所述的充氣單
J L ο
[0011]所述整流單元所述第三橡膠薄膜在涵道風扇垂直對稱面位置處的的軸向長度最大，與所述涵道體的連接點距該涵道體前端的距離為該涵道體軸向長度的1/2。所述第三橡膠薄膜逐漸向兩側圓滑過渡，直至兩個末端處的軸向長度為零;所述第三橡膠薄膜兩個末端處與所述充氣單元的兩端粘接。
[0012]所述第一橡膠薄膜和第二橡膠薄膜的彈性模量相同，第三橡膠薄膜的彈性模量為第一橡膠薄膜彈性模量的20倍。
[0013]在所述充氣單元的前端有充氣單元充氣口，該充氣單元充氣口通過管道與安裝在飛行器內的高壓氣罐相連，并設有進氣閥門。在所述充氣單元的前端還有前充氣單元放氣口 ；在所述涵道體的后緣處有后充氣單元放氣口。所述前充氣單元放氣口與后充氣單元放氣口之間通過管道相連，并設有放氣閥門。壓強傳感器位于所述充氣單元的前端，被安放在所述涵道體內。
[0014]在所述涵道體上固定有整流單元前進出氣口，在所述涵道體后緣外表面固定有整流單元后進出氣口；所述整流單元前進出氣口與整流單元后進出氣口之間通過管道連接，使空氣能夠自由進出，從而使唇口充氣氣囊的整流單元與大氣相通，以改變充氣單元的外形，并能夠起到整流的作用。
[0015]本發明提出的利用所述涵道風扇唇口充氣氣囊進行流動分離控制的具體步驟為:
[0016]步驟1:確定涵道風扇當前時刻的來流迎角。通過涵道風扇飛行器的機載設備測量涵道風扇的來流迎角，得到涵道風扇當前時刻的來流迎角。
[0017]步驟2:當測得的來流迎角超過50°時，通過充氣單元充氣口向所述充氣單元進行充氣。
[0018]步驟3:通過安裝在涵道體內的壓強傳感器測量充氣單元內的壓強；當壓強達到2個大氣壓時，關閉進氣閥門，停止向充氣單元內充氣，得到完全充氣后的涵道風扇唇口充氣氣囊外形。
[0019]步驟4:當機載設備測得迎角小于50°時，充氣單元內的高壓氣體通過放氣口、管道和放氣口排放到大氣中，隨著氣囊逐漸變小，最后唇口充氣氣囊在自身張力的作用下緊貼在涵道風扇的涵道體上，涵道風扇恢復到原始外形。
[0020]本發明中所用的涵道風扇原始幾何外形是1962年NASA TN D-995技術簡報中對涵道風扇進行有迎角飛行狀態的風洞實驗模型。
[0021]本發明所提出的涵道風扇唇口充氣氣囊的剖面結構分為充氣單元和整流單元兩部分，由三段橡膠薄膜和涵道體共同組成;其中充氣單元為密封設計，充氣單元可以進行充放氣;整流單元與大氣相通，不僅能改變充氣單元的外形，還能起到整流的作用;氣囊放氣后在自身張力的作用下能緊貼在涵道風扇的涵道體上，不改變涵道風扇原始外形。
[0022]根據涵道風扇在大迎角飛行中來流的特點，唇口充氣氣囊只布置在所述涵道體迎風面上，在涵道風扇垂直對稱面位置處的整流單元軸向長度最大，然后逐漸變短，到涵道風扇水平對稱面后為O。采用膠結方式將唇口充氣氣囊連接到涵道風扇的涵道體上。
[0023]通過向涵道風扇唇口充氣氣囊內充氣來改變涵道體唇口處外形，使唇口處曲率半徑變大，減小流動的逆壓梯度，抑制流動分離。
[0024]本發明取得的有益效果為:
[0025]經數值模擬得，原外形涵道體拉力為55.175N，螺旋槳拉力為47.146N，螺旋槳扭矩為3.81N.M。帶唇口充氣氣囊的涵道體拉力為84.130N，螺旋槳拉力為39.444N，螺旋槳扭矩為3.62Ν.Μ。由此可以看出，安裝唇口充氣氣囊后，涵道風扇的拉力更大，并且所需的螺旋槳扭矩更小，提高了涵道風扇在大迎角飛行時的工作效率。
[0026]圖7?9分別給出了涵道風扇來流迎角為50°、來流速度為30.48m/s時，原始外形與帶唇口充氣氣囊外形的中垂面切片平面的流線圖以及空間流線圖，可以明顯看出:(I)原始外形在唇口部位流動分離，然后發展成由槳葉經過所誘導產生的小范圍渦，最后發展成大范圍的分離流動區域;涵道體唇口處流速低，涵道體拉力小，導致涵道風扇的拉力下降；(2)帶唇口充氣氣囊的流動非常平滑。因為，與原始外形相比，唇口充氣氣囊在充氣后變大使涵道體唇口的前緣變徑變大，流動的逆壓梯度變小，使邊界層流動始終是附著狀態，唇口處流速快，涵道體拉力大，導致涵道風扇的拉力更大。
【附圖說明】
[0027]圖1是唇口充氣氣囊完全充氣后的涵道風扇正視圖。
[0028]圖2是圖1的A-A視圖。
[0029]圖3是唇口充氣氣囊完全充氣后的正視圖。
[0030]圖4是唇口充氣氣囊完全充氣后的涵道風扇側視圖。
[0031 ]圖5是唇口充氣氣囊完全充氣后的涵道風扇俯視圖。
[0032]圖6是唇口充氣氣囊完全充氣后的涵道風扇的側向三維圖。
[0033]圖7是來流迎角為50°時的涵道中垂面切片平面流線圖；其中，圖7a是原始外形，圖7b是帶唇口充氣氣囊外形。
[0034]圖8是來流迎角為50°時的涵道中垂面附近的空間流線前視圖；其中，圖8a是原始外形，圖8b是帶唇口充氣氣囊外形。
[0035]圖9是來流迎角為50°時的涵道中垂面附近的空間流線三維圖；其中，圖9a是原始外形，圖9b是帶唇口充氣氣囊外形。
[0036]圖10是涵道風扇唇口充氣氣囊外形變化剖面示意圖。圖中:
[0037]1.充氣單元;2.整流單元;3.涵道體;4.第一橡膠薄膜;5.第二橡膠薄膜;6.充氣單元充氣口； 7.前充氣單元放氣口； 8.后充氣單元放氣口； 9.第三橡膠薄膜;10.整流單元前進出氣口； 11.整流單元后進出氣口； 12.壓強傳感器;13.連接桿;14.涵道體唇口； 15.槳轂。
【具體實施方式】
[0038]本實施例是一種涵道風扇唇口充氣氣囊及其流動分離控制方法。
[0039]本實施例所用的涵道風扇原始幾何外形是1962年NASATN D-995技術簡報中對涵道風扇進行有迎角飛行狀態的風洞實驗模型。該模型的涵道體弦長261.9mm，槳葉直徑381.0mm，涵道最大外徑464.3mm，涵道出口直徑429.3mm，槳轂直徑109.2mm，槳葉所用翼型為NACA6412，由鋁合金制成。
[0040]圖2給出了本實施例所提出的涵道風扇唇口充氣氣囊裝置的剖面結構圖。唇口充氣氣囊由涵道風扇的涵道體3和三段橡膠薄膜組成;所述的涵道體為涵道風扇的一部分，其中的三段橡膠薄膜附著在所述涵道體迎風面上，組成了涵道風扇唇口充氣單元I和整流單元2。所述的涵道體迎風面是指當涵道風扇與來流有迎角時，面對來流的一側稱為涵道體迎風面。在未充氣時橡膠薄膜的厚度為0.5毫米。
[0041]所述充氣單元位于涵道體唇口上，其外形呈封閉的圓弧狀。所述充氣單元I是將第一橡膠薄膜4和第二橡膠薄膜5附著在涵道體3上組成，用于實現涵道風扇唇口充氣氣囊的充氣和放氣。所述第一橡膠薄膜4位于所述充氣單元的前端，所述第二橡膠薄膜5位于所述充氣單元的后端;將第一橡膠薄膜與第二橡膠薄膜拼接后粘接在涵道體上形成了所述的充氣單元。第一橡膠薄膜4和第二橡膠薄膜5的彈性模量相同，第三橡膠薄膜9的彈性模量為第一橡膠薄膜4彈性模量的20倍。
[0042]在所述充氣單元的前端有充氣單元充氣口 6，該充氣單元充氣口通過管道與安裝在飛行器內的高壓氣罐相連，并設有進氣閥門。在所述充氣單元的前端還有前充氣單元放氣口 7;在所述涵道體的后緣處有后充氣單元放氣口 8。所述前充氣單元放氣口 7與后充氣單元放氣口 8之間通過管道相連，并設有放氣閥門。壓強傳感器12位于所述充氣單元的前端，被安放在所述涵道體3上。
[0043]所述整流單元2是將第三橡膠薄膜9附著在涵道體3上組成。具體是將第三橡膠薄膜的一端與所述充氣單元中第一橡膠薄膜與第二橡膠薄膜拼接處粘接，將該第三橡膠薄膜的另一端與所述涵道體殼體粘接，形成了所述整流單元。第三橡膠薄膜9在涵道風扇垂直對稱面位置處的的軸向長度最大，與所述涵道體的連接點距該涵道體前端的距離為該涵道體軸向長度的1/2。所述第三橡膠薄膜逐漸向兩側圓滑過渡，直至兩個末端處的軸向長度為零;所述第三橡膠薄膜兩個末端處與所述充氣單元的兩端粘接。
[0044]在所述涵道體上固定有整流單元前進出氣口10，在所述涵道體后緣外表面固定有整流單元后進出氣口 11;所述整流單元前進出氣口與整流單元后進出氣口之間通過管道連接，使空氣能夠自由進出，從而使唇口充氣氣囊的整流單元與大氣相通，以改變充氣單元的外形，并能夠起到整流的作用。
[0045]在通過本實施例所述涵道風扇唇口充氣氣囊實現涵道風扇流動分離控制的具體步驟為:
[0046]步驟1:確定涵道風扇當前時刻的來流迎角。通過涵道風扇飛行器的機載設備測量涵道風扇的來流迎角，得到涵道風扇當前時刻的來流迎角。
[0047]步驟2:當測得的來流迎角超過50°時，由機載設備發出信號，通過機械裝置打開飛行器上高壓氣罐的閥門，使高壓氣體通過管道和充氣單元充氣口 6向涵道風扇唇口充氣氣囊的充氣單元I進行充氣;所述高壓氣罐為10個大氣壓。在高壓氣體的作用下唇口充氣氣囊的充氣單元I逐漸變大。涵道風扇唇口充氣氣囊在膨脹過程中的剖面形狀變化如圖10所示。
[0048]步驟3:通過安裝在涵道體內的壓強傳感器12測量充氣單元內的壓強，當壓強達到2個大氣壓時，通過機械裝置關閉進氣閥門，停止向充氣單元內充氣，得到完全充氣后的涵道風扇唇口充氣氣囊外形。由于整流單元2的兩端分別有整流單元前進出氣口 10和整流單元后進出氣口 11，使該整流單元與大氣相同，通過整流單元的橡膠薄膜9改變充氣單元外形并實現整流。
[0049]步驟4:當機載設備測得迎角小于50°時，由機載設備發出信號，通過機械裝置打開唇口充氣氣囊充氣單元的放氣閥門，充氣單元內的高壓氣體通過放氣口 7、管道和放氣口 8排放到大氣中，隨著氣囊逐漸變小，最后唇口充氣氣囊在自身張力的作用下緊貼在涵道風扇的涵道體上，涵道風扇恢復到原始外形。
[0050]本實施例中計算了來流為30.48m/s、迎角為50°時的帶唇口充氣氣囊的涵道風扇和原始外形涵道風扇的氣動力，證明了該流動控制方法的有效性。
【主權項】
1.一種涵道風扇唇口充氣氣囊，其特征在于，唇口充氣氣囊由涵道風扇的涵道體和橡膠薄膜組成;所述的涵道體為涵道風扇的一部分，所述的橡膠薄膜有第一橡膠薄膜、二橡膠薄膜和第三橡膠薄膜;所述第一橡膠薄膜、二橡膠薄膜和第三橡膠薄膜均附著在所述涵道體迎風面上，組成了涵道風扇唇口充氣單元和整流單元;所述充氣單元位于涵道體唇口上，其外形呈封閉的圓弧狀，是將第一橡膠薄膜和第二橡膠薄膜附著在涵道體上組成，用于實現涵道風扇唇口充氣氣囊的充氣和放氣;所述整流單元是將第三橡膠薄膜的一端與所述充氣單元中第一橡膠薄膜與第二橡膠薄膜拼接處粘接，將該第三橡膠薄膜的另一端與所述涵道體殼體粘接，形成了所述整流單元;所述各橡膠薄膜未充氣時的厚度為0.5毫米。2.如權利要求1所述涵道風扇唇口充氣氣囊，其特征在于，所述第一橡膠薄膜位于所述充氣單元的前端，所述第二橡膠薄膜位于所述充氣單元的后端;將第一橡膠薄膜與第二橡膠薄膜拼接后粘接在涵道體上形成了所述的充氣單元。3.如權利要求1所述涵道風扇唇口充氣氣囊，其特征在于，所述整流單元所述第三橡膠薄膜在涵道風扇垂直對稱面位置處的的軸向長度最大，與所述涵道體的連接點距該涵道體前端的距離為該涵道體軸向長度的1/2;所述第三橡膠薄膜逐漸向兩側圓滑過渡，直至兩個末端處的軸向長度為零;所述第三橡膠薄膜兩個末端處與所述充氣單元的兩端粘接。4.如權利要求1所述涵道風扇唇口充氣氣囊，其特征在于，所述第一橡膠薄膜和第二橡膠薄膜的彈性模量相同，第三橡膠薄膜的彈性模量為第一橡膠薄膜彈性模量的20倍。5.如權利要求1所述涵道風扇唇口充氣氣囊，其特征在于，在所述充氣單元的前端有充氣單元充氣口，該充氣單元充氣口通過管道與安裝在飛行器內的高壓氣罐相連，并設有進氣閥門；在所述充氣單元的前端還有前充氣單元放氣口；在所述涵道體的后緣處有后充氣單元放氣口 ；所述前充氣單元放氣口與后充氣單元放氣口之間通過管道相連，并設有放氣閥門；壓強傳感器位于所述充氣單元的前端，被安放在所述涵道體內。6.如權利要求1所述涵道風扇唇口充氣氣囊，其特征在于，在所述涵道體上固定有整流單元前進出氣口，在所述涵道體后緣外表面固定有整流單元后進出氣口；所述整流單元前進出氣口與整流單元后進出氣口之間通過管道連接，使空氣能夠自由進出，從而使唇口充氣氣囊的整流單元與大氣相通，以改變充氣單元的外形，并能夠起到整流的作用。7.一種利用權利要求1所述涵道風扇唇口充氣氣囊進行流動分離控制的方法，其特征在于，具體步驟為: 步驟1:確定涵道風扇當前時刻的來流迎角;通過涵道風扇飛行器的機載設備測量涵道風扇的來流迎角，得到涵道風扇當前時刻的來流迎角； 步驟2:當測得的來流迎角超過50°時，通過充氣單元充氣口向所述充氣單元進行充氣； 步驟3:通過安裝在涵道體內的壓強傳感器測量充氣單元內的壓強；當壓強達到2個大氣壓時，關閉進氣閥門，停止向充氣單元內充氣，得到完全充氣后的涵道風扇唇口充氣氣囊外形； 步驟4:當機載設備測得迎角小于50°時，充氣單元內的高壓氣體通過放氣口、管道和放氣口排放到大氣中，隨著氣囊逐漸變小，最后唇口充氣氣囊在自身張力的作用下緊貼在涵道風扇的涵道體上，涵道風扇恢復到原始外形。
【文檔編號】B64C11/00GK105966601SQ201610422444
【公開日】2016年9月28日
【申請日】2016年6月14日
【發明人】許和勇, 邢世龍, 楊慧強, 喬晨亮, 葉正寅
【申請人】西北工業大學