[发明专利]一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型及其控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及翼型空气动力学领域，具体涉及一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型及其控制方法。

背景技术

随着空气动力学的不断发展，翼型逐渐广泛应用于航空航天、军工、风力发电等领域。但翼型在大范围流动分离下会出现翼型的升阻比急剧降低、翼型的气动参数波动剧烈以及流场复杂等缺点。

现有技术中也有解决上述问题的技术方案，例如：(1)一种通过驻涡控制流动失速的风力机叶片翼型，该翼型对修型起始点与翼型后缘点之间的翼型进行修型，并形成凹坑，在翼型后缘处安装有Gurney襟翼。该驻涡对翼型上表面的流动现成强烈诱导作用，即使翼型出现大分离涡，分离涡也不会在翼型上表面很大范围上振荡，减小了分离涡脱落引起的非定常载荷，减轻了结构破坏的风险。(2)基于鸟类羽翼仿生水平轴风力机叶片，该叶片在吸力面上排布有柔性气动弹片，在较大攻角工况时背风端弹片因受流动分离产生的压力差自动向壁面外抬起，从而抑制流动分离。

但是，现有技术中的方案还存在不足之处：方案(1)的翼型设计较繁杂；另外，翼型整体结构变化巨大；此外，翼型形线变化过程中涉及很多复杂参数。方案(2)的叶片所需数量多，制造成本高且工艺复杂；另外，叶片表面弹片始终改变翼型原有形线，使低攻角下叶片气动性能降低。

发明内容

本发明是为了解决上述问题而进行的，目的在于提供一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型。

本发明提供了一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型，具有这样的特征，包括翼型，该翼型的吸力面设置有凹形槽；以及翼片，为曲面板，设置在所述凹形槽内，所述翼片的一端与所述凹形槽的前端转动连接，其中，所述凹形槽与所述翼片匹配，所述翼片贴附时在所述凹形槽内，使所述翼型的轮廓线与设置所述翼片之前的翼型的轮廓线重合。

在本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型中，还可以具有这样的特征：其中，转动连接的转动轴心与翼型前缘点的距离为翼型的弦长的10％～50％。

在本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型中，还可以具有这样的特征：其中，转动连接的转动轴心与翼型前缘点的距离为翼型的弦长的10％～30％。

在本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型中，还可以具有这样的特征：其中，翼片的长度为翼型的弦长的15％～50％。

本发明还提供了一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型的控制方法，具有这样的特征，其中，翼片的长度为翼型的弦长的25％～40％。

本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型还可以具有这样的特征，包括：翼片的厚度为翼型的弦长的1％～10％。

本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型还可以具有这样的特征，其中，翼片的厚度为翼型的弦长的5％。

本发明提供的一种利用翼片改善大范围流动分离的翼型的控制方法，其特征在于，包括：通过被动控制方法控制翼片转动并升起，被动控制方法为遵循胡克定理的自适应变形的被动控制方法。

发明的作用与效果

根据本发明所涉及的利用翼片改善大范围流动分离的翼型，因为该翼型具有一个不改变翼型的原始形线且与吸力面靠近前缘处转动连接的翼片,该翼片在发生大范围流动分离时脱离翼型的吸力面而抬起，能改变翼型吸力面的绕流曲率以及逆压梯度，所以抑制了翼型大范围流动分离。本发明的翼型设计简单、制造成本低而且安装方便；另外，在翼片贴附翼型时，翼型整体结构无变化，不改变翼型原有形线，保持低攻角下翼型的良好气动性能。

本发明针对易发生流动分离的翼型吸力面进行优化设计，将翼片布置在翼型吸力面靠近前缘处，通过改变吸力面绕流曲率和逆压梯度的方法来达到抑制翼型大范围流动分离的目的。本发明通过如下措施来达到该目的：

本发明专利在原始翼型的吸力面上布置单个翼片，当翼型发生大范围流动分离时，翼片脱离翼型吸力面抬起，改变翼型吸力面绕流曲率及逆压梯度，从而达到抑制翼片大范围流动分离的目的。

进一步，在未发生流动分离时翼片可完全贴附于翼型表面且不改变翼型原始形线，使翼片不降低原始翼型本身气动性能；根据数值计算结果，当翼片尺寸确定时，其改善翼型气动性能的最佳翼片角度与翼型攻角近似成一次线性关系，使主动控制与被动控制均更易用于本方法。

附图说明

图1是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型的结构示意图；

图2是本发明的实施例中的利用翼片改善大范围流动分离的翼型在发生大范围流动分离时翼片抬起的示意图；