專利名稱：流體流動所圍繞的表面上的邊界層區(qū)域中的摩擦損失的降低的制作方法
技術領域：
本發(fā)明總體上涉及用于減少流體流動所繞表面上的邊界層區(qū)域中 摩擦損失的實現(xiàn)方案。本發(fā)明特別涉及空氣動力繞流體，其具有多個噴 嘴，用于以自調節(jié)的方式對通過噴嘴抽吸去除的流體流進行節(jié)流。本發(fā) 明還涉及配置有這種抽吸系統(tǒng)的飛行器。最后，本發(fā)明涉及多個上述節(jié) 流噴嘴的使用以減少流體流動所繞表面上的摩擦損失。在本發(fā)明的內容中，術語空氣動力繞流體本質上是指飛行器的部 件，所述部件由于空氣圍繞它們流動的原因而分別承受動力提升作用力 和飛行中的抽吸力。該空氣動力繞流體尤其包括空氣動力繞流體組中的 空氣動力繞流體，其包括機身、機翼、升降舵裝置、方向舵裝置和發(fā)動 機整流罩。
背景技術：
當流體圍繞一表面流動時，在流體流動所繞表面上的邊界層區(qū)域中 通常會產生摩擦損失。由流體在硬質基體表面上流動所形成的邊界層的 相應類型(層流型或紊流型)會顯著影響相關的流動阻力和摩擦損失 當形成層流邊界層時，在流體流動所繞的基體表面上會直接產生較低的 相對速度，其中，如圖la所示，所產生的摩擦力也較低。但是，紊流 邊界層的形成在流體流動所繞的基體表面上直接導致較高的相對速度， 其中，這些相對速度大致對應于所述邊界層之外的基體表面上流體的速 度，從而產生如圖lc中圖解顯示的相應高摩擦力。這種類型的摩擦損失自然是人們不希望的，在航空和宇航工程領 域，人們試圖通過將邊界層穩(wěn)定在層流范圍內而將飛行器表面特別是機 翼上的摩擦損失保持盡量低。例如，根據(jù)針對該問題的一種方法，通過 圖lb示意性顯示的抽吸方式而以平面方式從邊界層去除適當?shù)捏w積流 體流，來將邊界層一直保持在層流范圍內。在這種情況下，通過抽吸所 去除的流體體積依賴于流動方向中的壓力和升力的分布。這種流體流量 可通過抽吸產生，這例如為流體流動所繞的基體提供微穿孔表面實現(xiàn)， 從而借助于圖2示意性顯示的、布置在微穿孔表面下方的抽吸腔通過抽 吸將適當?shù)捏w積流量除去。但是，通過產生一定體積的抽吸流來實現(xiàn)將邊界層穩(wěn)定在層流的范 圍內具有多種缺點。例如，使抽吸動力適應隨時間而變和/或隨在流動 方向中的位置而變的壓力狀況是不可能的，或者抽吸腔的數(shù)量和/或對 抽吸系統(tǒng)的相應控制需要不合理的支出。因此，利用已知的方式借助于 微穿孔表面產生一定體積的抽吸流來將邊界層穩(wěn)定在層流范圍內的抽 吸會使除去的空氣體積不足或過量。此外，還會橫向于流動方向產生壓力和升力狀態(tài)的變化。但是，迄 今為止的公知方式是通過橫向于流動方向延伸的剛性抽吸腔來產生一 定體積抽吸流體而將邊界層穩(wěn)定在層流范圍內，但是這種方式難于控制這些變化。在圖3中以圖解的方式顯示了在流動方向中及在橫向于流動 方向中產生的這些壓力和升力狀態(tài)的變化，因此不可避免地會通過抽吸 除去非最佳空氣體積或過量空氣體積，這樣就不必要地增大了系統(tǒng)和裝 置成本，例如增大了相應控制成本，這樣又導致額外的不理想的重量以 及生產和操作成本。發(fā)明內容根據(jù)上述與已知方式相關的問題和缺點，本發(fā)明的目的為提供一種 用于將邊界層穩(wěn)定在層流范圍內的方式。所述已知的方式是通過借助于 微穿孔表面和處于微穿孔表面下面的抽吸腔產生一定體積的抽吸流而 將邊界層穩(wěn)定在層流范圍內。本發(fā)明是通過將流體流動所圍繞的空氣動 力繞流體上的適當體積流量抽吸去除而將邊界層穩(wěn)定在層流范圍內，其 中，本發(fā)明的方式最佳且自動將所除去的體積流量連續(xù)調節(jié)至流體流動 所繞基體上隨位置和時間而變化的壓力和升力分布。該目的可通過特別設計的空氣動力繞流體、相應配置的飛行器并利 用多個上述節(jié)流噴嘴來實現(xiàn)。
根據(jù)本發(fā)明的空氣動力繞流體包括在其表面上的多個噴嘴，所述多流進行節(jié)流。這些噴嘴分別包括由入口和出口限定的節(jié)流部。節(jié)流部的 內部構造成使噴嘴的有效流動橫截面以自調節(jié)的方式減小，同時使節(jié)流 部的入口和出口之間的抽吸或壓差由于在節(jié)流部的內壁上所形成紊流 的原因而增大。因此，本發(fā)明的基本概念包括利用在空氣動力繞流體表面上產生 的流體流動狀態(tài)和相關的壓力狀態(tài)與節(jié)流噴嘴相結合，也就是說，利用 如下事實即最低的抽吸力或壓力總是作用在產生最高流速的空氣動力 繞流體表面位置上(用負號標記抽吸)。當這種節(jié)流噴嘴的出口在高流 速區(qū)域中承受的所限定的抽吸力低于(不是非常低于)作用在所述表面 上的抽吸力時，則在噴嘴的節(jié)流部中形成層流體積流體流。相反，在流 速較低的其他區(qū)域中產生更高的抽吸力或壓力(用負號標記抽吸)。在 這種情況下，噴嘴出口處的抽吸力顯著低于空氣動力繞流體表面上的抽 吸力，而使得節(jié)流部上的壓降更高，并在節(jié)流部中產生紊流。噴嘴的有效噴嘴直徑或有效流動截面被減小成在節(jié)流部的內壁上 產生紊流，從而減弱流體穿過噴嘴的無障礙流動。盡管通過抽吸穿過噴 嘴而除去的流體流的流速隨著節(jié)流部的入口和出口之間壓差的升高而 增大，但相比較而言，所產生的紊流的效果更顯著，從而減小了穿過節(jié) 流部的流體體積。如上所述，節(jié)流部入口和出口之間非常小的壓力降或抽吸力降會在 其中導致近似層流流動，而使得流動截面大致對應于節(jié)流部的有效截 面。但是，如果在節(jié)流部的入口和出口之間產生顯著的壓力降，則在節(jié) 流部中產生明顯的紊流狀態(tài)而使節(jié)流部的有效流動截面減小。這樣就可 能使根據(jù)本發(fā)明的節(jié)流噴嘴通過抽吸而在高流速區(qū)域中除去較大體積 的流體流，并因此使紊流邊界層產生高摩擦損失，而在低流速區(qū)域中通 過抽吸去除小體積的流體流，并因此使層流邊界層產生低摩擦損失。因 此，可將通過抽吸所去除的體積流量調整至在不同的操作狀態(tài)下的邊界 層上分別所需的隨位置和時間變化的抽吸。因此，這樣就不再需要供應具有不同直徑的不同噴嘴結構，就如在 本文開始所描述的已知方式那樣，即通過在微穿孔表面上產生一定體積 的抽吸流體流而將邊界層穩(wěn)定在層流范圍內。相反，具有專門設計的內 壁的單個噴嘴結構能夠在任何升力狀態(tài)下通過抽吸始終除去最佳體積 流量。與開始所描述的通過產生一定體積的抽吸流體來將邊界層穩(wěn)定在 層流范圍內的方式相比較，也不再需要提供多個抽吸腔以恒定地確保最 優(yōu)體積的抽吸流體。根據(jù)本發(fā)明的節(jié)流噴嘴可確保通過每個節(jié)流噴嘴的 抽吸始終將表面上的最佳體積流量除去，所述節(jié)流噴嘴只具有布置在流 體流動所繞空氣動力繞流體表面下方的單個腔。所述節(jié)流部以迷宮的形式來實現(xiàn)以確保在噴嘴的節(jié)流部上產生所 需的紊流。這種結構涉及在節(jié)流部上產生所需紊流的內壁的任何結構。節(jié)流部的內壁可為尖緣鋸齒部的形式，例如切制或沖壓在噴嘴壁材料中。還可想到的是選擇能導致紊流產生的其他形狀來取代所述尖緣 鋸齒部的形式以實現(xiàn)節(jié)流部的內壁。例如，可使所述內壁的截面具有弧 形凸起，所述弧形凸起可使穿過其流動的流體產生紊流。節(jié)流部的內壁 也可由本領域的技術人員根據(jù)相應的應用自然地考慮的多種其他方式 來設計。根據(jù)一個具體實施例，上述鋸齒部的截面具有連續(xù)的、重復的凹形 (凹入波形)，從而在這樣形成的凹部中產生相應的紊流。如上所述，鋸齒部可切制在噴嘴壁的材料中。這樣就可沿著節(jié)流部 的內壁將鋸齒部布置成螺旋狀。如上所述，節(jié)流部可切制在布置于第一材料層前面的噴嘴壁中。如 果節(jié)流部與該第一材料層平行延伸且不完全穿過該第一材料層，第一材 料層的兩側覆布第二材料層，所述第二材料層分別布置有相應的開口或 孔以形成節(jié)流部的入口和出口。這些第二材料層可制作得非常薄并由例 如鋁合金制成，所述第二材料層用作第一材料層的覆層，并且其中的一 個第二材料層形成空氣動力繞流體的表面。相比較而言，包含所述節(jié)流部的第一材料層可由諸如金屬、塑料等的任意材料制成。為實現(xiàn)非常理想的抽吸動力，第一材料層的厚度應大致對應于第二 材料層中的開口或孔的孔徑。當然，這些指示只代表大致的指導性意見， 其需要由本領域的技術人員分別適用于相應應用的具體情況。在上述實施例中，所述節(jié)流部延伸到所述第一材料層的平面中并完 全穿透第 一材料層，使得第 一材料層的兩側需要覆布第二材料層以形成
節(jié)流部。但是，如果節(jié)流部不完全穿透第一材料層而是例如接近垂直地 切制在第一材料層中，即切制在空氣動力繞流體中，則可消除覆布費用。由于專門設計的噴嘴布置在空氣動力繞流體表面上，其足以提供只 具有單個抽吸腔的空氣動力繞流體，所述單個抽吸腔使多個節(jié)流噴嘴的出口經(jīng)受抽吸流體。該單個抽吸腔例如可直接布置在空氣動力繞流體表 面下方并承受由適當?shù)谋卯a生的指定的負壓力。在這種情況下，抽吸腔 的抽吸力的決定因素是流體流動所繞基體邊界層中的最低局部壓力，在 該位置處僅需要通過抽吸將指定的體積流量除去。相反，在最初所描述 的產生體積抽吸流體的實現(xiàn)方式中，通常要使其他位置(所述其他位置 的壓力超過局部最低壓力)承受更強的抽吸而不會產生其他有利的邊界 層效果。利用本發(fā)明，可將抽吸系統(tǒng)設計得更有目的性且可設計得更小， 這是因為自調節(jié)流速可防止通過抽吸將過量體積流量除去。如果壓力分 布在飛行過程中產生變化，例如在機翼上和/或在升降舵和方向舵單元 上產生變化，則這種抽吸系統(tǒng)會帶來特別有利的效果。根據(jù)本發(fā)明的另一個方面，利用飛行器來實現(xiàn)本發(fā)明的基本目的，飛行器的外殼至少部分地以具有上述特征的空氣動力繞流體的形式來實現(xiàn)。當然，飛行器上在飛行中承受變化壓力分布的所有部件均可以具有上述特征的空氣動力繞流體的形式來實現(xiàn)。例如，包括機身、機翼、升降舵裝置、方向舵裝置和發(fā)動機整流罩在內的空氣動力繞流體組中的 至少一個空氣動力繞流體可至少部分地以上述空氣動力繞流體的形式來實現(xiàn)。根據(jù)本發(fā)明的另一個方面，通過在空氣動力繞流體的表面中或在飛行器的外殼中使用具有上述特征的多個節(jié)流噴嘴來實現(xiàn)本發(fā)明的基本 目的，以通過具有單個抽吸腔的多個節(jié)流噴嘴的抽吸而從所述表面上除去由節(jié)流噴嘴自調節(jié)的體積流量，從而將流體流動所繞表面上的流體流 的邊界層穩(wěn)定在層流范圍內，以此來降低所述表面或外殼上的摩擦損 失。因此，本發(fā)明可根據(jù)分別隨位置和時間變化的壓力和升力狀態(tài)而提 供所需抽吸力的自調節(jié)。由于這樣消除了根據(jù)相應的主壓力狀態(tài)而提供 多個抽吸腔的需要，本發(fā)明抽吸系統(tǒng)的簡單結構也可以更易于實現(xiàn)的方 式來實現(xiàn)，從而在一定程度上減小重量并降低設備成本。上述的重量降 低也可降低由所用的材料所滿足的要求。由于不再需要具有由鈦制作的
微穿孔表面的噴嘴，利用本發(fā)明所實現(xiàn)的重量降低可將噴嘴布置在如上 所述的具有更高密度的第一材料層(例如由不同的金屬或塑料制成)中。


下面參考附圖對本發(fā)明進行更詳細地描述。在附圖中圖la顯示了流體流動所圍繞表面上的層流速度分布；圖1 b顯示了流體流動所圍繞表面上的抽吸穩(wěn)定的層流速度分布；圖lc顯示了流體流動所圍繞表面上的紊流速度分布；圖2顯示了具有常規(guī)抽吸系統(tǒng)的機翼的橫截面，所述常規(guī)抽吸系統(tǒng) 以微孔和多個抽吸腔為特征；圖3顯示了機翼橫截面以及所述機翼上壓力和升力分布的投影；圖4a示意性地顯示了根據(jù)本發(fā)明的空氣動力繞流體的節(jié)流噴嘴在 低壓差下的流動狀態(tài)；圖4b示意性地顯示了根據(jù)本發(fā)明的空氣動力繞流體的節(jié)流噴嘴在 高壓差下的流動狀態(tài)；以及圖5顯示了優(yōu)選的噴嘴設計。在全部附圖中，同樣或類似的部件采用相同的參考標記來標識。附 圖只是示意性顯示而非真實的尺寸。
具體實施方式
為更好地理解本發(fā)明，下面首先參考附圖la-lc和參考附圖2描述 本發(fā)明的背景和已知的抽吸系統(tǒng)。附圖la-lc顯示了在不同的流動狀 態(tài)下產生的三種不同的速度分布。例如，圖la顯示了具有層流邊界層 的最佳流動分布。依據(jù)該圖，流速從邊界層之外的最大值下降至過渡到 流體流動所繞機翼8處的接近零的值。如圖所示，如果所述速度在過渡 到機翼8處下降至接近為零的值，這就意味著只產生低摩擦損失。相反，圖lc顯示了在機翼8上方的紊流的速度分布。盡管過渡到機 翼8處的速度在這種情況下也下降至接近零的值，但這種下降只發(fā)生在
非?？拷鼨C翼8的位置處，從而在邊界層4的區(qū)域中產生顯著的摩擦損 失。為解決該問題，如圖lb所示，人們經(jīng)常嘗試通過借助于微孔9的 抽吸以平面方式除去適當?shù)捏w積流量，從而將邊界層穩(wěn)定在層流范圍 內。圖2中顯示了這種類型的常規(guī)抽吸系統(tǒng)。人們可確定機翼8包括具 有微穿孔表面的部分，所述微穿孔表面含有多個微孔9。但是，該抽吸 系統(tǒng)的缺陷在于需要布置多個抽吸腔11以除去圍繞機翼8流動的適當 體積流量，其中每個獨立的抽吸腔取決于圖3所顯示的主要升力狀態(tài)。 不管所述多個所需抽吸腔11如何，所述微孔9的直徑需要改變以利用 圖2所示的常規(guī)抽吸系統(tǒng)來實現(xiàn)最佳的效果。但是，例如圖3所示機翼8的流體流動所繞基體上的升力分布不僅 在機翼8的流動方向上變化，而且在圖3的底部視圖中所示的機翼8的 伸展范圍上變化。這種空間上的分布自然也隨時間變化，因此，利用圖 2所示的常規(guī)抽吸系統(tǒng)幾乎不能進行控制。下面將參考其他附圖對本發(fā)明進行更詳細的描述。根據(jù)附圖4a、4b， 節(jié)流噴嘴1延伸穿過機翼8的表面。該噴嘴包括節(jié)流部5，該節(jié)流部5 基本垂直地延伸穿過入口 2和出口 3之間的第一材料層6。在這種情況 下，該節(jié)流部5的特征在于其內壁是以尖緣鋸齒部4的形式實現(xiàn)的。該 鋸齒部4例如以螺旋形式切制在第一材料層6中，從而產生三維螺紋。 但是，也可想到鋸齒部4只在如圖5所示的第一材料層6的平面內穿 過第一材料層6，在這種情況下， 一側的鋸齒與另一側的凹部相對布置。在圖4a所示的情況下，升力Pa和抽吸力Pi之間的壓差較低。在圖 3所示的升力分布中，這種情況大致發(fā)生在升力以最大值被施加的位置處。升力Pa和抽吸力Pi之間較低的壓差導致通過節(jié)流噴嘴1抽吸而除去的層流體積流量。在這種情況下，節(jié)流噴嘴1的有效流動截面Aw大 致對應于節(jié)流部5的有效截面，使得較大量的流體流通過抽吸除去。但 是，這種強烈的去除正是所需要的結果，這是因為在最大升力區(qū)域中產 生了最高的流速，在該區(qū)域中產生紊流邊界層的危險最大。在圖4b所示的情況下，升力Pa和抽吸力Pi之間的壓差顯著高于圖4a所示的情況。在圖3所示的升力分布中，這種情況大致發(fā)生在升力非常低的位置處。升力Pa和抽吸力Pi之間較高的壓差在鋸齒部4的凹部中產生紊流，使得節(jié)流部5的有效流動截面Aw減小且通過抽吸除去較 少的流體流。但是，在具有低升力的區(qū)域中滿足這種通過抽吸產生的減 少的去除，這是因為流速總是在這些位置較低而形成相當程度的層流邊 界層。因此，在不同的操作狀態(tài)下，通過抽吸去除的總流量以類似自調 節(jié)的方式最佳地調節(jié)到邊界層地抽吸要求。參照圖5，節(jié)流噴嘴l包括三個材料層6、 7、 7'，其中，最外層7' 同時形成根據(jù)本發(fā)明的機翼8的表面。節(jié)流部5與第一材料層6基本平 行延伸并完全穿過第一材料層6。所述外層7'包括形成節(jié)流部5的入口 2的適當孔，且該外層7'可由例如鋁合金的極薄材料制成。內層7可類 似地制成，且以形成節(jié)流噴嘴的出口 3的孔為特征。由例如金屬或塑料 的任意材料制成的層6位于所述兩個層7、 7'之間且包含以如圖所示的 尖緣鋸齒部的形式切制在該層中的節(jié)流部5。所述第一材料層6的厚度 大致對應于第二層7、 7'的孔徑且不應超過0.5mm。除所示的節(jié)流部5之外，第一材料層6還可被制作成通過該層在特 定的輔助空氣通道中輸送用于加熱飛行器外殼的熱空氣。可選地是還 可想到以形式為具有電熱電阻導線的熱墊實現(xiàn)該層。該實施例的優(yōu)點在 于可以這種方式減少或者甚至防止在表面上形成冰。 附圖標記列表 1節(jié)流噴嘴2入口3出口4鋸齒部5節(jié)流部6第一材料層7、 7'第二材料層8機翼 9微孔10飛行器機身 11抽吸腔
權利要求
1.一種空氣動力繞流體，包括-流體流動所圍繞的表面；-在所述表面中的多個噴嘴(1)，所述噴嘴構造成以自調節(jié)的方式對通過噴嘴(1)進行抽吸所去除的流體流進行節(jié)流；其中所述噴嘴(1)以由入口(2)和出口(3)限定的節(jié)流部(5)為特征，以及其中所述節(jié)流部(5)的內壁以下述方式實現(xiàn)，即當節(jié)流部(5)的入口(2)和出口(3)之間的壓差增大時，由于在節(jié)流部(5)的內壁上產生紊流，有效流動截面(Aw)以自調節(jié)的方式減小。
2. 如權利要求l所述的空氣動力繞流體，其中所述節(jié)流部(5)實 現(xiàn)為迷宮的形式。
3. 如權利要求1或2所述的空氣動力繞流體，其中所述節(jié)流部(5) 的內壁實現(xiàn)為尖緣鋸齒部(4)的形式。
4. 如權利要求3所述的空氣動力繞流體，其中所述鋸齒部(4)的 橫截面具有連續(xù)的、重復凹進波形。
5. 如權利要求3或4所述的空氣動力繞流體，其中所述鋸齒部(4) 沿著所述節(jié)流部(5)的內壁以螺旋形式延伸。
6. 如權利要求1至5之一所述的空氣動力繞流體，其中所述節(jié)流 部(5)切制或沖壓在第一材料層(6)中。
7. 如權利要求6所述的空氣動力繞流體，其中所述節(jié)流部(5)基 本平行于所述第一材料層(6)延伸。
8. 如權利要求7所述的空氣動力繞流體，其中所述節(jié)流部(5)完 全穿過所述第一材料層(6)。
9. 如權利要求6至8之一所述的空氣動力繞流體，其中所述第一 材料層(6)的兩側覆布第二材料層(7， 7'),所述第二材料層(7， 7') 分別布置有開口以形成所述節(jié)流部(5)的入口 (2)和出口 (3)。
10. 如權利要求9所述的空氣動力繞流體，其中所述第一材料層(6 ) 的厚度大致對應于所述第二材料層(7, 7')中開口的孔直徑。
11. 如權利要求6所述的空氣動力繞流體，其中所述節(jié)流部(5) 基本上垂至于所述第一材料層(6)延伸。
12. 如權利要求1至11之一所述的空氣動力繞流體，其中所述空 氣動力繞流體包括使所述多個節(jié)流噴嘴(1)的出口承受抽吸流的單個 抽吸腔。
13. —種飛行器，所述飛行器的外殼至少部分采用如權利要求l至 12之一所述空氣動力繞流體的形式實現(xiàn)。
14. 如權利要求13所述的飛行器，其中由機翼、機身、升降舵裝 置、方向舵裝置和發(fā)動機整流罩組成的空氣動力繞流體組中的飛行器的 至少一個空氣動力繞流體至少部分地采用如權利要求1至12之一所述 的空氣動力繞流體的形式實現(xiàn)。
15. 具有如權利要求1至12之一所述特征的多個節(jié)流噴嘴(1)的 應用，用于降低流體流動所繞表面(8)上的摩擦損失，其中，借助于 單個抽吸腔(11)通過所述多個節(jié)流噴嘴(1)從所述表面(8)通過抽 吸去除由節(jié)流噴嘴(1)以自調節(jié)方式調節(jié)的所述流體的體積流量，從 而將流體流動所圍繞的表面(8)上的流體流的邊界層穩(wěn)定在層流范圍 內。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種具有多個噴嘴的空氣動力繞流體，所述噴嘴用于對通過噴嘴(1)抽吸而除去的流體流以自調節(jié)方式進行節(jié)流。本發(fā)明還涉及配置有這種類型的抽吸系統(tǒng)的飛行器。最后，本發(fā)明涉及上述節(jié)流噴嘴(1)的應用以減少流體流動所繞表面(8)上的摩擦損失。根據(jù)本發(fā)明的空氣動力繞流體包括具有節(jié)流部(5)的多個節(jié)流噴嘴(1)，所述節(jié)流部(5)由入口(2)和出口(3)限定，其中，該節(jié)流部的內壁以下述方式實現(xiàn)，即當節(jié)流部(5)的入口(2)和出口(3)之間的壓差增大時，由于在節(jié)流部(5)的內壁上產生紊流，有效流動截面A_w以自調節(jié)的方式減小。
文檔編號B64C21/06GK101155727SQ200680011501
公開日2008年4月2日 申請日期2006年4月5日 優(yōu)先權日2005年4月11日
發(fā)明者?？ㄌ亍じヌm肯貝格爾, 馬蒂亞斯·穆森 申請人:空中客車德國有限公司