專利名稱：用于產(chǎn)生流體動力的元件的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種用于在暴露于流體流時產(chǎn)生流體動力的元件。一般來 說，本發(fā)明的教導廣泛適用于任何流體動力產(chǎn)生元件，但是在特別優(yōu)選 的示例性且非限制性實施方式中，所述元件可包括氣翼或水翼。在本申 請的情況下，示例性氣翼包括用于固定或旋轉(zhuǎn)翼式飛行器(例如飛機或 直升飛機)的機翼、風輪機轉(zhuǎn)子和風扇的葉片以及飛行器螺旋槳葉片； 而示例性水翼包括螺旋槳葉片和用于水翼艇的翼片。
背景技術：
現(xiàn)在參照圖la，在本發(fā)明的情況下流體動力元件為三維主體1，其在 截面中包括基本彎曲的第一表面3和第二表面5，-它們從主體1的前緣7 沿相對方向延伸，在主體的后緣9匯合。第一和第二表面具有不同的彎 曲形狀，從而當主體以正迎角a浸入流體流U中時，流體在前緣處分開， 并以不同的速度在第一和第二表面中的每一個上方流動。第一和第二表 面上方的流體速度差異根據(jù)貝努利原理引起壓力差，該壓力差產(chǎn)生力， 該力對于飛行器機翼來說是升力，通常歸一化為無量綱的升力系數(shù)CL。 主體還受到減速力，在飛行器機翼的情況下稱為曳力，其可歸一化為無 量綱的曳力系數(shù)CD。在飛行器的情況下，在正常飛行中，空氣在主體(機翼)的兩個表面 上方平穩(wěn)流動，而對于動力飛行，對給定迎角所施加(通常由飛行器發(fā) 動機施加)的推力必須足以產(chǎn)生超過曳力的升力。當超過臨界迎角時， 可能出現(xiàn)失速，在這種情況下，氣流與機翼的最上表面分離，這造成升 力的顯著損失和曳力的大幅增加。在本技術領域中該流動分離現(xiàn)象通常 稱為"邊界層流動分離"，該現(xiàn)象廣泛適用于在暴露于流體流時能夠產(chǎn) 生流體動力的所有類型的元件。邊界層流動分離，即流動的流體流從例如航空直升飛機機翼或風輪機 轉(zhuǎn)子葉片的表面發(fā)散，這可嚴重限制多數(shù)工程系統(tǒng)的操作、耐久性和性 能。邊界層分離可由幾種機制觸發(fā)和引發(fā)。這既可能是局部流動和/或幾 何形狀的自然結(jié)果，也可能由外部干擾和不穩(wěn)定性人工引發(fā)。在以高迎 角朝向迎面而來的空氣/流體流的空氣或流體動力表面上，來自表面曲率 的不利(漸增)壓力梯度和由于粘度造成的相鄰流體層和表面之間的剪 切應力相結(jié)合可導致空氣/流體流與表面分離。對于飛行器機翼和螺旋槳 及渦輪轉(zhuǎn)子葉片，流動分離導致氣動升力嚴重降低、曳力快速增加且噪 聲水平快速增加。針對抑制或延遲更高迎角發(fā)展飛行器機翼和轉(zhuǎn)子葉片上的流動分離技術成為過去50年的主要研究目標?？赏ㄟ^在湍流邊界層中的自然混合來延遲由表面曲率和粘度造成的流動分離。湍流體現(xiàn)為相對較快的自混 合和傳送機制，但是其不能將足夠的動量傳遞到邊界層內(nèi)以在例如以高 迎角傾斜的飛行器機翼或轉(zhuǎn)子葉片上存在大的不利壓力梯度時保持附著流動。因此，并為了防止和延遲邊界層離開表面，已經(jīng)提出利用人工流混合 增強裝置來重新激勵邊界層。通過重新激勵邊界層來人工增大邊界層內(nèi) 的流體混合速度，可增加動量相對較低的近表面流體的動能，由此延遲 更高迎角，或在某些情況下防止出現(xiàn)流動分離。用于重新激勵邊界層由此解決流動分離的各種流動控制技術已被認 同并且成功測試。例如，之前已提出開縫吹氣、切向吹氣、合成噴射器 和葉片式渦流發(fā)生器等技術。這之中，通過人工產(chǎn)生近表面縱向渦流增 加流體混合速度的方法被認為是特別有效的技術。這些渦流用于從未擾 動的外部流體流帶來高能流，并將其傳送到邊界層深處的低動量近表面區(qū)。機械的無源葉片式渦流發(fā)生器(由Taylor, D.H.及Hoadley, H. H.首先 發(fā)明，并于1948年在美國康涅狄格州東哈特福德市在聯(lián)合航空公司的報 告R-15064-5中以"Application of vortex generator mixing principle to diffUsers"做了報告)為最普通且廣泛使用的流向流體渦流發(fā)生器，其通常由固定到表面的薄而突出的實心條構(gòu)成，通常位于其中可能出現(xiàn)分 離流動的區(qū)域前部，與迎面而來的流成一角度。但是，雖然這樣的裝置阻止流動分離的出現(xiàn)，但是已經(jīng)表明，機械葉 片式渦流發(fā)生器還迫使曳力增加，這由裝置本身的流動阻塞引起的局部 壓力增大和裝置下游的表面表層摩擦力增大造成。作為無源實心葉片式渦流發(fā)生器的替換，之前已提出設置一種有源流體噴身寸渦流發(fā)生裝置(見Wallis, R.A.， "The use of air jets for boundary layer control", Aeronautical Research Laboratories, Australia, Aero. Note no. 110，1952)。由Wallis提出的該裝置借助于傾斜的表面邊界噴射器(更習慣地 稱為有源噴射渦流發(fā)生器或AJVG)的流體噴射來引起縱向渦流而進行流 動控制。這樣的AJVG系統(tǒng)通常包括小孔陣列，它們向表面開口并通過加壓 流體源供給，從而借助于從每個孔流出的流體射流和沿表面運動的流體 之間的相互作用引起縱向或流向渦流。AJVG避免了與無源葉片式渦流發(fā) 生器相關的主要問題，因為其不會造成曳力的大幅增加。AJVG還可根據(jù) 表面上方的流動特性進行主動操作和控制。已作為用于在固定翼式飛行器中抑制或至少延遲氣動失速的潛在流 動控制裝置對有源渦流發(fā)生噴射器進行了研究(參見例如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)，并且最近是用在旋轉(zhuǎn)翼式飛 行器上。AJVG在實驗室風洞實驗中證明在抑制和延遲失速方面是成功 的，圖lb為示出在具有和不具有AJVG的情況下，氣翼翼型的升力系數(shù) (Cl)與迎角(a)的實驗測量變化曲線圖。該曲線圖和附隨的具有和不 具有AJVG的示例性氣翼(迎角為16°)的示意圖顯示出利用AJVG流動 分離(示意圖中用S表示)向更高迎角延遲，并因此可使失速前Cl的最 大值更大。但是，雖然已表明有源渦流發(fā)生噴射器提高了性能，但是還沒有被工 程界采用，飛行器機翼上仍然普遍使用無源葉片式渦流發(fā)生器，盡管其具有固有的曳力增大特性。其可能的解釋是雖然AJVG確實提供了性能優(yōu)勢，但是其還需要外 部能量輸入來產(chǎn)生用于流體射流的加壓流體，并且提供該能量輸入所需 的設備大大增加了例如飛行器的總重量。有源系統(tǒng)的安裝本身更復雜， 并因此比簡單的葉片式渦流發(fā)生器裝置昂貴這也是事實。因此，顯然，如果能設計一種流體動力產(chǎn)生元件，其避免或至少降低 曳力的增大(這是先前提出的葉片式無源渦流發(fā)生器的特點也是與先前 提出的AJVG相關的固有缺點)，但同時提供可與先前提出的AJVG系統(tǒng) 所提供的相比的性能提高，則將是非常有利的。發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是旨在提供一種用于產(chǎn)生流體動力的元件，其體現(xiàn)了與 AJVG系統(tǒng)相關的優(yōu)點，但沒有表現(xiàn)出或至少以較小的程度表現(xiàn)出與先前 提出的無源系統(tǒng)相關的缺點。為此，本發(fā)明的當前優(yōu)選實施方式提供一種用于產(chǎn)生流體動力的元 件，該元件包括包括第一表面和第二表面，它們從該元件的前緣沿相對 方向延伸并在其后緣處匯合而限定出三維主體，該三維主體成形為當以 一迎角a浸入沿流動方向U經(jīng)過該元件的流體流時產(chǎn)生流體動力，所述 第一表面包括流體入口的陣列，所述第二表面包括相對應的流體出口的 陣列，各所述入口均通過流體管道與所述出口流體連通，所述流體管道的至少一部分與所述第二表面在所述出口附近的切平面成一傾斜角e，并與所述流體流動方向U成一偏斜角cp，該布置使得所述元件在使用中可 操作以產(chǎn)生在所述前緣下游靠近所述第一表面的相對較高的流體壓力區(qū) 以及在所述前緣下游靠近所述第二表面的相對較低的流體壓力區(qū)，并且 來自所述相對較高的流體壓力區(qū)的流體能夠流入所述流體入口經(jīng)所述流 體管道從所述流體出口流出而流入所述相對較低的壓力區(qū)，從而產(chǎn)生流 體渦流，所述流體渦流重新激勵所述低壓力區(qū)，從而延遲邊界層與所述 第二表面分離。在非常優(yōu)選的布置中，所述入口具有比所述出口更大的橫截面積，并且所述流體管道從所述入口到所述出口橫截面積減小，以使從其流過的 流體加速。所述傾斜角0可以在約15°到45°之間，優(yōu)選約30°。所述偏斜角(p 可以在約30°到90°之間，優(yōu)選在60。到70。之間。在非常優(yōu)選的布置中， 所述偏斜角沿背離元件頂端的內(nèi)側(cè)方向。在優(yōu)選實施方式中，所述元件具有長度，并且所述出口陣列沿著沿所 述元件的長度的翼展方向線(J-J)布置。優(yōu)選地，在沿所述長度的離散位置處，所述前緣和所述翼展方向線 (J-J)之間的距離x與對應于所述元件的寬度的距離C之比沿該元件的 長度基本恒定。在一個實施方式中，所述比x/C大于零而小于0.4。 在另一個實施方式中，所述比x/C在約0.1到0.3之間。 優(yōu)選地，所述流體以多個流體射流的形式流出所述出口。在一個實施 方式中，相應對的入口、出口和管道布置成使得從它們出射的流體射流 形成反向旋轉(zhuǎn)的流體渦流。在另一個實施方式中，所述入口、出口和管 道布置成使得從它們出射的流體射流形成同向旋轉(zhuǎn)的流體渦流。所述入口、出口和管道可具有圓形、橢圓形、方形或矩形橫截面。 優(yōu)選地，所述入口、出口和所述管道具有圓形橫截面，并且相鄰的出 口以基本上等于每一出口直徑的6到10倍的距離AL間隔開；并且可選 地，每一個出口的直徑可基本上等于局部未擾動邊界層厚的高度的約0.5 到1.0倍。在另一種布置中，所述入口、出口和管道可具有方形或矩形橫截面， 并且相鄰的出口可以以基本上等于每一出口的最長邊的6到10倍的距離 AL間隔開?？蛇x地，其中所述入口、出口和管道具有方形或矩形橫截面， 并且每一出口的寬度或最長邊基本上等于局部未擾動邊界層厚的高度的 約0.5至Ul.0倍。在非常優(yōu)選的實施方式中，所述元件具有長度，并且所述入口定位成 與沿所述元件的第一表面的長度的理論滯止線的位置重合。優(yōu)選地，所述滯止線對應于在指定迎角a下所述第一表面上的最大靜態(tài)流體壓力點，在該點處，所述第二表面上的邊界層分離開始朝所述 前緣向上游推進。優(yōu)選地，所述入口光滑成型，以避免引起邊界層分離。優(yōu)選地，所述 管道是基本筆直的。所述管道可包括止回閥(例如兩尖瓣或三尖瓣)，以防止流體流入所 述出口而經(jīng)過所述管道從所述入口流出。 一個或多個所述管道可包括渦 旋發(fā)生器以在從其經(jīng)過的流體中產(chǎn)生預渦旋。本發(fā)明特別優(yōu)選的實施方式涉及一種用于固定翼式飛行器的機翼、翼 型或其他升力促進器，其包括具有這里所述的一個或多個特征的元件。 這樣的促進器可包括例如本領域技術人員公知的副翼或縫翼等高升力裝 置。本發(fā)明的另一個特別優(yōu)選的實施方式涉及一種風輪機，該風輪機包括 多個葉片， 一個或多個所述葉片包括具有這里所述的一個或多個特征的 元件。本發(fā)明的又一個特別優(yōu)選的實施方式涉及一種用于例如直升飛機的 旋轉(zhuǎn)翼式飛行器的轉(zhuǎn)子葉片，該轉(zhuǎn)子葉片包括具有這里所述的一個或多 個特征的元件。本發(fā)明的另一個實施方式涉及一種元件，該元件構(gòu)造成用做固定翼 式飛行器的機翼或翼型、用于風輪機的葉片或用于旋轉(zhuǎn)翼式飛行器的轉(zhuǎn)子葉片；所述元件具有長度和寬度C，并包括第一表面和第二表面，它們從該元件的前緣沿相對方向延伸并在其后緣處匯合而限定出三維主體，該三維主體成形為當以一迎角a浸入沿流動方向U經(jīng)過該元件的流 體流時產(chǎn)生流體動力；所述第一表面包括流體入口的陣列，該陣列定位 成與沿所述元件的第一表面的長度的理論滯止線重合，所述第二表面包 括相對應的流體出口的陣列，該陣列布置成沿著沿所述元件的長度的翼 展方向線(j-j)，在沿所述長度的離散位置處，所述前緣和所述翼展方向 線(J-J)之間的距離x與對應于所述元件的寬度的距離C之比沿該元件 的長度基本恒定；各所述入口均通過流體管道與所述出口流體連通，所 述流體管道與所述第二表面在所述出口附近的切平面(Y-Y)成在約15°到45。之間的傾斜角9，并與所述流體流動方向U成在約30°到90°之間 的偏斜角cp，所述流體管道從所述入口到所述出口橫截面積減小，以使從 其經(jīng)過的流體加速；該布置使得所述元件在使用中可操作以產(chǎn)生在所述 前緣下游靠近所述第一表面的相對較高的流體壓力區(qū)以及在所述前緣下 游靠近所述第二表面的相對較低的流體壓力區(qū)，并且來自所述相對較高 的流體壓力區(qū)的流體能夠流入所述流體入口經(jīng)所述流體管道從所述流體 出口流出而流入所述相對較低的壓力區(qū)，從而產(chǎn)生多個同向旋轉(zhuǎn)的流體 渦流，所述流體渦流重新激勵所述低壓力區(qū)，從而延遲邊界層與所述第 二表面分離。根據(jù)本發(fā)明的另一個當前優(yōu)選的實施方式，提供一種液動或氣動主 體，在使用中其可操作以在所述主體與入射流體流成一迎角布置時，在 第一表面附近產(chǎn)生高流體壓力區(qū)，并在第二表面附近產(chǎn)生低流體壓力區(qū)； 所述主體包括多個管道，這些管道相對于所述流體流傾斜和偏斜，并從 所述高壓力表面向所述低壓力表面延伸，從而能夠形成從所述管道延伸 的多個流體射流，以形成流體渦流，所述流體渦流重新激勵所述低壓力 區(qū)，從而延遲邊界層與所述低壓力表面分離。從本發(fā)明某些優(yōu)選實施方式的以下詳細描述將會清楚很多其他實施 方式、這些實施方式的特征及其優(yōu)點。


下面參照附圖僅以示例性實施例方式對本發(fā)明的各種當前優(yōu)選實施 方式進行描述，在附圖中圖la是浸入在流體流中的氣翼翼型的示意圖；圖lb是具有和不具有AJVG的氣翼翼型的升力系數(shù)C^對迎角的曲 線圖，并附隨有迎角為16。的前述翼型的示意圖； 圖2a是體現(xiàn)本發(fā)明教導的典型氣翼翼型； 圖2b是沿圖2a中的線X-X的翼型剖視圖； 圖3a (i)和圖3a (ii)是第一出口布置的平面圖和剖視圖； 圖3b (i)和圖3b (ii)是第二出口布置的平面圖和剖視圖；圖4是典型風輪機葉片的上表面上的無源流體噴射渦流發(fā)生器出口陣列的示意圖；圖5是以同向旋轉(zhuǎn)取向的一對無源流體噴射渦流發(fā)生出口的示意圖;圖6 (a)和圖6 (b)是不同形狀的無源流體噴射渦流發(fā)生管道入口 的示意圖；圖7是在35m/s空氣流動下NACA23012C風輪機葉型的升力系數(shù)Cl 對迎角(x的曲線圖(基于弦長的雷諾數(shù)Ree=l.lxl06);圖8是在35m/s空氣流動下NACA23012C風輪機葉型的曳力系數(shù)CD 對迎角a的曲線圖(Ree=l.lxl06);圖9是在空氣流速范圍內(nèi)NACA23012C風輪機葉型的升力系數(shù)Cl 對迎角a的曲線圖；圖IO是示出在具有和不具有無源流體噴射渦流發(fā)生裝置情況下，使 用具有NACA23012C風輪機葉型的葉片的WindPACT 1.5MW風輪機的 理論功率曲線圖；圖11是在25m/s空氣流動下改進的NACA632217葉型的升力系數(shù) Q^對迎角a的曲線圖(Rec=1.4xl06);圖12是示出在具有和不具有無源流體噴射渦流發(fā)生裝置的情況下， 使用具有改進的NACA632217葉型的葉片的WindPACT 1.5MW風輪機的理論功率曲線圖；圖13是在35m/s空氣流動下靜態(tài)Eclectic Energy D400風輪機葉片的 升力系數(shù)Ct對迎角a的曲線圖；圖14是在35m/s空氣流動下靜態(tài)Eclectic Energy D400風輪機葉片的 曳力系數(shù)CD對迎角a的曲線圖；圖15是在35m/s空氣流動下靜態(tài)Eclectic Energy D400風輪機葉片的 升力與曳力之比(CL/CD)對迎角a的曲線圖；圖16是具有凈葉片和具有結(jié)合有無源流體渦流噴射發(fā)生裝置的葉片 的LVMAero4Gen風輪機的電功率輸出對風速的曲線圖；圖17是示出每一機翼下側(cè)和無源流體噴射渦流發(fā)生入口陣列的固定 翼式飛行器的示意圖； .圖18是示出每一葉片上的無源流體噴射渦流發(fā)生出口陣列的風輪機 示意圖；和圖19是示出每一葉片上的無源流體噴射渦流發(fā)生出口陣列的旋轉(zhuǎn)翼 式飛行器的示意平面圖。
具體實施方式
如將在下文詳細描述的，申請人已經(jīng)開發(fā)出一種具有無源流體噴射渦 流發(fā)生器的流體動力產(chǎn)生裝置，所述無源流體噴射渦流發(fā)生器保持具有 AJVG的元件的低曳力特性，但是使用自然過程來產(chǎn)生流體噴射，因此不 需要有源能量輸入或相關的笨重流體加壓設備。申請人開發(fā)的元件利用 流過流體動力產(chǎn)生元件的流體流中的自然壓力差，所述壓力差發(fā)生在前 緣下游的元件下表面(通常)附近的高流體壓力區(qū)和前緣下游的元件上 表面(通常)附近的低流體壓力區(qū)之間。在本發(fā)明的優(yōu)選實施方式中，來自高壓力區(qū)的流體噴射到低壓力區(qū)以 重新激勵該低壓力區(qū)，并因此延遲出現(xiàn)與靠近該區(qū)的元件表面分離的邊 界層分離。在優(yōu)選實施方式中，流體通過位于前緣下游的下表面(通常) 中的成型入口引入，并經(jīng)過傾斜且偏斜的管道流向位于上表面(通常) 中的出口孔以產(chǎn)生多個速度相對較高的高壓流體射流，它們噴射到低壓 力區(qū)中來重新激勵邊界層，并因此延遲邊界層流動分離。具體地說，當 優(yōu)選實施方式的元件浸在流體流中時，多個流體射流從出口出射并且干 擾在第二上表面(通常)上方流動的流體，從而形成多個縱向流體渦流， 其用于重新激勵流體邊界層的減速的下部區(qū)域，并因此延遲邊界層分離 的出現(xiàn)。申請人開發(fā)的元件與具有AJVG的元件相比主要優(yōu)點是簡單、系統(tǒng) 可靠和無源能量傳遞代替有源能量輸入?，F(xiàn)在參照附圖中的圖2a和2b(其中圖2b是沿圖2a中的線X-X的剖 視圖)，其中示出了根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選實施方式的流體動力產(chǎn)生元件ll。在 以下描述的該具體實施例中，所述元件包括氣翼的一部分，其適于用做 固定翼式飛行器機翼的一部分。但是應理解，本發(fā)明的教導適用于所有類型的流體動力產(chǎn)生元件，因此下面的描述不應解釋為將本發(fā)明的范圍 僅限制于浸入在氣流中的氣翼。元件11包括沿相對方向從前緣17延伸而在后緣18 (圖4)處匯合的 第一表面13和第二表面15。該第一和第二表面為曲面，通常具有不同的 曲率半徑，并且該元件在使用中布置成與入射流方向U成迎角a，從而 使入射流體以不同的速度在兩個表面上方流動，因此在這些表面附近產(chǎn) 生不同的流體壓力。第一表面13 (當所述元件包括飛行器機翼的一部分時該表面通常為 最下表面)靠近入射氣流中的高流體壓力區(qū)，并包括多個流體入口 19 (示 出了其中一個)。第二表面15 (當所述元件包括飛行器機翼的一部分時該 表面通常為最上表面)靠近入射氣流中的低流體壓力區(qū)，并包括多個通 過流體管道23與各個流體入口的相應流體出口 21 (示出了其中一個)流 體連通。如圖2b中所示，管道23關于出口21附近的切向表面平面Y-Y以角 度e傾斜。該管道還關于入射流體流方向U以角度cp偏斜，如圖2a中所示。對于其中可能發(fā)生反向(從出口到入口)流動的應用(例如機翼或葉 片為負迎角)，可釆用止回閥25來防止出現(xiàn)這種現(xiàn)象。但是在很少/從來 不發(fā)生反向流動的情況下(例如如果所述元件包括飛行器機翼或風輪機 葉片)，則不需要該裝置。入口 19可包括過濾網(wǎng)27，以覆蓋入口并且防止顆粒污染物進入流體 管道23而將其阻塞，在優(yōu)選布置中，過濾網(wǎng)沿著第一表面13的輪廓光 滑地成形。在優(yōu)選實施方式中，流體管道23 (如圖所示)是基本筆直的，從而 避免阻塞，因此降低從入口到出口的流體流動速度。在特別優(yōu)選的布置 中，入口 19具有比對應的出口 21更大的橫截面積，并且管道沿從入口 到出口的方向橫截面積逐漸減小，從而使進入入口的流體加速通過管道 到達出口。但是如果需要這樣的結(jié)構(gòu)來獲得第二表面中的流體射流出口的恰當?shù)膬A斜角和偏斜角，流體管道可以是彎曲的，而且在這種情況下，僅出 口附近的一部分管道可具有下面描述的傾斜角和偏斜角。入口、管道和 出口可具有圓形橫截面形狀(如所示)，或可選地其橫截面可以是卵形、矩形或方形。管道還可包括渦旋發(fā)生器，例如為用于內(nèi)燃機燃料噴射系統(tǒng)的噴射歧 管中的類型，以提供具有預渦旋的流體射流。這將通過流體射流下游的 更有效的縱向渦流的形成而提高無源流體噴射渦流發(fā)生器的性能。如上所述，傾斜角e相對于出口附近的局部表面切面(圖2b中的Y-Y 平面)測量，并且在特別優(yōu)選的實施方式中，在與局部表面切面成約15° 到45。的范圍內(nèi)。在非常適于不可壓縮的低速流的一種布置中，傾斜角可 以是約30°。在優(yōu)選實施方式中，相對于入射流方向U(或者限定為在局部未擾動 (固體表面)邊界層邊緣處的速度矢量)測量的流體管道23 (或如上所 述至少出口附近的一部分管道)的偏斜角cp (圖2a)在約30。到90。的范 圍內(nèi)。在非常適合不可壓縮的低速流的一種布置中，偏斜角在60。到70。 的范圍內(nèi)。如本領域技術人員充分理解的，低速流為通常小于0.3馬赫的 流，對于空氣來說為約100m/s。現(xiàn)在參照圖4，如上所述，第二表面15優(yōu)選包括多個出口 21，并且 特別優(yōu)選的是這些出口以沿著沿元件11的長度的翼展方向線J-J布置的 陣列設置。在優(yōu)選實施方式中，前緣17和線J-J之間的距離x與對應于 元件寬度(弦長)的距離C之比沿元件的長度應是恒定的，在特別優(yōu)選 的布置中，x/C應大于零而小于0.4。對于機翼和葉片，已發(fā)現(xiàn)出口定位 在沿元件的弦向位置(x/C)處最有效，其中x/C取決于元件的橫截面形 狀在約0.1到0.3之間。對于較薄的氣翼翼型(例如，厚度/弦長比為20 %以下的翼型)，x/C應優(yōu)選等于約0.1，而對于較厚的氣翼翼型(例如， 厚度/弓玄長比為20%以上的翼型)，x/C應更接近0.3。圖4中所示的布置 特別適于風輪機轉(zhuǎn)子葉片，但是上述原理同樣適用于固定翼式飛行器的 后掠翼和旋轉(zhuǎn)翼式飛行器的葉片。對于其中已知存在顯著的翼展方向流 動的旋轉(zhuǎn)葉片(例如直升飛機或風輪機的旋轉(zhuǎn)葉片)和飛行器掠翼，出口應布置成沿如圖4中所示的內(nèi)側(cè)方向(即背離頂端的方向)具有偏斜 角。同樣如上所述，第一表面13包括以陣列布置的多個入口 19。在優(yōu)選 實施方式中，這些入口定位成與沿元件第一表面13的長度(翼展方向) 的所謂的滯止線或附著線的位置重合。滯止線或附著線對應于在指定迎 角a下主體表面(在本情況下為第一表面13)上的最大靜態(tài)流體壓力點， 在該點處，流動受控的表面上(在本情況下為第二表面15)的邊界層分 離幵始向上游推進。非常概括地說，對于申請人已構(gòu)思的氣翼翼型，前 緣和附著線之間的距離與氣翼翼型的弦長之比傾向于為大約5%左右。通過采用該方法，可為來自出口的流體射流強度提供自然調(diào)節(jié)，從而 在流體射流不是很有效或通常不需要流體射流的情況時(例如，在氣動 翼和葉片在不可壓縮流中迎角低的情況下)限制由該流體射流產(chǎn)生的擾 動。該布置的優(yōu)點在于，當迎角減小從而附著線從前緣向下游移動時， 使入口與呈現(xiàn)更低靜態(tài)流體壓力的流動區(qū)重合，并因此使來自管道的射 流強度(和這些射流對第二表面上方的流動的干擾程度)減小。事實上， 通過采用該布置，因為入口僅在不然會發(fā)生邊界層分離的迎角下具有明 顯影響，元件成為自調(diào)節(jié)。圖3a (i)為圖4中所示陣列中的兩個出口的平面圖，圖3a (ii)為 從前緣17前方看到的元件的下游視圖。如圖3a (i)所示，該實施方式 的出口這樣布置流體射流29從第二表面平行出射，以形成如圖3a(ii) 中所示的同向旋轉(zhuǎn)的縱向渦流31。在圖3b (i)和(ii)中所示的可替代 實施方式中，出口可這樣布置，使得流體射流29沿相反方向從第二表面 出射，以形成反向旋轉(zhuǎn)的縱向渦流33 (如圖3b (ii)中所示)。兩種設計 都可有效應用，但是反向旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)在后掠翼情況下或在旋轉(zhuǎn)葉片上可能 效果較差。對于圓形橫截面管道來說優(yōu)選的是出口的直徑(或在矩形管道情況 下，出口的寬度或最長邊長度)約為局部未擾動邊界層厚的高度的0.5到 1.0倍。例如，對于以下所述的NACO23012C葉型，邊界層約5mm高， 并且出口具有大約4.8mm的直徑?，F(xiàn)在參照圖5，在優(yōu)選實施方式中，出口間距AL這樣選擇，使得由 一個所述管道從邊界層的下層掃出的動量相對較低的流體不會被相鄰出 口產(chǎn)生的渦流掃回到邊界的下層中。另外，出口不必間隔太遠以至于降 低其效果。在特別優(yōu)選的實施方式中，出口間距可以是噴孔直徑(對于 圓形管道設計)的約6到10倍或噴孔寬度(對于矩形管道設計)的約6 到10倍。入口 19的外周緣也優(yōu)選光滑成型，如圖6 (a)中所示，而不包括如 圖6 (b)中所示的方向突然改變。其原因在于，具有尖銳邊緣的入口可 造成在入口唇部出現(xiàn)邊界層分離，該分離將顯著減少進入管道內(nèi)的流體 流，并因此降低元件的整體性能。如上所述，本發(fā)明的教導廣泛適用于所有類型的流體動力產(chǎn)生元件， 與所釆用的流體無關。例如，本發(fā)明的教導可應用于其中流體為空氣的 風扇、固定或旋轉(zhuǎn)翼式飛行器或風輪機的氣翼翼型。同樣，本發(fā)明的教 導可應用到其中流體為液體的螺旋槳、流體渦輪或水翼艇的翼片的水翼 翼型。圖17為固定翼式噴射飛行器35的示例性示意圖，其中飛行器的機翼 37均已根據(jù)本發(fā)明的教導進行了改進，從而包括入口 19在機翼37的下 側(cè)清晰可見的無源流體噴射渦流發(fā)生器陣列39。如本領域技術人員應理 解的，這樣的飛行器的機翼通常通過將各個翼型螺接、粘劑或熔接在一 起而形成最終的機翼結(jié)構(gòu)。 .圖18為具有三個葉片41的示例性風輪機39的示意圖，每一葉片均 已根據(jù)本發(fā)明的教導進行了改進，從而包括出口 21清晰可見的無源流體 噴射渦流發(fā)生器陣列43。圖19為應用本發(fā)明教導的示例性旋轉(zhuǎn)翼式飛行器45的示意平面圖。 飛行器45 (在本情況下為直升飛機)包括四個轉(zhuǎn)子葉片47，每一葉片均 包括出口 21清晰可見的無源流體噴射渦流發(fā)生裝置陣列49。以上闡述的原理已在針對各種不同氣翼翼型的實驗室實驗中得到驗 證，以下段落闡述氣翼翼型的典型樣本的實驗發(fā)現(xiàn)。以下示出的結(jié)果證 實了本元件所要求保護的優(yōu)點，并且已在出于驗證目的的可重復實驗中得到所述結(jié)果。在第一種情況下，通過對靜態(tài)準二維NACA23012C直升飛機轉(zhuǎn)子葉 型進行實驗，證實了申請人的發(fā)現(xiàn)的真實性。NACA23012C翼型為出于 研究目的而專門設計的氣翼翼型，并且為典型的直升飛機轉(zhuǎn)子葉型。 NACA23012C翼型最早由Westland Helicopters與Glasgow大學聯(lián)合設計。下面的結(jié)果對比了翼展為0.74m，弦長為0.481m的NACA23012C翼 型轉(zhuǎn)子葉片部分在具有和不具有(去除)在乂=12%弦長處設置的15個 無源流體噴射渦流發(fā)生器(在該特定情況下為無源空氣噴射渦流發(fā)生器) 陣列裝置的情況下的升力和曳力系數(shù)。通過將端板應用到模型端部而施 加準二維流動，從而防止形成頂端渦流并防止相對較厚的風洞側(cè)壁邊界 層的干擾。升力和曳力系數(shù)通過對i)在三個翼展方向坐標處的弦向表面 壓力分布；ii)尾跡壓力(wake pressure)測量(利用Johns積分法獲得 曳力)進行測量和積分來計算。圖7是表示在35m/s的恒定均勻空氣速度下，基于弦長的雷諾數(shù)(Ree) 為1.1><106的翼型在具有和不具有無源流體噴射渦輪發(fā)生器的情況下升力 系數(shù)CL對迎角a的曲線圖。如從圖7中清楚表明的，通過釆用包括此處 所述類型的多個裝置的元件，最大升力系數(shù)CL可增大約15X，并且完全 失速可從a二15。延遲到a=18°。圖8示出通過釆用Johns尾跡壓力積分法計算的曳力(Ree=l.lxl06) 的相應結(jié)果。從這些量得出的兩個重要結(jié)果是i)對于具有PFJVG裝置 的元件在0。到14。的迎角之間曳力沒有明顯增加；和ii)由曳力突然上升 表示的失速從a二15。抑制到a=18°。通過在風速為15到35m/s的范圍內(nèi)，對應于基于弦長0.481m的雷諾 數(shù)為0.49到1.13><106進行實驗，對風速的影響以及因此雷諾數(shù)的影響進 行了研究。圖9示出具有無源流體噴射渦流發(fā)生裝置的葉型在五種不同 的風速下，升力系數(shù)對迎角的變化。圖9中示出的結(jié)果表明，雷諾數(shù)影 響失速，在低風速下發(fā)生更嚴重的失速。與凈葉片相比，在整個風速/雷 諾數(shù)范圍，最大C^提高和失速向更高迎角延遲普遍明顯。為了評價僅結(jié)合有在沿葉片的整個翼展具有和不具有無源流體噴射渦流發(fā)生裝置的NACA23012C氣翼翼型的典型工業(yè)風輪機的性能的理論 改進，與葉片元件的兩種理論計算機仿真代碼一起采用了上述實驗數(shù)據(jù) 集。這些預測提供了在風速范圍內(nèi)對于給定轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)速度，風輪機性能 的最大理論改進的指示。該分析使用可公開獲得的工業(yè)標準、由美國科羅拉多州的Boulder市 附近的美國國家風力技術實驗室(美國國家可再生能源實驗室(NREL) 的 一 部分)開發(fā)的風輪機性能計算機代碼(可從 http:〃wind.nrl.gov/designcodes/simulators/wtper^獲得)禾口由本發(fā)明人開發(fā)的類似代碼進行。兩種預測代碼都應用經(jīng)典葉素動量理論，但是NREL 代碼包括更先進的模擬來考慮翼展方向三維影響和動力失速及干擾壓力 損失。兩種代碼都根據(jù)作為輸入的實驗測量結(jié)果給出Cl和Cd対cc的實 驗數(shù)據(jù)。圖10示出轉(zhuǎn)子速度為20轉(zhuǎn)每分，在轉(zhuǎn)子具有和不具有無源流體噴射 渦流發(fā)生裝置時，在WindPACT (Wind Partnerships for Advanced Component Technology) 1.5MW風輪機(為與標準測試情況相同的葉片 弦長和扭力分布提供NREL代碼)的情況下的預測功率曲線(風速對軸 功率)。該WindPACT渦輪可從上述美國國家風力技術實驗室獲得。如圖10清晰可見，該分析表明，沿WindPACT 1.5MW轉(zhuǎn)子葉片的長 度采用無源流體噴射渦流發(fā)生器裝置，沿其整個翼展采用NACA23012C 氣翼翼型，對于超過15m/s的風速在軸功率輸出方面提供了相當大的理 論提高，而對于低于該風速的情況理論提高不大。雖然實際可獲得的提 高可能小于該理論最大值的情況，但是預計通過結(jié)合上述類型的無源流 體噴射渦流發(fā)生器可獲得顯著的性能提高。在第二種情況下，申請人對靜態(tài)準二維NACA632217風輪機轉(zhuǎn)子葉 型進行了實驗。NACA (國家航空顧問委員會)為NASA的先驅(qū)，并且 已定義了一系列標準氣翼翼型形狀，NACA 632217是其中之一。進行該第二組風洞實驗來測量在5m/s到25m/s的風速范圍內(nèi)將無源 流體噴射渦流發(fā)生器裝置應用于典型工業(yè)風輪機葉片的更厚的氣翼翼型 的效果。將退役的Aerolaminates有限公司(St Cross Business Park, Newport, Isle of Wight, United Kingdom)的工業(yè)風輪機葉片的內(nèi)側(cè)部分改進成結(jié)合 有無源流體噴射渦流發(fā)生裝置陣列。翼展為0.98m的翼型采用后緣略加 改進(成弧形)的NACA 632217氣翼，并使用端板來增強準二維流動。 弦長在內(nèi)側(cè)端部處的最大值0.86m和外側(cè)端部處的0.79m之間變化，因 而后緣后掠而前緣保持基本不后掠。無源流體噴射渦流發(fā)生器出口和管 道為簡單起見為圓形橫截面，直徑為10mm，并且關于局部表面切面傾斜 30°，關于自由流流動方向以57。向外側(cè)偏斜的噴口相距80mm定位，從 而在x/C=0.12的弦向位置處的無源流體噴射渦流發(fā)生器陣列包括10個 噴口。圖11示出在風速為25m/s (Ree=1.4xl06)時，升力系數(shù)Cl対迎角 a的測量變化。在01=10°以上可清楚看出釆用無源空氣噴射渦流發(fā)生器 的性能提髙。該結(jié)果論證了與NACA23012C實驗進行的實驗中所看到的 相同的效果，即i)最大Q增大；和ii)更強烈的失速向更高迎角延遲。 曳力系數(shù)在所研究的整個迎角范圍內(nèi)的變化也表明與NACA23012C氣翼 翼型曲線具有相同趨勢。將關于改進的NACA 632217實驗的數(shù)據(jù)輸入到申請人的葉素動量理 論(BEMT)代碼中以模擬WindPACT 1.5MW風輪機的空氣動力性能。 假設葉片設計相同，但是釆用沿整個葉片的翼展具有和不具有無源空氣 噴射渦流發(fā)生器的改進的NACA632217氣翼。轉(zhuǎn)子速度再次設置為恒定 的20rpm。圖12表明在風速大于約13m/s時，通過使用無源流體噴射渦 流發(fā)生器可理論上實現(xiàn)顯著的軸功率增大。在第三種情況下，申請人對可從Eclectic Energy Limited, Edwinstowe House, High Street, Edwinstowe， Nottinghamshire, United Kingdom, NG21 9PR獲得的靜態(tài)Eclectic Energy D400國產(chǎn)風輪機轉(zhuǎn)子葉片進行了實驗。翼展為0.5m的葉片靜止地安裝在申請人的風洞中并連接到六分量力 /力矩平衡儀上。對葉片進行測試且不加改進，并且其具有無源流體噴射 渦流發(fā)生器陣列。PFJVG陣列這樣定位，使得出口 (來自2mm直徑的管 道)在沿葉片翼展的x/C=0.15的線上。該陣列包括26個裝置，每一裝置均關于局部表面切面傾斜30°，并向內(nèi)側(cè)偏斜60。。在15m/s、 20m/s、 25m/s、 30m/s和35m/s的風速下測量力和力矩， 同時迎角在-30度和+30度之間變化，在每1。增量處進行測量。零度迎角 定義成葉片頂端部分設置成與自由流氣流成0°時。當安裝在渦輪輪轂上 時，葉片設置成頂傾斜角約為12到15°。在安裝有凸片的葉片根部周圍 沒有任何遮蓋物的情況下進行實驗，但是由該部件造成的干擾對所有組 結(jié)果都是共同的。圖13到圖15中所示的曲線提供了 35m/s風速的選擇結(jié)果，其代表所 有測試風速下的結(jié)果。圖13和圖14分別示出升力系數(shù)Cl和曳力系數(shù) Cd対迎角a的變化，圖15示出升力與曳力之比CL/CD，其為流體動力產(chǎn) 生部件的"效率"度量。結(jié)果清楚表明，增設這里所述類型的無源流體噴射渦流發(fā)生裝置使針 對給定迎角的升力系數(shù)在整個正迎角范圍內(nèi)提高了 3%到47%。例用本 發(fā)明的教導，發(fā)現(xiàn)針對給定迎角的曳力系數(shù)在整個正迎角范圍內(nèi)減小了 0.35%到6.7% 。這些結(jié)果等同于升力與曳力比增大5-50% 。在最后一組實驗中，申請人在具有和不具有這里所述類型的無源流體 噴射渦流發(fā)生器的兩種情況下研究了整個國產(chǎn)風輪機的性能。申請人選 擇的渦輪為由LVM有限公司(Old Oak Close, Arlesey, Bedfordshire SGI5 6XD， United Kingdom)制造的Aero4Gen-F 12伏國產(chǎn)風輪機，并且該渦 輪安裝在申請人的工業(yè)風洞中。渦輪頭改進成結(jié)合有發(fā)電機線圈的空冷 裝置來限制與溫度相關的電阻變化。發(fā)電機連接到附接于安裝塔上的2 歐姆電阻器負載上，從而其由風洞氣流冷卻。因此，該實驗設計成限制 電發(fā)熱的影響。Aero4Gen-F設計成可巻起(背離迎面而來的風向圍繞其垂直軸線旋 轉(zhuǎn))作為調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)速度并因此調(diào)節(jié)功率輸出的方式。在申請人的測 試中，Aera4Gen-F被固定從而其不會巻起。這使得轉(zhuǎn)子空氣動力的公平 測試得以進行，而不受由于巻起造成的干擾。對Aero4Gen風輪機以其未加改進的凈葉片和具有結(jié)合到其翼展方向 的16個無源流體渦流發(fā)生裝置陣列的相同葉片進行測試。各個無源流體渦流發(fā)生裝置包括直徑為1.5mm的通道，其設置成與局部上表面切面成 30。傾斜角且與迎面而來的自由流風矢量成60°偏斜角(朝向輪轂向內(nèi) 側(cè))。射流入口為圓形，具有l(wèi)mm的倒角，并且該無源流體渦流發(fā)生裝 置陣列定位成使得上表面上的噴孔位于15%弦長線上。在風速再次下降回到零之前，該實驗通過將風洞風速從Om/s穩(wěn)定地 增加到最大值14m/s來進行。在15秒之后，每當風速變化之后，對風洞 風速、渦輪轉(zhuǎn)速和來自渦輪發(fā)電機的電功率輸出都進行測量并記錄以獲 得穩(wěn)定的狀態(tài)條件。圖16中繪出了結(jié)果功率曲線(產(chǎn)生的電功率對風速)。現(xiàn)在參照圖16，當風速從Om/s增加時，具有凈葉片的風輪機在約 4.4m/s的(切入)風速時開始轉(zhuǎn)動，而具有結(jié)合有無源流體噴射渦流發(fā) 生裝置的葉片的渦輪在3.8m/s時開始轉(zhuǎn)動。這證明申請人的無源流體噴 射渦流發(fā)生裝置可在更低的風速下提供電功率輸出。圖16還表明對于達約11m/s的給定風速，對于該指定風輪機，無源 流體噴射渦流發(fā)生裝置的使用始終提供顯著增大的功率輸出。例如，在 8m/s的風速下，具有結(jié)合有無源流體噴射渦流發(fā)生裝置的葉片的渦輪與 具有凈葉片的渦輪相比較功率輸出增大了 40%，并且在風速為11m/s時， 功率輸出不止翻倍。該增大的功率輸出是由于在更低的風速下無源流體噴射渦流發(fā)生裝 置的失速抑制效果。在獲得最大功率輸出的更高風速下，增大的轉(zhuǎn)速使 葉片上表面邊界層重新附著，從而凈葉片和改進葉片都同樣運作。圖16的一個重要特征在于，當風速從零增加時，渦輪的功率輸出沿 著與風速從最大值減小時不同的路徑?？煽吹焦β瘦敵鲋械牟贿B續(xù)跳躍 在風速增大和風速減小路徑上位于不同風速處。這些是因為在更低轉(zhuǎn)速 下出現(xiàn)邊界層分離，而其在更高轉(zhuǎn)速下重新附著?？梢钥闯?，無源流體 噴射渦流發(fā)生裝置通過增大的風速促進了功率輸出的更早跳躍，因為其 能夠使分離的邊界層在更低的風速下重新附著。另外，還可看出在風速 減小時無源流體噴射渦流發(fā)生裝置有助于維持附著的邊界層，這通過與 凈葉片結(jié)果相比功率輸出遲后下降表示。總起來說，已經(jīng)清楚地證明無源流體噴射渦流發(fā)生裝置可減小典型的國產(chǎn)風輪機的切入風速，并顯著提高其發(fā)電能力。從前述明顯可知，本發(fā)明的教導提供了一種有效的裝置，其在不會不 利地增大流體動力產(chǎn)生元件的曳力的情況下提高其性能。對本領域技術人員來說清楚的是,盡管這里描述了本發(fā)明的某些當前 優(yōu)選的實施方式，但是本發(fā)明的范圍不限制于這些實施方式?？稍诓槐?離由所附權利要求限定的本發(fā)明的精神和范圍的情況下對這里描述的示 例性實施方式作出多種改進和修改。
權利要求
1.一種用于產(chǎn)生流體動力的元件(11)，該元件(11)包括第一表面(13)和第二表面(15)，它們從該元件(11)的前緣(17)沿相對方向延伸并在其后緣(18)處匯合而限定出三維主體，該三維主體成形為當以一迎角(α)浸入沿流動方向(U)經(jīng)過該元件(11)的流體流時產(chǎn)生流體動力，所述第一表面(13)包括流體入口(19)的陣列，所述第二表面(15)包括相對應的流體出口(21)的陣列，各所述入口(19)均通過流體管道(23)與所述出口(21)流體連通，所述流體管道的至少一部分與所述第二表面(15)在所述出口(21)附近的切平面(Y-Y)成一傾斜角(θ)，并與所述流體流動方向(U)成一偏斜角()，該布置使得所述元件(11)在使用中可操作以產(chǎn)生在所述前緣(17)下游靠近所述第一表面(13)的相對較高的流體壓力區(qū)以及在所述前緣(17)下游靠近所述第二表面(15)的相對較低的流體壓力區(qū)，并且來自所述相對較高的流體壓力區(qū)的流體能夠流入所述流體入口(19)經(jīng)所述流體管道(23)從所述流體出口(21)流出而流入所述相對較低的壓力區(qū)，從而產(chǎn)生流體渦流，所述流體渦流重新激勵所述低壓力區(qū)，從而延遲邊界層與所述第二表面(15)分離。
2. 根據(jù)權利要求1所述的元件，其中，所述入口 (19)具有比所述 出口 (21)更大的橫截面積，并且所述流體管道(23)從所述入口 (19) 到所述出口 (21)橫截面積減小，以使從其流過的流體加速。
3. 根據(jù)權利要求1或2所述的元件，其中，所述傾斜角(e)在約 15。到45。之間，優(yōu)選約30°。
4. 根據(jù)權利要求1到3中任一所述的元件，其中，所述偏斜角(cp) 在約30。到90。之間，優(yōu)選在60。到70。之間。
5. 根據(jù)權利要求4所述的元件，其中，所述偏斜角沿背離元件頂端 的內(nèi)側(cè)方向。
6. 根據(jù)前述權利要求中任一項所述的元件，其中，所述元件具有長 度，并且所述出口陣列(39; 43; 49)沿著沿該元件(11)的長度的翼展方向線(J-J)布置。
7. 根據(jù)權利要求6所述的元件，其中，在沿所述長度的離散位置處， 所述前緣(17)和所述翼展方向線(J-J)之間的距離(x)與對應于所述 元件(11)寬度的距離(C)之比沿該元件的長度基本恒定。
8. 根據(jù)權利要求7所述的元件，其中所述比(x/C)大于零而小于0,4。
9. 根據(jù)權利要求8所述的元件，其中，所述比(x/C)在約0.1到0.3 之間。
10. 根據(jù)前述權利要求中任一項所述的元件，其中，所述流體以多 個流體射流的形式流出所述出口 。
11. 根據(jù)權利要求10所述的元件，其中，相應對的入口、出口和管 道布置成使得從它們出射的流體射流形成反向旋轉(zhuǎn)的流體渦流。
12. 根據(jù)權利要求10所述的元件，其中，所述入口、出口和管道布 置成使得從它們出射的流體射流形成同向旋轉(zhuǎn)的流體渦流。
13. 根據(jù)前述權利要求中任一項所述的元件，其中，所述入口、出 口和所述管道具有圓形、橢圓形、方形或矩形橫截面。
14. 根據(jù)權利要求13所述的元件，其中，所述入口、出口和所述管 道具有圓形橫截面，并且相鄰的出口以基本上等于每一出口直徑的6到 IO倍的距離(AL)間隔開。
15. 根據(jù)權利要求13或14所述的元件，其中，所述入口、出口和 管道具有圓形橫截面，并且每一出口的直徑基本上等于局部未擾動邊界 層厚的高度的約0.5至ljl.0倍。
16. 根據(jù)權利要求13所述的元件，其中，所述入口、出口和管道具 有方形或矩形橫截面，并且相鄰的出口以基本上等于每一所述出口的最 長邊的6到10倍的距離(AL)間隔開。
17. 根據(jù)權利要求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橫截面，并且每一出口的寬度或最長邊基本上等于 局部未擾動邊界層厚的高度的約0.5到1.0倍。
18. 根據(jù)前述權利要求中任一項所述的元件，其中，所述元件具有長度，并且所述入口定位成與沿所述元件的第一表面(13)的長度的理 論滯止線的位置重合。
19. 根據(jù)權利要求18所述的元件，其中，所述滯止線對應于在指定 迎角(a)下所述第一表面(13)上的最大靜態(tài)流體壓力點，在該點處， 所述第二表面(15)上的邊界層分離幵始朝所述前緣(17)向上游推進。
20. 根據(jù)前述權利要求中任一項所述的元件，其中，所述入口光滑 成型以避免引起邊界層分離。
21. 根據(jù)前述權利要求中任一項所述的元件，其中，所述管道是基 本筆直的。
22. 根據(jù)前述權利要求中任一項所述的元件，其中，所述管道包括 止回閥以防止流體流入所述出口而經(jīng)過所述管道從所述入口流出。
23. 根據(jù)前述權利要求中任一項所述的元件，其中， 一個或多個所 述管道包括渦旋發(fā)生器以在從其經(jīng)過的流體中產(chǎn)生預渦旋。
24. —種機翼或翼型或高升力裝置，例如用于固定翼式飛行器的副 翼或縫翼，其包括根據(jù)權利要求1到23中任一項所述的元件。
25. —種風輪機，該風輪機包括多個葉片， 一個或多個所述葉片包 括根據(jù)權利要求1到23中任一項所述的元件。
26. —種用于例如直升飛機的旋轉(zhuǎn)翼式飛行器的轉(zhuǎn)子葉片，該轉(zhuǎn)子 葉片包括根據(jù)權利要求1到23中任一項所述的元件。
27. —種元件，該元件構(gòu)造成用做固定翼式飛行器的機翼(37)或 翼型、用于風輪機的葉片(41)或用于旋轉(zhuǎn)翼式飛行器的轉(zhuǎn)子葉片(47); 所述元件具有長度和寬度(C)，并包括第一表面(13)和第二表面(15)，它們從該元件(11)的前緣(17) 沿相對方向延伸并在其后緣(18)處匯合而限定出三維主體，該三維主 體成形為當以一迎角(a)浸入沿流動方向(U)經(jīng)過該元件(11)的流 體流時產(chǎn)生流體動力；所述第一表面(13)包括流體入口 (19)的陣列，該陣列定位成與 沿所述元件的第一表面(13)的長度的理論滯止線重合，所述第二表面(15)包括相對應的流體出口 (21)的陣列，該陣列布置成沿著沿所述元件(11)的長度的翼展方向線(J-J)，在沿所述長度的離散位置處，所述前緣(17)和所述翼展方向線(J-J)之間的距離(x) 與對應于所述元件(11)寬度的距離(C)之比沿該元件的長度基本恒定; 各所述入口 (19)均通過流體管道(23)與所述出口 (21)流體連通， 所述流體管道與所述第二表面(15)在所述出口 (21)附近的切平面(Y-Y) 成在約15°到45。之間的傾斜角(e)，并與所述流體流動方向(U)成在 約3O。到90。之間的偏斜角(9)，所述流體管道從所述入口到所述出口橫 截面積減小，以使從其經(jīng)過的流體加速；該布置使得所述元件(11)在使用中可操作以產(chǎn)生在所述前緣(17) 下游靠近所述第一表面(13)的相對較高的流體壓力區(qū)以及在所述前緣 (17)下游靠近所述第二表面(15)的相對較低的流體壓力區(qū)，并且來 自所述相對較高的流體壓力區(qū)的流體能夠流入所述流體入口 (19)經(jīng)所 述流體管道(23)從所述流體出口 (21)流出而流入所述相對較低的壓 力區(qū)，從而產(chǎn)生多個同向旋轉(zhuǎn)的流體渦流，所述流體渦流重新激勵所述 低壓力區(qū)，從而延遲邊界層與所述第二表面(15)分離。
28. —種液動或氣動主體，在使用中其可操作以在所述主體與入射 流體流成一迎角布置時，在第一表面附近產(chǎn)生高流體壓力區(qū)，并在第二 表面附近產(chǎn)生低流體壓力區(qū)；所述主體包括多個管道，這些管道相對于 所述流體流傾斜和偏斜，并從所述高壓力表面向所述低壓力表面延伸， 從而能夠形成從所述管道延伸的多個流體射流，以形成流體渦流，所述 流體渦流重新激勵所述低壓力區(qū)，從而延遲邊界層與所述低壓力表面分 離。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于產(chǎn)生流體動力的元件(11)，該元件(11)包括第一表面(13)和第二表面(15)，它們從該元件(11)的前緣(17)沿相對方向延伸并在其后緣(18)處匯合而限定出三維主體，該三維主體成形為當以一迎角(α)浸入沿流動方向(U)經(jīng)過該元件(11)的流體流時產(chǎn)生流體動力，第一表面(13)包括流體入口(19)的陣列，第二表面(15)包括相對應的流體出口(21)的陣列，各所述入口(19)均通過流體管道(23)與所述出口(21)流體連通，所述流體管道的至少一部分與所述第二表面(15)在所述出口(21)附近的切平面(Y-Y)成一傾斜角(θ)，并與所述流體流動方向(U)成一偏斜角(φ)，該布置使得元件(11)在使用中可操作以產(chǎn)生在所述前緣(17)下游靠近所述第一表面(13)的相對較高的流體壓力區(qū)以及在所述前緣(17)下游靠近所述第二表面(15)的相對較低的流體壓力區(qū)，并且來自所述相對較高的流體壓力區(qū)的流體能夠流入所述流體入口(19)經(jīng)所述流體管道(23)從所述流體出口(21)流出而流入所述相對較低的壓力區(qū)，從而產(chǎn)生流體渦流，所述流體渦流重新激勵所述低壓力區(qū)，從而延遲邊界層與所述第二表面(15)分離。
文檔編號B64C23/06GK101258071SQ200680029269
公開日2008年9月3日 申請日期2006年7月13日 優(yōu)先權日2005年7月13日
發(fā)明者瓦希克·霍達格里安, 西蒙·安德魯·普林斯 申請人:城市大學