專利名稱：一種具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種運(yùn)輸機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，更特別地說，是指一種具有層流流動控制和 分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)。本發(fā)明設(shè)計的機(jī)翼通過減小機(jī)翼上翼面的摩擦阻力和抑制邊界 層分離，能夠節(jié)省燃油量，降低運(yùn)輸機(jī)的運(yùn)行成本。
背景技術(shù)：
當(dāng)氣流繞過機(jī)翼后，由于氣流粘性的作用，在其翼面(上翼面、下翼面)存在一 個很薄的剪切層，被稱作邊界層。邊界層有層流和湍流兩種流態(tài)，轉(zhuǎn)捩是邊界層中的 流態(tài)由層流過渡為湍流的過程(參見圖1B所示)。圖中，機(jī)翼上翼面2從前緣點(diǎn)A 至第二轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)O為層流區(qū)，第二轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)O至第二轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)P為過渡區(qū)，第二轉(zhuǎn) 捩終點(diǎn)P至后緣點(diǎn)E為湍流區(qū)。在層流區(qū)內(nèi)產(chǎn)生了兩個邊界層分布(一是無吸氣區(qū) 的起始發(fā)展階段薄邊界層的速度分布211 ，二是無吸氣區(qū)的充分發(fā)展后的厚邊界層的 速度分布212);在湍流區(qū)內(nèi)產(chǎn)生了兩個邊界層分布(一是無吹氣區(qū)上游的邊界層速 度分布214， 二是無吹氣作用下的邊界層速度分布215)。轉(zhuǎn)捩是一個十分復(fù)雜的流 動變化過程，工程上常把轉(zhuǎn)捩過程簡化為一個突變現(xiàn)象。影響轉(zhuǎn)捩的主要因素是雷諾 數(shù)，若邊界層當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)達(dá)到某一臨界值時，即發(fā)生轉(zhuǎn)捩。轉(zhuǎn)捩還受其他許多因素影 響，如外流的原始湍流度、逆壓梯度、流過曲面時離心力的作用、物面粗糙度、噪聲 以及流體與物體間的熱交換等。
相對于湍流邊界層，層流邊界層具有較低的摩擦阻力。目前，國外對大型運(yùn)輸機(jī) 阻力問題十分重視，美國已經(jīng)將降低摩擦阻力列為大型運(yùn)輸機(jī)設(shè)計四項先進(jìn)技術(shù)中的 一項。歐洲減阻網(wǎng)也將層流流動控制技術(shù)列為重點(diǎn)研究領(lǐng)域之一。對于一個亞音速運(yùn) 輸機(jī)，表面摩擦阻力占總阻力的50%左右，且在同一雷諾數(shù)下，層流摩阻比湍流摩 阻小80 90%。因此，減小摩擦阻力最有效的方法就是阻止邊界層流動從層流較早 地轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧?，盡可能擴(kuò)大機(jī)翼上翼面的層流流動區(qū)域。層流流動控制實質(zhì)上就是通 過釆取控制措施，使失穩(wěn)的邊界層變得穩(wěn)定，延遲邊界層流動從層流到湍流的轉(zhuǎn)捩， 從而減小摩擦阻力。
另外，由于氣流粘性的作用以及邊界層內(nèi)存在的流向逆壓梯度，使邊界層內(nèi)的流 體會逐漸減速，最后整個邊界層內(nèi)的流體的動能都被粘性應(yīng)力給耗散掉，流體不能再 朝下游流動了，然而上游的還未減速的邊界層還在源源不斷地追趕上來，邊界層內(nèi)的 流體因為無法繼續(xù)貼著上翼面流動而離開了上翼面，流動出現(xiàn)了分離。由于分離后背 風(fēng)面壓強(qiáng)低于機(jī)翼前部的壓強(qiáng)，故存在壓差阻力，且分離區(qū)越大，壓差阻力越大，甚 至在嚴(yán)重的分離情況下，會使升力急劇下降，出現(xiàn)失速現(xiàn)象。因此，采用有效的方法， 避免邊界層的分離是非常必要的。 發(fā)明 內(nèi) 容
本發(fā)明的目的是提供一種具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，該豐幾翼結(jié)構(gòu) 能耗小、效率高， 一方面通過在豐幾翼1的上翼面2上設(shè)置多個A微孔21、 B微孔 22，且A微孔21、 B微孔22通過氣流通道4形成氣流通路；另一方面在機(jī)翼1的 內(nèi)部設(shè)置多段結(jié)構(gòu)的氣流通道4，并在氣流通道4內(nèi)安裝多個吸氣泵3來產(chǎn)生吹氣量； 本發(fā)明設(shè)計的機(jī)翼結(jié)構(gòu)能夠?qū)崿F(xiàn)機(jī)翼1的上翼面2前緣吸氣、后緣吹氣，進(jìn)而對邊 界層流動進(jìn)行千擾控制；這樣不僅能夠推遲邊界層轉(zhuǎn)捩，減小摩擦阻力；而且能控制 邊界層分離，改善機(jī)翼失速特性。
本發(fā)明是一種具有層流流動控制和分離控制的豐幾翼結(jié)構(gòu)，該機(jī)翼結(jié)構(gòu)是在機(jī)翼1 的上翼面2的縱向中心線的前端采用激光鉆洞技術(shù)鈷有多個A微孔21，所述A微孔 21按行列整齊排列形成吸氣區(qū)；在機(jī)翼1的上翼面2的縱向中心線的后端采用激光 鈷洞技術(shù)鈷有多個B微孔22，所述B微孔22按行列整齊排列形成吹氣區(qū)；吸氣區(qū) 與吹氣區(qū)的聯(lián)通通道稱作氣流通道4，即氣流通道4的入口與吸氣區(qū)導(dǎo)通，氣流通道 4的出口與吹氣區(qū)導(dǎo)通。氣流通道4設(shè)置在機(jī)翼1內(nèi)，所述氣流通道4由前氣流道 41、中間氣流道43、后氣流道42構(gòu)成，中間氣流道43設(shè)置在前氣流道41、后氣 流道42之間，呈橢圓形，且中間氣流道43內(nèi)安裝有吸氣泵3;前氣流道41與后氣 流道42設(shè)計成喇叭形，且相對放置。
所述前氣流道41將由吸氣區(qū)流入的流體在喇叭尾部(前氣流道41的喇叭尾部) 逐漸變窄，造成通道內(nèi)的流體逐漸加速，從而使吸氣泵入口處壓強(qiáng)減小，這樣使上翼 面2的邊界層底層的低速氣流更易被吸入氣流通道4內(nèi)。
所述后氣流道42是將從中間氣流道43流出的流體首先在喇叭尾部(后氣流道 42的喇叭尾部)逐漸變窄，然后在喇叭口逐漸變寬，使得通道內(nèi)的流體流速減小而 壓力增大，這樣使從吸氣區(qū)吸入的氣流更易被吹氣區(qū)排放到主流中。
本發(fā)明具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)在于采用在機(jī)翼上翼面 開設(shè)微孔方式和在機(jī)翼內(nèi)設(shè)置氣流通道，能夠推遲邊界層轉(zhuǎn)捩位置、減小摩擦阻力， 控制邊界層分離，改善機(jī)翼失速特性。因此，微孔與氣流通道的組合不僅能減小摩擦 阻力，而且能夠有效控制邊界層分離，具有雙重控制作用。


圖1是本發(fā)明具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼剖視圖。
圖1A是本發(fā)明具有層流流動控制的邊界層速度分布結(jié)構(gòu)示意圖。
圖1B是未改進(jìn)的邊界層速度分布結(jié)構(gòu)示意圖。
圖2是未改進(jìn)近壁面的流場結(jié)構(gòu)示意圖。
圖3是具有本發(fā)明的機(jī)翼結(jié)構(gòu)在實施吸、吹氣控制后的近壁面流場結(jié)構(gòu)示意圖。 圖4是本發(fā)明A微孔的設(shè)置布局示意圖。 圖5是本發(fā)明B微孔的設(shè)置布局示意圖。 圖6是常規(guī)飛機(jī)的俯視簡圖。
圖中 l.機(jī)翼 2.上翼面 21.A微孔 22.B微孔
201.起始發(fā)展階段薄邊界層的速度分布 202.充分發(fā)展后的厚邊界層的速度分布 203.吸氣作用下變薄的邊界層速度分布 204.吹氣區(qū)上游的邊界層速度分布 205.吹氣作用下的邊界層速度分布
211. 無吸氣區(qū)的起始發(fā)展階段薄邊界層的速度分布
212. 無吸氣區(qū)的充分發(fā)展后的厚邊界層的速度分布
214. 無吹氣區(qū)上游的邊界層速度分布
215. 無吹氣作用下的邊界層速度分布
3.吸氣泵 4.氣流通道 41.前氣流道 42.后氣流道
43.中間氣流道 5.弦長
具體實施例方式
下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明做進(jìn)一步的詳細(xì)說明。
本發(fā)明設(shè)計的具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，通過在機(jī)翼1的上翼 面2的前后分別設(shè)置不同孔徑的多個微孔，該開設(shè)的微孔與氣流通道構(gòu)成吸、吹通 路，從而改變了轉(zhuǎn)捩在機(jī)翼1的上翼面2的設(shè)置點(diǎn)。推遲的轉(zhuǎn)捩位置能夠減小摩擦
阻力，控制邊界層分離，改善機(jī)翼失速特性。在氣流通道內(nèi)設(shè)置多個吸氣泵，通過調(diào) 節(jié)吹、吸氣量，能夠使流過翼型前緣表面邊界層底層的低速流體被吸走，從而使邊界 層變薄，達(dá)到推遲邊界層從層流到湍流的轉(zhuǎn)捩，減小物體表面的摩擦阻力。
參見圖1、圖1A所示，本發(fā)明是一種具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)， 該機(jī)翼結(jié)構(gòu)是在機(jī)翼1的上翼面2的縱向中心線的前端采用激光鉆洞技術(shù)鈷有多個A 微孔21 ，所述A微孔21按行列整齊排列形成吸氣區(qū)(參見圖4所示)；在機(jī)翼1 的上翼面2的縱向中心線的后端采用激光鉆洞技術(shù)鉆有多個B微孔22,所述B微孔 22按行列整齊排列形成吹氣區(qū)(參見圖5所示)；吸氣區(qū)與吹氣區(qū)的聯(lián)通通道稱作氣 流通道4，即氣流通道4的入口與吸氣區(qū)導(dǎo)通，氣流通道4的出口與吹氣區(qū)導(dǎo)通。A 微孔21的孔徑為50 100/^，相鄰兩微孔之間的間距為0.5 lmw。 B微孔22 的孔徑為0.5~ 1 wm ，相鄰兩微孔之間的間距為5 10 wm 。
(參見圖1A、圖6所示)在本發(fā)明中，吸氣區(qū)的區(qū)域是在3~15%弦長、40 80%展長(前一個展寬)的范圍。吹氣區(qū)的區(qū)域是在60 90%弦長、40 80%展 長(后一個展寬)的范圍。弦長5是指前緣點(diǎn)A與后緣點(diǎn)E之間的連線。展長是指 機(jī)翼的展寬，展寬是從前緣點(diǎn)A與后緣點(diǎn)E逐漸縮小的， 一般機(jī)翼前緣寬度比機(jī)翼 后緣寬度要寬。
在本發(fā)明中，氣流通道4設(shè)置在機(jī)翼1內(nèi)，所述氣流通道4由前氣流道41、中 間氣流道43、后氣流道42構(gòu)成，中間氣流道43設(shè)置在前氣流道41、后氣流道42 之間，呈橢圓形，且中間氣流道43內(nèi)安裝有吸氣泵3;前氣流道41與后氣流道42 設(shè)計成喇叭形，且相對放置。
所述前氣流道41將由吸氣區(qū)流入的流體在喇叭尾部(前氣流道41的喇叭尾部) 逐漸變窄，造成通道內(nèi)的流體逐漸加速，從而使吸氣泵入口處壓強(qiáng)減小，這樣使上翼 面2的邊界層底層的低速氣流更易被吸入氣流通道4內(nèi)。
所述后氣流道42是將從中間氣流道43流出的流體首先在喇叭尾部(后氣流道 42的喇叭尾部)逐漸變窄，然后在喇叭口逐漸變寬，使得通道內(nèi)的流體流速減小而 壓力增大，這樣使從吸氣區(qū)吸入的氣流更易被吹氣區(qū)排放到主流中。
本發(fā)明橢圓形中間氣流道43內(nèi)安裝有2 10個吸氣泵3，吸氣泵3輸出的氣量 可任意調(diào)節(jié)。通過調(diào)節(jié)吸氣泵3的輸出氣量，能夠?qū)崿F(xiàn)機(jī)翼前緣吸氣、后緣吹氣，
進(jìn)而對邊界層流動進(jìn)行干擾控制。吸氣泵3具有吸氣和排氣功能，其壓縮比(排氣 和進(jìn)氣壓力的比值)為1.2~1.8。中間氣流道43中的全部吸氣泵3產(chǎn)生的吹氣量 為2~15X10—5MPa 。
本發(fā)明設(shè)計的具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，由于層流摩擦阻力CCT 比湍流摩擦阻力C^小，減小了機(jī)翼總摩擦阻力& (& = Cw + )。通過阻止邊界 層流動從層流較早地轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧?，盡可能擴(kuò)大機(jī)翼l表面(本發(fā)明僅涉及上翼面2) 的層流流動區(qū)域。在吸氣作用下，流過機(jī)翼1前緣表面邊界層底層的低速流體被吸 走，上翼面2的層流邊界層會變薄，而薄的邊界層能更有效地抑制轉(zhuǎn)捩的發(fā)生，這 就使得轉(zhuǎn)捩位置明顯推后，上翼面2的邊界層層流流動范圍顯著增加，因而能減小 上翼面2的摩擦阻力。
參見圖1A所示，在本發(fā)明中，根據(jù)不同點(diǎn)的設(shè)置使機(jī)翼1的上翼面2分劃為層 流區(qū)、過渡區(qū)、湍流區(qū)，前緣點(diǎn)A與第一轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)M之間為層流區(qū)，第一轉(zhuǎn)捩起點(diǎn) M與第一轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)N之間為過渡區(qū)，第一轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)N與后緣點(diǎn)E之間為湍流區(qū)。在 層流區(qū)采用激光鉆洞技術(shù)鉆有多個A微孔21形成的吸氣區(qū)，且吸氣區(qū)的范圍為前緣 點(diǎn)A與吸氣終點(diǎn)B之間。在湍流區(qū)采用激光鈷洞技術(shù)鉆有多個B微孔22形成的吹 氣區(qū)，且吹氣區(qū)的范圍為吹氣起點(diǎn)C與吹氣終點(diǎn)D之間。當(dāng)邊界層厚度超過臨界值 時，邊界層流動開始從層流轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鳎藭r流動開始發(fā)生轉(zhuǎn)變的位置為轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)位 置(即第一轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)M)，邊界層流動轉(zhuǎn)變?yōu)橥耆l(fā)展湍流的位置為轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)位置(即 第一轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)N)，以第一轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)N的下游(第一轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)N至后緣點(diǎn)E的范圍) 的邊界層流動為湍流流動。從圖1A中可知，在前緣點(diǎn)A至第一轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)M的范圍 內(nèi)邊界層流動的速度分布為有起始發(fā)展階段薄邊界層的速度分布201、充分發(fā)展后 的厚邊界層的速度分布202、吸氣作用下變薄的邊界層速度分布203 (由于推遲邊 界層轉(zhuǎn)捩位置所產(chǎn)生的，則吸氣作用下變薄的邊界層速度分布203就起到了減小摩 擦阻力和控制邊界層分離的雙重作用，可以從圖1A與圖1B對比看出)；第一轉(zhuǎn)捩 終點(diǎn)N至后緣點(diǎn)E的范圍內(nèi)邊界層流動的速度分布為有吹氣區(qū)上游的邊界層速度 分布204、吹氣作用下的邊界層速度分布205。本發(fā)明通過在上翼面2上設(shè)置多個 A微孔21能夠使轉(zhuǎn)捩位置明顯推后，且在第一轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)M與吸氣終點(diǎn)B之間再形 成一個吸氣作用下變薄的邊界層速度分布203，有效地減小了上翼面2的摩擦阻力， 節(jié)省了燃油量。 參見圖1B所示，當(dāng)氣流繞過機(jī)翼1的上翼面2時，由于粘性的作用，在第二邊 界層邊緣與上翼面2之間形成邊界層。這4^l界層內(nèi)部在起始階段為層流流動，其 厚度從駐點(diǎn)(是指氣流在翼面的速度為零時的點(diǎn))開始沿風(fēng)向方向逐漸增厚，當(dāng)邊界 層厚度超過臨界值時，邊界層流動開始從層流轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧?，此時流動開始發(fā)生轉(zhuǎn)變的 位置為轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)位置(即第二轉(zhuǎn)捩起點(diǎn)O)，邊界層流動轉(zhuǎn)變?yōu)橥耆l(fā)展湍流的位置 為轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)位置(即第二轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)P)，以第二轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)P的下游(第二轉(zhuǎn)捩終點(diǎn)P 至后緣點(diǎn)E的范圍)的邊界層流動為湍流流動。從圖中可知，在前緣點(diǎn)A至第二轉(zhuǎn) 捩起點(diǎn)O的范圍內(nèi)邊界層流動的典型速度分布為無吸氣區(qū)的起始發(fā)展階段薄邊界 層的速度分布211、無吸氣區(qū)的充分發(fā)展后的厚邊界層的速度分布212;第二轉(zhuǎn)捩 終點(diǎn)P至后緣點(diǎn)E的范圍內(nèi)邊界層流動的典型速度分布為無吹氣區(qū)上游的邊界層 速度分布214、無吹氣作用下的邊界層速度分布215。
通過對圖1A與圖1B所示的結(jié)構(gòu)進(jìn)行對比可以看出，圖1A中的層流邊界層比 圖1B中的層流邊界層要薄。
本發(fā)明具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，在吸氣泵3抽吸作用下，流 過機(jī)翼前緣表面邊界層底層的低速流體被吸走，使上翼面層流邊界層變薄，臨界雷諾 數(shù)(層流邊界層內(nèi)部擾動開始放大的雷諾數(shù))增大，從而能夠延遲轉(zhuǎn)捩的發(fā)生，擴(kuò)大 上翼面層流流動的面積(參見圖3所示)；這些吸入的流體流經(jīng)氣流通道4后，從lfl 翼后緣的多排B微孔22排出，排出的氣流使翼面邊界層內(nèi)的流體獲得額外能量，使 近翼面低速氣流加速，邊界層速度梯度減小，吹氣區(qū)湍流邊界層摩擦阻力相應(yīng)減小， 不會在吹氣區(qū)形成一個回流區(qū)(參見圖2所示)。因此，通過調(diào)整吹吸氣量，吸氣和 吹氣能使上翼面的總摩擦阻力減??；同時吸、吹氣能使邊界層變得飽滿，抑制流動分 離現(xiàn)象的發(fā)生，從而改善機(jī)翼失速特性。
權(quán)利要求
1、一種具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，其特征在于該機(jī)翼(1)的上翼面(2)的縱向中心線的前端有多個A微孔(21)，所述A微孔(21)按行列整齊排列形成吸氣區(qū)；該機(jī)翼(1)的上翼面(2)的縱向中心線的后端有多個B微孔(22)，所述B微孔(22)按行列整齊排列形成吹氣區(qū)；吸氣區(qū)與吹氣區(qū)的聯(lián)通通道稱作氣流通道(4)，即氣流通道(4)的入口與吸氣區(qū)導(dǎo)通，氣流通道(4)的出口與吹氣區(qū)導(dǎo)通；所述氣流通道(4)設(shè)置在機(jī)翼(1)內(nèi)；所述氣流通道(4)由前氣流道(41)、中間氣流道(43)、后氣流道(42)構(gòu)成，中間氣流道(43)設(shè)置在前氣流道(41)、后氣流道(42)之間，呈橢圓形，且中間氣流道(43)內(nèi)安裝有吸氣泵(3)；前氣流道(41)與后氣流道(42)設(shè)計成喇叭形，且相對放置；所述前氣流道(41)將由吸氣區(qū)流入的流體在喇叭尾部逐漸變窄，造成通道內(nèi)的流體逐漸加速，從而使吸氣泵入口處壓強(qiáng)減小，這樣使上翼面(2)的邊界層底層的低速氣流更易被吸入氣流通道(4)內(nèi)；所述后氣流道(42)是將從中間氣流道(43)流出的流體首先在喇叭尾部逐漸變窄，然后在喇叭口逐漸變寬，使得通道內(nèi)的流體流速減小而壓力增大，這樣使從吸氣區(qū)吸入的氣流更易被吹氣區(qū)排放到主流中。
2、 +艮據(jù)權(quán)利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的禾幾翼結(jié)構(gòu)，其特征在于 A微孔(21)的孔徑為50 100//m，相鄰兩A微孔(21)之間的間距為0.5~1 n/w 。
3、 ^艮據(jù)權(quán)利要求l所述的具有層流流動控制和分離控制的lfl翼結(jié)構(gòu)，其特征在于 B微孔(22)的孔徑為0.5 1 mm ，相鄰兩B微孔(22)之間的間距為5 10mw
4、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，其特征在于 吸氣區(qū)的區(qū)域是在3 15%弦長、40 80%展長的范圍。
5、 纟艮據(jù)^又利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，其特征在于-. 吹氣區(qū)的區(qū)域是在60~90%弦長、40 80%展長的范圍。
6、 根據(jù);f又利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，其特征在于: 中間氣流道(43)內(nèi)安裝有2 10個吸氣泵(3)。
7、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，其特征在于: 吸氣泵(3〉的壓縮比為1.2 1.8。
8、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，其特征在于: 中間氣流道(43)中全部吸氣泵(3)產(chǎn)生的吹氣量為2 15X10—SWP"。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種具有層流流動控制和分離控制的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，該機(jī)翼的上翼面的縱向中心線的前端有多個A微孔，所述A微孔按行列整齊排列形成吸氣區(qū)；該機(jī)翼的上翼面的縱向中心線的后端有多個B微孔，所述B微孔按行列整齊排列形成吹氣區(qū)；吸氣區(qū)與吹氣區(qū)的聯(lián)通通道稱作氣流通道，即氣流通道的入口與吸氣區(qū)導(dǎo)通，氣流通道的出口與吹氣區(qū)導(dǎo)通；所述氣流通道設(shè)置在機(jī)翼內(nèi)；所述氣流通道由前氣流道、中間氣流道、后氣流道構(gòu)成，中間氣流道呈橢圓形，且中間氣流道內(nèi)安裝有吸氣泵；前氣流道與后氣流道設(shè)計成喇叭形，且相對放置；本發(fā)明的機(jī)翼通過調(diào)整吹、吸氣量這種控制方法能推遲邊界層從層流到湍流的轉(zhuǎn)捩，減小物體表面的摩擦阻力；同時還能延遲流動分離，改善翼型失速特性。
文檔編號B64C21/02GK101348170SQ200810119479
公開日2009年1月21日 申請日期2008年9月1日 優(yōu)先權(quán)日2008年9月1日
發(fā)明者何雨薇, 佟增軍, 劉沛清, 段會申, 陳建中 申請人:北京航空航天大學(xué)