一種涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊及其流動(dòng)分離控制方法
【專(zhuān)利摘要】一種涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊及其流動(dòng)分離控制方法。所述涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊由涵道風(fēng)扇的涵道體和三段橡膠薄膜組成；所述的涵道體為涵道風(fēng)扇的一部分，所述三段橡膠薄膜均附著在所述涵道體迎風(fēng)面上，組成了涵道風(fēng)扇唇口充氣單元和整流單元。其中充氣單元為密封設(shè)計(jì)，充氣單元可以進(jìn)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(fēng)扇的涵道體上，不改變涵道風(fēng)扇原始外形。數(shù)值模擬證明，安裝唇口充氣氣囊后，涵道風(fēng)扇的拉力更大，并且所需的螺旋槳扭矩更小，提高了涵道風(fēng)扇在大迎角飛行時(shí)的工作效率。
【專(zhuān)利說(shuō)明】
一種涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊及其流動(dòng)分離控制方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)領(lǐng)域，具體為一種涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊及其流動(dòng)分離控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]垂直起降飛行器因?qū)ζ鸾禇l件要求低而得到了廣泛的研究和應(yīng)用，美國(guó)擁有眾多型號(hào)的直升機(jī)和先進(jìn)的V-22傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器等垂直起降飛行器。在軍用方面:在新時(shí)代國(guó)防，2011(12):1-8.中，李耐和在《美軍下一次戰(zhàn)爭(zhēng)需要的10項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)[J]》中提到通過(guò)伊拉克戰(zhàn)爭(zhēng)和阿富汗戰(zhàn)爭(zhēng)，美國(guó)對(duì)發(fā)展垂直起降飛行器有了更深層的體會(huì)和認(rèn)識(shí)，將能夠適應(yīng)復(fù)雜地形環(huán)境的垂直起降飛行器列為美軍十大未來(lái)關(guān)鍵裝備的第一項(xiàng)。在新時(shí)代國(guó)防，2012(4):20-24.《國(guó)外重型運(yùn)輸直升機(jī)發(fā)展動(dòng)向[J]》中，黃毅指出美國(guó)在大力發(fā)展垂直起降飛行器的同時(shí)仍然將大型直升機(jī)作為發(fā)展重點(diǎn)之一。在民用方面:垂直起降飛行器在復(fù)雜地形環(huán)境執(zhí)行任務(wù)、地震救災(zāi)、邊遠(yuǎn)地區(qū)急救、緩解城市地面交通等方面具有很大的應(yīng)用前景。
[0003]垂直起降飛行器按照動(dòng)力方式大致可分為旋翼類(lèi)飛行器、噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推力轉(zhuǎn)向飛機(jī)、傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)、尾座式螺旋槳?jiǎng)恿︼w行器、涵道風(fēng)扇動(dòng)力飛行器，此外還有涵道風(fēng)扇與矢量噴管聯(lián)合應(yīng)用的飛機(jī)，以及其他特殊概念飛行器。其中，涵道風(fēng)扇是指被涵道體包圍的風(fēng)扇系統(tǒng)。在《涵道螺旋槳與孤立螺旋槳?dú)鈩?dòng)特性的數(shù)值模擬對(duì)比》.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，26
(12):2820-2825,2011.中，許和勇等利用數(shù)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(yōu)點(diǎn)是氣動(dòng)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(jī)的動(dòng)力系統(tǒng);涵道螺旋槳工作時(shí)，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(chǎng)發(fā)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(dòng)效率;其次，螺旋槳吸流在涵道唇口處產(chǎn)生繞流，形成低壓區(qū)，使涵道產(chǎn)生附加拉力，涵道壁上的拉力最大可達(dá)總拉力的60%左右。
[0004]當(dāng)涵道風(fēng)扇作為垂直起降飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)時(shí)，只需通過(guò)傾轉(zhuǎn)涵道風(fēng)扇即可實(shí)現(xiàn)飛行器的垂直起降、懸停和空中飛行。在飛行器垂直起飛時(shí)，涵道風(fēng)扇與地面垂直產(chǎn)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(guò)傾轉(zhuǎn)涵道風(fēng)扇產(chǎn)生向前的推力使飛行器加速前飛，直到飛行器的升力面產(chǎn)生足夠的升力后涵道風(fēng)扇傾轉(zhuǎn)至與水平。在《傾轉(zhuǎn)涵道傾轉(zhuǎn)過(guò)渡階段的非定常氣動(dòng)力》.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，30(1):155-163,2005.中，楊磊等用數(shù)值模擬方法研究得出涵道風(fēng)扇在由高速小迎角傾轉(zhuǎn)至低速大迎角過(guò)程時(shí)會(huì)在涵道體唇口處發(fā)生流動(dòng)分離使涵道風(fēng)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(wèn)題，科研工作者和工程師想出了多種辦法來(lái)提高涵道風(fēng)扇在大迎角飛行時(shí)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(guò)精心設(shè)計(jì)的涵道體唇口前緣半徑和曲率變化來(lái)減小流動(dòng)分離，以到達(dá)涵道風(fēng)扇在大迎角飛行時(shí)減小涵道風(fēng)扇流動(dòng)分離的目的，進(jìn)而提尚其工作效率。
[0006]在申請(qǐng)?zhí)枮镃N201010515951.4的發(fā)明創(chuàng)造中公開(kāi)了一種唇口及擴(kuò)散角可變式高效涵道。該發(fā)明所述涵道采用柔性涵道壁材料，在涵道壁外側(cè)上端和下端固定有至少一道作動(dòng)筒，作動(dòng)筒另一端連接在定位臺(tái)架上。在涵道的擴(kuò)散口上方側(cè)壁安裝數(shù)值傳感器，用于感知?dú)饬魇欠褚虺隹跀U(kuò)散角增大而發(fā)生了分離，并將傳感器信號(hào)反饋給EClKElectronicControl Unit，電子控制單元)。涵道內(nèi)壁部分區(qū)域或全部具備凹坑形貌。凹坑形貌可以為微電子機(jī)械系統(tǒng)組成的可調(diào)凹坑軟貼片。該發(fā)明所述涵道可實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)唇口和尾部擴(kuò)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(zhǔn)確性，減小飛行器控制中的耦合作用。但是該項(xiàng)發(fā)明中存在結(jié)構(gòu)重量大、機(jī)構(gòu)復(fù)雜、控制難度大的問(wèn)題。
[0007]發(fā)明的內(nèi)容
[0008]為克服現(xiàn)有技術(shù)中涵道風(fēng)扇在大迎角飛行時(shí)工作效率低、有效載荷小、流動(dòng)控制機(jī)構(gòu)復(fù)雜、結(jié)構(gòu)重量大的問(wèn)題，本發(fā)明提出了一種涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊及其流動(dòng)分離控制方法。
[0009]本發(fā)明所述涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊由涵道風(fēng)扇的涵道體和橡膠薄膜組成;所述的涵道體為涵道風(fēng)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(fēng)面上，組成了涵道風(fēng)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(shí)現(xiàn)涵道風(fēng)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(shí)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(fēng)扇垂直對(duì)稱(chēng)面位置處的的軸向長(zhǎng)度最大，與所述涵道體的連接點(diǎn)距該涵道體前端的距離為該涵道體軸向長(zhǎng)度的1/2。所述第三橡膠薄膜逐漸向兩側(cè)圓滑過(guò)渡，直至兩個(gè)末端處的軸向長(zhǎng)度為零;所述第三橡膠薄膜兩個(gè)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(guò)管道與安裝在飛行器內(nèi)的高壓氣罐相連，并設(shè)有進(jìn)氣閥門(mén)。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(guò)管道相連，并設(shè)有放氣閥門(mén)。壓強(qiáng)傳感器位于所述充氣單元的前端，被安放在所述涵道體內(nèi)。
[0014]在所述涵道體上固定有整流單元前進(jìn)出氣口，在所述涵道體后緣外表面固定有整流單元后進(jìn)出氣口；所述整流單元前進(jìn)出氣口與整流單元后進(jìn)出氣口之間通過(guò)管道連接，使空氣能夠自由進(jìn)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(fā)明提出的利用所述涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊進(jìn)行流動(dòng)分離控制的具體步驟為:
[0016]步驟1:確定涵道風(fēng)扇當(dāng)前時(shí)刻的來(lái)流迎角。通過(guò)涵道風(fēng)扇飛行器的機(jī)載設(shè)備測(cè)量涵道風(fēng)扇的來(lái)流迎角，得到涵道風(fēng)扇當(dāng)前時(shí)刻的來(lái)流迎角。
[0017]步驟2:當(dāng)測(cè)得的來(lái)流迎角超過(guò)50°時(shí)，通過(guò)充氣單元充氣口向所述充氣單元進(jìn)行充氣。
[0018]步驟3:通過(guò)安裝在涵道體內(nèi)的壓強(qiáng)傳感器測(cè)量充氣單元內(nèi)的壓強(qiáng)；當(dāng)壓強(qiáng)達(dá)到2個(gè)大氣壓時(shí)，關(guān)閉進(jìn)氣閥門(mén)，停止向充氣單元內(nèi)充氣，得到完全充氣后的涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊外形。
[0019]步驟4:當(dāng)機(jī)載設(shè)備測(cè)得迎角小于50°時(shí)，充氣單元內(nèi)的高壓氣體通過(guò)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(fēng)扇的涵道體上，涵道風(fēng)扇恢復(fù)到原始外形。
[0020]本發(fā)明中所用的涵道風(fēng)扇原始幾何外形是1962年NASA TN D-995技術(shù)簡(jiǎn)報(bào)中對(duì)涵道風(fēng)扇進(jìn)行有迎角飛行狀態(tài)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?br>[0021]本發(fā)明所提出的涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊的剖面結(jié)構(gòu)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(shè)計(jì)，充氣單元可以進(jìn)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(fēng)扇的涵道體上，不改變涵道風(fēng)扇原始外形。
[0022]根據(jù)涵道風(fēng)扇在大迎角飛行中來(lái)流的特點(diǎn)，唇口充氣氣囊只布置在所述涵道體迎風(fēng)面上，在涵道風(fēng)扇垂直對(duì)稱(chēng)面位置處的整流單元軸向長(zhǎng)度最大，然后逐漸變短，到涵道風(fēng)扇水平對(duì)稱(chēng)面后為O。采用膠結(jié)方式將唇口充氣氣囊連接到涵道風(fēng)扇的涵道體上。
[0023]通過(guò)向涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊內(nèi)充氣來(lái)改變涵道體唇口處外形，使唇口處曲率半徑變大，減小流動(dòng)的逆壓梯度，抑制流動(dòng)分離。
[0024]本發(fā)明取得的有益效果為:
[0025]經(jīng)數(shù)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(fēng)扇的拉力更大，并且所需的螺旋槳扭矩更小，提高了涵道風(fēng)扇在大迎角飛行時(shí)的工作效率。
[0026]圖7?9分別給出了涵道風(fēng)扇來(lái)流迎角為50°、來(lái)流速度為30.48m/s時(shí)，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(dòng)分離，然后發(fā)展成由槳葉經(jīng)過(guò)所誘導(dǎo)產(chǎn)生的小范圍渦，最后發(fā)展成大范圍的分離流動(dòng)區(qū)域;涵道體唇口處流速低，涵道體拉力小，導(dǎo)致涵道風(fēng)扇的拉力下降；(2)帶唇口充氣氣囊的流動(dòng)非常平滑。因?yàn)椋c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(dòng)的逆壓梯度變小，使邊界層流動(dòng)始終是附著狀態(tài)，唇口處流速快，涵道體拉力大，導(dǎo)致涵道風(fēng)扇的拉力更大。
【附圖說(shuō)明】
[0027]圖1是唇口充氣氣囊完全充氣后的涵道風(fēng)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(fēng)扇側(cè)視圖。
[0031 ]圖5是唇口充氣氣囊完全充氣后的涵道風(fēng)扇俯視圖。
[0032]圖6是唇口充氣氣囊完全充氣后的涵道風(fēng)扇的側(cè)向三維圖。
[0033]圖7是來(lái)流迎角為50°時(shí)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(lái)流迎角為50°時(shí)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(lái)流迎角為50°時(shí)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(fēng)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(jìn)出氣口； 11.整流單元后進(jìn)出氣口； 12.壓強(qiáng)傳感器;13.連接桿;14.涵道體唇口； 15.槳轂。
【具體實(shí)施方式】
[0038]本實(shí)施例是一種涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊及其流動(dòng)分離控制方法。
[0039]本實(shí)施例所用的涵道風(fēng)扇原始幾何外形是1962年NASATN D-995技術(shù)簡(jiǎn)報(bào)中對(duì)涵道風(fēng)扇進(jìn)行有迎角飛行狀態(tài)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?。該模型的涵道體弦長(zhǎng)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(shí)施例所提出的涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊裝置的剖面結(jié)構(gòu)圖。唇口充氣氣囊由涵道風(fēng)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(fēng)扇的一部分，其中的三段橡膠薄膜附著在所述涵道體迎風(fēng)面上，組成了涵道風(fēng)扇唇口充氣單元I和整流單元2。所述的涵道體迎風(fēng)面是指當(dāng)涵道風(fēng)扇與來(lái)流有迎角時(shí)，面對(duì)來(lái)流的一側(cè)稱(chēng)為涵道體迎風(fēng)面。在未充氣時(shí)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(shí)現(xiàn)涵道風(fēng)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(guò)管道與安裝在飛行器內(nèi)的高壓氣罐相連，并設(shè)有進(jìn)氣閥門(mén)。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(guò)管道相連，并設(shè)有放氣閥門(mén)。壓強(qiáng)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(fēng)扇垂直對(duì)稱(chēng)面位置處的的軸向長(zhǎng)度最大，與所述涵道體的連接點(diǎn)距該涵道體前端的距離為該涵道體軸向長(zhǎng)度的1/2。所述第三橡膠薄膜逐漸向兩側(cè)圓滑過(guò)渡，直至兩個(gè)末端處的軸向長(zhǎng)度為零;所述第三橡膠薄膜兩個(gè)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(jìn)出氣口10，在所述涵道體后緣外表面固定有整流單元后進(jìn)出氣口 11;所述整流單元前進(jìn)出氣口與整流單元后進(jìn)出氣口之間通過(guò)管道連接，使空氣能夠自由進(jìn)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(guò)本實(shí)施例所述涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊實(shí)現(xiàn)涵道風(fēng)扇流動(dòng)分離控制的具體步驟為:
[0046]步驟1:確定涵道風(fēng)扇當(dāng)前時(shí)刻的來(lái)流迎角。通過(guò)涵道風(fēng)扇飛行器的機(jī)載設(shè)備測(cè)量涵道風(fēng)扇的來(lái)流迎角，得到涵道風(fēng)扇當(dāng)前時(shí)刻的來(lái)流迎角。
[0047]步驟2:當(dāng)測(cè)得的來(lái)流迎角超過(guò)50°時(shí)，由機(jī)載設(shè)備發(fā)出信號(hào)，通過(guò)機(jī)械裝置打開(kāi)飛行器上高壓氣罐的閥門(mén)，使高壓氣體通過(guò)管道和充氣單元充氣口 6向涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊的充氣單元I進(jìn)行充氣;所述高壓氣罐為10個(gè)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(fēng)扇唇口充氣氣囊在膨脹過(guò)程中的剖面形狀變化如圖10所示。
[0048]步驟3:通過(guò)安裝在涵道體內(nèi)的壓強(qiáng)傳感器12測(cè)量充氣單元內(nèi)的壓強(qiáng)，當(dāng)壓強(qiáng)達(dá)到2個(gè)大氣壓時(shí)，通過(guò)機(jī)械裝置關(guān)閉進(jìn)氣閥門(mén)，停止向充氣單元內(nèi)充氣，得到完全充氣后的涵道風(fēng)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(jìn)出氣口 10和整流單元后進(jìn)出氣口 11，使該整流單元與大氣相同，通過(guò)整流單元的橡膠薄膜9改變充氣單元外形并實(shí)現(xiàn)整流。
[0049]步驟4:當(dāng)機(jī)載設(shè)備測(cè)得迎角小于50°時(shí)，由機(jī)載設(shè)備發(fā)出信號(hào)，通過(guò)機(jī)械裝置打開(kāi)唇口充氣氣囊充氣單元的放氣閥門(mén)，充氣單元內(nèi)的高壓氣體通過(guò)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(fēng)扇的涵道體上，涵道風(fēng)扇恢復(fù)到原始外形。
[0050]本實(shí)施例中計(jì)算了來(lái)流為30.48m/s、迎角為50°時(shí)的帶唇口充氣氣囊的涵道風(fēng)扇和原始外形涵道風(fēng)扇的氣動(dòng)力，證明了該流動(dòng)控制方法的有效性。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊，其特征在于，唇口充氣氣囊由涵道風(fēng)扇的涵道體和橡膠薄膜組成;所述的涵道體為涵道風(fēng)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(fēng)面上，組成了涵道風(fēng)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(shí)現(xiàn)涵道風(fēng)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(shí)的厚度為0.5毫米。2.如權(quán)利要求1所述涵道風(fēng)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(quán)利要求1所述涵道風(fēng)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(fēng)扇垂直對(duì)稱(chēng)面位置處的的軸向長(zhǎng)度最大，與所述涵道體的連接點(diǎn)距該涵道體前端的距離為該涵道體軸向長(zhǎng)度的1/2;所述第三橡膠薄膜逐漸向兩側(cè)圓滑過(guò)渡，直至兩個(gè)末端處的軸向長(zhǎng)度為零;所述第三橡膠薄膜兩個(gè)末端處與所述充氣單元的兩端粘接。4.如權(quán)利要求1所述涵道風(fēng)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(quán)利要求1所述涵道風(fēng)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(guò)管道與安裝在飛行器內(nèi)的高壓氣罐相連，并設(shè)有進(jìn)氣閥門(mén)；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(guò)管道相連，并設(shè)有放氣閥門(mén)；壓強(qiáng)傳感器位于所述充氣單元的前端，被安放在所述涵道體內(nèi)。6.如權(quán)利要求1所述涵道風(fēng)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(jìn)出氣口，在所述涵道體后緣外表面固定有整流單元后進(jìn)出氣口；所述整流單元前進(jìn)出氣口與整流單元后進(jìn)出氣口之間通過(guò)管道連接，使空氣能夠自由進(jìn)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(quán)利要求1所述涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊進(jìn)行流動(dòng)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(fēng)扇當(dāng)前時(shí)刻的來(lái)流迎角;通過(guò)涵道風(fēng)扇飛行器的機(jī)載設(shè)備測(cè)量涵道風(fēng)扇的來(lái)流迎角，得到涵道風(fēng)扇當(dāng)前時(shí)刻的來(lái)流迎角； 步驟2:當(dāng)測(cè)得的來(lái)流迎角超過(guò)50°時(shí)，通過(guò)充氣單元充氣口向所述充氣單元進(jìn)行充氣； 步驟3:通過(guò)安裝在涵道體內(nèi)的壓強(qiáng)傳感器測(cè)量充氣單元內(nèi)的壓強(qiáng)；當(dāng)壓強(qiáng)達(dá)到2個(gè)大氣壓時(shí)，關(guān)閉進(jìn)氣閥門(mén)，停止向充氣單元內(nèi)充氣，得到完全充氣后的涵道風(fēng)扇唇口充氣氣囊外形； 步驟4:當(dāng)機(jī)載設(shè)備測(cè)得迎角小于50°時(shí)，充氣單元內(nèi)的高壓氣體通過(guò)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(fēng)扇的涵道體上，涵道風(fēng)扇恢復(fù)到原始外形。
【文檔編號(hào)】B64C11/00GK105966601SQ201610422444
【公開(kāi)日】2016年9月28日
【申請(qǐng)日】2016年6月14日
【發(fā)明人】許和勇, 邢世龍, 楊慧強(qiáng), 喬晨亮, 葉正寅
【申請(qǐng)人】西北工業(yè)大學(xué)