CN103419933A - 基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，包括机身，机身的前部、后部对应地配置前部增升装置、后部增升装置，所述前部增升装置、后部增升装置均包括配合使用的喷管和升力翼，喷管为在喷管出口配设扁平形加速段的扁平形喷管，且喷管的出口与升力翼的吸力面正对。因此，本发明采用的喷管为在喷管出口配设扁平形加速段的扁平形喷管，使得喷管出口的气流进一步膨胀加速并以扁平形的出口截面高速射出，同时由该扁平形加速段排出的排气射流正对升力翼的吸力面，致使气流流过升力翼吸力面的面积更大，在与压力面共同作用下，获得更大的升力分量。

Description

基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器

技术领域

本发明涉及一种基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器。

背景技术

常规固定翼飞机在起降过程中对跑道的要求较高，难以实现垂直起降；直升机可以实现垂直起降，但是直升机具有高速旋转的旋翼，桨叶在翼尖处速度较快，将导致翼尖涡流，螺旋桨叶片尾迹紊流涡的非对称脱落，对飞机机体产生周期性冲击，推进效率较低，安全性较差，结构复杂，维护难度较高，同时乘客的舒适度也较差，在整个飞行过程中会产生强烈的气动噪音，对机内及周围环境产生严重干扰。

发明内容

在航空快速发展的背景下，要求飞行器具有更佳的经济性，舒适性和安全性。本发明针对现有技术的不足，提供一种基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，该飞行器可以增加原喷管10%-50%的合成推力增益，使整个飞行器获得一个更加合理的推力和升力分布，该飞行器将具有垂直起降，短距起降，低速降落，低速大攻角抗失速，小半径盘旋，侧风影响小，飞行更加安全等技术优势。该技术可以广泛应用于军用和民用航空技术领域，具有广阔的市场前景。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，包括机身，机身的前部、后部对应地配置前部增升装置、后部增升装置，所述前部增升装置、后部增升装置均包括配合使用的喷管和升力翼，所述喷管为在喷管出口配设扁平形加速段的扁平形喷管，且喷管的出口与升力翼的吸力面正对；所述扁平形加速段通过当量直径为D的喷管出口对应的横截面、以喷管轴线为中心线、收缩过渡至加速段出口而形成；所述的扁平形加速段中，从喷管出口延伸出来、长度为扁平形加速段整个长度20%-60%的部分，横截面面积的变化幅度不大于±3%，而加速段出口位置的横截面面积为喷管出口横截面面积的90%~100%；所述喷管出口与加速段出口之间的间距g的取值范围为：2D≦g≦5D；加速段出口高度h的取值范围为：0.1D≦h≦0.95D。

作为对本发明的进一步改进，所述前部增升装置的升力翼尾缘与后部增升装置的扁平形喷管的加速段出口之间的水平距离为L₁，其取值范围为0.5c≦L₁≦5c；前部增升装置的喷管和后部增升装置的喷管在垂直方向的距离为H₁，其取值范围为0≦H₁≦5h；其中：c表示升力翼的弦长，而h表示加速段出口高度。

作为对本发明的进一步改进，所述吸力面整体呈弓形设置；加速段出口输出的排气射流附壁于吸力面的表面，排气射流经处于翼型前缘与翼型最大厚度之间的吸力面前部快速加速，而翼型最大厚度与翼型后缘的吸力面后部缓慢减速直至吸力面表面压力低于环境压力，随后从翼型后缘流出的气流沿夹角b的方向引流射出，该沿夹角b方向的引流具有向前和向上的推力；其中：夹角b表示吸力面尾缘处切线方向与水平方向的夹角。

作为对本发明的进一步改进，所述升力翼的压力面整体呈弓形设置，该弓形状压力面与升力翼前缘构成能够防止排气射流撞击吸力面后附壁流动至压力面的型面。

作为对本发明的进一步改进，所述升力翼的翼弦与水平方向夹角a的取值范围为：0°≦a﹤90°；升力翼5前缘夹角e的取值范围为：10°≦e≦80°；升力翼的弦长c的取值范围为1D≦c≦10D；升力翼的最大厚度d与翼型的弦长c之比的取值范围为：0.1≦d/c≦0.8，最大厚度位置                                                

的取值范围为：0.1≦≦0.7，其中x_d表示翼型最大厚度到前缘的距离；该翼型的最大弯度f与翼型的弦长c之比的取值范围为：0.1≦f/c≦0.8，最大弯度位置为

的取值范围为：0.1≦

≦0.7，其中x_f表示翼型最大弯度到前缘的距离；吸力面尾缘处切线方向与水平方向的夹角b的范围为：20°≦b≦120°；压力面前缘与水平方向的夹角k的取值范围为0°≦k≦80°；压力面后缘与水平方向的夹角j的取值范围为5°≦k﹤b。

作为对本发明的进一步改进，所述升力翼前缘与加速段出口中心线的垂直距离H₂的取值范围为：0≦H₂≦30h，而升力翼前缘距离加速段出口的水平距离L₂的取值范围为：h≦L₂≦10h。

根据以上的技术方案，相对于现有技术，本发明具有以下的优点：

1、本发明对现有的喷管结构进行改进，在喷管出口配装扁平形加速段，扁平形加速度通过特殊型面设计要求，使得喷管出口的气流进一步膨胀加速并以扁平形的出口截面高速射出，同时由该扁平形加速段排出的排气射流正对升力翼的吸力面，致使气流流过升力翼吸力面的面积更大，在与压力面共同作用下，获得更大的升力分量；

2、本发明对翼型的吸力面、压力面均进行了特殊设计，以对扁平形加速段出口的动量进行重新分配，通过特定的几何型面获得升力增升，另外合理安排吸力面后缘的角度b,使得推力和升力的比例达到最优，最终获得10%-50%的合成推力增益；

3、该装置使得升力翼在静止状态就能够获得较大的升力，因此可以使飞行器实现短距起降，甚至垂直起降的功能，同时，该装置的效率较直升机更高，安全性更高，复杂度和维护的难度都大大下降。这种推力及升力的分布，使得飞行器在低速时就有很好的飞行稳定性，可以实现在较小空域内的长时间飞行。

4、升力翼可以沿升力翼前缘点进行旋转，从而改变升力翼上的升力和推力的分布，使得基于该装置的飞行器可以实现高速飞行和低速飞行的转换。

附图说明

图1是本发明所述基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器的三维结构示意图；

图2是本发明所述基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器的二维结构示意图；

图1、2中：前扁平形喷管1；前升力翼2；前升力翼吸力面3；前升力翼下表面4；后扁平形喷管5；后升力翼6；机身7；后升力翼吸力面8；后升力翼下表面9；

前扁平形喷管、后扁平形喷管的出口高度为h；前升力翼尾缘与后扁平形喷管的加速段出口之间的水平距离为L1；前扁平形喷管与后扁平形喷管在垂直方向的距离为H1；

图3是本发明所述前部增升装置的结构示意图；

图4a是本发明所述扁平形加速段的俯视图；图4b是本发明所述扁平形加速段的左视图； 图4c是本发明所述扁平形加速段的主视图；图4d是本发明所述扁平形加速段的M-M剖视图；图4e是本发明所述扁平形加速段的N-N剖视图；图4f是本发明所述扁平形加速段的P-P剖视图；图4g是本发明所述扁平形加速段的R-R剖视图；

图中：前扁平形喷管1；扁平形加速段11；喷管出口12；加速段出口13；前升力翼2；前升力翼的吸力面3；前升力翼的压力面4；

喷管出口当量直径D；加速段出口高度h；

升力翼前缘与加速段出口中心线之间的垂直距离H2；升力翼前缘距离加速段出口的水平距离L2；

升力翼的翼弦与水平方向的夹角a；升力翼前缘夹角e；升力翼的最大厚度d；升力翼的弦长c；升力翼的最大弯度f；压力面前缘与水平方向的夹角k；压力面后缘与水平方向的夹角j；吸力面在尾缘处的切线方向与水平方向的夹角b；翼型最大厚度到前缘的距离x_d；翼型最大弯度到前缘的距离x_f。

具体实施方式

附图非限制性地公开了本发明所涉及优选实施例的结构示意图；以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。

如图1和图2所示，本发明所述基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，包括机身，机身的前部、后部对应地配置前部增升装置、后部增升装置，所述前部增升装置、后部增升装置均包括配合使用的喷管和升力翼，所述喷管为在喷管出口配设扁平形加速段的扁平形喷管，且喷管的出口与升力翼的吸力面正对；所述前部增升装置的升力翼尾缘与后部增升装置的扁平形喷管的加速段出口之间的水平距离为L₁，其取值范围为0.5c≦L₁≦5c；前部增升装置的喷管和后部增升装置的喷管在垂直方向的距离为H₁，其取值范围为0≦H₁≦5h；其中：前部增升装置包括前扁平形喷管1和前升力翼2，其中，前升力翼2包括前升力翼吸力面3、前升力翼下表面4；后部增升装置包括后扁平形喷管5和后升力翼6，后升力翼6包括后升力翼吸力面8、后升力翼下表面9。c表示升力翼的弦长，而h表示加速段出口高度。当飞行器飞行过程中，所述前升力翼2和后升力翼6，可以在围绕升力翼前缘旋转，从而改变高速气流附体吸力面之后的出射角度，从而调整在增升装置上的升力及推力分布，实时改变飞行过程中的飞行器气动性能。另外，前升力翼2和后升力翼6可以沿升力翼前缘点进行旋转，从而改变升力翼上的升力和推力的分布，实现飞行器在飞行过程中的气动力的实时调节。

图3公开了本发明所述前部增升装置的结构示意图，其中：包括前扁平形喷管1、扁平形加速段11和前升力翼2。如图4a-4g所示，为扁平形加速段11的示意图，所述扁平形加速段11是将当量直径为D的喷管出口截面经过长度g，过渡至高度为h的扁平形截面的型面过渡段，其特征在于所述扁平形加速段沿流动方向前部的20%~60%的部分，各截面面积与喷管出口截面面积基本保持一致，面积变化幅度不大于±3%，在这之后部分，各截面面积逐步变大，扁平型加速段出口处截面面积比喷管出口截面面积的小10%左右。

扁平形加速段11的长度g的范围为2D≦g≦5D，加速段出口高度h的范围为0.1D≦h≦0.95D。所述前升力翼2的翼弦与水平方向夹角a，取值范围为0°≦a﹤90°。所述前升力翼2的前缘距离扁平形加速段11出口水平距离L，取值范围为h≦L≦10h；前缘距离扁平形加速段11出口中心线垂直距离H，取值范围为0≦H≦30h，前升力翼2前缘夹角e，取值范围为10°≦e≦80°。扁平形加速段11的出口排气射流正对前升力翼2上部的吸力面3。前升力翼2的最大厚度与翼型的弦长之比为d/c，取值范围为0.1≦d/c≦0.8，最大厚度位置

的取值范围为0.1≦

≦0.7。该翼型的最大弯度与翼型的弦长之比为f/c，取值范围为0.1≦f/c≦0.8，最大弯度位置为

，取值范围为0.1≦

≦0.7；前升力翼2的弦长c的取值范围为1D≦c≦10D；吸力面3尾缘处切线方向与水平方向的夹角b的范围为20°≦b≦120°。吸力面3整体构成一个弓形，使扁平形加速段11出口的高速气流附壁于吸力面3的表面，在前部先快速加速在后部缓慢减速，促使吸力面表面压力低于环境压力，随后将剩余的气流沿夹角b的方向引流射出，从而向前和向上的力。

压力面4前缘与水平方向的夹角k，取值范围为0°≦k≦80°。压力面4后缘与水平方向的夹角j，取值范围为5°≦k﹤b。因此，压力面4整体构成弓形，与前升力翼2前缘相配合，防止扁平形加速段11出口的高速气流在撞击吸力面3之后，有少许气流沿着壁面，附壁流动至压力面4，使压力面4压力下降。

本发明所述扁平形加速段11将前扁平形喷管1出口的高速气流进行加速至扁平形的出口截面，使气流流过的吸力面3的面积更大，从在与压力面4共同的作用下获得更大的升力分量。前升力翼2将扁平形加速段11出口的动量进行重新分配，通过特定的几何型面获得升力增升，另外合理安排吸力面3后缘的角度b,使得推力和升力的比例达到最优，最终获得10%-50%的合成推力增益。该装置使得升力翼在静止状态就能够获得较大的升力，因此可以使飞行器实现短距起降，甚至垂直起降的功能，同时，该装置的效率较直升机更高，安全性更高，复杂度和维护的难度都大大下降。这种推力及升力的分布，使得飞行器在低速时就有很好的飞行稳定性，可以实现在较小空域内的长时间飞行。前升力翼2可以沿升力翼前缘点进行旋转，从而改变前升力翼2上的升力和推力的分布，使得基于该装置的飞行器可以实现高速飞行和低速飞行的转换。

所述前扁平形喷管1出口截面可以为圆形，椭圆，矩形等截面。

上述具体地公开了前部增升装置的具体结构，后部增升装置与前部增升装置结构雷同，在此将不再一一进行累述。

本发明所述的扁平形喷管将高速气流冲击升力翼上表面吸力面，产生合成推力的10%-50%的增益，从而可以进一步的节省能耗，并且这种合成推力有益与飞行器实现垂直起降或短距起降。

前后翼的布局可以较为容易的实现升力和飞行器重量的平衡控制，方便飞行器的操纵。

该飞行器在静止状态就能够获得较大的升力，因此可以使飞行器实现垂直起降，甚至垂直起降的功能，同时，该装置的效率较直升机更高，安全性更高，复杂度和维护的难度都大大下降。这种推力及升力的分布，使得飞行器在低速时就有很好的飞行稳定性，可以实现在较小空域内的长时间飞行。

Claims (6)

1.一种基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，包括机身，机身的前部、后部对应地配置前部增升装置、后部增升装置，所述前部增升装置、后部增升装置均包括配合使用的喷管和升力翼，其特征在于：所述喷管为在喷管出口配设扁平形加速段的扁平形喷管，且喷管的出口与升力翼的吸力面正对；所述扁平形加速段通过当量直径为D的喷管出口对应的横截面、以喷管轴线为中心线、收缩过渡至加速段出口而形成；所述的扁平形加速段中，从喷管出口延伸出来、长度为扁平形加速段整个长度20%-60%的部分，横截面面积的变化幅度不大于±3%，而处于加速段出口位置的横截面面积为喷管出口横截面面积的90%~100%；所述喷管出口与加速段出口之间的间距g的取值范围为：2D≦g≦5D；加速段出口高度h的取值范围为：0.1D≦h≦0.95D。

2.根据权利要求1所述基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，其特征在于：所述前部增升装置的升力翼尾缘与后部增升装置的扁平形喷管的加速段出口之间的水平距离为L₁，其取值范围为0.5c≦L₁≦5c；前部增升装置的喷管和后部增升装置的喷管在垂直方向的距离为H₁，其取值范围为0≦H₁≦5h；其中：c表示升力翼的弦长，而h表示加速段出口高度。

3.根据权利要求1或2所述基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，其特征在于：所述吸力面整体呈弓形设置；加速段出口输出的排气射流附壁于吸力面的表面，排气射流经处于翼型前缘与翼型最大厚度之间的吸力面前部快速加速，而翼型最大厚度与翼型后缘的吸力面后部缓慢减速直至吸力面表面压力低于环境压力，随后从翼型后缘流出的气流沿夹角b的方向引流射出，该沿夹角b方向的引流具有向前和向上的推力；其中：夹角b表示吸力面尾缘处切线方向与水平方向的夹角。

4.根据权利要求3所述基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，其特征在于：所述升力翼的压力面整体呈弓形设置，该弓形状压力面与升力翼前缘构成能够防止排气射流撞击吸力面后附壁流动至压力面的型面。

5.根据权利要求4所述基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，其特征在于：所述升力翼的翼弦与水平方向夹角a的取值范围为：0°≦a﹤90°；升力翼5前缘夹角e的取值范围为：10°≦e≦80°；升力翼的弦长c的取值范围为1D≦c≦10D；升力翼的最大厚度d与翼型的弦长c之比的取值范围为：0.1≦d/c≦0.8，最大厚度位置                                               

的取值范围为：0.1≦

≦0.7，其中x_d表示翼型最大厚度到前缘的距离；该翼型的最大弯度f与翼型的弦长c之比的取值范围为：0.1≦f/c≦0.8，最大弯度位置为的取值范围为：0.1≦

≦0.7，其中x_f表示翼型最大弯度到前缘的距离；吸力面尾缘处切线方向与水平方向的夹角b的范围为：20°≦b≦120°；压力面前缘与水平方向的夹角k的取值范围为0°≦k≦80°；压力面后缘与水平方向的夹角j的取值范围为5°≦k﹤b。

6.根据权利要求1所述基于新型增升装置的前后翼布局垂直起降飞行器，其特征在于：所述升力翼前缘与加速段出口中心线的垂直距离H₂的取值范围为：0≦H₂≦30h，而升力翼前缘距离加速段出口的水平距离L₂的取值范围为：h≦L₂≦10h。

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