CN103419923A - 高速附壁流动的推力增益装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高速附壁流动的推力增益装置，包括喷管以及升力翼，喷管的喷管出口连接有扁平形加速段，所述扁平形加速段的加速段出口高度为h；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比喷管出口横截面面积小 0%~10%；加速段出口的排气射流正对升力翼的吸力面。由此可知：本发明所配装的扁平形加速段，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

高速附壁流动的推力增益装置

技术领域

本发明涉及一种高速附壁流动的推力增益装置。

背景技术

目前的通用航空飞行器一般是常规固定翼飞行器或是直升机，其中固定翼飞行器起飞距离较长，对起降场地要求较高，飞行速度较快难以实现在一定小空域范围内的稳定逗留；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，提供一种高速附壁流动的推力增益装置，该装置首先改变了现有的喷管结构，其在喷管出口延伸出一段扁平形加速段，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；当喷管开始工作时，高速气流从喷管出口截面高速流出，经过扁平形加速段的膨胀加速和速度整形后，形成均匀的扁平形的射流截面；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；另外，本发明为进一步提高升力翼受到的推力和升力的比例达到最优，对升力翼膨胀面进行特殊设计，使得扁平形出口截面的高速气流流经升力翼上表面的吸力面，在升力翼最大厚度的前部，速度进一步增大，促使此处吸力面的压力快速下降，在吸力面最大厚度的后部，气流速度缓慢下降，使此处表面压力缓慢回升，同时升力翼型面沿垂直向下方向快速发展，使气流在离开吸力面时具有较高的向下的动量；压力面的型面向上凹，保证整个过程中，压力面表面的压力与环境压力保持不变。通过这一系列措施使得该推力增益装置能够获得的合成推力大于喷管直接射流获得的静推力；从而增加原喷管10%-50%的合成推力增益，使该装置连同喷管能够获得一个更加合理的推力和升力分布，因此利用该装置设计的飞行器将具有短距起降，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：

一种高速附壁流动的推力增益装置，包括喷管以及升力翼，所述喷管的喷管出口连接有扁平形加速段，所述扁平形加速段的加速段出口高度为h；所述扁平形加速段以喷管轴线为中心线，通过喷管的横截面从当量直径为D的喷管出口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%；加速段出口的排气射流正对升力翼的吸力面。

作为对本发明的进一步改进，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10h≦c≦400h；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H的取值范围为：0≦H≦30h，而升力翼前缘距离加速段出口的水平距离L的取值范围为：h≦L≦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是本发明所述高速附壁流动的推力增益装置的结构示意图；

图2a是本发明所述扁平形加速段的俯视图；图2b是本发明所述扁平形加速段的左视图； 图2c是本发明所述扁平形加速段的主视图；图2d是本发明所述扁平形加速段的M-M剖视图；图2e是本发明所述扁平形加速段的N-N剖视图；图2f是本发明所述扁平形加速段的P-P剖视图；图2g是本发明所述扁平形加速段的R-R剖视图；

图中：喷管1；喷管出口2；扁平形加速段3；加速段出口4；升力翼5；吸力面6；压力面7；

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H；升力翼前缘距离加速段出口的水平距离L；

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所示，本发明所述的一种高速附壁流动的推力增益装置，包括喷管1，扁平形加速段3和升力翼5。如图2a-2g所示，为扁平形加速段3的示意图，所述扁平形加速段3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，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%。

扁平形加速段3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。所述升力翼5的翼弦与水平方向夹角a，取值范围为0°≦a﹤90°。所述升力翼5的前缘距离扁平形加速段3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3出口中心线垂直距离H，取值范围为0≦H≦30h，升力翼5前缘夹角e，取值范围为10°≦e≦80°。扁平形加速段3的出口排气射流正对升力翼5上部的吸力面6。升力翼5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；升力翼5的弦长c的取值范围为10h≦c≦400h；吸力面6尾缘处切线方向与水平方向的夹角b的范围为20°≦b≦120°。其特征在于吸力面6整体构成一个弓形，使扁平形加速段3出口的高速气流附壁于吸力面6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7前缘与水平方向的夹角k，取值范围为0°≦k≦80°。压力面7后缘与水平方向的夹角j，取值范围为5°≦k﹤b。压力面7整体构成弓形，与升力翼5前缘相配合，防止扁平形加速段3出口的高速气流在撞击吸力面6之后，有少许气流沿着壁面，附壁流动至压力面7，使压力面7压力下降。

本发明所述扁平形加速段3将喷管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6的面积更大，从在与压力面7共同的作用下获得更大的升力分量。升力翼5将扁平形加速段3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6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。升力翼5可以沿升力翼前缘点进行旋转，从而改变升力翼5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。

所述喷管1出口截面可以为圆形，椭圆，矩形等截面。

Claims (6)

1.一种高速附壁流动的推力增益装置，包括喷管以及升力翼，其特征在于：所述喷管的喷管出口连接有扁平形加速段，所述扁平形加速段的加速段出口高度为h；所述扁平形加速段以喷管轴线为中心线，通过喷管的横截面从当量直径为D的喷管出口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%；加速段出口的排气射流正对升力翼的吸力面。

2.根据权利要求1所述高速附壁流动的推力增益装置，其特征在于：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。

3.根据权利要求1或2所述高速附壁流动的推力增益装置，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所述高速附壁流动的推力增益装置，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所述高速附壁流动的推力增益装置，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10h≦c≦400h；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所述高速附壁流动的推力增益装置，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H的取值范围为：0≦H≦30h，而升力翼前缘距离加速段出口的水平距离L的取值范围为：h≦L≦10h。

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