CN109850128A - 多级吹气环量增升装置和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供的多级吹气环量增升装置和飞行器，涉及航空飞行器技术领域。该多级吹气环量增升装置包括相连接的翼型与科恩达后缘，翼型与科恩达后缘上设有至少两个喷流口，第一喷流口设置在翼型与科恩达后缘的连接处，第二喷流口设置在科恩达后缘的弧面上。通过设置多个喷流口，飞行器的驻点下移更多，升致阻力较小且附壁效应更加明显，可在同样气源功率下最大化提升飞行器升力，改善飞行性能。

Description

多级吹气环量增升装置和飞行器

技术领域

本发明涉及航空飞行器技术领域，具体而言，涉及一种多级吹气环量增升装置和飞行器。

背景技术

传统的机械增升装置，包括前缘缝翼、后缘襟翼等。这些机械增升装置在产生噪音污染的同时，还会增加飞机的重量，减小飞行器的有效载荷。

也有通过吹吸气技术，增加机翼环量进而提升飞机总体升力的。目前常见的单喷口环量控制装置，为了提高升力，需增加吹气速度，这将导致引气量的增加。此外，为产生更大的喷口气流速度，需增大引气空腔内的总压，此时喷出的射流将可能在喷口处发生堵塞，不利于环量控制气动性能的充分发挥。

发明内容

本发明的目的包括提供一种多级吹气环量增升装置，能更好地控制射流产生更高的环量，从而实现增升减阻的需求。并且通过多级吹气实现环量增升，不需要增加额外的机械增升装置，重量小，增加有效载荷，噪音污染小。

本发明的目的还包括提供一种飞行器，可以实现增升减阻的目的，提高飞行器的性能。同时，有效减少噪音污染，减轻飞行器的起飞重量。

本发明改善其技术问题是采用以下的技术方案来实现的。

本发明提供的一种多级吹气环量增升装置，应用于飞行器的机翼上。所述多级吹气环量增升装置包括相连接的翼型与科恩达后缘，所述翼型与所述科恩达后缘上设有至少两个喷流口，所述至少两个喷流口包括第一喷流口和第二喷流口；所述第一喷流口设置在翼型与科恩达后缘的连接处，所述第二喷流口设置在所述科恩达后缘的弧面上。

进一步地，所述第一喷流口和所述第二喷流口之间的距离为所述科恩达后缘的弧长的三分之一。

进一步地，所述第二喷流口设于所述第一喷流口的下方。

进一步地，所述喷流口还包括第三喷流口，所述第三喷流口设于所述科恩达后缘的弧面上。

进一步地，所述第三喷流口和所述第一喷流口之间的距离为所述科恩达后缘的弧长的三分之二。

进一步地，所述第三喷流口设于所述第一喷流口的下方，所述第二喷流口位于所述第一喷流口和所述第三喷流口之间。

进一步地，所述喷流口的高度与所述科恩达后缘半径的比值在0.4至0.8之间。

进一步地，所述喷流口的高度与所述科恩达后缘半径的比值为0.7。

本发明提供的一种飞行器，包括飞行器本体和上述的多级吹气环量增升装置，所述多级吹气环量增升装置安装在所述飞行器本体上。

进一步地，所述飞行器本体内设有喷气道，所述喷流口与所述喷气道连通。

本发明提供的多级吹气环量增升装置和飞行器具有以下几个方面的有益效果：

本发明提供的多级吹气环量增升装置，在翼型与科恩达后缘的连接处设置第一喷流口，在科恩达后缘的弧面上设置第二喷流口，通过两级喷流口，气流沿翼型的上表面流动经过第一喷流口时，由于第一喷口射流产生科恩达效应，会使主流偏转并沿科恩达后缘的弧面流动，这将延迟气流与弧面分离的时间，即驻点将沿弧面往后移，增加翼型或飞行器的升力。在第二喷流口射流的助推下，使主流继续沿科恩达后缘的弧面流动，进一步增大翼型环量，从而更大幅度的提升飞行器的升力。

本发明提供的飞行器，包括上述的多级吹气环量增升装置，气流通过多级喷流口后，在多个喷流口的相互作用下，使得机翼驻点在较大范围的移动，从而增大了机翼的环量，进而增大升力，且相对于普通环量控制装置来说，增升效果显著。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为单喷口增升装置的一种应用场景结构示意图；

图2为图1中A处的局部放大视图；

图3为本实施例提供的多级吹气环量增升装置的第一种结构示意图；

图4为图3中B处的局部放大视图；

图5为本实施例提供的多级吹气环量增升装置的第二种结构示意图；

图6为图5中C处的局部放大视图；

图7为机翼上设置零喷流口时的原始翼型绕流流线图；

图8为机翼上设置单喷流口时的翼型绕流流线图；

图9为机翼上设置双喷流口时的翼型绕流流线图；

图10为机翼上设置三喷流口时的翼型绕流流线图。

图标：101-机翼；103-喷气道；111-翼型；113-科恩达后缘；121-第一喷流口；123-第二喷流口；125-第三喷流口。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是本发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

本发明的“第一”、“第二”等，仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

近百年来，随着航空事业的快速发展，飞行器广泛应用于各个领域。譬如，在军事上，可用于侦察监视，通信中继，电子对抗等；在民用上，可用于大地测量，环境监测等；在科研上，可用于大气研究，对核生化污染区的采样与监控等。伴随着飞行器应用领域的扩大，人们对于结构简单、易于操控、空间利用率高、飞行稳定的飞行器需求越来越大。

飞行器的增升技术普遍采用机械增升，如前缘缝翼、后缘襟翼等，机械增升装置和起落架是飞机起降过程中噪音的主要产生源，而其中增升机构又占噪音的主要部分，为了避免上述缺陷，通过吹吸技术实现环量增升的技术应运而生。但是，目前的吹气环量增升技术，为了提高升力，需增加吹气速度，这将导致引气量的增加。此外，为产生更大的喷口气流速度，需增大引气空腔内的总压，此时喷出的射流将可能在喷口处发生堵塞，不利于环量控制气动性能的充分发挥。

为了克服现有技术中吹气环量增升技术的不足，本申请提出了一种多级吹气环量增升装置，使飞行器拥有更好的气动性能，能更好地控制射流产生更高的环量，从而实现增升减阻的需求。

图1为单喷口增升装置的一种应用场景结构示意图，图2为图1中A处的局部放大视图，请参照图1和图2。在翼型111与科恩达后缘113的连接处开设第一喷流口121，当气流沿翼型111上表面流动经过第一喷流口121时，由于第一喷流口121射流产生科恩达效应、会使主流偏转并沿科恩达后缘113弧面流动，这将延迟气流与弧面分离的时间，即驻点将沿弧面往后移，增加翼型111或飞行器的升力。

其中，科恩达后缘113为圆弧面，环量增升原理是：机翼101由固定的翼型111和半圆形后缘组成，在固定的翼型111和半圆形后缘两者之间开孔或开缝，由于气流黏性、在翼型111内部空腔的高压气流通过开孔或开缝沿着物面切向产生射流，射流与外流混合沿着弯曲的圆形后缘表面流动形成柯恩达效应，半圆形后缘即科恩达后缘113。

图3为本实施例提供的多级吹气环量增升装置的第一种结构示意图，图4为图3中B处的局部放大视图，请参照图3和图4。

本实施例提供的一种多级吹气环量增升装置，应用于飞行器的机翼101上，用于提升飞行器的升力，实现增升减阻的目的。该多级吹气环量增升装置包括相连接的翼型111与科恩达后缘113，翼型111与科恩达后缘113上设有至少两个喷流口，至少两个喷流口包括第一喷流口121和第二喷流口123。第一喷流口121设置在翼型111与科恩达后缘113的连接处，第二喷流口123设置在科恩达后缘113的弧面上。

容易理解，该多级吹气环量增升装置即双喷口增升装置，是在单喷口增升装置的基础上，增加了第二喷流口123，可选地，第二喷流口123设置在科恩达后缘113的弧面上，并且第一喷流口121和第二喷流口123之间的距离约为科恩达后缘113整个弧长的三分之一。当然，第二喷流口123可以设置在第一喷流口121的下方，即第一喷流口121和第二喷流口123位于同一竖直面上，当然，也可以不设置在同一竖直面上，这里不作具体限定。本实施例中，将第二喷流口123和第一喷流口121位于同一竖直面上。

气流沿翼型111的上表面流动经过第一喷流口121时，由于第一喷流口121射流产生科恩达效应，会使主流偏转并沿科恩达后缘113的弧面流动，这将延迟气流与弧面分离的时间，即后缘驻点将沿弧面往后移，增加翼型111或飞行器的升力。随后在第二喷流口123射流的助推下，使主流继续沿科恩达后缘113的弧面流动，进一步增大翼型111环量，从而更大幅度的提升飞行器的升力。

图5为本实施例提供的多级吹气环量增升装置的第二种结构示意图，图6为图5中C处的局部放大视图，请参照图5和图6。

该多级吹气环量增升装置即三喷口增升装置，在双喷口增升装置的基础上，增加第三喷流口125。第三喷流口125设于科恩达后缘113的弧面上，并且设于科恩达后缘113的弧面上第三喷流口125和第一喷流口121之间的距离约为科恩达后缘113的整个弧长的三分之二。容易理解，翼型111和科恩达后缘113的连接处设置第一喷流口121，再将科恩达后缘113的整个弧长大致进行三等分，第一个等分点处设置第二喷流口123，第二个等分点处设置第三喷流口125，其中，第二喷流口123位于第一喷流口121和第三喷流口125之间。可选地，第三喷流口125可以设置在第一喷流口121或第二喷流口123的同一竖直面上，也可以相互错位设置，这里不作具体限定。本实施例中，第三喷流口125和第一喷流口121位于同一竖直面上，同时第三喷流口125和第二喷流口123也位于同一竖直面上。

第一喷流口121、第二喷流口123和第三喷流口125的大小可以相等，也可以不相等，可选地，在本实施例中三个喷流口的形状大小均一致，且喷流口的高度h与科恩达后缘113半径R的比值在0.4至0.8之间。优选地，喷流口的高度与科恩达后缘113半径的比值为0.7。经过多次试验反复验证，该比值处于0.4至0.8的范围内具有更好的环量增升效果。

气流经第一喷流口121射出，产生一次科恩达效应，提升飞行器的升力，随后，主流继续沿弧面向下流动并经过第二喷流口123，在第二喷流口123射流的助推下，再进一步增大吹气环量，从而更大幅度地提升飞行器的升力。主流继续沿弧面向下流动，流经第三喷流口125时，在第三喷流口125射流的助推下，再进一步增大吹气环量，使主流继续沿弧面流动，直至气流脱离弧面。一、二、三级喷口相互作用使机翼101驻点实现较大范围的移动，从而增大了机翼101的环量，进而增大升力，且相对于普通单喷口环量控制翼型来说，增升效果显著。

在本实施例中，一级喷口的射流产生的流体动能经过一段距离的消耗后，由二、三级喷口的射流补充，在增大环量的同时，可有效避免或者抑制流动分离的发生。该多级吹气环量增升装置产生高升力的机理是：通过设置在机翼101上的喷流口吹气，给边界层补充能量，推动边界层分离点后移，同时吹气气流对外流产生“裹携”作用，使气流绕翼型111的流动产生很大的环量，从而获得高升力。并且，在增加升力的同时，多级喷流口喷气可有效避免在喷流口处发生气流阻塞的现象。本实施例的翼型111中，每个喷流口的吹气速度都比普通单喷口增升装置的喷口小，而吹气所耗的能量与吹气速度的三次方成正比，所以相比于普通单喷口环量控制装置，该多级吹气环量增升装置的气动效率相对更高。

为了验证该多级吹气环量增升装置的增升特性，发明人进行了一系列流场分析，在科恩达后缘113分别设置零喷流口、单喷流口、两喷流口和三喷流口进行数值模拟对比。并且将喷流口高度与圆弧形尾圆半径比值统一设置为0.7。分析结果如下表：

从表格中可以看出，当无喷口即零喷流口时，翼型111的升力系数为0.2713，阻力系数为0.0201，升阻比为13.4993；当在科恩达后缘113设置单喷流口时，后缘驻点位于科恩达后缘113的中心点处，升力系数为0.5720，阻力系数为0.0217，升阻比为26.3716；而采用双喷流口设置，后缘驻点位于科恩达后缘113中偏下，翼型111的升力系数为0.994，阻力系数为0.0182，升阻比为54.9121；而采用三喷流口，后缘驻点位置明显移至科恩达后缘113的底部，附壁效应明显，绕翼型111环量增加，升力系数为1.2368，阻力系数为0.0201，升阻比为61.53，整体性能得到了明显的提升。

图7为机翼101上设置零喷流口时的原始翼型绕流流线图，图8为机翼101上设置单喷流口时的翼型绕流流线图，图9为机翼101上设置双喷流口时的翼型绕流流线图，图10为机翼101上设置三喷流口时的翼型绕流流线图。其中，X坐标和Y坐标代表机翼101上各部件的具体位置，单位均为毫米。图中的130表示流线，140表示后缘驻点，流线能反应出在各部件附近气流的流动情况，即流场特点。

结合附图以及上述表格中的数据分析，结果表明，在同样压力输入的条件下，三喷流口环量增升装置相对单、双喷流口而言，可以使驻点下移更多，升致阻力较小且附壁效应更加明显，总体表现为升阻比增加。这样，可在同样气源功率下最大化提升飞行器的升力。

本实施例提供的一种飞行器，包括飞行器本体和上述的多级吹气环量增升装置，多级吹气环量增升装置安装在飞行器本体上。具体的，飞行器本体内设有喷气道103，喷流口与喷气道103连通。喷气道103与气源连接，气源可以由涡轮风扇旋转获得，高压气流沿喷气道103从各喷流口喷出，喷出的射流与外流混合沿着弯曲的圆形后缘表面流动形成柯恩达效应，从而实现环量增升，提升飞行器的升力，达到增升减阻的目的。

综上所述，本发明提供的多级吹气环量增升装置和飞行器具有以下几个方面的有益效果：

本发明提供的多级吹气环量增升装置和飞行器，通过设置多级喷流口，可以有效避免气流喷出时在喷流口处的阻塞现象，并且能产生多次科恩达效应，多级喷流口相互作用使机翼101的后缘驻点实现较大范围的移动，从而增大了机翼101的环量，进而增大升力，有效改善飞行器的气动性能。具有该多级吹气环量增升装置的飞行器，结构简单、易于控制、气动效率更高，实现增升减阻的目的。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改、组合和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种多级吹气环量增升装置，其特征在于，应用于飞行器的机翼上；所述多级吹气环量增升装置包括相连接的翼型与科恩达后缘，所述翼型与所述科恩达后缘上设有至少两个喷流口，所述至少两个喷流口包括第一喷流口和第二喷流口；所述第一喷流口设置在所述翼型与所述科恩达后缘的连接处，所述第二喷流口设置在所述科恩达后缘的弧面上。

2.根据权利要求1所述的多级吹气环量增升装置，其特征在于，所述第一喷流口和所述第二喷流口之间的距离为所述科恩达后缘的弧长的三分之一。

3.根据权利要求1所述的多级吹气环量增升装置，其特征在于，所述第二喷流口设于所述第一喷流口的下方。

4.根据权利要求1所述的多级吹气环量增升装置，其特征在于，所述喷流口还包括第三喷流口，所述第三喷流口设于所述科恩达后缘的弧面上。

5.根据权利要求4所述的多级吹气环量增升装置，其特征在于，所述第三喷流口和所述第一喷流口之间的距离为所述科恩达后缘的弧长的三分之二。

6.根据权利要求4所述的多级吹气环量增升装置，其特征在于，所述第三喷流口设于所述第一喷流口的下方，所述第二喷流口位于所述第一喷流口和所述第三喷流口之间。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的多级吹气环量增升装置，其特征在于，所述喷流口的高度与所述科恩达后缘半径的比值在0.4至0.8之间。

8.根据权利要求7所述的多级吹气环量增升装置，其特征在于，所述喷流口的高度与所述科恩达后缘半径的比值为0.7。

9.一种飞行器，其特征在于，包括飞行器本体和权利要求1至8中任一项所述的多级吹气环量增升装置，所述多级吹气环量增升装置安装在所述飞行器本体上。

10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器本体内设有喷气道，所述喷流口与所述喷气道连通。