CN110562436B

CN110562436B - 一种飞机增升装置及具有其的飞机

Info

Publication number: CN110562436B
Application number: CN201910878104.5A
Authority: CN
Inventors: 石钧之; 王永恩; 张沛良; 刘晓冬; 刘锦通
Original assignee: Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Current assignee: Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date: 2019-09-17
Filing date: 2019-09-17
Publication date: 2022-11-22
Anticipated expiration: 2039-09-17
Also published as: CN110562436A

Abstract

本申请属于飞机增升设计技术领域，具体涉及一种飞机增升装置，该装置包括多个扰流板，用以在飞机腹部和/或飞机翼下布置，具有：起飞状态，扰流板的偏转角位于30°‑45°之间；降落状态，扰流板的偏转角位于80°‑90°之间。此外，还涉及一种飞机，该飞机具有上述飞机增升装置。

Description

一种飞机增升装置及具有其的飞机

技术领域

本申请属于飞机增升设计技术领域，具体涉及一种飞机增升装置及具有其的飞机。

背景技术

为减小飞机起飞及降落过程中滑跑的距离，需设计飞机起飞时大升阻比，设计飞机降落时高升高租，由于舰船上的空间有限，对于在其上起飞、降落的飞机的升力系数与推重比具有更高的要求，当前，飞机的气动布局难以满足该要求。

鉴于现有技术的上述缺陷提出本申请。

发明内容

本申请的目的是提供一种飞机增升装置及具有其的飞机，以于克服或减轻现有技术至少一方面的缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种飞机增升装置，包括：

多个扰流板，用以在飞机腹部和/或飞机翼下布置，具有：

起飞状态，扰流板的偏转角位于30°-45°之间；

降落状态，扰流板的偏转角位于80°-90°之间。

根据本申请的至少一个实施例，扰流板处于降落状态时，其偏转角为90°。

根据本申请的至少一个实施例，至少部分扰流板用以在飞机腹部设置，其弦向位置位于气动平均弦长105％-115％之间，其露出飞机机腹的高度为气动平均弦长的6％-12％，其长度为气动平均弦长的10％-20％。

根据本申请的至少一个实施例，至少部分扰流板用以在飞机翼下设置，其弦向位置位于气动平均弦长5％-30％之间，其露出飞机翼下的高度为气动平均弦长的1％-6％，其长度为气动平均弦长的30％-40％。

根据本申请的至少一个实施例，在飞机翼下设置的扰流板位于飞机中间翼段。

根据本申请的至少一个实施例，在飞机翼下设置的扰流板的导流角位于115°～135°之间。

另一方面提供一种飞机，该飞机具有任一上述的飞机增升装置。

根据本申请的至少一个实施例，上述飞机为无人机。

根据本申请的至少一个实施例，上述飞机为无尾布局无人机。

附图说明

图1是本申请实施例提供的扰流板在飞机腹部设置的结构示意图；

图2是本申请实施例提供的扰流板在飞机翼下设置的结构示意图；

其中：

1-扰流板。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

需要说明的是，在本申请的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示装置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申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，还需要说明的是，在本申请的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”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；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种飞机增升装置，包括：

多个扰流板1，用以在飞机腹部和/或飞机翼下布置，具有：

起飞状态，扰流板1的偏转角位于30°-45°之间；

降落状态，扰流板1的偏转角位于80°-90°之间。

对于上述实施例公开的飞机增升装置，本领域技术人员可以理解的是，其扰流板1用以在飞机下表面设置，以改变飞机下表面的压力分布，以此减少升力损失取得增升效果，可在飞机起飞时将扰流板1置于起飞状态，获取大升阻比；在飞机降落时将扰流板1置于降落状态，获得高升高阻。

在一些可选的实施例中，扰流板1处于降落状态时，其偏转角为90°。

在一些可选的实施例中，至少部分扰流板1用以在飞机腹部设置，其弦向位置位于气动平均弦长105％-115％之间，其露出飞机机腹的高度为气动平均弦长的6％-12％，其长度为气动平均弦长的10％-20％，不得超出飞机内翼段。

对于上述实施例公开的飞机增升装置，本领域技术人员可以理解的是，其扰流板1在飞机腹部设置可取得较好增升效果，以及可在某些情况下产生抬头力矩以有效抵消飞机的低头力矩。

此外，上述实施例公开的飞机增升装置，其在飞机腹部设置扰流板1的长度、高度之间具有耦合关系，在其迎风面积相同时，提高高度可增加升力，延伸长度可增大抬头力矩。

在一些可选的实施例中，至少部分扰流板1用以在飞机翼下设置，其弦向位置位于气动平均弦长5％-30％之间，其露出飞机机腹的高度为气动平均弦长的1％-6％，其长度为气动平均弦长的30％-40％。

对于上述实施例公开的飞机增升装置，本领域技术人员可以理解的是，其扰流板1在飞机翼下可增加飞机的升力系数、俯仰力矩系数，其将扰流板1设置在飞机翼下气动平均弦长5％-30％之间部分，即将扰流板1在飞机翼下靠前的部分设置，可避免干扰飞机外翼段后舵面，对原有舵效造成损失。

在一些可选的实施例中，在飞机翼下设置的扰流板1位于飞机中间翼段。

在一些可选的实施例中，在飞机翼下设置的扰流板1的倒流角位于115°～135°之间。

在一些可选的实施例中，上述飞机为无人机。

在一些可选的实施例中，上述飞机为无尾布局无人机。

对于上述实施例公开的飞机，本领域技术人员可以理解的是，无尾布局的无人机可节约占据的空间，尤其是在空间资源宝贵的情况下，具有较大的优势，但也造成其操稳效率较低，其机翼尾缘增升装置打开时，会产生一个低头力矩，对此无尾布局的无人机一般选择开裂式阻力舵进行平衡，该种方式平衡力臂较短，效率不足，无法有效地将低头力矩抵消，且会带来很大的升力损失，在无尾布局的无人机上设置上述飞机增升装置，可在飞机起降构型下获得抬头力矩以平衡低头力矩，并可在某些情况下获得较好的增升效果。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims

1.一种飞机增升装置，其特征在于，包括：

多个扰流板（1），用以在飞机腹部和飞机翼下布置，具有：

起飞状态，所述扰流板（1）的偏转角位于30°-45°之间；

降落状态，所述扰流板（1）的偏转角位于80°-90°之间；

用以在所述飞机翼下设置的部分所述扰流板（1），其弦向位置位于气动平均弦长5%-30%之间，其露出飞机翼下的高度为气动平均弦长的1%-6%，其长度为气动平均弦长的30%-40%；

用以在所述飞机腹部设置的部分所述扰流板（1），其弦向位置位于气动平均弦长105%-115%之间，其露出飞机机腹的高度为气动平均弦长的6%-12%，其长度为气动平均弦长的10%-20%。

2.根据权利要求1所述的飞机增升装置，其特征在于，

所述扰流板（1）处于所述降落状态时，其偏转角为90°。

3.根据权利要求1所述的飞机增升装置，其特征在于，

在所述飞机翼下设置的扰流板（1）位于飞机中间翼段。

4.根据权利要求1所述的飞机增升装置，其特征在于，

在所述飞机翼下设置的扰流板（1）的导流角位于115°~135°之间。

5.一种飞机，其特征在于，具有如权利要求1-4任一所述的飞机增升装置。

6.根据权利要求5所述的飞机，其特征在于，该飞机为无人机。

7.根据权利要求6所述的飞机，其特征在于，该飞机为无尾布局无人机。