CN110615090B - 一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，包括两端开口且贯通的圆柱主体、设置在主体上的盖体和设置在主体内的伸缩体，所述盖体为两端开口且开口之间贯通的圆柱体，所述盖体通过螺纹与主体连接，所述主体的另一端设置有内凸的限位台阶，所述伸缩体为T形结构，所述限位台阶用于限位伸缩体的T形端，所述伸缩体内设置有与外部连通的排气歧管道，伸缩体后缘表面设置有若干喷孔与排气歧管道连通；本发明提供的可伸缩控制喷气装置具有伸缩功能、具有类似涡流发生器的作用、具有控制喷气功能、控制喷气功能具有选择性、具有伸缩和控制喷气功能、具有一定的转动功能、具有导流功能。

Description

一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置

技术领域

本发明涉及空气动力学流动控制技术领域，具体涉及到一种能改善飞机平尾翼根部位流场品质、可伸缩的控制喷气装置。

背景技术

平尾是保持飞机纵向稳定性和操纵的翼面，是影响全机纵向力矩的首要部件。平尾的气动特性直接影响着飞机的稳定性和安全性。对于翼吊低平尾布局飞机而言，平尾处在机翼的下游，这会导致几种后果：

一方面，当飞机在空中以较大攻角飞行时，机翼的下游会拖出尾迹涡流，尾迹涡流会对平尾及其周围的流场产生气动干扰，影响平尾区流动，严重情况下会导致平尾上的气流分离。平尾上的气流分离可能会降低平尾的气动效率，使得其提供的俯仰力矩减小，导致飞机危险地自动上仰，从而影响全机的气动性能和操纵性能。

另一方面，当增升装置偏转时，此时飞机以较大攻角处于起飞或着陆状态，机翼(包括襟缝翼)及短舱挂架等部件的复杂组合尾迹涡流可能会掠过平尾，特别是来自翼身结合部的尾迹涡流。由于这些尾迹涡流携带的能量较低，使得平尾区当地动压减小，从而使得平尾对俯仰力矩的贡献减小，进而导致全机俯仰力矩上仰。全机俯仰力矩上仰如果发生在中等迎角与失速迎角之间，会降低最大升力系数的使用范围，严重影响飞机的起落性能和安全性。

此外，增升装置偏转会使平尾处气流产生下洗，降低平尾气动效率。可见，平尾的气动特性及其失速特性对全机的气动特性和失速特性有重要影响。如何改善平尾气动特性是从事飞机研制技术人员所需关注的重要问题。

目前，用于改善平尾气动特性较多的是涡流发生器等装置。涡流发生器是一种垂直安装在机体表面上的小展弦比小机翼。由于展弦比较小，翼尖涡流的强度较强，这种高能量的翼尖涡流与其下游的低能量边界层流动混合后，把能量传递给边界层，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机体表面而不至于过早分离。安装涡流发生器可以抑制或延缓飞机局部流动分离，有助于改善平尾的气动特性和流场品质。虽然涡流发生器具有一定的流动控制效果，但其存在自身局限性，主要包括：

（1）由于飞机后机身尾段区域边界层厚度较大，所需要的涡流发生器高度及尺寸相对较大，在有效控制气流分离的同时一般会在非设计点（比如飞机巡航状态）导致阻力增加，这种附加阻力会对飞机的经济性产生不利影响；

（2）固定在机体上的涡流发生器不能自由伸缩，只能长期暴露在大气环境中，如果飞机长期在含盐量较高的大气环境中飞行，其在气流冲击、交变应力的共同作用下，容易发生腐蚀损伤，萌生裂纹，进而发生断裂丢失的不安全事件；

（3）涡流发生器需要定期进行无损检测检查，及时清洁和防腐，增加了日常维护的工作量；

（4）在小迎角及中等迎角情况下，涡流发生器具有比较明显的流动控制效果，但是在一些较大攻角情况下，由于位于后机身机体上的涡流发生器可能受到能量较低的机翼尾迹涡流影响，其产生翼尖涡流能量相对纯洁来流较低，这将使得流动控制效果相对减弱，特别是在增加平尾区当地来流动压效果上。

发明内容

本发明的目的是提供一种能改善飞机平尾翼根部位流场品质、可伸缩的控制喷气装置，其目的在于：为了抑制或延缓飞机平尾翼根部位存在的局部流动分离、补偿平尾区来流动压损失、改善平尾翼根部位的流场品质和克服现有的涡流发生器尺寸较大、导致非设计点阻力增加、容易发生断裂丢失、动压损失补偿能力较低以及在大迎角下流动控制效果相对较弱等的不足。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，包括两端开口且贯通的圆柱主体、设置在主体上的盖体和设置在主体内的伸缩体，

所述盖体为两端开口且开口之间贯通的圆柱体，盖体的外圆周侧面上设置有螺纹，所述主体的一端内侧壁设置有螺纹，所述盖体通过螺纹与主体连接，所述主体的另一端设置有内凸的限位台阶，

所述伸缩体为T形结构，所述限位台阶用于限位伸缩体的T形端，

所述伸缩体内设置有与外部连通的排气歧管道，伸缩体后缘表面设置有若干喷孔与排气歧管道连通。

在上述技术方案中，所述圆柱主体贯通的两端结构不同，圆柱主体一端的贯通内表面为圆柱面，圆柱主体的另一端的贯通内表面为圆角矩形柱面。

在上述技术方案中，所述圆柱主体从一端到另一端分为上段、中段、下段，所述上段内部的开口端面为圆形、且内表面为圆柱形，中段和下段内部的开口端面为圆角矩形，圆柱主体的外表面均为相同的圆柱面。

在上述技术方案中，所述上段内表面设置有螺纹，盖体通过螺纹与主体的上段连接。

在上述技术方案中，所述伸缩体的T形端内端面设置有连接端，所述连接端在外力作用下使得伸缩体沿着在圆柱主体内贯通的腔体移动。

在上述技术方案中，所述T形端的宽度大于盖体内环的直径，T形端的宽度与主体内矩形腔体的宽度相匹配。

本发明还公布一种可伸缩控制喷气装置的应用，包括喷气装置、机械动力系统、控制系统和气源，所述喷气装置设置在机身平尾附近的机身内、且喷气装置的外端部与机身外表面齐平，机身内部喷气装置的伸缩体与机械动力系统连接，通过控制系统的控制伸缩体伸出机身，气源与伸缩体内的排气歧管道连通，通过喷孔喷气进行流动控制。

在上述技术方案中，所述喷气装置安装在机身内，在机械动力系统的作用下喷气装置绕着自身中轴线进行转动。

在上述技术方案中，伸缩体通过控制系统的控制可以调节伸出到机身外部的长度。

在上述技术方案中，所述机身上可以设置多个喷气装置。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

（1）本发明提供的可伸缩控制喷气装置具有伸缩功能，在小迎角以及部分中等迎角情况下，该装置可以伸缩在机身内部，不需要暴露在来流大气环境中，因此其寿命较长，不容易发生断裂丢失的不安全事件，不会对巡航状态下全机及平尾的气动性能产生影响。与固定安装涡流发生器的相同飞机相比，不产生附加阻力，节省燃油，具有一定的经济性；

（2）本发明提供的可伸缩控制喷气装置具有类似涡流发生器的作用，来流气流在流过该装置时会产生具有较高能量的流向涡流，加速边界层内气流与来流主流的能量混合，能够延缓或减弱平尾翼根部位局部流动分离；

（3）本发明提供的可伸缩控制喷气装置具有控制喷气功能，喷出的气体具有较高的能量，这种高能量的气流与其下游的低能量边界层流动混合后，把能量传递给边界层，改善了逆压梯度，不仅可以控制平尾表面的流动分离情况，而且增加了平尾区当地来流动压，提高平尾气动效率，增强平尾对力矩的贡献，对全机俯仰力矩特性具有改善作用；

（4）本发明提供的可伸缩控制喷气装置的控制喷气功能具有选择性，飞行员可根据平尾根部实际流动情况或者全机俯仰力矩变化特性进行适当选择使用，如果平尾翼根部位流动分离较弱或者力矩特性变化不大，则可以不选择控制喷气功能，仅通过该装置类似涡流发生器产生作用即可，如果流动分离较强或者力矩特性变化较大，则可以选择控制喷气功能，此时流动控制效果更强些；

（5）本发明提供的可伸缩控制喷气装置由于具有伸缩和控制喷气功能，因此可以根据实际飞行状态和平尾表面流动情况，调整该装置在大气来流环境中的伸缩长度及其喷孔吹气速度，改善不同环境下的平尾翼根部位流场品质，该装置可以选择在较大迎角、俯仰力矩出现上仰需要进行改出时使用；

（6）本发明提供的可伸缩控制喷气装置具有一定的转动功能，该装置的主体在限定角度范围内可以绕中轴线在机身上转动一定角度，伸缩体进而随主体转动，喷气方向亦随之发生变化，该功能可以与伸缩功能和控制喷气功能叠加使用，可以改善不同飞行情况下的平尾翼根部位流场品质，使得该装置具有更广的适用性；

（7）本发明提供的可伸缩控制喷气装置的伸缩体剖面为前后相对较圆的圆角矩形，沿着流向具有一定的长度，因此该装置具有一定的导流功能。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为本发明可伸缩控制喷气装置的纵剖面构造图；

图2为图1的Ⅰ-Ⅰ剖视图；

图3为图1的Ⅱ-Ⅱ剖视图；

图4为图1的Ⅲ-Ⅲ剖视图；

图5为图1的Ⅳ-Ⅳ剖视图；

图6为本发明可伸缩控制喷气装置伸缩体不伸出状态示意图；

图7为本发明可伸缩控制喷气装置伸缩体部分伸出状态示意图；

图8为本发明可伸缩控制喷气装置伸缩体全部伸出状态示意图；

图9为本发明可伸缩控制喷气装置转动一定角度示意图；

图10为本发明可伸缩控制喷气装置多个布置示意图；

其中：1是主体，2是主体上段，3是主体中段，4是主体下段，5是主体内段开口内螺纹，6是盖体，7是盖体开口外螺纹，8是伸缩体，9是进气管，10是排气歧管道，11是喷孔，12是连接孔，13是机身，14是平尾，15是垂尾。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

如图1-图5所示本实施例的喷气装置包括主体1、盖体6和伸缩体8，其中：

主体1为圆柱体结构，两端开口、且开口之间贯通，开口两端的形状和尺寸均不相同，整个主体从一端到另一端分为三段，分别是上段2、中段3和下段4。上段2的开口为圆形，其内壁面为圆柱面，上段2的内壁面上设置有内螺纹5。中段3和下段4的开口为圆角矩形，下段4和中段3的内壁面为圆角矩形柱面；下段4的开口尺寸小于中段3内的开口尺寸，下段4的开口相对于中段3的开口尺寸为内凸的限位台阶。

伸缩体8为T形圆角矩形柱体结构，其柱体尺寸与中段3和下段4的开口尺寸相匹配。沿着伸缩体8的轴线方向在伸缩体内设置有排气歧管道10，在伸缩体的后缘侧面上设置有若干与排气歧管道10连通的喷孔11，排气歧管道从伸缩体T形端面伸出，与外部的进气管9连通。在伸缩体T形端面上设置有可以与外部连接装置的连接孔12。

盖体6为两端开口的且开口之间贯通的圆柱体，盖体的内壁面为圆柱面，盖体的外侧面上设置有外螺纹7，盖体通过外螺纹7与主体的内螺纹5进行螺纹连接。

整个喷气装置在组装时，先将伸缩体8插入到主体1内贯通的腔体内，伸缩体8的T形端位置与主体的上段2相对应，伸缩体的另一端与主体的下段4相对应，伸缩体沿着主体的中段3和下段4方向进行移动，伸缩体的T形端尺寸大于下段4的凸出台阶，下段4内凸的台阶用于限位伸缩体移动出主体。安装好伸缩体后将盖体6通过螺纹连接形式与主体连接为一体，盖体的下表面与伸缩体的T形端面接触，而盖体的内圆直径小于伸缩体T形端面的长度，使得伸缩体不能从盖体的内圆面中通过；将整个伸缩体限位在主体内与盖体之间。

实施例一

如图6所示，为了方便进行示意，将飞机侧视图中虚线包围的区域进行了放大并从一定角度进行了三维显示，喷气装置安装在平尾14上游、靠近平尾14的机身13上，安装本实施例的区域内部同时可以布置与本实施例有关的控制系统、机械运动系统以及气源系统等，在飞行员指令下这些系统可以辅助完成本发明可伸缩控制喷气装置的相关工作。当飞机迎角较小、或者处于巡航飞行状态、或者俯仰力矩不上仰、或者平尾翼根部位没有发生流动分离的时候，飞行员可以选择不让本实施例进行工作，此时伸缩体8完全收缩在主体1内部，也就是在机身13内部。

实施例二

如图7所示，在实施例一的基础上进入工作状态，此时伸缩体8从主体1内部伸出一部分，飞行员可以根据实际飞行情况和平尾翼根部位流动分离情况以及来流动压损失情况决定伸缩体8伸出机身13的长度和选择是否进行喷气，当平尾翼根部位流动分离较弱或者力矩特性变化不大时，伸缩体8伸出机身13的长度较小，同时可以选择不进行喷气，当平尾翼根部位流动分离较强或者力矩特性变化较大或者来流动压损失较大时，伸缩体8伸出机身13的长度较长，同时可以选择进行喷气，通过叠加喷气功能，使该装置的流动控制效果更强些。

实施例三

如图8所示，在实施例一的基础上，伸缩体8从主体1内部完全伸出，当飞机迎角较大、或者俯仰力矩出现上仰、或者平尾区来流动压损失较大、或者平尾翼根部位流动分离范围较大时，飞行员可以按照图8所示实施例进行操作，此时伸缩体8伸出机身13的长度最长，同时飞行员可以根据实际飞行情况和平尾翼根部位流动分离情况以及来流动压损失情况决定是否进行喷气。当该装置的流动控制效果不显著时，飞行员可以选择进行喷气，同时提高喷气速度，通过叠加喷气功能，使该装置的流动控制效果达到令人满意的结果。

实施例四

如图9所示，在实施例二和实施例三的基础上，喷气装置在机身13上绕轴线转动一定角度，伸缩体8随之转动一定角度，来流通过伸缩体8产生的流向涡流运动方向发生变化，同时控制喷气方向也发生变化，飞行员可以根据实际飞行情况和平尾翼根部位流动分离等情况，通过转动一定角度，与伸缩功能和控制喷气功能叠加使用，可以达到调节流动控制效果的目的，能够改善不同飞行情况下平尾翼根部位流场品质，使得该装置具有更广的适用性。

实施例五

在上述所有实施例基础上，喷气装置可以在机身13上布置2个如图10所示，甚至多个，以达到不同的流动控制效果。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，其特征在于：包括两端开口且贯通的圆柱主体、设置在主体上的盖体和设置在主体内的伸缩体，

所述盖体为两端开口且开口之间贯通的圆柱体，盖体的外圆周侧面上设置有螺纹，所述主体的一端内侧壁设置有螺纹，所述盖体通过螺纹与主体连接，所述主体的另一端设置有内凸的限位台阶，

所述伸缩体为T形结构，所述限位台阶用于限位伸缩体的T形端，

所述伸缩体内设置有与外部连通的排气歧管道，伸缩体后缘表面设置有若干喷孔与排气歧管道连通。

2.根据权利要求1所述的一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，其特征在于：所述圆柱主体贯通的两端结构不同，圆柱主体一端的贯通内表面为圆柱面，圆柱主体的另一端的贯通内表面为圆角矩形柱面。

3.根据权利要求2所述的一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，其特征在于：所述圆柱主体从一端到另一端分为上段、中段、下段，所述上段内部的开口端面为圆形、且内表面为圆柱形，中段和下段内部的开口端面为圆角矩形，圆柱主体的外表面均为相同的圆柱面。

4.根据权利要求3所述的一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，其特征在于：所述上段内表面设置有螺纹，盖体通过螺纹与主体的上段连接。

5.根据权利要求1所述的一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，其特征在于：所述伸缩体的T形端内端面设置有连接端，所述连接端在外力作用下使得伸缩体沿着在圆柱主体内贯通的腔体移动。

6.根据权利要求3或5所述的一种改善飞机平尾翼根部位流场品质可伸缩控制喷气装置，其特征在于：所述T形端的宽度大于盖体内环的直径，T形端的宽度与主体内矩形腔体的宽度相匹配。

7.一种可伸缩控制喷气装置的应用，其特征在于包括喷气装置、机械动力系统、控制系统和气源，所述喷气装置设置在机身平尾附近的机身内、且喷气装置的外端部与机身外表面齐平，机身内部喷气装置的伸缩体与机械动力系统连接，通过控制系统的控制伸缩体伸出机身，气源与伸缩体内的排气歧管道连通，通过喷孔喷气进行流动控制。

8.根据权利要求7所述的一种可伸缩控制喷气装置的应用，其特征在于所述喷气装置安装在机身内，在机械动力系统的作用下喷气装置绕着自身中轴线进行转动。

9.根据权利要求7或8所述的一种可伸缩控制喷气装置的应用，其特征在于伸缩体通过控制系统的控制可以调节伸出到机身外部的长度。

10.根据权利要求7所述的一种可伸缩控制喷气装置的应用，其特征在于所述机身上可以设置多个喷气装置。

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