CN112193424A - 一种基于非常规布局的外吹式动力增升系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种基于非常规布局的外吹式动力增升系统，本申请所述的动力增升系统中安装外部吹气襟翼的机翼位于机身靠后位置，机翼前方较远距离处安装有发动机。通过本申请所述的外吹式动力增升系统，发动机工作时产生的高温高速射流与周围低速冷空气掺混更充分，温度和速度大幅降低，因此与射流相互作用的外部吹气襟翼无需用耐高温材料制造，降低了重量和成本，还降低了射流偏转损失和噪音，提高了增升效果，分散了气流对襟翼的冲击载荷，不易发生有害流致振动。
Description
技术领域
本发明涉及飞机增升装置设计领域，特别涉及一种基于非常规布局的外吹式动力增升系统。
背景技术
优秀的低速性能对提高飞机的场域适应性至关重要，使用增升装置可以提高飞机在低速时的升力，缩短飞机的起降距离，提高飞机的酬载能力。常规的机械式增升装置依靠改变机翼剖面形状提高升力，对于一般的飞机已经够用；然而有短距起降要求的飞机，尤其是军用飞机，需要更大的低速升力，机械式增升装置难以满足它们的需求，而动力增升技术通过合理利用发动机的射流，可以进一步提高低速升力，因而被广泛地应用。
在各式动力增升装置中，外吹式动力增升系统因其强大的增升能力而备受青睐，现有的外吹式动力增升系统在原本的机械式增升系统的基础上，将翼下吊挂的发动机所产生的高速射流引入机翼后缘增升装置，利用射流改善流场和机翼表面压强分布，从而达到提高升力的目的。
但由于航空发动机的排气温度很高，典型的大涵道比涡扇发动机正常工作时内涵道的排气温度可达600℃。因为发动机直接吊挂在机翼下，与机翼后缘增升装置距离较近，高温气流抵达增升装置时尚未有效地与冷空气进行掺混。为避免被烧蚀，直接受到射流冲击的那部分襟翼无法使用铝合金或复合材料制造，只能使用密度较高且昂贵的耐高温材料(如钛合金)制造，导致重量和成本增加；同时襟翼的作动机构不能处于发动机的高温射流中，给增升系统的设计造成麻烦。
另外，由于掺混距离短，发动机喷出的高速射流尚未有效地引射和带动周围的低速气流，周围低速气流也未使核心流明显减速，导致抵达增升装置的射流流速高、流量低、范围小。显而易见的后果是气流对后缘襟翼的冲击载荷较为集中，且载荷峰值高，一方面导致需要加强结构以对抗更大静载荷，另一方面更容易产生气动激励，诱导增升装置整体结构或襟翼局部蒙皮发生有害的强迫振动、产生过分的动载荷。另外，射流速度越高，偏转过程所产生的噪音和流动损失越大，流动损失大会削弱动力增升的效果。
因此，有必要提供一种能降低发动机射流温度和速度、提高射流流量、增升效果更好的动力增升系统。
发明内容
本发明提供了一种基于非常规布局的外吹式动力增升系统，其目的是为了提高增升效果，并避开现有外吹式动力增升系统存在的主要缺点。
为了达到上述目的，本发明提供了一种基于非常规布局的外吹式动力增升系统，包括：
发动机，所述发动机连接有一发动机支架；
前机翼，所述前机翼与所述发动机通过发动机支架相连接；
其中，所述发动机安装于所述前机翼上方；
和/或，所述发动机吊挂于所述前机翼下方；
和/或，所述发动机安装于所述前机翼的翼梢；
和/或，所述发动机直接通过所述发动机支架安装在机体前部；
后机翼，所述后机翼布置于飞行器后侧位置；所述后机翼应为产生升力的主要机翼；
外部吹气襟翼，所述外部吹气襟翼设于所述后机翼的尾缘；所述外部吹气襟翼之间还设有缝隙。
进一步的，所述发动机为航空发动机。
进一步的，所述发动机在所述外部吹气襟翼前方且不安装在同一机翼上。
进一步的，所述发动机安装高度满足所述发动机工作时产生的射流通过所述后机翼下方且在竖直方向上不与所述后机翼直接接触冲击所述后机翼。
进一步的，所述发动机和所述后机翼的前后距离满足所述发动机工作时产生的射流到达所述后机翼下方时温度低于150℃。
进一步的，所述外部吹气襟翼可以收放且下偏角度可变。
进一步的，飞行器巡航时，所述外部吹气襟翼收回，飞行器起降时，所述外部吹气襟翼以一定角度放下以偏转发动机射流。
本发明针对现有外吹式动力增升系统的缺点，提出基于非常规布局的外吹式动力增升系统。这里的非常规布局不局限于某种特定的形式，可以是盒式翼布局、联结翼布局、串列翼布局和鸭式布局等，也可以是自行设计的新式布局，只要其满足两点，即有产生升力的主要机翼位于机身靠后位置，并且所述机翼前方较远距离处有安装发动机的条件。
本发明的上述方案有如下的有益效果：
1、通过本申请所述的外吹式动力增升系统，发动机工作时产生的高温射流与周围冷空气掺混更充分，温度大幅降低，因此与射流相互作用的襟翼无需用耐高温材料制造，降低了重量和成本。
2、通过本申请所述的外吹式动力增升系统，发动机工作时产生的高速射流与周围低速气流掺混更充分，速度下降，流量增加，射流范围扩大，可以降低射流偏转损失和噪音，提高增升效果，分散气流对襟翼的冲击载荷，不易发生有害流致振动。
附图说明
图1为本发明所述增升系统布置方式及其工作原理示意；
图2为本发明实施例中将外吹式动力增升系统应用于盒式翼布局的一种布置方式；
图3为本发明实施例中将外吹式动力增升系统应用于鸭式布局的一种布置方式；
图4现有的外吹式动力增升系统及其工作原理示意。
附图标记说明
1-发动机；2-发动机支架；3-前机翼；4-外部吹气襟翼；5-缝隙；6-内涵道射流高温区；7-后机翼。
具体实施方式
为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。
传统外吹式动力增升系统的原理如图4所示，其提高升力主要通过以下作用：发动机1的射流受外部吹气襟翼4作用向下偏转，气流反过来对外部吹气襟翼4产生一个作用力，该力在竖直方向的分量即升力；外部吹气襟翼4对气流的阻碍作用可以提高前机翼3下表面的压力，增加前机翼3的升力；下表面部分气流通过缝隙5流向外部吹气襟翼4上表面，为上表面气流补充动量，可以有效延缓外部吹气襟翼4上表面气流分离、消除外部吹气襟翼4后缘处的反流，增加整个机翼的环量、扩大上表面的负压区，进一步增加升力。
但由于发动机排气温度可达600℃，发动机直接吊挂在机翼下，与机翼后缘增升装置距离较近，高温气流抵达增升装置时尚未有效地与冷空气进行掺混。为避免被烧蚀，直接受到射流冲击的那部分襟翼无法使用铝合金或复合材料制造，只能使用密度较高且昂贵的耐高温材料(如钛合金)制造，导致重量和成本增加；同时襟翼的作动机构不能处于发动机的高温射流中，给增升系统的设计造成麻烦。
本发明针对现有的问题，提供了一种基于非常规布局的外吹式动力增升系统，如图1所示，包括：
发动机1，所述发动机1连接有一发动机支架2；
前机翼3，所述前机翼3与所述发动机1通过发动机支架2相连接；
其中，所述发动机1安装于所述前机翼3上方；
和/或，所述发动机1吊挂于所述前机翼3下方；
和/或，所述发动机1安装于所述前机翼3的翼梢；
和/或，所述发动机1直接通过所述发动机支架2安装在机体前部；
后机翼7，所述后机翼7设置于飞行器后侧位置；所述后机翼7为产生升力的主要机翼；
外部吹气襟翼4，所述外部吹气襟翼4设于所述后机翼7的尾缘；所述外部吹气襟翼4上还设有缝隙5。
其中，所述发动机1为航空发动机；所述发动机在所述外部吹气襟翼前方且不安装在同一机翼上；所述发动机1安装高度满足所述发动机1工作时产生的射流通过所述后机翼7下方且在竖直方向上不与所述后机翼7直接接触冲击所述后机翼7；所述发动机1和所述后机翼7的前后距离满足所述发动机1工作时产生的的射流到达所述后机翼7下方时温度低于150℃。
本发明提供了一种新型外吹式动力增升系统布置方式，仅对发动机与外部吹气襟翼之间的相对位置有限制，而对具体的应用对象和应用方式无额外限制。既不限制飞机的布局形式，只要飞机布局满足本发明的使用条件一有产生升力的主要机翼位于机身靠后位置，且该机翼前方较远距离处可以安装发动机，即可应用此发明，具体竖直与前后距离可通过数值模拟或试验确定；也不限制发动机的类型，本发明的射流来源可以是涡扇、涡喷、涡桨、桨扇、活塞等各种类型航空发动机，发动机工作时产生的高温射流与周围冷空气掺混更充分，温度大幅降低，因此与射流相互作用的襟翼无需用耐高温材料制造，降低了重量和成本，还降低了射流偏转损失和噪音，提高了增升效果，分散了气流对襟翼的冲击载荷，不易发生有害流致振动。
其中，所述外部吹气襟翼4可以收放且下偏角度可变；飞行器巡航时，所述外部吹气襟翼4收回，飞行器起降时，所述外部吹气襟翼4以一定角度放下以偏转发动机射流。
如图2所示，本发明的实施例提供了一种盒式翼布局的外吹式动力增升系统，由于前机翼3低于后机翼7，将发动机1安装在前机翼3上方，并通过发动机支架2与前机翼3连接，外部吹气襟翼4则安装于后机翼7的尾缘，整个增升系统的工作原理如图1所示。发动机支架2的高度应使发动机1的射流刚好通过后机翼7下方，并确保射流在竖直方向上与后机翼保持较近距离但不直接冲击后翼，具体高度可通过数值模拟或试验确定。这样可以保证以下两点：当飞机巡航时，增升系统不工作，后机翼的外部吹气襟翼4处于收回状态，发动机射流从后机翼7下方通过，不与后翼发生相互作用，不会影响飞机的高速性能；当飞机起降时，增升系统工作，即使在很小的外部吹气襟翼4偏角下发动机1的射流都可以穿过外部吹气襟翼4增加升力。
如图3所述，本发明的实施例还提供了一种鸭式布局的外吹式动力增升系统，将发动机1直接安装在前翼3的翼梢。
本发明装置工作时使后翼升力增加较多，会带来一个潜在的问题，即气动中心后移，飞机的低头力矩增大，如果不加以控制会导致飞机姿态失控，对该问题，不同的布局有相似的解决办法：
1、对于升降舵位于机体尾部的布局，可令升降舵偏转产生下压的负升力以产生抬头力矩。虽然使用尾翼配平会导致损失一部分升力，但因为尾翼距离重心较远，其力臂比增升系统长得多，因而可用较小的负升力产生与增升系统低头力矩同样大小的抬头力矩，在只损失少量升力的前提下实现两者力矩相互抵消，飞机姿态得以保持稳定。
2、对于升降舵位于机体前部的布局(如图3的鸭式布局)，可令升降舵偏转产生升力以产生抬头力矩。此时不仅不会损失升力，还会有额外的增升效果。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (7)
1.一种基于非常规布局的外吹式动力增升系统，其特征在于，包括：
发动机，所述发动机连接有一发动机支架；
前机翼，所述前机翼与所述发动机通过发动机支架相连接；
其中，所述发动机安装于所述前机翼上方；
和/或，所述发动机吊挂于所述前机翼下方；
和/或，所述发动机安装于所述前机翼的翼梢；
和/或，所述发动机直接通过所述发动机支架安装在机体前部；
后机翼，所述后机翼布置于飞行器后侧位置；所述后机翼为产生升力的主要机翼；
外部吹气襟翼，所述外部吹气襟翼设于所述后机翼的尾缘；所述外部吹气襟翼之间还设有缝隙。
2.根据权利要求1所述的外吹式动力增升系统，其特征在于，所述发动机为航空发动机。
3.根据权利要求1所述的外吹式动力增升系统，其特征在于，所述发动机在所述外部吹气襟翼前方且不安装在同一机翼上；。
4.根据权利要求2和3所述的外吹式动力增升系统，其特征在于，所述发动机安装高度满足所述发动机工作时产生的射流通过所述后机翼下方且在竖直方向上不与所述后机翼直接接触冲击所述后机翼。
5.根据权利要求2和3所述的外吹式动力增升系统，其特征在于，所述发动机和所述后机翼的前后距离满足所述发动机工作时产生的射流到达所述后机翼下方时温度低于150℃。
6.根据权利要求1所述的外吹式动力增升系统，其特征在于，所述外部吹气襟翼可收放且下偏角度可变。
7.根据权利要求6所述的外吹式动力增升系统，其特征在于，飞行器巡航时，所述外部吹气襟翼收回，飞行器起降时，所述外部吹气襟翼放下以偏转所述发动机的射流。
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- 2020-10-19 CN CN202011114303.8A patent/CN112193424A/zh active Pending
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