CN112722243A - 一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统 - Google Patents

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Abstract

本发明一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，属于航空飞行器领域；包括涵道动力组、上增升翼面和下增升翼面；所述涵道动力组包含多个并列设置的涵道动力单元；所述上增升翼面和下增升翼面的两侧端面均通过连杆与安装于机身上的舵机连接，分别位于涵道动力组出口外侧的上方和下方，通过舵机控制上、下增升翼面的旋转角度；所述上增升翼面包括上增升翼面主翼和上增升翼面襟翼，下增升翼面包括下增升翼面主翼和下增升翼面襟翼；通过改变上增升翼面和下增升翼面的偏转角度和形态，实现降低动力系统对气动布局的限制，有利于起降与巡航等不同阶段动力的分配利用。

Description

一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统
技术领域
本发明属于航空飞行器领域，具体涉及一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统。
背景技术
航空飞行器可分为旋翼类飞行器和常规固定翼飞行器两大类。旋翼类飞行器，如直升机，可进行垂直起降，对地面条件要求相对不高，但一般飞行速度较低。而常规固定翼飞行器飞行速度快、航程远，但起降需要足够的滑跑距离。为弥补固定翼飞行器起降的缺陷，短距起降飞行器及垂直起降飞行器出现并发展。
短距起降方面，吹气、吸气襟翼等动力增升装置的应用有效缩短了起降距离，但目前的动力增升方式对动力喷流的利用不充分，且作用范围较小。而垂直起降飞行器，如V-22等，通过偏转动力部件获取起降所需升力，但偏转动力部件所需的偏转机构较为复杂，带来结构重量的增加。此外，随着电推进技术的发展，分布式电推进动力系统在垂直起降飞行器上得到应用，如“雷击”无人机及“lilium”飞机。两者均采用鸭式布局，在鸭翼以及机翼上布置分布式电涵道风扇，在垂直起降阶段使分布式电涵道风扇偏转90°，将涵道风扇的推力转化为升力。两者不同之处在于，“雷击”无人机通过偏转机翼、鸭翼的方式偏转分布式电涵道风扇，而“lilium”飞机机翼不动，分布式电涵道风扇相对机翼偏转90°。分布式电涵道风扇动力系统具有冗余度高的特点，单个动力出现故障不会对使用造成大的影响，相比于传统动力形式具有更高的安全性。
《一种连续型分布式电动涵道风扇襟翼增升系统》，授权公告号CN 205770120 U，授权公告日2016.12.07，介绍了一种将分布式电涵道风扇布置于机翼上的构型，使涵道风扇喷流高速通过机翼襟翼，以提高机翼的升力系数。但该发明对分布式电涵道风扇的一体化设计不充分，各涵道风扇相对独立，并列布置时涵道风扇上表面呈现波浪状，各涵道风扇间存在干扰阻力，对巡航阶段气动性能不利。此外，处于喷流下方的襟翼，仅通过上表面对喷流进行利用，且采用单翼面形式，因此其导流能力有限，不能引导喷流偏转更大的角度以提供更大的升力。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，主要解决了现有电涵道风扇动力系统存在的以下问题：
(1)将常规圆形涵道的涵道风扇组合为分布式动力后，各涵道风扇外形不光滑连续，容易产生分离，导致阻力增加，气动性能变差；
(2)根据动量理论，尽可能使涵道风扇喷流扩张，减小喷流速度，能够提高涵道风扇的效率。但常规涵道风扇的出口扩张到一定角度后会产生分离，反而产生能量损耗，因此常规出口提高涵道风扇效率的能力有限；
(3)常规涵道风扇自身只提供推力不产生升力，短距起降时自身需偏转一定角度以获取升力，而垂直起降时需完全偏转90°。故在设计时需考虑动力偏转带来的气动和结构影响，并设计对应能力的偏转机构，这使得设计变得复杂，偏转机构也带来重量的增加。
本发明的技术方案是：一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，包括涵道动力组,所述涵道动力组包含多个并列设置的涵道动力单元，所述涵道动力单元包括涵道、电机、电子调速器和螺旋桨；其特征在于：所述涵道沿轴向依次分为入口段、中段和出口段，其入口段为径向截面由方形过度为圆形的收敛唇口，中段的径向截面由圆形，出口段为径向截面由圆形过度为方形的扩张口，两端口部的方形截面使得相邻涵道动力单元的侧壁能够贴合安装；所述涵道的上、下外壁面为类翼型结构；
所述动力系统还包括上增升翼面和下增升翼面，所述上增升翼面和下增升翼面的两侧端面均通过连杆与安装于机身上的舵机连接，分别位于涵道动力组出口外侧的上方和下方，通过舵机控制上、下增升翼面的旋转角度；所述上增升翼面包括上增升翼面主翼和上增升翼面襟翼，下增升翼面包括下增升翼面主翼和下增升翼面襟翼；
当飞行器处于巡航阶段时，所述上增升翼面和下增升翼面均旋转至靠近涵道动力组出口截面处，且增升翼面主翼和增升翼面襟翼为收起状态；当飞行器处于短距起降状态时，所述上增升翼面和下增升翼面均向下偏转，且增升翼面主翼和增升翼面襟翼为展开状态时；当飞行器处于垂直起降状态，下增升翼面向下偏转至下增升翼面主翼的前缘与上增升翼面襟翼的尾缘相对，位于同一竖直平面上。
本发明的进一步技术方案是：所述增升翼面主翼和增升翼面襟翼为展开状态时，两者之间缝道宽度为2～3％c，c为增升翼面总弦长。
本发明的进一步技术方案是：所述涵道上、下外壁面设计为NASA四系列翼型上表面，NASA2412型。
本发明的进一步技术方案是：当飞行器处于短距起降状态时，所述上增升翼面主翼偏转5～15°，上增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°，下增升翼面主翼偏转10～20°，下增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°。
本发明的进一步技术方案是：当飞行器处于垂直起降状态，所述上增升翼面主翼偏转0～10°，上增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°，下增升翼面主翼相比上增升翼面襟翼偏转5～10°，下增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°。
本发明的进一步技术方案是：所述涵道动力组包含5个并列设置的涵道动力单元。
有益效果
本发明的有益效果在于：本发明分布式电涵道风扇动力系统能够降低动力系统对气动布局的限制，有利于起降与巡航等不同阶段动力的分配利用，减少整机死重。通过设计分布式电涵道风扇的“方转圆”唇口(即入口段)、“圆转方”出口，使涵道风扇并列放置，并设计一体化上下外壁面，使分布式电涵道风扇外形光滑连续，避免分离，减小阻力。
涵道风扇的能量损失主要来自对喷流的加速。根据动量理论，涵道风扇拉力T与喷流速度Vw相关，其中ρ为气流密度，A为桨叶处的气流截面积，V1为桨叶处气流速度：
T＝ρAV1(Vw-V0)
涵道风扇桨叶的拉力Tp：
Tp＝0.5ρA(Vw 2-V0 2)
涵道风扇的效率η为：
η＝TV0/(TpV1)＝2V0/(V0+Vw)
因此减小喷流速度，能够提高涵道风扇的效率。通过涵道风扇“圆转方”出口，使喷流扩张，喷流速度降低。而通过在涵道风扇出口后方增加导流作用的增升翼面，并使其呈现扩张状，使喷流在出口扩张后进一步扩张，进一步降低喷流速度，从而提高涵道风扇的效率。
增升翼面均处于涵道风扇喷流之中，相比于常规动力增升装置，对动力喷流的利用更直接有效。增升翼面采用“多段”结构，主翼和襟翼间的缝道具有有效压力恢复和新生边界层的作用，能够增强承受逆压梯度的能力，延迟分离。因此增升翼面可在避免流动分离下使喷流偏转更大的角度，从而获得更高升力。在短距起降阶段，动力本身不偏转，通过增升翼面偏转获得升力，垂直起降阶段，增升翼面使喷流偏转更大的角度，此时涵道风扇与增升翼面共同偏转较小的角度便能够使两者合力变为升力。因此，增升翼面在提高涵道风扇效率的同时，避免或减小动力本身的偏转，简化偏转机构，减少结构重量。
巡航阶段通过对收起的增升翼面小幅偏转，获得一定的力与矩，用于飞行控制。
附图说明
图1为分布式电涵道风扇动力系统唇口示意；
图2为分布式电涵道风扇动力系统出口示意；
图3为分布式电涵道风扇动力系统巡航状态示意；
图4为分布式电涵道风扇动力系统短距起降状态示意；
图5为分布式电涵道风扇动力系统垂直起降状态示意；
图6为分布式电涵道风扇动力系统巡航状态相对位置示意；
图7为分布式电涵道风扇动力系统短距起降状态相对位置示意；
图8为分布式电涵道风扇动力系统垂直起降状态相对位置示意；
附图标记说明：1.唇口，2.桨毂及电机区，3.涵道外壁面，4.出口，5.转子、静子区，6.分布式电涵道风扇，7.上增升翼面主翼，8.上增升翼面襟翼，9.下增升翼面主翼，10.下增升翼面襟翼。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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，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发明的限制。
参照图1，本发明所述涵道动力组采用分布式电涵道风扇6，所述涵道动力单元即为涵道风扇，数量不局限五个，可采用多个，采用图示方式连接。为使涵道风扇光滑相连，采用“方转圆”唇口1，同时使涵道风扇上下表面平齐。并采用类似机翼上表面形状的涵道外壁面3，使分布式电涵道风扇6的上下壁面平整、光滑，在有来流状态，气流经过上下涵道壁面时不产生分离，从而减小阻力。
参照图2，涵道动力组分布式电涵道风扇6采用“圆转方”出口4，同样使涵道风扇上下表面平齐，满足一体化外形要求。同时，“圆转方”出口4出口截面积逐渐扩大，使涵道风扇喷流扩张，据连续方程，喷流经过“圆转方”出口后，速度减小，则喷流动能降低，即涵道风扇的能量损失降低，涵道风扇效率提高。
参照图3，分布式电涵道风扇6后方增加上、下增升翼面，增升翼面采用“两段”结构，均处于喷流中。巡航状态，上增升翼面襟翼8收起于上增升翼面主翼7后方，相对上增升翼面主翼7偏转负角度，下增升翼面襟翼10收起于下增升翼面主翼9后方，相对于下增升翼面主翼9偏转正角度。而上增升翼面主翼7与上增升翼面襟翼8相对于分布式电涵道风扇6偏转负角度，下增升翼面主翼9与下增升翼面襟翼10相对于分布式电涵道风扇6偏转正角度，从而使上下增升翼面呈现扩张状，如图6所示。使喷流在“圆转方”出口4后得到进一步扩张，以此进一步提高分布式电涵道风扇6的效率。
参照图4，短距起降状态，上增升翼面主翼7与上增升翼面襟翼8向后展开，上增升翼面主翼7偏转一定角度，上增升翼面襟翼8相对上增升翼面主翼7向下后方移动，并偏转更大的角度，两者间形成缝道效果。同样，下增升翼面主翼9与下增升翼面襟翼10向后展开，下增升翼面主翼9相比上增升翼面主翼7偏转更大的角度，下增升翼面襟翼10与下增升翼面主翼9间亦形成缝道效果，并偏转相比上增升翼面襟翼8更大的角度。分布式电涵道风扇6的喷流经过增升翼面后发生偏转，根据动量理论，增升翼面产生升力。而增升翼面使喷流偏转的同时，亦形成扩张趋势，如图7所示，同时提高分布式电涵道风扇6的效率，所述上增升翼面主翼偏转5～15°，上增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°，下增升翼面主翼偏转10～20°，下增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°。
参照图8，垂直起降状态，下增升翼面主翼9与下增升翼面襟翼10进一步后移，且偏转更大的角度。分布式电涵道风扇6的喷流首先经过上增升翼面主翼7与上增升翼面襟翼8，偏转一定的角度，再经过下增升翼面主翼9与下增升翼面襟翼10，进一步偏转。此时增升翼面相当于“四段”翼构型，每段翼均使喷流偏转，喷流最终偏转更大的角度，从而获得大于短距起降状态的升力。由于每一段增升翼面对喷流的偏转能力有限，偏转较大角度时会发生流动分离，因此不能通过增加增升翼面角度的方式进一步提高升力。故将分布式电涵道风扇6与上增升翼面主翼7、上增升翼面襟翼8、下增升翼面主翼9、下增升翼面襟翼10共同偏转一定角度，使喷流具有初始偏转角度，再经过增升翼面偏转，从而使喷流最终偏转90°，如图5所示。此时动力系统的合力便为升力。此时，所述上增升翼面主翼偏转0～10°，上增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°，下增升翼面主翼相比上增升翼面襟翼偏转5～10°，下增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°。
分布式电涵道风扇6与上增升翼面主翼7、上增升翼面襟翼8、下增升翼面主翼9、下增升翼面襟翼10通过固定在分布式电涵道风扇6两侧的端板连接，使两者成为一体。使用时，只需将分布式电涵道风扇6固定在飞行器上即可。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，包括涵道动力组,所述涵道动力组包含多个并列设置的涵道动力单元，所述涵道动力单元包括涵道、电机、电子调速器和螺旋桨；其特征在于：所述涵道沿轴向依次分为入口段、中段和出口段，其入口段为径向截面由方形过度为圆形的收敛唇口，中段的径向截面由圆形，出口段为径向截面由圆形过度为方形的扩张口，两端口部的方形截面使得相邻涵道动力单元的侧壁能够贴合安装；所述涵道的上、下外壁面为类翼型结构；
所述动力系统还包括上增升翼面和下增升翼面，所述上增升翼面和下增升翼面的两侧端面均通过连杆与安装于机身上的舵机连接，分别位于涵道动力组出口外侧的上方和下方，通过舵机控制上、下增升翼面的旋转角度；所述上增升翼面包括上增升翼面主翼和上增升翼面襟翼，下增升翼面包括下增升翼面主翼和下增升翼面襟翼；
当飞行器处于巡航阶段时，所述上增升翼面和下增升翼面均旋转至靠近涵道动力组出口截面处，且增升翼面主翼和增升翼面襟翼为收起状态；当飞行器处于短距起降状态时，所述上增升翼面和下增升翼面均向下偏转，且增升翼面主翼和增升翼面襟翼为展开状态时；当飞行器处于垂直起降状态，下增升翼面向下偏转至下增升翼面主翼的前缘与上增升翼面襟翼的尾缘相对，位于同一竖直平面上。
2.根据权利要求1所述用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，其特征在于：所述增升翼面主翼和增升翼面襟翼为展开状态时，两者之间缝道宽度为2～3％c，c为增升翼面总弦长。
3.根据权利要求1所述用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，其特征在于：所述涵道上、下外壁面设计为NASA四系列翼型上表面，NASA2412型。
4.根据权利要求1所述用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，其特征在于：当飞行器处于短距起降状态时，所述上增升翼面主翼偏转5～15°，上增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°，下增升翼面主翼偏转10～20°，下增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°。
5.根据权利要求1所述用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，其特征在于：当飞行器处于垂直起降状态，所述上增升翼面主翼偏转0～10°，上增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°，下增升翼面主翼相比上增升翼面襟翼偏转5～10°，下增升翼面襟翼相对主翼翼偏转10～15°。
6.根据权利要求1所述用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统，其特征在于：所述涵道动力组包含5个并列设置的涵道动力单元。
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