CN113291459B - 一种分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法 - Google Patents

一种分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法。该系统包含机翼和多个涵道风扇推进器；机翼为多段机翼，至少包含主机翼和后缘襟翼，可选配前缘襟翼；涵道风扇推进器并排安装在主机翼尾部上表面。该方法在增升模式下，后缘襟翼打开，形成高速喷流翼型，产生较大的升力；在巡航模式下，后缘襟翼收回，形成喷管的下压缩面，增大喷流速度，提高巡航速度；在操控模式下，后缘襟翼根据力矩需求偏转到对应位置，为飞机提供控制力矩。该系统及方法实现了涵道动力与机翼的融合设计，解决了传统增升方法存在的升力增量偏低、阻力增量偏高的问题，在气动和推进两个方面实现提升。

Description

一种分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法
技术领域
本发明属于飞行器技术领域，具体涉及一种分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法。
背景技术
随着高原、海岛、舰面、水上等特殊环境飞行需求增加，增大飞行器升力以实现短距起降、增加载重或提高爬升率，已成为当前运输类飞行器的迫切需求。传统上，各类运输机（包含民机）的增升措施主要包括前后缘襟翼增升、发动机尾喷流动力增升、螺旋桨滑流增升。这几类增升措施虽然能够带来较高的低速升力增量和较小的高速巡航阻力增量，但在低速起飞时带来了较大的阻力增量，导致升阻比明显下降和有效动力损失，使飞机增升阶段无法实现大升阻比，也无法为飞机操控提供额外的控制力矩。因此，有必要发展高效的增升技术。
采用分布式动力来改善飞机的起降特性是当前的热点技术途径，但主要用于低速飞行器垂直起降领域。美国专利文献库公开的发明专利US10035604B2提出了一种使用混合电推进系统的垂直起降低速飞机，中国专利文献库公开的申请号为202010167541.9的发明专利提出了一种基于分布式涵道风扇动力的垂直起降无人机。两个专利所使用的垂直起降技术皆是通过前后多排涵道风扇偏转实现垂直起降，并不涉及短距起降增升。中国专利文献库公开的申请号为201810315808.7的发明专利提出了一种采用分布式涵道风扇动力的短距起降无人机，其特点是通过后缘襟翼带动涵道风扇偏转改变推力方向缩短滑跑距离；该短距起降无人机通过动力偏转将推力投影到垂直方向，间接地使推力转化为升力，不但需要大功率的动力系统支撑，而且会在巡航状态造成动力浪费。通过偏转涵道风扇来增升的另一个问题是，对于高速飞行器，涵道风扇的重量较大，偏转难度较高，机械设计困难。
目前，还没有一种系统及其使用方法能够有效地解决分布式动力产生高效升力的问题，特别是缺少一种适用于高速飞行器的分布式动力增升技术。当前，有必要发展一种新型的、高低速兼顾的、上翼面融合的分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法。
发明内容
本发明所要解决的一个技术问题是提供一种分布式涵道风扇高升力系统，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种分布式涵道风扇高升力系统的使用方法。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统，其特点是，所述的分布式涵道风扇高升力系统包含机翼和涵道风扇推进器；
以飞行器前进方向为前方，从前至后，机翼依次包括主机翼和后缘襟翼两个部段，或者依次包括前缘襟翼、主机翼和后缘襟翼三个部段；涵道风扇推进器采用边界层吸入进气，涵道风扇推进器有N个，N≥2，并排安装于主机翼尾部上表面。
进一步地，所述的机翼具有打开状态和收起状态；机翼打开状态时，对应于两个部段的机翼的后缘襟翼向后向上伸展，或者对应于三个部段的机翼的前缘襟翼向前向下伸展，同时后缘襟翼向后向上伸展；机翼收起状态时，对应于两个部段的机翼的后缘襟翼向主机翼收回靠拢，或者对应于三个部段的机翼的前缘襟翼和后缘襟翼同时向主机翼收回靠拢；机翼收起状态时，机翼的前缘后掠角为0°~45°；
所述的涵道风扇推进器采用边界层吸入进气，涵道风扇推进器与主机翼之间无隔道，涵道风扇推进器的进气口与主机翼上表面光滑过渡，下排气口不超出主机翼后缘点；涵道风扇推进器的风扇直径D小于等于机翼收起状态的机翼全长的30%；相邻的涵道风扇推进器的涵道风扇旋转轴A的间隔距离为涵道风扇推进器的风扇直径D的1~3倍；涵道风扇推进器的增压比为1.1~1.5；
机翼打开状态时，后缘襟翼前缘点F与涵道风扇推进器的风扇扇面的前后距离L为涵道风扇推进器的风扇直径D的2~4倍；后缘襟翼前缘点F位于涵道风扇推进器的涵道风扇旋转轴A的下方，后缘襟翼前缘点F与涵道风扇旋转轴A的纵向距离H为涵道风扇推进器的风扇直径D的0.05~0.45倍；前缘襟翼的后掠角与机翼的后掠角相同。
进一步地，所述的机翼的前缘后掠角为0°，或者机翼的前缘后掠角为27°。
进一步地，所述的涵道风扇推进器采用电驱动。
进一步地，所述的涵道风扇推进器的排面与机翼收起状态的机翼后缘线平行，为一字并排或斜向并排的排布方式。
进一步地，所述的涵道风扇推进器的进气口和排气口的形状相同或者不同；进气口的形状为方形、圆形、异型中的一种；排气口的形状为方形、圆形、异型中的一种。。
进一步地，所述的涵道风扇推进器的增压比为1.2或1.35。
进一步地，所述的后缘襟翼前缘点F与涵道风扇推进器的风扇扇面的前后距离L为涵道风扇推进器的风扇直径D的3倍。
进一步地，所述的后缘襟翼前缘点F与涵道风扇旋转轴A的纵向距离H为涵道风扇推进器的风扇直径D的0.1倍。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统的使用方法，包括以下步骤：
a.通过风洞试验或者数值计算，确定后缘襟翼的打开角度与飞机升力、力矩增量的近似线性关系；
b.在飞机增升模式下，后缘襟翼向后向上伸展，根据飞机所需的升力增量确定打开角度，前缘襟翼向前向下伸展；
c.在飞机巡航模式下，后缘襟翼收起，前缘襟翼收起；
d.在飞机操控模式下，后缘襟翼部分打开，提供俯仰、滚转操控力矩，根据飞机所需的操控力矩确定打开角度。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统，具有两种增升模式：一是涵道风扇推进器的抽吸效应导致风扇入口气流加速，从而降低主机翼上表面的压力；二是在起降阶段或其他需要更大升力的情况下，后缘襟翼打开，涵道风扇推进器的高速喷流吹过后缘襟翼，通过喷流效应增大后缘襟翼的升力。边界层抽吸效应和喷流效应叠加，可显著增大升力，并且具有较小的阻力增量。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统，在巡航时，后缘襟翼收回，形成喷管的下收缩面，增大喷流速度，能够提高高速飞行器的巡航速度并降低飞行阻力。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统中的后缘襟翼可辅助用于俯仰或滚转方向的操纵。
需要说明的是，本发明的分布式涵道风扇高升力系统并不限定使用的飞行器，根据计算仿真，本发明的分布式涵道风扇高升力系统可以用于常规大展弦比布局飞机，也可用于翼身组合、翼身融合飞机。当应用于常规大展弦比布局飞机时，本发明的分布式涵道风扇高升力系统可以在内侧机翼上应用，外侧机翼依然采用常规布局，也可以选取机翼的一段应用；当应用于翼身组合、翼身融合飞机时，本发明的分布式涵道风扇高升力系统可以应用于翼身融合段上。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统在增升模式下，后缘襟翼打开，形成高速喷流翼型，产生较大的升力；在巡航模式下，后缘襟翼收回，形成喷管的下压缩面，增大喷流速度，提高巡航速度；在操控模式下，后缘襟翼根据力矩需求偏转到对应位置，为飞机提供控制力矩。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法实现了分布式涵道风扇动力与机翼的融合设计，使用时在显著增大起飞升力、提供控制力矩的同时，仅带来较小阻力增量，解决了低速时大增升与高速时高效巡航之间的矛盾，既能够实现短距起降、增大载重、提高爬升率，又能够实现高速高效巡航，还有利于飞行操控。简而言之，本发明的分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法实现了涵道动力与机翼的融合设计，解决了传统增升方法存在的升力增量偏低、阻力增量偏高的问题，在气动和推进两个方面实现提升。
附图说明
图1为本发明的分布式涵道风扇高升力系统的二维示意图（机翼打开状态）；
图2为本发明的分布式涵道风扇高升力系统的二维示意图（机翼收起状态）；
图3为本发明的分布式涵道风扇高升力系统的部分示意图（入口为圆形，机翼打开状态）；
图4为本发明的分布式涵道风扇高升力系统的部分示意图（入口为方形，机翼打开状态）；
图中，1.机翼；2.涵道风扇推进器；
101.主机翼；102.前缘襟翼；103.后缘襟翼；
201.涵道风扇推进器外罩；
A.涵道风扇旋转轴；F.后缘襟翼前缘点；D.涵道风扇推进器的风扇直径；L.后缘襟翼前缘点F与涵道风扇推进器的风扇扇面的前后距离；H.后缘襟翼前缘点F与涵道风扇旋转轴A的纵向距离。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统包含机翼1和涵道风扇推进器2；
以飞行器前进方向为前方，从前至后，机翼1依次包括主机翼101和后缘襟翼103两个部段，或者依次包括前缘襟翼102、主机翼101和后缘襟翼103三个部段；涵道风扇推进器2采用边界层吸入进气，涵道风扇推进器2有N个，N≥2，并排安装于主机翼101尾部上表面。
进一步地，如图1~图4所示，所述的机翼1具有打开状态和收起状态；机翼1打开状态时，对应于两个部段的机翼1的后缘襟翼103向后向上伸展，或者对应于三个部段的机翼1的前缘襟翼102向前向下伸展，同时后缘襟翼103向后向上伸展；机翼1收起状态时，对应于两个部段的机翼1的后缘襟翼103向主机翼101收回靠拢，或者对应于三个部段的机翼1的前缘襟翼102和后缘襟翼103同时向主机翼101收回靠拢；机翼1收起状态时，机翼1的前缘后掠角为0°~45°；
所述的涵道风扇推进器2采用边界层吸入进气，涵道风扇推进器2与主机翼101之间无隔道，涵道风扇推进器2的进气口与主机翼101上表面光滑过渡，下排气口不超出主机翼101后缘点；涵道风扇推进器的风扇直径D小于等于机翼1收起状态的机翼1全长的30%；相邻的涵道风扇推进器2的涵道风扇旋转轴A的间隔距离为涵道风扇推进器的风扇直径D的1~3倍；涵道风扇推进器2的增压比为1.1~1.5；
机翼1打开状态时，后缘襟翼前缘点F与涵道风扇推进器的风扇扇面的前后距离L为涵道风扇推进器的风扇直径D的2~4倍；后缘襟翼前缘点F位于涵道风扇推进器2的涵道风扇旋转轴A的下方，后缘襟翼前缘点F与涵道风扇旋转轴A的纵向距离H为涵道风扇推进器的风扇直径D的0.05~0.45倍；前缘襟翼102的后掠角与机翼1相同。
进一步地，所述的机翼1的前缘后掠角为0°，或者机翼1的前缘后掠角为27°。
进一步地，所述的涵道风扇推进器2采用电驱动。
进一步地，所述的涵道风扇推进器2的排面与机翼1收起状态的机翼1后缘线平行，为一字并排或斜向并排的排布方式。
进一步地，所述的涵道风扇推进器2的进气口和排气口的形状相同或者不同；进气口的形状为方形、圆形、异型中的一种；排气口的形状为方形、圆形、异型中的一种。
进一步地，所述的涵道风扇推进器2的增压比为1.2或1.35。
进一步地，所述的后缘襟翼前缘点F与涵道风扇推进器的风扇扇面的前后距离L为涵道风扇推进器的风扇直径D的3倍。
进一步地，所述的后缘襟翼前缘点F与涵道风扇旋转轴A的纵向距离H为涵道风扇推进器的风扇直径D的0.1倍。
本发明的分布式涵道风扇高升力系统的使用方法，包括以下步骤：
a.通过风洞试验或者数值计算，确定后缘襟翼103的打开角度与飞机升力、力矩增量的近似线性关系；
b.在飞机增升模式下，后缘襟翼103向后向上伸展，根据飞机所需的升力增量确定打开角度，前缘襟翼102向前向下伸展；
c.在飞机巡航模式下，后缘襟翼103收起，前缘襟翼102收起；
d.在飞机操控模式下，后缘襟翼103部分打开，提供俯仰、滚转操控力矩，根据飞机所需的操控力矩确定打开角度。
以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
实施例1
本实施例的主机翼101背部集成了4个一字并排的涵道风扇推进器2。涵道风扇推进器2的增压比为1.35。涵道风扇推进器2之间无间隔，涵道风扇推进器外罩201高于机翼1的最高点，涵道风扇旋转轴A的间隔距离为涵道风扇推进器的风扇直径D。涵道风扇推进器2的进气口和排气口均为圆形。
机翼1打开状态时，前缘襟翼102的后掠角为0°，后缘襟翼前缘点F与涵道风扇推进器的风扇扇面的前后距离L为涵道风扇推进器的风扇直径D的2倍；后缘襟翼前缘点F与涵道风扇旋转轴A的纵向距离H为涵道风扇推进器的风扇直径D的0.1倍。前缘襟翼102的后掠角为0°～45°。
数值计算显示：安装本实施例的分布式涵道风扇高升力系统以后，高速飞行器的飞行性能具有以下改进：
1.升力增大至原来的2.5倍；
2.失速迎角增大；
3.涵道风扇推进器2产生的推力方向不变，后缘襟翼103产生的阻力增量较小，高速飞行器总阻力仅增大约1倍，升阻增量比远小于现有增升技术；
4.在高速巡航阶段，涵道风扇推进器2吸入机翼边界层，增大约5%推进效率，降低了高速巡航的耗油率；
5.后缘襟翼103可辅助用于飞行中俯仰或滚转方向的操纵。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (9)

1.一种分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，所述的分布式涵道风扇高升力系统包含机翼（1）和涵道风扇推进器（2）；
以飞行器前进方向为前方，从前至后，机翼（1）依次包括主机翼（101）和后缘襟翼（103）两个部段，或者依次包括前缘襟翼（102）、主机翼（101）和后缘襟翼（103）三个部段；涵道风扇推进器（2）采用边界层吸入进气，涵道风扇推进器（2）有N个，N≥2，并排安装于主机翼（101）尾部上表面；
所述的分布式涵道风扇高升力系统，具有两种增升模式：一是涵道风扇推进器（2）的抽吸效应导致风扇入口气流加速，从而降低主机翼（101）上表面的压力；二是在起降阶段或需要更大升力的情况下，后缘襟翼（103）打开，涵道风扇推进器（2）的高速喷流吹过后缘襟翼（103），通过喷流效应增大后缘襟翼（103）的升力；边界层抽吸效应和喷流效应叠加，显著增大升力，不显著增大阻力；
所述的机翼（1）具有打开状态和收起状态；机翼（1）打开状态时，对应于两个部段的机翼（1）的后缘襟翼（103）向后向上伸展，或者对应于三个部段的机翼（1）的前缘襟翼（102）向前向下伸展，同时后缘襟翼（103）向后向上伸展；机翼（1）收起状态时，对应于两个部段的机翼（1）的后缘襟翼（103）向主机翼（101）收回靠拢，或者对应于三个部段的机翼（1）的前缘襟翼（102）和后缘襟翼（103）同时向主机翼（101）收回靠拢；机翼（1）收起状态时，机翼（1）的前缘后掠角为0°~45°；
所述的涵道风扇推进器（2）与主机翼（101）之间无隔道，涵道风扇推进器（2）的进气口与主机翼（101）上表面光滑过渡，下排气口不超出主机翼（101）后缘点；涵道风扇推进器的风扇直径（D）小于等于机翼（1）收起状态的机翼（1）全长的30%；相邻的涵道风扇推进器（2）的涵道风扇旋转轴（A）的间隔距离为涵道风扇推进器的风扇直径（D）的1~3倍；涵道风扇推进器（2）的增压比为1.1~1.5；
机翼（1）打开状态时，后缘襟翼前缘点（F）与涵道风扇推进器的风扇扇面的前后距离（L）为涵道风扇推进器的风扇直径（D）的2~4倍；后缘襟翼前缘点（F）位于涵道风扇推进器（2）的涵道风扇旋转轴（A）的下方，后缘襟翼前缘点（F）与涵道风扇旋转轴（A）的纵向距离（H）为涵道风扇推进器的风扇直径（D）的0.05~0.45倍；前缘襟翼（102）的后掠角与机翼（1）相同；
所述的分布式涵道风扇高升力系统在增升模式下，后缘襟翼（103）打开，形成高速喷流翼型，提高升力；在巡航模式下，后缘襟翼（103）收回，形成喷管的下压缩面，增大喷流速度，提高巡航速度；在操控模式下，后缘襟翼（103）根据力矩需求偏转到对应位置，为飞机提供控制力矩。
2.根据权利要求1所述的分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，所述的机翼（1）的前缘后掠角为0°，或者机翼（1）的前缘后掠角为27°。
3.根据权利要求1所述的分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，所述的涵道风扇推进器（2）采用电驱动。
4.根据权利要求1所述的分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，所述的涵道风扇推进器（2）的排面与机翼（1）收起状态的机翼（1）后缘线平行，为一字并排或斜向并排的排布方式。
5.根据权利要求1所述的分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，所述的涵道风扇推进器（2）的进气口和排气口的形状相同或者不同；进气口的形状为方形、圆形、异型中的一种；排气口的形状为方形、圆形、异型中的一种。
6.根据权利要求1所述的分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，所述的涵道风扇推进器（2）的增压比为1.2或1.35。
7.根据权利要求1所述的分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，所述的后缘襟翼前缘点（F）与涵道风扇推进器的风扇扇面的前后距离（L）为涵道风扇推进器的风扇直径（D）的3倍。
8.根据权利要求1所述的分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，所述的后缘襟翼前缘点（F）与涵道风扇旋转轴（A）的纵向距离（H）为涵道风扇推进器的风扇直径（D）的0.1倍。
9.一种分布式涵道风扇高升力系统的使用方法，所述的使用方法基于权利要求1~8的任意一种分布式涵道风扇高升力系统，其特征在于，包括以下步骤：
a.通过风洞试验或者数值计算，确定后缘襟翼（103）的打开角度与飞机升力、力矩增量的近似线性关系；
b.在飞机增升模式下，后缘襟翼（103）向后向上伸展，根据飞机所需的升力增量确定打开角度，前缘襟翼（102）向前向下伸展；
c.在飞机巡航模式下，后缘襟翼（103）收起，前缘襟翼（102）收起；
d.在飞机操控模式下，后缘襟翼（103）部分打开，提供俯仰、滚转操控力矩，根据飞机所需的操控力矩确定打开角度。
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