CN113581459B - 用于复合翼飞机的增升组件及复合翼飞机 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及一种用于复合翼飞机的增升组件及复合翼飞机。增升组件包括：撑杆，用于安装旋翼和尾翼；边条，设置于所述撑杆上，用于产生涡流，以向固定翼的气流分离区注入气流。边条安装在撑杆上，位于机翼的前方，飞行时边条产生稳定的高强度涡流为气流分离区注入高能量气流，从而削弱甚至消除局部气流分离，提高复合翼飞机升力，改善复合翼飞机流场。

Description

用于复合翼飞机的增升组件及复合翼飞机
技术领域
本申请涉及航空设备领域，尤其涉及一种用于复合翼飞机的增升组件及复合翼飞机。
背景技术
混合翼布局飞机是结合了固定翼和多旋翼飞机的飞行器，采用多个向上的旋翼实现垂直起降，同时又具有常规飞机的机翼提供巡航飞行时的升力，一般飞行速度较低并采用大展弦比的固定翼。
机翼产生的升力随着迎角增加而增大，但是当迎角增大到一定程度，上表面出现气流分离并逐步扩展到大部分翼面，此时将出现升力失速，即随着迎角增加升力反而降低的现象。此时飞机升力系数达到最大值CLmax。飞机的最大起飞重量与机翼面积的比值定义为翼载荷W/S，其量值由飞行性能要求决定并直接正比于CLmax。因此飞机能够达到的CLmax越大，则所需的机翼面积S降低，可降低飞机机翼的重量，同时飞机的巡航飞行迎角更接近有利迎角，整体的飞行性能得到提升。
混合翼布局飞机的多个旋翼需要连接件支撑在飞机机体上，常用的做法是采用四旋翼和顺航向的撑杆，每个撑杆两端分别布置一个旋翼，撑杆中部连接至机翼。然而，这种布局方式的撑杆对机翼产生了不利干扰，在大迎角时诱发机翼提前出现气流分离，进而导致CLmax降低，使得飞机整体性能下降。
发明内容
基于上述问题，本申请提供了一种用于复合翼飞机的增升组件及复合翼飞机，利用边条产生稳定的涡流，为气流分离区注入高能量气流，提高复合翼飞机升力，改善复合翼飞机流场。
本申请的一个实施例提供用于复合翼飞机的一种增升组件，包括：撑杆，用于安装复合翼飞机的旋翼和尾翼；边条，设置于所述撑杆上，用于产生涡流，以向复合翼飞机的固定翼的气流分离区注入气流。
根据本申请的一些实施例，所述边条包括：底面，所述底面的中部宽度最大；前端面，位于所述底面的前端；后端面，位于所述底面的后端；第一侧面和第二侧面，所述第一侧面和第二侧面的前端分别连接所述前端面，所述第一侧面和第二侧面的后端分别连接所述后端面，所述第一侧面和第二侧面分别由所述底面向上延伸，在所述边条的顶部汇合形成后掠线。
根据本申请的一些实施例，所述前端面和后端面均为曲面。
根据本申请的一些实施例，所述边条的边缘均设置为圆角。
根据本申请的一些实施例，所述边条的数量为两个，两个所述边条对称的设置于所述撑杆上。
根据本申请的一些实施例，所述后掠线为弧线。
根据本申请的一些实施例，所述边条的后掠角为55°～75°。
本申请的一个实施例提供一种复合翼飞机，包括：固定翼；如上所述的增升组件，所述撑杆顺航向设置于所述固定翼上。
根据本申请的一些实施例，所述边条的长度与所述固定翼的弦长的比值为0.2～0.5。
根据本申请的一些实施例，所述边条和所述固定翼的间隔与所述固定翼的弦长的比值为0.05～0.4。
本申请的边条，安装在撑杆上，位于机翼的前方，飞行时边条产生稳定的高强度涡流为气流分离区注入高能量气流，从而削弱甚至消除局部气流分离，提升飞机的升力系数最大值CLmax，改善飞机流场；可减弱飞机振动，在大迎角区域飞机升阻比增加，阻力降低，使得大迎角飞行时飞机减速变缓慢，提升了飞行安全性。
附图说明
为了更清楚地说明本申请的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图，而并不超出本申请要求保护的范围。
图1是本申请复合翼飞机的示意图；
图2是现有混合翼布局飞机发生气流分离的示意图；
图3是本申请增升组件的示意图；
图4是本申请边条的示意图一；
图5是本申请边条的示意图二；
图6是本申请边条的俯视图；
图7是本申请边条产生涡流的示意图。
具体实施方式
下面结合本申请实施例中的附图，对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
如图1所示，混合翼布局飞机的机身1上设有固定翼2和尾翼6，多个旋翼3通过撑杆4设置于固定翼2上。两个固定翼2上各设置一根撑杆4，撑杆4与尾翼6连接。
如图2所示，由于设置了撑杆4，在大迎角飞行时，气流垂直于撑杆4的横流分量以及撑杆4与固定翼2交界处的流场畸变等因素诱发了交界区域的机翼上翼面气流的提前分离，导致飞机在大迎角区域的升力尤其是升力系数最大值CLmax降低，影响飞机的性能。
如图1和图3所示，本实施例提供一种用于复合翼飞机的增升组件，增升组件包括撑杆4和边条5。边条5设置于撑杆4上，边条5位于固定翼2的前方。利用边条5产生稳定的高强度涡流为固定翼2的气流分离区注入高能量气流，从而削弱甚至消除局部气流分离，提升飞机的升力系数最大值CLmax，改善飞机流场，提高飞机的性能。
如图4、图5和图6所示，边条5整体为流线型。可选地，边条5包括底面51、前端面52、后端面53、第一侧面54和第二侧面55。
其中，底面51的宽度由前端51a至后端51b先增大后减小，使得底面51的中部宽度最大，为Dmax。前端面52位于底面51的前端51a，前端面52由底面51向上延伸。后端面53位于底面51的后端51b，后端面53底面51向上延伸。前端面52作为迎风面，后端面53的高度大于前端面52的高度。
第一侧面54和第二侧面55相对设置，第一侧面54和第二侧面55分别由底面51向上延伸，第一侧面54的前端和第二侧面55的前端分别连接前端面52，第一侧面54的后端和第二侧面55的后端分别连接后端面53。随着高度的增加，第一侧面54和第二侧面55之间的距离逐渐变小，在边条5的顶部第一侧面54和第二侧面55汇合，形成后掠线56。后掠线56倾斜设置，由前端面52置后端面53逐渐远离底面51。
基于大后掠角翼面在较大迎角时会产生稳定、强烈的涡流的特性，流线型的边条5在大迎角时提供稳定的高强度涡流注入气流分离区。同时由于采用了流线型设计，减小了边条5在小迎角时产生的涡流，尽量避免边条5在小迎角时产生额外阻力。
根据本申请一个可选的技术方案，前端面52和后端面53均为曲面，有利于减小边条5产生的阻力。
根据本申请一个可选的技术方案，边条5的边缘均设置为圆角，使得边条5的表面整体为光顺面，进一步减小边条5产生的阻力。
根据本申请一个可选的技术方案，边条5的底面51向外延伸出安装片，螺钉穿过安装片将边条5固定在撑杆4上，底面51紧贴在底面51的表面。根据需要，边条5也可选择其他的固定方式。
根据本申请一个可选的技术方案，后掠线56为弧线，弧形的后掠线56的直径的大小可根据实际需求设置，以减小边条5产生的阻力。
如图3所示，根据本申请一个可选的技术方案，边条的后掠角θ为55°～75°。较大的后掠角θ可在大迎角时会产生稳定、强烈的涡流。
根据本申请一个可选的技术方案，边条5的数量为两个，两个边条5对称的设置于撑杆4上。两个边条5可增强产生的涡流，提高复合翼飞机的性能。
本实施例还提供一种复合翼飞机，包括：固定翼2和如上的增升组件。撑杆4顺航向设置于固定翼2上。
根据本申请一个可选的技术方案，边条的长度L与固定翼的弦长C的比值L/C为0.2～0.5，以使边条5产生的涡流可以覆盖固定翼的气流分离区，又不会使边条5产生过大的阻力。
根据本申请一个可选的技术方案，边条5和固定翼2的间隔G与固定翼的弦长C的比值G/C为0.05～0.4，保证边条5产生的涡流注入固定翼的气流分离区。
如图7所示，两个边条5产生的涡流注入了固定翼的气流分离区。通过对比设置了边条的复合翼飞机和没有设置边条的复合翼飞机，本实施例设置了边条的复合翼飞机相对没有设置边条的复合翼飞机提升了飞机的大迎角升力和升力系数最大值CLmax，升力系数最大值CLmax提升比例约为8％，使得在其它参数保持不变的条件下固定翼面积可减小8％，尾翼尺寸也减小近似8％，飞机结构重量降低。机翼面积缩小后飞机巡航飞行迎角增加，更接近有利飞行迎角，飞机巡航飞行升阻比增加，飞行性能得到提升。
本实施例的复合翼飞机相对没有设置边条的复合翼飞机在升力系数CL＞1.2后，复合翼飞机升阻比L/D增大，使得大迎角飞行时飞机阻力降低，飞机减速速率变缓，不易出现失速，提升了飞行安全性。
在流动特性上，边条的尾涡消除了后方固定翼上翼面的气流分离，减弱了分离气流带来的机体振动问题。
边条安装在撑杆上容易实施，结构简单易实现，自身的重量代价很小。边条在巡航飞行升力系数CL＝0.5附近对升阻比基本无影响，不影响飞机巡航飞行性能。
以上对本申请实施例进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明仅用于帮助理解本申请的技术方案及其核心思想。因此，本领域技术人员依据本申请的思想，基于本申请的具体实施方式及应用范围上做出的改变或变形之处，都属于本申请保护的范围。综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

Claims (4)

1.一种用于复合翼飞机的增升组件，其特征在于，包括：
撑杆，用于安装复合翼飞机的旋翼和尾翼；
两个边条，对称的设置于所述撑杆上，用于产生涡流，以向所述复合翼飞机的固定翼的气流分离区注入气流；所述边条包括：
底面，所述底面的中部宽度最大；
前端面，位于所述底面的前端；
后端面，位于所述底面的后端，所述前端面和后端面均为曲面；
第一侧面和第二侧面，所述第一侧面和第二侧面的前端分别连接所述前端面，所述第一侧面和第二侧面的后端分别连接所述后端面，所述第一侧面和第二侧面分别由所述底面向上延伸，在所述边条的顶部汇合形成后掠线，所述后掠线为弧线，
所述边条的边缘均设置为圆角，所述边条的后掠角为55°~75°。
2.一种复合翼飞机，其特征在于，包括：
固定翼；
权利要求1所述的增升组件，所述撑杆顺航向设置于所述固定翼上。
3.根据权利要求2所述的复合翼飞机，其特征在于，所述边条的长度与所述固定翼的弦长的比值为0.2~0.5。
4.根据权利要求2所述的复合翼飞机，其特征在于，所述边条和所述固定翼的间隔与所述固定翼的弦长的比值为0.05~0.4。
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