CN113753221B

CN113753221B - 一种机翼增升系统

Info

Publication number: CN113753221B
Application number: CN202111102681.9A
Authority: CN
Inventors: 王家启
Original assignee: AVIC First Aircraft Institute
Current assignee: AVIC First Aircraft Institute
Priority date: 2021-09-21
Filing date: 2021-09-21
Publication date: 2023-10-24
Anticipated expiration: 2041-09-21
Also published as: CN113753221A

Abstract

本发明属于航空飞行器设计技术，涉及在飞行器上使用的低速状态时机翼的增升技术系统。一种机翼增升系统，包括机翼，所述机翼具有机翼中段(36)及设置在机翼中段(36)后方的后缘襟翼(40)，其特征在于，所述机翼中段(36)上设置有引气喷管(37)，所述引气喷管(37)朝向所述后缘襟翼(40)，且所述后缘襟翼(40)位于由所述引气喷管(37)产生的喷流所形成的高速喷流区域内，所述引气喷管(37)通过引气管道(34)连接至发动机外涵道(31)，所述引气管道(34)上具有引气控制活门(35)。本申请是一款飞行器上使用的低速状态时机翼的增升系统，它利用利用布置在发动机外涵道内的引气口，将喷气发动机外涵内的部分高压气流通过引气管道导入布置在襟翼缝隙前的引气喷口，其高压空气在襟翼缝隙内形成高速气流，高速气流流过襟翼的上下表面附近，使其襟翼获得较大的绝对升力，从而提高低速状态下的机翼升力。

Description

一种机翼增升系统

技术领域

本发明属于航空飞行器设计技术，涉及在飞行器上使用的低速状态时机翼的增升技术系统。

背景技术

为了延迟大迎角下气流分离，提高低速状态时机翼的升力系数，机翼升力系数，常用被动性型措施为通过布置在机翼上表面的涡流发生器产生涡流，增加机翼表面气流的动能，虽然也能起到一定延迟大迎角下气流分离的左右，但其作用速度范围较小，脱离其范围，可能会起到相反的作用。最常用主动型措施包括：在机翼前后缘布置增升系统和表面附面层分离控制系统。如前缘缝翼系统、后缘襟翼系统，它们主要是通过增加翼型的弯度实现机翼增升效果，其主要几何参数包括前后缘子翼的展向长度、弦向长度、缝翼宽度、偏转角度等参数。附面层分离控制系统是在机翼表面开设附面层吸除/吹出孔或缝，其动力来源也发动机动力系统，但由于铺设面积太大采用较少。而近年，对于幅改善翼吊式短舱布局下的机翼，提出的动力增升系统则为利用发动机外涵气流与机翼后缘襟翼的下表面动量相互作用，提高其下表面的压力分布，上表面压力分布是正常压力分布，也可提高升力。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种为了大幅改善翼吊式短舱布局下低速状态机翼的升力特性，本发明提供了一种利低速状态机翼的喷流增升系统。它利用高压喷流技术，将发动机外涵道的低速高压空气通过布置在外涵道内引气口，引入引气管道，通过引气喷口在襟翼缝隙喷出，形成局部高速气流，该气流流过襟翼的上下表面，使襟翼获得较大的绝对升力，从而大幅提高低速状态下的机翼升力，明显改善飞机的起飞性能。

一种机翼增升系统，包括机翼，所述机翼具有机翼中段及设置在机翼中段后方的后缘襟翼，其特征在于，所述机翼中段上设置有引气喷管，所述引气喷管朝向所述后缘襟翼，且所述后缘襟翼位于由所述引气喷管产生的喷流所形成的高速喷流区域内，所述引气喷管通过引气管道连接至发动机外涵道，所述引气管道上具有引气控制活门。

优选的是，所述机翼中段通过短舱挂架连接至发动机，所述引气喷管设置在所述机翼中段内，所述短舱挂架内形成所述引气管道，或者所述短舱挂架内形成用于贯穿所述引气管道的通路。

优选的是，所述引气管道具有伸入所述发动机外涵道内的外涵道引气口，所述外涵道引气口为矩形。

优选的是，所述接口包括上壁面、下壁面、左壁面及右壁面，其中，所述上壁面由外涵道上壁面形成，所述下壁面由所述接口伸入所述发动机外涵道的部分构成，所述左壁面及所述右壁面在所述上壁面与所述下壁面之间过渡，且所述左壁面及所述右壁面的过渡段设置为圆弧过渡，所述左壁面及所述右壁面的前缘部分通过圆弧修形。

优选的是，所述外涵道引气口伸入所述发动机外涵道的进口高度小于所述动机外涵道高度的1/2，进口宽度小于1.3倍的所述进口高度。

优选的是，所述引气喷管的管道面积向出口方向呈扩张性延伸，且所述引气喷管的长度为安装所述引气喷管的机翼中段处厚度的2倍。

优选的是，所述引气喷管包括多个。

优选的是，所述引气喷管具有引气喷口，所述引气喷口大致为矩形，所述引气喷口的展向宽度不小于后缘襟翼宽度的1/2，所述引气喷口的高度小于机翼厚度，所述引气喷口的出口法向被设置为与特定的后缘襟翼的偏度相同。

优选的是，所述引气喷管的喷口与所述后缘襟翼之间具有襟翼缝隙。

优选的是，所述襟翼缝隙的宽度大于或等于由引起喷管的喷口产生的气流的膨胀高度的2倍，或者所述襟翼缝隙的宽度大于所述襟翼缝隙的缝隙高度的2倍。

本申请的优点包括：为了提供飞机低速起飞性能，大幅度提高低速时机翼的升力系数，利用高压喷流技术，将发动机外涵道的低速高压空气通过布置在外涵道内引气口，引入引气管道，通过引气喷口在襟翼缝隙喷出，形成局部高速气流，该气流流过襟翼的上下表面，使襟翼获得较大的绝对升力，从而大幅提高低速状态下的机翼升力，明显改善飞机的起飞性能。

附图说明

图1是本发明的机翼增升系统示意图；

其中，21—进气道进口，22—发动机整流罩，23—发动机风扇，24—发动机内涵道，25—发动机分流器；31—发动机外涵道；32—外涵道引气口，33—短舱挂架，34—引气管道，35—引气控制活门，36—机翼中段，37—引气喷管，38—引气喷口，39—襟翼缝隙，40—后缘襟翼；41—喷管喷口，42—短舱后段，43—主喷管出口，44—主喷管，45—发动机核心机，46—短舱中段，47—短舱前段。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

如图1所示的机翼增升系统，包括机翼，所述机翼具有机翼中段36及设置在机翼中段36后方的后缘襟翼40，其特征在于，所述机翼中段36上设置有引气喷管37，所述引气喷管37朝向所述后缘襟翼40，且所述后缘襟翼40位于由所述引气喷管37产生的喷流所形成的高速喷流区域内，所述引气喷管37通过引气管道34连接至发动机外涵道31，所述引气管道34上具有引气控制活门35。

在一些可实施方案中，所述机翼中段36通过短舱挂架33连接至发动机，所述引气喷管37设置在所述机翼中段36内，所述短舱挂架33内形成所述引气管道34，或者所述短舱挂架33内形成用于贯穿所述引气管道34的通路。

在一些可实施方案中，所述引气管道34具有伸入所述发动机外涵道31内的外涵道引气口32，所述外涵道引气口32为矩形。

在一些可实施方案中，所述接口包括上壁面、下壁面、左壁面及右壁面，其中，所述上壁面由外涵道上壁面形成，所述下壁面由所述接口伸入所述发动机外涵道31的部分构成，所述左壁面及所述右壁面在所述上壁面与所述下壁面之间过渡，且所述左壁面及所述右壁面的过渡段设置为圆弧过渡，所述左壁面及所述右壁面的前缘部分通过圆弧修形。

在一些可实施方案中，所述外涵道引气口32伸入所述发动机外涵道31的进口高度小于所述动机外涵道31高度的1/2，进口宽度小于1.3倍的所述进口高度。

在一些可实施方案中，所述引气喷管37的管道面积向出口方向呈扩张性延伸，且所述引气喷管37的长度为安装所述引气喷管37的机翼中段处厚度的2倍。

在一些可实施方案中，所述引气喷管37包括多个，多个引气喷管能够更大限度排气引起，多个引气管能够分配位置，充分调度空间。

在一些可实施方案中，所述引气喷管37具有引气喷口38，所述引气喷口38大致为矩形，所述引气喷口38的展向宽度不小于后缘襟翼40宽度的1/2，所述引气喷口38的高度小于机翼厚度，所述引气喷口38的出口法向被设置为与特定的后缘襟翼40的偏度相同。

在一些可实施方案中，所述引气喷管37的喷口与所述后缘襟翼40之间具有襟翼缝隙39。

在一些可实施方案中，所述襟翼缝隙39的宽度大于或等于由引起喷管37的喷口产生的气流的膨胀高度的2倍，或者所述襟翼缝隙39的宽度大于所述襟翼缝隙39的缝隙高度的2倍。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种机翼增升系统，包括机翼，所述机翼具有机翼中段（36）及设置在机翼中段（36）后方的后缘襟翼（40），其特征在于，所述机翼中段（36）上设置有引气喷管（37），所述引气喷管（37）朝向所述后缘襟翼（40），且所述后缘襟翼（40）位于由所述引气喷管（37）产生的喷流所形成的高速喷流区域内，所述引气喷管（37）通过引气管道（34）连接至发动机外涵道（31），所述引气管道（34）上具有引气控制活门（35）；

所述引气喷管（37）的管道面积向出口方向呈扩张性延伸，且所述引气喷管（37）的长度为机翼中段（36）在安装所述引气喷管（37）处厚度的2倍。

2.如权利要求1所述的机翼增升系统，其特征在于，所述机翼中段（36）通过短舱挂架（33）连接至发动机，所述引气喷管（37）设置在所述机翼中段（36）内，所述短舱挂架（33）内形成所述引气管道（34），或者所述短舱挂架（33）内形成用于贯穿所述引气管道（34）的通路。

3.如权利要求1所述的机翼增升系统，其特征在于，所述引气管道（34）具有伸入所述发动机外涵道（31）内的外涵道引气口（32），所述外涵道引气口（32）为矩形。

4.如权利要求3所述的机翼增升系统，其特征在于，所述外涵道引气口（32）包括上壁面、下壁面、左壁面及右壁面，其中，所述上壁面由外涵道上壁面形成，所述下壁面由外涵道引气口（32）伸入所述发动机外涵道（31）的部分构成。

5.如权利要求3所述的机翼增升系统，其特征在于，所述外涵道引气口（32）伸入所述发动机外涵道（31）的进口高度小于所述动机外涵道（31）高度的1/2，进口宽度小于1.3倍的所述进口高度。

6.如权利要求1所述的机翼增升系统，其特征在于，所述引气喷管（37）包括多个。

7.如权利要求1所述的机翼增升系统，其特征在于，所述引气喷管（37）具有引气喷口（38），所述引气喷口（38）大致为矩形，所述引气喷口（38）的展向宽度不小于后缘襟翼（40）展向宽度的1/2，所述引气喷口（38）的高度小于机翼厚度，所述引气喷口（38）的出口法向被设置为与特定的后缘襟翼（40）的偏度相同。

8.如权利要求1所述的机翼增升系统，其特征在于，所述引气喷管（37）的喷口与所述后缘襟翼（40）之间具有襟翼缝隙（39）。

9.如权利要求8所述的机翼增升系统，其特征在于，所述襟翼缝隙（39）的宽度大于或等于由引气喷管（37）的喷口产生的气流的膨胀高度的2倍，或者所述襟翼缝隙（39）的宽度大于所述襟翼缝隙（39）的缝隙高度的2倍。