CN114555465A - 具有固定翼的飞行器的升降增强组件 - Google Patents

具有固定翼的飞行器的升降增强组件 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种飞行器中的升降组件(300)。所述升降组件(300)包括机翼(102)和设置在所述机翼(102)下方的至少一个垂直旋翼(118)。所述垂直旋翼(118)的垂直轴(121)位于所述机翼(102)的翼展内。所述垂直旋翼(118)在所述飞行器向前飞行期间可运行。前缘(108)和所述垂直旋翼(118)的所述垂直轴(121)之间的放置距离(122)是旋翼(118)的RPM、所述机翼的攻角(116)和翼弦(117)的因数。所述升降组件(300)产生的升力高于由所述机翼(102)和所述旋翼(118)单独产生的升力之和，这样可以设置小机翼并因此产生减小的阻力。

Description

具有固定翼的飞行器的升降增强组件
技术领域
本发明涉及一种飞行器。特别地，本发明涉及飞行器中的升降组件。
背景技术
飞行器的动力是通过抵消作用在飞行器上的阻力和重力来控制的。升力用于克服重力对飞行器动力的影响。升力由固定翼提供，固定翼被设计成在向前飞行期间产生压力差以产生升力。或者，如同在旋翼飞机的情况下旋翼可以产生升力。在垂直起飞、降落或悬停在空中时，可以使用一组旋翼来产生升力。然而，在向前飞行期间，这些旋翼是闲置的并且由于它们不提供升力而变成累赘。
CN103043212A公开了一种由固定翼和电动多旋翼组成的复合飞行器，包括一套电动多旋翼动力系统和总控制器。固定翼动力系统和电动多旋翼动力系统在结构上相互独立。该应用模型包括固定翼控制系统和用于控制电动多旋翼动力系统运行的电动多旋翼控制系统。总控制器还被构造为控制固定翼控制系统和电动多旋翼控制系统单独工作或协同工作。电动多旋翼动力系统的旋翼旋转平面平行于机身的中心轴线。对于直升机起飞和飞行，对于像固定翼飞机一样起飞和降落，或者在起飞和降落过程中使用两个动力系统，能够在两种飞行模式之间自由切换。
升力系数(CL)是一个无量纲系数，它将升力体产生的升力与物体周围的流体密度、流体速度和相关的参考面积相关联。升力体是箔片或完整的箔片承载体，例如固定翼飞机。CL是主体形状、升力体流动的角度、其雷诺数和其马赫数的函数。主体形状是决定CL值的主要因数。CL是空气动力学家用来模拟形状、倾角和一些流动条件对升力的所有复杂依赖关系的数值。
飞行器要承载的有效载荷和所需的行进速度会影响所需的升力以及机翼的尺寸和结构。机翼结构反过来影响飞行器的尺寸，其决定了飞行器的使用范围。为飞行器创造必要升力的紧凑、节能的系统将能够增加使用范围和能源效率。
飞行器的高效设计需要努力增加从用于产生升力的部件或机构获得的升力系数。
考虑到增加升力系数对于提高飞行器的使用范围和能源效率的重要性，有必要努力设计能够实现这一目标的系统。可以提高飞行器的有效载荷承载能力以及续航能力和航程。
发明内容
本发明的主要目的是在具有固定翼的飞行器中增加升力系数。
次要目的是重新利用在向前飞行期间闲置的旋翼。
本发明涉及飞行器中的升降组件。所述升降组件包括机翼和至少一个垂直旋翼。所述垂直旋翼设置在所述机翼下方，使得所述垂直旋翼位于所述机翼的翼展内。所述垂直旋翼在向前飞行期间可运行。此外，所述垂直旋翼位于远离前缘一段放置距离。所述放置距离是前缘与垂直旋翼的垂直轴之间的距离。所述放置距离是所述垂直旋翼的RPM、所述垂直旋翼的直径、所述机翼的攻角和所述机翼的翼弦的因数。所述升降组件被设计为最大化升力。
升降组件产生增强的升力，可以提供小机翼并从而减少阻力。这使飞行器能够以较慢的速度移动并进一步减少阻力或以相同的速度承载更多的有效载荷。飞行器的续航力和航程增加。
本发明的这些目的和优点将在下面结合附图的详细描述中变得更加明显。
附图说明
现在将参照附图更详细地描述本发明的目的，其中：
图1示出了在本发明的实施例中在固定翼和可运行垂直旋翼面前的气流。
图2示出了在本发明的实施例中通过计算流体动力学(computationalfluiddynamics，CFD)模拟在升降组件的流场中估计的压力分布。
图3示出了在本发明的实施例中翼弦为48cm且旋翼速度为6500RPM时，随着旋翼位置和攻角的变化，升降组件中协同升力变化的等值线图。
图4示出了在本发明的实施例中随着功率从0增加到100％在旋翼的不同放置距离处升力的增加。
图5示出了本发明的实施例中的升降组件的仰视图。
图6示出了本发明的实施例中的升降组件的主视图。
附图标记列表
固定翼 102
向前飞行的方向 104
气流 106
前缘 108
后缘 110
压力侧 112
吸力侧 114
攻角 116
翼弦 117
垂直旋翼 118
电机 119
叶片 120
垂直轴 121
放置距离 122
连接元件 124
升降组件 300
具体实施方式
在带有固定翼的飞行器中，升力是由机翼在向前飞行期间产生的。在向前飞行的过程中当空气流过机翼时，机翼的形状和方向会产生压力场，机翼顶部的低压称为吸力侧且机翼下方的高压称为压力侧。升力是由压力场产生的。
此外，设置垂直旋翼以供在起飞、着陆和悬停期间使用。但是在向前飞行的过程中，垂直旋翼变成了负担。本发明开发了一种在向前飞行期间利用通过运行垂直旋翼提供的升力的升降组件。旋翼的存在及其运行改变了流场，并且因此改变了机翼周围的压力场。
图1示出了本发明的实施例中在固定翼和可运行垂直旋翼面前的气流。示出了固定翼102的截面。箭头104表示向前飞行的方向。朝向固定翼102和围绕固定翼102的气流由表示气流的线106示出。固定翼102具有被称为前缘108的第一端和被称为后缘110的第二端。在固定翼102下方产生高压的区域被称为压力侧112，并且在固定翼102上方产生低压的区域被称为吸力侧114。沿固定翼102中心的虚线与水平轴之间的角度被称为攻角116。前缘108和后缘110之间的距离被称为翼弦117。翼弦117由符号c表示。垂直旋翼118位于固定翼102下方并在向前飞行期间运行。垂直旋翼118的垂直轴121位于压力侧112处的固定翼102的翼展周围。
当垂直旋翼118适当地布置在固定翼102周围时，变化的气流改变了压力侧112和吸力侧114的压力场，从而增加升力。前缘108和垂直轴121之间的垂直距离被称为放置距离122。放置距离122由变量y给出。放置距离122与弦翼117的比率y/c是由符号p给出的无量纲变量。当垂直轴121位于前缘108时，p为0，并且当垂直轴121位于后缘110时，p为1。图2示出了在本发明的实施例中通过计算流体动力学(CFD)模拟在升降组件的流场中估计的压力分布。在完成的CFD模拟中可以清楚地看到机翼和旋翼之间流场的相互作用。低压区域存在于整个吸力侧直到旋翼。这使得整个系统以协同方式产生垂直向上的力。
通过沿翼展在机翼周围适当布置一个或多个旋翼产生协同升力的方式，由于旋翼的运行，在机翼表面上的整体向上压力增加，从而将机翼产生的升力增加到超过机翼和旋翼单独产生的升力之和。
升力由公式(1)给出的升力系数CL计算。CL值被用作估计升降组件有效性的衡量标准。
Figure BDA0003560822010000051
升降组件产生的升力由L给出，空气的密度由ρ给出，空气的速度由v给出，并且机翼的平面面积由S给出。升力L也作为用于评估升降组件有效性的衡量标准。
为了分析这种现象，进行了一项实验，以确定静止旋翼位于距前缘不同距离的位置时升降组件中的升力。然后，在旋翼从500至6500RPM以500的步长变化运行时进行相同的实验以确定升降组件中的升力。实验的细节如下：
实验是通过使用翼尖支撑将固定翼布置在平坦的安装表面上进行的，这样可以改变攻角。然后将安装表面放置在电子秤上以确定产生的升力。垂直旋翼安装在支架上，使其轴线垂直于安装表面。工业风扇放置在距机翼前缘固定距离处，用于通过以恒定速度吹气在装置上方产生进入的自由气流。旋翼的位置在机翼的翼弦上变化，以改变旋翼的RPM和机翼的攻角。据观察，对于给定的RPM和旋翼位置，增加机翼的攻角会导致升力系数增加。在给定的旋翼RPM和机翼的攻角下，将旋翼布置在更远的下游，导致升力系数增加。在给定旋翼位置和机翼攻角的情况下，更高的旋翼RPM导致升力系数增加。对于不同的旋翼位置和机翼的攻角，增加旋翼的RPM也会导致升力系数的差异增加。由于旋翼的存在，机翼的气流和失速角发生了很大变化。在关闭工业风扇且仅运行旋翼的情况下，针对相同的一组参数重复该实验。将旋翼静止且工业风扇开启时获得的结果与旋翼运转且工业风扇关闭时获得的结果进行比较。前者给出机翼独自产生的升力，后者给出旋翼独自产生的升力。将在这两种情况下产生的升力相加，得出单独运行的两个组件的升力系数之和。当旋翼和工业风扇都运行时估计的升力系数给出了机翼和旋翼在向前飞行期间运行的综合效应。实验结果的比较成功地表明了与单独运行的两个组件的升力系数之和相比，固定翼和可运行旋翼之间的协同作用，为整机提供了更高的升力系数。
本实验中旋翼距机翼的高度已固定。攻角(翼面定位的角度)发生了变化。
由固定翼102和垂直旋翼118的组合产生的升力被确定并与固定翼102和垂直旋翼118在垂直旋翼118定位在不同p值的情况下单独产生的升力总和进行比较。
由固定翼102和垂直旋翼118的组合确定的升力系数CL new与由固定翼102和垂直旋翼118单独产生的升力之和确定的升力系数CL的比率测量协同升力。
图3示出了在本发明的实施例中翼弦为48cm且旋翼速度为6500RPM时，随着旋翼位置和攻角的变化，升降组件中协同升力变化的等值线图。从图3可以看出，固定翼102和运行的垂直旋翼118组合系统产生的总升力大于固定翼102和垂直旋翼118单独产生的升力之和，导致协同升力。此外，在翼弦为48cm和旋翼速度为6500RPM时，该比率随p值和攻角变化，最大值约为20。增加20倍表明在向前飞行期间使用适当设计的运行旋翼的升降组件的有效性。
因此，为了提高飞行器的升力，设计了包括定位成在运行时增加升力的固定翼102和至少一个垂直旋翼118的升降组件300。
升降组件300被设计成使得升降组件300的变量被优化。升降组件300产生最大升力的p值取决于垂直旋翼118的运行RPM、翼弦117和攻角116。因此，翼弦117、放置距离112、垂直旋翼118的运行RPM和攻角116被优化以获得升力增加的升降组件300。为此，针对给定的翼弦1m、垂直旋翼的运行RPM在70％功率和攻角为0度并且旋翼定位在机翼周围沿x和y方向的不同位置、z轴位置固定为0m的情况进行CFD模拟。以N表示的产生的升力如表1所示。
Figure BDA0003560822010000071
表1：由CFD模拟估计产生的升力，单位为N，旋翼位于机翼周围的不同位置，给定翼弦1m，垂直旋翼的运行RPM在70％功率并且攻角为0度。
结果表明，旋翼定位的最佳位置是机翼后侧，以获得最大升力。当旋翼在y＝0处机翼的正后方时升力最大，并且升力随着y位置绝对幅度的增加而减小。
CFD研究中估计的另一个重要因数是表2中给出的阻力增益。这些值显示了阻力的减少以及最终由于旋翼与机翼的流场相互作用而发生的反向阻力或推力。
Figure BDA0003560822010000072
表2：根据CFD模拟估计的阻力增益，旋翼位于机翼周围的不同位置，给定翼弦1m，垂直旋翼的运行RPM在70％功率并且攻角为0度。
旋翼位于机翼上游靠近前缘的位置提供了最大的阻力减小，并且力恰好作用在推力方向上。
然而，由于最大升力位置的阻力为负值，因此在给定的一组参数下，垂直旋翼的最佳位置是在机翼的后部。为了选择垂直旋翼的最佳位置，升力与阻力的比率在表3中进行了估计和总结。
Figure BDA0003560822010000081
表3：由CFD模拟估计的升力与阻力增益的比率(L/D)，旋翼位于机翼周围的不同位置，给定翼弦1m，垂直旋翼的运行RPM在70％功率并且攻角为0度。
升力与阻力的比率在机翼后部处为最大。因此，垂直旋翼的最佳位置是在机翼的后部。
图4示出了在本发明的实施例中随着功率从0增加到100％在旋翼的不同垂直距离处升力的增加。图4表明当功率从0增加到100％时，升力以线性方式增加。
图5示出了本发明的实施例中的升降组件(300)的仰视图。可以看到固定翼102，其中垂直旋翼118定位在固定翼102的翼展内。垂直旋翼118布置在距前缘108放置距离122处。
图6示出了本发明的实施例中的升降组件(300)的主视图。升降组件(300)还包括支撑固定翼102的机身(图中未示出)。电机119通过连接元件124安装在机身上。因此，垂直旋翼118通过连接元件124附接至机身。连接元件124可以是吊舱或支柱。
在本发明的实施例中，多个垂直旋翼118可以定位在升降组件300中以提供增加的CL。
在本发明的另一实施例中，垂直旋翼118可以附接到具有预先存在固定翼的飞行器。在这种情况下，攻角116是固定的，并且p的值必须适当地选择以增加升力系数。在确定p之后，附接垂直旋翼118。
本发明的关键方面是将一个或多个旋翼定位在固定翼附近。这种定位改变了流场，进而改变了固定翼周围的压力场，导致固定翼产生的升力增加。最终结果是，组合翼运行旋翼系统产生的总升力大于固定翼和静止旋翼产生的各个升力之和。因此，在向前飞行期间固定翼不需要产生所有的升力来平衡载具的重量，并且可以比平时小。较小的机翼可减少载具的阻力并使载具更紧凑。
尽管本发明的上述书面描述使普通技术人员能够制造和使用目前被认为是其最佳模式的方式，但是普通技术人员将理解和明白本文中的特定实施例、方法和示例的变化、组合和等效物的存在。因此，本发明不应受上述实施例、方法和示例的限制，而是由在所要求保护的本发明的范围和精神内的所有实施例和方法限制。

Claims (6)

1.一种飞行器中的升降组件(300)，所述升降组件(300)包括：
机翼(102)，其包括前缘(108)；
至少一个垂直旋翼(118)，其布置在所述机翼(102)下方；
其中，
所述垂直旋翼(118)的垂直轴(121)位于所述机翼(102)的翼展内；
所述垂直旋翼(118)在所述飞行器向前飞行期间可运行；
所述前缘(108)和所述垂直旋翼(118)的所述垂直轴(121)之间的放置距离(122)是所述垂直旋翼(118)的RPM、所述机翼的攻角(116)和翼弦(117)的因数，并且
与单独运行的所述机翼(102)和所述垂直旋翼(112)的升力系数之和相比，所述机翼(102)和运行旋翼(112)的组合效应提供了更高的升力系数。
2.如权利要求1所述的升降组件(300)，其中，
所述垂直旋翼(118)的最佳布置位置是沿所述翼弦(117)的中心轴线在所述机翼(102)的后侧，以获得最大升力；并且
所述升力随着所述垂直旋翼(118)的位置远离所述翼弦(117)的中心轴线而减小。
3.如权利要求1所述的升降组件(300)，其中，
所述垂直旋翼(118)位于所述机翼(102)上游、靠近所述前缘(108)的位置提供了最大程度的阻力减小；
所述阻力恰好作用在推力方向上；并且
所述升力与所述阻力的比率在所述机翼(102)的后部处最大。
4.如权利要求1所述的升降组件(300)，其中，
当功率从0增加到100％时，所述升力以线性方式增加。
5.如权利要求1所述的升降组件(300)，其中，
所述升力的增加使所述机翼(102)能够更小，并且因此对于给定的有效载荷会产生减小的阻力。
6.如权利要求1所述的升降组件(300)，其中，当所述垂直旋翼(118)在所述飞行器向前飞行期间运行时，在所述垂直旋翼的所述最佳位置处，所述升降组件(300)的升力系数较高。
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