CN114802735A - 一种用于垂直起降飞机的旋翼涵道 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于垂直起降飞机的旋翼涵道，用于围绕电推进发动机的旋翼将其固定安装在垂直起降飞机的整体式襟副翼和全动平尾的上翼面上，并可随着所述整体式襟副翼和全动平尾的偏转而在水平推进方向和垂直推进方向之间倾转；当旋翼直径为D时，所述旋翼涵道的内剖面的轮廓线为符合下述函数的椭圆：
Figure DDA0003584472420000011
其中参数a等于0.5010‑0.5041倍的旋翼直径D；参数b等于0.5014‑0.5044倍的旋翼直径D。本发明的旋翼涵道，可以通过旋翼的旋转所产生的增速内流，实现涵道唇口的气流加速，形成吸力峰，产生增效拉力，降低发动机输出功率，突破原有单独旋翼的性能指标瓶颈。

Description

一种用于垂直起降飞机的旋翼涵道
技术领域
本发明涉及飞机发动机技术领域的发动机旋翼涵道的结构设计，尤其涉及一种电动航空发动机的旋翼涵道的结构设计，特别涉及一种用于垂直起降飞机的旋翼涵道。
背景技术
飞机发动机一般指的是航空燃油发动机，是一种高度复杂和精密的热力机械。然而随着环保理念的发展，燃油发动机的高污染特性导致民用飞机逐渐转向采用电动航空发动机。电动航空发动机通过电机驱动螺旋桨或风扇，具有环保、低噪音、经济、结构简单易保养等优点。
例如，CN 105366060 B公开了一种轻质高效低噪声涵道式四级电动风扇推进器，该推进器采用一个两侧具有电机轴的无刷直流电动机，一侧的电机轴固定在头罩上，另一侧的电机轴固定在尾罩上，从头罩到尾罩依次设置一级风扇、一级导流片、二级风扇、二级导流片、三级风扇、三级导流片、四级风扇、四级导流片，对流经发动机内部的气流进行四次加压。同时，在短舱内壁以及整流罩外壁设置有消音衬垫。该现有技术的推进器具有体积小，推进效率高，运行噪声低的优点。该现有技术仅仅着眼于电动风扇推进结构的改进，但是该改进结构的推进器在真实流场中的气动状态还与其外形密切相关，因而还需要根据具体的飞机布局结构进一步优化。
再比如，CN 104943851 B公开了一种分布式电动涵道风扇襟翼增升系统，该分布式电动涵道风扇襟翼增升系统的涵道风扇为若干个，在机翼上翼面前缘以一定距离为间隔线性排列，涵道的前缘伸出在机翼前缘的前面，涵道的后缘位于机翼的最大厚度位置，涵道风扇所在部位相对应的机翼后缘设置有后缘襟翼；该分布式电动涵道风扇襟翼增升系统同样具有安全、噪音小、振动小、升力大，经济性好的优点。该现有技术试图以特殊布局的涵道风扇实现飞行汽车的垂直起落，将平飞状态的推进力转变成向下偏转，其效率到底如何很难评价，不失为一种可尝试的解决方案。另外，该现有技术的飞行汽车的状态转换需要设置大量的变形结构，这些结构占据大量的死重，严重影响飞行效率和航程。
上述现有技术的可倾转推进方向的飞机，在平飞和垂直之间转换状态时带有无用的死重结构，这些结构增加了飞机能耗，缩短了飞机航程，降低了飞机的有效载荷。尤其在采用电驱动和倾转推进方向的状态下需要对发动机的外形结构进行进一步的优化设计。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种用于垂直起降飞机的旋翼涵道，以减少或避免前面所提到的问题。
为解决上述技术问题，本发明提出了一种用于垂直起降飞机的旋翼涵道，用于围绕电推进发动机的旋翼将其固定安装在垂直起降飞机的整体式襟副翼和全动平尾的上翼面上，并可随着所述整体式襟副翼和全动平尾的偏转而在水平推进方向和垂直推进方向之间倾转；当旋翼直径为D时，所述旋翼涵道的内剖面的轮廓线为符合下述函数的椭圆：
Figure BDA0003584472400000021
其中，x，y分别表示以旋翼中心为原点的旋翼涵道的内剖面的轮廓线的横坐标和纵坐标，椭圆的长轴在横坐标上，椭圆的短轴在纵坐标上；参数a等于0.5010-0.5041倍的旋翼直径D；参数b等于0.5014-0.5044倍的旋翼直径D。
优选地，所述旋翼涵道的前后开口之间的厚度H等于0.97-0.98倍的旋翼直径D。
优选地，所述旋翼涵道的唇口剖面为符合下述函数的曲线：
n＝9.71e-9m5-7.61e-6m4+1.67e-3m3-1.67e-1m2+7.64m+7.13
其中：以旋翼涵道的唇口剖面的外侧轮廓线的切线为纵坐标n，纵坐标n指向旋翼涵道的进气口方向；以唇口剖面的内侧轮廓线的末端为横坐标m，横坐标m指向旋翼涵道的内部；纵坐标n和横坐标m的垂直交点为曲线的原点。
优选地，0≦m≦0.251H。
本发明提供了一种优化结构外形的旋翼涵道，可以通过旋翼的旋转所产生的增速内流，实现涵道唇口的气流加速，形成吸力峰，产生增效拉力，降低发动机输出功率，突破原有单独旋翼的性能指标瓶颈。
附图说明
以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。
其中，图1显示的是根据本发明的一个具体实施例的垂直起降飞机的立体结构示意图。
图2显示的是根据本发明的另一个具体实施例的垂直起降飞机的垂直起降状态俯视示意图。
图3显示的是根据本发明的一个具体实施例的用于倾转涵道电推进飞机的旋翼涵道的剖视结构示意图。
图4显示的是图3所示A-A剖视示意图。
图5显示的是根据本发明的一个具体实施例的用于倾转涵道电推进飞机的旋翼涵道的唇口剖面示意图。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。
如图1-2所示，本发明提供了一种具有旋翼涵道的垂直起降飞机，该飞机采用上单翼常规布局，可以采用滑撬式或普通轮式起落架。进一步地，如图所示，本发明的垂直起降飞机包括机翼1、设置于机翼后方的整体式襟副翼2以及全动平尾3，与常规技术不同的是，本发明的垂直起降飞机的整体式襟副翼2和全动平尾3的上翼面固定安装有多个电推进发动机4，电推进发动机4的推进方向可以随着整体式襟副翼2和全动平尾3的偏转而在水平推进和垂直推进之间进行切换。
本发明中，电推进发动机4被安装在了整体式襟副翼和全动平尾上，整体式襟副翼和全动平尾本身就是可以偏转方向的，常规设计上本身就带有驱动整体式襟副翼和全动平尾偏转的结构，这些都是飞机固有的功能性结构，不属于死重结构。本发明利用了飞机的常规结构带动电推进发动机在平飞状态和垂直起降状态之间切换，不需要设置额外的偏转机构，完全没有死重，降低了飞机能耗，有利于提高飞机航程和有效载荷。
需要注意的是，在现今的电推进技术成熟之前，襟副翼和平尾之类的活动面的结构无法承受燃油发动机的重量和振动，强行安装会过分增大非主要升力结构的重量，对普通技术人员来说是得不偿失的，不符合本领域公知常识。因而，只有在现如今解决了高效电池蓄能的情况下，才有可能采用本发明的将电推进发动机安装在整体式襟副翼和全动平尾上的结构设计，因此现阶段不存在与本发明相关的公知常识。
另外，本发明还采用了将电推进发动机安装在整体式襟副翼和全动平尾的上翼面的设计，在平飞和短距起降过程中，利用电推进发动机对上翼面的气流抽吸，强制加快了上翼面的气流流速，具有额外的增生效果，提高了升力和推进效率。
本发明的推进方式与传统布局的飞机差别很大，在研发上需要考虑电推进发动机的推进效率与气动外形相结合的问题，另外，由于本发明的电推进发动机需要安装在两种不同的倾转活动面上，也就是由整体式襟副翼2和全动平尾3构成的倾转活动面有两种形式，针对不同的倾转活动面研发相对应的电推进发动机的研发效率很低，为了节约成本，本发明针对所有类型的倾转活动面与上翼面安装电推进发动机的布局，提出了如下通用的高效布局结构，本领域技术人员可以基于本发明的通用参数，对各种与本发明类似的发动机安装布局。
如图3所示，并参照图1-2，本发明提出了一种用于垂直起降飞机的旋翼涵道，用于围绕电推进发动机4的旋翼41将其固定安装在垂直起降飞机的整体式襟副翼2和全动平尾3的上翼面上，并可随着整体式襟副翼2和全动平尾3的偏转而在水平推进方向和垂直推进方向之间倾转。
旋翼41作为将发动机转动功率转化为推进力的传统动力部件，使用常规的增效方法对翼型和旋翼外形进行优化设计，提升的空间极其有限。旋翼涵道42可以通过旋翼41的旋转所产生的增速内流，实现涵道唇口的气流加速，形成吸力峰，产生增效拉力，降低发动机输出功率，突破原有单独旋翼的性能指标瓶颈。同时，在动力单元意外故障时，涵道部件的引入，可以起到机体和人员的安全保护作用，而且涵道对旋翼有明显的降噪作用。
针对本发明的垂直起降飞机，其具有可倾转涵道的电推进发动机4，因而本发明提出了一种专用于可倾转涵道的垂直起降飞机的电推进发动机的旋翼涵道的外形设计，可以根据给定的旋翼，优化设计涵道的外形。根据本发明提供的优化设计，本发明的旋翼涵道能够有效提升旋翼的效率和安全性。
在本发明的一个具体实施例中，如图4所示，当旋翼直径为D时，所述旋翼涵道的内剖面的轮廓线为符合下述函数的椭圆(图4中粗实线)：
Figure BDA0003584472400000041
其中，x，y分别表示以旋翼中心为原点的旋翼涵道的内剖面的轮廓线的横坐标和纵坐标，椭圆的长轴在横坐标上，椭圆的短轴在纵坐标上；参数a等于0.5010-0.5041倍的旋翼直径D；参数b等于0.5014-0.5044倍的旋翼直径D。
下表给出了当a，b取不同数值时，设计所得的旋翼涵道对于旋翼效率的提升量Δη。
a 0.5010×D 0.5015×D 0.5020×D 0.5025×D 0.5030×D 0.5035×D 0.5040×D
b 0.5014×D 0.5019×D 0.5024×D 0.5029×D 0.5034×D 0.5039×D 0.5044×D
Δη 25％ 29％ 34％ 40％ 35％ 29％ 22％
进一步地，如图3所示，优选旋翼涵道的前后开口之间的厚度H等于0.97-0.98倍的旋翼直径D。在具体实施例中，当H/D分别为0.97、0.975、0.8时，旋翼效率的提升量Δη分别为25％、30％、23％。
进一步地，如图5所示，在一个具体实施例中，优选旋翼涵道的唇口剖面为符合下述函数的曲线(图5中粗实线)：
n＝9.71e-9m5-7.61e-6m4+1.67e-3m3-1.67e-1m2+7.64m+7.13
其中：以旋翼涵道的唇口剖面的外侧轮廓线的切线为纵坐标n，纵坐标n指向旋翼涵道的进气口方向；以唇口剖面的内侧轮廓线的末端为横坐标m，横坐标m指向旋翼涵道的内部；纵坐标n和横坐标m的垂直交点为曲线的原点。
上述优化的旋翼涵道的唇口外形，可以获得更加优化的旋翼效率的提升，优化的气动外形还可以减轻唇口的气动压力，减轻了结构重量，结构破坏的可能性大大降低。
在另一个具体实施例中，优选0≦m≦0.251H。
在具体实施例中，m/H分别为0、0.125、0.155、0.205、0.225、0.251时，旋翼效率的提升量Δη分别为15.2％、16.7％、17.3％、18.4、16.5、15.6。唇口正面气动压力分别降低22.5％、23.8％、25.5％、24.7％、23.5％、22.9％。
本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。

Claims (4)

1.一种用于垂直起降飞机的旋翼涵道，用于围绕电推进发动机(4)的旋翼(41)将其固定安装在垂直起降飞机的整体式襟副翼(2)和全动平尾(3)的上翼面上，并可随着所述整体式襟副翼(2)和全动平尾(3)的偏转而在水平推进方向和垂直推进方向之间倾转；其特征在于，当旋翼直径为D时，所述旋翼涵道的内剖面的轮廓线为符合下述函数的椭圆：
Figure FDA0003584472390000011
其中，x，y分别表示以旋翼中心为原点的旋翼涵道的内剖面的轮廓线的横坐标和纵坐标，椭圆的长轴在横坐标上，椭圆的短轴在纵坐标上；参数a等于0.5010-0.5041倍的旋翼直径D；参数b等于0.5014-0.5044倍的旋翼直径D。
2.如权利要求1所述的用于垂直起降飞机的旋翼涵道，其特征在于，所述旋翼涵道的前后开口之间的厚度H等于0.97-0.98倍的旋翼直径D。
3.如权利要求1或2所述的用于垂直起降飞机的旋翼涵道，其特征在于，所述旋翼涵道的唇口剖面为符合下述函数的曲线：
n＝9.71e-9m5-7.61e-6m4+1.67e-3m3-1.67e-1m2+7.64m+7.13
其中：以旋翼涵道的唇口剖面的外侧轮廓线的切线为纵坐标n，纵坐标n指向旋翼涵道的进气口方向；以唇口剖面的内侧轮廓线的末端为横坐标m，横坐标m指向旋翼涵道的内部；纵坐标n和横坐标m的垂直交点为曲线的原点。
4.如权利要求3所述的用于垂直起降飞机的旋翼涵道，其特征在于，0≦m≦0.251H。
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CN116119002A (zh) * 2023-04-14 2023-05-16 成都流体动力创新中心 基于涵道风扇驱动协同吹吸气的机翼流动控制系统
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