CN114906316A - 超声速吹气环量后缘装置和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种超声速吹气环量后缘装置和飞行器，所述超声速吹气环量后缘装置，包括翼型主体和射流组件；射流组件包括两个相对于翼型主体的后缘上下对称布置的射流装置；射流装置包括设置于翼型主体上的喷口、流道和压气室；喷口设置在翼型主体的翼面与后缘连接处，压气室位于喷口内侧，流道用于连接喷口和压气室；其中，流道为拉瓦尔构型。本发明解决了现有普通环量控制装置不能适用于高速飞行器增升的问题。

Description

超声速吹气环量后缘装置和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，具体是指一种超声速吹气环量后缘装置和飞行器。

背景技术

近百年来，随着航空事业的快速发展，飞行器广泛应用于各个领域。譬如，在军事上，用于侦察监视，通信中继，电子对抗等；在民用上，用于大地测量，环境监测等；在科研上，用于大气研究，对核生化污染区的采样与监控等。伴随着飞行器应用领域的扩大，人们对于结构简单、易于操控、空间利用率高、飞行稳定、气动效率高的飞行器需求越来越大。

而在传统航空技术发展中，普遍采用机械装置来实现上述目标。在实现飞行器增升的同时，也带来了一系列的问题。传统飞机在起飞和降落时会产生巨大的噪音，主要由喷气发动机和飞机机身产生。特别是大型飞机在降落过程中，发动机处于缓慢停机状态而增升装置却处于工作状态。美国学者Davy和Remy通过对一个缩尺的空客模型进行研究得出结论：机械增升装置和起落架是飞机起飞/降落过程中噪音的主要产生源，而其中增升机构又是产生噪音的主要原因。传统的增升装置一般为机械增升，包括前缘缝翼、后缘襟翼等。这些传统装置在产生噪音污染环境的同时，还会极大的增大飞机的重量，增加对飞行器的控制难度，带来的增升效果也有限。

目前传统的吹气环量装置虽然在一定程度上能增加环量提高升力，但它普遍适用于低速飞行器当中。当飞行器需在更高的飞行速度下飞行时，喷口射流速度也需要提高才能维持机翼上表面主流偏转来增加环量进而提高升力。但普通环量控制装置的喷口以及内部结构由于设计构型喷口速度并不能够达到声速，如果应用在高速飞行器中，普通的环量控制装置则不利于飞行器升力的提升。

综上所述，现有飞行器机翼内使用的普通环量控制装置虽在一定程度上提高了升力，但仍有部分缺陷。所以，为完善其内部结构，使飞行器拥有更好的性能，使用范围更广，未来的飞行器需要一种能更好地提升气动效率、适用于高速飞行、节约能耗的增升技术。

发明内容

基于以上技术问题，本发明提供了一种超声速吹气环量后缘装置和飞行器，解决了现有普通环量控制装置不能适用于高速飞行器增升的问题。

为解决以上技术问题，本发明采用的技术方案如下：

一种超声速吹气环量后缘装置，包括翼型主体和射流组件；射流组件包括两个相对于翼型主体的后缘上下对称布置的射流装置；射流装置包括设置于翼型主体上的喷口、流道和压气室；喷口设置在翼型主体的翼面与后缘连接处，压气室位于喷口内侧，流道用于连接喷口和压气室；

其中，流道为拉瓦尔构型。

进一步的，喷口高度满足0.1％<h/c<0.25％；

其中，h表示喷口高度，c表示翼型主体弦长。

进一步的，翼型主体的后缘为圆弧面，翼型主体的后缘的圆弧半径满足2.5％<h/r< 6％。

其中，h表示喷口高度，r表示翼型主体的后缘的圆弧半径。

一种飞行器，包括上述超声速吹气环量后缘装置；其中，超声速吹气环量后缘装置安装在飞行器的机翼上。

进一步的，飞行器本体内设有喷气管道，喷气管道与压气室连通。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明的超声速吹气环量后缘装置可使喷口射流超过声速，带动机翼表面高速主流偏转，使得绕翼型的流动产生更大的环量，达到增加升力以及提高机翼控制稳定性的目的。同时，本发明的增升装置也可以代替普通的机械结构实现飞机的滚转与偏航，进而使飞行器的自身重量大大降低，以达到增加载弹量、降低油耗、增加航程等技术效果。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。其中：

图1为超声速吹气环量后缘装置的结构示意图。

图2为射流装置的结构示意图。

图3为传统吹气环量后缘装置的流场示意图。

图4为超声速吹气环量后缘装置的流场示意图。

其中，1翼型主体，2射流装置，201压气室，202流道，203喷口，3后缘。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例的附图，对本申请实施例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，而不是全部的实施例。基于所描述的本申请的实施例，本领域普通技术人员在无需创造性劳动的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。

除非另外定义，本申请使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本申请中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

图1～2是本申请一些实施例所示的超声速吹气环量后缘装置的结构示意图，以下将结合图1～2对本申请所涉及的超声速吹气环量后缘装置进行介绍。需要注意的是，图仅1～2作为示例，并不对超声速吹气环量后缘装置的具体形状和结构形成限定。

参阅图1～2，在一些实施例中，一种超声速吹气环量后缘装置，包括翼型主体1和射流组件；射流组件包括两个相对于翼型主体的后缘3上下对称布置的射流装置2；射流装置2 包括设置于翼型主体上的喷口203、流道202和压气室201；喷口203设置在翼型主体1的翼面与后缘3连接处，压气室201位于喷口203内侧，流道用于连接喷口203和压气室201；

其中，流道202为拉瓦尔构型。

本实施例中，将传统的喷口203与压气室201之间的流道202设计成拉瓦尔喷管的形状，当压气室201内的压力达到一定条件时，流道202内喉部位置流速会达到声速，再通过扩张管连接到喷口203，喷口203流速即可达到超声速，相对于普通环量控制翼型来说增升效果显著。

对于传统翼型设计来说，要想增大升力，降低能耗，一般会增大上翼面弧度曲率，这使得上翼面气体流速较快，下翼面气体流速较慢，而上下翼面形成的压强差将为飞机提供升力。而若采用本发明的超声速喷口翼型，可大大减小翼型厚度，对减轻飞机重量，对降低油耗有很大帮助。

本发明采用的超声速吹气环量后缘3装置安装于翼型主体1与普通环量控制翼型最大的区别在于本发明翼型内部设计为拉瓦尔喷管形状。普通环量控制翼型喷口203与压气室201 是通过一个等径或者渐缩的流道202相连，这就使得压气室201与喷口203之间的流道202 内流速不管压气室201压力多大，喷口203射流只会在声速以下流动，要是在来流马赫数较大的情况下，没有明显的带动主流偏转的效果。

将普通环量控制装置改为超声速吹气环量后缘3装置，翼型上壁面流出的高速气体与弧形表面分离的点(即驻点)将往后移，这将使气流“环形”更加完整，明显增大环量，在飞机起飞/降落，甚至巡航过程中提供较大可用升力，同时还能够减缓飞机的滚转程度。

具体的，超声速吹气环量后缘3装置其产生高升力的原理是，翼型主体1翼型后缘3处的喷口203吹出高速气流给边界层补充能量，推动边界层分离点后移，同时吹气气流对外流产生“裹携”作用，使绕翼型的流动产生很大的环量，从而获得高升力。

环量控制技术以及拉瓦尔喷管的应用就是本发明的基础，环量控制技术一般是由固定的几何升力面和圆形后缘组成，在升力面和圆弧后缘之间开口，在翼型内部设置高压气腔，气流通过开口沿着物面切向产生射流，射流与外流混合沿着弯曲的圆形后院表面形成科恩达效应。环量控制主要影响参数有射流动量系数、射流出口高度、科恩达后缘形状等。拉瓦尔喷管则利用流体力学中连续性方程和能量方程推导得到：

其中，A表示流管截面面积，dA表示沿流线管道的变化量情况，即沿流线管径减小(dA<0) 管径扩张(dA>0)；v表示流速，dv表示沿流线气流流速的变化量，即沿流线增大(dv>0)或减小(dv<0)；Ma表示马赫数。

当Ma<1时(对应亚音速气流)，流管截面面积与流速之间成反比。如果dv>0，则dA<0；如果dv<0，则dA>0。即流管收缩，流速增加；流管扩张，流速减小。

结合拉瓦尔喷管先收缩，再扩张的构型，机翼内部流道203设计成拉瓦尔喷管的作用是：利用亚声速下管道收缩，流速增加的特点。当气流在压气室内，流速处于亚声速Ma<1，随着管道截面积变小(对应公式内容里的管道收缩，流速增加)，气流到达喉部时速度则达到 1Ma。

当Ma>1时(对应超音速气流)，流管截面面积与流速之间成正比。如果dv>0，则dA>0；如果dv<0，则dA<0。即流管扩张，流速增加；流管收缩，流速减小。

同样利用超声速下管道扩张，流速增加的特点。经过收缩管道的加速，喉部气流速度已达到Ma＝1。当气流再经过扩张管道的加速(对应公式内容管道扩张，流速增加)，喷口处流速进而会达到超声速。

此外，利用超声速吹气后缘装置还可以实现飞机偏航姿态的控制，即运用飞行器两侧翼型主体1的一侧超声速吹气后缘装置吹气，另一侧的超声速吹气后缘装置不吹气，使得飞行器两侧翼型主体1受到的阻力大小不一致，实现飞机偏航的控制。

且由于相对于翼型主体的后缘3上下对称布置有两个射流装置2，其中，设置上下两个射流装置2可以实现飞机滚转姿态的控制，通过改变飞行器两侧翼型主体1上两个射流装置2升力的大小，一侧翼型主体1的下方射流装置2的喷口203向下吹气提高升力，另一侧翼型主体1的上方射流装置2的喷口203向上吹气减小升力，即可实现飞机滚转姿态的控制。

优选的，喷口高度满足0.1％<h/c<0.25％；其中，h表示喷口高度，c表示翼型主体弦长。

优选的，翼型主体1的后缘3为圆弧面，翼型主体1的后缘3的圆弧半径满足 2.5％<h/r<6％。其中，h表示喷口203高度，r表示翼型主体1的后缘3的圆弧半径。

其中，通过在翼型主体1的后缘3设置圆弧面，当气流沿翼型上表面流动流经喷口203 时，会带动主流沿弧面流动，这将延迟气流与圆弧面的分离，即后缘3驻点将沿圆弧面往下移。

在一些实施例中，一种飞行器，包括上述超声速吹气环量后缘3装置；其中，超声速吹气环量后缘3装置安装在飞行器的机翼上。

进一步的，飞行器本体内设有喷气管道，喷气管道与压气室201连通。

以下将结合具体机体翼型对上述实施例进行说明，具体的，机体翼型采用的是Clark-Y 翼型(通用)，翼型弦长为279mm。

在翼型主体1的后缘3襟翼处开设射流喷口203，在翼型主体1内部开设压气室201，以及开设用于连接喷口203和压气室201的拉瓦尔构型的流道202。

为了验证该翼型主体1的特性，进行了流场分析，喷口203高度统一为0.3mm(h/c＝0.11％)，后缘3半径为5.2mm(h/r＝5.7％)。分别计算普通环量控制翼型主体1和超声速环量控制翼型主体在来流风速为0.5Ma下翼型主体的升力系数。

参阅图4，基于计算结果分析可得，在0°攻角下设置同样的压气室压力，采用超声后缘射流装置翼型主体的升力系数为0.59，且使用超声速喷口后缘装置的翼型主体喷口速度可达到超声速。而参阅图3，采用普通环量控制的翼型主体升力系数只有0.45。

如上即为本发明的实施例。上述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述发明的验证过程，并非用以限制本发明的专利保护范围，本发明的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本发明的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.超声速吹气环量后缘装置，其特征在于，包括：

翼型主体；

射流组件，所述射流组件包括两个相对于所述翼型主体的后缘上下对称布置的射流装置；所述射流装置包括设置于所述翼型主体上的喷口、流道和压气室；所述喷口设置在所述翼型主体的翼面与后缘连接处，所述压气室位于所述喷口内侧，所述流道用于连接所述喷口和所述压气室；

其中，所述流道为拉瓦尔构型。

2.根据权利要求1所述的超声速吹气环量后缘装置，其特征在于：

所述喷口高度满足0.1％<h/c<0.25％；

其中，h表示喷口高度，c表示翼型主体弦长。

3.根据权利要求1所述的超声速吹气环量后缘装置，其特征在于：

所述翼型主体的后缘为圆弧面，所述翼型主体的后缘的圆弧半径满足2.5％<h/r<6％。

其中，h表示喷口高度，r表示翼型主体的后缘的圆弧半径。

4.一种飞行器，其特征在于：

包括权利要求1-3任意一项所述的超声速吹气环量后缘装置；

其中，所述超声速吹气环量后缘装置安装在所述飞行器的机翼上。

5.根据权利要求4所述的一种飞行器，其特征在于：

所述飞行器本体内设有喷气管道，所述喷气管道与所述压气室连通。

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