CN117382872B - 一种后缘带可旋转科恩达型面的先进机翼设计 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种倾转旋翼飞行器机翼，其后缘带具有科恩达型面，机翼包括用于控制该机翼升力的升力控制系统，升力控制系统包括具有朝向科恩达型面一侧喷射压缩空气的射流装置和用于驱动科恩达型面围绕设定轴线旋转的驱动装置，借由控制科恩达型面的转动和/或射流装置的流量，升力控制系统能够改变气流在机翼处产生的总升力，以使得该倾转旋翼飞行器被稳定地推进。本发明创造性地将倾转旋翼飞行器机翼的科恩达型面设计成可旋转的，并且将主动控制射流与主动控制科恩达型面相耦合，机翼在科恩达型面不同转动速度下的总升力稳定，从而提高了飞行器的飞行效率和稳定性，且只需要简单操作就能够满足不同的飞行状态需求。

Description

一种后缘带可旋转科恩达型面的先进机翼设计

技术领域

本发明属于倾转旋翼飞行器设计领域，具体地涉及一种后缘带可旋转科恩达型面的气动稳定的机翼设计。

背景技术

传统的直升机和固定翼飞机在各自领域均有自己独特的性能优势，直升机具有垂直起降和悬停的技术特点，固定翼具有高速、长航时和大载重的特点，但它们都只能执行单一的任务，无法适应复杂不同的多重任务需求。倾转旋翼飞行器是一种介于直升机和固定翼飞机之间的新构型飞行器。当倾转组件的旋转轴处于垂直状态时，飞行器可类似于直升机一样垂直起降、空中悬停、前后侧飞等，而当旋转轴处于水平状态时，飞行器就类似于固定翼飞机，能够高速和长航程巡航。这种特点使得它能够在直升机悬停模式、倾转过渡模式和固定翼前飞巡航模式下自由切换，根据任务需求的不同切换不同的飞行模式，且不受起飞和降落场地的限制。因此，倾转旋翼飞行器在应急救援、货物运输、森林防护、电力巡检、任务作战等军民用领域有着广泛的应用价值。

为了能够兼具直升机和固定翼的综合优势，倾转旋翼飞行器的机翼气动设计变得尤为复杂。当倾转旋翼飞行器处于垂直起降或悬停等直升机模式时，会产生强烈的旋翼、机翼以及机身的气动干扰耦合问题：一方面旋翼产生的下洗流直接冲击在机翼上表面，导致机翼受到较大的下洗载荷，同时还会产生严重的三维阻塞效应；另一方面，打在机翼上表面的下洗流沿着展向运动，并在机身中部对称面处汇合，在桨盘吸入作用下转为向上流动，导致倾转旋翼机的有效载荷无法提升，使其气动性能降低。要实现在直升机悬停、倾转过渡和固定翼前飞巡航模式下实现性能稳定、操纵可靠以及安全高效的飞行模式转换相当困难，因为这需要高升阻力、气动性能稳定、结构实现可行的先进机翼设计技术。

“科恩达效应(Coanda Effect) ”，亦称附壁作用，是指流体在流经凸起表面时偏离原来流动方向，保持贴附曲面运动的一种物理现象，外流受高速气流的“裹携”作用，使绕机翼的流动产生巨大的环量，从而获得高升力。目前倾转旋翼飞行器上的后缘带机翼均设计成科恩达型面，通过科恩达型面实现科恩达效应，以使机翼获得高升力。

邓阳平（新概念旋转机翼飞行器旋翼技术研究，2006，西北工业大学硕士学位论文，记为文献1）公开了一种倾转旋翼飞行器/航空器，在正文第13页和图2.5中对科恩达型面进行了解释和图例：“空气由桨叶后缘连续的缝隙中喷出。缝隙气流流动的方向同翼型表面相切且比外部流动的速度大，因此能量可以通过混合边界进入边界层，这使得翼型上表面的空气流动能够保持附着状态。缝隙流动因为科恩达效应的存在而一直附着并且绕过翼型后缘”，这里的翼型表面即科恩达型面，且图2.5明确指出是“圆形的科恩达表面”，同时通过图2.5（即本申请的附图1）本领域技术人员可以毫无疑义地看出其科恩达型面与翼型是一个整体，因而其科恩达型面无法转动，形成静止的科恩达型面。中国授权专利CN107176286B公开了一种固定翼垂直起降飞行器，在0026和0065段中指出“涵道风扇动力系统位于机翼后缘下方，通过涵道风扇的抽吸作用，在机翼附近产生康达效应，有效改善机翼上表面的逆压梯度，减缓机翼附面层气流分离，使得机翼气动性能大幅增强”，通过可折叠机翼3产生科恩达效应，通过全文，本领域技术人员可以推断产生科恩达效应的科恩达型面是静止的。可见，本领域技术人员公知：倾转旋翼飞行器的科恩达型面是静止的。

目前倾转旋翼飞行器机翼的科恩达型面均是静止的，但是静止的、不能旋转的科恩达型面存在以下问题：

（1）升力和阻力的变化不确定：倾转旋翼飞行器的设计需要实现更大的增升减阻效应，而传统的机翼的设计会使气流在壁面附近发生强烈的扰动和旋转，导致压力产生梯度的变化，不均匀的压力分布会在机翼后缘产生额外的阻力，从而导致升力的减少，这会降低飞行器的升力性能，特别是在低速飞行和垂直起降时；虽然传统的机翼通过增加尾阻力来改善飞行器的操纵性和稳定性，但是在水平飞行时，这会产生额外的阻力，降低飞行器的飞行效率；

（2）气流不均匀分布：传统的机翼会改变机翼表面的气流分布，引入不均匀的气流流场，这会导致局部的气动不稳定性，影响飞行器的操纵性和稳定性；

（3）流动控制方式少：现有的倾转旋翼飞行器的机翼只能通过改变射流的流量大小来实现流动控制，手段单一，难以满足不同的飞行需求；

（4）结构设计难度大：传统机翼的设计需要考虑机械结构、控制系统和气动特性的综合效果，这增加了倾转旋翼飞行器设计的复杂性，对制造和维护也提出更高的要求。

发明内容

针对现有的倾转旋翼飞行器的静止科恩达型面机翼导致的飞行效率低和稳定性差等技术问题，本发明克服了倾转旋翼飞行器后缘带机翼的科恩达型面是静止的技术偏见，提出了一种应用于倾转旋翼飞行器后缘带的可旋转的科恩达型面的机翼结构，将主动控制射流与主动控制科恩达型面相耦合，从而实现气动稳定的机翼解决方案。本发明的结构能够实现机翼总升力、阻力和流动分离的有效控制，提高了倾转旋翼飞行器的飞行效率和稳定性。

为达到上述功能，本发明提供了一种倾转旋翼飞行器的机翼，其后缘带具有科恩达型面；所述机翼包括：

用于控制该机翼升力的升力控制系统，所述升力控制系统包括：

具有朝向所述科恩达型面一侧喷射压缩空气的射流装置；和

用于驱动所述科恩达型面围绕设定轴线旋转的驱动装置；

借由控制所述科恩达型面的转动和/或所述射流装置的流量，所述升力控制系统能够改变气流在所述机翼处产生的总升力，以使得该倾转旋翼飞行器被稳定地推进。

进一步地，所述科恩达型面的转向能够切换到第一状态，在第一状态中，总升力随着所述科恩达型面的转速的增大而增大，且不同转速下机翼的总升力保持稳定；所述科恩达型面的转向能够切换到第二状态，在第二状态中，总升力随着所述科恩达型面的转速的增大而减小，且不同转速下机翼的总升力保持稳定。

进一步地，所述机翼还包括：用于实现机翼的密闭性的密封单元；构成整个机翼框架结构的承载单元。

本发明还公开了一种倾转旋翼飞行器，所述飞行器包含了如上述的任一机翼。

本发明的有益效果有：

（1）本发明克服了现有技术中倾转旋翼飞行器后缘带机翼的科恩达型面是静止的这个技术偏见，创造性地将倾转旋翼飞行器后缘带机翼的科恩达型面设计成可旋转的科恩达型面，并引入了主动控制射流，使得主动控制射流与主动控制科恩达型面实现双动态耦合，本发明的各个技术特征作为一个整体协同作用，对机翼产生总升力，根据射流的速度、科恩达型面的转动（包括转速和转向）双耦合控制，进一步提升或降低了机翼的总升力，从而提高了飞行器的飞行效率和稳定性。

（2）本发明的科恩达型面的机翼在科恩达型面不同转动速度下的总升力和阻力均比较稳定，不会改变机翼表面的气流分布并引入不均匀的气流流场，这将使得机翼的气动更加稳定，从而提高了飞行器的操纵性和稳定性。

（3）本发明只需要通过调整科恩达型面的转速和/或转向，和/或射流的速度，就可以实现对机翼表面总升力的增大或减小控制、流动分离点后移或前移的控制，从而只需要简单操作就能够满足不同的飞行状态需求。

（4）本发明的机翼内部中心板结构抛弃了传统的实心矩形设计，改为采用“十”字设计，在保证具有相同受力的结构强度和稳定性条件下，减少材料的使用，并且该“十”字设计出内部结构的空隙，在实际工作条件下，该空隙可用来安装其他零部件。

附图说明

图1为现有技术的翼型的剖视图；

图2为机翼的轴测图；

图3为图2对应角度的机翼的轴测图；

图4是机翼的俯视透视图；

图5为机翼的前视图；

图6为机翼的右视图；

图7为机翼的俯视图；

图8为机翼的前视剖面图；

图9为机翼的右视剖面图；

图10为升力控制系统的正视图的局部视图；

图11为升力控制系统的正视图的剖面图；

图12为科恩达型面的凹槽为梯形的示意图；

图13为科恩达型面的凹槽为V形的示意图；

图14为科恩达型面不转时的射流、第一升力、第二升力的方向；

图15为科恩达型面顺时针转动时的射流、第一升力、第二升力的方向；

图16为科恩达型面逆时针转动时的射流、第一升力、第二升力的方向；

图17为科恩达型面不同转向和转速下机翼所受总升力的对比图；

图18为科恩达型面不同转向和转速下机翼所受阻力的对比图；

图19科恩达型面不同转向和转速下机翼所受摩擦阻力的对比图；

图中：101、上翼板；102、下翼板；103、上安装板；104、下安装板；105、前缘；106、中心板；107、法兰管；

301、驱动装置；302、科恩达型面；303、通气槽；304、管道；

401、通管挡板；402、密封挡板。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明做进一步详细说明。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以各种不同的配置来布置和设计。基于本发明中的实施例，本领域普通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，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

除非另作定义，本专利文件中所使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利说明书以及权利要求书中使用的“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。同样，“一个”、“一”或者“该”等类似词语也不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同，并不排除其他元件或者物件。“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例中的特征可以相互组合。

本发明提供了一种倾转旋翼飞行器的机翼，如图2至图9所示，其后缘带具有科恩达型面；所述机翼包括：

构成整个机翼框架结构的承载单元；

用于实现机翼的密闭性的密封单元；

用于控制该机翼升力的升力控制系统，所述升力控制系统包括：

具有朝向所述科恩达型面302一侧喷射压缩空气的射流装置；和

用于驱动所述科恩达型面302围绕设定轴线旋转的驱动装置301；

借由控制所述科恩达型面302的转动和/或所述射流装置的流量，所述升力控制系统能够改变气流在所述机翼处产生的总升力，以使得该倾转旋翼飞行器被稳定地推进。

所述科恩达型面302的转动包括转速和/或转向。

所述升力控制系统包括科恩达型面302、驱动装置301、通气槽303和若干管道304；射流经过不转动的科恩达型面302时发生科恩达效应，产生的升力记为第一升力；射流经过转动的科恩达型面时，产生的额外升力记为第二升力，所述机翼受到的升力记为总升力，则总升力包括第一升力和第二升力。

所述承载单元包括上翼板101、下翼板102、上安装板103、下安装板104、前缘105、中心板106、法兰管107；所述密封单元包括通通管挡板401和密封挡板402。

承载单元的上翼板101和下翼板102对称设置于法兰管107上，法兰管107外接机身，其法兰底盘设有四个螺纹孔通过螺栓与机身紧固连接，上翼板101和下翼板102与前缘105在机翼内部通过膨胀螺栓紧固连接，并油封以达到良好的密闭性；中心板106置于机翼内部，起支撑固定作用，采用碳纤维制造，满足飞机材料要求重量轻强度高的的工作环境；上安装板103和下安装板104分别与中心板106通过螺钉紧固连接；上翼板101和下翼板102分别内接上安装板103和下安装板104，上安装板103和下安装板104水平对称分布，与上翼板101和下翼板102形成若干管路安装通道。

升力控制系统的管道304平行等高等距并分别同轴心放置于承载单元形成的管路通道中，管道304呈“L”型铺设在承载单元的上安装板103和下安装板104上，以改变射流的方向，“L”型的拐角处成圆角状，使其可以流向升力控制系统，管道304通过外接的管道接气泵以固定并通入射流，管道304与承载单元的上安装板103和下安装板104之间最大间隙为毫米量级，管道接气泵的最大压力1Mpa以上，在管道接气泵与密封单元的通管挡板401之间设置有开关阀门以控制射流的进出，管道材料可视具体工作环境进行选择，一般采用耐高温不锈钢。

升力控制系统的通气槽303与管道304进行连接以通过射流，2个通气槽303之间两两等高并紧密连接，附着在承载单元的中心板106上，其配合间隙为毫米量级。升力控制系统的通气槽303内部采用小气腔大开口式设计，使得射流均匀地喷在科恩达型面上，减小了整体结构设计对工况的影响，通气槽303采用碳纤维材质，以保证其结构强度和稳定性；进一步地，升力控制系统的通气槽303为抛物线Y型结构，其Y型尾部轴式结构与管道进行连接以通过射流。

射流的速度与通气槽的设计密切相关，假设射流进入通气槽303时的速度为V1，出通气槽303时的速度为V2，则V1和V2的关系如下：

其中，r指通气槽303的半径，L指射流出通气槽时通气槽横截面的长度，h指通气槽的有效高度。设计时可以通过调整这几个参数来确定V1和V2的关系。

射流的流量记为Q，则流量Q表示为：

即，射流的流量通过V1和通气槽半径和通气槽的数量N来控制，升力控制系统的管道通过外接的管道接气泵以固定并通入射流，在管道接气泵与所述密封单元的通管挡板之间设置开关阀门以控制射流的进出。

密封单元的通管挡板401上设计若干管路通道以保证管道的正常铺设并能作为密封装置以防止射流的泄露，密封挡板402作为密封装置工作，密封挡板402与通管挡板401均需油封以保证其密闭性。

密封单元的密封挡板402与通管挡板401均采用碳纤维制造，并分别左右置于承载单元的上翼板101和下翼板102的两个端面，形成整个机翼的框架结构。

升力控制系统与承载单元的中心板106的后端弧面和密封单元的密封挡板402与通管挡板401的凹槽部分进行同轴心配合，该配合的间隙在保证升力控制系统能正常工作的情况下需要足够小，通常为毫米量级。

如图10至图11所示，升力控制系统为非机翼附着连接的单一结构，通过外接的电机及相关传动和固定装置与机翼后缘形成同轴配合，同轴配合处的缝隙通过密封件消除喷气射流回流的影响，所述密封件可以是油封。

升力控制系统与承载单元的上翼板101和下翼板102之间的微型喷口缝隙为毫米量级，且对称分布在承载单元的中心板106的两侧；优选地，所述微型喷口缝隙高度为科恩达型面半径的0.01~0.02倍；优选地，微型喷口缝隙出口下边界与科恩达型面相切相连，进而射流顺利流经科恩达型面。

从升力控制系统的通气槽303喷出的射流继续在由上翼板101、下翼板102与科恩达型面302构成的通道内流动，该通道采用渐收缩喷管设计，在射流的运动方向上不断缩小，该通道的设计构成了一个加速区域，该通道记为射流加速区。

射流通过射流入口进入升力控制系统，在射流加速区进行射流加速，最后通过升力控制系统的微型喷口缝隙射出。从微型喷口缝隙射出的射流是经过加速后的射流，此处的射流速度记为V3；优选地，V3不超过170m/s；优选地，V3:V2值的范围是3~5。

驱动装置301的线速度R控制为机翼尾缘加速后的最大射流速度V4的2~4%，例如，当最大射流速度为160m/s时，驱动装置301的转动线速度范围为3.2~6.4m/s，对应的驱动装置301的角速度范围为242~484 rad/s。

升力控制系统的科恩达型面302被设计成圆柱形或近似圆柱形，顺着旋向方向在科恩达型面302的圆弧表面用金刚石雕刻出等间隔的微尺度凹槽结构。如图12所示，凹槽形状为梯形，如图13所示，凹槽形状为V形，凹槽的高度取值范围为0.4~0.6mm，宽度约为高度的1.2倍，凹槽是为了延缓贴附于升力控制系统表面气流的分离，使得气流控制更加稳定。

升力控制系统的科恩达型面302和驱动装置301固定在一起，随着驱动装置301的旋转而一起旋转。在驱动装置301的两端分别通过外接电机的卡紧装置进行卡紧，由外接电机驱动其转动，外接电机置于飞行器机身结构中，工作时以同速反向实现顺时针转、逆时针转、不转这三种情况。因而科恩达型面302也有顺时针转、逆时针转、不转这三种状态。

驱动装置301在外接电机的带动之下可以旋转，升力控制系统的科恩达型面302的型面为圆柱形或近似圆柱形，这种圆柱形或近似圆柱形的型面形成一个中间高、两边低的“凸面”，当射流经过这个“凸面”时，射流会向“凸面”的两边快速流动，由此产生科恩达效应，会产生一个垂直于该“凸面”的向上的升力，即第一升力。当射流经过转动的科恩达型面，由于周围射流对科恩达型面的影响，导致科恩达型面受到一个垂直于科恩达型面方向的力的作用，从而产生额外的升力，即第二升力。

射流从管道接气泵处发出后经升力控制系统的通气槽303处喷出，最终与带有一定转动角速度的科恩达型面302产生第一升力和第二升力，提高了飞行器在垂直起降时的飞行效率。

所述科恩达型面的转动方向能够切换到第一状态（顺时针转动），在第一状态中，总升力随着所述科恩达型面的转动角速度的增大而增大；所述科恩达型面的转动方向能够切换到第二状态（逆时针转动），在第二状态中，总升力随着所述科恩达型面的转动角速度的增大而减小。

当科恩达型面302静止不转时，射流经过科恩达型面只发生科恩达效应，只产生第一升力；当科恩达型面302顺时针转动时，科恩达型面的旋转方向和射流方向相同，加速了经过科恩达型面的射流的速度，从而减小射流对科恩达型面的压力，除了第一升力还产生了垂直向上的第二升力，因而进一步提升了机翼的总升力；当科恩达型面302逆时针转动时，科恩达型面的旋转方向和射流方向相反，降低经过科恩达型面的射流的速度，从而增大射流对科恩达科恩达型面的压力，除了第一升力还产生了垂直向下的第二升力，降低了机翼的总升力。由此可见，科恩达型面302能够使得机翼迅速地获得需要的总升力，从而使得飞行器的飞行效率更高、飞行更加稳定。

科恩达型面三种状态下第一升力和第二升力的方向。如图14所示，当升力控制系统的科恩达型面302静止不转动时，射流经过科恩达型面302，发生科恩达效应，只产生与科恩达型面302垂直的第一升力，不产生第二升力；如图15所示，当科恩达型面302顺时针转动时，除了产生第一升力，还会产生与科恩达型面302垂直的第二升力，此时第一升力和第二升力的方向相同；如图16所示，当升力控制系统的科恩达型面302逆时针转动时，第一升力和第二升力的方向相反，此时的第二升力为负升力。

科恩达型面三种状态下第一升力和第二升力的大小。无论科恩达型面302是逆时针转动还是顺时针转动，随着转动速度绝对值的增大，第二升力的绝对值均不断增大。由于所述第一升力是由科恩达型面302静止时的科恩达效应产生，所以转动速度变化时，第一升力均应该视作不变。因而不管科恩达型面302转向如何，因转动速度增大而对机翼产生更大的升力应当视作第二升力作用的结果。

三种情况下射流速度对第一升力和第二升力大小的影响。当升力控制系统的科恩达型面302静止不转动时，射流速度越大，第一升力越大，不产生第二升力；当科恩达型面302转动时，射流速度越大，第一升力和第二升力绝对值均越大。在科恩达型面302转动的情况下，射流速度变大而对机翼产生更大的升力应当视作第一升力和第二升力共同作用的结果。

本发明所说的负升力需要与阻力区分开，本发明所说升力均为垂直方向，除非特别指出，一般所说的升力是垂直向上的，负升力的方向是垂直向下的，而本发明所说阻力是指飞行器飞行过程中遇到的阻力，一般飞行器的飞行方向是水平的，受到的阻力是与飞行方向相反的，也就是说阻力的方向是水平的。

本发明以具体的实施例说明所述的倾转旋翼飞行器的机翼的技术效果，试验条件如下：将所述机翼放置在实验风洞中进行机翼气动性能试验，进入通气槽时的射流速度（V1）为34m/s；管道接气泵压力为1MPa；由于科恩达型面是与驱动装置固定在一起，随着驱动装置的转动而转动，因而驱动装置的转动角速度也是科恩达型面的转动角速度，则科恩达型面的转动角速度/>分别取0、-1.55、1.55、-3.1、3.1、-4.65、4.65这7种试验工况，其中负号表示顺时针旋转；在当前1MPa管道接气泵压力下，射流在射流加速区内加速，在微型喷口缝隙处速度达到165m/s，通过天平测量整个机翼结构所受总升力和阻力的变化情况。

由于第一升力和第二升力的大小无法单独测量，只能测量机翼所受总升力的大小，图17表示不同转动角速度下科恩达型面所受总升力C _L 的变化情况，图18表示不同转动角速度/>下科恩达型面所受阻力C _D 的变化情况，横轴表示时间步。

可以看出，本发明的机翼结构在科恩达型面停止转动时，此时就是现有技术的技术方案，即科恩达型面为静止的时候，这种情况下总升力C _L 仅为第一升力，总升力C _L 和阻力C _D 均不稳定且随时间出现周期性波动。

当科恩达型面旋转时，固定转动角速度下机翼的总升力变化稳定：当科恩达型面顺时针转动时，不仅产生第一升力，还产生与第一升力方向相同的第二升力，且总升力C _L 随着时间的推进能保持稳定，当科恩达型面的转动角速度绝对值的增大时总升力C _L 也会随着增大，且均能随着时间的推进保持稳定。而阻力C _D 则一直接近于一个很小的值，这个C _D 值是仅有科恩达效应单一作用下的阻力C _D 的平均值，这样随着科恩达型面的转动角速度的增大，总升力会进一步提高，且固定转动角速度下机翼的总升力和阻力趋于稳定。

当科恩达型面逆时针转动时，总升力C _L 随着科恩达型面的转动角速度增大而减小，因为逆时针转动的情况下产生的第二升力方向是垂直向下的负升力，与第一升力的方向相反，但是这种情况下的总升力C _L 值仍旧稳定，阻力C _D 仍旧与顺时针转动时一致，一直接近于仅有科恩达效应单一作用下的阻力的平均值，因而随着科恩达型面的逆时针转动角速度绝对值的增大，总升力会进一步降低，且固定转动角速度下机翼的总升力和阻力趋于稳定。

进一步地，可以看出，本发明的科恩达型面的机翼通过调整转动角速度（包括转速和转向）就可以实现对机翼表面总升力的增大或减小进行控制，且总升力和阻力均可控，即在给定的转动角速度下，机翼所受总升力C _L 和阻力C _D 均能保持稳定，从而只需要简单操作就能够满足不同的飞行状态需求。同时，尽管实验没有给出，但是本发明与现有技术的机翼一样，可以通过控制管道接气泵喷气压比来控制射流的动量，进而控制机翼的总升力和阻力。

图19表示科恩达型面不同的转动角速度下科恩达型面的表面摩擦阻力C _f 的分布情况，横轴θ表示转轴内的方位角（azimuth angle within a cylinder），当C _f =0时即表示气体流动分离。表1是科恩达型面不同转动角速度下C _f 的位置，结合图19和表1，可以看出，转动角速度几乎不改变C _f 极大值出现的位置，均在23.7°附近，表明全流动状态位置的出现不随转动角速度的变化而变化；而当科恩达型面顺时针转动时，随着转动角速度绝对值的增大流动分离点不断向后移动；而当科恩达型面在逆时针转动时，随着转动角速度的增大流动分离点不断前移。这表明了本发明的带科恩达型面的机翼可以实现对机翼气流环量的有效控制，能够按预期来改变机翼的气动性能，通过控制科恩达型面的转速和转向可以实现对机翼表面流动分离的有效控制。

综上所述，本发明克服了现有技术中倾转旋翼飞行器机翼的科恩达型面是静止的这个技术偏见，创造性地将倾转旋翼飞行器机翼的科恩达型面设计成科恩达型面，并引入了主动控制射流，使得主动控制射流与主动控制科恩达型面实现双动态耦合，本发明的各个技术特征作为一个整体协同作用，根据射流的速度、科恩达型面的转动（包括转速和转向）双耦合控制，进一步提升或降低机翼的总升力，从而提高了飞行器的飞行效率和稳定性；而且本发明的科恩达型面的机翼在不同转动角速度下的总升力和阻力均比较稳定，不会改变机翼表面的气流分布并引入不均匀的气流流场，这将使得机翼的气动更加稳定，从而提高了飞行器的操纵性和稳定性；本发明只需要通过调整科恩达型面的转速和/或转向和/或射流的速度，就可以实现对机翼表面总升力的增大或减小控制、流动分离点后移或前移的控制，从而只需要简单操作就能够满足不同的飞行状态需求。

应当注意的是，尽管本申请没有指出，但是很明显地射流也可以从本申请所示射流流出管道对应的另一侧管道处流出，分析的原理与本申请已有的分析类似，不再赘述。还应当注意的是，可以设计成两个对应管道处均流出射流，依旧处于本申请公开的范围。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案。

Claims (8)

1.一种倾转旋翼飞行器的机翼，其后缘带具有科恩达型面；其特征在于，所述机翼包括：

用于控制该机翼升力的升力控制系统，所述升力控制系统包括：

具有朝向所述科恩达型面一侧喷射压缩空气的射流装置；和

用于驱动所述科恩达型面围绕设定轴线旋转的驱动装置；

借由控制所述科恩达型面的转动和/或所述射流装置的流量，所述升力控制系统能够改变气流在所述机翼处产生的总升力，以使得该倾转旋翼飞行器被稳定地推进；

所述科恩达型面为圆柱形或近似圆柱形的型面，从而形成一个中间高、两边低的“凸面”，射流经过静止的所述凸面时，射流向所述凸面的两边快速流动，产生科恩达效应，即产生一个垂直于所述凸面的向上的升力；当所述科恩达型面静止不转时，射流经过所述科恩达型面只发生科恩达效应；当所述科恩达型面转动时，射流经过转动的科恩达型面时不仅产生科恩达效应的升力，还会产生由于所述科恩达型面转动而带来的额外升力；

所述科恩达型面的转向能够切换到第一状态，在第一状态中，总升力随着所述科恩达型面的转速的增大而增大，且不同转速下机翼的总升力保持稳定；

所述科恩达型面的转向能够切换到第二状态，在第二状态中，总升力随着所述科恩达型面的转速的增大而减小，且不同转速下机翼的总升力保持稳定。

2.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述科恩达型面的转动包括转速和/或转向。

3.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述机翼还包括：

用于实现机翼的密闭性的密封单元；

构成整个机翼框架结构的承载单元。

4.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述射流的速度与所述升力控制系统的通气槽的设计相关，射流进入通气槽时的速度记为V1，射流出通气槽时的速度记为V2，则V1和V2的关系如下：

其中，r指通气槽的半径，L指射流出通气槽时通气槽横截面的长度，h指通气槽的有效高度。

5.根据权利要求3所述的机翼，其特征在于，所述科恩达型面与所述承载单元之间形成射流通道，射流通道在射流运动方向上不断缩小，用于对射流进行加速。

6.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述驱动装置的转动线速度记为R，经过加速后的射流的最大速度记为V4，则R:V4=0.02~0.04。

7.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于，所述升力控制系统与机翼后缘配合处的微型喷口缝隙通过密封件消除射流回流的影响。

8.一种倾转旋翼飞行器，其特征在于，包含了权利要求1-7之任一项所述机翼。