CN1517269A

CN1517269A - 一种增加升力和失速迎角的篷翼

Info

Publication number: CN1517269A
Application number: CNA021338620A
Authority: CN
Inventors: 朱上翔
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2003-01-17
Filing date: 2003-01-17
Publication date: 2004-08-04
Anticipated expiration: 2023-01-17
Also published as: WO2004092009A1; CN100513256C; AU2003289606A1

Abstract

本发明公开了一种增加升力和失速迎角的篷翼，它是一种上置或斜置于机翼上表面上方的簿翼片式的结构，上置篷翼相对于机翼上表面的安装角可以改变，斜置篷翼的上反角也可改变。篷翼和机翼上翼面之前形成一种通气涵道，使空气在里面加速而又不逸出，具有较大的动能，大幅度地增大了最大升力系数和失速迎角，在没有进行优化的情况下，最大升力系数可增加70％以上，失速迎角可增加18°以上。篷翼原理新颖，结构简单，可广泛用于民用，军用飞机或其他在流体中运动的机械。

Description

一种增加升力和失速迎角的篷翼

本发明涉及一种增加升力和失速迎角的篷翼。

为了使飞行器在低速飞行时获得足够的升力，几乎所有的飞机都安装了增升装置。目前的增升装置主要有如下几种：最通常的装置是各种类型的襟翼，包括飞机发展早期的开缝襟翼以及后来相继发明的富勒襟翼和克鲁格襟翼。富勒襟翼是安装在机翼后缘的襟翼。克鲁格襟翼是安装在机翼前缘的襟翼。按结构分类有许多类型，如分裂襟翼，简单襟翼、开缝襟翼。这些襟翼的主要作用是增加翼型的弯度，使机翼上面的气流延缓分离，从而使升力系数增加，特别是使失速迎角及最大升力系数增加。除此以外，还有喷气襟翼的装置和吸气襟翼的装置，用于控制附面层，进一步延缓气流分离。上述装置已经获得了良好的效果，使飞机的最大升力系数和失速迎角大大增加。航空事业的发展，要求进一步增大升力，以便缩短飞机起飞滑跑距离和具有更好的失速特性。喷气襟翼技术从理论上是十分有效，但机构复杂，还要从引擎中引出喷流到机翼上，消耗了能量，高温气体引到机翼表面，对材料，结构要求很高，所以至今应用不普遍。在如何进一步获得更高的升力系数方面，国内外近年来有许多科学家作了大量努力。其中，有美国专利563461,5772155,63186771和6302360和本发明的目的最接近。这几份专利公开了一种利用旋涡来改变机翼上翼面的气流流动特性，试图达到延缓气流分离，使失速迎角和最大升力系数增加。国内专利94226631,98201185和89207887分别提出了利用捕涡机翼，利用喷气动力和环翼来增升的方法。但是，上述所有努力的效果都很小。其中，利用旋涡发生器安置在机翼前缘或上翼面，企图将层流流场改变成紊流流场，使上翼面的气流获得更大的动能，实现延缓分离和使最大升力系数增加的愿望。但在实践上，事与愿违，因为这种增升的结果是花了使阻力增加很多作为代价换取的，而且，这种效果并不显著。升力的增加不多，失速迎角的增大也十分有限。可以说：此路不通。发表在1998年2月号的“北航学报”上有一篇论文：《旋涡发生器对机翼最大升力和失速迎角影响》。该文曾详细地对利用旋涡发生器增升方法进行了评论，指出了上面提到的问题。因此，需要从其他途径，找到真正有效的增升方法。利用旋涡方法增升只有微弱效果这一事实，可以从最近的一份美国专利63186771(2001年11月)证实。该文件公开了利用“老鹰尖嘴式”旋涡发生器来使172机翼增升的结果，给出了数据，曲线和图表，并进行了比较。从公布的结果可以明显看出：装与不装鹰嘴旋涡发生器对失速迎角以及线性段的升力系数几乎没有改变，只看到失速之后的过失速特征略有改善。

本发明的目的，是针对目前在寻求增升方法上存在的缺点而另辟新途径，提出了一种新的与目前大量使用的方法完全不同的措施，以便获得大幅度地提高升力和延缓失速的良好气动特性。

本发明的技术方案是采用一种篷翼，一种簿片式的结构，安装在机翼的上翼面的上方，靠近而不接触上翼面，好像是一个篷子遮住机翼上表面，故命其名：篷翼。为了区别现有的各种襟翼。由于篷翼和机翼上面之间形成了一个气流通道，使远前方的来流绕流到上翼面的气流受到了制约，使得流动较快的上翼面上方的气流集中在篷翼之下的通道中。与没有篷翼存在的流动情况相比，流经机翼上表面的气流的动能更大了，于是使气流分流点大大往后方移动，其结果是一方面使升力系数增大(包括线性段)，另一方面使失速迎角大大增加，从而使最大升力系数增加，实现了大幅度增升的目的。值得指出的是：采用篷翼后，没有将原先的层流流动转化成紊流附面层，而是保持层流。因此，阻力没有额外增加，升阻比保持在合理的范围内。由于篷翼只是一片具有与机翼上翼面相同或相似曲率的簿翼，型阻很小，但磨擦阻力有所增加，这是唯一的代价，与大幅度的增加升力和失速迎角相比，这点代价是值得的，篷翼的结构要求具有很大的刚度，需要选用合适的重量轻，刚度好的材料。从结构设计上，可考虑将篷翼制造成具有加强肋的超簿翼型，流线型。好在篷翼的受力是简支樑的受力型式，有利于结构设计和工艺制造。为了进一步增大失速迎角，提出了另一种斜置式的篷翼结构。该结构从空气动力学上看与上置式的单片篷翼有所不同。但它同样可以使气流分离点极大地往后移动，其失速迎角的增加量，大大超过上置式篷翼的组合机翼的失速迎角增加量。

下面通过附图进一步描述本发明的工作原理，构造以及其增升效果。

图1是机翼上安装有上置式篷翼的示意图

图2是机翼上安装有斜置式篷翼的示意图

图3是选用NACA23012翼型为基本机翼和机身组合体的风洞试验曲线。

图4是篷翼前缘可以向下偏转的另一种实施方案的示意图

图5是安装篷翼后沿机翼剖面的气流流动状况的示意图

图6是本发明的第一种实施方案：上置篷翼飞机

图7上本发明的另一种实施方案：斜置篷翼飞机

由图1可见：篷翼1位于机翼2的上翼面3之上方。篷翼和机翼的前缘和后缘沿翼展方面是相互平行的，但沿翼弦方向上，篷翼下表面到机翼上表面之间的距离不一定相等。H_r是篷翼和机翼后缘的相对高度。H₁是篷翼和机翼前缘的相对高度。当H_r＝H₁时，篷翼1和机翼的上表面3是相互平行的。当H_r≠H₁时，篷翼相对于机翼有个安装角Φ。Φ角是篷翼前后缘的连线和机翼翼弦之间的夹角。Φ的改变(通常是正值)是通过改变H₁(固定H_r)来实现的。H₁的大小会影响这种装置的增升效果。通过计算、分析和风洞试验表明：H_r的值必须仔细选择。H_r不能太小，也不能太大。太小了，可能使篷翼与上翼面之前的气流流动受阻，增升效果不好。太大了会使结构发生困难。同时也会降低增升效果。必须通过试验进行优化，以确定一个H_r最佳值。初步的风洞试验表明：H_r的最小值大约为10％的机翼空气动力弦的长度。增大H_r值，从10％弦长增加到20％弦长时，增升效果明显改善。图2所示，在机翼2的上表面3倾斜地安装了两片篷翼5和6。每片篷翼的一头联接到机翼的上表面上，这种联接可以是铰链连接，也可以是固定连接，视具体情况而定。当采用铰链联接时，要考虑到上翼面3的曲率，铰链9和10应保证斜置篷翼5和6能顺利地张开和收起。图2中所示的斜置篷翼5和6的一端连接在机翼2的上翼面上，另一端离开上翼面有一定的距离。这个距离决定了斜置篷翼与机翼之间的上反角Φ。Φ的大小也必须优化选择，太大太小都不合适。本发明的一种实施例曾选取上反角Φ＝10°和20°两种情况进行了风洞试验，结果发现取20°比取10°为好。使用斜置式篷翼时，如果用于低速飞机，可以采用固定不收放的形式。即在飞行的全过程中都张开篷翼。这种方式使结构太为简化。用在超音速飞机上时，应设计成可收放的斜置篷翼。当不须要使用篷翼时，应利用液压机构或其他传动装置使篷翼5和6收起，置于机翼中的方形凹槽7和8内，与机翼的上翼面完全贴合，保持完整的单一的翼剖面。

图3是为了对比篷翼的增升效果而进行的风洞试验的结果。主要显示了三种情况的升力和失速迎角的变化情况。采用的风洞试验模型是以NACA23012翼型为基础翼型，安装在圆柱形的机身上，机身头部为一椭圆形。给出的结果是‘翼一身’组合体的气动特性。由图3可见，曲线12是基础结构15的升力系数随迎角变化情况，失速迎角约为12°。最大升力系数约为0.94的。曲线13是安装上置式篷翼后的‘翼一身’组合体16的升力特性曲线。失速迎角约为20°。最大升力系数约为1.6。曲线14是安装斜置式篷翼后的‘翼一身’组合体17的升力特性曲线。失速迎角达30度以上(因条件限制，未进行大于30°迎角的试验。)最大升力系数约为1.4左右。有趣的现象是在这种斜置篷翼形式下，在小于失速迎角的线性段范围内，加装斜置篷翼后升力特性基本上不变。(注：阻力和俯迎力矩特性也不变。图上未画出)与现有的增升技术比较，本发明的增加最大升力系数和失速迎角的效果大大领先。图4给出了上置篷翼的另一种形式：篷翼的前缘部份18可以向下偏折。曾在风洞试验中测试了该种形式的增升效果，发现18向下偏折会使失速迎角增大到25°，但最大升力系数略有降低。图5表示了篷翼的二维气流的流动图画，篷翼1置于翼剖面11上翼面的上方。来流V_oo流过篷翼和基础翼型的组合体时，划分开三个流场：1区是位于基础翼型下翼面的下方，其流动情况跟未装篷翼时基本相同。由于下翼面曲率较小，平坦，空气流动速度较慢，压力较大。3区介于基础翼型的上表面和篷翼的下表面之间，形成一个涵道，空气流入这个区域得到进一步的加速，被加速后的气流不能穿越篷翼流到外面，因此保持了较大的动能，使气流分离延缓许多。

由于流速大，2区压力比1区小。2区处在篷翼上表面的上方通往自由流场。由于篷翼的曲率变化基本上与基本翼型一致，但比下翼面大，气流得到加速，压力也较低，由于篷翼处在两个低压区2和3之间，其受力情况取决于这两个区的压力差。我们期望3区的流动速度越快越好，压力变小。在气流经过篷翼绕到2区时也被加速，可能比3区流速更快，压力也很小，可以推测，3区和2区的压力差相对于1区和3区是要小的多，因此，篷翼的直接受力不会太大。这有利于结构设计，所增加的升力，实际上大部份是作用在基础机翼上的。图6是上置篷翼的一种实施方案。篷翼1和13置于左右机翼2和14的上翼面的上方。19是将篷翼推出和收起的传动装置的前支杆，可以有几个。推出时应保持所有前支杆的伸出高度相同。前支杆伸出上翼面的高度是可调整的。20与19类似，是后支杆。篷翼相对于机翼的安装角度可通过调整前支杆19的伸出高度来实现。可通过液压机构或其他方式。12是任何一种飞机，也可以是其他在大气中或在水中的运输机械。图7是斜置式篷翼的一种实施方案。篷翼5，6，15和16斜置于机翼上表面，呈某个上反角度。篷翼可以收起和张开，斜置篷翼的张开与收起是通过一种公知的传动机构，将作动筒支杆21推出或缩回来实现的，还可以利用目前飞机上普遍采用的推出扰流片的液压作动机构的方式来实现斜置式篷翼的收放。收放时将篷翼收藏到机翼表面的方形凹槽7，8，17和18之内，使之和机翼上表面完全贴合，保持原先的基础翼型外形。

篷翼的应用不限于上述两种实施方案。本发明可以包括许多种用途，不限于各种飞机，可以是宇宙飞船重返地面的回收装置，可以是地效飞行器，也可以是在水中或任何其他流体中运动的机械。利用斜置式篷翼良好的大迎角特性来设计抗尾旋装置，将极大地增加飞机的安全性。

Claims

1、一种增加升力和失速迎角的篷翼，它是由机翼和簿片式结构，收放传动机构组成，其特征在于簿片结构位于机翼上表面的上方，篷翼的曲率和机翼的上表面曲率相同或相似。

2、根据权利要求1所述的一种增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于：上置篷翼是置于机翼上表面的上方，通过液压机构或任何其他传动机械联接到机翼上。

3、根据权利要求1，2所述的一种增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于：上置式篷翼可绕后缘旋转。

4、根据权利要求1，2所述的一种增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于：上置式篷翼的后缘到机翼上表面的距离是固定不变的。

5、根据权利要求1，2所述的一种增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于：上置篷翼可以收回，置于机翼上表面的方型凹槽中。

6、根据权利要求1，2所述的一种增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于：斜置式篷翼和机翼上表面之间有一个上反角。

7、根据权利要求1，2所述的一种增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于：斜置式篷翼可收回，置于机翼上表面的方型凹槽中。

8、根据权利要求1，2所述的一种增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于：斜置式篷翼固定在机翼上翼面上，呈一个安装角。

9、根据权利要求1，2所述的一种增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于：上置篷翼的前缘部分往下偏转。