[發(fā)明專利]基于新型增升裝置的碟形布局垂直起降飛行器

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201310312115.X
• 申請日: 2013-07-24
• 公開（公告）號: CN103419935A
• 公開（公告）日: 2013-12-04
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 徐驚雷;顧瑞
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: B64C39/06
• 分類號: B64C39/06;B64C15/14;B64C3/26;F02K1/06
• 代理公司: 南京經(jīng)緯專利商標(biāo)代理有限公司 32200
• 代理人: 彭英

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種基于新型增升裝置的碟形布局垂直起降飛行器。

背景技術(shù)

常規(guī)固定翼飛機(jī)在起降過程中對跑道的要求較高，難以實(shí)現(xiàn)垂直起降；直升機(jī)可以實(shí)現(xiàn)垂直起降，但是直升機(jī)具有高速旋轉(zhuǎn)的旋翼，槳葉在翼尖處速度較快，將導(dǎo)致翼尖渦流，螺旋槳葉片尾跡紊流渦的非對稱脫落，對飛機(jī)機(jī)體產(chǎn)生周期性沖擊，推進(jìn)效率較低，安全性較差，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，維護(hù)難度較高，同時乘客的舒適度也較差，在整個飛行過程中會產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動噪音，對機(jī)內(nèi)及周圍環(huán)境產(chǎn)生嚴(yán)重干擾。

發(fā)明內(nèi)容

在航空快速發(fā)展的背景下，要求飛行器具有更佳的經(jīng)濟(jì)性，舒適性和安全性。本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于新型增升裝置的碟形布局垂直起降飛行器，該飛行器可以增加原噴管10%-50%的合成推力增益，使整個飛行器獲得一個更加合理的推力和升力分布，該飛行器將具有垂直起降，短距起降，低速降落，低速大攻角抗失速，小半徑盤旋，側(cè)風(fēng)影響小，飛行更加安全等技術(shù)優(yōu)勢。該技術(shù)可以廣泛應(yīng)用于軍用和民用航空技術(shù)領(lǐng)域，具有廣闊的市場前景。

為實(shí)現(xiàn)以上的技術(shù)目的，本發(fā)明將采取以下的技術(shù)方案：

一種基于新型增升裝置的碟形布局垂直起降飛行器，包括增升裝置，噴管，發(fā)動機(jī)，所述增升裝置包括配合使用的噴管和升力翼，其特征在于：所述噴管和升力翼為環(huán)形布局，所述噴管為在噴管出口配設(shè)扁平形加速段的扁平形噴管，且噴管的出口與升力翼的吸力面正對；所述扁平形加速段通過當(dāng)量直徑為D的噴管出口對應(yīng)的橫截面、以噴管軸線為中心線、收縮過渡至加速段出口而形成；所述的扁平形加速段中，從噴管出口延伸出來、長度為扁平形加速段整個長度20%-60%的部分，橫截面面積的變化幅度不大于±3%，而處于加速段出口位置的橫截面面積為噴管出口橫截面面積的90%~100%；所述噴管出口與加速段出口之間的間距g的取值范圍為：2D≦g≦5D；加速段出口高度h的取值范圍為：0.1D≦h≦0.95D。

作為對本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述前部增升裝置的升力翼尾緣與后部增升裝置的扁平形噴管的加速段出口之間的水平距離為L₁，其取值范圍為0.5c≦L₁≦5c。

作為對本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述吸力面整體呈弓形設(shè)置；加速段出口輸出的排氣射流附壁于吸力面的表面，排氣射流經(jīng)處于翼型前緣與翼型最大厚度之間的吸力面前部快速加速，而翼型最大厚度與翼型后緣的吸力面后部緩慢減速直至吸力面表面壓力低于環(huán)境壓力，隨后從翼型后緣流出的氣流沿夾角b的方向引流射出，該沿夾角b方向的引流具有向前和向上的推力；其中：夾角b表示吸力面尾緣處切線方向與水平方向的夾角。

作為對本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述升力翼的壓力面整體呈弓形設(shè)置，該弓形狀壓力面與升力翼前緣構(gòu)成能夠防止排氣射流撞擊吸力面后附壁流動至壓力面的型面。

作為對本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述升力翼的翼弦與水平方向夾角a的取值范圍為：0°≦a﹤90°；升力翼5前緣夾角e的取值范圍為：10°≦e≦80°；升力翼的弦長c的取值范圍為1D≦c≦10D；升力翼的最大厚度d與翼型的弦長c之比的取值范圍為：0.1≦d/c≦0.8，最大厚度位置????????????????????????????????????????????????的取值范圍為：0.1≦≦0.7，其中x_d表示翼型最大厚度到前緣的距離；該翼型的最大彎度f與翼型的弦長c之比的取值范圍為：0.1≦f/c≦0.8，最大彎度位置為的取值范圍為：0.1≦≦0.7，其中x_f表示翼型最大彎度到前緣的距離；吸力面尾緣處切線方向與水平方向的夾角b的范圍為：20°≦b≦120°；壓力面前緣與水平方向的夾角k的取值范圍為0°≦k≦80°；壓力面后緣與水平方向的夾角j的取值范圍為5°≦k﹤b。

作為對本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述升力翼前緣與加速段出口中心線的垂直距離H₂的取值范圍為：0≦H₂≦30h，而升力翼前緣距離加速段出口的水平距離L₂的取值范圍為：h≦L₂≦10h。

所述的環(huán)形布局，在發(fā)動機(jī)工作時，通過調(diào)節(jié)不同扇區(qū)內(nèi)的氣流的大小，從而實(shí)現(xiàn)飛行器的各種姿態(tài)動作。

根據(jù)以上的技術(shù)方案，相對于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明具有以下的優(yōu)點(diǎn)：