一種鴨式布局飛機高效間接渦控技術的方法與裝置的製作方法

2024-01-18 15:46:15 3

專利名稱：一種鴨式布局飛機高效間接渦控技術的方法與裝置的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機氣動布局中的鴨式布局飛機鴨翼旋渦渦控制方法和裝置，更特別地說，是指一種近距耦合鴨式布局飛機鴨翼旋渦渦控制方法和裝置。本發明在近距耦合鴨式布局飛機上通過鴨翼上表面沿前緣方向使用展向連續吹氣控制鴨翼產生的鴨翼前緣旋渦，利用鴨翼前緣旋渦間接控制主翼產生的主翼前緣旋渦，達到提高鴨式布局飛機布局升力，增大鴨式布局飛機失速迎角的作用。
背景技術：
在飛機氣動布局中，鴨式布局飛機是相對常規布局飛機而言的，通常認為在飛機主翼之前帶有鴨翼，而且在飛機主翼之後無平尾的稱為鴨式布局飛機。若鴨翼縱向位置距主翼較近，鴨翼兼有操縱面及氣動增升部件雙重功能，這種布局的飛機稱為近距耦合鴨式布局飛機。在近距耦合鴨式布局飛機中，由於鴨翼距主翼較近以致鴨翼流場與主翼流場產生幹擾耦合，即鴨翼前緣渦和主翼前緣渦的有利幹擾，延遲了主翼前緣渦的破裂，提高了布局的升力係數和失速迎角，從而改善了主翼大迎角氣動性能。為了提高近距耦合鴨式布局飛機的最大升力係數、增大布局的失速迎角，考慮到鴨翼渦拖出後對其後的氣動部件會產生明顯的影響，對鴨翼渦實施旋渦控制便成為一種自然的考慮。按照旋渦控制方式可分為被動旋渦控制和主動旋渦控制兩種。被動控制技術主要是通過固定幾何形狀的部件作為流動的控制手段，沒有能量的注入，控制方式不能隨流動條件的改變而變化。如飛機導流片、縫翼、掛架渦發生器、邊條、固定鴨翼等。主動控制技術則是通常採用可改變的構型或有能量注入的方式來實現對流動的控制，因而可以隨流動條件的改變而調整控制策略，一般這種控制方式結構並不複雜，對飛機構型無限制，成本又不高，靈活多變，適應性強，並且對飛機隱身有利，適合在飛機設計、改型時考慮使用，是可以與氣動布局研究並駕齊驅的另一種途徑。使用主翼面展向吹氣旋渦控制技術能夠有效的增強主翼前緣旋渦的強度，增大旋渦破裂迎角。但普通的主翼展向吹氣需要從發動機大量引氣，從而降低了發動機可用推力。 這對戰鬥機使用是不能容忍的。使用鴨翼展向吹氣旋渦控制技術，使用較小的吹氣量來穩定鴨翼前緣渦，從而通過鴨翼前緣渦和主翼前緣渦的相互幹擾產生間接渦控作用，達到增強主翼前緣渦強度並延遲主翼渦破裂的目的，從而能夠實現提高鴨式布局飛機布局升力， 增大失速迎角的作用。在此提出了鴨翼展向吹氣間接渦控技術的概念，即結合近耦合鴨式布局和機翼展向吹氣的優勢，將鴨翼作為一種旋渦發生器，在鴨翼翼面上，沿著大致平行於鴨翼前緣的方向，吹出一股空氣射流來控制和延遲鴨翼渦的破裂，繼而利用鴨翼流場對機翼流場的幹擾耦合作用，達到間接控制機翼渦演變、增加機翼渦強度、延遲機翼渦破裂、增大布局升力和失速迎角、提高飛機大迎角和過失速機動性能的目的。本發明人曾經在這方面進行了一些基礎研究，在發表的論文《鴨翼展向吹氣渦控技術增升特性研究》、《鴨翼展向吹氣對某簡化鴨式布局氣動力影響的研究》和《鴨翼後掠角對鴨翼展向吹氣增升效果的實驗研究》中對此
3技術的原理進行了研究和驗證，並探討了各個參數對展向吹氣的效果的影響，在此基礎上， 本發明人進行了進一步的改進，確定了更好且更實用的技術方案。與機翼展向吹氣相比，鴨翼展向吹氣可以減少引氣量，且是一種間接的渦控制技術，如錯誤！未找到引用源。A和IB 所示。綜合而言，鴨翼展向吹氣是被動流動控制與主動流動控制、直接控制與間接控制的有效結合。

發明內容
本發明的目的是提供一種主動間接渦控技術來提高鴨式布局飛機升力和增大失速迎角。本發明的優點較傳統的主翼展向連續吹氣渦控技術，本發明在鴨翼上進行吹氣， 吹氣量小，具有能耗小，效率高，控制簡單的優點。特別是在大迎角下，使用本發明能夠有效的增加布局升力和失速迎角，起到了四兩撥千斤的作用。根據本發明的一個方面，提供了一種用於鴨式布局飛機的鴨翼旋渦渦控制裝置， 所述鴨式布局飛機包括頭部；尾部；在所述鴨式布局飛機的前部對稱安裝的右鴨翼和左鴨翼；在所述鴨式布局飛機的中後段對稱安裝的右主翼和左主翼；在所述尾部上方安裝的垂尾；所述鴨翼旋渦渦控制裝置的特徵在於安裝在右鴨翼上方一定高度處的右鴨翼噴管，安裝在左鴨翼上方一定高度處的左鴨翼噴管。根據本發明的另一個方面，提供了一種用於鴨式布局飛機的鴨翼旋渦渦控制方法，所述鴨式布局飛機包括頭部；尾部；在所述鴨式布局飛機的前部對稱安裝的右鴨翼和左鴨翼；在所述鴨式布局飛機的中後段對稱安裝的右主翼和左主翼；在所述尾部上方安裝的垂尾；安裝在右鴨翼上方一定高度處的右鴨翼噴管；安裝在左鴨翼上方一定高度處的左鴨翼噴管；所述方法的特徵在於利用所述鴨式布局飛機的機體的一個內部氣源，在所述右鴨翼噴管和左鴨翼噴管處射出高速渦環。


圖IA表示在主翼上進行沿機翼展向吹氣，即直接渦控制技術，圖IB表示本發明所示在鴨翼上進行沿鴨翼展向吹氣的間接渦控技術。圖2是本發明鴨式布局飛機旋渦渦控制方法和裝置軸測3是本發明鴨式布局飛機旋渦渦控制方法和裝置噴口位置軸測圖附圖標號1.飛機頭部2.右鴨翼噴口 3.左鴨翼噴口 4.右鴨翼5.左鴨翼6.右主翼7.左主翼8.垂尾9.飛機尾部10.右噴口射流方向11.右鴨翼前緣12.左噴口射流方向13.左鴨翼前緣
具體實施例方式下面將結合附圖對本發明做進一步的詳細說明。參見圖2、圖3所示，根據本發明的一個實施例的一種鴨式布局飛機旋渦渦控制方法和裝置。該鴨式布局飛機的前部為飛機頭部1 ；鴨式布局飛機的尾部為飛機尾部9 ；鴨式布局飛機的前部有對稱安裝的右鴨翼4和左鴨翼5 ；鴨式布局飛機的中後段有對稱安裝的右主翼6和左主翼7 ；鴨式布局飛機的尾部在飛機尾部9上方安裝有垂尾8。在根據本發明的一個實施方案中，在鴨式布局飛機的右鴨翼4上方，安裝有出口內軸指向平行於右鴨翼前緣11的右鴨翼噴管2 ；在右鴨翼5上方，安裝有出口內軸指向平行於左鴨翼前緣13的左鴨翼噴管3。通過使用機體內部氣源，在鴨翼翼面上方的右鴨翼噴口 2和左鴨翼噴口 3處射出高速的渦環——即展向連續吹氣。這種射出的高速渦環能夠增強鴨翼前緣渦的強度，增加鴨翼前緣旋渦破裂時鴨式布局的迎角。利用鴨翼前緣旋渦和主翼前緣旋渦的有利幹擾，產生間接旋渦渦控制作用，達到增強主翼前緣旋渦的強度並延遲主翼前緣旋渦破裂的目的， 從而能夠實現提高鴨式布局飛機布局升力，增大失速迎角的作用。使用這種增加鴨式布局飛機升力和可用迎角的旋渦渦控制方法和裝置，能夠使得鴨式布局飛機在小錶速大迎角下，獲得更大的布局升力和失速迎角。應當理解的是，在以上敘述和說明中對本發明所進行的描述只是說明而非限定性的，且在不脫離如所附權利要求書所限定的本發明的前提下，可以對上述實施例進行各種改變、變形、和/或修正。
權利要求
1.一種用於鴨式布局飛機的鴨翼旋渦渦控制裝置，所述鴨式布局飛機包括 頭部(1)；尾部(9)；在所述鴨式布局飛機的前部對稱安裝的右鴨翼(4)和左鴨翼(5)；在所述鴨式布局飛機的中後段對稱安裝的右主翼(6)和左主翼(7)；在所述尾部(9)上方安裝的垂尾(8)，所述鴨翼旋渦渦控制裝置的特徵在於安裝在右鴨翼(4)上方一定高度處的右鴨翼噴管(2)，安裝在左鴨翼(5)上方一定高度處的左鴨翼噴管(3)。
2.根據權利要求1的鴨翼旋渦渦控制裝置，其特徵在於右鴨翼噴管O)的出口射流方向(10)大體平行於所述右鴨翼的前緣11 ； 左鴨翼噴管(3)的出口射流方向(12)大體平行於所述左鴨翼(5)的前緣(13)。
3.根據權利要求2的鴨翼旋渦渦控制裝置，其特徵在於利用所述鴨式布局飛機的機體的一個內部氣源，在所述右鴨翼噴管(2)和左鴨翼噴管 (3)處射出高速渦環。
4.根據權利要求3的鴨翼旋渦渦控制裝置，其特徵在於射出的所述高速渦環構成展向連續吹氣，從而增強鴨翼前緣渦的強度，增加鴨翼前緣旋渦破裂時鴨式布局的迎角，進而利用鴨翼前緣旋渦和主翼前緣旋渦的有利幹擾，產生間接旋渦渦控制作用，達到增強主翼前緣旋渦的強度並延遲主翼前緣旋渦破裂的目的，從而能夠實現提高鴨式布局飛機布局升力，增大失速迎角的作用。
5.一種用於鴨式布局飛機的鴨翼旋渦渦控制方法，所述鴨式布局飛機包括 頭部(1)；尾部(9)；在所述鴨式布局飛機的前部對稱安裝的右鴨翼(4)和左鴨翼(5)；在所述鴨式布局飛機的中後段對稱安裝的右主翼(6)和左主翼(7)；在所述尾部(9)上方安裝的垂尾(8)；安裝在右鴨翼(4)上方一定高度處的右鴨翼噴管O)；安裝在左鴨翼(5)上方一定高度處的左鴨翼噴管(3)；所述方法的特徵在於利用所述鴨式布局飛機的機體的一個內部氣源，在所述右鴨翼噴管(2)和左鴨翼噴管 (3)處射出高速渦環。
6.根據權利要求5的鴨翼旋渦渦控制方法，其特徵在於右鴨翼噴管O)的出口射流方向(10)大體平行於所述右鴨翼的前緣11 ； 左鴨翼噴管(3)的出口射流方向(12)大體平行於所述左鴨翼(5)的前緣(13)。
7.根據權利要求6的鴨翼旋渦渦控制方法，其特徵在於以射出的所述高速渦環構成展向連續吹氣，從而增強鴨翼前緣渦的強度，增加鴨翼前緣旋渦破裂時鴨式布局的迎角，進而利用鴨翼前緣旋渦和主翼前緣旋渦的有利幹擾，產生間接旋渦渦控制作用，達到增強主翼前緣旋渦的強度並延遲主翼前緣旋渦破裂的目的，從而能夠實現提高鴨式布局飛機布局升力，增大失速迎角的作用。
全文摘要
本發明公開了一種高效近距耦合鴨式布局間接渦控制方法。它是在鴨翼前緣附近上方距翼面一定高度對稱的分別安裝一個噴管，噴管噴口方向與鴨翼前緣平行，通過噴口射出高速連續射流，增強鴨翼前緣渦強度，增加鴨翼前緣旋渦破裂時鴨式布局的迎角，利用鴨翼前緣旋渦和主翼前緣旋渦的有利幹擾，產生間接旋渦渦控制作用，在迎角較大時達到增強主翼前緣旋渦的強度並延遲其破裂的目的，實現提高鴨式布局飛機布局升力，增大失速迎角的作用。
文檔編號B64C3/00GK102556331SQ20101060369
公開日2012年7月11日 申請日期2010年12月23日 優先權日2010年12月23日
發明者劉沛清, 屈秋林, 楊磊, 毛磊, 王亞平 申請人:北京航空航天大學