基于增升裝置的前后翼布局垂直起降飛行器的制作方法

本發明涉及一種基于增升裝置的前后翼布局垂直起降飛行器。

背景技術：
常規固定翼飛機在起降過程中對跑道的要求較高，難以實現垂直起降；直升機可以實現垂直起降，但是直升機具有高速旋轉的旋翼，槳葉在翼尖處速度較快，將導致翼尖渦流，螺旋槳葉片尾跡紊流渦的非對稱脫落，對飛機機體產生周期性沖擊，推進效率較低，安全性較差，結構復雜，維護難度較高，同時乘客的舒適度也較差，在整個飛行過程中會產生強烈的氣動噪音，對機內及周圍環境產生嚴重干擾。

技術實現要素：
在航空快速發展的背景下，要求飛行器具有更佳的經濟性，舒適性和安全性。本發明針對現有技術的不足，提供一種基于增升裝置的前后翼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，側風影響小，飛行更加安全等技術優勢。該技術可以廣泛應用于軍用和民用航空技術領域，具有廣闊的市場前景。為實現以上的技術目的，本發明將采取以下的技術方案：一種基于增升裝置的前后翼布局垂直起降飛行器，包括機身，機身的前部、后部對應地配置前部增升裝置、后部增升裝置，所述前部增升裝置、后部增升裝置均包括配合使用的噴管和升力翼，所述噴管為在噴管出口配設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量直徑為D的噴管出口對應的橫截面、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。作為對本發明的進一步改進，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；前部增升裝置的噴管和后部增升裝置的噴管在垂直方向的距離為H1，其取值范圍為0≦H1≦5h；其中：c表示升力翼的弦長，而h表示加速段出口高度。作為對本發明的進一步改進，所述吸力面整體呈弓形設置；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。作為對本發明的進一步改進，所述升力翼的壓力面整體呈弓形設置，該弓形狀壓力面與升力翼前緣構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。作為對本發明的進一步改進，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xd/c的取值范圍為：0.1≦xd/c≦0.7，其中xd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xf/c的取值范圍為：0.1≦xf/c≦0.7，其中xf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°≦j﹤b。作為對本發明的進一步改進，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。根據以上的技術方案，相對于現有技術，本發明具有以下的優點：1、本發明對現有的噴管結構進行改進，在噴管出口配裝扁平形加速段，扁平形加速度通過特殊型面設計要求，使得噴管出口的氣流進一步膨脹加速并以扁平形的出口截面高速射出，同時由該扁平形加速段排出的排氣射流正對升力翼的吸力面，致使氣流流過升力翼吸力面的面積更大，在與壓力面共同作用下，獲得更大的升力分量；2、本發明對翼型的吸力面、壓力面均進行了特殊設計，以對扁平形加速段出口的動量進行重新分配，通過特定的幾何型面獲得升力增升，另外合理安排吸力面后緣的角度b,使得推力和升力的比例達到最優，最終獲得10％-50％的合成推力增益；3、該裝置使得升力翼在靜止狀態就能夠獲得較大的升力，因此可以使飛行器實現短距起降，甚至垂直起降的功能，同時，該裝置的效率較直升機更高，安全性更高，復雜度和維護的難度都大大下降。這種推力及升力的分布，使得飛行器在低速時就有很好的飛行穩定性，可以實現在較小空域內的長時間飛行。4、升力翼可以沿升力翼前緣點進行旋轉，從而改變升力翼上的升力和推力的分布，使得基于該裝置的飛行器可以實現高速飛行和低速飛行的轉換。附圖說明圖1是本發明所述基于增升裝置的前后翼布局垂直起降飛行器的三維結構示意圖；圖2是本發明所述基于增升裝置的前后翼布局垂直起降飛行器的二維結構示意圖；圖1、2中：前扁平形噴管1；前升力翼2；前升力翼吸力面3；前升力翼下表面4；后扁平形噴管5；后升力翼6；機身7；后升力翼吸力面8；后升力翼下表面9；前扁平形噴管、后扁平形噴管的出口高度為h；前升力翼尾緣與后扁平形噴管的加速段出口之間的水平距離為L1；前扁平形噴管與后扁平形噴管在垂直方向的距離為H1；圖3是本發明所述前部增升裝置的結構示意圖；圖4a是本發明所述扁平形加速段的俯視圖；圖4b是本發明所述扁平形加速段的左視圖；圖4c是本發明所述扁平形加速段的主視圖；圖4d是本發明所述扁平形加速段的M-M剖視圖；圖4e是本發明所述扁平形加速段的N-N剖視圖；圖4f是本發明所述扁平形加速段的P-P剖視圖；圖4g是本發明所述扁平形加速段的R-R剖視圖；圖中：前扁平形噴管1；扁平形加速段11；噴管出口12；加速段出口13；前升力翼2；前升力翼的吸力面3；前升力翼的壓力面4；噴管出口當量直徑D；加速段出口高度h；升力翼前緣與加速段出口中心線之間的垂直距離H2；升力翼前緣距離加速段出口的水平距離L2；升力翼的翼弦與水平方向的夾角a；升力翼前緣夾角e；升力翼的最大厚度d；升力翼的弦長c；升力翼的最大彎度f；壓力面前緣與水平方向的夾角k；壓力面后緣與水平方向的夾角j；吸力面在尾緣處的切線方向與水平方向的夾角b；翼型最大厚度到前緣的距離xd；翼型最大彎度到前緣的距離xf。具體實施方式附圖非限制性地公開了本發明所涉及優選實施例的結構示意圖；以下將結合附圖詳細地說明本發明的技術方案。如圖1和圖2所示，本發明所述基于新型增升裝置的前后翼布局垂直起降飛行器，包括機身，機身的前部、后部對應地配置前部增升裝置、后部增升裝置，所述前部增升裝置、后部增升裝置均包括配合使用的噴管和升力翼，所述噴管為在噴管出口配設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；前部增升裝置的噴管和后部增升裝置的噴管在垂直方向的距離為H1，其取值范圍為0≦H1≦5h；其中：前部增升裝置包括前扁平形噴管1和前升力翼2，其中，前升力翼2包括前升力翼吸力面3、前升力翼下表面4；后部增升裝置包括后扁平形噴管5和后升力翼6，后升力翼6包括后升力翼吸力面8、后升力翼下表面9。c表示升力翼的弦長，而h表示加速段出口高度。當飛行器飛行過程中，所述前升力翼2和后升力翼6，可以在圍繞升力翼前緣旋轉，從而改變高速氣流附體吸力面之后的出射角度，從而調整在增升裝置上的升力及推力分布，實時改變飛行過程中的飛行器氣動性能。另外，前升力翼2和后升力翼6可以沿升力翼前緣點進行旋轉，從而改變升力翼上的升力和推力的分布，實現飛行器在飛行過程中的氣動力的實時調節。圖3公開了本發明所述前部增升裝置的結構示意圖，其中：包括前扁平形噴管1、扁平形加速段11和前升力翼2。如圖4a-4g所示，為扁平形加速段11的示意圖，所述扁平形加速段11是將當量直徑為D的噴管出口截面經過長度g，過渡至高度為h的扁平形截面的型面過渡段，其特征在于所述扁平形加速段沿流動方向前部的20％～60％的部分，各截面面積與噴管出口截面面積基本保持一致，面積變化幅度不大于±3％，在這之后部分，各截面面積逐步變大，扁平型加速段出口處截面面積比噴管出口截面面積的小10％左右。扁平形加速段11的長度g的范圍為2D≦g≦5D，加速段出口高度h的范圍為0.1D≦h≦0.95D。所述前升力翼2的翼弦與水平方向夾角a，取值范圍為0°≦a﹤90°。所述前升力翼2的前緣距離扁平形加速段11出口水平距離L，取值范圍為h≦L≦10h；前緣距離扁平形加速段11出口中心線垂直距離H，取值范圍為0≦H≦30h，前升力翼2前緣夾角e，取值范圍為10°≦e≦80°。扁平形加速段11的出口排氣射流正對前升力翼2上部的吸力面3。前升力翼2的最大厚度與翼型的弦長之比為d/c，取值范圍為0.1≦d/c≦0.8，最大厚度位置xd/c的取值范圍為0.1≦xd/c≦0.7。該翼型的最大彎度與翼型的弦長之比為f/c，取值范圍為0.1≦f/c≦0.8，最大彎度位置為xf/c，取值范圍為0.1≦xf/c≦0.7；前升力翼2的弦長c的取值范圍為1D≦c≦10D；吸力面3尾緣處切線方向與水平方向的夾角b的范圍為20°≦b≦120°。吸力面3整體構成一個弓形，使扁平形加速段11出口的高速氣流附壁于吸力面3的表面，在前部先快速加速在后部緩慢減速，促使吸力面表面壓力低于環境壓力，隨后將剩余的氣流沿夾角b的方向引流射出，從而向前和向上的力。壓力面4前緣與水平方向的夾角k，取值范圍為0°≦k≦80°。壓力面4后緣與水平方向的夾角j，取值范圍為5°≦j﹤b。因此，壓力面4整體構成弓形，與前升力翼2前緣相配合，防止扁平形加速段11出口的高速氣流在撞擊吸力面3之后，有少許氣流沿著壁面，附壁流動至壓力面4，使壓力面4壓力下降。本發明所述扁平形加速段11將前扁平形噴管1出口的高速氣流進行加速至扁平形的出口截面，使氣流流過的吸力面3的面積更大，從在與壓力面4共同的作用下獲得更大的升力分量。前升力翼2將扁平形加速段11出口的動量進行重新分配，通過特定的幾何型面獲得升力增升，另外合理安排吸力面3后緣的角度b,使得推力和升力的比例達到最優，最終獲得10％-50％的合成推力增益。該裝置使得升力翼在靜止狀態就能夠獲得較大的升力，因此可以使飛行器實現短距起降，甚至垂直起降的功能，同時，該裝置的效率較直升機更高，安全性更高，復雜度和維護的難度都大大下降。這種推力及升力的分布，使得飛行器在低速時就有很好的飛行穩定性，可以實現在較小空域內的長時間飛行。前升力翼2可以沿升力翼前緣點進行旋轉，從而改變前升力翼2上的升力和推力的分布，使得基于該裝置的飛行器可以實現高速飛行和低速飛行的轉換。所述前扁平形噴管1出口截面可以為圓形，橢圓，矩形等截面。上述具體地公開了前部增升裝置的具體結構，后部增升裝置與前部增升裝置結構雷同，在此將不再一一進行累述。本發明所述的扁平形噴管將高速氣流沖擊升力翼上表面吸力面，產生合成推力的10％-50％的增益，從而可以進一步的節省能耗，并且這種合成推力有益與飛行器實現垂直起降或短距起降。前后翼的布局可以較為容易的實現升力和飛行器重量的平衡控制，方便飛行器的操縱。該飛行器在靜止狀態就能夠獲得較大的升力，因此可以使飛行器實現垂直起降，甚至垂直起降的功能，同時，該裝置的效率較直升機更高，安全性更高，復雜度和維護的難度都大大下降。這種推力及升力的分布，使得飛行器在低速時就有很好的飛行穩定性，可以實現在較小空域內的長時間飛行。