[发明专利]基于新型增升装置的碟形布局垂直起降飞行器

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于新型增升装置的碟形布局垂直起降飞行器。

背景技术

常规固定翼飞机在起降过程中对跑道的要求较高，难以实现垂直起降；直升机可以实现垂直起降，但是直升机具有高速旋转的旋翼，桨叶在翼尖处速度较快，将导致翼尖涡流，螺旋桨叶片尾迹紊流涡的非对称脱落，对飞机机体产生周期性冲击，推进效率较低，安全性较差，结构复杂，维护难度较高，同时乘客的舒适度也较差，在整个飞行过程中会产生强烈的气动噪音，对机内及周围环境产生严重干扰。

发明内容

在航空快速发展的背景下，要求飞行器具有更佳的经济性，舒适性和安全性。本发明针对现有技术的不足，提供一种基于新型增升装置的碟形布局垂直起降飞行器，该飞行器可以增加原喷管10%-50%的合成推力增益，使整个飞行器获得一个更加合理的推力和升力分布，该飞行器将具有垂直起降，短距起降，低速降落，低速大攻角抗失速，小半径盘旋，侧风影响小，飞行更加安全等技术优势。该技术可以广泛应用于军用和民用航空技术领域，具有广阔的市场前景。

为实现以上的技术目的，本发明将采取以下的技术方案：

一种基于新型增升装置的碟形布局垂直起降飞行器，包括增升装置，喷管，发动机，所述增升装置包括配合使用的喷管和升力翼，其特征在于：所述喷管和升力翼为环形布局，所述喷管为在喷管出口配设扁平形加速段的扁平形喷管，且喷管的出口与升力翼的吸力面正对；所述扁平形加速段通过当量直径为D的喷管出口对应的横截面、以喷管轴线为中心线、收缩过渡至加速段出口而形成；所述的扁平形加速段中，从喷管出口延伸出来、长度为扁平形加速段整个长度20%-60%的部分，横截面面积的变化幅度不大于±3%，而处于加速段出口位置的横截面面积为喷管出口横截面面积的90%~100%；所述喷管出口与加速段出口之间的间距g的取值范围为：2D≦g≦5D；加速段出口高度h的取值范围为：0.1D≦h≦0.95D。

作为对本发明的进一步改进，所述前部增升装置的升力翼尾缘与后部增升装置的扁平形喷管的加速段出口之间的水平距离为L₁，其取值范围为0.5c≦L₁≦5c。

作为对本发明的进一步改进，所述吸力面整体呈弓形设置；加速段出口输出的排气射流附壁于吸力面的表面，排气射流经处于翼型前缘与翼型最大厚度之间的吸力面前部快速加速，而翼型最大厚度与翼型后缘的吸力面后部缓慢减速直至吸力面表面压力低于环境压力，随后从翼型后缘流出的气流沿夹角b的方向引流射出，该沿夹角b方向的引流具有向前和向上的推力；其中：夹角b表示吸力面尾缘处切线方向与水平方向的夹角。

作为对本发明的进一步改进，所述升力翼的压力面整体呈弓形设置，该弓形状压力面与升力翼前缘构成能够防止排气射流撞击吸力面后附壁流动至压力面的型面。

作为对本发明的进一步改进，所述升力翼的翼弦与水平方向夹角a的取值范围为：0°≦a﹤90°；升力翼5前缘夹角e的取值范围为：10°≦e≦80°；升力翼的弦长c的取值范围为1D≦c≦10D；升力翼的最大厚度d与翼型的弦长c之比的取值范围为：0.1≦d/c≦0.8，最大厚度位置                                                的取值范围为：0.1≦≦0.7，其中x_d表示翼型最大厚度到前缘的距离；该翼型的最大弯度f与翼型的弦长c之比的取值范围为：0.1≦f/c≦0.8，最大弯度位置为的取值范围为：0.1≦≦0.7，其中x_f表示翼型最大弯度到前缘的距离；吸力面尾缘处切线方向与水平方向的夹角b的范围为：20°≦b≦120°；压力面前缘与水平方向的夹角k的取值范围为0°≦k≦80°；压力面后缘与水平方向的夹角j的取值范围为5°≦k﹤b。

作为对本发明的进一步改进，所述升力翼前缘与加速段出口中心线的垂直距离H₂的取值范围为：0≦H₂≦30h，而升力翼前缘距离加速段出口的水平距离L₂的取值范围为：h≦L₂≦10h。

所述的环形布局，在发动机工作时，通过调节不同扇区内的气流的大小，从而实现飞行器的各种姿态动作。

根据以上的技术方案，相对于现有技术，本发明具有以下的优点：