喷气旋翼管道及具有其的旋翼/机翼、飞行器
阅读：1028发布：2020-08-28
专利汇可以提供喷气旋翼管道及具有其的旋翼/机翼、飞行器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 提供一种喷气旋翼管道及具有其的旋翼/机翼、 飞行器 ，其中管道具有喷气进口和喷气出口，喷气出口剖面设计如下：所述喷气出口剖面包括类椭圆形状的内型面轮廓线和外型面轮廓线，所述外型面轮廓线为所述内型面轮廓线的等比例扩大，所述内型面轮廓线由第一圆弧型线、第一弧形型线、第二圆弧型线以及第二弧形型线依次光滑过渡构成，其中第一圆弧型线远离旋翼梢部设置，所述第二圆弧型线靠近旋翼梢部设置，且所述第一圆弧型线的半径大于所述第二圆弧型线的半径。本发明能够解决现有CRW飞行器中由于旋翼内喷管的设计所导致的喷气旋翼性能下降的技术问题。，下面是喷气旋翼管道及具有其的旋翼/机翼、飞行器专利的具体信息内容。
1.一种喷气旋翼管道，所述管道设置在喷气旋翼的桨叶内，所述管道具有喷气进口和喷气出口，其特征在于，所述喷气出口剖面设计如下：所述喷气出口剖面包括类椭圆形状的内型面轮廓线和外型面轮廓线，所述外型面轮廓线为所述内型面轮廓线的等比例扩大，所述内型面轮廓线由第一圆弧型线、第一弧形型线、第二圆弧型线以及第二弧形型线依次光滑过渡构成，其中第一圆弧型线远离旋翼梢部设置，所述第二圆弧型线靠近旋翼梢部设置，且所述第一圆弧型线的半径大于所述第二圆弧型线的半径。
2.根据权利要求1所述的一种喷气旋翼管道，其特征在于，所述第一圆弧型线的半径为喷气出口剖面长度的(15％～20％]。
3.根据权利要求1或2所述的一种喷气旋翼管道，其特征在于，所述第二圆弧型线的半径为喷气出口剖面长度的[10％～15％]。
4.根据权利要求1所述的一种喷气旋翼管道，其特征在于，所述喷气出口的面积采用下式获取：
其中，k为截面形状因子，h1为第一圆弧型线末端处旋翼翼面厚度，h1为第二圆弧末端处旋翼翼面厚度，C1为喷气出口剖面长度，δ为桨叶蒙皮厚度，d为喷气出口出管道壁厚。
5.根据权利要求1所述的一种喷气旋翼管道，其特征在于，所述喷气进口位于旋翼根部，且布置于旋翼根部的翼型的最大厚度处。
6.根据权利要求5所述的一种喷气旋翼管道，其特征在于，所述喷气进口的形状为圆形。
7.根据权利要求5或6所述的一种喷气旋翼管道，其特征在于，所述喷气进口面积采用下式获取：
其中，为旋翼根部的翼型的相对厚度，C为翼根部的翼型的弦长，δ为桨叶蒙皮厚度，d1为喷气进口管道壁厚。
8.一种旋翼/机翼，其特征在于，所述旋翼/机翼的浆叶内设置有如权利要求1-7所述的管道。
9.一种飞行器，所述飞行器为鸭式旋翼/机翼飞行器，其特征在于，所述飞行器包括如权利要求8所述的旋翼/机翼。
喷气旋翼管道及具有其的旋翼/机翼、飞行器
技术领域
背景技术
[0002] 直升机可以实现垂直起降，但不能进行高速巡航。鸭式旋翼/机翼(Canard Rotor/Wing，CRW)飞行器是一种能够垂直起降、高速巡航的新概念飞行平台，其突出特点是结合了直升机和固定翼飞机的优点，又最大限度的避免了两者的缺点。CRW具有区别于其他高速垂直起降技术飞行器的计特征：可停转旋翼及桨尖喷气驱动。
[0003] 喷气驱动旋翼通过翼尖高速喷流产生反作用力驱动旋翼旋转，与轴驱动旋翼相比，消除了沉重的齿轮传动系统与反扭矩系统，有效减小了系统的复杂性，具有简单易用、结构质量轻的特点。新概念可停转旋翼飞行器可从喷气发动机或空气压缩机尾部引出气体，气体通过管道流经旋翼桨毂、中空桨叶，最后从旋翼翼尖喷口喷出，产生反作用驱动力。此类飞行器的旋翼具有两大特点：第一，旋翼采用喷气驱动，在只有单一动力情况下既能满足垂直起降时的功率需求，又能满足高速平飞的推力需求；第二，旋翼可高速旋转为垂直起降提供拉力，又可锁定成固定翼为高亚声速巡航提供升力。
[0004] 对于现有旋翼内喷管的设计，其中现有喷气旋翼喷管出口形状为圆形、多圆形、矩形、椭圆形等，而这些不同喷口形状的管道，从桨根到桨尖的长直段内的流动形态基本相同，仅在喷口处有较大区别，但不同喷口形状的现有的喷管均会对喷流总压产生不同程度的损失影响以及或多或少存在其他问题，降低了喷气旋翼的性能。例如，圆形喷口在喷口处容易产生流动分离及二次流，椭圆喷口、矩形喷口可较好抑制二次流，但会存在回流区，这造成其总压损失系数在0.03～0.05之间。
发明内容
[0005] 本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种旋翼喷气管道及具有其的旋翼/机翼、飞行器，能够解决现有CRW飞行器中由于旋翼内喷管的设计所导致的喷气旋翼性能下降的技术问题。
[0006] 本发明技术解决方案如下：
[0007] 根据第一方面，提供一种喷气旋翼管道，所述管道设置在喷气旋翼的桨叶内，具有喷气进口和喷气出口，其中，所述喷气出口剖面设计如下：所述喷气出口剖面包括类椭圆形状的内型面轮廓线和外型面轮廓线，所述外型面轮廓线为所述内型面轮廓线的等比例扩大，所述内型面轮廓线由第一圆弧型线、第一弧形型线、第二圆弧型线以及第二弧形型线依次光滑过渡构成，其中第一圆弧型线远离旋翼梢部设置，所述第二圆弧型线靠近旋翼梢部设置，且所述第一圆弧型线的半径大于所述第二圆弧型线的半径。
[0008] 进一步地，所述第一圆弧型线的半径为喷气出口剖面长度的(15％～20％]。
[0009] 进一步地，所述第二圆弧型线的半径为喷气出口剖面长度的[10％～15％]。
[0010] 进一步地，所述喷气出口的面积采用下式获取：
[0011]
[0012] 其中，k为截面形状因子，h1为第一圆弧型线末端处旋翼翼面厚度，h1为第二圆弧末端处旋翼翼面厚度，C1为喷气出口剖面长度，δ为桨叶蒙皮厚度，d为喷气出口出管道壁厚。
[0013] 进一步地，所述喷气进口位于旋翼根部，且布置于旋翼根部的翼型的最大厚度处。
[0014] 进一步地，所述喷气进口的形状为圆形。
[0015] 进一步地，所述喷气进口面积采用下式获取：
[0016]
[0017] 其中，为旋翼根部的翼型的相对厚度，C为翼根部的翼型的弦长，δ为桨叶蒙皮厚度，d1为喷气进口管道壁厚。
[0018] 根据第二方面，提供一种旋翼/机翼，该旋翼/机翼的浆叶内设置有上述的管道。
[0019] 根据第三方面，提供一种飞行器，该飞行器为鸭式旋翼/机翼飞行器，其包括上述的旋翼/机翼。
[0020] 应用本发明的技术方案，提供一种喷气旋翼管道，结合目前旋翼外形及桨尖翼型特征，创新性设计喷气管道出口的形状：喷气出口的内型面轮廓线由第一圆弧型线、第一弧形型线、第二圆弧型线以及第二弧形型线依次光滑过渡构成，第一圆弧型线远离旋翼梢部设置，第二圆弧型线靠近旋翼梢部设置，并且第一圆弧型线的半径大于所述第二圆弧型线的半径。通过此种设计方式，不仅可较好抑制喷口处的二次流、消除回流区，而且可有效降低管道喷气总压损失系数，提高喷气旋翼输出功率。经流体力学(CFD)数值计算及实验测试，本发明提供的旋翼喷气管道参数设计能够将喷流总压损失系数降低至0.02以内，具有工程应用前景。附图说明
[0021] 所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0022] 图1示出了根据本发明的具体实施例提供的喷气旋翼管道的结构示意图；
[0023] 图2示出了根据本发明的具体实施例提供的喷气进口的结构示意图；
[0024] 图3示出了根据本发明的具体实施例提供的喷气出口的结构示意图；
[0025] 其中，上述附图包括以下附图标记：
[0026] 10、第一管段；11、喷气进口；20、第二管段；21、喷气出口；211、第一圆弧型线；212、第一弧形型线；213、第二圆弧型线；214、第二弧形型线；100、桨叶；101、旋翼根部；102、翼尖前缘；103、旋翼梢部。
具体实施方式
[0027] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0028] 需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
[0029] 除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
[0030] 本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种旋翼喷气管道及具有其的旋翼/机翼、飞行器，能够解决现有CRW飞行器中由于旋翼内喷管的设计所导致的喷气旋翼性能下降的技术问题。
[0031] 正如背景技术所提到的，现有喷气旋翼喷管出口形状为圆形、多圆形、矩形、椭圆形等规则形状，现有的喷管出口形状的设计均会对喷流总压产生不同程度的损失影响以及或多或少存在其他问题，降低了喷气旋翼的性能。例如，圆形喷口在喷口处容易产生流动分离及二次流，椭圆喷口、矩形喷口可较好抑制二次流，但会存在回流区，这造成其总压损失系数在0.03～0.05之间。本发明实施例正是基于这一问题，对现有喷气管道作出改进，具体如下：
[0032] 如图1-3所示，根据本发明实施例提供一种喷气旋翼管道，所述管道设置在喷气旋翼的桨叶100内，其中，管道具有喷气进口11和喷气出口21，所述喷气出口21剖面设计如下：所述喷气出口21剖面包括类椭圆形状的内型面轮廓线和外型面轮廓线，所述外型面轮廓线为所述内型面轮廓线的等比例扩大，所述内型面轮廓线由第一圆弧型线211、第一弧形型线
212、第二圆弧型线213以及第二弧形型线214依次光滑过渡构成，其中第一圆弧型线211远离旋翼梢部103设置，所述第二圆弧型线213靠近旋翼梢部103设置，且所述第一圆弧型线
211的半径大于所述第二圆弧型线213的半径。
212、第二圆弧型线213以及第二弧形型线214依次光滑过渡构成，其中第一圆弧型线211远离旋翼梢部103设置，所述第二圆弧型线213靠近旋翼梢部103设置，且所述第一圆弧型线
211的半径大于所述第二圆弧型线213的半径。
[0033] 本发明实施例中，所述管道可具体设计为：包括第一管段10和第二管段20，所述第一管段10和第二管段20光滑过渡相连接且呈夹角设置，所述第一管段10具有喷气进口11，所述喷气进口11还位于旋翼根部101，所述第二管段20具有喷气出口21，所述喷气出口21还位于翼尖前缘102处。
[0034] 本发明实施例中，上述第一管段10以及第二管段20的设计，以及喷气进口11和喷气出口21所在的大致位置均为本领域常规的设计。其中，上述这样的设计使得喷气进口11的气流方向与喷气出口21的气流方向呈夹角设置，这样气流喷出后才能推动桨叶100旋转，本发明在此不再详细赘述。
[0035] 本发明实施例中，由于喷气管道具有一定厚度，因此使得喷气出口21剖面包括内型面轮廓线和外型面轮廓线，本发明实施例中，外型面轮廓线是内型面轮廓线的等比例扩大，两者之间距离为等距离，且构成喷气出口21管道厚度。
[0036] 本发明实施例中，作为优选，所述第一圆弧型线211和第二圆弧型线213沿桨叶100长度方向设置。
[0037] 应用上述配置方式，结合目前旋翼外形及桨尖翼型特征，创新性地对喷气管道出口的形状进行设计：喷气出口21的内型面轮廓线由第一圆弧型线211、第一弧形型线212、第二圆弧型线213以及第二弧形型线214依次光滑过渡构成，第一圆弧型线211远离旋翼梢部103设置，第二圆弧型线213靠近旋翼梢部103设置，并且第一圆弧型线211的半径大于所述第二圆弧型线213的半径。通过此种设计方式，不仅可较好抑制喷口处的二次流、消除回流区，而且可有效降低管道喷气总压损失系数，提高喷气旋翼输出功率。经流体力学(CFD)数值计算及实验测试，本发明提供的旋翼喷气管道参数设计能够将喷流总压损失系数降低至
0.02以内，具有工程应用前景。
0.02以内，具有工程应用前景。
[0038] 进一步地，在本发明中，为了更好地降低喷流总压损失系数，所述第一圆弧型线211的半径为喷气出口21剖面长度的(15％～20％]。
[0039] 作为优选，所述第一圆弧型线211的半径为喷气出口21剖面长度的20％。
[0040] 进一步地，在本发明中，为了更好地降低喷流总压损失系数，所述第二圆弧型线213的半径为喷气出口21剖面长度的[10％～15％]。
[0041] 作为优选，所述第二圆弧型线213的半径为喷气出口21剖面长度的15％。
[0042] 进一步地，在本发明中，为了保证喷气进口11气流流量与喷气出口21气流流量保持一致，所述喷气出口21的面积采用下式获取：
[0043]
[0044] 其中，k为截面形状因子，取值为取值1.03～1.05，h1为第一圆弧型线211末端处旋翼翼面厚度，h1为第二圆弧末端处旋翼翼面厚度，C1为喷气出口21剖面长度，δ为桨叶100蒙皮厚度，d为喷气出口21出管道壁厚。
[0045] 本发明实施例中，喷气出口21面积计算中与圆弧半径及翼型上下弧面形状均有关，为了便于该面积的估算，本发明给出截面形状因子，以便于对面积进行估算。
[0046] 应用上述配置方式，设计喷气出口21面积的计算方式，以保证在翼型弦长与相对厚度减小时，管道截面积保持不变，即保证出口流量与进口流量一致。
[0047] 进一步地，在本发明中，为了保证喷气管道性能，使得管道兼具变距作用，所述喷气进口11布置于旋翼根部101的翼型的最大厚度处，并且所述喷气进口11的形状为圆形。
[0048] 作为本发明一种具体实施例，为了与喷气出口21面积协同配合，所述喷气进口11面积采用下式获取：
[0049]
[0050] 其中，为旋翼根部101的翼型的相对厚度，C为翼根部的翼型的弦长，δ为桨叶100蒙皮厚度，d1为喷气进口11管道壁厚。
[0051] 在上述设计的喷气管道的基础上，本发明实施例还提供一种旋翼/机翼，该旋翼/机翼的浆叶内设置有上述的管道。
[0052] 应用此种配置方式，基于上述设计的喷气管道的优异特性，可见得到的旋翼/机翼性能也将大大提升。
[0053] 根据本发明另一实施例还提供一种飞行器，该飞行器为鸭式旋翼/机翼飞行器，其包括上述的旋翼/机翼。
[0054] 为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
[0056] 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
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