一种飞行动力装置及飞行器 |
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| 申请号 | CN201610415959.0 | 申请日 | 2016-06-08 | 公开(公告)号 | CN107472531A | 公开(公告)日 | 2017-12-15 |
| 申请人 | 徐寿江; 王元光; | 发明人 | 徐寿江; 王元光; | ||||
| 摘要 | 本 发明 提供一种飞行动 力 装置及 飞行器 ，其中飞行动力装置包括环流喷射装置以及位于所述环流喷射装置底部的底座；所述环流喷射装置为一柱体，在所述柱体的侧面沿周向方向布置多个用于喷射超声速气流的拉瓦尔喷管，所述拉瓦尔喷管的喷射方向与所述柱体的圆周切向互成 角 度小于90°；所述底座为一平板结构，所述环流喷射装置位于所述底座的几何中心处；所述多个拉瓦尔喷管喷射形成的环流使得所述底座的上表面形成 负压 ，所述底座的上表面和下表面之间形成压力差为所述飞行器的升力，区别于 现有技术 中采用螺旋桨对气流 加速 造成 能源 浪费以及飞行效率低，另外采用上述飞行动力装置制造的飞行器，具有节能，飞行效率好的优点。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种飞行动力装置，其特征在于，包括环流喷射装置以及位于所述环流喷射装置底部的底座； |
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| 说明书全文 | 一种飞行动力装置及飞行器技术领域[0001] 本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种飞行动力装置及飞行器。 背景技术[0004] 直升机可以不需要很长的距离进行滑跑，利用螺旋桨桨叶高速旋转，将发动机的动力转变为自身升力，克服直升机的重力进行飞行，由于直升机的桨叶将远场空气来流加速之后，使其以较高速度离开推进系统，能源浪费较大。 发明内容[0005] 有鉴于此，本发明提供了一种飞行动力装置及飞行器。 [0006] 一方面，本发明提供一种飞行动力装置，包括环流喷射装置以及位于所述环流喷射装置底部的底座； [0007] 所述环流喷射装置为一柱体，在所述柱体的侧面沿周向方向布置多个用于喷射超声速气流的拉瓦尔喷管，所述拉瓦尔喷管的喷射方向与所述柱体的圆周切向互成角度小于90°； [0008] 所述底座为一平板结构，所述环流喷射装置位于所述底座的几何中心处； [0009] 所述多个拉瓦尔喷管喷射形成的环流使得所述底座的上表面形成负压，所述底座的上表面和下表面之间形成压力差为所述飞行器的升力。 [0010] 另一方面，本发明还提供一种飞行器，包括上述的飞行动力装置。 [0012] 图1是本发明实施例中的飞行动力装置的一种实施例的结构图； [0013] 图2是图1另一种视角的结构图； [0014] 图3是轴测视图，显示出本发明实施例中的飞行动力装置的1/12单元； [0015] 图4是本发明实施例中的飞行动力装置拉瓦尔喷管中喷出的超声速气流方向的示意图； [0017] 图6是本发明实施例中的飞行动力装置的拉瓦尔喷管的喷射方向与圆周切向方向关系示意图； [0018] 图7是本发明实施例中的飞行动力装置的提供的算例3的现有飞行器的结构图； [0020] 图9是本发明实施例中的飞行动力装置的算例2的静压分布图； [0021] 图10是本发明实施例中的飞行动力装置的算例2条件下(角度为21.9°)切向速度与半径的关系示意图； [0022] 图11是本发明实施例中的飞行动力装置的算例2条件下(角度为21.9°)径向速度与半径的关系示意图； [0023] 图12是本发明实施例中的飞行动力装置的算例2条件下流线形态图； [0024] 图13是本发明实施例中的飞行动力装置的显示出算例1的切面1上的马赫数分布图； [0025] 图14是本发明实施例中的飞行动力装置的显示出算例1的切面1上的静压分布图； [0026] 图15是本发明实施例中的飞行动力装置的显示出算例1的切面2上的马赫数分布图； [0027] 图16是本发明实施例中的飞行动力装置的显示出算例1的切面2上的静温分布图； [0028] 图17是本发明实施例中的飞行动力装置的显示出算例3的切面3上的静压分布局部放大图； [0029] 图18是本发明实施例中的飞行动力装置的显示出算例3的切面3马赫数分布图。 具体实施方式[0030] 为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。 [0031] 本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”“第四”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。 [0032] 实施例一 [0033] 参考图1，本实施例提供一种飞行动力装置，包括环流喷射装置1、位于所述环流喷射装置1底部的底座2； [0034] 所述环流喷射装置为一柱体，在所述柱体的侧面沿周向方向布置多个用于喷射超声速气流的拉瓦尔喷管3，所述拉瓦尔喷管3的喷射方向与所在位置的圆周切向互成角度小于90°； [0035] 所述底座2为一平板结构，所述环流喷射装置1位于所述底座2的几何中心处，[0036] 所述多个拉瓦尔喷管3喷射形成的环流使得所述底座2的上表面形成负压，所述底座2的上表面和下表面之间形成压力差为所述飞行器的升力。 [0037] 飞行器产生升力就在于环流喷射装置1形成的环形超声速流动区域与飞行器底座2压力差，使得飞行器具有向上升力。 [0038] 针对拉瓦尔喷管3的喷射方向做进一步调整，以及底座2的形状进行设计优化，将可进一步提升升力水平。 [0039] 拉瓦尔喷管3喷射的气流为超声速气流，环绕环流喷射装置1的多个拉瓦尔喷管3可以形成环流，对于环流的方向与拉瓦尔喷管3的喷射相关，多个拉瓦尔喷管3的喷射形成的环流为逆时针或顺时针，具体不做限定。 [0040] 需要指出的是，由于环流的旋转会使得飞行器本身产生旋转效应，为了克服旋转效应，可以将两个飞行动力装置通过连接器固定在一起并且使得两个飞行动力装置的环流方向相反，即拉瓦尔喷管3的摆放方向相反即可，本领域普通技术人员应当理解，此处不进行赘述。 [0041] 作为一种优选的实施方式，所述环流喷射装置1为圆柱体，圆柱体的端面与底座2连接，使得环形喷射装置与底座2成垂直状态，环流喷射装置1的高度可以为五米，经过实验证明取得效果较好，在后面内容中会进行介绍。 [0042] 可选地，所述底座2为圆形平板，所述环流喷射装置1位于所述底座2的圆心处，需要说明的是，对于底座2的形状还可以采用其他形状，此处不做限定。 [0043] 所述多个拉瓦尔喷管3均匀布置在所述环流喷射装置1的外圆周上，在布置拉瓦尔喷管3时可以采用对称的方式，使得拉瓦尔喷管3喷出的超声速气流形成的环流更稳定。 [0044] 需要说明的是，所述多个拉瓦尔喷管3间隔随机距离布置在所述环流喷射装置1的外圆周上，对于拉瓦尔喷管3的设置也可以采用不等距离的方式将环流喷射装置1布置在环流喷射装置1上，本领域普通技术人员可以灵活选择。 [0045] 所述拉瓦尔喷管3的个数为36个，可以形成足够的环流，进而在底座2上表面形成负压，这样底座2下表面的气压高于上表面的气压，由此飞行器的升力产生，当升力大于飞行器的重力后则飞行器便可以起飞。 [0046] 可选地，所述拉瓦尔喷管3具有收缩腔、扩张腔及喷气口，所述收缩腔与所述扩张腔的一端导通，所述喷气口与所述扩张腔的另一端导通。 [0047] 所有的拉瓦尔喷管3的尺寸完全相同，每个拉瓦尔喷管3的内型面呈先收缩，再扩张的构型，这种结构可以将喷管入口的亚声速气流加速为超声速气流，本领域普通技术人员应当了解，不进行具体介绍。 [0048] 参考图6，作为一种优选的实施方式，喷管高度为5000mm，喷管入口JK宽度为61.53mm，喉部GH宽度为46.61mm，喷管出口DE宽度为62.74mm。喷管入口总压为140548Pa，入口总温为316.4K。拉瓦尔喷管3出口超声速气流会沿着柱面实体上相邻两个拉瓦尔喷管3之间在流动的过程会沿着凸面继续膨胀，该流动可认为是普朗特-迈耶流动，根据普朗特-迈耶流动的特点，喷管喷出的超声速气流在膨胀过程中，静压逐渐下降，速度不断提高，前一个拉瓦尔喷管3喷出的超声速气流经膨胀之后会使得气流静压显著降低，约降低到喷管出口气流静压平均值的38％，当到达下一个拉瓦尔喷管3出口附近时，会对该拉瓦尔喷管3喷出的当地气流产生一定引射作用，从而将使当地气流静压产生一定程度下降，在拉瓦尔喷管3外侧的环形空间内，气流的静压将大大低于近地面的标准大气压(101325Pa)。 [0049] 可选地，所述拉瓦尔喷管3的喷射方向与所在位置的圆周切向互成角度为零度，即拉瓦尔喷管3的喷射方向与圆周的切向方向相同。 [0050] 结合图9所示，具体的地说，当旋转的方向确定时，例如旋转的方向为逆时针，则角度α的范围将是0°≤α≤90°。当α＝0°时，某一个拉瓦尔喷管3喷出的气流经过一定相位角后会离开遇到与其相邻的下一个拉瓦尔喷管3的固体壁面，使得气流膨胀得并不充分，当α＝90°时，喷射气流均沿着径向流动，则无法形成绕壁的超声速环绕流动即普朗特-迈耶流动，可以取0°＜α＜90°。通过调整该夹角，可以优化切向速度与径向速度的比值。在三维情况下，上述对于角度α的定义仍然有效，因为本飞行器中的拉瓦尔喷管3型面只是在X-Y平面内发生变化，在Z方向上则不发生变化。 [0051] 结合图1所示，所述喷气口沿所述环流喷射装置1的竖直方向延伸设置。 [0052] 为了进一步验证本发明方案的可行性，本发明提供了三种算例，下面分别进行介绍： [0053] 如图4所示，算例1是针对本发明的飞行动力装置在三维流场中进行模拟，算例2是针对本发明的飞行动力装置在二维流场中进行模拟，由于二维空间的限制，在算例2中不能考虑飞行器在Z方向的长度，只能保留图1所显示的拉瓦尔喷管3和柱状实体的外壁面，算例2的目的是研究拉瓦尔喷管3喷出的超声速射流与环形喷射装置周围的环境气体之间的相互作用过程。算例3是针对垂直向下喷射气流的飞行器在三维流场中进行计算，目的是与环向超声速气流喷射飞行器进行升力产生能力的对比。 [0054] 为了降低计算负荷，对以上三个算例的流场计算都只针对飞行器的1/12单元。 [0055] 从图14可以看到，在算例1中，拉瓦尔喷管3喷出的超声速气流总压(约为140548Pa)高于喷管的初始背压值，因此，该气流会带动外围的环境气体作超声速流动，从而使得外围的静压会逐渐降低，当系统达到平衡后，拉瓦尔喷管3出口静压的平均值约为 39836Pa，显著低于近地面的空气大气压，这样便可以产生升力。 [0056] 由于底座2上表面和下表面的空气很难进行沟通，底座2下表面的空气基本上很难受到这种旋转运动的影响，因此其压强基本上维持原有数值，在近地面即为101325Pa，该数值显著高于底座2上面的空气静压。因此底座2上下就会存在一个明显的压力差，该压力差会作用在飞行器外表面上，由此会产生一个升力。针对本飞行器所开展的计算流体力学结果，显示本飞行器上1/12单元的升力为18832.5N，整机的升力为18832.5N×12。 [0057] 结合图8和图9所示，显示出二维情况下的流场马赫数和静压局部放大图，通过二维计算可以更好理解环向超声速喷射、环形喷射装置实体周围的环向流动过程及其对外围环境空气的影响，因为在二维流动状态下不存在三维效应。从中可以看到拉瓦尔喷管3喷出的超声速气流在沿着凸形固体表面流动过程中进一步膨胀，静压逐渐下降，速度不断提高。为更好地研究速度沿径向的分布规律，在二维流场中绘制一条经过飞行器对称轴的参考直线，即直线通过X-Y平面的原点，该直线的方程如公式(1)所示，结合表1所示。 [0058] [0059] [0060] 表1 [0061] 结合图10和图11所示，分别显示出在上述参考直线上分布的气流的切向速度和径向速度随半径的变化规律，该半径被定义为气流的位置与圆心的距，从中可以看出，切向速度与径向速度沿径向均呈现逐步下降的趋势，在拉瓦尔喷管3外围的空气会受到里圈的超声速气流带动，从而也作旋转运动，旋转系统的里圈切向速度高，外围切向速度低，就会存在一个速度差，就会产生周向的摩擦效应，因此空气所在位置与圆心距离增大时动能会逐步降低，其带动外侧空气一起运动的能力逐步下降。 [0062] 如图12所示，流线近似呈螺旋线渐开的形态，半径越大，流线则越接近于螺线，在本发明实施例中，拉瓦尔喷管3喷出的超声速气流有一个初始的向外的径向速度，而气流保持环向流动的状态，其流线呈现逐渐展开的螺线，因为流线呈现螺线的形态，低压气流可以在较长的时间内驻留在柱状实体周围，从而降低了拉瓦尔喷管3的出口背压。该螺线在某一点展开速度的快慢将受到气流在该位置切向速度与径向速度比值的影响：该比值越大，螺线展开得越慢，气体微团停留低区的时间就会更长。 [0063] 在图6中显示出在二维流动状态下控制这种形态呈螺线的流线的一个重要设计参数，即拉瓦尔喷管3对称轴AC与喷管出口中点(A点)所在圆周切线方向AB的夹角α，该α角度可以控制拉瓦尔喷管3超声速气流的喷射方式，从而影响气流切向速度与径向速度的比值。 [0064] 飞行器产生升力就在于环形喷射装置外壁面附近的环形超声速流动区域与飞行器底座2的下表面存在着较大的压力差，在三维空间中，空气还存在着Z方向的流动现象，即存在三维流动效应。 [0065] 如图15、图16和图17所示，为了尽量减小这种三维流动效应，将飞行器环形喷射装置高度选定为5m，通过对本飞行器在近地面工作时的流场计算，可以得到马赫数、静温和静压图。可以看出，距离飞行器对称轴在底座2半径范围内，在高度方向上，从贴近底座2但超出附面层的区域一直到z＝4.3m的区域内，这种三维效应都是可以近似忽略的，因此较好地达到了原有目标。 [0066] 结合图14所示，拉瓦尔喷管3出口背压随着z向高度的不断增加而增加，因为该旋转系统的静压要普遍低于周围环境的压强，因此，周围空气有填充到该系统的趋势，对于z值较小，即贴近底座2的区域，该区域仍然较好地保持了低压区的状态，而当z值逐步增大时，外围空气填充到旋转系统的能力会越来越大，从而使得系统抵抗外面环境压力的能力下降，尤其是接近于柱状实体的高度时，该处的旋转动能已经十分微弱，环境压力对于喷管的影响将十分明显，即当z值接近5.0时，喷管出口已经出现了过膨胀的现象，这显示外界环境压力已经影响到了喷管内部的流动。 [0067] 为了更好的说明本发明方案的可行性，针对本实施例提供的飞行器进行试验，结合图4和图10，飞行器构型为一个底座2，在飞行器底部有一个圆形的喷口，用来向-Z方向喷射气流，算例3具体计算的参数可以参见表(2)。 [0068] [0069] 表2 [0070] 结合图17和图18所示，分别显示出切面3上静压和马赫数分布情况。根据流场计算结果，可以统计得到算例3的飞行器1/12单元所产生升力大约为64996N，整机升力为64996N×12。即环向超声速气流喷射的飞行器产生的升力大约是常规直接向下喷射气流飞行器升力的1/3.45，可以得到在本发明中的飞行器的升力与常规飞行器的升力是在相同数量级上，但是提供了不同的升力产生机制，针对喷射角度α以及底部底座2的型面进行设计优化，将可进一步提升升力水平，从而达到实用程度。 [0071] 本发明实施例中提供的飞行动力装置，区别于现有技术中采用螺旋桨对气流加速造成能源浪费以及飞行效率低，另外采用上述飞行动力装置制造的飞行器，具有结构简单，节能，飞行效率好的优点。 [0072] 实施例二 [0073] 本实施例中提供一种飞行器，所述飞行器包括飞行动力装置。 [0074] 所述飞行动力装置的结构和工作原理请参考实施例一，在此不再赘述。 [0075] 为了满足正常使用，飞行器还可以包括驾驶舱，驾驶舱可以设置在环流喷射装置中，也可以设置在底座的下方，具体可以根据需要进行选择，此处不做限定。 [0076] 以上对本发明所提供的一种飞行动力装置及飞行器进行了详细介绍，对于本领域的一般技术人员，依据本发明实施例的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。 |
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