阅读说明：本技术 一种自适应鼓包增升装置 (Self-adaptive bulge high-lift device ) 是由 周洲 程宇轩 王科雷 王宇 于 2021-01-19 设计创作，主要内容包括：本发明一种自适应鼓包增升装置,属于航空飞行器技术领域；包括涵道螺旋桨、柔性蒙皮、滑轨、滚动轴承和侧立板；两个侧立板平行相对设置,并垂直固定于飞行器的机身尾部；两个所述侧立板的内壁均设置有一组滑轨,每组滑轨包括两条轨道,作为涵道螺旋桨的运动轨迹；所述涵道螺旋桨的底面通过柔性蒙皮与飞行器的机身连接,所述柔性蒙皮随涵道螺旋桨的运动产生形变。经过气动验证计算,增升效果为推力大小的10％。当飞行器进入巡航阶段时,推力减小,在自身重力的作用下涵道入口下降,同时向远离机身的方向运动,柔性蒙皮被拉直,计算结果显示飞行器在巡航状态下的气动特性不受影响,并且所述的自适应鼓包增升装置结构简单,成本低廉,易于实现。(The invention relates to a self-adaptive bulge high-lift device, belonging to the technical field of aviation aircrafts; the ducted propeller comprises a ducted propeller, a flexible skin, a sliding rail, a rolling bearing and a side vertical plate; the two side vertical plates are oppositely arranged in parallel and are vertically fixed at the tail part of the aircraft body of the aircraft; the inner walls of the two side vertical plates are provided with a group of slide rails, and each group of slide rails comprises two rails which are used as the motion trail of the ducted propeller; the bottom surface of the ducted propeller is connected with the fuselage of the aircraft through a flexible skin, and the flexible skin deforms along with the movement of the ducted propeller. Through pneumatic verification calculation, the lift increasing effect is 10% of the thrust. When the aircraft enters a cruising stage, the thrust is reduced, the duct inlet descends under the action of self gravity, the flexible skin moves towards the direction far away from the aircraft body, the flexible skin is straightened, the calculation result shows that the aerodynamic characteristics of the aircraft in a cruising state are not affected, and the self-adaptive bulge high-lift device is simple in structure, low in cost and easy to realize.)

一种自适应鼓包增升装置

技术领域

本发明属于航空飞行器技术领域，具体涉及一种自适应鼓包增升装置。

背景技术

垂直/短距起降飞行器与常规飞机的主要区别在于：它不仅可以如同常规飞行器一样进行飞行，而且能够进行空中悬停、垂直着陆、加减速过渡、侧移和垂直/短距起飞等。这些特殊的功能，使得垂直/短距飞行器在狭小的场地或恶劣的气候条件下，相比常规飞机具有更强的生存能力，因此成为了未来飞行器的发展方向之一。

垂直/短距起降飞行器实现垂直起降的方式经历了飞机转向到发动机转向再到推力转向的过程，现代垂直/短距起降飞行器推进系统的构型设计都是基于推力转向概念展开的，可概括为：一体式推进系统、组合型推进系统及复合型推进系统。

以倾转涵道垂直/短距起降飞行器为研究对象，在飞行器的尾部布置涵道风扇，通过涵道风扇的倾转实现推力转向，从而进一步达到垂直/短距起降的功能。然而，这种倾转涵道风扇的方式也具有很明显的缺点，其涵道入口与机身之间存在几何上的衔接缝隙，没有实现光滑连续的变形，破坏涵道入口处的流场。

因此，对现有垂直/短距起降飞行器的推进系统作进一步优化设计，解决倾转涵道入口与机身之间的几何缝隙问题，以提升推进系统的效率，是本领域研究人员亟待解决的技术问题。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种自适应鼓包增升装置，针对上述提出的对现有垂直/短距起降飞行器的推进系统作进一步优化设计，以在满足垂直/短距起降的条件下，提升推进系统的工作效率，本发明提供了一种自适应鼓包增升装置。本装置不仅可以提升飞行器在起飞阶段的工作效率，同时可以保证飞行器在巡航状态下具有较高的气动特性。

本发明的技术方案是：一种自适应鼓包增升装置，其特征在于：包括涵道螺旋桨、柔性蒙皮、滑轨、滚动轴承和侧立板；两个侧立板平行相对设置，并垂直固定于飞行器的机身尾部；两个所述侧立板的内壁均设置有一组滑轨，每组滑轨包括两条轨道，作为涵道螺旋桨的运动轨迹；

所述涵道螺旋桨是由多个并列设置的涵道动力单元组成一体结构，其两侧外壁的上方均垂直设置有第一转轴和第二转轴，每个转轴分别通过滚动轴承与两侧滑轨的两条轨道配合安装，能够相对机身倾转；第一轨道水平设置，与靠近涵道螺旋桨出口一端的第一转轴相对应，作为第一转轴的运动路径；第二轨道倾斜向上设置，与靠近涵道螺旋桨入口一端的第二转轴相对应，作为第二转轴的运动路径；

所述涵道螺旋桨的底面通过柔性蒙皮与飞行器的机身连接，所述柔性蒙皮随涵道螺旋桨的运动产生形变。

本发明的进一步技术方案是：所述滑轨的第一轨道和第二轨道均为平直轨道，轨道长度和斜向上角度计算如下：

经气动计算，以飞行器重心为原点，机头方向为x轴建立坐标系，飞行器在起飞及巡航阶段，涵道螺旋桨的重心位置分别为涵道螺旋桨轴线的角度分别为θ^a、θ^b；设所述滚动轴承的安装点在起飞阶段位置为巡航阶段位置为则：

由于所述滚动轴承安装在涵道螺旋桨的转轴上，因此与和与之间的相对关系一定，根据上述方程组，解算出特定位置下起飞阶段与巡航阶段的滚动轴承安装点位置，即为所述两条滑轨的起点与终点，进而得到轨道的长度和斜向上角度。

本发明的进一步技术方案是：所述柔性蒙皮长度限定：当飞行器起飞状态时，柔性蒙皮挤压形成的弧线段与涵道螺旋桨的下表面相切。

本发明的进一步技术方案是：所述柔性蒙皮为碳纤维材质。

有益效果

本发明的有益效果在于：本发明所述的自适应鼓包增升装置可以作为一种垂直/短距起降飞行器的推进系统的增升装置，驱动涵道螺旋桨倾转以实现垂直/短距起降功能的同时，涵道螺旋桨沿自身轴线平动。在起降阶段，涵道螺旋桨自身推力大幅提升，拉动涵道螺旋桨沿滑轨运动，涵道入口抬起，同时沿涵道轴向朝机头方向运动，与机身之间的距离减小。涵道入口的抬起使得推力方向转向，达到垂直/短距起降的目的。涵道螺旋桨与机身之间距离的减小，挤压涵道螺旋桨与机身之间的柔性蒙皮，对柔性蒙皮的长度进行设计，使得挤压形成的弧线段与涵道螺旋桨的下表面相切，改善涵道螺旋桨的入口处流场。经过气动验证计算，增升效果为推力大小的10％。当飞行器进入巡航阶段时，推力减小，在自身重力的作用下涵道入口下降，同时向远离机身的方向运动，柔性蒙皮被拉直，计算结果显示飞行器在巡航状态下的气动特性不受影响，并且所述的自适应鼓包增升装置结构简单，成本低廉，易于实现。

附图说明

图1为自适应鼓包增升装置停机/巡航状态示意图；

图2为自适应鼓包增升装置起飞状态示意图；

图3为自适应鼓包增升装置的方位示意图；

附图标记说明：1为机身，2为涵道螺旋桨，3为柔性蒙皮，4为滑轨，5为滚动轴承，6为侧立板。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

如图1所示与图2所示，一种自适应鼓包增升装置，包括机身1，涵道螺旋桨2，柔性蒙皮3，滑轨4，滚动轴承5，侧立板6。

涵道螺旋桨2位于飞行器后段，作为垂直/短距起降飞行器的主要动力部件，且存在相对机身1运动的自由度。

所述碳纤维柔性蒙皮3的两端分别与机身1和涵道螺旋桨2固结，随着涵道螺旋桨2的运动产生形变。

所述滑轨4由两条平直轨道组成，安装在侧立板6上，侧立板6位于所述涵道螺旋桨外侧，与机身固连，其中靠近涵道出口为水平轨道，靠近涵道入口处的轨道为斜向上轨道，通过前后轴承的位置确定涵道重心的位置及轴线的方向。轨道的具体长度和斜向上角度由起降及巡航阶段涵道螺旋桨的位置决定。

假定经气动计算，以飞行器重心为原点，机头方向为x轴建立坐标系，飞行器在起飞及巡航阶段，涵道螺旋桨的重心位置分别为涵道螺旋桨轴线的角度分别为θ^a、θ^b；设所述滚动轴承的安装点在起飞阶段位置为巡航阶段位置为则：

由于所述滚动轴承安装在所述涵道螺旋桨上，因此与和与之间的相对关系一定，联立上述方程组，可以解算出特定位置下起飞阶段与巡航阶段的滚动轴承安装点位置，即为所述两条滑轨的起点与终点。

所述滚动轴承位于所述涵道螺旋桨的两侧，与所述涵道螺旋桨固连，受限制在所述滑轨中运动，以降低摩擦力对所述涵道螺旋桨运动的影响。

如图1所示，在停机/巡航状态下，涵道螺旋桨2相对机身1角度较小甚至于水平，柔性材料3的两端分别固连于机身1及涵道螺旋桨2入口处下表面，相对机身1及涵道螺旋桨2呈现拉直的状态，以保证飞行器在巡航状态下具有较高的气动特性。

要使得飞行器进入起飞状态，需要大幅提升涵道螺旋桨2的推力，推力的大幅提升可以拉动涵道螺旋桨2相对机身运动。

由于滑轨4及滚动轴承5的存在，涵道螺旋桨2会按既定轨迹运动。

进一步地，涵道螺旋桨2的运动会带动固连在其下表面的柔性材料3的一端运动。

由于柔性材料3的另一端与机身1固连，因此一端的运动将会压缩柔性材料产生弯曲变形，从而形成鼓包。

通过对于涵道螺旋桨与机身相对位置、涵道螺旋桨运动轨迹、柔性材料长度等参数的设计，使得柔性材料3的鼓包在与涵道螺旋桨2固连处与其下表面相切，以达到改善涵道螺旋桨入口处的流场分布，从而进一步增加升力，提高包括涵道螺旋桨和柔性材料在内的推进系统的工作效率。

当完成起飞动作，减小油门即降低涵道螺旋桨2的推力，利用涵道螺旋桨2的自重，使其沿所设计运动轨迹下滑至停机/巡航状态下的位置，此时柔性材料3将再一次被拉直，结合涵道螺旋桨2在大推力下的运动，进而实现鼓包增升装置的自适应功能。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。