1.本发明涉及飞机气动技术领域，具体为一种集成涵道风扇的升力面结构。


背景技术：

2.城市载人飞行器及特殊场景的无人运输机对飞行器的起降性能提出了很高的要求，而垂直起降可降低对起降场地的需求，电能和电动机作为航空飞行器的能源和动力系统，可使分布动力系统容易实现，使飞行器更容易实现垂直起降落，同时可提高飞行器的飞行性能及操纵品质，而现有分布动力系统的飞行器通常采用多个电动机驱动开放螺旋桨，以此使开放螺旋桨驱动飞行器，其可充分利用螺旋桨滑流提高机翼的升力、减小机翼面积和减轻结构重量。
3.但在开放螺旋桨驱动飞行器使用的过程中，由于开放螺旋桨往往是通过增加螺旋桨直径来提高效率减小功耗，因此会限制螺旋桨转速从而限制了性能的提高，而飞行器的尺寸和布局往往又限制了螺旋桨尺寸的进一步增大，使得使用开放螺旋桨的同时给飞行器的使用带来安全问题，且增加了飞行时的噪声，以及在飞行器垂直起降及从垂直起降到平飞的转换过程中，飞机的飞行速度较低，气动力无法在活动面上产生足够的气动力，从而易改变飞行姿态，因此，我们提出一种集成涵道风扇的升力面结构，以便于解决上述中提出的问题。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种集成涵道风扇的升力面结构，以解决上述背景技术中提出在开放螺旋桨驱动飞行器使用的过程中，由于开放螺旋桨往往是通过增加螺旋桨直径来提高效率减小功耗，因此会限制螺旋桨转速从而限制了性能的提高，而飞行器的尺寸和布局往往又限制了螺旋桨尺寸的进一步增大，使得使用开放螺旋桨的同时给飞行器的使用带来安全问题，且增加了飞行时的噪声，以及在飞行器垂直起降及从垂直起降到平飞的转换过程中，飞机的飞行速度较低，气动力无法在活动面上产生足够的气动力，从而易改变飞行姿态的问题。
5.为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种集成涵道风扇的升力面结构，包括：
6.上翼面，所述上翼面的下侧对称设置有下翼面，且上翼面和下翼面的内侧等间距设置有涵道和一种内表面具有曲面结构的连接壁板；
7.风扇本体，每个涵道内放置一个风扇本体，且风扇本体由桨毂、扇叶和定子构成；
8.上副翼，所述上副翼位于上翼面的后侧，且上副翼的下侧设置有位于下翼面后侧的下副翼。
9.优选的，所述上翼面、下翼面和连接壁板为焊接一体化结构，且上翼面、下翼面和连接壁板的内侧形成多个涵道，并且上翼面和下翼面的外剖面为经修型的低速翼型，且上翼面、下翼面和连接壁板中段内侧为等圆剖面。
10.优选的，所述涵道的内部截面为圆形，圆形逐步向前后过渡到矩形进出口，且涵道机翼前部上半部前缘为向上凸起的圆弧，并且涵道的内侧安装有风扇本体。
11.优选的，所述扇叶和定子均与桨毂固定连接，且扇叶和定子均关于桨毂中心对称设置有多组。
12.优选的，所述上副翼与下副翼为对称设置，且上副翼和下副翼通过安装轴分别与上翼面和下翼面转动连接。
13.与现有技术相比，本发明的有益效果是：该集成涵道风扇的升力面结构，便于减小升力面的阻力，使飞行器实现垂直起落、水平飞行以及垂直起落和水平飞行状态间的平稳转换，同时便于降低飞行器动力系统噪声，提高运行安全性，便于使飞行器在不同的飞行状态都可以得到有效的控制，从而便于提高飞行器的飞行效率，提高巡航的升阻比，降低能源的消耗；
14.1.设置有上翼面、下翼面、连接壁板和涵道，由于上翼面、下翼面和连接壁板的内侧形成有多个内侧安装有风扇本体的涵道，风扇本体由桨毂和与桨毂中心对称设置多组的扇叶、定子构成，以及上翼面和下翼面的外剖面为经修型的低速翼型，且上翼面和下翼面中段内侧为等圆剖面，因此通过风扇本体能同时加速上翼面和下翼面的内部气流及对上翼面、下翼面支撑连接壁板表面的气流，产生涵道的前缘吸力以增加动力系统效率减小升力面的阻力，从而能够使飞行器实现垂直起落、水平飞行以及垂直起落和水平飞行状态间的平稳转换，以及便于降低飞行器动力系统噪声，提高运行安全性。
15.2.设置有上翼面、下翼面、安装轴和上副翼，由于上翼面和下翼面的后侧通过安装轴分别连接有上副翼和下副翼，因此便于为飞机提供足够的升力维持飞机垂直起降落所要的动力和平飞所需的升力，使飞行器在不同的飞行状态都可以得到有效的控制，从而便于提高飞行器的飞行效率，提高巡航的升阻比，降低能源的消耗。
附图说明
16.图1为本发明正视立体结构示意图；
17.图2为本发明后视立体结构示意图；
18.图3为本发明上翼面与下翼面连接侧视剖面结构示意图；
19.图4为本发明涵道的形状结构示意图；
20.图5为本发明风扇本体的整体结构示意图；
21.图6为本发明上副翼与下副翼上偏状态结构示意图；
22.图7为本发明上副翼与下副翼下偏状态结构示意图；
23.图8为本发明上副翼与下副翼内偏状态结构示意图。
24.图中：1、上翼面；2、下翼面；3、连接壁板；4、涵道；401、圆形；402、矩形进出口；403、向上凸起的圆弧；5、风扇本体；501、桨毂；502、扇叶；503、定子；6、经修型的低速翼型；7、等圆剖面；8、安装轴；9、上副翼；10、下副翼。
具体实施方式
25.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。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，都属于本发明保护的范围。
26.请参阅图1
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8，本发明提供一种技术方案：一种集成涵道风扇的升力面结构，包括上翼面1、下翼面2、连接壁板3、涵道4、圆形401、矩形进出口402、向上凸起的圆弧403、风扇本体5、桨毂501、扇叶502、定子503、经修型的低速翼型6、等圆剖面7、安装轴8、上副翼9和下副翼10；
27.在使用该集成涵道风扇的升力面结构时，如图1、图2、图3、图4和图5，集成涵道升力面包括上翼面1，所述上翼面1的下侧对称设置有下翼面2，且上翼面1和下翼面2的内侧等间距设置有涵道4和一种内表面具有曲面结构的连接壁板3；
28.风扇本体5，每个涵道4内放置一个风扇本体5，且风扇本体5由桨毂501扇叶502和定子503构成；涵道4的数量可以根据升力需求及动力需求进行调整，且涵道4内部截面为圆形401，逐步向前后过渡到矩形进出口402，涵道4前部上半部前缘为向上凸起的圆弧403，上翼面1和下翼面2的外剖面为经修形的低速翼型6，其具有良好的失速特性，上翼面1和下翼面2的中段内剖面为等圆剖面7，使得扇叶502旋转时与连接壁板3保持一个恒定的间隙，以此使扇叶502在一个旋转周期内经过的气流稳定；
29.如图1、图2、图3和图4，涵道4的横截面具有较大的进口面积，保证在不同工况下都有足够的进气量，同时根据流场特性进行修型，使得在不同流量系数下，涵道4唇口的流动不会发生明显分离，通过涵道4的截面中段为等圆剖面7，使得扇叶502旋转时与连接壁板3保持一个恒定的间隙，叶片在一个旋转周期内经过的气流稳定，由于涵道4出口近似矩形，因此经过风扇本体5后涵道4横截面逐渐缩小，以使出口截面面积不会快速扩大，继而不会导致风扇本体5出口背压升高过快，导致涵道4内气流分离，因此可根据不同工况涵道4内经过风扇本体5气流流速及角度调整螺旋桨不同剖面的扭转角，使其在一个较宽速度适应范围都可产生有效推力，不仅可以满足垂直起降时大推力的需求，也可以满足巡航时高效率的需求；
30.如图1、图2、图6、图7和图8，上翼面1和下翼面2的后侧分别安装有上副翼9和下副翼10，上副翼9和下副翼10均可绕安装轴8上下偏转，当涵道升力面工作时，上副翼9和下副翼10同时偏向上方或偏向下方，并改变上升力面和下升力面的升力及俯仰力矩，从而使飞行器产生俯仰和滚转运动，即使升力面的运动速度为很低甚相对无穷远处空气静止，当上副翼9下偏或下副翼10上偏，仍可通过涵道射流改变升力面后缘的压力分布，产生升力变化，对飞行器产生操纵力矩，上副翼9和下副翼10也可在风扇本体5工作时同时内偏，从而改变涵道4的出口面积以改变出口处空气流速和静压，从而改变涵道的推力并适应不同速度的飞行状态；
31.如图1和图2，该集成涵道风扇的升力面，通过经电动力风扇本体5固定在涵道4内部，使之可承受动力系统重量、惯性力及拉力所产生的载荷，通过定子503位于扇叶502的后方，与发动机轴线形成一定的安装角，安装角角度根据风扇后的气流与轴线的夹角确定，可以起到对螺旋桨尾流整流作用，减小尾流旋转速度，避免螺旋桨尾流过早分离，同时通过与尾流的相对角度产生额外的推力，可降低螺旋桨噪声，升力面在大攻角状态，比如飞行器在垂直起降和平飞状态转换的过程中，或飞机在大攻角状态平飞中，涵道射流会通过粘性作用带走一部分环境空气，因此可以延缓升力面在大攻角状态上表面的分离，使得升力面可
以在较大迎角范围内都可以产生维持飞行器飞行的升力，从而可以减小机翼面积，降低结构重量，并提高飞行效率。
32.本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术，本发明使用到的标准零件均可以从市场上购买，异形件根据说明书的和附图的记载均可以进行订制，各个零件的具体连接方式均采用现有技术中成熟的螺栓、铆钉、焊接等常规手段，机械、零件和设备均采用现有技术中，常规的型号，加上电路连接采用现有技术中常规的连接方式，在此不再详述，本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
33.尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，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。