CN104986323A - 一种扇翼飞机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种扇翼飞机。所述扇翼飞机具有相互以机身(1)对称的第一机翼(2)以及第二机翼(3)，所述第一机翼(2)以及所述第二机翼(3)上设置有扇翼滚轮(4)，在飞机运行状态，所述扇翼滚轮(4)中的滚轮(41)承受与所述飞机运行方向相对的气流，其特征在于，所述扇翼飞机进一步包括增升装置(5)，所述增升装置(5)设置在所述扇翼滚轮(4)的入风侧，用于为所述扇翼滚轮(4)提供动力源，从而使扇翼滚轮(4)获得额外的动力。采用这种结构，对于同样的扇翼飞机，能够大幅度缩减扇翼飞机的滑跑距离，即提高了扇翼飞机的扇翼滚轮转换升力的效率。

Description

一种扇翼飞机
技术领域
本发明涉及扇翼飞机技术领域，特别是涉及一种扇翼飞机。
背景技术
扇翼飞机通常通过机身上的第一机翼以及第二机翼上设置的扇翼滚轮产生升力。具体地，扇翼类飞机产生升力的原理在于，滚轮转动时，滚轮内会形成一个漩涡，随着来流速度的增大，漩涡的中心由滚轮轴向向后偏移，偏移后产生了升力。
这个过程需要扇翼飞机相对气流做运动，起飞时，它需要加速到一定的速度才能获得足够的升力。简单来说，扇翼飞机需要一定跑道来进行加速才能够获得起飞时需要的升力。
由于扇翼的推力与升力耦合，当起飞重量增大时，单纯依靠滑跑起飞需要相当长的滑跑距离，即需要很长的跑道，即采用现有技术，起飞时滚轮转换的升力效率相当低下。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种扇翼飞机来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种扇翼飞机。所述扇翼飞机具有相互以机身对称的第一机翼以及第二机翼，所述第一机翼以及所述第二机翼上设置有扇翼滚轮，在飞机运行状态，所述扇翼滚轮中的滚轮承受与所述飞机运行方向相对的气流，所述扇翼飞机进一步包括增升装置，所述增升装置设置在所述扇翼滚轮的入风侧，用于为所述扇翼滚轮提供动力源，从而使扇翼滚轮获得额外的动力。
优选地，所述增升装置为所述扇翼滚轮提供的动力源为风力。
优选地，所述增升装置为所述扇翼滚轮提供的风力均匀作用在所述扇翼滚轮上，使得所述扇翼滚轮上的各个滚轮的受力均匀。
优选地，所述增升装置包括：动力发生装置，所述动力发生装置设置在所述机身，用于提供风力；喷流装置，所述喷流装置与所述动力发生装置连接，并设置在机身上，所述喷流装置用于将所述动力发生装置提供的风力以气流的方式喷向所述扇翼滚轮。
优选地，所述喷流装置的沿所述第一机翼-第二机翼方向的尺寸至少覆盖所述扇翼滚轮在该方向的尺寸的一半。
优选地，所述喷流装置的位置为：所述喷流装置向所述扇翼滚轮方向延长的延长线穿过所述扇翼滚轮中的滚轮的中心轴线。
优选地，所述喷流装置上具有喷流口，所述喷流口的开口方向能够使自所述喷流口喷射的气流的流向方向与所述扇翼飞机飞行时受到的气流方向相同。
优选地，所述喷流口的开口大小适于使所述喷流口所喷出的气流以条状形式喷射至所述扇翼滚轮上。
优选地，所述扇翼飞机为小型无人机。
本发明中的扇翼飞机包括增升装置，增升装置设置在扇翼滚轮的入风侧，用于为扇翼滚轮提供动力源，从而使扇翼滚轮获得额外的动力。这样，对于同样的扇翼飞机，能够大幅度缩减扇翼飞机的滑跑距离，即提高了扇翼飞机的扇翼滚轮转换升力的效率。
附图说明
图1是根据本发明一实施例的扇翼飞机的结构示意图。
附图标记：
1 机身 5 增升装置
2 第一机翼 52 喷流装置
3 第二机翼 521 喷流口
4 扇翼滚轮
41 滚轮
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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。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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”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保护范围的限制。
扇翼飞机具有相互以机身对称的第一机翼以及第二机翼，第一机翼以及所述第二机翼上设置有扇翼滚轮，在飞机运行状态，扇翼滚轮中的滚轮承受与所述飞机运行方向相对的气流。
本发明的扇翼飞机包括增升装置，增升装置设置在扇翼滚轮的入风侧，用于为扇翼滚轮提供动力源，从而使扇翼滚轮获得额外的动力。
本发明中的扇翼飞机包括增升装置，增升装置设置在扇翼滚轮的入风侧，用于为扇翼滚轮提供动力源，从而使扇翼滚轮获得额外的动力。这样，对于同样的扇翼飞机，能够大幅度缩减扇翼飞机的滑跑距离，即提高了扇翼飞机的扇翼滚轮转换升力的效率。
图1是根据本发明一实施例的扇翼飞机的结构示意图。
如图1所示的扇翼飞机包括增升装置5，增升装置5设置在扇翼滚轮4的入风侧，用于为扇翼滚轮4提供动力源，从而使扇翼滚轮4获得额外的动力，可以理解的是，该动力为能够使扇翼飞机提升的升力。
在本实施例中，增升装置5为扇翼滚轮4提供的动力源为风力。可以理解的是，该风力为压力气体，可以理解的是，该压力气体的大小应当不仅能够为扇翼滚轮4提供动力，且还不会由于压力过大而损坏扇翼滚轮4。
在本实施例中，增升装置5为扇翼滚轮4提供的风力均匀作用在扇翼滚轮4上，使得扇翼滚轮4上的各个滚轮41的受力均匀。即增升装置5提供的风力在任何位置的风压均相同，不会使得扇翼滚轮4的不同位置处出现不同的压力，从而防止了扇翼飞机受力不均。
参见图1，在本实施例中，增升装置5包括：动力发生装置(图中未示出)以及喷流装置52。
动力发生装置设置在机身1，用于提供风力。可以理解的是，该动力发生装置可以是风机、也可以是空气压缩机等其他形式的能够提供动力的装置。
喷流装置52与动力发生装置连接，并设置在机身1上，具体地，喷流装置52设置在扇翼滚轮4的进风处，从而使喷流装置52将动力发生装置提供的风力以气流的方式喷向扇翼滚轮4。
参见图1，在本实施例中，喷流装置52的沿第一机翼-第二机翼方向的尺寸至少覆盖扇翼滚轮4在该方向的尺寸的一半。采用这种结构，不会使喷流装置52妨碍到扇翼滚轮4的自然吸气，且还能够使扇翼滚轮4的受力均匀。
可以理解的是，喷流装置52的在上述方向上的尺寸可以根据需要而设定。
参见图1，在本实施例中，喷流装置52的位置为：喷流装置52向扇翼滚轮4方向延长的延长线穿过扇翼滚轮4中的滚轮41的中心轴线。可以理解的是，上述的延长线为虚拟延长线，并非实际延长线。
参见图1，在本实施例中，喷流装置52上具有喷流口521，喷流口521的开口方向能够使自喷流口521喷射的气流的流向方向与扇翼飞机飞行时受到的气流方向相同。即喷流装置52的喷流口521的的开口方向能够为喷流装置52提供的气流所需达到的效果与扇翼飞机飞行时受到的气流所给予扇翼飞机的效果相同。
有利的是，喷流口521的开口大小适于使喷流口521所喷出的气流以条状形式喷射至扇翼滚轮4上。采用这种方式，从而能够使喷流口521喷出的气流不会发散，而达不到本发明的效果。
有利的是，上述的扇翼飞机为小型无人机。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：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；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种扇翼飞机，所述扇翼飞机具有相互以机身（1）对称的第一机翼（2）以及第二机翼（3），所述第一机翼（2）以及所述第二机翼（3）上设置有扇翼滚轮（4），在飞机运行状态，所述扇翼滚轮（4）中的滚轮（41）承受与所述飞机运行方向相对的气流，其特征在于，所述扇翼飞机进一步包括增升装置（5），所述增升装置（5）设置在所述扇翼滚轮（4）的入风侧，用于为所述扇翼滚轮（4）提供动力源，从而使扇翼滚轮（4）获得额外的动力。
2.如权利要求1所述的扇翼飞机，其特征在于，所述增升装置（5）为所述扇翼滚轮（4）提供的动力源为风力。
3.如权利要求2所述的扇翼飞机，其特征在于，
所述增升装置（5）为所述扇翼滚轮（4）提供的风力均匀作用在所述扇翼滚轮（4）上，使得所述扇翼滚轮（4）上的各个滚轮（41）的受力均匀。
4.如权利要求3所述的扇翼飞机，其特征在于，所述增升装置（5）包括：
动力发生装置，所述动力发生装置设置在所述机身（1），用于提供风力；
喷流装置（52），所述喷流装置（52）与所述动力发生装置（51）连接，并设置在机身（1）上，所述喷流装置（52）用于将所述动力发生装置（51）提供的风力以气流的方式喷向所述扇翼滚轮（4）。
5.如权利要求4所述的扇翼飞机，其特征在于，所述喷流装置（52）的沿所述第一机翼-第二机翼方向的尺寸至少覆盖所述扇翼滚轮（4）在该方向的尺寸的一半。
6.如权利要求5所述的扇翼飞机，其特征在于，所述喷流装置（52）的位置为：所述喷流装置（52）向所述扇翼滚轮（4）方向延长的延长线穿过所述扇翼滚轮（4）中的滚轮（41）的中心轴线。
7.如权利要求6所述的扇翼飞机，其特征在于，所述喷流装置（52）上具有喷流口（521），所述喷流口（521）的开口方向能够使自所述喷流口（521）喷射的气流的流向方向与所述扇翼飞机飞行时受到的气流方向相同。
8.如权利要求6所述的扇翼飞机，其特征在于，所述喷流口（521）的开口大小适于使所述喷流口（521）所喷出的气流以条状形式喷射至所述扇翼滚轮（4）上。
9.如权利要求1至8所述的扇翼飞机，其特征在于，所述扇翼飞机为小型无人机。
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