CN108163184B - 吹气环量自调节飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供的吹气环量自调节飞行器，涉及飞行器技术领域。该吹气环量自调节飞行器包括飞行器本体、处理器、储气罐、电子扫描阀、进风管和放气管。处理器和储气罐分别安装在飞行器本体上，放气管与储气罐连接，处理器与电子扫描阀连接，电子扫描阀安装在进风管上，电子扫描阀用于检测进风管的压力，并将压力信号传递至处理器，处理器根据接收的压力信号进行分析，并控制储气罐放气，以调整飞行器的飞行状态。该吹气环量自调节飞行器结构简单，具有较好的增升减阻和增加飞行过程中飞行器稳定性的效果，成本低，自适应能力强。

Description

吹气环量自调节飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，具体而言，涉及一种吹气环量自调节飞行器。

背景技术

随着航空技术的不断发展，人们对具有更高升阻比，更优气动布局飞行器的需求越来越大。现有技术是将飞行器的翼型不断优化，实现更高的升阻比或者采用不同的气动布局来改善飞行器整体的结构等，以此来达到增升减阻的目标。

然而，通过优化翼型或者改变迎角和弯度，升力系数会有一个非常明确的极限值。而且，如果迎角太大或者弯度增加太多，流线就会被破坏并且流动从机翼上分离，使机翼处于失速状态。因此，现有的大多数飞行器没有能够通过不改变迎角和弯度来有效增加升阻比的方法。

有鉴于此，设计制造出一种吹气环量自调节飞行器，改善飞行器的升阻比，是目前航空领域中急需改善的技术问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种吹气环量自调节飞行器，能够通过电子扫描阀检测进风管的压力特性，并将压力特性传递至处理器，处理器经过分析计算，控制储气罐释放气体，气体经放气管排到飞行器尾部，在飞行器尾部发生附壁效应，形成吹气环量，从而提高飞行器的升阻比，改良翼型的气动特性，降低飞行器失速的风险，结构简单，操控方便、灵活，且控制精度高。

本发明的目的还在于提供一种吹气环量自调节飞行器，在放气管的末端开设有射流孔，射流孔的截面积比放气管的截面积小，呈扁平状，在射流孔的作用下，射流孔口后附面层内的速度和动量增加迅速，相应区域的静压降低，形成射流孔口前后较大的压力差，带动上表面的流速增大，翼型的环量值增加，升力随之变大。该吹气环量自调节飞行器的增生减阻效果明显，同时具有增加飞行稳定性的效果。

本发明改善其技术问题是采用以下的技术方案来实现的。

本发明提供的一种吹气环量自调节飞行器，所述吹气环量自调节飞行器包括飞行器本体、处理器、储气罐、电子扫描阀、进风管和放气管。

所述处理器和所述储气罐分别安装在所述飞行器本体上，所述进风管开设于所述飞行器本体上，所述进风管的管口指向所述飞行器的头部；所述放气管开设于所述飞行器本体上，所述放气管的管口指向所述飞行器的尾部。

所述放气管与所述储气罐连接，所述处理器与所述电子扫描阀连接，所述电子扫描阀安装在所述进风管上，所述电子扫描阀用于检测所述进风管的压力，并将压力信号传递至所述处理器，所述处理器根据接收的所述压力信号进行分析，并控制所述储气罐放气，在所述飞行器的尾部形成吹气环量，以调整所述飞行器的飞行状态。

进一步地，所述飞行器本体包括机身和机翼，所述机身包括第一机身和第二机身，所述第一机身与所述第二机身一体成型，所述第一机身与所述第二机身关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

所述机翼包括第一机翼和第二机翼，所述第一机翼连接在所述第一机身远离所述第二机身的一侧，所述第二机翼连接在所述第二机身远离所述第一机身的一侧；所述第一机翼和所述第二机翼关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

进一步地，所述进风管开设在所述机身上，所述进风管包括至少两个进风口，至少一个所述进风口开设于所述第一机身上，至少一个所述进风口开设于所述第二机身上，且所述进风口的开口朝向所述飞行器的头部，所述进风管关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

进一步地，所述进风管包括第一分段、第二分段和第三分段，所述第一分段设于所述第一机身上，所述第二分段设于所述第二机身上，所述第三分段的两端分别与所述第一分段、所述第二分段连接；所述第一分段与所述第三分段连接处采用圆弧过渡连接，所述第二分段与所述第三分段连接处采用圆弧过渡连接；所述第一分段与所述第二分段关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

进一步地，所述放气管的末端开设有射流孔，所述射流孔与所述放气管连通，所述储气罐释放气体，所述气体经所述放气管、所述射流孔喷出，在所述飞行器的尾部形成吹气环量。

进一步地，所述放气管包括主管道和多个支管，多个所述支管与所述主管道连通，所述主管道与所述储气罐连通。

进一步地，所述第一机身上设有多个所述支管，所述第二机身上设有多个所述支管，多个所述支管关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

进一步地，所述第一机身上设置的所述支管的数量为两个至八个，所述第二机身上设置的所述支管的数量为两个至八个。

进一步地，所述储气罐与所述放气管之间设有调节阀，所述调节阀用于控制所述放气管喷出的气体压力和流量。

本发明提供的一种吹气环量自调节飞行器，所述吹气环量自调节飞行器包括飞行器本体、处理器、储气罐、电子扫描阀、进风管和放气管。

所述处理器和所述储气罐分别安装在所述飞行器本体上，所述进风管开设于所述飞行器本体上，所述进风管的管口指向所述飞行器的头部；所述放气管开设于所述飞行器本体上，所述放气管的管口指向所述飞行器的尾部。

所述放气管的末端开设有射流孔，所述射流孔的截面积小于所述放气管的截面积，所述射流孔呈扁平状。

所述放气管与所述储气罐连接，所述处理器与所述电子扫描阀连接，所述电子扫描阀安装在所述进风管上，所述电子扫描阀用于检测所述进风管的压力，并将压力信号传递至所述处理器，所述处理器根据接收的所述压力信号进行分析，并控制所述储气罐放气，在所述飞行器的尾部形成吹气环量，以调整所述飞行器的飞行状态。

本发明提供的吹气环量自调节飞行器具有以下几个方面的有益效果：

本发明提供的一种吹气环量自调节飞行器，放气管与储气罐连接，处理器与电子扫描阀连接，电子扫描阀安装在进风管上，电子扫描阀用于检测进风管的压力，并将压力信号传递至处理器，处理器根据接收的压力信号进行分析，并控制储气罐放气，在飞行器的尾部形成吹气环量，以调整飞行器的飞行状态。该吹气环量自调节飞行器结构简单，在不改变迎角和弯度的情况下，有效增加升阻比，提高飞行过程中飞行器的稳定性。

本发明提供的另一种吹气环量自调节飞行器，在放气管的末端开设有射流孔，射流孔的截面积比放气管的截面积小，射流孔的形状呈扁平状。在射流孔的作用下，射流孔口后附面层内的速度和动量增加迅速，相应区域的静压降低，形成射流孔口前后较大的压力差，带动上表面的流速增大，翼型的环量值增加，升力随之变大。该吹气环量自调节飞行器的增生减阻效果明显，同时具有增加飞行稳定性的效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1为本发明具体实施例提供的吹气环量自调节飞行器的一种视角的结构示意图；

图2为本发明具体实施例提供的吹气环量自调节飞行器的另一种视角的结构示意图；

图3为本发明具体实施例提供的吹气环量自调节飞行器的一侧的翼型前缘结构的一种视角的示意图；

图4为本发明具体实施例提供的吹气环量自调节飞行器的一侧的翼型后缘结构的一种视角的示意图。

图标：10-吹气环量自调节飞行器；1-电子扫描阀；2-进风管；21-第一分段；22-第二分段；23-第三分段；3-储气罐；4-放气管；41-主管道；42-支管；5-第一机身；6-第二机身；7-第一机翼；8-第二机翼。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地描述，显然，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。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”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，或者是本发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，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设备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。

本发明的“第一”、“第二”等，仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

图1为本发明具体实施例提供的吹气环量自调节飞行器10的一种视角的结构示意图，图2为本发明具体实施例提供的吹气环量自调节飞行器10的另一种视角的结构示意图，请参照图1和图2。

本实施例提供的一种吹气环量自调节飞行器10，吹气环量自调节飞行器10包括飞行器本体、处理器、储气罐3、电子扫描阀1、进风管2和放气管4。

处理器和储气罐3分别安装在飞行器本体上，进风管2开设于飞行器本体上，进风管2的管口指向飞行器的头部；放气管4开设于飞行器本体上，放气管4的管口指向飞行器的尾部。

放气管4与储气罐3连接，处理器与电子扫描阀1连接，电子扫描阀1安装在进风管2上，电子扫描阀1用于检测进风管2的压力，并将压力信号传递至处理器，处理器根据接收的压力信号进行分析，并控制储气罐3放气，在飞行器的尾部形成吹气环量，以调整飞行器的飞行状态。

可选地，储气罐3内存储高压气体，处理器优选机载电脑，机载电脑安装在机身上，是控制飞行器运行的核心部件。

飞行器本体包括机身和机翼，机身包括第一机身5和第二机身6，第一机身5与第二机身6一体成型，第一机身5与第二机身6关于飞行器的轴线呈左右对称分布。

机翼包括第一机翼7和第二机翼8，第一机翼7连接在第一机身5远离第二机身6的一侧，第二机翼8连接在第二机身6远离第一机身5的一侧；第一机翼7和第二机翼8关于飞行器的轴线呈左右对称分布。

图3为本发明具体实施例提供的吹气环量自调节飞行器10的一侧的翼型前缘结构的一种视角的示意图，请参照图3。

具体的，进风管2开设在机身上，进风管2包括至少两个进风口，至少一个进风口开设于第一机身5上，至少一个进风口开设于第二机身6上，且进风口的开口朝向飞行器的头部，进风管2关于飞行器的轴线呈左右对称分布。

进风管2包括第一分段21、第二分段22和第三分段23，第一分段21设于第一机身5上，第二分段22设于第二机身6上，第三分段23的两端分别与第一分段21、第二分段22连接；第一分段21与第三分段23连接处采用圆弧过渡连接，第二分段22与第三分段23连接处采用圆弧过渡连接；第一分段21与第二分段22关于飞行器的轴线呈左右对称分布。

优选地，在本实施例中，进风管2开设在机身内部，并与外界空气连通。进风管2的数量为一个，第一分段21、第二分段22和第三分段23一体成型，且第一分段21、第二分段22和第三分段23分别为直线形状，仅在连接处采用圆弧过渡连接，减少进风管2的应力集中，提高空气在进风管2内的流动流畅度，电子扫描阀1检测的压力信号更加准确可靠。

当然，并不仅限于此，进风管2的数量也可以是多个，比如，两个、三个或者更多，进风管2也可以是弯管。电子扫描阀1分别检测各个进风管2的压力特性，并将各个进风管2的压力信号传递至处理器中，处理器采用多个进风管2的压力特性求取平均值或者其他算法，进行比较分析，控制储气罐3释放气体，以调整飞行器的飞行姿态。

图4为本发明具体实施例提供的吹气环量自调节飞行器10的一侧的翼型后缘结构的一种视角的示意图，请参照图4。

放气管4设于机身内，与外界空气连通，即放气管4位于翼型内，放气管4的末端开设有射流孔，即在翼面上靠近后缘位置开设射流孔。射流孔与放气管4连通，储气罐3释放气体，气体经放气管4、射流孔喷出，在飞行器的尾部形成吹气环量。具体地，射流孔的截面积比放气管4的截面积小，射流孔的形状为扁平状，可以为矩形、椭圆形或其他形状等，这里不作具体限定。

可选地，放气管4包括主管道41和多个支管42，多个支管42与主管道41连通，主管道41与储气罐3连通。储气罐3与放气管4之间设有调节阀，调节阀用于控制放气管4中气体喷出的压力和流量。调节阀优选为电控阀，电控阀与处理器连接。处理器通过调节电控阀的输出电流，以调节电控阀的开度，从而实现对储气罐3内高压气体的压力和流量调节。

第一机身5上设有多个支管42，第二机身6上设有多个支管42，多个支管42关于飞行器的轴线呈左右对称分布。第一机身5上设置的支管42的数量为两个至八个，第二机身6上设置的支管42的数量为两个至八个。

优选地，在本实施例中，主管道41为一条直线管道，支管42分别与主管道41连通，电控阀设置在储气罐3与主管道41之间，第一机身5和第二机身6上设置的支管42数量分别为五个。当然，并不仅限于此，支管42数量也可以设置为其他数值，电控阀的数量也可以不仅限于一个，在其它实施例中，也可以每个支管42上均设置电控阀，调节每个支管42的放气速度和放气量，这里不作具体限定。

本实施例提供的吹气环量自调节飞行器10，其工作原理如下：

通过电子压力扫描阀来监测进风管2两端的压力，从而判断两侧翼型的来流情况，电子扫描阀1将监测到的压力信号传递至处理器，处理器通过计算电子扫描阀1传来的两侧翼型的气流特性，对比得出两侧翼型的气动特性差异。根据两侧翼型的气动特性差异控制电控阀，使得储气罐3释放高压气体，来调控机身两侧放气管4的放气量和放气速度，电控阀能够调控储气罐3的放气量，用气量更加高效，采用储气罐3存储气体比采用涡轮增压更加高效。储气罐3释放的气体经放气管4、射流孔喷出高压气体，形成沿着圆形后缘曲壁的吹气气流。高压气体通过射流孔沿着物面切向产生射流，射流与外流混合后沿着弯曲的圆形后缘表面形成附壁效应。

在射流作用下，射流孔后附面层内的速度和动量增加迅速，相应区域的静压降低，形成射流孔前后较大的压力差，带动上表面的流速增大，促使前驻点位置也不断下移，出现前后驻点不断靠近的趋势，翼型的环量值增加，升力随之变大。同时射流与外流混合，带动外流使流线发生较大偏折，产生类似于襟副翼的效果，增加了翼型的弯度，实现了升力的提升，也增强了飞行器的稳定性。

综上所述，本发明提供的吹气环量自调节飞行器10具有以下几个方面的有益效果：

本发明提供的吹气环量自调节飞行器10，能在较小的射流动量下产生很大的环量，并能通过调节射流孔的射流量的大小来控制环量的大小及流动状况，有效改良翼型的气动特性，降低飞行器失速的风险，具有较好的增升减阻和增加飞行过程中飞行器稳定性的效果，同时构造也比较简单。由于吹气环量可控的特点，能够有效控制颤振及失速的发生。该吹气环量自调节飞行器10结构简单，生产成本低，操控灵活方便，自适应能力强，具有较好的增升减阻和增加飞行器稳定性的效果，适用范围广。

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、组合和变化。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。

Claims (9)

1.一种吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述吹气环量自调节飞行器包括飞行器本体、处理器、储气罐、电子扫描阀、进风管和放气管；

所述处理器和所述储气罐分别安装在所述飞行器本体上，所述进风管开设于所述飞行器本体上，所述进风管的管口指向所述飞行器的头部；所述放气管开设于所述飞行器本体上，所述放气管的管口指向所述飞行器的尾部；

所述放气管的末端开设有射流孔，所述射流孔的截面积小于所述放气管的截面积，所述射流孔呈扁平状；

所述放气管与所述储气罐连接，储气罐与放气管之间设有调节阀；调节阀为电控阀，电控阀与处理器连接；所述处理器与所述电子扫描阀连接，所述电子扫描阀安装在所述进风管上，所述电子扫描阀用于检测所述进风管的压力，并将压力信号传递至所述处理器，所述处理器根据接收的所述压力信号进行分析，并控制所述储气罐放气，在所述飞行器的尾部形成吹气环量，以调整所述飞行器的飞行状态；

其中，通过电子压力扫描阀来监测进风管两端的压力，从而判断两侧翼型的来流情况，电子压力扫描阀将监测到的压力信号传递至处理器，处理器通过计算电子扫描阀传来的两侧翼型的气流特性，对比得出两侧翼型的气动特性差异；根据两侧翼型的气动特性差异控制电控阀，使得储气罐释放气体，来调控机身两侧放气管的放气量和放气速度。

2.根据权利要求1所述的吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述飞行器本体包括机身和机翼，所述机身包括第一机身和第二机身，所述第一机身与所述第二机身一体成型，所述第一机身与所述第二机身关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布；

所述机翼包括第一机翼和第二机翼，所述第一机翼连接在所述第一机身远离所述第二机身的一侧，所述第二机翼连接在所述第二机身远离所述第一机身的一侧；所述第一机翼和所述第二机翼关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

3.根据权利要求2所述的吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述进风管开设在所述机身上，所述进风管包括至少两个进风口，至少一个所述进风口开设于所述第一机身上，至少一个所述进风口开设于所述第二机身上，且所述进风口的开口朝向所述飞行器的头部，所述进风管关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

4.根据权利要求3所述的吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述进风管包括第一分段、第二分段和第三分段，所述第一分段设于所述第一机身上，所述第二分段设于所述第二机身上，所述第三分段的两端分别与所述第一分段、所述第二分段连接；所述第一分段与所述第三分段连接处采用圆弧过渡连接，所述第二分段与所述第三分段连接处采用圆弧过渡连接；所述第一分段与所述第二分段关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

5.根据权利要求1所述的吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述射流孔与所述放气管连通，所述储气罐释放气体，所述气体经所述放气管、所述射流孔喷出，在所述飞行器的尾部形成吹气环量。

6.根据权利要求2所述的吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述放气管包括主管道和多个支管，多个所述支管与所述主管道连通，所述主管道与所述储气罐连通。

7.根据权利要求6所述的吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述第一机身上设有多个所述支管，所述第二机身上设有多个所述支管，多个所述支管关于所述飞行器的轴线呈左右对称分布。

8.根据权利要求7所述的吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述第一机身上设置的所述支管的数量为两个至八个，所述第二机身上设置的所述支管的数量为两个至八个。

9.根据权利要求1所述的吹气环量自调节飞行器，其特征在于，所述调节阀用于控制所述放气管喷出的气体压力和流量。