CN109334948A - 无舵面飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供的无舵面飞行器，涉及航空系统技术领域。该无舵面飞行器包括机翼、机身、离心风机、导流装置和后缘喷口。机翼设置在机身的两侧，离心风机安装在机身内，后缘喷口分别开设于襟翼和副翼的后缘。导流装置的一端与离心风机连接，另一端与后缘喷口连接。导流装置靠近离心风机的一端的尺寸大于导流装置靠近后缘喷口的一端的尺寸。该无舵面飞行器取消了副翼的舵面结构，增加一种新型的环量控制装置来实现对飞行器姿态的控制，通过增加机翼的环量，并且减少了飞行器的自重，实现增升的目的。

Description

无舵面飞行器

技术领域

本发明涉及航空系统技术领域，具体而言，涉及一种无舵面飞行器。

背景技术

随着航空技术的不断发展，飞行器在各个领域都有涉及。譬如，在军事上，可用于侦察监视，通信中继，电子对抗等；在民用上，可用于大地测量，环境监测等；在科研上，可用于大气研究，对核生化污染区的采样与监控等。伴随着飞行器应用领域的扩大，人们对于结构简单；易于操控；空间利用率高；高安全性，气动效率高的飞行器的需求越来越大。

现有飞行器多采用常规舵面进行操控飞行器的飞行姿态，但在高空飞行时飞行器靠机翼内的滑轨与铰链对飞行姿态进行控制，导致自身结构复杂，舵效不能达到最优效果，气动效能差；且暴露在外的尖锐，凹凸部分散射面积过大直接导致隐身性差，局限了现有飞行器的发展。

有鉴于此，设计制造出一种无舵面飞行器，质量小，具有良好的供气性能，是目前航空系统技术领域中急需改善的技术问题。

发明内容

本发明的目的包括提供一种无舵面飞行器，通过环量控制装置，即离心风机、导流装置和后缘喷口来实现机翼环量的增加，能合理利用飞行器的有限空间，质量小，有利于提高气动效率，达到增升减阻的目的。

本发明改善其技术问题是采用以下的技术方案来实现的。

本发明提供的一种无舵面飞行器，包括机翼、机身、离心风机、导流装置和后缘喷口。所述机翼设置在所述机身的两侧，所述离心风机安装在所述机身内，所述机翼的后缘设有副翼和襟翼，所述副翼相对所述襟翼远离所述机身；所述副翼和所述襟翼上均设有所述后缘喷口。所述导流装置的一端与所述离心风机连接，另一端与所述后缘喷口连接；所述导流装置靠近所述离心风机的一端的尺寸大于所述导流装置靠近所述后缘喷口的一端的尺寸。

进一步地，每个所述副翼上至少开设两个所述后缘喷口，分别设于所述副翼后缘的上表面和下表面。每个所述襟翼上至少开设两个所述后缘喷口，分别设于所述襟翼后缘的上表面和下表面。

进一步地，每个所述后缘喷口的高度为0.3mm至0.6mm。

进一步地，所述后缘喷口的宽度为100mm至500mm。

进一步地，所述导流装置靠近所述离心风机的一端设有进气口，所述进气口的外径为20mm至30mm；所述导流装置靠近所述后缘喷口的一端设有进气缝，所述进气缝的长度为40mm至60mm。

进一步地，所述导流装置包括导流片，所述导流片设于所述后缘喷口内。

进一步地，所述导流片的数量为多个，所述导流片具有预设的曲率，多个所述导流片均匀间隔设置在所述后缘喷口内，使所述离心风机产生的气流从相邻两个所述导流片之间喷出。

进一步地，所述导流片的数量为七个，所述导流片为弧形。

进一步地，每个所述导流片的厚度为0.5mm至1.5mm。

进一步地，所述后缘喷口与所述机翼一体成型。

本发明提供的无舵面飞行器具有以下几个方面的有益效果：

本发明提供的无舵面飞行器，包括机翼、机身、离心风机、导流装置和后缘喷口。机翼设置在机身的两侧，离心风机安装在机身内，后缘喷口开设于机翼的后缘。通过对离心风机、后缘喷口的合理布局，提高了无舵面飞行器的空间利用率。导流装置的一端与离心风机连接，另一端与后缘喷口连接。导流装置靠近离心风机的一端的尺寸大于导流装置靠近后缘喷口的一端的尺寸。该无舵面飞行器取消了副翼的舵面结构，减少了飞行器的自重。取而代之地，采用了一种新型的环量控制装置来实现对飞行器姿态的控制，即通过离心风机、导流装置和后缘喷口来增加机翼的环量，实现增升减阻的目的，具有良好的供气性能，提高飞行器的稳定性。

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无舵面飞行器的整体结构示意图；

图2为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器的左侧机翼的结构示意图；

图3为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器的副翼的截面结构示意图；

图4为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器的后缘喷口的截面结构示意图；

图5为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器的导流装置的一种结构示意图。

图标：100-无舵面飞行器；101-离心风机；110-机身；130-机翼；131-副翼；133-襟翼；140-后缘喷口；141-上喷口；143-下喷口；145-科恩达后缘；150-导流装置；151-喷流管；152-进气口；153-进气缝；155-导流片。

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。

现有飞行器多依靠舵面来达到操控飞行器的飞行姿态及滚转效果；借助动力装置来实现增升减阻，获得高升力，但其面临结构复杂，稳定性弱，飞行时的安全性不够，加工不易，后期维修难的问题。并且，现有的飞行器大多因其自身重量及空间利用的限制，导致其续航能力减弱，进一步影响飞行器的航程。

为了克服现有技术中的缺陷，本发明提供了一种无舵面飞行器，能减少飞行器的自重，并在一定程度上提供飞行器的空间利用率，同时，确保飞行器具有良好的气动性能。

图1为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器100的整体结构示意图，请参照图1。

本实施例提供的一种无舵面飞行器100，包括机翼130、机身110和环量控制装置，环量控制装置包括离心风机101、导流装置150和后缘喷口140。机翼130为两个，左右对称地设置在机身110的两侧，离心风机101安装在机身110内，后缘喷口140开设于机翼130的后缘。具体地，每个机翼130的后缘均设有襟翼133和副翼131，并且襟翼133相对副翼131更靠近机身110。襟翼133和副翼131上均开设有后缘喷口140。导流装置150的一端与离心风机101连接，另一端与后缘喷口140连接。导流装置150靠近离心风机101的一端的尺寸大于导流装置150靠近后缘喷口140的一端的尺寸。该无舵面飞行器100取消了副翼131的舵面结构，减少了飞行器的自重。取而代之地，采用了一种新型的环量控制装置来实现对飞行器姿态的控制，即通过离心风机101、导流装置150和后缘喷口140来增加机翼130的环量，实现增升减阻的目的，同时，该无舵面飞行器100能够合理的利用飞行器内部空间，达到更优化的气动布局，提高气动效率，进一步达到增加巡航时间，提高飞行稳定性。

需要说明的是，两个机翼130的结构呈左右对称分布，后文仅对一侧的机翼130结构进行详细阐述，以左侧机翼130为例进行说明。

图2为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器100的左侧机翼130的结构示意图，请参照图2。

左侧机翼130上设有襟翼133和副翼131，副翼131上至少开设两个后缘喷口140，分别设于副翼131后缘的上表面和下表面，每个后缘喷口140均通过导流装置150与离心风机101连通。襟翼133上至少开设两个后缘喷口140，分别设于襟翼133后缘的上表面和下表面，每个后缘喷口140均通过导流装置150与离心风机101连通。可选地，每个后缘喷口140的高度为0.3mm至0.6mm。后缘喷口140的宽度为100mm至500mm。其中，副翼131后缘的后缘喷口140的宽度为380mm至450mm，优选地为410.8mm。襟翼133后缘的后缘喷口140的宽度为100mm至150mm，优选地为133mm。

导流装置150靠近离心风机101的一端设有进气口152，进气口152的外径为20mm至30mm。导流装置150靠近后缘喷口140的一端设有进气缝153，进气缝153的长度为40mm至60mm。导流装置150可设计为一通气道，该通气道可以和机翼130一体成型，也可以通过设置喷流管151等，将离心风机101产生的气流输送至后缘喷口140。

本实施例中，通气道优选地采用喷流管151。通气道的一端连接离心风机101，呈圆口状，形成进气口152。进气口152的外径为20mm至30mm，优选地，外径约为24mm。通气道的另一端可设置呈扁平状，形成进气缝153，与后缘喷口140连接。进气缝153的长度为50mm至65mm，优选地，进气缝153的长度约为61mm。

图3为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器100的副翼131的截面结构示意图，图4为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器100的后缘喷口140的截面结构示意图，请参照图3和图4。

本实施例中，后缘喷口140与机翼130一体成型，比如，可采用3D打印技术形成一体，提高精确性，提高机翼130内部空间的利用率。如图4所示，副翼131上的后缘喷口140包括上喷口141和下喷口143，上喷口141设于副翼131后缘的上表面处，下喷口143设于副翼131后缘的下表面处。其中，副翼131后缘呈圆弧形过渡，圆弧半径为1mm至3mm，优选为2mm，此处也称科恩达后缘145。气流喷出后可形成科恩达效应，增加机翼130的环量。同理，襟翼133上的后缘喷口140结构类似。

图5为本发明具体实施例提供的无舵面飞行器100的导流装置150的一种结构示意图，请参照图5。

导流装置150还包括导流片155，导流片155设于后缘喷口140内。导流片155的数量为多个，导流片155具有预设的曲率，多个导流片155均匀间隔设置在后缘喷口140内，使离心风机101产生的气流从相邻两个导流片155之间喷出。本实施例中，导流片155的数量为七个，导流片155为弧形。每个导流片155的厚度为0.5mm至1.5mm，优选为约1mm。当然，并不仅限于此，导流片155的数量以及厚度并不仅限于上述列举值，数量还可以是三个、四个、五个等，厚度也可以是0.8mm、1.2mm等，这里不作具体限定。

本实施例提供的无舵面飞行器100，由离心风机101供气，离心风机101的数量不限，可以是一个、两个、三个或者更多，用于向各个后缘喷口140提供气流。离心风机101产生的气流通过一个或多个喷流管151道引导至各个后缘喷口140处，通过控制各个后缘喷口140的喷气量来实现对无舵面飞行器100的飞行姿态控制。机翼130后缘喷出气流后，能增加机翼130的环量。

具体地，通过调节离心风既转速大小来改变射流速度，从而改变环量控制所产生的气动力，并通过机翼130两边环量控制的不同输入量组合产生所需的力矩，从而实现对飞行姿态的有效控制。实现了通过机翼130内部装置对飞行器姿态的控制，并且这种控制方式，能有效抑制气流的分离，使机翼130后半部分气流再次附着，大幅度提升升力。

优选地，离心风机101内埋于机身110，结构紧凑，有效利用空间，通过喷流管151道连接后缘喷口140，或者在机翼130内开设通气道，以实现离心风机101的气流能进入后缘喷口140。本实施例中，由于在襟翼133和副翼131上开设后缘喷口140，导致后缘喷口140的截面非常小，经实验研究对比，后缘喷口140的高度为0.5mm与0.4mm时，在一定范围内随着射流出口高度减小增升效果加强而减阻效果降低，因此本实施例中优选后缘喷口140的高度为0.4mm。由于后缘喷口140高度的限制，要求气源对气体有很强的压缩效果，不能产生回流。在了解比较许多供气装置后，本实施例优选离心风机101，并且离心风机101的电机采用无刷电机，降低能耗，减少发热。

离心风机101从翼尖引气，提供高压高速气流，气流进入导流装置150后，速度会稍有下降，压力和温度都会上升，形成减速增压的过程，因射流出口的速度均匀性是影响环量控制激励器性能的一个重要因素，所以为了保证射流出口的速度均匀性，本实施例在后缘喷口140内部设置了导流片155，并对导流片155进行了优化设计，导流片155为有曲率的且厚度约为1mm的导流片155，并增加导流片155的数量至七片，将副翼131的后缘喷口140的出气缝长度优选为410.8mm，襟翼133上的后缘喷口140的出气缝长度优选为133mm。七个导流片155将后缘喷口140的出气缝长度平均分为六个区域，环量效果更好，致使气流经过弧形导流片155后，气体的速度会稍有上升，压力和温度会降低，气体才能较均匀地从后缘喷口140射出，提高出气量，增加飞行器的平稳性。该后缘喷口140内部的导流片155相较于现有飞行器的直线型整流片，对气流的利用率有着显著的提高，对于飞行器整体的气动效率更高。气流进一步到达机翼130后缘，当机翼130的科恩达后缘145(上喷口141和下喷口143之间的过渡圆弧)以2mm为半径过渡时，气流会在科恩达后缘145处的圆形壁面上形成柯恩达效应。环量控制技术一般由固定的几何升力面和圆形后缘组成，在升力面和圆形后缘之间开设后缘喷口140，在翼型内部空腔形成高压气流并通过开口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，因此，使机翼130后缘的气流后缘壁偏转，增加机翼130的环量，实现增升的目的，从而取代副翼131的舵面结构，实现相应的舵效，改变飞行器的飞行姿态。

本发明提供的无舵面飞行器100，其具体工作原理如下：

该无舵面飞行器100采用环量控制装置，即离心风机101、导流装置150和后缘喷口140，取代了常规机翼130的襟翼133、副翼131的舵面结构，达到对于偏航力矩的控制，具体通过调节离心风扇转速大小来改变射流速度。比如，当开启右机翼130的后缘上喷口141，机身110两侧产生一个偏航力矩，达到控制飞行器向左偏航的目的。如果此时再开启左机翼130的后缘下喷口143，则进一步能实现飞行器滚转的目的。并且可以通过控制输入离心风机101的电流大小，影响其转速的快慢，控制后缘喷口140的喷气量，进一步实现控制飞行器的姿态，从而通过改变环量控制产生气动力大小，通过两边机翼130的环量控制的不同输入量组合产生所需的力和力矩，从而实现对飞行姿态的有效控制。

常规舵面飞行器通过差动偏转来实现飞行姿态的控制，而本实施例中的无舵面飞行器100取代襟副翼131的舵面结构，通过开启一侧的环量控制来造成左右升力不平衡，以实现滚转、偏航姿态的操控。环量控制方便，由离心风机101供气，可以使机翼130后缘的气流向下偏转，增加一侧机翼130的环量，实现增升的目的，在不吹气时候环量控制的模式仅减少20％的升力，一旦吹气失效在环量控制下也能产生足够的升力。

相对于襟翼133的舵面结构，本实施例中的环量控制装置在实现高升力的同时能大大减小阻力。相对于副翼131的舵面结构，本实施例中的环量控制装置能实现等效滚转控制，还可以提高气动性能。该环量控制装置可以像常规舵面一样，使流经机翼130后缘的气流发生向上和向下的偏转，从而改变作用于机翼130的环量，另外柯恩达后缘喷射出的气流会给主流进行加速，加速效果随着环量控制装置输入电流的增加而增加。

试验测试发现，本实施例中的无舵面飞行器100，如果机翼130的翼型采用CLARK-Y，飞行器在有来流风速的情况下，开启环量控制装置所产生的升力增量大于无来流情况下的量。本实施例中环量控制的副翼131在风速10m/s时能够产生的最大滚转舵效可以相当于普通副翼131偏转5°，且该无舵面飞行器100的机翼130最大可以产生50°的副翼131舵效和10°的升降舵效。在10m/s的风速下升阻比约为6。该结果说明，在实际飞行过程中，环量控制装置所能造成的气动力变化量，除了跟直接力控制有关外，还跟流动控制有关。环量控制装置与副翼131舵效的对比，可以得出在迎角α<16°时，喷气系数Cμ＝0.030时，环量控制装置所产生的滚转力矩相当于副翼131偏转-8°。随着迎角继续增大，副翼131逐渐失效，而环量控制装置的控制效果却有着增强的趋势，进一步证明了大迎角下环量控制装置有着副翼131不具备的优势。对比环量控制装置与升降舵的舵效，喷气系数Cμ＝0.058时所产生的俯仰力矩系数ΔCm≈-0.07，升降舵舵偏角度δe＝10°时所产生的俯仰力矩系数ΔCm≈-0.06。即喷气系数Cμ＝0.058时所产生的俯仰控制效果等效于该普通副翼131升降舵偏转10°，即环量控制装置在一定程度上可以代替升降舵，达到相同的舵效。相比于常规飞行器，无舵面飞行器100的环量控制装置在大迎角时开启效果更佳，这是因为普通副翼131在24°大迎角时已经失速，而开启环量控制装置可以有效抑制气流的分离，使机翼130后半部分气流重新附着，大幅提升升力。

开启上吹气后，可以看到相比于未开启环量控制装置时，机翼130后缘的流线向下发生了偏转，并且可判断机翼130后缘靠近机翼130上表面的流场速度得到了增加，这是因为从后缘上出气缝吹出的高速气流跟主流发生了掺混，为主流注入了能量，并且由于后缘出口速度快，减小了出口处的压力，降低了来流方向的逆压梯度，提高了主流速度。

综上所述，本发明提供的无舵面飞行器100具有以下几个方面的有益效果：

本发明提供的无舵面飞行器100，运用了环量控制技术，可直接取代常规舵面飞行器的副翼131、襟翼133的舵面结构，通过环量控制来达到控制飞行器姿态的目的，且结构简单、紧凑。运用环量控制技术产生的升力，相较于传统飞行器有着显著的提升，飞行器内部的空间利用率提高.采用无舵面结构，机身110、机翼130表面光滑连接，无外挂突出物，减少了角反射数量，有效提高隐身性能。并且，具有更轻的重量，结构重量所占比重较轻，增大了有效装载空间。可实现短距起飞，节约能源，降低能耗，提高航程。同时，可以抑制气流分离，推迟失速，其作用的机理在于附壁效应对于翼型上表面气流的夹带及加速作用。

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 (10)

1.一种无舵面飞行器，其特征在于，包括机翼、机身、离心风机、导流装置和后缘喷口；所述机翼设置在所述机身的两侧，所述离心风机安装在所述机身内，所述机翼的后缘设有副翼和襟翼，所述副翼相对所述襟翼远离所述机身；所述副翼和所述襟翼上均设有所述后缘喷口；所述导流装置的一端与所述离心风机连接，另一端与所述后缘喷口连接；所述导流装置靠近所述离心风机的一端的尺寸大于所述导流装置靠近所述后缘喷口的一端的尺寸。

2.根据权利要求1所述的无舵面飞行器，其特征在于，每个所述副翼上至少开设两个所述后缘喷口，分别设于所述副翼后缘的上表面和下表面；每个所述襟翼上至少开设两个所述后缘喷口，分别设于所述襟翼后缘的上表面和下表面。

3.根据权利要求2所述的无舵面飞行器，其特征在于，每个所述后缘喷口的高度为0.3mm至0.6mm。

4.根据权利要求3所述的无舵面飞行器，其特征在于，所述后缘喷口的宽度为100mm至500mm。

5.根据权利要求1所述的无舵面飞行器，其特征在于，所述导流装置靠近所述离心风机的一端设有进气口，所述进气口的外径为20mm至30mm；所述导流装置靠近所述后缘喷口的一端设有进气缝，所述进气缝的长度为50mm至65mm。

6.根据权利要求5所述的无舵面飞行器，其特征在于，所述导流装置包括导流片，所述导流片设于所述后缘喷口内。

7.根据权利要求6所述的无舵面飞行器，其特征在于，所述导流片的数量为多个，所述导流片具有预设的曲率，多个所述导流片均匀间隔设置在所述后缘喷口内，使所述离心风机产生的气流从相邻两个所述导流片之间喷出。

8.根据权利要求7所述的无舵面飞行器，其特征在于，所述导流片的数量为七个，所述导流片为弧形。

9.根据权利要求6所述的无舵面飞行器，其特征在于，每个所述导流片的厚度为0.5mm至1.5mm。

10.根据权利要求1所述的无舵面飞行器，其特征在于，所述后缘喷口与所述机翼一体成型。