CN109677608A - 无尾飞翼耦合动力飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供的无尾飞翼耦合动力飞行器，涉及航空气动技术领域。该无尾耦合动力飞行器包括机翼、机身、矢量涵道风扇、矢量喷管和喷流管道。机翼设于机身的两侧，矢量涵道风扇安装在机身上，喷流管道设于矢量喷管和机翼之间；机翼上设有喷流口，矢量喷管与矢量涵道风扇连接，喷流口通过喷流管道与矢量喷管连通。该无尾飞翼耦合动力飞行器克服了传统飞行器所固有的缺陷，机翼在不同阶段都有着不可缺失的作用。同时，具有灵活的起降能力和定点悬停的作业能力，运输效率远远大于旋翼飞行器，在起降和巡航阶段气动性能以及整机效率都有着很明显的提高。

Description

无尾飞翼耦合动力飞行器

技术领域

本发明涉及航空气动技术领域，具体而言，涉及一种无尾飞翼耦合动力飞行器。

背景技术

传统的大多数无人机都存在一定的技术问题，无法做到优势集中。如多旋翼飞行器通过提高旋翼旋转增加拉力，操作灵活，但旋翼之间存在重叠区域，存在气动干扰。历史上非常著名的几款直升机，如法国的海豚直升机以及美国的阿帕奇直升机等都曾因为这个原因而重新修改气动布局设计。固定翼飞行器比起多旋翼飞行器有更高的稳定性和续航能力，但大多数固定翼飞行器机动、灵活性不足，难以做到定点悬停，起降仍需要依赖跑道。

有鉴于此，设计制造出一种无尾飞翼耦合动力飞行器，能够将多种优势集于一体，克服了传统飞行器所固有的缺陷，是目前航空气动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尾飞翼耦合动力飞行器，采用翼身融合布局及环量增升装置，克服了传统飞行器所固有的缺陷，具有灵活的起降能力和定点悬停的作业能力，气动性能良好。

本发明改善其技术问题是采用以下的技术方案来实现的。

本发明提供的无尾飞翼耦合动力飞行器，包括机翼、机身和环量增升装置，所述环量增升装置包括矢量涵道风扇、矢量喷管和喷流管道。所述机翼设于所述机身的两侧，所述矢量涵道风扇安装在所述机身上，所述喷流管道设于所述矢量喷管和所述机翼之间。所述机翼上设有喷流口，所述矢量喷管与所述矢量涵道风扇连接，所述喷流口通过所述喷流管道与所述矢量喷管连通。

进一步地，所述矢量涵道风扇半埋入式安装在所述机身上。

进一步地，所述机翼包括主机翼、前缘缝翼和后缘襟翼，所述前缘缝翼设于所述主机翼的前端，所述后缘襟翼设于所述主机翼的后端，且靠近所述矢量喷管设置；所述前缘缝翼和所述后缘襟翼上分别设有所述喷流口。

进一步地，所述喷流口包括第一喷流口和第二喷流口，所述前缘缝翼开设有所述第一喷流口，所述第一喷流口通过所述喷流管道与所述矢量喷管连通。所述后缘襟翼开设有所述第二喷流口，所述第二喷流口通过所述喷流管道与所述矢量喷管连通。

进一步地，所述喷流管道包括第一管道和第二管道，所述第一管道与所述矢量喷管连接，所述第二管道的中部与所述第一管道连通，所述第二管道的两端分别与所述第一喷流口、所述第二喷流口连通。

进一步地，所述前缘缝翼内设有前缘喷管，所述第二管道通过所述前缘喷管与所述第一喷流口连通。

进一步地，所述后缘襟翼内设有后缘喷管，所述第二管道通过所述后缘喷管与所述第二喷流口连通。

进一步地，所述第二喷流口内设有导流片，所述导流片呈曲线型，将气流均匀喷出。

进一步地，所述矢量涵道风扇包括叶扇和外壳，所述外壳设有环形涵道，所述叶扇设于所述环形涵道内，所述矢量喷管与所述外壳连接。

进一步地，所述矢量喷管与所述环形涵道连通，并与所述外壳转动连接。

本发明提供的无尾飞翼耦合动力飞行器具有以下几个方面的有益效果：

本发明提供的无尾飞翼耦合动力飞行器，包括机翼、机身、矢量涵道风扇、矢量喷管和喷流管道。机翼设于机身的两侧，采用翼身融合布局，翼身没有明显的分接口，可大幅度减小阻力，提高了续航时间和机动性，增加了经济效益。矢量涵道风扇安装在机身上，结构紧凑、体积小，质量相对较轻。喷流管道设于矢量喷管和机翼之间，机翼上设有喷流口，矢量喷管与矢量涵道风扇连接，喷流口通过喷流管道与矢量喷管连通。该无尾飞翼耦合动力飞行器采用环量增升技术，克服了传统飞行器所固有的缺陷，机翼在不同阶段都有着不可缺失的作用。同时，具有灵活的起降能力和定点悬停的作业能力，运输效率远远大于旋翼飞行器，在起降和巡航阶段气动性能以及整机效率都有着很明显的提高。

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尾飞翼耦合动力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尾飞翼耦合动力飞行器的矢量涵道风扇的安装结构示意图；

图3为本发明具体实施例提供的无尾飞翼耦合动力飞行器的机翼内部结构示意图；

图4为本发明具体实施例提供的无尾飞翼耦合动力飞行器的机翼在后缘襟翼处的截面结构示意图。

图标：100-无尾飞翼耦合动力飞行器；110-机身；101-矢量涵道风扇；103-矢量喷管；130-机翼；131-前缘缝翼；132-前缘喷管；133-后缘襟翼；134-后缘喷管；140-第二喷流口；150-喷流管道；151-第一管道；153-第二管道；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。

随着现代化进程的推进，航空技术飞速发展，无人机的使用范围已拓展至军事、民用和科研三大领域。在军事上，可用于侦察监视、通信中继、电子对抗、火力制导、早期预警等；在民用上，可用于大地测量、城市环境检测、地球资源勘测和森林防火、农业勘测、交通、民用导航、环境保护等；在科研上，可用于大气研究、气象观测、对核生化污染区的采样与监控，以及新技术、新设备和新飞行器的试验验证等。而随着无人机应用领域的扩大，人们对无人机在气动布局和气动效率方面的要求也越来越高。

本申请提出的无尾飞翼耦合动力飞行器，是一种优势集中的无尾飞翼耦合动力的新型气动布局飞行器，具有良好的气动性能，克服了传统飞行器所固有的缺陷，机翼在不同阶段都有着不可缺失的作用。同时，具有灵活的起降能力和定点悬停的作业能力，运输效率远远大于旋翼飞行器，在起降和巡航阶段气动性能以及整机效率都有着很明显的提高。

图1为本发明具体实施例提供的无尾飞翼耦合动力飞行器100的整体结构示意图，图2为本发明具体实施例提供的无尾飞翼耦合动力飞行器100的矢量涵道风扇101的安装结构示意图，请参照图1和图2。

该无尾飞翼耦合动力飞行器100包括机翼130、机身110和环量增升装置。环量增升装置包括矢量涵道风扇101、矢量喷管103和喷流管道150。机翼130设于机身110的两侧，矢量涵道风扇101安装在机身110上，喷流管道150设于矢量喷管103和机翼130之间。机翼130上设有喷流口，矢量喷管103与矢量涵道风扇101连接，喷流口通过喷流管道150与矢量喷管103连通。优选地，矢量涵道风扇101半埋入式安装在机身110上，更好地与飞行器机身110融合，减小风阻，并降低了风扇短舱的结构重量，可以有效地产生用于克服自身重量和所挂载荷所需的升力。该矢量涵道风扇101包括叶扇和外壳，外壳设有环形涵道，叶扇设于环形涵道内，矢量喷管103与外壳连接，将环形涵道内产生的高压气流引入到喷流口。可选地，矢量喷管103与环形涵道连通，并与外壳转动连接，以适应不同的工况。如图2所示，图中两个矢量喷管103分别代表两种不同工况下的应用场景。由于叶扇被环形涵道所包围，通过叶扇和涵道气流的共同作用，在同样功率消耗下，较同样直径的孤立风扇桨，会产生更大的拉力。该无尾飞翼耦合动力飞行器100既可以像旋翼飞行器一样起降和空中悬停，又可以像固定翼飞行器一样高速前飞，同时由于矢量涵道风扇101的涵道结构的作用，它的气动噪声更低，使用安全性更好。

机翼130包括主机翼130、前缘缝翼131和后缘襟翼133，前缘缝翼131设于主机翼130的前端，后缘襟翼133设于主机翼130的后端，且靠近矢量喷管103设置。前缘缝翼131和后缘襟翼133上分别设有喷流口。具体的，喷流口包括第一喷流口和第二喷流口140，前缘缝翼131开设有第一喷流口，第一喷流口通过喷流管道150与矢量喷管103连通。前缘缝翼131通过第一喷流口喷流，可平衡矢量喷管103所产生的抬头力矩，延迟失速分离。后缘襟翼133开设有第二喷流口140，第二喷流口140通过喷流管道150与矢量喷管103连通。后缘襟翼133通过第二喷流口140喷流，能有效改善翼身融合处的流场性质，产生环量增升，显著提高升力体的升力。

本实施例中，机翼130为增设有喷流口的三段翼。可选地，前缘缝翼131采用CLARK-YM18翼型，其上设置第一喷流口，主要作用是通过高速气流为后边翼面边界层内的低能气流补充能量，使边界层的厚度减薄，气流分离延迟，失速迎角增大，由此获得高的升力。后缘襟翼133可以采用CLARK-YM15翼型，其上设置第二喷流口140，应用环量增升技术，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。环量控制产生升力的主要原理是，利用流体在曲面外形上的附壁效应，通过机翼130后缘的切向射流，应用科恩达效应推迟边界层的分离，改变翼型后缘驻点的位置，提高升力，降低飞行器起飞速度，缩短滑跑距离，在增大飞行器升力的同时，也增大了它的失速迎角。

对比NASASC20712翼型的升力系数和30P-30N的升力系数可以看出，前缘缝翼131和后缘襟翼133极大地提高了翼型的最大升力系数，可由原来的1.75提高到3.15，并使失速攻角从15度推迟到21度。在不改变机械增升装置结构的前提下，利用环量增升改变多段翼流场，提升多段翼气动特性。将环量增升方式与机械增升装置结合起来，可以大幅度增加各个翼面的升力系数，增加总升力，提高多段翼的气动性能，有效缩短滑跑距离。

图3为本发明具体实施例提供的无尾飞翼耦合动力飞行器100的机翼130内部结构示意图，图4为本发明具体实施例提供的无尾飞翼耦合动力飞行器100的机翼130在后缘襟翼133处的截面结构示意图，请参照图3和图4。

可选地，喷流管道150包括第一管道151和第二管道153，第一管道151与矢量喷管103连接，第二管道153的中部与第一管道151连通，第二管道153的两端分别与第一喷流口、第二喷流口140连通。前缘缝翼131内设有前缘喷管132，第二管道153通过前缘喷管132与第一喷流口连通。相应地，后缘襟翼133内设有后缘喷管134，第二管道153通过后缘喷管134与第二喷流口140连通。需要说明的是，第一管道151和第二管道153可以一体成型也可以分体连接，这里不作具体限定。

优选地，在本实施例中，第二喷流口140内设有导流片155，导流片155呈曲线型，将气流均匀喷出。具体的，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内，使离心风机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。七个导流片155将后缘喷口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射出，提高出气量，增加飞行器的平稳性。该后缘喷口内部的导流片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。

可选地，第一喷流口内也可以设置上述的导流片155，具体结构与第二喷流口140中的导流片155结构相似，这里不再赘述。

本发明提供的无尾飞翼耦合动力飞行器100，其具体工作原理如下：

该无尾飞翼耦合动力飞行器100包括涵道矢量风扇、矢量喷管103、主机翼130、前缘缝翼131、后缘襟翼133和喷流管道150。矢量喷管103的一端与矢量涵道风扇101连接，另一端通过喷流管道150分别与前缘缝翼131及后缘襟翼133连接。矢量涵道风扇101半埋入式安装在机身110，作为飞行器的动力装置及飞行装置，实现飞行器的起降及飞行，缩短起降距离。起飞状态下，边界层抽吸将有效延迟气流分离、缩短滑跑距离。飞行过程中，涵道风扇为前缘缝翼131和后缘襟翼133提供喷流，形成环量增升效应，增加翼面升力系数，增大总升力，实现定点悬停。

该无尾飞翼耦合动力飞行器100采用翼、身融合的无尾飞翼布局。飞翼布局是气动布局一体化的最佳布局，比传统布局飞机的浸湿面积小33％，大大提高了气动效率。由于取消了平尾、垂尾、部分机身110等机构，使机身110融合成为一个大的升力面，增加了升力，实现了更高的升阻比。采用高度翼身融合技术，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，无尾飞翼布局的方式具有更轻的重量，结构重量所占比重较轻，增大了有效装载空间。没有明显的分接口，可大幅度减小阻力，提高了续航时间和机动性，增加了经济效益。

同时，该无尾飞翼耦合动力飞行器100利用了边界层抽吸效应。边界层抽吸即机身110表面由于粘性力的作用形成边界层并迅速发展，位于后方的分布式推进系统将吸入机身110表面上的低能流体，使机身110上表面的流体加速。抽吸机身110边界层将改变机身110表面的压力分布从而影响飞行器设计的宏观性能参数即升阻比，并进一步提高推进效率，降低油耗，在起飞状态下有效延迟气流分离、缩短滑跑距离。

综上所述，本发明提供的无尾飞翼耦合动力飞行器100具有以下几个方面的有益效果：

本发明提供的无尾飞翼耦合动力飞行器100，采用翼身融合的布局方式，并且采用环量增升装置，减少了飞行器的自身重力，使机身110融合成为一个大的升力面，增加了升力，实现了更高的升阻比。高度翼身融合技术，使得机身110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，没有明显的分接口，可大幅度减小阻力，提高了续航时间和机动性，增加了经济效益。该无尾飞翼耦合动力飞行器100，具有良好的气动性能，克服了传统飞行器所固有的缺陷，机翼130在不同阶段都有着不可缺失的作用。同时，具有灵活的起降能力和定点悬停的作业能力，运输效率远远大于旋翼飞行器，在起降和巡航阶段气动性能以及整机效率都有着很明显的提高。

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)

1.一种无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，包括机翼、机身和环量增升装置，所述环量增升装置包括矢量涵道风扇、矢量喷管和喷流管道；所述机翼设于所述机身的两侧，所述矢量涵道风扇安装在所述机身上，所述喷流管道设于所述矢量喷管和所述机翼之间；所述机翼上设有喷流口，所述矢量喷管与所述矢量涵道风扇连接，所述喷流口通过所述喷流管道与所述矢量喷管连通。

2.根据权利要求1所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述矢量涵道风扇半埋入式安装在所述机身上。

3.根据权利要求1所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述机翼包括主机翼、前缘缝翼和后缘襟翼，所述前缘缝翼设于所述主机翼的前端，所述后缘襟翼设于所述主机翼的后端，且靠近所述矢量喷管设置；所述前缘缝翼和所述后缘襟翼上分别设有所述喷流口。

4.根据权利要求3所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述喷流口包括第一喷流口和第二喷流口，所述前缘缝翼开设有所述第一喷流口，所述第一喷流口通过所述喷流管道与所述矢量喷管连通；所述后缘襟翼开设有所述第二喷流口，所述第二喷流口通过所述喷流管道与所述矢量喷管连通。

5.根据权利要求4所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述喷流管道包括第一管道和第二管道，所述第一管道与所述矢量喷管连接，所述第二管道的中部与所述第一管道连通，所述第二管道的两端分别与所述第一喷流口、所述第二喷流口连通。

6.根据权利要求5所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述前缘缝翼内设有前缘喷管，所述第二管道通过所述前缘喷管与所述第一喷流口连通。

7.根据权利要求5所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述后缘襟翼内设有后缘喷管，所述第二管道通过所述后缘喷管与所述第二喷流口连通。

8.根据权利要求7所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述第二喷流口内设有导流片，所述导流片呈曲线型，将气流均匀喷出。

9.根据权利要求1所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述矢量涵道风扇包括叶扇和外壳，所述外壳设有环形涵道，所述叶扇设于所述环形涵道内，所述矢量喷管与所述外壳连接。

10.根据权利要求9所述的无尾飞翼耦合动力飞行器，其特征在于，所述矢量喷管与所述环形涵道连通，并与所述外壳转动连接。