CN114248901A

CN114248901A - 充气式飞行器

Info

Publication number: CN114248901A
Application number: CN202111113691.2A
Authority: CN
Inventors: 塚田太郎
Original assignee: Toyota Motor Corp
Current assignee: Toyota Motor Corp
Priority date: 2020-09-25
Filing date: 2021-09-23
Publication date: 2022-03-29
Anticipated expiration: 2041-09-23
Also published as: US20220097841A1; CN114248901B; DE102021119630A1; JP7264138B2; US11639222B2; JP2022053828A

Abstract

本发明提供一种能够在实现机翼性能的提升的同时抑制在强风时向主系链的输入负载的充气式飞行器。充气式飞行器(1)具有主管(11)和副管(12)。该充气式飞行器具备：第一气室(121)，其构成副管；第二气室(122)，其构成副管，并且在副管中被配置于比第一气室更远离主管的位置上；调压单元(21、22)，其对第一气室的压力以及第二气室的压力进行调压。由与副管所延伸的方向相交的一个平面所切割出的所述副管的截面的截面积在所述第一气室中的截面上成为最大。调压单元在该充气式飞行器的恒速飞行时，以使第一气室的压力低于第二气室的压力的方式而进行调压。

Description

充气式飞行器

技术领域

本发明涉及充气式飞行器的技术领域。

背景技术

作为充气式飞行器，例如提出了一种如下的充气式飞行器，该充气式飞行器通过在机翼前缘以及压条部分上设置内管，并向该内管中注入压缩空气，从而实现机翼的成形(参照专利文献1)。

在先技术文献

专利文献

专利文献1：日本特开2003-026098号公报

发明内容

发明所要解决的技术问题

在充气式飞行器中，为了提升机翼性能而展现较高的升力，从而期望压条部的截面积(换而言之为外径)被设得较大。另一方面，谋求使压条部以利用所期望的负载而弯折的方式来构成，从而在充气式飞行器被置于强风中的情况下，对被输入至与充气式飞行器连结的主系链上的负载进行抑制。虽然为了使压条部利用所期望的负载而弯折从而需要将压条部的挠曲刚性抑制得较低，但是当增大压条部的截面积时，会使得挠曲刚性增大。即，存在上述的两个要求相矛盾的这一技术上的问题点。

本发明为鉴于上述的问题点而完成的发明，其课题在于，提供一种能够在实现机翼性能的提升的同时抑制在强风时向主系链的输入负载的充气式飞行器。

用于解决技术问题的方法

本发明的一个方式所涉及的充气式飞行器，其具有对飞行器的前缘形状进行规定的主管、和在与所述主管所延伸的方向相交的方向上延伸的副管，所述充气式飞行器具备：

第一气室，其构成所述副管；

第二气室，其构成所述副管，并且在所述副管中被配置于比所述第一气室更远离所述主管的位置上；

调压单元，其对所述第一气室的压力以及所述第二气室的压力进行调压，

由与所述副管所延伸的方向相交的一个平面而切割出的所述副管的截面的截面积在所述第一气室中的截面上成为最大，所述调压单元在该充气式飞行器的恒速飞行时，以使所述第一气室的压力低于所述第二气室的压力的方式而进行调压。

在此，“恒速飞行时”是指在实践上视为不存在空速的时间变化之时。另外，“主管”以及“副管”分别相当于上述的“前缘”以及“压条部”。

附图说明

图1为表示实施方式所涉及的充气式飞行器的图。

图2a和图2b为图1的A-A剖视图。

具体实施方式

参照图1以及图2a和图2b而对充气式飞行器所涉及的实施方式进行说明。在图1中，实施方式所涉及的充气式飞行器1(在下文中，适当地称为“飞行器1”)具有对其前缘形状进行规定的主管11、和在与该主管11所延伸的方向相交的方向(在下文中，适当地称为“翼弦方向”)上延伸的副管12。另外，副管12并不限于两根，既可以为一根，也可以为三根以上。

主管11以及副管12各自为中空，并且例如被封入有空气等气体。此处，如图2a所示，副管12具有气室121以及气室122。由与翼弦方向相交的一个平面而切割出的副管12的截面的截面积在气室121中的截面中成为为最大。也就是说，由与翼弦方向相交的一个平面而切割出的气室121的截面的面积大于由与翼弦方向相交的其它平面而切割出的气室122的截面的面积。换而言之，气室121的外径大于气室122的外径。

另外，上述一个平面以及其它平面为相互平行的平面。作为与翼弦方向相交的平面(相当于上述一个平面以及其它平面)，作为一个示例而列举出与翼弦方向正交的平面、换而言之以翼弦方向为法线方向的平面。“由与翼弦方向相交的一个平面而切割出的副管12的截面”也可以是指“由相对于翼弦方向而垂直的平面而切割出的截面”。

气室121的外径可以不是始终大于气室122的外径，只要在由与翼弦方向相交的一个平面而切割出的副管12的截面的截面积在气室121中的截面上成为最大，则如图2b所示，气室121的外径的一部分也可以小于气室122的外径(参照图2b的虚线圆C)。

各个副管12具有流道13以及流道14。流道13与气室121及气室122相连。流道14与气室122及主管11相连。另外，虽然在图2a中流道13以及流道14(以及后述的调压装置21以及调压装置22)被配置在主管11以及副管12的外侧(即，充气结构的外部)，但是也可以被内置于主管11以及/或者副管12中。

在流道13上配置有调压装置21。调压装置21以能够对气室121的压力和气室122的压力进行调压的方式而被构成。在流道14上配置有调压装置22。调压装置22以能够对气室122的压力和主管11的压力进行调压的方式而被构成。另外，作为调压装置21以及调压装置22的一个示例，可列举出压力调节器、调压阀、泵等。

调压装置21以及调压装置22例如可以基于通过无线通信、有线通信等而从地面侧设备(未图示)被送来的信号而被控制。或者，调压装置21以及调压装置22也可以通过被搭载在飞行器1上的控制部(未图示)而被控制。

在飞行器1的恒速飞行时，调压装置21以使气室121的压力低于气室122的压力的方式而进行调压。如果设为这种结构，则与气室121相关的挠曲刚性会小于与气室122相关的挠曲刚性。因此，在飞行器1的恒速飞行时，能够在飞行器1遇到阵风的情况下使副管12在相当于气室121的部分处弯折，从而减少被施加在飞行器1整体上的空气动力。

在飞行器1被置于与空速的设计值相比而更高速的气流中的情况下，或者在飞行器1今后有可能被置于与上述设计值相比而更高速的气流中的情况下，调压装置21以及调压装置22中的至少一方以使气室121的压力高于气室122的压力的方式而进行调压。此处，“与空速的设计值相比而更高速”是指，“与在设计上假想的空速范围的上限值相比而更高速”的含义。

例如，调压装置21可以通过将被封入至气室122中的气体经由流道13而运送至气室121中，并且在对气室121进行加压的同时对气室122进行减压，从而使气室121的压力高于气室122的压力。此外，调压装置22可以通过将被封入至气室122中的气体经由流道14而运送至主管11中以对气室122进行减压，从而使气室121的压力高于气室122的压力。此时，气室121可以被加压至与主管11的压力相等为止。气室122可以被减压至与大气压为同等程度为止。

如果设为这种结构，则能够减少飞行器1的有效机翼面积，因而能够减少施加在飞行器1(进一步而言，与飞行器1连结的主系链等)上的负载。

另外，飞行器1是否被置于与设计值相比而更高速的气流中，例如可以基于被设置在地面侧设备上的各种传感器的输出、或天气预报等而被判断出。同样地，飞行器1是否今后有可能被置于与设计值相比而更高速的气流中，例如也可以基于被设置在地面侧设备上的各种传感器的输出、或天气预报等而被预测到。

如图1所示，在飞行器1具有两个副管12的情况下，为了对飞行器1的姿态进行控制，调压装置21以及调压装置22中的至少一方可以使两个副管12中的一个副管12的压力与两个副管12中的另一个副管12的压力有所不同。另外，副管12的压力例如可以设为气室121的压力与气室122的压力的平均值等。通过使一个副管12的压力与另一个副管12的压力上产生差值，从而在飞行器1的左右机翼的刚性上会产生差值。其结果为，在飞行器1的左右处会产生不同的升力和阻力，从而能够使飞行器1改变姿态(即，进行控制)。

如果设为这种结构，则例如在与飞行器1连结的主系链断了的情况等的故障时，能够将飞行器1的姿态引导成所期望的姿态，从而在实用上非常有用。而且，在故障时，调压装置21以及调压装置22也可以将各个副管12内的气体完全放出。如果设为这种结构，则由于能够使飞行器1的升力中的大部分消失，因而在故障时能够使飞行器1快速地返回到地面上。

如上文所述，气室121的外径大于气室122的外径。也就是说，飞行器1的副管12具有较大的外径(换而言之，截面积)。因此，飞行器1能够提升机翼性能。另一方面，如上文所述，在恒速飞行时，气室121的压力低于气室122的压力。因此，在飞行器1中，与副管12内的压力为平均的情况相比，能够局部性地将副管12的挠曲刚性抑制得较低。其结果为，在飞行器1被置于强风中的情况下，副管12能够以利用所期望的负载而弯折的方式来构成，因而，能够抑制向与飞行器1连结的主系链的输入负载。以此方式，根据该飞行器1，能够在实现机翼性能的提升的同时对在强风时向主系链的输入负载进行抑制。

另外，虽然在上述的实施方式中，调压装置21被设置在流道13中、且调压装置22被设置在流道14中，但是也可以代替调压装置21以及调压装置22，而设置例如对主管11进行调压的调压装置、对气室121进行调压的调压装置、以及对气室122进行调压的调压装置。

在下文中，对从以上所说明的实施方式中被导出的发明的方式进行说明。

发明的一个方式所涉及的充气式飞行器具有对飞行器的前缘形状进行规定的主管、和在与所述主管所延伸的方向相交的方向上延伸的副管，所述充气式飞行器具备：第一气室，其构成所述副管；第二气室，其构成所述副管，并且在所述副管中被配置于比所述第一气室更远离所述主管的位置上；调压单元，其对所述第一气室的压力以及所述第二气室的压力进行调压，由与所述副管所延伸的方向相交的一个平面而切割出的所述副管的截面积在所述第一气室中的截面上成为最大，所述调压单元在该充气式飞行器的恒速飞行时，以使所述第一气室的压力低于所述第二气室的压力的方式而进行调压。

在上述的实施方式中，“气室121”相当于“第一气室”的一个示例、“气室122”相当于“第二气室”的一个示例、“调压装置21以及调压装置22”相当于“调压单元”的一个示例。

在该充气式飞行器的一个方式中，所述调压单元在该充气式飞行器的高风速下的飞行时，以使所述第一气室的压力高于所述第二气室的压力的方式而进行调压。上述的实施方式中的“飞行器1被置于与空速的设计值相比而更高速的气流中的情况”相当于“在高风速下的飞行时”的一个示例。

在该充气式飞行器的其它方式中，该充气式飞行器具备多个所述副管，为了对该充气式飞行器的姿态进行控制，所述调压单元使所述多个副管之中的一个副管的压力与所述多个副管之中的其它副管的压力有所不同。

本发明所涉及的充气式飞行器例如能够应用于风力发电、太阳能发电、通信等领域中。

本发明并不限于上述的实施方式，其能够在不违反从权利要求书以及说明书整体中读取到的发明的要旨或者思想的范围内适当地变更，并且伴随着那样的变更而形成的充气式飞行器也被包含在本发明的技术范围内。

符号说明

1…充气式飞行器；11…主管；12…副管；13、14…流道；21、22…调压装置；121、122…气室。

Claims

1.一种充气式飞行器，其具有对飞行器的前缘形状进行规定的主管、和在与所述主管所延伸的方向相交的方向上延伸的副管，

所述充气式飞行器的特征在于，具备：

第一气室，其构成所述副管；

由与所述副管所延伸的方向相交的一个平面而切割出的所述副管的截面的截面积在所述第一气室中的截面上成为最大，

所述调压单元在该充气式飞行器的恒速飞行时，以使所述第一气室的压力低于所述第二气室的压力的方式而进行调压。

2.如权利要求1所述的充气式飞行器，其特征在于，

所述调压单元在该充气式飞行器的高风速下的飞行时，以使所述第一气室的压力高于所述第二气室的压力的方式而进行调压。

3.如权利要求1或2所述的充气式飞行器，其特征在于，

该充气式飞行器具备多个所述副管，

为了对该充气式飞行器的姿态进行控制，所述调压单元使所述多个副管中的一个副管的压力与所述多个副管中的其它副管的压力有所不同。