CN115593616A - 改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

提供了一种改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器，其具有复合翼式结构并且包括安装于固定翼的多个电机臂，所述多个电机臂中的部分或全部电机臂的前端设置有导流片，所述导流片的形状可以为斜边被凸圆弧代替的直角梯形。

Description

改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器

技术领域

本申请涉及飞行器设计技术领域，且特别涉及一种改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器。

背景技术

电动垂直起降飞行器(Electric Vertical Takeoff and Landing，通常简称eVTOL)的应用场景包括城市客运、区域客运、货物运输、个人使用、紧急医疗救援服务等。

电动垂直起降飞行器主要有三种构型，分别是多旋翼、复合翼、倾转翼构型。其中复合翼构型利用多个升桨实现飞行器的起飞、降落、等飞行过程。复合翼飞行器的飞行任务剖面通常涉及多旋翼模式和固定翼模式之间的相互转换，对于其固定翼飞行阶段和模式转换阶段，需要飞行器具有足够的失速裕度。由于电机臂和螺旋桨的阻滞减弱了机翼的上翼面的气流能量，通常随着飞行器攻角(迎角)的增加，固定翼的翼面后缘会出现流动分离现象，流动分离区域随着攻角的增大会进一步扩大，如不加以控制可能会导致飞行器失速，带来安全隐患。要改善电动垂直起降飞行器的低速特性，必须对机翼的翼面流动分离情况进行改善。

翼面流动分离是指翼面上某些区域出现气流不附着物面的现象，流动分离现象会使得升力偏离线性、阻力增加并带来噪声增加和结构振动问题。如果流动分离现象进一步发展并扩大则会引起飞行器失速。飞行器失速是指飞行器达到最大可用升力系数时所对应的飞行状态。飞行器的失速状态通常用失速迎角(攻角)或失速速度来定义。在失速状态下，可能会出现飞行器的非指令的滚转、俯仰或偏航运动。因此，飞行中须确保飞行器有足够的失速裕度以防止进入失速状态。

电机臂是为安装螺旋桨及电机等设备设计的支臂，一般布置在下翼面或与机翼融合设计。由于电机臂对气流的遮挡阻滞，尤其是飞行器处于较大攻角的状态下，上翼面局部区域会发生流动分离。

现有改善翼面流动分离的方式一般采用安装涡流发生器的方式以增加升力，达到减小失速速度，增加失速裕度的目的。其从边界层中攫取气流能量，且尺度较小，对于较弱的流动分离(气流分离)有一定的改善作用，对于稍强的流动分离的改善有一定的局限性。

US8210482B2公开了一种用于减弱流动分离的棱柱形涡流发生器，每个棱柱形涡流发生器产生涡流，该涡流减弱由超音速气流产生的流动分离和重量阻力的影响。每个棱柱涡流发生器具有棱柱形状，该棱柱形状具有基部、前端和后端，以及朝向彼此倾斜并彼此连接以形成顶点的侧壁。每个棱柱形涡流发生器的前端都偏离流动方向倾斜。

US10889370B2公开了一种装置，包括：翼型体；以及与翼型体相关联的弦向可变涡流产生系统，弦向可变涡流产生系统控制至少一个涡流发生器在翼型体的表面上展开，其中至少一个涡流发生器的展开取决于翼型体的当前攻角。在一些实施例中，弦向可变涡流产生系统包括致动器，用于响应指示翼型体的当前攻角的控制信号来控制至少一个涡流发生器的展开位置。

发明内容

鉴于上述现有技术的状态而做出本申请。本申请的目的在于提供一种改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器，相比于现有的电动垂直起降飞行器增加了失速攻角及最大升力系数，增加飞行器的失速裕度，降低失速速度，提升了飞行器在低速飞行及遇到突发情况时的安全性。

本申请的实施方式提供一种改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器，其具有复合翼式结构并且包括安装于固定翼的多个电机臂，

所述多个电机臂中的部分或全部电机臂的前端设置有导流片，所述导流片的形状为斜边被凸圆弧代替的直角梯形。

在至少一个可能的实施方式中，所述电机臂的前端设置一个或者多个所述导流片。

在至少一个可能的实施方式中，所述多个电机臂沿着所述电动垂直起降飞行器的机身的前后方向延伸，所述多个电机臂包括：靠近所述机身的内侧电机臂；以及远离所述机身的外侧电机臂，所述导流片仅设置在所述外侧电机臂的前端。

在至少一个可能的实施方式中，所述导流片的下底边两端点的距离为L、高为W，满足：

L/W≥3。

在至少一个可能的实施方式中，所述导流片的所述圆弧的半径为R、所述导流片的高为W，满足：

R/W≥1。

在至少一个可能的实施方式中，所述电机臂的中段柱体的等值段的直径或当量直径为D，所述导流片的高为W，满足：

0.1≤W/D≤0.2。

在至少一个可能的实施方式中，所述导流片与包含所述电机臂的轴线的水平面呈一夹角θ，满足：

3°≤θ≤10°。

在至少一个可能的实施方式中，所述电机臂的中段柱体的等值段的直径或当量直径为D，所述导流片的安装位置距所述电机臂的前端顶点的距离X，满足：

0.3D≤X≤0.5D。

在至少一个可能的实施方式中，从上向下观察，所述导流片布置在所述电机臂的轮廓线处。

在至少一个可能的实施方式中，所述电机臂的前端设置两个所述导流片，

从上向下观察，两个所述导流片相对于所述电机臂的轴线对称。

附图说明

图1为根据本申请的一个实施方式的电动垂直起降飞行器的示意图。

图2A为根据本申请的一个实施方式的导流片的形状示意图。

图2B为根据本申请的一个实施方式的导流片的安装位置示意图。

图3为图2示出的导流片在图1示出的飞行器上的安装位置的示意图。

图4是图3示出的导流片的安装位置的局部放大图。

附图标记说明

100 电动垂直起降飞行器

110 机翼(固定翼)

120 电机臂

121 螺旋桨

122 导流片

130 机身

具体实施方式

下面参照附图描述本申请的示例性实施方式。应当理解，这些具体的说明仅用于示教本领域技术人员如何实施本申请，而不用于穷举本申请的所有可行的方式，也不用于限制本申请的范围。

本申请的实施方式提供了一种改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器(下面，有时简称“飞行器”)。

本申请的实施方式的电动垂直起降飞行器100(下面，有时简称飞行器)，可以采用典型的复合翼式结构，如图1、图3所示(图中的飞行器采用上单翼布局)。电动垂直起降飞行器100可以包括机翼110(固定翼)，机翼110可以设置于飞行器100的机身130的顶部。电机臂120可以布置在机翼110的下侧，电机臂120的两端部上方可以设置螺旋桨121，电机臂120的前端(靠近飞行器头部的一端)可以设置一个或多个导流片122。电机臂120的中段柱体的等值段直径为D(如电机臂120的中段柱体的截面非标准圆形，则D为其当量直径)。

示例性的，图1、图3、图4中的飞行器每侧的机翼110设置两个电机臂120，换言之，靠近机身130的内侧和远离机身130的外侧可以各设置两个电机臂120。每个电机臂120的两端的上部可以分别设置一个螺旋桨121。每个电机臂120的前端可以设置两个导流片122，并且在飞行器处于正常停放姿态时，从上向下观察，两个导流片122可以呈对称布置。

可以理解，导流片122视实际需要可以设置在每个电机臂120的前端，或者部分电机臂120的前端(例如，仅设置于外侧的两电机臂120的前端)。导流片122的具体布置方式可以随实际需要调整。

可以理解，本申请的实施方式给出的电动垂直起降飞行器100的选型是示例性的，不构成对本申请的限制。

由于电机臂120和螺旋桨121的布置位置接近机翼110，该近距耦合布局的机翼的翼面相比于干净机翼的翼面更易发生流动分离。通过在电机臂120的前端安装导流片122，可以在飞行器100处于较大攻角(迎角)的飞行状态下产生尾涡(涡流)，能够使机翼110的翼面分离气流再次附着，避免或推迟流动分离的发生。

导流片122可以为片状，其形状可以如图2A所示，导流片122的形状可以是下底长为L，高为W的直角梯形，该直角梯形的斜边可以被半径为R的一段凸圆弧替代。这里的凸圆弧是指该圆弧朝向梯形的外部凸出。

可以理解，当导流片122与电机臂120连接的区域为曲面时，导流片122的下底可以为贴合电机臂120的一段曲线，此时L为导流片122下底边两端点的距离。

优选的，导流片122的高W、下底长L、圆弧的半径R，满足L/W≥3、R/W≥1、W/D的范围在0.1～0.2。导流片122的长高比和其相对电机臂120及机翼110的尺寸大小需保持在一定的范围内。若导流片122过小，则其产生的涡流强度不够，不能起到阻止或推迟流动分离的作用。若导流片122过大，则会在改善流动分离情况的同时增加飞行器100巡航时的阻力，增加能耗。

如图2B、图3和图4所示，导流片122安装在电机臂120的前端侧面。在飞行器处于正常停放姿态时，导流片122与包含电机臂120的轴线的水平面呈一夹角θ(这里，以电机臂120沿水平方向延伸为基准)。

优选的，导流片122的安装角θ的范围可以为3°～10°。当安装角θ处于该范围内，可以产生稳定且具有足够强度的尾涡(涡流)。若安装角过小，与气流方向或者气流切向方向接近甚至一致，则不能产生尾涡或者不能产生足够强度的尾涡。若安装角过大，则会使导流片122产生的尾涡偏离翼面过高，难以发挥作用。

优选的，导流片122的安装位置距离电机臂120的前端顶点的距离X可以为0.3D～0.5D。导流片122相对于电机臂120端部的距离不能过于过大，靠前布置的导流片122可以充分利用电机臂120的端部区域的气流能量产生有利于改善翼面流动分离的涡流。

优选的，从上向下观察，导流片122可以布置在电机臂120的轮廓线处。可以理解，上述导流片122的布置方式，并不限定导流片122必须贴合电机臂120的轮廓线，只要导流片122的位置与电机臂120从上向下观察的轮廓线有重合处即可。

电机臂120上设置两个导流片122时，优选的，从上向下观察，两个导流片122相对于电机臂的120的轴线对称。

下面简单说明本申请的上述实施方式的部分有益效果。

在电动垂直起降飞行器的飞行过程中，尤其是多旋翼模式与固定翼模式的转换阶段、巡航时遇到较大的气流变化以及某些突发状况时，电动垂直起降飞行器可能会处于大攻角飞行状态，此时固定翼的翼面就有可能发生流动分离，造成飞行器失速，带来安全隐患。

本发明的用于改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器，包括了导流片，可以在飞行器处于大攻角状态时产生涡流，该涡流可以绕过机翼的上翼面并诱导上翼面分散气流再次附着，从而可以提高飞行器的边界层抗分离能力。改善电机臂与机翼近距离耦合导致的翼面流动分离。有效的增加升力系数及失速攻角、增大失速裕度、减小失速速度，避免或延缓飞行器失速的发生，同时改善流动分离引起的气动噪声及结构振动等问题。

可以理解，在本申请中，未特别限定部件或构件的数量时，其数量可以是一个或多个，这里的多个是指两个或更多个。对于附图中示出和/或说明书描述了部件或构件的数量为例如两个、三个、四个等的具体数量的情况，该具体数量通常是示例性的而非限制性的，可以将其理解为多个，即两个或更多个，但是，这不意味着本申请排除了一个的情况。

应当理解，上述实施方式仅是示例性的，不用于限制本申请。本领域技术人员可以在本申请的教导下对上述实施方式做出各种变型和改变，而不脱离本申请的范围。

Claims (10)

1.一种改善大攻角流动分离的电动垂直起降飞行器，其具有复合翼式结构并且包括安装于固定翼(110)的多个电机臂(120)，

其特征在于，所述多个电机臂(120)中的部分或全部电机臂(120)的前端设置有导流片(122)，所述导流片(122)的形状为斜边被凸圆弧代替的直角梯形。

2.根据权利要求1所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，所述电机臂(120)的前端设置一个或者多个所述导流片(122)。

3.根据权利要求1所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，所述多个电机臂(120)沿着所述电动垂直起降飞行器的机身(130)的前后方向延伸，所述多个电机臂(120)包括：靠近所述机身(130)的内侧电机臂；以及远离所述机身(130)的外侧电机臂，所述导流片(122)仅设置在所述外侧电机臂的前端。

4.根据权利要求1所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，所述导流片(122)的下底边两端点的距离为L、高为W，满足：

L/W≥3。

5.根据权利要求1所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，所述导流片(122)的所述圆弧的半径为R、所述导流片的高为W，满足：

R/W≥1。

6.根据权利要求1所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，所述电机臂(120)的中段柱体的等值段的直径或当量直径为D，所述导流片(120)的高为W，满足：

0.1≤W/D≤0.2。

7.根据权利要求1所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，所述导流片(122)与包含所述电机臂(120)的轴线的水平面呈一夹角θ，满足：

3°≤θ≤10°。

8.根据权利要求1所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，所述电机臂(120)的中段柱体的等值段的直径或当量直径为D，所述导流片(122)的安装位置距所述电机臂(120)的前端顶点的距离X，满足：

0.3D≤X≤0.5D。

9.根据权利要求1所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，从上向下观察，所述导流片(122)布置在所述电机臂(120)的轮廓线处。

10.根据权利要求2所述的电动垂直起降飞行器，其特征在于，所述电机臂(120)的前端设置两个所述导流片(122)，

从上向下观察，两个所述导流片(122)相对于所述电机臂(120)的轴线对称。

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