CN117227963A - 机翼结构和飞行器及运行方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种机翼结构和具有该机翼结构的飞行器以及飞行器的运行方法，所述机翼结构的分布式推进器被置入机翼内部并设置了吸气口和吹气口，所述的吸气口和吹气口在全部飞行包线内对机翼的气动性能无减损，其在对机翼进行分布式推进和增升的同时不损失机翼的气动性能，尤其是巡航和滑翔性能。本发明实施例提供的机翼结构比现有技术的推力增升机翼结构在巡航飞行阶段更节能且飞行速度更快。
Description
技术领域
本发明涉及航空设备技术领域，尤其是涉及一种机翼结构和具有所述机翼结构的飞行器及其运行方法。
背景技术
分布式涵道电推进是新型飞行器的一种推进方案，采用这种方案的有美国Whisper Aero的Jetfoil飞行器、ONERA（法宇航）的AMPERE和DRAGON飞行器、德国LiliumJet飞行器和上海磐拓航空科技的一种飞行器等。
以上方案的共同特征为，推进器或其进气口凸出于机翼的外表面或者在机翼迎风面具有较大的开口，比如ONERA有三种方案分别是涵道推进器位于机翼的上表面的前缘、后缘以及机翼下表面的后缘，Lilium的方案是涵道位于机翼上表面后缘且可以相对机翼倾转，磐拓的一种方案是将涵道置于机翼前缘的上表面。以上技术方案的推进器能在提供推力的同时对机翼进行吹气或吸气增升，但其进气口均裸露或凸出于机翼，影响了机翼表面的光洁性，增加了机翼的形状阻力，尤其是在巡航状态下，其推进器的吸气量小于来流速度，破坏了绕翼环流（夏济雨、周洲、徐德等，矢量电推进系统的气动-推进耦合模型，航空学报，2023.44：127672，3.1）（Jetfoil将推进器和翼型进行了融合，其研究表明其具有良好的低速性能，但是巡航阻力仍然非常高），尤其是一些凸出部分设置机翼上表面且占据了大部分机翼展长的方案，降低了飞行器的巡航效率，且使飞行器丧失了部分或全部的滑翔能力。
发明内容
本发明提供了一种机翼结构和具有该机翼结构的飞行器以及飞行器的运行方法，所述机翼结构的分布式推进器被置入机翼内部并设置了吸气口和吹气口，所述推进器、吸气口、吹气口在全飞行包线内对机翼的气动性能无减损，其在为机翼提供推力和吸气和吹气增升的同时不损失机翼的气动性能，尤其是巡航和滑翔性能。
本发明实施例提供一种机翼结构，包括翼盒、机翼上盖板、吸气口、推进器、吹气口，所述吸气口位于机翼上表面气流分离点（机翼在临界攻角失速时的气流分离点）之后，所述推进器及其吸气口不凸出于机翼表面，所述的吹气口位于机翼后缘的下表面。
在本发明的一实施例中，所述机翼结构包括吹气活门和吸气活门，所述吸气活门在吸气时打开，停止吸气时关闭，所述吹气活门在吹气时打开，停止吹气时关闭。
在本发明的一实施例中，所述推进器是电驱动推进器，包括至少一对共轴对向旋转的转子，所述转子包括桨叶。
在本发明的一实施例中，所述吸气口包括进气格栅。
在本发明的一实施例中，所述机翼结构包括操纵面、所述操纵面在机翼后缘，可以绕其与机翼上盖板的轴接头向上或向下翻转0°到90°，所述操纵面包括操纵面肋和操纵面板，所述操纵面肋垂直安装于操纵面板对流过操纵面板的流体有整流作用。
本发明实施例还提供一种飞行器，包括机体和有上述任一实施例所述的机翼结构的机翼。
在本发明的一实施例中，所述的机体还包括机首和机身主体，所述的机首两侧有机翼，所述的机身主体两侧也有机翼，所述机首可以绕其与机身主体的轴接头向上翻转0°到90°。
本发明实施例还提供上述飞行器的一种运行方法，包括：机身的后轮悬架升高，使机身前倾，机翼的攻角为-3°到-10°，飞行器由机首两侧机翼内的两个轮的轮毂电机驱动，使飞行器以不超过50公里每小时的速度在地面行进，并由两个轮的差动实现转向；机身水平，使机翼的攻角为0°，推进器向后吹气，使飞行器以40公里每小时以上的速度在地面或水面滑行；在上述运行状态下，飞行器的运行速度达到其起飞速度或以上时，机翼产生升力，推进器在机翼上表面的抽吸和在机翼后缘吹气口的吹气分别对机翼上表面前部的绕翼气流和机翼上表面后缘的气流进一步加速产生升力增强，飞行器以机翼升力加上机翼上表面抽吸增加的额外升力以及机翼后缘吹气引流所增加的额外升力的共同作用下实现短距离起飞;在飞行器静止状态下，机首向上翻转0°到90°，机首两侧推进器向下偏后方吹气，机首在推进器吹气推力作用和机翼表面抽吸产生的吸力的共同作用下离地，同时飞行器机身主体两侧推进器向后偏下方吹气，使飞行器垂直起飞，此时飞行器机首两侧翼面吸力、推力的合力为向上斜向后方，飞行器机身主体两侧翼面的吸力、推力的合力为向上斜向前方，飞行器在前后机翼的合力下保持竖直向上起飞，在飞行器离地后，机身主体两侧的推力加大，同时机首对机身主体的上翻角度逐渐减小到接近0°，飞行器向前加速，在飞行器向前加速达到一定的前飞速度后，机翼产生的升力替代推进器吹气用来克服重力的部分推力，推进器吹气的推力完全用来克服飞行器前飞产生的空气阻力，此时，飞行器完全依靠机翼升力克服其重力留空，以固定翼模式飞行。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：本发明提供的机翼结构由于没有对来流影响较大的进气口或凸出的分布式推进器，机翼保持原始翼型的形状阻力而不被增加，机翼在获得推进器吸气、吹气增升的同时不损失巡航气动性能和滑翔性能，比现有技术的分布式推进推力增升的机翼结构在巡航飞行阶段更节能且飞行速度更快。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的一种具体实施方式，下面将对具体实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一种实施方式，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的附图。
图1为本发明实施例提供的机翼结构的剖视示意图；
图2为图1中机翼结构的俯视示意图；
图3为本发明实施例提供的飞行器的示意图；
图4为图3中飞行器的运行状态示意图。
实施方式
下面将结合附图对本发明技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一种实施例，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一种选定实施例。基于本发明中的方法或实施例，本领域普通技术人员在没有做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，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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，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装置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。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”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；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。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。
实施例
图1和图2为本发明实施例提供的机翼结构示意图。如图1、图2所示，该机翼结构包括：翼盒11、吸气口12、推进器13、吹气口15、操纵面14、机翼上盖板16；图1中还示出了吸气口12位于机翼上表面的气流分离点（机翼在临界攻角失速时的气流分离点）17之后。
可选的，吸气口12上有吸气格栅122和吸气活门123，吸气活门123通过轴接头121和翼盒11连接，吸气活门123可以绕轴接头121翻转，当推进器13工作时吸气活门123打开，当推进器13不工作时吸气活门123关闭；吹气口15下有吹气活门152，吹气活门152通过轴接头151和翼盒11连接，吹气活门152可以绕轴接头151翻转，当推进器13工作时吹气活门152打开，当推进器13不工作时吹气活门152关闭。
可选的，如图1所示，吹气口15上有操纵面14，操纵面14通过轴接头141和机翼上盖板16连接，操纵面14可以绕轴接头141翻转，操纵面14为机翼1提供舵面控制。
可选的，如图1、2所示，操纵面14下方有操纵面肋143，操纵面肋143垂直连接在操纵面板142上，在对操纵面板142提供结构支撑的对推进器13吹出的流体有整流作用。
可选的，如图1、2所示，推进器13包括：定子131、第一转子132、第二转子133，第一转子132和第二转子133上安装的桨叶方向相反，两个转子对向旋转将流体压向后方。
可选的，如图1、2所示，推进器13在推进器腔隔板134所限定的空间内，推进器腔隔板134的壁面和第一转子132及第二转子133的桨叶端头留有间隙，所述间隙足够小，在推进器13运转时限制了第一转子132和第二转子133的桨叶端头产生桨尖涡流，提高了推进器13的工作效率。
图3为本发明实施例提供一种飞行器示意图。如图所示，该飞行器包括机身2和机翼1。
可选的，机身2包括机首21和机身主体22，机首21两侧有机翼1，机身主体22两侧也有机翼1，所述的机首21通过轴接头211和机身主体22连接，机首21可以绕轴接头211向上翻转0°到90°。
图4为本发明实施例提供一种运行方法的示意图。如图所示，在地面狭小场地移动或作地面临时移动时，飞行器使用低速行驶状态201，在低速行驶状态201下，飞行器的推进器13停止工作，飞行器依靠机首21两侧机翼1端头下方的轮和机身主体下方的轮移动，机首21两侧机翼1下的轮包括轮毂电机，两个轮毂电机驱动飞行器在地面以50公里每小时以下的时速运动，通过两个轮毂电机的差速实现飞行器在地面的转向，在低速行驶状态201下，机身2后部抬高使机翼1的攻角为-5°到-10°，此时机身2的前倾可以扩大机身主体22向下的视野且不会增加过多的空气阻力。如图4所示，在场地平整空旷，允许并需要高速行驶时，飞行器以高速行驶状态202运行，此时机翼1内的推进器13向后吹气，使飞行器以40公里每小时以上的速度向前行进，当飞行器在平坦的地表包括水面、铺装或非铺装的地面、草地、雪面、冰面运行时，机翼1的攻角为0°到5°，机翼1上的操纵面14保持水平或向上翻转，此时飞行器向前运行的空气阻力最小，飞行器的重量一部分落在地表上，一部分由机翼1产生的升力承担，当在铺装地面行驶时，操纵面14向上翻转至气流对其产生的下压力使飞行器的轮与地面产生足够的摩擦力，轮与铺装地面的摩擦力使飞行器保持稳定的运行轨迹，此时飞行器通过调整推进器13的运转速度来控制飞行器前进的速度，通过机身主体22下方的轮控制飞行器前进的方向，通过操纵面14的上翻产生的下压力来控制飞行器的轮与地面接触并产生足够多的摩擦力以实现对飞行器运行方向和轨迹的精准控制。飞行器以高速行驶状态202行驶，当时速达到起飞速度时，飞行器机翼1的操纵面14向下翻转至0°到-90°之间的角度，飞行器离地起飞，此时飞行器以固定翼模式飞行，以机首21两侧机翼1上的操纵面14作为襟翼和副翼，以机身主体两侧机翼1上的操纵面14为襟翼和升降舵，或者前后相反，以机首21两侧的操纵面14为升降舵兼襟翼，以机身主体22两侧的操纵面14作为副翼兼襟翼，以左右两侧推进器13的推力差实现偏航。如图4所示，当需要垂直起降时，飞行器使用垂直起降状态203，此状态时飞行器的机首21绕轴接头211向上翻转至0°到90°之间，飞行器机首21两侧机翼1内的推进器13向后吹气，飞行器两侧机翼1的操纵面14保持垂直向下，由推进器13推动气流在机首21两侧的机翼1上各产生一个在机翼1后缘下表面的向下的推力和一个在机翼1上表面的向上向后的吸力，上述推力和吸力的合力为向上斜向后，机身主体22两侧机翼内的推进器13向后吹气，机身主体22两侧机翼1的操纵面14，向下翻转至0°到90°之间，由推进器13做功在机身主体22两侧机翼1上各产生一个在机翼1上表面的向上的吸力和在机翼1后缘下表面的向下斜向后的推力，其合力为向上斜向前，飞行器在上述力的合力下垂直起飞和下降，当飞行器垂直起飞升空后，其操纵面14向后翻转使飞行器向前飞行，其机翼1产生的升力逐渐增大直至完全代替托举飞行器的推力，飞行器开始以固定翼飞机模式飞行。
对于图4示出的运行方法，当飞行器的机翼采用无操纵面结构时，本领域的普通技术人员仍可以通过采用例如推进器矢量吹气技术或给予多个推进器不同安装角度再通过控制不同推进器推力大小分布以及类似的方法实现同样的技术效果。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的一些实施技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明的范围。
Claims (8)
1.一种机翼结构，其特征在于，包括翼盒、机翼上盖板、推进器、吸气口、吹气口；所述推进器、吸气口、吹气口不凸出于机翼表面；所述吹气口开口在机翼后缘下表面，所述吸气口开口在机翼上表面；所述推进器将流体压向后方，使流体从机翼的吸气口进入，从吹气口吹出。
2.根据权利要求1所述机翼结构，其特征在于，所述吸气口的开口处有吸气格栅和吸气活门，所述吸气活门在推进器工作时打开，推进器停止工作时关闭；所述吹气口有吹气活门，所述吹气活门在推进器工作时打开，推进器停止工作时关闭。
3.根据权利要求1或2所述机翼结构，其特征在于，包括位于机翼后缘的操纵面，所述操纵面和机翼上盖板连接，可以绕连接其与机翼上盖板的轴接头向上或向下翻转0°到90°，所述操纵面包括操纵面肋，所述操纵面肋裸露在吹气口内，当吹气口内有流体通过时，所述操纵面肋对流体有整流作用。
4.根据权利要求1或2所述机翼结构，其特征在于，所述推进器是一种电驱动的推进器，所述推进器包括至少一对共轴对向旋转的转子，所述转子包括桨叶。
5.根据权利要求3所述机翼结构，其特征在于，所述推进器是一种电驱动的推进器，所述推进器包括至少一对共轴对向旋转的转子，所述转子包括桨叶。
6.一种飞行器，其特征在于，包括机体和机翼，所述机翼包括权利要求1~5任一项所述机翼结构。
7.根据权利要求6所述飞行器，其特征在于，所述机体包括机首和机身主体，所述机首两侧有机翼与其连接，所述机身主体两侧也有机翼与其连接，所述机首可以绕其与机身主体的轴接头向上翻转0°到90°。
8.根据权利要求7所述飞行器，其特征在于，具有一种运行方法,包括：机身的后轮悬架升高，使机身前倾，机翼的攻角为-3°到-10°，飞行器由机首两侧机翼内的两个轮的轮毂电机驱动，使飞行器以不超过50公里每小时的速度在地面行进，并由两个轮的差动实现转向；机身水平，使机翼的攻角为0°，推进器向后喷气，使飞行器以40公里每小时以上的速度在地面或水面滑行；在上述运行状态下，飞行器的运行速度达到其起飞速度或以上时，机翼产生升力，推进器在机翼上表面的抽吸和在机翼后缘吹气口的吹气分别对机翼上表面前部的绕翼气流和机翼上表面后缘的气流进一步加速产生升力增强，飞行器以机翼升力加上机翼上表面抽吸增加的额外升力以及机翼后缘吹气引流所增加的额外升力的共同作用下实现短距离起飞;在飞行器静止状态下，机首向上翻转0°到90°，机首两侧推进器向下偏后方吹气，机首在推进器吹气推力作用和机翼表面抽吸产生的吸力的共同作用下离地，同时飞行器机身主体两侧推进器向后偏下方吹气，使飞行器垂直起飞，此时飞行器机首两侧翼面吸力、推力的合力为向上斜向后方，飞行器机身主体两侧翼面的吸力、推力的合力为向上斜向前方，飞行器在前后机翼的合力下保持竖直向上起飞，在飞行器离地后，机身主体两侧的推力加大，同时机首对机身主体的上翻角度逐渐减小到接近0°，飞行器向前加速，在飞行器向前加速达到一定的前飞速度后，机翼产生的升力替代推进器吹气用来克服重力的部分推力，推进器吹气的推力完全用来克服飞行器前飞产生的空气阻力，此时，飞行器完全依靠机翼升力克服其重力留空，以固定翼模式飞行。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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