一种倾转涵道式飞行器的气动布局的制作方法

1.本发明涉及飞行器气动布局领域，尤其涉及一种倾转涵道式飞行器的气动布局。


背景技术：

2.近年来，民用无人机产业在蓬勃发展、呈持续高速增长态势的同时，对无人机产品的安全性、可靠性、高效性、经济性和环境适用性等也提出了越来越高的要求。涵道式飞行器将螺旋桨包含在环形涵道体内部，减小了高转速下的桨尖损失，通过涵道增升效应，提升系统气动效率，并具有安全性高、噪音低等特点。
3.涵道式飞行器的升力通常由涵道螺旋桨总推力竖直方向分量提供，用以抵消重力的作用；前进方向的推力由涵道螺旋桨总推力水平方向分量提供，与固定翼飞机相比，平飞速度慢、飞行续航里程短、能量转化效率低。在中长距离飞行应用领域常用的固定翼飞行器，需长距离滑跑起降，应用过程中的便携性与环境适应性较差。兼顾涵道式飞行器垂直起降能力与固定翼飞行器高效高速水平飞行能力的气动布局设计问题亟待解决。


技术实现要素：

4.常规涵道式飞行器，通常由推力竖直方向分量提供升力、抵消重力的作用，由推力水平方向分量提供推力，平飞速度慢、飞行续航里程短、能量转化效率低。本发明提出一种采用双涵道螺旋桨、倾转式机翼、一字形独立控制舵面的飞行器气动布局，将涵道式飞行器垂直起降、安全性高的优势与固定翼飞行器飞行速度快、续航里程高的优势结合。
5.为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：
6.本发明一种倾转涵道式飞行器的气动布局，包括中心机翼，所述中心机翼两侧各设置涵道，每个所述涵道内布置单个螺旋桨，两侧的螺旋桨旋向相反，每个涵道尾部设有一字形独立控制舵面，每个涵道外各安装一段外侧机翼；中心机翼截面翼型与外侧机翼截面翼型的形心重合，涵道与外侧机翼能够围绕形心位置的转轴旋转，外侧机翼迎角为α度。
7.进一步的，α范围在-45
°‑
100
°
。
8.再进一步的，中心机翼为矩形翼，沿展向截面翼型保持一致，中心机翼与起落架固连，不可倾转；涵道的唇口位于中心机翼前缘后方，距离中心机翼前缘为a％中心机翼弦长，涵道长度为b％中心机翼弦长，且a与b为定值；螺旋桨位于涵道内部，与涵道同轴，桨叶数量为c；螺旋桨桨尖与涵道内壁间隙为d毫米，且d为定值；一字形独立控制舵面位于涵道尾缘前方e％涵道长度处，e为定值，舵面长度与涵道尾缘内径相同，截面为相同的对称翼型；外侧机翼为梯形翼，弦长向外沿展向递减，最大弦长为f％中心机翼弦长，最小弦长为g％中心机翼弦长，最大弦长处的外侧机翼前缘与涵道唇口平齐。
9.再进一步的，a在10-30范围内，b在20-80范围内。
10.再进一步的，c为2-6范围内的整数。
11.再进一步的，d在1-5范围内。
12.再进一步的，e在1-10范围内。
13.再进一步的，f为在60-80范围内的定值。
14.再进一步的，g为在40-60范围内的定值。
15.与现有技术相比，本发明的有益技术效果如下：
16.本发明采用双涵道螺旋桨、倾转式机翼、一字形独立控制舵面的飞行器气动布局，在总体性能上，将涵道式飞行器垂直起降、安全性高的优势与固定翼飞行器飞行速度快、续航里程高的优势结合，提升飞行器整体的飞行效率；
17.本发明在气动性能上，涵道与中心机翼和外侧机翼的布局方案能够通过对涵道、中心机翼以及外侧机翼关于来流方向相对位置的合理设计，使飞行器整体阻力系数降低，提高了飞行器整体的气动效率。
附图说明
18.下面结合附图说明对本发明作进一步说明。
19.图1是本发明倾转涵道式飞行器的气动布局的其中一种具体实施例的结构示意图；
20.图2是图1中涵道与外侧机翼部分示意图；
21.附图标记说明：1、中心机翼；2、涵道；3、螺旋桨；4、一字形独立控制舵面；5、外侧机翼；6、转轴；7、起落架；8、唇口；9、中心机翼前缘；10、螺旋桨桨尖；11、涵道内壁；12、涵道尾缘；13、外侧机翼前缘；14、电机；15、十字形电机安装架；16、舵机。
具体实施方式
22.下面结合具体实施方式进一步说明本发明。
23.一种倾转涵道式飞行器的气动布局的其中一种具体实施例，倾转涵道式飞行器采用小展弦比的矩形中心机翼1，收缩型涵道机构，一字形独立控制舵面，大展弦比梯形外侧机翼。其中，中心机翼1为一个，安装在飞行器中央，底部与飞行器的起落架7相连。中心机翼1为矩形翼，沿展向截面翼型保持一致，中心机翼1与起落架7固连，不可倾转。涵道2为两个，分别对称安装在中心机翼1两侧，分别位于中心机翼前缘9后方位置，即涵道位于中心机翼关于来流方向的下游。涵道内壁11与安装螺旋桨3的电机14通过十字形电机安装架15相连。涵道内壁11尾端与一字形独立控制舵面4通过舵机16转轴相连。外侧机翼5为两个，分别安装在涵道2两侧，分别位于涵道2前方位置，但均处于中心机翼前缘9后方，即外侧机翼5位于涵道关于来流方向的上游。外侧机翼5截面翼型弦长沿展向递减，最大弦长大于涵道截面翼型弦长与一字形独立控制舵面翼型弦长之和，但小于中心机翼截面翼型弦长。中心机翼1截面翼型与外侧机翼5截面翼型的形心重合，涵道2与外侧机翼5可围绕形心位置的转轴6旋转，外侧机翼迎角为α度，α范围在-45-100。起降阶段，机翼迎角范围为80
°‑
100
°
，可实现垂直起降，以规避传统固定翼飞行器滑跑起飞的场地限制；平飞阶段，机翼迎角范围为-45
°‑
45
°
，可长期保持水平飞行，相较于传统涵道式飞行器，提升了飞行速度与续航里程。切换阶段，机翼迎角范围为45
°‑
80
°
，实现飞行模式切换和飞行速度提升。
24.所述涵道与中心机翼和外侧机翼关于来流方向的具体相对位置与飞行器整体气动性能密切相关，需根据气动设计的具体需求来确定，具体的确定方式如下：
25.对于倾转涵道式飞行器，水平前飞过程中，由中心机翼与外侧机翼提供主升力，由
涵道提供推力，涵道与机翼关于来流方向的相对位置对升力系数影响不大，故通过模拟考虑相对位置对整机阻力系数的影响，当阻力系数最小时，涵道与中心机翼和外侧机翼之间处于最优的相对位置。涵道唇口位于中心机翼前缘后方，距离中心机翼前缘为a％中心机翼弦长，涵道长度为b％中心机翼弦长，且a与b为定值，a在10-30范围内，b在20-80范围内；一字形独立控制舵面位于涵道尾缘12前方e％涵道长度处，e为定值，在1-10范围内，舵面长度与涵道尾缘12内径相同；外侧机翼为梯形翼，弦长向外沿展向递减，最大弦长为f％中心机翼弦长，f为在60-80范围内的定值，最小弦长为g％中心机翼弦长，g为在40-60范围内的定值，最大弦长处的外侧机翼前缘13与涵道唇口平齐。最终拓展到三位情形下，得到涵道与中心机翼和外侧机翼的构型。
26.实施例1：中心机翼与外侧机翼均采用naca翼型：中心机翼弦长为1.5m，涵道唇口位于中心机翼前缘后方，距离中心机翼前缘为10％中心机翼弦长，涵道长度为40％中心机翼弦长。螺旋桨位于涵道内部，与涵道同轴，桨叶数量为3，螺旋桨桨尖10与涵道内壁11间隙为2毫米。一字形独立控制舵面位于涵道尾缘前方5％涵道长度处，舵面长度与涵道尾缘内径相同，截面为相同的对称翼型。外侧机翼为梯形翼，弦长向外沿展向递减，最大弦长为70％中心机翼弦长，最小弦长为50％中心机翼弦长，最大弦长处的外侧机翼前缘与涵道唇口平齐。涵道与外侧机翼可围绕形心位置的转轴旋转，外侧机翼迎角为α度，α范围在-45
°‑
100
°
。
27.实施例2：中心机翼与外侧机翼均采用ara-d翼型：中心机翼弦长为1.4-2.0m，涵道的唇口位于中心机翼前缘后方，距离中心机翼前缘为20％中心机翼弦长，涵道长度为50％中心机翼弦长。螺旋桨位于涵道内部，与涵道同轴，桨叶数量为3；螺旋桨桨尖10与涵道内壁11间隙为4毫米。一字形独立控制舵面位于涵道尾缘前方5％涵道长度处，舵面长度与涵道尾缘内径相同，截面为相同的对称翼型。外侧机翼为梯形翼，弦长向外沿展向递减，最大弦长为70％中心机翼弦长，最小弦长为50％中心机翼弦长，最大弦长处的外侧机翼前缘与涵道唇口平齐。
28.以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。