專(zhuān)利名稱(chēng)：一種用于科恩達(dá)效應(yīng)飛行器的開(kāi)口式控制舵面的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種小型飛行器飛行姿態(tài)控制舵面的設(shè)計(jì)，屬于航空飛行器的結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
近年來(lái)，無(wú)人飛行器的垂直起降和懸停能力越來(lái)越受到關(guān)注，是實(shí)用化無(wú)人飛行器研究的熱點(diǎn)。為了追求更高的使用性能，近年來(lái)研制出了多種新型布局飛行器，基于科恩達(dá)效應(yīng)的飛行器就是其中的一例?？贫鬟_(dá)效應(yīng)(Coanda Effect)亦稱(chēng)附壁效應(yīng)，即流體(水流或氣流)有離開(kāi)本來(lái)的流動(dòng)方向，改為隨著凸出的物體表面流動(dòng)的傾向。這種作用以羅馬尼亞發(fā)明家亨利·科恩達(dá)為名。當(dāng)射流的一側(cè)有壁面限制，且射流與壁面的交角不大時(shí)(< 15° )，由于射流的抽吸作用，射流與壁面有限空間中的流體被吸走，壓力不斷下降，使射流不斷向壁面靠近，直到穩(wěn)定的貼壁流動(dòng)，此即為附壁效應(yīng)。利用這一附壁效應(yīng)可以產(chǎn)生提供飛行器起飛的升力。這類(lèi)飛行器的主要機(jī)體結(jié)構(gòu)由若干曲面殼體組成，在殼體上方設(shè)計(jì)有狹縫結(jié)構(gòu)，利用鼓風(fēng)裝置通過(guò)狹縫在殼體表面上形成一股射流，通過(guò)以下兩種途徑產(chǎn)生升力I)其一是利用曲面殼體將氣流引導(dǎo)至向下方向流動(dòng)，通過(guò)改變氣流的動(dòng)量來(lái)產(chǎn)生豎直方向的力；2)其二是當(dāng)氣流沿著殼體表面流動(dòng)時(shí)，殼體上表面靜壓減小，如此在殼體兩側(cè)產(chǎn)生壓力差，這個(gè)壓力在垂直方向上的分力即是產(chǎn)生的升力。科恩達(dá)效應(yīng)飛行器除升力之外的另一個(gè)重要問(wèn)題就是控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。一架飛行器必須有良好的控制裝置才能夠進(jìn)行有效的機(jī)動(dòng)飛行，并在飛行中保持足夠的穩(wěn)定性?？贫鬟_(dá)效應(yīng)飛行器的飛行原理不同于一般固定翼飛行器和旋翼飛行器，因此控制原理和方式也會(huì)不同。由于該飛行器的升力源于氣流在曲面殼體表面流動(dòng)產(chǎn)生的氣動(dòng)力，因此在曲面殼體上設(shè)計(jì)氣動(dòng)舵面來(lái)控制飛行姿態(tài)是可行的研究方向。目前應(yīng)用在科恩達(dá)效應(yīng)飛行器上的氣動(dòng)舵面均為滑流式的，這種舵面布置在曲面殼體底部，如圖4。通過(guò)舵面偏轉(zhuǎn)改變氣流流出殼體的方向，即改變氣流的動(dòng)量變化，從而改變局部曲面殼體的升力大小，產(chǎn)生控制力矩。該舵面方案能夠有效的控制飛行姿態(tài)，但是有以下不足I)舵面布置在殼體邊緣，發(fā)生碰撞等意外事故時(shí)很容易造成控制失效；2)舵面布置在殼體邊緣，遠(yuǎn)離重心，控制系統(tǒng)的重量相對(duì)重心的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較大，對(duì)操縱和穩(wěn)定性能不利；3)氣流流至舵面時(shí)，已在殼體表面流過(guò)了較長(zhǎng)的距離，經(jīng)過(guò)了充分的擴(kuò)散，氣流能量損失較大，舵面控制效能也大打折扣。基于以上情況，有必要研究一種新型的氣動(dòng)控制舵面，在保證對(duì)飛行器進(jìn)行有效姿態(tài)控制的前提下，克服滑流式舵面存在的缺點(diǎn)，使之更好的實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器操縱機(jī)動(dòng)靈活、 穩(wěn)定性及安全性好等目的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提供了針對(duì)科恩達(dá)效應(yīng)飛行器曲面殼體結(jié)構(gòu)的一種氣動(dòng)控制舵面，其偏轉(zhuǎn)時(shí)能夠有效地改變局部升力面的升力大小，從而對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行控制。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供了一種科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其特征在于包括殼體，其包括多個(gè)環(huán)形連接的曲面部分；設(shè)置在所述殼體上方的導(dǎo)風(fēng)口和狹縫，用于產(chǎn)生射流；其中至少兩個(gè)所述曲面部分的靠上位置處的舵面。


圖1是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的科恩達(dá)效應(yīng)飛行器的舵面設(shè)置總體布局示意圖。圖2是圖1的實(shí)施例的航面處于關(guān)閉位置的氣流流動(dòng)不意圖。圖3是圖1的實(shí)施例中左側(cè)舵面內(nèi)偏呈開(kāi)口狀態(tài)時(shí)的氣流流動(dòng)示意圖。
具體實(shí)施例方式飛行器的曲面殼體是其主要的升力面，當(dāng)其表面狀態(tài)完整時(shí)，可以通過(guò)殼體上下表面的壓差來(lái)有效地產(chǎn)生升力；當(dāng)其表面狀態(tài)不完整，即有開(kāi)口時(shí)，殼體上下表面壓力差會(huì)減小，從而使殼體的升力減小，這就是開(kāi)口的減升作用。這一升力大小的變化可以對(duì)飛行姿態(tài)產(chǎn)生一定的控制作用。本方案就是在殼體上分離一定面積的結(jié)構(gòu)作為舵面，其偏轉(zhuǎn)時(shí)會(huì)在殼體表面上開(kāi)口，產(chǎn)生控制作用。以下說(shuō)明本發(fā)明具體實(shí)施的技術(shù)方案I)舵面設(shè)置總體布局如圖1，根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的科恩達(dá)效應(yīng)飛行器包括殼體，該殼體具有八個(gè)環(huán)形連接的曲面部分(I);曲面部分(I)上方設(shè)置有用于產(chǎn)生射流的導(dǎo)風(fēng)口(2)和狹縫(3);其中在對(duì)稱(chēng)的四個(gè)曲面部分(I)靠上的位置有一定面積的分離結(jié)構(gòu)作為舵面(4)，舵面(4)的上邊緣通過(guò)鉸鏈(5)與曲面部分(I)連接；舵面(4)的偏轉(zhuǎn)通過(guò)曲面部分(I)內(nèi)部的作動(dòng)裝置(未顯示)來(lái)實(shí)現(xiàn)。2)舵面控制以飛行器繞水平軸滾轉(zhuǎn)方向的控制為例，如圖2，飛行器機(jī)體呈水平狀態(tài)，左右曲面殼體(I)上的舵面(4)處于關(guān)閉位置時(shí)，曲面殼體(I)保持了原來(lái)的形狀，氣流(6)由于附壁效應(yīng)沿著曲面殼體(I)向下流動(dòng)，此時(shí)左右產(chǎn)生的氣動(dòng)力保持平衡。如圖3，當(dāng)例如飛行器左側(cè)的舵面(4)向下偏轉(zhuǎn)形成開(kāi)口時(shí)，由于附壁效應(yīng)，殼體的曲面部分(I)表面的一部分氣流(7)隨著舵面(4)表面流動(dòng)到殼體下表面，殼體上下表面壓力差減小，產(chǎn)生的升力也就減小；此時(shí)右側(cè)的舵面(4)保持關(guān)閉狀態(tài)，所以右側(cè)的曲面部分(I)相對(duì)左側(cè)的曲面部分產(chǎn)生較大的升力，形成向左的滾轉(zhuǎn)力矩，飛行器就會(huì)向左做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；同理，當(dāng)右側(cè)的舵面(4)打開(kāi)，而左側(cè)的舵面(4)保持關(guān)閉時(shí)，飛行器左側(cè)的曲面部分(I)產(chǎn)生較大的升力，飛行器就會(huì)向右做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。舵面(4)的偏轉(zhuǎn)角度越大，開(kāi)口越大，分離的氣流量也越大，殼體的曲面部分(I)升力的損失量也就越大，對(duì)飛行姿態(tài)的控制力也就越大。這種開(kāi)口式舵面(4)的控制是一種減升控制，它利用了流體流動(dòng)的附壁效應(yīng)。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例，舵面偏角保持在15度以?xún)?nèi)，以使氣流能順利附到舵面表面流動(dòng)。在根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述的開(kāi)口式舵面沿飛行器中面對(duì)稱(chēng)布置，從而可以控制飛行器沿一個(gè)軸向的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。在根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，按照十字交叉的方式對(duì)稱(chēng)布置四個(gè)開(kāi)口式舵面，從而可以利用舵面不同偏轉(zhuǎn)情況的組合，控制飛行器沿水平各個(gè)方向軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。在根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)進(jìn)一步的實(shí)施例中，對(duì)用來(lái)產(chǎn)生射流的鼓風(fēng)裝置(未顯示)的動(dòng)力大小進(jìn)行控制，從而滿(mǎn)足一架科恩達(dá)效應(yīng)飛行器飛行控制的需要。有益效果本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)包括一提供了一種科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，效率高的氣動(dòng)控制機(jī)構(gòu)；一該氣動(dòng)控制機(jī)構(gòu)的開(kāi)口式舵面遠(yuǎn)離飛行器曲面殼體結(jié)構(gòu)的外邊緣，在發(fā)生碰撞等特殊情形下能夠有效保持對(duì)飛行姿態(tài)的控制力，增強(qiáng)了飛行器的安全性和可靠性；一該開(kāi)口式舵面靠近飛行器的重心，所需的傳動(dòng)裝置等附件機(jī)構(gòu)也靠近重心，這樣有利于減小飛行器全機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，有利于提高飛行機(jī)動(dòng)性；一該開(kāi)口式舵面靠近狹縫出口，表面流速較快，氣流能量損失較小，有利于提高舵面控制效能。
權(quán)利要求
1.科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其特征在于包括 殼體，其包括多個(gè)環(huán)形連接的曲面部分(I); 設(shè)置在所述殼體(I)上方的導(dǎo)風(fēng)口(2)和狹縫(3)，用于產(chǎn)生射流(6); 其中至少兩個(gè)所述曲面部分(I)的靠上位置處的舵面(4)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其特征在于 所述舵面(4)是一個(gè)具有一定面積的分離結(jié)構(gòu)，舵面(4)的上邊緣通過(guò)鉸鏈(5)與曲面殼體(I)連接； 舵面(4)的偏轉(zhuǎn)通過(guò)曲面殼體(I)內(nèi)部的作動(dòng)裝置(未顯示)來(lái)實(shí)現(xiàn)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其特征在于 所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器包括八個(gè)環(huán)形連接的所述曲面部分(1)，其中在對(duì)稱(chēng)的四個(gè)曲面部分(I)靠上的位置設(shè)有所述舵面(4)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其特征在于 當(dāng)飛行器機(jī)體呈水平狀態(tài)且左右曲面殼體(I)上的舵面(4)處于關(guān)閉位置時(shí)，殼體的曲面部分(I)保持原來(lái)的形狀，所述射流(6)由于附壁效應(yīng)沿著曲面部分(I)向下流動(dòng)，從而使左右側(cè)的曲面部分(I)所產(chǎn)生的氣動(dòng)力保持平衡， 當(dāng)所述殼體的一側(cè)的一個(gè)第一曲面部分(I)上的舵面(4)向下偏轉(zhuǎn)形成開(kāi)口時(shí)，由于附壁效應(yīng)，該第一曲面部分(I)表面的一部分氣流(7)隨著舵面(4)表面流動(dòng)到該曲面部分(I)下表面，使該第一曲面部分(I)上下表面的壓力差減小，產(chǎn)生的升力也就減小，而所述殼體的另一側(cè)的一個(gè)第二曲面部分(I)的舵面(4)保持關(guān)閉狀態(tài)，所以該第二曲面部分(I)相對(duì)所述第一曲面部分(I)產(chǎn)生較大的升力，從而形成向所述第一曲面部分(I) 一側(cè)的滾轉(zhuǎn)力矩，使所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器向所述第一曲面部分(I) 一側(cè)做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)； 當(dāng)所述第二曲面部分(I) 一側(cè)的舵面(4)打開(kāi)，而所述第一曲面部分(I)上的舵面(4)保持關(guān)閉時(shí)，所述第一曲面部分(I)產(chǎn)生較大的升力，從而使科恩達(dá)效應(yīng)飛行器向所述第二曲面部分(I)一側(cè)做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其特征在于 一個(gè)所述舵面(4)的偏轉(zhuǎn)角度越大，開(kāi)口越大，分離的氣流量也越大，該舵面(4)所在曲面部分(I)的升力的損失量也就越大，對(duì)所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器的飛行姿態(tài)的控制力也就越大； 通過(guò)對(duì)用來(lái)產(chǎn)生射流的一個(gè)鼓風(fēng)裝置的動(dòng)力大小進(jìn)行控制，滿(mǎn)足所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器飛行控制的需要。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其特征在于 所述舵面的偏角保持在15度以?xún)?nèi)，以使氣流能順利附到舵面表面流動(dòng)； 按照十字交叉的方式對(duì)稱(chēng)布置四個(gè)所述開(kāi)口式舵面，從而可以利用舵面不同偏轉(zhuǎn)情況的組合，控制飛行器沿水平各個(gè)方向軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；
7.科恩達(dá)效應(yīng)飛行器的飛行姿態(tài)控制方法，所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器包括一個(gè)殼體，所述殼體包括多個(gè)環(huán)形連接的曲面部分(I )，其中至少兩個(gè)所述曲面部分(I)的靠上位置處的舵面(4)， 其特征在于包括 用設(shè)置在所述殼體曲面部分(I)上方的導(dǎo)風(fēng)口(2)和狹縫(3)產(chǎn)生射流(6);控制所述舵面(4)開(kāi)合，從而控制所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器的飛行姿態(tài)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7的方法，其特征在于 所述舵面(4)是一個(gè)具有一定面積的分離結(jié)構(gòu)，舵面(4)的上邊緣通過(guò)鉸鏈(5)與曲面部分(I)連接； 舵面(4)的偏轉(zhuǎn)通過(guò)曲面部分(I)內(nèi)部的作動(dòng)裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)； 所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器包括八個(gè)環(huán)形連接的所述曲面部分(1)，其中在對(duì)稱(chēng)的四個(gè)曲面部分(I)靠上的位置設(shè)有所述舵面(4)。
9.根據(jù)權(quán)利要求7或8的方法，其特征在于 在飛行器機(jī)體呈水平狀態(tài)時(shí)，通過(guò)使殼體左、右側(cè)的所述曲面部分(I)上的舵面(4)處于關(guān)閉位置，使殼體的曲面部分(I)保持原來(lái)的形狀，所述射流(6)由于附壁效應(yīng)沿著曲面部分(I)向下流動(dòng)，從而使左右側(cè)的曲面部分(I)所產(chǎn)生的氣動(dòng)力保持平衡； 當(dāng)所述殼體的一側(cè)的一個(gè)第一曲面部分(I)上的舵面(4)向下偏轉(zhuǎn)形成開(kāi)口時(shí)，由于附壁效應(yīng)，該第一曲面部分(I)表面的一部分氣流(7)隨著舵面(4)表面流動(dòng)到該曲面部分(I)下表面，使該第一曲面部分(I)上下表面的壓力差減小，產(chǎn)生的升力也就減小，而所述殼體的另一側(cè)的一個(gè)第二曲面部分(I)的舵面(4)保持關(guān)閉狀態(tài)，所以該第二曲面部分(I)相對(duì)所述第一曲面部分(I)產(chǎn)生較大的升力，從而形成向所述第一曲面部分(I) 一側(cè)的滾轉(zhuǎn)力矩，使所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器向所述第一曲面部分(I) 一側(cè)做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)； 當(dāng)所述第二曲面部分(I) 一側(cè)的舵面(4)打開(kāi)，而所述第一曲面部分(I)上的舵面(4)保持關(guān)閉時(shí)，所述第一曲面部分(I)產(chǎn)生較大的升力，從而使科恩達(dá)效應(yīng)飛行器向所述第二曲面部分(I)一側(cè)做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。
10.根據(jù)權(quán)利要求9的方法，其特征在于 通過(guò)加大所述舵面(4)的偏轉(zhuǎn)，加大分離的氣流量，從而加大該舵面(4)所在曲面部分(O的升力的損失量，加大對(duì)所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器的飛行姿態(tài)的控制力； 使所述舵面的偏角保持在15度以?xún)?nèi)，以使氣流能順利附到舵面表面流動(dòng)； 按照十字交叉的方式對(duì)稱(chēng)布置四個(gè)所述開(kāi)口式舵面，從而可以利用舵面不同偏轉(zhuǎn)情況的組合，控制飛行器沿水平各個(gè)方向軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)； 控制用來(lái)產(chǎn)生射流的一個(gè)鼓風(fēng)裝置的動(dòng)力大小，滿(mǎn)足所述科恩達(dá)效應(yīng)飛行器飛行控制的需要。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種科恩達(dá)效應(yīng)飛行器，其特征在于包括殼體，其包括多個(gè)環(huán)形連接的曲面部分(1)；設(shè)置在所述殼體(1)上方的導(dǎo)風(fēng)口(2)和狹縫(3)，用于產(chǎn)生射流(6)；其中至少兩個(gè)所述曲面部分(1)的靠上位置處的舵面(4)。本發(fā)明所提供的針對(duì)科恩達(dá)效應(yīng)飛行器曲面殼體結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)控制舵面，其偏轉(zhuǎn)時(shí)能夠有效地改變局部升力面的升力大小，從而對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行控制。
文檔編號(hào)B64C21/02GK103057694SQ20131000127
公開(kāi)日2013年4月24日 申請(qǐng)日期2013年1月4日 優(yōu)先權(quán)日2013年1月4日
發(fā)明者萬(wàn)志強(qiáng), 李航, 朱斯巖 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)