一種扇翼飛機(jī)用整流裝置及具有其的飛機(jī)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及扇翼飛機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種扇翼飛機(jī)用整流裝置及具有其的 飛機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)有技術(shù)中，扇翼類飛行器其動(dòng)力源為扇翼滾輪，在飛行過程中，該滾輪進(jìn)氣處容 易受到外部氣流擾動(dòng)的影響，從而引起滾輪內(nèi)漩渦的不穩(wěn)定，極易誘發(fā)升力損失。
[0003] 因此，希望有一種技術(shù)方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個(gè)上述缺陷。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于提供一種扇翼飛機(jī)用整流裝置來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的 至少一個(gè)上述缺陷。
[0005] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種扇翼飛機(jī)用整流裝置。所述扇翼飛機(jī)具有相互 以機(jī)身對稱的第一機(jī)翼以及第二機(jī)翼，所述第一機(jī)翼以及所述第二機(jī)翼上設(shè)置有扇翼滾 輪，在飛機(jī)運(yùn)行狀態(tài)，所述扇翼滾輪中的滾輪承受與所述飛機(jī)運(yùn)行方向相對的氣流，在所述 第一機(jī)翼以及所述第二機(jī)翼的進(jìn)風(fēng)口處分別設(shè)置有整流裝置，所述飛機(jī)運(yùn)行時(shí)，經(jīng)過所述 滾輪的氣流首先通過所述整流裝置，所述整流裝置用于衰減經(jīng)過其的氣流中具有相對于所 述滾輪的法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng)過衰減后的氣流通過所述滾輪。
[0006] 所述扇翼飛機(jī)用整流裝置包括：在所述第一機(jī)翼以及所述第二機(jī)翼的進(jìn)風(fēng)口處分 別設(shè)置有整流裝置，所述飛機(jī)運(yùn)行時(shí)，經(jīng)過所述滾輪的氣流首先通過所述整流裝置，所述整 流裝置用于衰減經(jīng)過其的氣流中具有相對于所述滾輪的法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng) 過衰減后的氣流通過所述滾輪。
[0007] 優(yōu)選地，所述整流裝置為導(dǎo)流葉柵，且平行于所述氣流的運(yùn)動(dòng)方向設(shè)置。
[0008] 優(yōu)選地，所述導(dǎo)流葉柵的位置為：所述導(dǎo)流葉柵向所述扇翼滾輪方向延長的延長 線穿過所述扇翼滾輪中的滾輪的中心軸線。
[0009] 優(yōu)選地，所述導(dǎo)流葉柵的形狀為板狀體。
[0010] 優(yōu)選地，所述導(dǎo)流葉柵的寬度尺寸不超過所述滾輪的半徑。
[0011] 優(yōu)選地，所述導(dǎo)流葉柵一端設(shè)置在機(jī)身上，另一端與滾輪軸壁連接。
[0012] 優(yōu)選地，所述導(dǎo)流葉柵與所述機(jī)身以及所述滾輪軸壁相互焊接。
[0013] 優(yōu)選地，所述第一機(jī)翼以及所述第二機(jī)翼進(jìn)風(fēng)口處設(shè)置有支架，所述導(dǎo)流葉柵通 過支架設(shè)置在所述第一機(jī)翼以及所述第二機(jī)翼進(jìn)風(fēng)口處。
[0014] 本發(fā)明還提供了一種扇翼類飛行器，所述扇翼類飛行器包括如上所述的整流裝 置。
[0015] 在本發(fā)明中的扇翼飛機(jī)用整流裝置中，整流裝置衰減經(jīng)過其的氣流中具有相對于 所述滾輪法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng)過衰減后的氣流通過滾輪。從而降低了氣流中 的擾流對滾輪的影響，增加了扇翼類飛行器的穩(wěn)定性。
【附圖說明】
[0016] 圖1是根據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例的扇翼飛機(jī)用整流裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0017] 附圖標(biāo)記：
[0018]

【具體實(shí)施方式】
[0019] 為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中 的附圖，對本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明 一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0020] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、"左"、 "右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方 位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元 件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù)范圍的 限制。
[0021] 本發(fā)明的扇翼飛機(jī)用整流裝置用于扇翼類飛機(jī)，其中，扇翼飛機(jī)具有相互以機(jī)身 對稱的第一機(jī)翼以及第二機(jī)翼，第一機(jī)翼以及第二機(jī)翼上設(shè)置有扇翼滾輪，在飛機(jī)運(yùn)行狀 態(tài)，扇翼滾輪中的滾輪承受與飛機(jī)運(yùn)行方向相對的氣流，在第一機(jī)翼以及第二機(jī)翼的進(jìn)風(fēng) 口處分別設(shè)置有整流裝置，即本發(fā)明的整流裝置設(shè)置在第一機(jī)翼以及第二機(jī)翼的進(jìn)風(fēng)口 處。在扇翼飛機(jī)運(yùn)行時(shí)，經(jīng)過滾輪的氣流首先通過整流裝置，整流裝置用于衰減經(jīng)過其的氣 流中具有相對于滾輪的法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng)過衰減后的氣流通過滾輪。
[0022] 在本發(fā)明中的扇翼飛機(jī)用整流裝置中，整流裝置衰減經(jīng)過其的氣流中具有相對于 所述滾輪法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng)過衰減后的氣流通過滾輪。從而降低了氣流中 的擾流對滾輪的影響，增加了扇翼類飛行器的穩(wěn)定性。
[0023] 圖1是根據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例的扇翼飛機(jī)用整流裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0024] 飛機(jī)具有相互以機(jī)身1對稱的第一機(jī)翼2以及第二機(jī)翼3,第一機(jī)翼2以及第二機(jī) 翼3上設(shè)置有扇翼滾輪4，在飛機(jī)運(yùn)行狀態(tài)，扇翼滾輪4中的滾輪41承受與飛機(jī)運(yùn)行方向相 對的氣流。
[0025] 圖1所示的扇翼飛機(jī)用整流裝置中，在第一機(jī)翼2以及第二機(jī)翼3的進(jìn)風(fēng)口 5處 分別設(shè)置有整流裝置，飛機(jī)運(yùn)行時(shí)，經(jīng)過滾輪41的氣流首先通過整流裝置，整流裝置用于 衰減經(jīng)過其的氣流中具有相對于滾輪41的法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng)過衰減后的 氣流通過滾輪41。
[0026] 具體地，整流裝置為導(dǎo)流葉柵6,且平行于氣流的運(yùn)動(dòng)方向設(shè)置。
[0027] 有利的是，導(dǎo)流葉柵6的位置為：導(dǎo)流葉柵6向扇翼滾輪4方向延長的延長線穿過 扇翼滾輪4中的滾輪41的中心軸線?？梢岳斫獾氖?，該延長線為虛擬延長線，即導(dǎo)流葉柵 6中的兩端之間的中心線與扇翼滾輪4中的滾輪的中心軸線在一個(gè)平面內(nèi)。即從導(dǎo)流葉柵 6的前方（圖中左側(cè)）平視，應(yīng)當(dāng)無法看到扇翼滾輪4的中心軸線
[0028] 參見圖1，在本實(shí)施中，導(dǎo)流葉柵6 -端設(shè)置在機(jī)身1上，另一端與滾輪軸壁7連 接。具體地，在本實(shí)施例中，導(dǎo)流葉柵6與機(jī)身1以及滾輪軸壁7相互焊接。
[0029] 可以理解的是，還可以通過螺栓等可拆卸連接方式進(jìn)行連接，但有利的是，應(yīng)當(dāng)緊 固連接。
[0030] 可以理解的是，在一個(gè)備選實(shí)施例中，第一機(jī)翼以及第二機(jī)翼進(jìn)風(fēng)口處設(shè)置有支 架，導(dǎo)流葉柵通過支架設(shè)置在第一機(jī)翼以及第二機(jī)翼進(jìn)風(fēng)口處。
[0031] 可以理解的是，在該備選實(shí)施例中，支架的設(shè)置位置以及設(shè)置形狀應(yīng)當(dāng)不會對進(jìn) 風(fēng)口處的氣流造成干擾。
[0032] 有利的是，該支架為隨動(dòng)支架，即該支架的形狀做成跟隨氣流運(yùn)動(dòng)方向運(yùn)動(dòng)，從而 最大程度的減少與氣流的接觸面積。
[0033] 可以理解的是，上述的導(dǎo)流葉柵的形狀為板狀，即其厚度（兩個(gè)面之間的距離）遠(yuǎn) 小于其長度（兩端之間的距離）以及寬度（近滾輪至遠(yuǎn)滾輪方向的距離）。
[0034] 可以理解的是，上述的導(dǎo)流葉柵的寬度尺寸不超過所述滾輪的半徑。這樣，即保證 了導(dǎo)流葉柵在本發(fā)明中的作用，又不會因?yàn)閷?dǎo)流葉柵過寬，而導(dǎo)致在扇翼飛機(jī)飛行進(jìn)行俯 仰飛行時(shí)，由于導(dǎo)流葉柵過寬而影響扇翼飛機(jī)的性能。
[0035] 本發(fā)明還提供了一種扇翼類飛行器，所述扇翼類飛行器包括如上所述的整流裝 置。
[0036] 最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。 盡管參照前述實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依 然可以對前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替 換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精 神和范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種扇翼飛機(jī)用整流裝置，所述扇翼飛機(jī)具有相互以機(jī)身（1)對稱的第一機(jī)翼（2) 以及第二機(jī)翼（3)，所述第一機(jī)翼（2)以及所述第二機(jī)翼（3)上設(shè)置有扇翼滾輪（4)，在飛 機(jī)運(yùn)行狀態(tài)，所述扇翼滾輪（4)中的滾輪（41)承受與所述飛機(jī)運(yùn)行方向相對的氣流，其特 征在于，在所述第一機(jī)翼（2)以及所述第二機(jī)翼（3)的進(jìn)風(fēng)口（5)處分別設(shè)置有整流裝置， 所述飛機(jī)運(yùn)行時(shí)，經(jīng)過所述滾輪（41)的氣流首先通過所述整流裝置，所述整流裝置用于衰 減經(jīng)過其的氣流中具有相對于所述滾輪（41)的法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng)過衰減 后的氣流通過所述滾輪（41)。2. 如權(quán)利要求1所述的扇翼飛機(jī)用整流裝置，其特征在于，所述整流裝置為導(dǎo)流葉柵 (6)，且平行于所述氣流的運(yùn)動(dòng)方向設(shè)置。3. 如權(quán)利要求2所述的扇翼飛機(jī)用整流裝置，其特征在于， 所述導(dǎo)流葉柵（6)的位置為：所述導(dǎo)流葉柵（6)向所述扇翼滾輪（4)方向延長的延長 線穿過所述扇翼滾輪（4)中的滾輪（41)的中心軸線。4. 如權(quán)利要求3所述的扇翼飛機(jī)用整流裝置，其特征在于，所述導(dǎo)流葉柵的形狀為板 狀體。5. 如權(quán)利要求4所述的扇翼飛機(jī)用整流裝置，其特征在于，所述導(dǎo)流葉柵的寬度尺寸 不超過所述滾輪的半徑。6. 如權(quán)利要求3所述的扇翼飛機(jī)用整流裝置，其特征在于，所述導(dǎo)流葉柵（6) -端設(shè)置 在機(jī)身（1)上，另一端與滾輪軸壁（7)連接。7. 如權(quán)利要求6所述的扇翼飛機(jī)用整流裝置，其特征在于，所述導(dǎo)流葉柵（6)與所述機(jī) 身（1)以及所述滾輪軸壁（7)相互焊接。8. 如權(quán)利要求3所述的扇翼飛機(jī)用整流裝置，其特征在于，所述第一機(jī)翼以及所述第 二機(jī)翼進(jìn)風(fēng)口處設(shè)置有支架，所述導(dǎo)流葉柵通過支架設(shè)置在所述第一機(jī)翼以及所述第二機(jī) 翼進(jìn)風(fēng)口處。9. 一種扇翼類飛行器，其特征在于，所述扇翼類飛行器包括如權(quán)利要求1至8中任意一 項(xiàng)所述的整流裝置。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種扇翼飛機(jī)用整流裝置及具有其的飛機(jī)。所述扇翼飛機(jī)用整流裝置設(shè)置在所述第一機(jī)翼(2)以及所述第二機(jī)翼(3)的進(jìn)風(fēng)口(5)處，所述飛機(jī)運(yùn)行時(shí)，經(jīng)過所述滾輪(41)的氣流首先通過所述整流裝置，所述整流裝置用于衰減經(jīng)過其的氣流中具有相對于所述滾輪(41)的法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng)過衰減后的氣流通過所述滾輪(41)。在本發(fā)明中的扇翼飛機(jī)用整流裝置中，整流裝置衰減經(jīng)過其的氣流中具有相對于所述滾輪法向方向的分流的脈動(dòng)，從而使經(jīng)過衰減后的氣流通過滾輪。從而降低了氣流中的擾流對滾輪的影響，增加了扇翼類飛行器的穩(wěn)定性。
【IPC分類】B64C39/00, B64C7/00
【公開號】CN104890872
【申請?zhí)枴緾N201510346260
【發(fā)明人】李悅立, 柳楠, 趙一飛, 李繼偉
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
【公開日】2015年9月9日
【申請日】2015年6月23日