CN114348242A - 可变通径的涵道结构和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器涵道结构技术领域，具体而言涉及可变通径的涵道结构和飞行器，涵道结构包括：外涵道段和内涵道段，所述外涵道段和内涵道段间隔分布并首尾拼接闭合呈环形，并在内侧形成涵道；涵道支撑结构，连接到所述外涵道段；其中，所述外涵道段能相对于所述内涵道段滑动，所述涵道支撑结构被设置成能驱动相邻的所述外涵道段相互靠近或远离，使所述涵道的通径增加或减小。本发明的涵道结构为可伸缩型，能改变涵道内的通径，涵道类旋翼***具有了可变通径之后，能够提供丰富可变的升力、推力性能，从而使飞行器具有更高机动性能，适应更为复杂的飞行工况。

Description

可变通径的涵道结构和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器涵道结构技术领域，具体而言涉及可变通径的涵道结构和飞行器。

背景技术

具有涵道结构的飞行器升力装置或动力装置，由于涵道壁对流场的优化，可以获得更高的升力效率或动力性能，已经在旋翼类飞行器和固定翼类飞行器的螺旋桨动力装置上有了广泛的应用。

在工程实践中，具有大直径旋翼的旋翼类飞行器可以获得较大的绝对升力，实现垂直起降、悬停等飞行性能，但是较大的旋翼直径对飞行器的最大平飞速度产生制约，无法获得较高的飞行速度。

而螺旋桨类动力装置为了在较高的巡航速度下获得最佳动力性能，其桨叶直径不能太大，因此在低速下的最大拉力有限，使得飞行器难以实现垂直起降等机动飞行动作，必须依赖具有较长滑跑跑道的机场来完成起飞和降落。

而现有技术中仅有通过控制涵道尾部通径的方案，其无法适应不同大小的桨叶，也不能实现上述效果，因此，亟需一种能适用多种飞行工况的涵道结构。

现有技术文献：

专利文献1：CN107031850A-能变几何形状涵道风扇及相关方法

发明内容

针对现有技术中涵道结构的缺陷与不足，本发明目的在于，能控制涵道的通径，以提供丰富可变的升力和推力性能，能适应更为复杂的飞行工况。

本发明第一方面提出一种可变通径的涵道结构，包括：

外涵道段和内涵道段，所述外涵道段和内涵道段间隔分布并首尾拼接闭合呈环形，并在内侧形成涵道；

涵道支撑结构，连接到所述外涵道段；

其中，所述外涵道段能相对于所述内涵道段滑动，所述涵道支撑结构被设置成能驱动相邻的所述外涵道段相互靠近或远离，使所述涵道的通径减小或增加。

优选的，所述涵道支撑结构包括双层轴以及设置在所述双层轴外壁的多个伸缩杆，每个所述伸缩杆的第二端连接到对应的所述外涵道段的内壁，所述伸缩杆被设置成具有拉伸位置和压缩位置，当所述伸缩杆处于拉伸位置时，所述涵道的通径面积最大，当所述伸缩杆处于压缩位置时，所述涵道的通径面积最小。

优选的，所述伸缩杆在伸长位置时的长度为R，所述伸缩杆在压缩位置时的长度为r，所述外涵道段的内侧壁面曲率为r，所述内涵道段的内侧壁面曲率为R，所述伸缩杆的长度范围为R-r，所述涵道的通径面积范围为πR²-πr²。

优选的，当所述涵道处于最小面积时，所述外涵道段首尾相接，形成的通道截面为圆形，当所述涵道处于最大面积时，所述外涵道段和内涵道段首尾相接，形成的通道截面形状包括间隔分布的曲率为R的圆弧和曲率为r的圆弧。

优选的，所述伸缩杆在伸长位置时的长度为R，所述伸缩杆在压缩位置时的长度为r，所述涵道的最大面积和最小面积的比为2:1，其中R：r为

1，所述外涵道段至少为八个。

优选的，所述外涵道段和内涵道段均为两端开放的空心结构，所述内涵道段的两端边沿设有向外凸出的凸起部，所述外涵道段的两端边沿设有向内延伸的遮挡部，使外涵道段在内涵道段外壁滑动时不会脱出。

优选的，所述外涵道段和内涵道段的截面形状相同，使所述外涵道段能套设在所述内涵道段的外壁，所述外涵道段和内涵道段的曲率比为所述涵道最大面积和最小面积时的半径比。

优选的，所述伸缩杆包括内杆和外杆，所述外杆套设在所述内杆的外壁，所述内杆和外杆的截面为流线型。

优选的，所述双层轴包括内轴和外轴，所述内轴转动连接在所述外轴的内壁，所述伸缩杆固定在所述外轴的外壁。

本发明第二方面提出一种飞行器，包括上述方案中的可变通径的涵道结构。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明的涵道结构为可伸缩型，能改变涵道内的通径，涵道类旋翼***具有了可变通径之后，能够提供丰富可变的升力、推力性能，从而使飞行器具有更高机动性能，适应更为复杂的飞行工况。

不同的涵道通径对应不同的飞行状态，可以减少燃油消耗，提高燃油经济性，使飞行器的最大航程和续航时间得到提升。

附图说明

附图不意在按比例绘制。在附图中，在各个图中示出的每个相同或近似相同的组成部分可以用相同的标号表示。为了清晰起见，在每个图中，并非每个组成部分均被标记。现在，将通过例子并参考附图来描述本发明的各个方面的实施例，其中：

图1是本发明所示的可变通径的涵道结构处于最大通径状态的结构示意图；

图2是本发明所示的可变通径的涵道结构处于最小通径状态的结构示意图；

图3是本发明所示的可变通径的涵道结构处于最大通径状态的正视图；

图4是本发明所示的可变通径的涵道结构处于最小通径状态的正视图；

图5是本发明所示的可变通径的涵道结构处于最大通径状态的截面结构示意图。

具体实施方式

为了更了解本发明的技术内容，特举具体实施例并配合所附图式说明如下。

如背景技术所述的，飞行器在较大直径的旋翼时能获得较大升力，但是飞行速度被制约，较小直径的桨叶具有较高的速度，但是升力有限，因此本发明的目的在于提出一种适应不同直径桨叶的涵道结构，以改善桨叶的流场，可提供更丰富的升力、推力性能。

结合图1-4所示，本发明目第一方面提出一种可变通径的涵道结构，可用于具有可变直径要求的旋翼、螺旋桨、风扇等飞行器升力或动力装置中。主要包括外涵道段5和内涵道段4，如图1-2所示，外涵道段5和内涵道段4间隔的分布并首尾拼接闭合呈环形，并在内侧形成涵道。

进一步的，涵道支撑结构连接到外涵道段5，并且外涵道段5能相对于内涵道段4滑动，涵道支撑结构被设置成能驱动相邻的外涵道段5相互靠近或远离，如此，使涵道的通径减小或增加。

如图1所示，当相邻的外涵道段5相互远离时，涵道的通径增加，如此，可容纳较大直径的桨叶，获得较大的升力，能满足垂直起降的需求。如图2所示，当相邻的外涵道段5相互靠近时，涵道的通径减小，如此，可容纳较小直径的桨叶，获得较快的速度，能满足快速飞行的需求。

结合图5所示，外涵道段5和内涵道段4具有符合流体力学原理的涵道壁切面形状，具有涵道类结构的空气动力学属性，从而为内部旋翼或螺旋桨结构提供改善流场的作用。

具体的，涵道由沿周向间隔分布的外涵道段5和内涵道段4组成，每个外涵道段5和内涵道段4都具有完整的涵道切面形状，使沿涵道切面方向流过的气流可以获得良好的空气动力学特性。其中，外涵道段5形面略大于内涵道段4，可以套在内涵道段4外侧。

涵道壁结构段组合成整体涵道时，外涵道段5与内涵道段4间错排布，当外涵道段5与内涵道段4全部展开时，涵道获得最大通径，此时动力装置可以获得最大拉力，对应垂直起降、悬停等飞行状态；当涵道壁收缩，外涵道段5逐渐套叠在内涵道段4外侧，涵道通径逐渐缩小，此过程可以实现无级变化；直到内涵道段4全部收于外涵道段5内侧时，涵道获得最小通径，此时动力装置可以适应最大飞行速度，对应巡航等飞行状态。

进一步的，结合图3-4所示，涵道支撑结构包括双层轴以及设置在双层轴外壁的多个伸缩杆3，每个伸缩杆3的第二端连接到对应的外涵道段5的内壁，伸缩杆3被设置成具有拉伸位置和压缩位置，当伸缩杆3处于拉伸位置时，涵道的通径面积最大，当伸缩杆3处于压缩位置时，涵道的通径面积最小。

具体的，伸缩杆3在伸长位置时的长度为R，伸缩杆3在压缩位置时的长度为r，外涵道段的内侧壁面曲率51为r，内涵道段的内侧壁面曲率52为R，伸缩杆3的长度范围为R-r，涵道的通径面积范围为πR²-πr²。

优选的，结合图3-4所示，当涵道处于最小面积时，外涵道段5首尾相接，形成的通道截面为圆形，当涵道处于最大面积时，外涵道段5和内涵道段4首尾相接，形成的通道截面形状包括间隔分布的曲率为R的圆弧和曲率为r的圆弧。

在可选的实施例中，针对可变直径的旋翼***的工作要求，可变通径涵道结构需要提供的涵道内通径变化率需达到1:2，即分段涵道壁全部打开状态下的涵道内通径截面积是涵道壁完全收缩状态下的2倍。因此，对应的伸缩内撑杆的伸缩范围要求即为

在其他的实施例中，若要实现更大通径的截面积变化率，可增加套接层数，例如三层，或者四层，但是随着涵道段之间的尺寸差异增大，在全部展开的情况下，对气动影响较大，因此，优选的，涵道段包括两层，内涵道段和外涵道段。

进一步的，外涵道段的数量优选为更多，分段越多，越趋近于标准圆形，对气动性能更有利，但结构复杂度增加，内撑杆数量相应增加，对整体结构实现不利。相反，分段数量越少，结构越简单，但圆度越差。综合考虑结构实现与气动性能，当前选用8段结构。

外涵道段5和内涵道段4的截面形状相同，使外涵道段5能套设在内涵道段4的外壁，且外涵道段5和内涵道段4的曲率比为涵道最大面积和最小面积时的半径比，如此，保证内涵道段4能缩到外涵道段5内。

进一步的，外涵道段5和内涵道段4均为两端开放的空心结构，内涵道段4的两端边沿设有向外凸出的凸起部42，外涵道段5的两端边沿设有向内延伸的遮挡部52，使外涵道段5在内涵道段4外壁滑动时不会脱出。

进一步的，伸缩杆3包括内杆32和外杆31，外杆31套设在内杆32的外壁，内杆32和外杆31的截面为流线型。内杆32和外杆31具有流线型外形，采用套管式伸缩结构，由电动推杆驱动，通过控制多个伸缩杆3内的电动推杆并联，实现各个杆件的同步伸缩操作。

具体的，内杆32外伸，驱动外涵道段5展开，内涵道段4逐渐露出，涵道通径变大；内杆32收缩，驱动外涵道段5收缩，内涵道段4收于外涵道段5内部，涵道通径变小。伸缩杆3的可伸缩长度范围为：R-r。

结合图5所示，双层轴包括内轴1和外轴2，内轴1转动连接在外轴2的内壁，伸缩杆3固定到外轴2的外壁。如此，能对外涵道段5形成支撑。内轴1用于安装桨叶，当桨叶旋转产生动力。

本发明第二方面提出一种飞行器，包括上述方案中的可变通径的涵道结构。

例如，飞行器是倾转旋翼飞行器。倾转旋翼飞行器使用横列式安装的两套(或4套)旋翼***，旋翼***通过倾转轴，可以90度倾转工作，使旋翼可以在垂直向上和向前两种工作状态下自由切换，从而使飞行器同时具有直升机的垂直起降工作模式和定翼机的螺旋桨驱动前飞模式。可变通径涵道***的加入，可以极大改善倾转旋翼飞行器在两种工作模式下的旋翼气动效率，使飞行性能和燃料经济性都得到提升。

在可选的实施例中，飞行汽车。随着四旋翼飞行器的控制技术逐渐成熟，面向民用的旋翼类飞行汽车成为可能。但是在通用使用场景下的飞行汽车，其安全性是较为突出的问题。在旋翼外侧设置涵道***，既可以起到安全防护作用，又可以改善旋翼气动特性。可变通径涵道***，为飞行汽车升力***提供了面向不同场景的涵道气动环境，分别应对垂直起降和跨越巡飞等不同使用要求。

结合以上实施例，本发明的涵道结构为可伸缩型，能改变涵道内的通径，涵道类旋翼***具有了可变通径之后，能够提供丰富可变的升力、推力性能，从而使飞行器具有更高机动性能，适应更为复杂的飞行工况。

不同的涵道通径对应不同的飞行状态，可以减少燃油消耗，提高燃油经济性，使飞行器的最大航程和续航时间得到提升。

虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明。本发明所属技术领域中具有通常知识者，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种的更动与润饰。因此，本发明的保护范围当视权利要求书所界定者为准。

Claims (10)

1.一种可变通径的涵道结构，其特征在于，包括：

外涵道段和内涵道段，所述外涵道段和内涵道段间隔分布并首尾拼接闭合呈环形，并在内侧形成涵道；

涵道支撑结构，连接到所述外涵道段；

其中，所述外涵道段能相对于所述内涵道段滑动，所述涵道支撑结构被设置成能驱动相邻的所述外涵道段相互靠近或远离，使所述涵道的通径减小或增加。

2.根据权利要求1所述的可变通径的涵道结构，其特征在于，所述涵道支撑结构包括双层轴以及设置在所述双层轴外壁的多个伸缩杆，每个所述伸缩杆的第二端连接到对应的所述外涵道段的内壁，所述伸缩杆被设置成具有拉伸位置和压缩位置，当所述伸缩杆处于拉伸位置时，所述涵道的通径面积最大，当所述伸缩杆处于压缩位置时，所述涵道的通径面积最小。

3.根据权利要求2所述的可变通径的涵道结构，其特征在于，所述伸缩杆在伸长位置时的长度为R，所述伸缩杆在压缩位置时的长度为r，所述外涵道段的内侧壁面曲率为r，所述内涵道段的内侧壁面曲率为R，所述伸缩杆的长度范围为R-r，所述涵道的通径面积范围为πR²-πr²。

4.根据权利要求3所述的可变通径的涵道结构，其特征在于，当所述涵道处于最小面积时，所述外涵道段首尾相接，形成的通道截面为圆形，当所述涵道处于最大面积时，所述外涵道段和内涵道段首尾相接，形成的通道截面形状包括间隔分布的曲率为R的圆弧和曲率为r的圆弧。

5.根据权利要求2所述的可变通径的涵道结构，其特征在于，所述伸缩杆在伸长位置时的长度为R，所述伸缩杆在压缩位置时的长度为r，所述涵道的最大面积和最小面积的比为2:1，其中R：r为

所述外涵道段至少为八个。

6.根据权利要求1-5任意一项所述的可变通径的涵道结构，其特征在于，所述外涵道段和内涵道段均为两端开放的空心结构，所述内涵道段的两端边沿设有向外凸出的凸起部，所述外涵道段的两端边沿设有向内延伸的遮挡部，使内涵道段在外涵道段外壁滑动时不会脱出。

7.根据权利要求1-5任意一项所述的可变通径的涵道结构，其特征在于，所述外涵道段和内涵道段的截面形状相同，使所述外涵道段能套设在所述内涵道段的外壁，所述外涵道段和内涵道段的曲率比为所述涵道于最大面积和最小面积时的半径比。

8.根据权利要求2所述的可变通径的涵道结构，其特征在于，所述伸缩杆包括内杆和外杆，所述外杆套设在所述内杆的外壁，所述内杆和外杆的截面为流线型。

9.根据权利要求2所述的可变通径的涵道结构，其特征在于，所述双层轴包括内轴和外轴，所述内轴转动连接在所述外轴的内壁，所述伸缩杆固定在所述外轴的外壁。

10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1-9任意一项所述的可变通径的涵道结构。

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