一种减小航空器机身飞行阻力的方法与流程

本发明涉及一种航空器飞行状态改善技术，具体地是一种减小航空器机身飞行阻力的方法，属于航空器飞行技术领域。

背景技术：

目前，航空器主要采用柱状和球状的机身，球状机身飞行器（如直升机）风阻较大，垂直升降和水平飞行两种模式相互干扰，严重时出现“½p跳跃”；而且将发动机布置于机身上部，重心偏高，垂直升降和水平飞行模式转换过程稳定性差；特别是生硬叠加两种飞行原理，飞行机理协调性差，机构复杂，操控困难，机动性差；相互干扰严重、效率低下。柱状机身飞行器（如各种常见的固定翼飞机）技术比较成熟，但需要跑道助跑高速起降，使用昂贵，易受起降场地和天气情况限制，碳排放高，普及困难。

现有的垂直起降航空器只有柱状和球状两种机身构型，导致航空器在垂直起降时的风阻较大，平衡困难，影响飞行安全，降低了效率，增加了能耗和噪音；尤其是存在垂直升降和水平飞行两种模式相互干扰的情况，两种飞行模式转换困难、稳定性差。此外，现有垂直起降航空器的设计机构复杂、重心偏高，导致操控困难、机动性差、干扰严重、效率不高。针对上述问题，相关技术均采用复杂的技术路径尝试解决，但几乎都需要较大成本和复杂结构的配合，缺少无动力迫降措施，事故生存率低。对于低成本的简单结构解决方案，目前尚未见报道。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是针对现有航空器机身结构在面对垂直起降和高速飞行两种状态时顾此失彼而飞行机理不协调之不足，提出一种减小航空器机身飞行阻力的方法，通过调整机身而收缩航空器宽度，改变航空器机身气动外形特征，使得垂直方向和水平方向气流均不受遮挡，从而达到理顺飞行机理、减小飞行阻力、降低操控难度、简化工作机构、降低成本、提高飞行稳定性和安全性等的目的。

为解决上述技术问题，本发明提供一种减小航空器机身飞行阻力的方法，改变飞行器机身外形尺寸比例，使飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度的条件，利用其机身正断面和横断面呈长条形的特点，大幅减小飞行器正向飞行或垂直起降时的阻力。飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度，可使航空器的机身整体表现为“片状”的特征，从可以保证航空器在垂直起降中不遮挡下洗气流的同时，在高速飞行时也不遮挡迎面气流，大大减小了航空器的空气阻力，解决了垂直起降和高速平飞的矛盾。所述方法中，具体所需机身外形长度、高度、宽度的比例根据实际需要确定，满足航空器飞行中不遮挡气流要求即可。

所述使飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度，是指使飞行器机身外形的高宽比和长宽比均≥2，高宽比和长宽比的具体取值根据航空器大小等实际需要确定，满足机身的“片状”特征、减小飞行空气阻力即可。

作为优选，所述使飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度，是指可以控制飞行器机身外形的高宽比和长宽比最佳范围均在3-10之间，具体根据实际需要选择。

本方法中，当机身为立式时高宽比大于长宽比，而当机身为卧式时则长宽比大于高宽比。通过所述飞行器机身的特殊几何形状，保证机身对于水平方向和垂直方向的气流均无遮挡，形成良好的垂直起降和水平飞行气动特性。

为了使所述飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度，可以采用满足条件的整体式机身结构实现，也可采用导流板与机舱组合形成机身，通过导流板延伸机身的长度或宽度，满足机身外形高宽比和长宽比要求。采用整体式结构以满足“片状”特征为前提，采用组合结构以通过导流板突出机身的“片状”特征为目的，增加本方法的应用面。

所述采用导流板延伸机身的长度或宽度时，所用导流板为连续表面结构，即没有“空洞”的连续面，保证工作时机身表面气流的连续性。

采用导流板延伸机身的长度或宽度时，可将导流板设置于机舱的上部、下部、中部、前部、后部中任一位置，可以形成底舱式、顶舱式、中舱式、头舱式、尾舱式等机身形状，适应不同的环境需要。具体操作中，可配合片状机身长度、高度、宽度的比例调整，根据航空器的形式、机翼、动力配置等实际情况的需要确定，满足保证平稳飞行和减小阻力即可。

本方法中，可以灵活布置所述飞行器机身的机舱，从而大大降低飞行器重心位置，提高机身的稳定性。

所述片状机身用于载人时的机舱宽度≥0.5m，具体根据实际需要确定，满足载人要求即可。

所述飞行器机身和导流板的迎风面断面应为对称的楔形、迎风面轮廓线应为流线型，以减少空气阻力。

本发明采用改变飞行器机身外形尺寸比例，使飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度的条件的方法，使得使用本发明方法的航空器无论是水平飞行抑或垂直起降，机身的风阻都可以减到很小的水平，并可满足垂直起降航空器两种相互矛盾飞行工况的不同需要，从而具有良好的适应性。采用本发明方法以后，解构了传统航空器机身设计中的相互制约的因素，在高度方向和长度方向均可以自由布局，可使航空器重心大幅度降低，可大幅度提高航空器横滚稳定性和飞行稳定性。由于片状机身飞行器的旋翼在上部，机身在下部，而采用本方法的航空器就像风向标一样，可以在阵风中自然顶风降落或者起飞，不但不会受到阵风的干扰，反而可以利用阵风的夹持提高起飞和降落的稳定性，从而具有较强的抗风能力。无论从空气动力学，还是从飞行力学，或者从飞行器结构力学的角度，本方法都可改善航空器结构的合理性和力学关系的平衡性，从而减轻航空器人工操控强度和难度，带来优良的操控性能。

本发明可显著降低航空器的飞行阻力，有效解决垂直起降和高速平飞的矛盾，提高航空器的稳定性、抗风能力、安全性、机动性、可靠性、操作简便性和适用性，可减小航空器体积、简化结构、降低成本，广泛适应于民用航空和无人机领域。

附图说明

图1是本发明用于垂直起降飞行器底舱式卧式机身实施例主视示意图。

图2是本发明用于垂直起降飞行器底舱式卧式机身实施例侧视示意图。

图3是本发明用于垂直起降飞行器尾舱式机身实施例示意图。

图4是本发明用于垂直起降飞行器前舱式机身实施例示意图。

图5是本发明用于垂直起降飞行器顶舱式立式机身实施例示意图。

图6是本发明用于垂直起降飞行器底舱式立式机身实施例示意图。

图中标号：1-机身，1-1-导流板，1-2-机舱，2-垂直旋翼，3-水平旋翼。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的具体实施方式作进一步详尽描述。实施例中未注明的技术或产品，均为现有技术或可以通过购买获得的常规产品。

实施例1：本发明减小航空器机身飞行阻力的方法用于垂直起降载人航空器，具体方法是通过改变飞行器机身外形尺寸比例，让航空器的机身外形满足高宽比为3、长宽比为5的条件，使航空器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度的条件，利用其机身正断面和横断面呈长条形的特点，通过所述飞行器机身的特殊几何形状，保证机身对于水平方向和垂直方向的气流均无遮挡，形成良好的垂直起降和水平飞行气动特性，大幅减小飞行器正向飞行或垂直起降时的阻力。

本方法采用满足条件的整体式机身结构实现，具体可参见图1-2。航空器机身的机舱宽度为0.5m，飞行器机身和导流板的迎风面断面为对称的楔形、迎风面轮廓线为流线型，以减少空气阻力。通过减低发动机高度和沿机舱底部布置其他设备及乘客，从而大大降低飞行器重心位置，提高机身的稳定性。

实施例2：本发明减小航空器机身飞行阻力的方法用于垂直起降载人航空器，具体方法是通过改变飞行器机身外形尺寸比例，让航空器的机身外形满足高宽比为5、长宽比为10的条件，使飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度的条件，利用其机身正断面和横断面呈长条形的特点，通过所述飞行器机身的特殊几何形状，保证机身对于水平方向和垂直方向的气流均无遮挡，形成良好的垂直起降和水平飞行气动特性，大幅减小飞行器正向飞行或垂直起降时的阻力。

本方法采用导流板与机舱组合形成航空器机身，将导流板设置于机舱的前部位置，形成尾舱式机身，通过导流板延伸机身的长度或宽度，满足航空器机身外形高宽比和长宽比要求，所用导流板为连续表面结构。通过灵活布置飞行器机身的机舱，从而大大降低飞行器重心位置，提高机身的稳定性。航空器机身的机舱宽度为0.8m，飞行器机身和导流板的迎风面断面为对称的楔形、迎风面轮廓线为流线型，以减少空气阻力。具体可参见图3。

实施例3：本发明减小航空器机身飞行阻力的方法用于垂直起降载人航空器，具体方法是通过改变飞行器机身外形尺寸比例，让航空器的机身外形满足高宽比为4、长宽比为8的条件，使飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度的条件，利用其机身正断面和横断面呈长条形的特点，通过所述飞行器机身的特殊几何形状，保证机身对于水平方向和垂直方向的气流均无遮挡，形成良好的垂直起降和水平飞行气动特性，大幅减小飞行器正向飞行或垂直起降时的阻力。

本方法采用采用导流板与机舱组合形成航空器机身，将导流板设置于机舱的后部位置，形成前舱式机身，通过导流板延伸机身的长度或宽度，满足航空器机身外形高宽比和长宽比要求，所用导流板为连续表面结构。通过灵活布置飞行器机身的机舱，从而大大降低飞行器重心位置，提高机身的稳定性。航空器机身的机舱宽度为1m，飞行器机身和导流板的迎风面断面为对称的楔形、迎风面轮廓线为流线型，以减少空气阻力。具体可参见图4。

实施例4：本发明减小航空器机身飞行阻力的方法用于垂直起降无人航空器，具体方法是通过改变飞行器机身外形尺寸比例，让航空器的机身外形满足高宽比为10、长宽比为3的条件，构成立式机身，使飞行器机身外形尺寸满足高度和长度远远大于宽度的条件，利用其机身正断面和横断面呈长条形的特点，通过所述飞行器机身的特殊几何形状，保证机身对于水平方向和垂直方向的气流均无遮挡，形成良好的垂直起降和水平飞行气动特性，大幅减小飞行器正向飞行或垂直起降时的阻力。

本方法采用导流板与机舱组合形成航空器机身，将导流板设置于机舱的下部位置，形成顶舱式立式机身，将导流板设置于机舱的上部位置，形成底舱式立式机身，通过导流板延伸机身的长度或宽度，满足航空器机身外形高宽比和长宽比要求，所用导流板为连续表面结构。飞行器机身和导流板的迎风面断面为对称的楔形、迎风面轮廓线为流线型，以减少空气阻力。具体可参见图5-6。

上面结合附图对本发明的技术内容作了说明，但本发明的保护范围并不限于所述内容，在本领域的普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下对本发明的技术内容做出各种变化，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。