一种扇翼飞机用整流装置及具有其的飞机的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及扇翼飞机技术领域，特别是涉及一种扇翼飞机用整流装置及具有其的 飞机。
【背景技术】
[0002] 现有技术中，扇翼类飞行器其动力源为扇翼滚轮，在飞行过程中，该滚轮进气处容 易受到外部气流扰动的影响，从而引起滚轮内漩涡的不稳定，极易诱发升力损失。
[0003] 因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的在于提供一种扇翼飞机用整流装置来克服或至少减轻现有技术的 至少一个上述缺陷。
[0005] 为实现上述目的，本发明提供一种扇翼飞机用整流装置。所述扇翼飞机具有相互 以机身对称的第一机翼以及第二机翼，所述第一机翼以及所述第二机翼上设置有扇翼滚 轮，在飞机运行状态，所述扇翼滚轮中的滚轮承受与所述飞机运行方向相对的气流，在所述 第一机翼以及所述第二机翼的进风口处分别设置有整流装置，所述飞机运行时，经过所述 滚轮的气流首先通过所述整流装置，所述整流装置用于衰减经过其的气流中具有相对于所 述滚轮的法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的气流通过所述滚轮。
[0006] 所述扇翼飞机用整流装置包括：在所述第一机翼以及所述第二机翼的进风口处分 别设置有整流装置，所述飞机运行时，经过所述滚轮的气流首先通过所述整流装置，所述整 流装置用于衰减经过其的气流中具有相对于所述滚轮的法向方向的分流的脉动，从而使经 过衰减后的气流通过所述滚轮。
[0007] 优选地，所述整流装置为导流叶栅，且平行于所述气流的运动方向设置。
[0008] 优选地，所述导流叶栅的位置为：所述导流叶栅向所述扇翼滚轮方向延长的延长 线穿过所述扇翼滚轮中的滚轮的中心轴线。
[0009] 优选地，所述导流叶栅的形状为板状体。
[0010] 优选地，所述导流叶栅的宽度尺寸不超过所述滚轮的半径。
[0011] 优选地，所述导流叶栅一端设置在机身上，另一端与滚轮轴壁连接。
[0012] 优选地，所述导流叶栅与所述机身以及所述滚轮轴壁相互焊接。
[0013] 优选地，所述第一机翼以及所述第二机翼进风口处设置有支架，所述导流叶栅通 过支架设置在所述第一机翼以及所述第二机翼进风口处。
[0014] 本发明还提供了一种扇翼类飞行器，所述扇翼类飞行器包括如上所述的整流装 置。
[0015] 在本发明中的扇翼飞机用整流装置中，整流装置衰减经过其的气流中具有相对于 所述滚轮法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的气流通过滚轮。从而降低了气流中 的扰流对滚轮的影响，增加了扇翼类飞行器的稳定性。
【附图说明】
[0016] 图1是根据本发明一实施例的扇翼飞机用整流装置的结构示意图。
[0017] 附图标记：
[0018]
【具体实施方式】
[0019] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0020] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、"左"、 "右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底" "内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方 位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元 件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的 限制。
[0021] 本发明的扇翼飞机用整流装置用于扇翼类飞机，其中，扇翼飞机具有相互以机身 对称的第一机翼以及第二机翼，第一机翼以及第二机翼上设置有扇翼滚轮，在飞机运行状 态，扇翼滚轮中的滚轮承受与飞机运行方向相对的气流，在第一机翼以及第二机翼的进风 口处分别设置有整流装置，即本发明的整流装置设置在第一机翼以及第二机翼的进风口 处。在扇翼飞机运行时，经过滚轮的气流首先通过整流装置，整流装置用于衰减经过其的气 流中具有相对于滚轮的法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的气流通过滚轮。
[0022] 在本发明中的扇翼飞机用整流装置中，整流装置衰减经过其的气流中具有相对于 所述滚轮法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的气流通过滚轮。从而降低了气流中 的扰流对滚轮的影响，增加了扇翼类飞行器的稳定性。
[0023] 图1是根据本发明一实施例的扇翼飞机用整流装置的结构示意图。
[0024] 飞机具有相互以机身1对称的第一机翼2以及第二机翼3,第一机翼2以及第二机 翼3上设置有扇翼滚轮4，在飞机运行状态，扇翼滚轮4中的滚轮41承受与飞机运行方向相 对的气流。
[0025] 图1所示的扇翼飞机用整流装置中，在第一机翼2以及第二机翼3的进风口 5处 分别设置有整流装置，飞机运行时，经过滚轮41的气流首先通过整流装置，整流装置用于 衰减经过其的气流中具有相对于滚轮41的法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的 气流通过滚轮41。
[0026] 具体地，整流装置为导流叶栅6,且平行于气流的运动方向设置。
[0027] 有利的是，导流叶栅6的位置为：导流叶栅6向扇翼滚轮4方向延长的延长线穿过 扇翼滚轮4中的滚轮41的中心轴线。可以理解的是，该延长线为虚拟延长线，即导流叶栅 6中的两端之间的中心线与扇翼滚轮4中的滚轮的中心轴线在一个平面内。即从导流叶栅 6的前方（图中左侧）平视，应当无法看到扇翼滚轮4的中心轴线
[0028] 参见图1，在本实施中，导流叶栅6 -端设置在机身1上，另一端与滚轮轴壁7连 接。具体地，在本实施例中，导流叶栅6与机身1以及滚轮轴壁7相互焊接。
[0029] 可以理解的是，还可以通过螺栓等可拆卸连接方式进行连接，但有利的是，应当紧 固连接。
[0030] 可以理解的是，在一个备选实施例中，第一机翼以及第二机翼进风口处设置有支 架，导流叶栅通过支架设置在第一机翼以及第二机翼进风口处。
[0031] 可以理解的是，在该备选实施例中，支架的设置位置以及设置形状应当不会对进 风口处的气流造成干扰。
[0032] 有利的是，该支架为随动支架，即该支架的形状做成跟随气流运动方向运动，从而 最大程度的减少与气流的接触面积。
[0033] 可以理解的是，上述的导流叶栅的形状为板状，即其厚度（两个面之间的距离）远 小于其长度（两端之间的距离）以及宽度（近滚轮至远滚轮方向的距离）。
[0034] 可以理解的是，上述的导流叶栅的宽度尺寸不超过所述滚轮的半径。这样，即保证 了导流叶栅在本发明中的作用，又不会因为导流叶栅过宽，而导致在扇翼飞机飞行进行俯 仰飞行时，由于导流叶栅过宽而影响扇翼飞机的性能。
[0035] 本发明还提供了一种扇翼类飞行器，所述扇翼类飞行器包括如上所述的整流装 置。
[0036] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。 尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依 然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替 换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精 神和范围。
【主权项】
1. 一种扇翼飞机用整流装置，所述扇翼飞机具有相互以机身（1)对称的第一机翼（2) 以及第二机翼（3)，所述第一机翼（2)以及所述第二机翼（3)上设置有扇翼滚轮（4)，在飞 机运行状态，所述扇翼滚轮（4)中的滚轮（41)承受与所述飞机运行方向相对的气流，其特 征在于，在所述第一机翼（2)以及所述第二机翼（3)的进风口（5)处分别设置有整流装置， 所述飞机运行时，经过所述滚轮（41)的气流首先通过所述整流装置，所述整流装置用于衰 减经过其的气流中具有相对于所述滚轮（41)的法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减 后的气流通过所述滚轮（41)。2. 如权利要求1所述的扇翼飞机用整流装置，其特征在于，所述整流装置为导流叶栅 (6)，且平行于所述气流的运动方向设置。3. 如权利要求2所述的扇翼飞机用整流装置，其特征在于， 所述导流叶栅（6)的位置为：所述导流叶栅（6)向所述扇翼滚轮（4)方向延长的延长 线穿过所述扇翼滚轮（4)中的滚轮（41)的中心轴线。4. 如权利要求3所述的扇翼飞机用整流装置，其特征在于，所述导流叶栅的形状为板 状体。5. 如权利要求4所述的扇翼飞机用整流装置，其特征在于，所述导流叶栅的宽度尺寸 不超过所述滚轮的半径。6. 如权利要求3所述的扇翼飞机用整流装置，其特征在于，所述导流叶栅（6) -端设置 在机身（1)上，另一端与滚轮轴壁（7)连接。7. 如权利要求6所述的扇翼飞机用整流装置，其特征在于，所述导流叶栅（6)与所述机 身（1)以及所述滚轮轴壁（7)相互焊接。8. 如权利要求3所述的扇翼飞机用整流装置，其特征在于，所述第一机翼以及所述第 二机翼进风口处设置有支架，所述导流叶栅通过支架设置在所述第一机翼以及所述第二机 翼进风口处。9. 一种扇翼类飞行器，其特征在于，所述扇翼类飞行器包括如权利要求1至8中任意一 项所述的整流装置。
【专利摘要】本发明公开了一种扇翼飞机用整流装置及具有其的飞机。所述扇翼飞机用整流装置设置在所述第一机翼(2)以及所述第二机翼(3)的进风口(5)处，所述飞机运行时，经过所述滚轮(41)的气流首先通过所述整流装置，所述整流装置用于衰减经过其的气流中具有相对于所述滚轮(41)的法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的气流通过所述滚轮(41)。在本发明中的扇翼飞机用整流装置中，整流装置衰减经过其的气流中具有相对于所述滚轮法向方向的分流的脉动，从而使经过衰减后的气流通过滚轮。从而降低了气流中的扰流对滚轮的影响，增加了扇翼类飞行器的稳定性。
【IPC分类】B64C39/00, B64C7/00
【公开号】CN104890872
【申请号】CN201510346260
【发明人】李悦立, 柳楠, 赵一飞, 李继伟
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月23日