本发明涉及航空器领域，更具体地，涉及一种飞行器。
背景技术：
多旋翼飞行器具有机动灵活、反应速度快、无人驾驶、可精确控制等优点，一在众多邻域广泛应用，例如执行影像拍摄任务、探测任务等。
现有技术的多旋翼飞行多采用开放式螺旋桨，螺旋桨的桨叶在高速圆周运动时，叶尖处速度最高，诱导阻力比较大，且对外界气流产生冲击造成噪声大，导致气动效率低。
现有技术中的一种改进是采用涵道风扇式螺旋桨代替开放式螺旋桨。涵道风扇指通过在开放式螺旋桨的外围设置涵道的螺旋桨系统，在涵道的保护下，涵道风扇飞行器的安全性更高，气动噪声更小。然而，现有技术飞行器采用的涵道风扇包括的涵道外形近似简单的圆筒状，仅对螺旋桨提供保护，而没有进行关于应用在飞行器上的气动优化设计。
期望对飞行器的气动性能进一步优化。
技术实现要素：
鉴于上述问题，本发明的目的在于提供一种飞行器，该飞行器包括多个涵道风扇，并且涵道风扇的涵道的截面形状根据飞机机翼翼型进行设计，优化了气动性能，飞行器总体稳定性更强。
根据本发明提供一种飞行器，包括：第一涵道风扇；以及多个第二涵道风扇，所述多个第二涵道风扇等间隔分布在所述第一涵道风扇的周围，所述第一涵道风扇及所述多个第二涵道风扇包括涵道及螺旋桨，所述螺旋桨在所述涵道内旋转以提供动力，其中，所述涵道纵向截面的一端为圆弧，另一端成尖角状。
优选地，所述涵道纵向截面的形状对应于飞机翼型中的双凸翼型。
优选地，所述第一涵道风扇和/或所述多个第二涵道风扇还包括螺旋桨支架，所述螺旋桨支架将所述螺旋桨固定在所述涵道内，所述螺旋桨的旋转中心在所述涵道的中心轴上。
优选地，所述螺旋桨支架的型面为静叶型面。
优选地，所述螺旋桨支架包括从所述涵道中心轴辐射分布并延伸至所述涵道的多个杆件。
优选地，所述多个第二涵道风扇的所述涵道的中心轴与所述第一涵道风扇的所述涵道的中心轴平行。
优选地，所述飞行器还包括：机身，所述第一涵道风扇位于所述机身内并且贯穿所述机身相对的两个表面，所述多个第二涵道风扇分布在所述机身边缘。
优选地，所述飞行器还包括：供电装置、导航装置以及电控装置，所述供电装置、所述导航装置以及所述电控装置位于所述机身内。
优选地，所述机身形状为一对棱台的组合体，其中所述一对棱台包括第一正棱台和第二正棱台，所述第一正棱台包括第一底和尺寸大于所述第一底的第二底，所述第二正棱台包括形状与所述第二底相同并重合的第三底和尺寸小于所述第三底的第四底，所述第一底与所述第四底相对，分别对应于所述机身的所述两个表面。
优选地，所述飞行器还包括：涵道支架，所述涵道支架将所述多个第二涵道风扇依次连接形成闭环。
优选地，所述第一涵道风扇的尺寸大于所述多个第二涵道风扇的尺寸。
优选地，所述多个第二涵道风扇的数量为六个。
根据本发明的飞行器，采用多个第二涵道风扇分布在第一涵道风扇周围的布局方式，使得飞行器的飞行或空中悬停更稳定。第一涵道风扇及第二涵道风扇包括的涵道的纵向截面的一端圆滑，另一端成尖角状，该截面的形状优选根据飞机机翼的翼型进行设计，涵道相当于一种截面对应翼型的旋转体，降低了飞行器因引入涵道风扇出现的形体阻力，优化了其气动性能。多个第二涵道风扇等间隔分布在所述第一涵道风扇的周围，既能提高飞行器的驱动力，也能使飞行器的飞行及悬停更平稳。
在优选的实施例中，螺旋桨支架的型面为静叶型面，进一步优化了涵道风扇及飞行器的气动性能。
附图说明
通过以下参照附图对本发明实施例的描述，本发明的上述以及其他目的、特征和优点将更为清楚，在附图中：
图1示出根据本发明具体实施例的飞行器的立体图。
图2示出根据本发明具体实施例的飞行器的俯视图。
图3示出根据本发明具体实施例的飞行器的前视图。
图4示出根据本发明具体实施例中机身的前视图。
图5示出根据本发明具体实施例中涵道风扇的立体图。
图6示出根据本发明具体实施例中涵道风扇的俯视图。
图7示出根据本发明具体实施例中涵道风扇的前视图。
图8示出根据本发明具体实施例中涵道风扇的涵道的立体图。
具体实施方式
以下将参照附图更详细地描述本发明。为了清楚起见，附图中的各个部分没有按比例绘制。此外，可能未示出某些公知的部分。在下文中描述了本发明的许多特定的细节，但正如本领域的技术人员能够理解的那样，可以不按照这些特定的细节来实现本发明。
应当理解，在描述部件的结构时，当将一层、一个区域称为位于另一层、另一个区域“上面”或“上方”时，可以指直接位于另一层、另一个区域上面，或者在其与另一层、另一个区域之间还包含其它的层或区域。并且，如果将部件翻转，该一层、一个区域将位于另一层、另一个区域“下面”或“下方”。
图1至图3分别示出根据本发明具体实施例的飞行器的立体图、俯视图以及前视图。该飞行器包括第一涵道风扇110以及多个第二涵道风扇120，多个第二涵道风扇120分布在第一涵道风扇110的周围，第一涵道风扇110及多个第二涵道风扇120包括涵道及螺旋桨，螺旋桨在涵道内旋转以提供动力，其中，涵道纵向截面的一端为圆弧，另一端成尖角状。即涵道纵向截面为一个水滴形。
如图2，本实施例中，多个第二涵道风扇120的数量为六个，上述六个第二涵道风扇120呈中心对称分布在第一涵道风扇110的周围，形成一个正六边形的排布方式，第一涵道风扇110位于该正六边形的中心位置上。第一涵道风扇110的尺寸大于多个第二涵道风扇120的尺寸，并且各个第二涵道风扇120的尺寸相同，使得飞行器形成一种大尺寸涵道风扇居中、多个小尺寸涵道风扇均布周围的排布方式，使得飞行器的飞行或空中系留更稳定。可以理解的是，多个第二涵道风扇120的数量不限于本实施例中的六个，例如也可以是四个、八个等其他数量，相应地其在第一涵道风扇110周围的排布方式也不限于本实施例中的方式，另外，第一涵道风扇110的尺寸可以大于第二涵道风扇120的尺寸，也可以小于或等于。多个第二涵道风扇120等间隔分布在第一涵道风扇120的周围，既能提高飞行器的驱动力，也能使飞行器的飞行及悬停更平稳。
优选地，如图3，以虚线示出第一涵道风扇110和多个第二涵道风扇120包括的涵道的中心轴，其中，多个第二涵道风扇120的涵道的中心轴与第一涵道风扇110的涵道的中心轴平行。
进一步地，本发明的飞行器还可以包括涵道支架140，该涵道支架140将多个第二涵道风扇120依次连接形成闭环，使得飞行器结构更稳定。
根据本发明的飞行器，进一步还可以包括机身130，其中第一涵道风扇110位于机身130内并且贯穿机身130相对的两个表面，多个第二涵道风扇120等间隔分布在机身130边缘。
机身130可以是与第一涵道风扇110相适应的各种形状，以具有好的气动性能的外形为优。请同时参照图1至3和图4，图4示出本实施例中机身130的前视图。机身130包括相对的第一表面131和第二表面132，第一涵道风扇110贯穿第一表面131和第二表面132。本实施例中机身130形状为一对棱台的组合体，其中所述一对棱台包括第一正棱台和第二正棱台，第一正棱台和第二正棱台均包括12条侧棱，第一正棱台包括第一底和尺寸大于该第一底的第二底，第二正棱台包括形状与所述第二底相同并重合的第三底和尺寸小于该第三底的第四底，第一底与第四底相对设置，分别对应于所述机身130的第一表面131和第二表面132。
飞行器还可以包括供电装置、导航装置以及电控装置等航空设备，并且上述航空设备可置于所述机身130内。本发明提供的飞行器可作为系留无人机使用。
第一涵道风扇110、多个第二涵道风扇120可以采用相同形状的涵道风扇，而尺寸可以不同。以下将通过以第二涵道风扇120为例对本发明飞行器的涵道风扇进行说明，第一涵道风扇110的构造可以与第二涵道风扇120相同，因此不再详述。
图5至图7示出根据本发明具体实施例中第二涵道风扇120的立体图、俯视图以及前视图。第二涵道风扇120包括涵道121及螺旋桨122，螺旋桨122在涵道121内旋转以提供动力。另外，第二涵道风扇120还包括螺旋桨支架123，螺旋桨支架123将所述螺旋桨122固定在涵道121内，并且螺旋桨122的旋转中心在涵道121的中心轴上。本实施例中，螺旋桨支架123包括从涵道121中心轴辐射分布并延伸至涵道121内壁的多个杆件，例如是六个杆件，已提供稳定的支撑。为是飞行器具有更好的气动性能，可以设置螺旋桨支架123的型面为静叶型面。需要说明的是，在叶轮机械中，叶片通常可分为相对固定的静叶和相对转动的动叶，本实施例的螺旋桨支架123的型面对应于静叶型面，从而达到进一步优化涵道风扇及飞行器气动性能的目的。
涵道121的纵向截面的一端圆滑，另一端成尖角状，涵道121可以看作是上述纵向截面绕一纵向轴旋转得到的旋转体。优选地，涵道121的纵向截面的形状可以根据飞机翼型进行设计。图8示出第二涵道风扇120的涵道121的立体图，图中为显示涵道121截面形状，将涵道121截取一半示出，涵道121可以根据阴影部分所示截面绕虚线示出的旋转轴旋转一周得到。本实施例中，涵道121的纵向截面的形状对应于飞机翼型中的双凸翼型，当然可以理解的是，涵道121的截面形状也可以对应飞机机翼设计中的其他翼型，例如是平凸翼型、凹凸翼型等其他翼型。涵道121截面对应翼型的选型以及第二涵道风扇120的设计需要以飞行器的实际需求为依据。在此示例一种第二涵道风扇120设计的方法：首先根据飞行器动力需求、涵道风扇的数量确定涵道121的尺寸，如涵道121的内径、涵道121的高度等范围；接着按照飞行器飞行速度等性能的要求，根据飞行时例与力矩平衡关系，确定涵道风扇动力装置距离机身130自身回转轴的位置；最后，选用高升力翼型，例如NACA4418翼型，对涵道121的截面进行设计，同时确定合适的螺旋桨122参数以及涵道121的具体参数，例如最佳涵道高度hoptimal、涵道唇口半径rLE、涵道锥角β、涵道最大壁厚b、涵道出口直径Doutlet、桨盘位置hP、桨盘叶尖间隙Δtip等。需要说明的是，对于本发明实施例中第一涵道风扇110的设计，在上述设计过程后，还可以包括：将涵道型面与机身130的型面进行一体化设计，使得飞行器整体性更强，稳定性更好。以上为对本发明中截面对应翼型的涵道的设计方法的一种示例，此涵道风扇的设计方法可以不限于上述方法。
根据本发明的飞行器，采用多个第二涵道风扇120分布在第一涵道风扇110周围的布局方式，使得飞行器的飞行或空中系留更稳定。第一涵道风扇110及第二涵道风扇120包括的涵道的纵向截面的一端圆滑，另一端成尖角状，形成近似水滴形的截面；优选将该截面对应于飞机机翼的翼型进行设计，涵道相当于一种截面对应翼型的旋转体，降低了飞行器因引入涵道风扇出现的形体阻力，优化了其气动性能。多个第二涵道风扇120等间隔分布在第一涵道风扇120的周围，既能提高飞行器的驱动力，也能使飞行器的飞行及悬停更平稳。
应当说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
依照本发明的实施例如上文所述，这些实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施例。显然，根据以上描述，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地利用本发明以及在本发明基础上的修改使用。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。