本发明涉及航空系统技术领域，具体而言，涉及一种襟翼自动调节飞行器。
背景技术：
随着航空技术的不断发展，人们对具有更优气动布局飞行器的需求越来越大。现有技术是将飞行器的翼型不断优化，实现更高的升阻比或者采用不同的气动布局来改善飞行器整体的结构等来达到增升减阻的目标。
然而，现有飞行器在高空飞行时，仍然有大部分的气流从翼面流过而不能得到有效的利用，这部分气流反而会影响翼型的气动特性和飞行器的整体稳定性。因此，现有的大多数飞行器没有实现翼型的自适应调控和适应气流来改善气动性能。
技术实现要素：
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种襟翼自动调节飞行器，旨在解决现有技术中飞行器所涉及到的的缺陷，能够在空中飞行时进行自适应调控襟翼，来改善气动布局，达到增升减阻以及提高飞行器飞行稳定性的效果。
本发明的目的还在于提供另一种襟翼自动调节飞行器，通过设置多个襟翼，通过微调襟翼的偏转来改变整体机翼的受力面积、弯度和缝隙的宽度，平衡两侧翼型的气动特性，使两侧翼型能够自适应来流情况，最终提高飞行器在飞行过程中的气动性能、飞行效率、升阻比和稳定性等。
本发明改善其技术问题是采用以下的技术方案来实现的。
本发明提供的一种襟翼自动调节飞行器，所述襟翼自动调节飞行器包括机身、机翼、襟翼、进风管、流体检测器和处理器。
所述机翼对称分布于所述机身的左右两侧，所述襟翼设于所述机翼的后缘。所述进风管设于所述机翼上，所述进风管包括两个管口，两个所述管口关于所述机身的左右对称分布，且所述管口的开口设于所述机翼的前缘。
所述流体检测器设于所述进风管上，用于检测所述进风管的来流情况。所述机身上安装有所述处理器，所述流体检测器与所述处理器连接，所述处理器控制所述襟翼转动，以调节所述襟翼自动调节飞行器的飞行姿态。
进一步地，所述流体检测器采用五孔探针，所述五孔探针用于检测所述进风管处气体的总压、静压、速度和方向。
进一步地，所述处理器采用机载电脑，所述机载电脑包括采集系统，所述采集系统与所述五孔探针连接，接收所述五孔探针检测的来流信号；所述机载电脑对所述来流信号进行分析、计算，控制所述襟翼的转动。
进一步地，所述襟翼自动调节飞行器还包括作动机构，所述作动机构与所述襟翼连接，实现所述襟翼的转动，所述作动机构由所述机载电脑控制。
进一步地，所述襟翼自动调节飞行器包括多个所述襟翼，每个所述襟翼与所述作动机构连接，每个所述襟翼能够单独转动。
进一步地，多个所述襟翼相邻设置，多个所述襟翼关于所述机身的两侧对称分布。
进一步地，每个所述襟翼的转动范围为-30度至30度。
进一步地，所述进风管包括第一分段、第二分段和第三分段，所述第一分段位于一侧所述机翼的前缘，所述第二分段位于另一侧所述机翼的前缘，所述第三分段分别连接所述第一分段和所述第二分段；所述第一分段与所述第二分段关于所述机身对称分布。
进一步地，所述第一分段与所述第三分段的一端采用圆弧过渡连接，所述第二分段的一端与所述第三分段的另一端采用圆弧过渡连接。
本发明提供的一种襟翼自动调节飞行器，所述襟翼自动调节飞行器包括机身、机翼、襟翼、进风管、电子压力传感器和处理器。
所述机翼对称分布于所述机身的左右两侧，所述襟翼设于所述机翼的后缘。所述襟翼的数量为六个至十二个。所述进风管设于所述机翼上，所述进风管包括两个管口，两个所述管口关于所述机身的左右对称分布，且所述管口的开口设于所述机翼的前缘。
所述电子压力传感器设于所述进风管上，用于检测所述进风管的来流情况。所述机身上安装有所述处理器，所述电子压力传感器与所述处理器连接，所述处理器控制所述襟翼转动，以调节所述襟翼自动调节飞行器的飞行姿态。
本发明提供的襟翼自动调节飞行器具有以下几个方面的有益效果：
本发明提供的一种襟翼自动调节飞行器，包括机身、机翼、襟翼、进风管、流体检测器和处理器。机翼对称分布于机身的左右两侧，襟翼设于机翼的后缘。进风管设于机翼上，进风管包括两个管口，两个管口关于机身的左右两侧对称分布，且管口的开口设于机翼的前缘，两个管口处的来流情况可以代表两侧翼面的来流情况。流体检测器设于进风管上，用于检测进风管的来流情况。机身上安装有处理器，流体检测器与处理器连接，处理器用于判断两侧翼面的来流情况并控制襟翼转动，以调节襟翼自动调节飞行器的飞行姿态。该襟翼自动调节飞行器不仅实现了襟翼的自适应调节，具有较好的增升减阻和增加飞行器稳定性的效果，同时构造也比较简单，载重质量低，能够降低能耗，提高能量利用率。
本发明提供的另一种襟翼自动调节飞行器，在机翼的后缘设置多个襟翼，通过微调襟翼的偏转来改变整体机翼的受力面积、弯度和缝隙的宽度，平衡两侧翼型的气动特性，使两侧翼型能够自适应来流情况，最终提高飞行器在飞行过程中的气动性能、飞行效率、升阻比和稳定性等。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1为本发明具体实施例提供的襟翼自动调节飞行器的一种状态的结构示意图；
图2为本发明具体实施例提供的襟翼自动调节飞行器的五孔探针的安装结构示意图；
图3为本发明具体实施例提供的襟翼自动调节飞行器的另一种状态的结构示意图；
图4为本发明具体实施例提供的襟翼自动调节飞行器的进风管的另一种布局方式示意图。
图标：100-襟翼自动调节飞行器；101-机身；103-机翼；110-襟翼；130-进风管；131-管口；135-五孔探针；150-机载电脑。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地描述，显然，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。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”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，或者是本发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，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设备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的限制。
本发明的“第一”、“第二”等，仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
现有无尾飞翼布局飞行器在飞行时，翼型两侧动力只能整体配平，不能根据翼型两侧的实际来流情况进行有效调节，造成飞行器整体气动效率不高，能量的利用率低。而采用无尾飞翼布局的飞行器气动性能虽然会得到优化，但是无尾布局，会造成飞行器整体稳定性差，飞控难度大。为解决上述技术中的技术难点，本发明提出了一种襟翼自动调节飞行器，能根据实际来流情况进行有效调节襟翼的偏转角，提高飞行器的整体气动效率。
图1为本发明具体实施例提供的襟翼110自动调节飞行器100的一种状态的结构示意图，请参照图1。
本实施例提供的一种襟翼110自动调节飞行器100，包括机身101、机翼103、襟翼110、进风管130、流体检测器和处理器。机翼103对称分布于机身101的左右两侧，襟翼110设于机翼103的后缘。进风管130设于机翼103上，进风管130包括两个管口131，两个管口131关于机身101的左右两侧对称分布，且管口131的开口设于机翼103的前缘。
流体检测器设于进风管130上，用于检测进风管130的来流情况。机身101上安装有处理器，流体检测器与处理器连接，处理器控制襟翼110转动，以调节襟翼110自动调节飞行器100的飞行姿态。该襟翼110自动调节飞行器100通过微调襟翼110的偏转来改变整体机翼103的受力面积、弯度和缝隙的宽度，平衡两侧翼型的气动特性，使两侧翼型能够自适应来流情况，最终提高飞行器在飞行过程中的气动性能、飞行效率、升阻比和稳定性等。
图2为本发明具体实施例提供的襟翼110自动调节飞行器100的五孔探针135的安装结构示意图，请参照图2。
优选地，流体检测器采用五孔探针135，五孔探针135又叫流量测量探针，是一种流量测量仪器。五孔探针135用于检测进风管130处气体的总压、静压、速度和方向。当然，并不仅限于此，流体检测器也可以采用电子压力传感器或电子压力扫描阀等。
处理器采用机载电脑150，机载电脑150包括采集系统、存储单元和分析单元，采集系统与存储单元连接，存储单元与分析单元连接。采集系统与五孔探针135连接，接收五孔探针135检测的来流信号，并将来流信号存储至存储单元。机载电脑150的分析单元对存储单元中的来流信号进行分析、计算，控制襟翼110的转动，以改善翼面的气动布局，使两侧翼型能够自动适应来流情况。
需要说明的是，机载电脑150还包括显示器，显示器与采集系统连接，实时显示两侧一面的来流情况，比如显示五孔探针135检测到的气流的速度和压力等参数。优选地，五孔探针135安装在进风管130的管口131处，进风管130的管口131与机翼103的前缘齐平。每个管口131各设置一个五孔探针135，两个五孔探针135均与机载电脑150连接，一个五孔探针135检测左侧翼面的来流情况，另一个五孔探针135检测右侧翼面的来流情况。
当然，并不仅限于此，进风管130的管口131与机翼103的前缘也可以不需要齐平。五孔探针135可以凸出管口131安装，也可以适当往管口131内缩进安装，或者与机翼103的前缘平齐安装，这里不作具体限定。
存储单元内存储有预先建立的数据库，数据库根据风洞试验累积的试验数据以及数值模拟计算建立而成。机载电脑150接收两侧的翼面来流数据信号与数据库中的数据信号进行对比并分析，采用插值法等计算方式得出两侧翼型的气动特性差异。最后，根据得到的数据分析计算，机载电脑150控制襟翼110偏转，即自适应调控翼型后缘处的襟翼110，通过微调襟翼110的偏转来改变整体机翼103的受力面积，弯度和缝隙的宽度，平衡两侧翼型的气动特性，使两侧翼型能够自适应来流情况，最终使得飞行器在飞行过程中的气动性能、飞行效率、升阻比和稳定性都得到较大的提高。
具体地，襟翼110自动调节飞行器100还包括作动机构，作动机构与襟翼110连接，实现襟翼110的转动，作动机构由机载电脑150控制。可选地，作动机构可以采用气缸控制方式或电控液压阀控制等方式来实现襟翼110的偏转，操控灵活，偏转角度能精确控制。
图3为本发明具体实施例提供的襟翼110自动调节飞行器100的另一种状态的结构示意图，请参照图3。
襟翼110自动调节飞行器100包括多个襟翼110，每个襟翼110与作动机构连接，每个襟翼110能够单独转动。即在调整襟翼110的偏转角度时，可以调整其中任意一个或任意多个襟翼110的偏转角，控制灵活方便。
多个襟翼110相邻设置，多个襟翼110关于机身101的两侧对称分布。优选地，每个襟翼110的转动范围为-30度至30度。容易理解的是，襟翼110偏转，机翼103的整体受力面积改变，弯度增大，缝隙宽度增加。
例如，在襟翼110自动调节飞行器100起飞时，通过自适应调节襟翼110的偏转角度，提升升力系数，能够有效缩短起跑距离。在襟翼110自动调节飞行器100降落时，通过自适应调节襟翼110的偏转角度，降低速度，增加降落时的稳定性。综上所述，在面对不同来流情况时，本申请提供的襟翼110自动调节飞行器100能够实现调控的最优化，能量的利用率有显著的提升，具有较好的增升减阻和增加飞行过程中飞行器稳定性的效果，能够降低能耗，有效提高飞行器的巡航时间。
进风管130包括第一分段、第二分段和第三分段，第一分段位于一侧机翼103的前缘，第二分段位于另一侧机翼103的前缘，第三分段分别连接第一分段和第二分段；第一分段与第二分段关于机身101对称分布。第一分段与第三分段的一端采用圆弧过渡连接，第二分段的一端与第三分段的另一端采用圆弧过渡连接。
作为优选，在本实施例中，第一分段、第二分段和第三分段一体成型，并且第一分段、第二分段和第三分段呈直线管道。当然，并不仅限于此，第一分段、第二分段和第三分段也可以是分体连接，第一分段、第二分段和第三分段也可以是弯管通道。
图4为本发明具体实施例提供的襟翼110自动调节飞行器100的进风管130的另一种布局方式示意图，请参照图4。
此外，进风管130的数量也可以是多个，每个进风管130均包括两个管口131，每个进风管130的两个管口131均关于机身101的左右两侧对称分布。在每个进风管130的管口131均设置一个五孔探针135，每个五孔探针135均与机载电脑150连接，机载电脑150可以根据各个五孔探针135检测的数据信号综合分析计算，最终通过作动机构精确控制襟翼110的偏转角度，以达到最佳的飞行性能。
本实施例提供的一种襟翼110自动调节飞行器100，襟翼110自动调节飞行器100包括机身101、机翼103、襟翼110、进风管130、电子压力传感器和处理器。
机翼103对称分布于机身101的左右两侧，襟翼110设于机翼103的后缘。襟翼110的数量为六个至十二个。优选地，在本实施例中，单侧机翼103的后缘上设有五个襟翼110。进风管130设于机翼103上，进风管130包括两个管口131，两个管口131关于机身101的左右对称分布，且管口131的开口设于机翼103的前缘。
电子压力传感器设于进风管130上，用于检测进风管130的来流情况。机身101上安装有处理器，电子压力传感器与处理器连接，处理器控制襟翼110转动，以调节襟翼110自动调节飞行器100的飞行姿态。进风管130的数量可以是多个，每个进风管130的中部均安装一个电子压力传感器，电子压力传感器用于检测两侧翼面的来流情况，机载电脑150根据实际检测到的来流信号调整襟翼110的偏转角，以提高能量利用率，达到增升减阻的效果，提高飞行器的飞行稳定性。
综上所述，本发明提供的襟翼110自动调节飞行器100具有以下几个方面的有益效果：
本发明提供的襟翼110自动调节飞行器100，通过对称安装在两侧机翼103前缘的五孔探针135，能够实时检测到两侧翼面的来流情况，机载电脑150能根据实际来流情况进行有效调节襟翼110的偏转角，提高飞行器的整体气动效率。该襟翼110自动调节飞行器100结构简单，操控方便，调节精度高，自适应能力强，载重质量低，能够降低能耗，有效提高飞行器的巡航时间。该襟翼110自动调节飞行器100不仅适用于无尾飞翼布局飞行器，也可以应用在其他类型的飞行器中。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改、组合和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。