本实用新型涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种飞行器辅助降落系统。
背景技术：
固定翼飞行器降落由于速度无法降至很低，滑跑距离较远，目前客机一般使用的减速方式有：扰流板，轮刹车和发动机反推。战斗机的减速方式主要有：减速板，刹车，减速伞，阻拦锁和阻拦网。为了优化飞行器的起飞着陆性能，垂直起降技术从上世纪五十年代末期开始发展，到如今技术成熟的也只有美国的F-35B战机，而垂直起降技术的应用，都是以飞行器其他性能的降低为代价的，比如重量增加，结构强度要求增加，发动机推力或功率要求增加等等。
由于飞行器对于自身重量的敏感性，现有的缩短降落滑跑距离的技术均会造成飞机其它性能的减弱，如F-35B战机虽然能垂直起降，但航程很短，载弹量和机动性能都不佳，造价却十分昂贵，所以难以大规模使用，其它用于降落时的减速装置也不同程度的降低了飞机本身的性能，并且危险系数增加。
技术实现要素：
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种飞行器辅助降落系统，其能够降低飞行器降落时的对地速度，从而大大降低迫降的危险性。
在一个实施例中，提出一种飞行器辅助降落系统，包括：
用于形成与所述飞行器降落方向相反的风场的风箱结构；
用于输送高压气体的管道，所述管道与所述风箱结构固定连接；
用于产生高压气体的鼓风装置，所述鼓风装置将所述高压气体通过所述管道输送至所述风箱结构，所述高压气体从所述风箱结构排出后形成与所述飞行器降落方向相反的风场。
在一个示例中，所述风箱结构包括延所述飞行器的跑道两侧对称设置的至少两个风箱；
防止气流逸散的墙体，所述墙体设置于所述跑道的两侧，所述墙体与所述风箱共同作用以使排出所述风箱结构的气体形成与所述飞行器降落方向相反的风场。
在一个示例中，所述风箱包括：
固定底座；
预定高度的风箱本体，所述风箱本体的底部固定安装于所述固定底座上，且所述风箱本体的侧面上形成排气缝口；
密闭顶盖，所述密闭顶盖固定安装于所述风箱本体的顶部。
在一个示例中，所述排气缝口出气方向一侧的风箱本体呈凸起型结构。
在一个示例中，所述管道的一端连接鼓风装置，另一端固定连接于所述固定底座。
在一个示例中，所述管道包括排气歧管。
在一个示例中，所述鼓风装置包括发动机、涡轮风扇、与发动机及涡轮风扇相适应的外壳。
上述的飞行器辅助降落系统，利用鼓风装置产生高(增)压气体，通过风箱结构排出，利用伯努利原理吸附诱导气流产生与飞行器降落方向相反的人造风场，使飞行器产生升力，从而降低其降落时的对地速度。比如建设机场紧急着陆跑道，当飞行器出现问题难以滑跑着陆，如起落架无法放下等情况时，采用本系统辅助跑道着陆，降低飞行器着陆对地速度，从而大大降低迫降的危险性。
附图说明
图1为一个实施例中飞行器辅助降落系统的结构框图；
图2为一个实施例中的飞行器辅助降落系统的结构示意图；
图3为另一个实施例中飞行器辅助降落系统的结构示意图；
图4为一个实施例中风箱结构的结构框图。
图5为一个实施例中风箱本体的横断面示意图。
具体实施方式
为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下通过实施例，并结合附图，对本实用新型飞行器辅助降落系统的具体实施方式进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。
在一个实施例中，如图1所示，提出一种飞行器辅助降落系统10，包括：风箱结构102，管道104和鼓风装置106。
风箱结构102用于形成与飞行器降落方向相反的风场；管道104用于输送高压气体，管道104与风箱结构102固定连接；鼓风装置106用于产生高压气体，鼓风装置106将所述高压气体通过管道104输送至风箱结构102，所述高压气体从所述风箱结构102排出后形成与飞行器降落方向相反的风场。
上述的飞行器辅助降落系统，利用鼓风装置产生高(增)压气体，通过风箱结构排出，利用伯努利原理吸附诱导气流产生与飞行器降落方向相反的人造风场，使飞行器产生升力，从而降低其降落时的对地速度。比如建设机场紧急着陆跑道，当飞行器出现问题难以滑跑着陆，如起落架无法放下等情况时，采用本系统辅助跑道着陆，降低飞行器着陆对地速度，从而大大降低迫降的危险性。
在一个实施例中，如图2所示，风箱结构102包括延所述飞行器的跑道两侧对称设置的至少两个风箱108和防止气流逸散的墙体110。
所述墙体110设置于所述跑道的两侧，所述墙体110与所述风箱108共同作用以使排出所述风箱结构的气体形成与所述飞行器降落方向相反的风场。在本实施例中，将风箱108对称布置于跑道两侧，当鼓风装置106运作时，空气被鼓风装置106吸入，由于风箱排气口较小，在管路内形成高压气体，高压气体通过管道104输送至各风箱108，从风箱108排气口加速排出，排出的高速气流流经凸起的排风口表面，由于流管效应气流被加速，并在突起处形成低压区，额外的气流被吸附诱导，伴随排出气流一起流动，在跑道上空形成稳定的气流场。当固定翼飞行器飞入气流场时，由于相对风速的增加，升力增大，飞行器会产生上升趋势，通过降低发动机功率或者推力，减小自身对地速度，调整空速至降落空速降落。
在本实施例中，每个鼓风装置106连接的风箱108的数目应该根据鼓风装置106的排气量与风箱108排气口的排量决定。风箱108的形状可以为如图2所示的竖直设置的结构，也可以采用如图3所示的弧形结构，相应的墙体也为弧形。使用弧形结构可更容易产生较大风速的风场，但由于其封闭结构，使得飞行空间受限，应根据实际需求选用。
进一步地，在一个实施例中，如图4所示，风箱108包括：固定底座112、预定高度的风箱本体114和密闭顶盖116。
在本实施例中，风箱本体114的底部使用螺母固定安装于所述固定底座112上，且所述风箱本体114的侧面上形成排气缝口118，所述密闭顶盖116固定安装于所述风箱本体114的顶部。
进一步地，在一个实施例中，如图5所示，所述排气缝口118出气方向一侧的风箱本体呈凸起型结构。
排气缝口118气流经过的风箱本体114部分为凸起型结构，根据伯努利原理，流经此处的高速气流由于流管效应，速度进一步增加，压力降低，从而引导更多的气流流动。
在一个实施例中，所述管道104的一端连接鼓风装置106，另一端固定连接于所述固定底座112。
在一个实施例中，所述管道包括排气歧管。排气歧管，是与鼓风装置气缸体相连的，将各缸的排气集中起来导入排气总管的，带有分歧的管路。
在一个实施例中，所述鼓风装置包括发动机及其附属设备。
例如，当发动机运作时，空气被发动机带动的涡轮风扇吸入，由于风箱排气口较小，在管路内形成高压气体，高压气体通过空气歧管输送至各风箱，从风箱排气口加速排出，排出的高速气流流经凸起的排风口表面，由于流管效应气流被加速，并在突起处形成低压区，额外的气流被吸附诱导，伴随排出气流一起流动，在跑道上空形成稳定的气流场。当固定翼飞行器飞入气流场时，由于相对风速的增加，升力增大，飞行器会产生上升趋势，通过降低发动机功率或者推力，减小自身对地速度，调整空速至降落空速降落。
此时降落时的对地速度相当原本降落速度减去气流场风速，当小型固定翼飞行器全襟翼失速速度为60节时，理论上风场只需提供60节的稳定风速，就可以使飞行器悬停于跑道上方，然后逐渐降落，大型客机全襟翼失速速度较高，假设为120节，如果我们能提供60节的稳定风场，那么其便可以以60节的低速降落，所以此系统能大大降低固定翼飞行体的降落对地速度。
以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本实用新型的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对实用新型专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型的保护范围。因此，本实用新型专利的保护范围应以所附权利要求为准。