散热进风舱及应用其的无人机的制作方法

本发明涉及飞行器气动布局领域，尤其涉及一种散热进风舱及应用其的无人机。

背景技术：

无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“uav”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。

低速无人机是无人机中的一个品类，其具有高升阻比、高升限、长航时、大载荷能力等特点。这类无人机多采用推进式布局，将动力系统布置在机身后部，任务载荷布置在机头处，有利于重心的配平与武器的挂载。

然而，对于动力系统后置的无人机而言，机身主体尾部的流场很复杂，容易出现气流分离与不稳定流动。此时，采用传统的散热进风舱经常导致飞行阻力增加，全机的飞行性能与安全性受到影响。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

本发明以期至少部分地解决以上技术问题中的至少之一。

(二)技术方案

为了实现如上目的，根据本发明的一个方面，提供了一种散热进风舱。该散热进风舱包括：舱外罩，其内侧围出散热进风道，其外侧底面呈流线型向后方延伸且尾部平缓上收。

在本发明的一些实施例中，所述舱外罩的外侧底部曲面按以下三种方式的其中之一生成：按引导曲线1和引导曲线3生成；按引导曲线2和引导曲线3生成；按引导曲线1、引导曲线2和引导曲线3所生成：

引导曲线1，为舱外罩前部横截面的引导曲线，其方程如下：y＝ax²+bx+c，其中，0.0023≤a≤0.0027，-0.2≤b≤-0.1，c取实数；

引导曲线2，为舱外罩中部横截面的引导曲线，其方程如下：y＝dx²+ex+f，其中，0.0023≤d≤0.0029，-0.25≤e≤-0.15，f取实数；

引导曲线3，为舱外罩纵向延伸的引导曲线，其方程如下：y＝gx²+hx+i，其中，0.00018≤g≤0.00021，-0.06≤h≤-0.04，i取实数。

在本发明的一些实施例中，所述散热进风道为s型的扩张风道。

在本发明的一些实施例中，所述散热进风道包括：上进风道和下进风道，两者均为s型的扩张风道；其中，所述上进风道和下进风道两者的入口面积与出口面积的面积比均介于：1:1.2～1:1.7之间。

在本发明的一些实施例中，所述上进风道和下进风道两者均呈扁平结构；所述上进风道入口截面的长宽比介于：3:1～4:1之间；所述下进风道的入口截面的长宽比介于：4:1～5:1之间。

在本发明的一些实施例中，还包括：附面层分流器，形成于所述舱外罩的上部，其迎风侧形成分流尖部，所述分流尖部沿散热进风道进风方向向左右两侧延伸并平滑过渡至所述舱外罩。

在本发明的一些实施例中，所述沟槽分流结构与所述舱外罩一体成型，所述附面层分流器的左右两侧呈倒圆角向舱外罩过渡。

在本发明的一些实施例中，所述附面层分流器的纵向厚度介于40mm～80mm之间，所述倒圆角的半径介于20mm～50mm之间。

为了实现如上目的，根据本发明的第二个方面，还提供了一种应用如上散热进风舱的无人机。该无人机包括：机身主体；动力系统，容置于所述机身主体的后部；以及散热进风舱，为如上所述的散热进风舱，固定于所述机身主体的后部的下方；其中，所述散热进风舱的散热进风道的入口朝向所述机身主体的机头方向，其出口通过散热器连通至所述动力系统。

在本发明的一些实施例中，所述散热进风舱还包括：附面层分流器，形成于所述舱外罩的上部，其迎风侧形成分流尖部，在所述散热进风舱和机身主体之间形成分流沟槽；其中，所述附面层分流器的纵向厚度l满足：t×1％≤l≤t×2％，其中，t为散热进风道入口前方的机身主体的长度。

(三)有益效果

从上述技术方案可知，本发明至少具有以下有益效果其中之一：

(1)舱外罩的外侧底面呈流线型向后方延伸且尾部平缓上收，可以完全包裹住内部的散热进风道与散热器，并对机身后部进行整流，起到减阻的效果。

(2)仿真结果表明，由三条引导曲线方程所生成的舱外罩的外侧底面能够尽可能地减小加装散热进风舱所带来的附加阻力。

(3)采用s型的扩张风道，能够在满足发动机和散热器的安装需求的前提下，尽量保证散热进风道内气体流速稳定；

(4)选用相对扁平的风道构型，即截面采用较大的长宽比，对于防止风道内的气流分离十分有利；

(5)附面层分流器使附面层气流不能进入进风道，附面层气流被隔离在进风道与机身之间，从沟槽式分流器两侧冲出沟槽。经cfd数值模拟验证，绝大部分进风道入口截面都可以避开机身表面的附面层气流，该附面层分流器设计使得散热进风舱具有良好的进风效率。

(6)仿真实验证明，散热进风道截面的流速分布较为均匀，没有出现流动分离和局部不稳定气流，散热进风道出口处压力损失很小，表明散热进风道效率较高，设计较为合理。

附图说明

图1为本发明实施例散热进风舱在无人机上安装位置的示意图。

图2a为图1所示散热进风舱的立体图。

图2b为图1所示散热进风舱沿过机身中心轴线平面的剖视图。

图3为图1所示散热进风舱沿垂直于机身长度方向平面的剖视图。

图4为图1所示散热进风舱中舱外罩所围成的散热进风道沿机身长度方向的剖视图。

图5和图6分别为通过cfd计算得到的图1所示散热进风舱中散热进风道的进风道内速度分布图和出口速度压力云图。

图7为加装散热进风舱前后全机升力特性对比曲线。

图8为加装散热进风舱前后阻力特性对比曲线。

【附图中主要元件符号说明】

10-散热进风舱；

11-舱外罩；12-附面层分流器；13-散热器；

tup-上进风道；inup-上进风道入口；outup-上进风道出口；

tdown-下进风道；indown-下进风道入口；outdown-下进风道出口

20-机身主体。

具体实施方式

本发明提供了一种散热进风舱及应用其的无人机，在散热进风舱中，通过对舱外罩外侧底部曲面、散热进风道形状、附面层分流机构等的独特设计，能够达到减小加装散热进风舱所带来的附加阻力，保证散热进风道内气体流速稳定，提升进风效率的目的。

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。应当理解的是，提供这些实施例的目的仅是使得本发明满足法律要求，而本发明可以用许多不同形式实现，而不应被解释为限于此处所阐述的实施例。

本发明首先提供了一种散热进风舱。需要说明的是，虽然下述实施例均是针对无人机进行说明，但该散热进风舱可以用于无人机，也可以用于有人驾驶的飞机或者其他飞行器当中。

在本发明的第一个实施例中，提供了一种散热进风舱。图1为本发明实施例散热进风舱在无人机上安装位置的示意图。请参照图1，该无人机采用的是动力系统后置的布局，即其rotax914f发动机容置于机身主体的后部。基于发动机的体积大小和装卸方式，将机身外形设计为细长呈流线型，以降低无人机风行中的阻力。

图2a为图1所示散热进风舱的立体图。图2b为图1所示散热进风舱沿过机身中心轴线平面的剖视图。请参照图1和图2，本实施例散热进风舱10包括：舱外罩11，其内侧围出散热进风道；附面层分流器12，形成于舱外罩的上部。

其中，附面层分流器能够降低附面层气流对无人机飞行的影响，提升散热进风舱的进风效率。但是，该附面层分流器并非实现本发明所必须，在本发明的其他一些实施例中，可以不设置该附面层分流器，同样可以达到本实施例中舱外罩相应的有益效果。

此外，本实施例中，舱外罩11、附面层分流器12，以及机身主体上的发动机外侧的壳体一体形成，从而可以提升无人机整体的机械强度，降低装配难度。当然，这并非实现本发明所必须，在本发明其他实施例中，舱外罩可以单独成型后安装，也可以舱外罩和附面层分流器一体成型后再与机身主体安装，均可以实现本发明。

请参照图1、图2a和图2b，本实施例中，舱外罩11沿机身长度方向的长度为1400mm，其外侧底面呈流线型向后方延伸且尾部平缓上收。其中，舱外罩11的外侧底面按照以下引导曲线所生成：

(1)引导曲线1，即舱外罩前部横截面的引导曲线，其方程如下：y＝ax²+bx+c，其中，0.0023≤a≤0.0027，-0.2≤b≤-0.1，c取实数；

具体在本实施例中，a＝0.0026；b＝-0.1432；c＝0。

(2)引导曲线2，即舱外罩中部横截面的引导曲线，其方程：y＝dx²+ex+f，其中，0.0023≤d≤0.0029，-0.25≤e≤-0.15，f取实数。

具体在本实施例中，d＝0.0024；e＝-0.2067；f＝0。

(3)引导曲线3，即舱外罩纵向延伸的引导曲线，其方程如下：y＝gx²+hx+i，其中，0.00018≤g≤0.00021，-0.06≤h≤-0.04，i取实数。

具体在本实施例中，g＝0.0002；h＝-0.0498；i＝0。

事实上，若对外罩的尺寸无严格地限定要求，或内散热进风道的尺寸可以更改，则选用1、3两条引导曲线，或者2、3两条引导曲线也可完成舱外罩曲面的生成。

经由理论分析与数值计算，采用如上的舱外罩构型作为后体可以完全包裹住内部的散热进风道与散热器，并对机身后部进行整流，起到减阻的效果，最小化机身尾部气流分离带来的附加阻力。

对于无人机而言，在其前机身表面具有附面层，层流在附面层能量很低，气流进入发动机会降低亚音速无人机的发动机散热性能。为了解决如上问题，本实施例中，在舱外罩和机身主体之间设置了附面层分流器12。

图3为图1所示散热进风舱沿垂直于机身长度方向平面的剖视图。请参照图2a、图2b和图3，附面层分流器12形成于舱外罩11的上部，其迎风侧形成分流尖部，分流尖部沿散热进风道进风方向向左右两侧延伸并平滑过渡至舱外罩11。

对于该附面层分流器12而言，其纵向厚度l介于散热进风道入口前方机身长度t的1％～2％之间。按照机身长度t为4000mm计算，其纵向厚度介于40mm～80mm之间。具体在本实施例中，附面层分流器12的纵向厚度为60mm。

此外，附面层分流器12的左右两侧呈倒圆角向舱外罩过渡，倒圆角的半径介于20mm～50mm之间。具体在本实施例中，倒圆角的半径为30mm。

由于具有附面层分流器，从而在机身主体与散热进风道入口之间形成分流沟槽。在这种情况下，附面层气流不能进入散热进风道，而是被隔离在散热进风道与机身主体之间，从附面层分流器两侧冲出分流沟槽。经cfd数值模拟验证，绝大部分散热进风道入口截面都可以避开机身表面的附面层气流，该附面层分流器设计使得散热进风舱具有良好的进风效率。

图4为图1所示散热进风舱中舱外罩所围成的散热进风道沿机身长度方向的剖视图。请参照图3和图4，本实施例中散热进风道分为上下两层，分别称之为：上进风道tup和下进风道tdown。其中，上、下进风道均是s型的扩张风道。

请参照图3，上、下进风道的入口均呈扁长方形结构。仿真计算表明，风道入口选用相对扁平的形式，即截面采用较大的长宽比，对于防止风道内的气流分离十分有利。具体在本实施例中，上进风道入口截面所选长宽比为3.7:1，下进风道入口截面所选长宽比为4.8:1。

请参照图4，为了尽量保证风道内气体流速稳定，同时满足发动机和散热器的安装需求，散热进风道的总长度为475mm。上、下进风道均呈s形。在进风道的末端，即出口的位置，设置有散热器13。从上、下进风道进入的空气经由散热器13后连通至无人机的动力系统。

请参照图3和图4，为减小进风道的迎风面积，减小外形带来的阻力损失，本实施例中，散热进风道设计为面积比为1.5的扩张型风道，上进风道入口inup的面积为0.03m²，出口outup的面积为0.045m²，下进风道入口indown面积为0.024m²，出口outdown的面积为0.036m²。

本领域技术人员应当能够理解，如上的数值、比例仅是依照本实施例的无人机所特别设计。而在本发明的其他实施例中，可以依照本发明的思路对具体参数，例如风道的长度、入口面积、出口面积等进行合理设计，均应包括在本发明的保护范围之内。

为了验证本实施例中散热进风道的效能，对其采用数值仿真的方法进行分析。将进风道进口的边界条件定义为质量流量进口，最终进出口速度方向相同，都是沿来流方向即x轴正方向，风道出口设为压力出口边界条件，计算湍流模型采用标准k-ω-sst模型。

图5和图6分别为通过cfd计算得到的图1所示散热进风舱中散热进风道的进风道内速度分布图和出口速度压力云图。图中，x-velocity指的是气流沿x轴方向的速度。由于附面层黏性影响，出口截面靠近壁面处的气流速度较低，但是整个截面的流速分布十分均匀，没有出现流动分离及局部不稳定气流，散热进风道出口处压力损失很小，表明该散热进风道效率较高，设计合理。

针对本实施例的散热进风舱，制作了带有散热进风舱的全机缩比模型，进行了风洞试验，对加装散热进风舱前后飞机气动特性进行了对比分析。

图7为加装散热进风舱前后全机升力特性对比曲线。请参照图7，对比可知，加装散热进风舱后全机升力系数曲线几乎无变化，两条曲线基本上重合。图8为加装散热进风舱前后阻力特性对比曲线。请参照图8，对比可知，仅是在加装散热进风舱后阻力系数有微小的增量，这是由于摩擦阻力增大导致的，加装进风道状态与基本状态相比全机最大升阻比几乎相同。风洞试验表明，该散热短舱的外形设计较为合理，无人机的附加阻力很小，依然具有高升阻比的气动特性，保证长航时的工作与任务执行。

由上述可知，本实施例能够达到减小加装散热进风舱所带来的附加阻力，保证散热进风道内气体流速稳定，提升进风效率的目的。

基于如上的散热进风舱，本发明还提供了一种无人机。在本发明的一个示例性实施例中，还提供了一种无人机。请参照图1，本实施例无人机包括：

机身主体20；

动力系统(图中未示)，容置于所述机身主体的后部；以及

散热进风舱10，为如如上实施例所述的散热进风舱，固定于所述机身主体的后部的下方；

其中，所述散热进风舱的散热进风道的入口朝向所述机身主体的机头方向，其出口通过散热器连通至所述动力系统。

此外，本实施例中，散热进风舱包括：舱外罩11，其内侧围出散热进风道，其外侧底面呈流线型向后方延伸且尾部平缓上收；附面层分流器12，形成于所述舱外罩的上部，其迎风侧形成分流尖部，在散热进风舱和机身主体之间形成分流沟槽；其中，所述附面层分流器12的纵向厚度l满足：t×1％≤l≤t×2％，其中，t为所述散热进风道入口前方的机身主体的长度。

关于本实施例无人机的其他特征，可参照如上散热进风舱实施例的相关说明，相关说明的全部内容并入到本实施例中，此处不再重述。

至此，已经结合附图对本发明实施例进行了详细描述。

需要说明的是，对于某些实现方式，如果其并非本发明的关键内容，且为所属技术领域中普通技术人员所熟知，则在附图或说明书正文中并未对其进行详细说明，此时可参照相关现有技术进行理解。

此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换，例如：

(1)进风道的截面形状还可用倒圆角的长方形或椭圆形代替，可根据其散热器的形状与安装空间而定；

(2)无人机或有人机的机身后体外形设计也可参考该散热进风舱外罩进行优化，达到较好的机身减阻效果。

依据以上描述，本领域技术人员应当对本发明散热进风舱及应用其的无人机有了清楚地认识。

综上所述，本发明提供一种散热进风舱及应用其的无人机，在散热进风舱中，通过对舱外罩外侧底部曲面、散热进风道形状、附面层分流机构等的独特设计，能够达到减小加装散热进风舱所带来的附加阻力，保证散热进风道内气体流速稳定，提升进风效率的目的，具有较好的应用前景。

还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“内”、“外”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本发明的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。在可能导致对本发明的理解造成混淆时，将省略常规结构或构造。

并且图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本发明实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”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；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。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的具体含义。

除非明确指明为相反之意，本发明的说明书及权利要求中的数值参数可以是近似值，能够根据通过本发明的内容改变。具体而言，所有使用于说明书及权利要求中表示组成的含量、反应条件等的数字，应理解为在所有情况中是受到“约”的用语所修饰，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10％的变化、在一些实施例中±5％的变化、在一些实施例中±1％的变化、在一些实施例中±0.5％的变化。

再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。

说明书与权利要求中所使用的序数例如“第一”、“第二”、“第三”、“主”、“次”，以及阿拉伯数字、字母等，以修饰相应的元件或步骤，其本意仅用来使具有某命名的一元件(或步骤)得以和另一具有相同命名的元件(或步骤)能做出清楚区分，并不意味着该元件(或步骤)有任何的序数，也不代表某一元件(或步骤)与另一元件(或步骤)的顺序。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，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。