航空飞行器的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及遥控飞机生产领域，尤其涉及航空飞行器。
【背景技术】
[0002]遥控飞机是一种通过遥控器来远程遥控驾驶的航空飞行器。其分类较多，其中一种为固定翼喷气式航空飞行器。这类飞行器一般包括机身，机身内安装有接收机、控制板、驱动电调、电池、发动机等。接收机用于接收遥控器的指令，控制板用于控制各个机构的工作，驱动电调用于启动发动机，电池用于给相关机构供电。
[0003]现有的这种飞行器包括的发动机的数量为两个，两个发动机对称设置在机身内部，每个发动机配备一个电池，这就使得的整个飞行器整体重量较重，这就影响了飞行器的飞行速度和续航能力以及操控的灵活性。而且，由于设置有两个发动机，需要在机身内给每个发动机安排进气道和出气道，由于机身内还需安装其它机构，因此进气道和出气道的设计一般为直通式，形成的迎面风阻较大，当速度越快时涵道发动机受到的迎面风阻就越大，这就加大了发动机的负载，使得发动机的工作效率降低，缩短了发动机的使用寿命。同时，其由于采用双动力系统，成本较高。飞行器的故障率也较高。
【发明内容】
[0004]本发明解决的技术问题是提供一种可降低飞行器整体重量、生产成本低且故障率较低的航空飞行器。
[0005]本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:航空飞行器，包括机身和发动机，所述发动机由安装在机身内的一台涵道发动机组成，所述涵道发动机的轴心线与机身的轴心线重合，涵道发动机的气流入口与设置在机身内的位于涵道发动机的气流入口外侧的汇流腔连通，涵道发动机的气流出口与设置在机身内的位于涵道发动机的气流出口外侧的分流腔连通，机身内设置有至少两个进气道和至少两个出气道，进气道远离涵道发动机的一端设置有进气口，出气道远离涵道发动机的一端设置有出气口，各个进气道与汇流腔连通，各个出气道与分流腔连通。
[0006]进一步的是:所述各个进气道与机身的轴心线的夹角为锐角。
[0007]进一步的是:所述进气道的个数为2个，所述两个进气道以过机身轴心线的纵截面为对称面对称设置。
[0008]进一步的是:所述出气道为弧形。
[0009]进一步的是:所述出气道的个数为2个，所述两个出气道以过机身轴心线的纵截面为对称面对称设置。
[0010]本发明的有益效果是:
[0011]1、只采用一个涵道发动机，机身整体重量显著降低，续航能力得到提升；
[0012]2、进气道和出气道设计合理，进气口有效的避让了高速飞行时迎面风阻对发动机的负载，有利于发动机充分利用气流给飞行器提供推力；
[0013]3、由于只采用一个涵道发动机，机身内部结构得到简化，有足够空间设置进气道和出气道，同时也减少了相应配件的使用数量，操控系统的设置也相对简单，降低了故障率。
[0014]4、由于减少了发动机及相关配件，电池容量也相应降低，使得生产成本显著降低。
【附图说明】
[0015]图1为本发明的航空飞行器的进气道、出气道以及涵道发动机的设置方式示意图；
[0016]图中标记为:机身I，进气道2，进气口 3，涵道发动机4，汇流腔5，分流腔6，出气道7，出气口 8。
【具体实施方式】
[0017]下面结合附图和【具体实施方式】对本发明进一步说明。
[0018]如图1所示，本发明的航空飞行器，包括机身I和发动机，所述发动机由安装在机身I内的一台涵道发动机4组成，所述涵道发动机4的轴心线与机身I的轴心线重合，涵道发动机4的气流入口与设置在机身I内的位于涵道发动机4的气流入口外侧的汇流腔5连通，涵道发动机4的气流出口与设置在机身I内的位于涵道发动机4的气流出口外侧的分流腔6连通，机身I内设置有至少两个进气道2和至少两个出气道7，进气道2远离涵道发动机4的一端设置有进气口 3，出气道7远离涵道发动机4的一端设置有出气口 8，各个进气道2与汇流腔5连通，各个出气道7与分流腔6连通。涵道发动机4工作时，气流从进气口 3进入进气道2，接着经过进气道2后汇流进入汇流腔5，汇流腔5内的气流会进入涵道发动机4，涵道发动机4喷出的气流先进入分流腔6，分流腔6由于与多个出气道7相连，因此分流腔6内的气流会分成多道气流分别从各个出气道7的出气口 8喷出。
[0019]上述航空飞行器的接收机、控制板、驱动电调、电池等结构可安装在机身内。由于本发明仅仅设置有一台涵道发动机4，因此相比现有设计中两台发动机的设置方式，相关配件的使用数量可显著减少，同时，由于只需要控制一台发动机，控制板等相关电路也相应简化，使得该航空飞行器整体的故障率显著降低。进一步的是，这种航空飞行器的主要重量来自发动机，减少一台发动机的使用可显著降低航空飞行器整体的重量。而且，由于只需要给一台发动机供电，因此电池的重量也相应降低。这样有利于节能环保。同时，虽然仅仅使用一台涵道发动机4，本发明的航空飞行器的飞行速度和续航能力并没有降低，根据流体力学原理计算得出，在飞行器的体积和翼展面积不变的情况下，飞行器的体重决定飞行器的飞行速度和续航能力，体重越轻速度越快，需要的动力就越小，根据重力学原理得出，体重越轻，下降的速度就越慢，续航能力会越强。
[0020]由于只使用一台发动机，因此机身内的进气道和出气道的设置方式就显得尤为重要，这关系到发动机的性能可否充分发挥。由于机身内部还设置有其它部件，因此进气道和出气道的设置不能随意设置，一方面要避让其它部件，另一方面还要考虑如何尽量减少气阻，以便发动机可充分发挥其性能。基于上述思路，如图1所示，本发明所述各个进气道2与机身I的轴心线的夹角为锐角。进一步的是，在上述基础上，通过实际实验证明，所述进气道2的个数为2个，且所述两个进气道2以过机身轴心线的纵截面为对称面对称设置。这种设置方式更有利于气流顺利通过，风阻较少，发动机的性能得到有效保证。
[0021]与进气道的设计原理类似，出气道7也需要进行合理设计，以便发动机能够充分发挥其应有的性能。为此，本发明所述出气道7为弧形，如图1所示。出气道7整体为一段圆滑的弧形结构。进一步的是，在上述基础上，通过实际实验证明，所述出气道7的个数为2个，所述两个出气道7以过机身轴心线的纵截面为对称面对称设置。这种设置方式更有利于气流顺利通过，风阻较小。
[0022]通过上述进气道2和出气道7的合理设置，使得本发明仅仅通过一台发动机就可实现航空飞行器平稳飞行，且与两台发动机相比，其飞行速度不但没有降低，反而升高。
[0023]实施例:
[0024]航空飞行器包括机身1，机身I内安装有一台涵道发动机4，涵道发动机4的轴心线与机身I的轴心线重合，涵道发动机4的气流入口与设置在机身I内的位于涵道发动机4的气流入口外侧的汇流腔5连通，涵道发动机4的气流出口与设置在机身I内的位于涵道发动机4的气流出口外侧的分流腔6连通，机身I内设置两个进气道2和两个出气道7，进气道2远离涵道发动机4的一端设置有进气口 3，各个进气道2与汇流腔5连通，出气道7远离涵道发动机4的一端设置有出气口 8，各个出气道7与分流腔6连通，并且，所述各个进气道2与机身I的轴心线的夹角为锐角，所述两个进气道2以过机身轴心线的纵截面为对称面对称设置，所述出气道7为弧形，所述两个出气道7以过机身轴心线的纵截面为对称面对称设置。
[0025]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进一步详细说明，所应理解的是，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。
【主权项】
1.航空飞行器，包括机身和发动机，其特征在于:所述发动机由安装在机身内的一台涵道发动机组成，所述涵道发动机的轴心线与机身的轴心线重合，涵道发动机的气流入口与设置在机身内的位于涵道发动机的气流入口外侧的汇流腔连通，涵道发动机的气流出口与设置在机身内的位于涵道发动机的气流出口外侧的分流腔连通，机身内设置有至少两个进气道和至少两个出气道，进气道远离涵道发动机的一端设置有进气口，出气道远离涵道发动机的一端设置有出气口，各个进气道与汇流腔连通，各个出气道与分流腔连通。
2.如权利要求1所述的航空飞行器，其特征在于:所述各个进气道与机身的轴心线的夹角为锐角。
3.如权利要求2所述的航空飞行器，其特征在于:所述进气道的个数为2个，所述两个进气道以过机身轴心线的纵截面为对称面对称设置。
4.如权利要求1所述的航空飞行器，其特征在于:所述出气道为弧形。
5.如权利要求4所述的航空飞行器，其特征在于:所述出气道的个数为2个，所述两个出气道以过机身轴心线的纵截面为对称面对称设置。
【专利摘要】本发明公开了航空飞行器，可降低飞行器整体重量、生产成本低且故障率较低。该飞行器包括机身和发动机，所述发动机由安装在机身内的一台涵道发动机组成，所述涵道发动机的轴心线与机身的轴心线重合，涵道发动机的气流入口与设置在机身内的位于涵道发动机的气流入口外侧的汇流腔连通，涵道发动机的气流出口与设置在机身内的位于涵道发动机的气流出口外侧的分流腔连通，机身内设置有至少两个进气道和至少两个出气道，进气道远离涵道发动机的一端设置有进气口，出气道远离涵道发动机的一端设置有出气口，各个进气道与汇流腔连通，各个出气道与分流腔连通。
【IPC分类】B64D27-02
【公开号】CN104590567
【申请号】CN201510032337
【发明人】谭现东
【申请人】谭现东
【公开日】2015年5月6日
【申请日】2015年1月22日