[發明專利]散熱進風艙及應用其的無人機

在審

• 申請號: 202110361842.X
• 申請日: 2021-04-02
• 公開（公告）號: CN113002758A
• 公開（公告）日: 2021-06-22
• 發明（設計）人: 王晨先;王靖歡;梁陽
• 申請（專利權）人: 北京北航天宇長鷹無人機科技有限公司
• 主分類號: B64C7/00
• 分類號: B64C7/00;B64D33/08
• 代理公司: 北京高文律師事務所 11359
• 代理人: 曹玲柱;王冬

本發明提供了一種散熱進風艙及應用其的無人機。該散熱進風艙中，艙外罩的外側底面呈流線型向后方延伸且尾部平緩上收，可以完全包裹住內部的散熱進風道與散熱器，并對機身后部進行整流，起到減阻的效果。此外，本發明還通過對附面層分流機構等的獨特設計，能夠達到保證散熱進風道內氣體流速穩定，提升進風效率的目的。

技術領域

本發明涉及飛行器氣動布局領域，尤其涉及一種散熱進風艙及應用其的無人機。

背景技術

無人駕駛飛機簡稱“無人機”，英文縮寫為“UAV”，是利用無線電遙控設備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機，或者由車載計算機完全地或間歇地自主地操作。

低速無人機是無人機中的一個品類，其具有高升阻比、高升限、長航時、大載荷能力等特點。這類無人機多采用推進式布局，將動力系統布置在機身后部，任務載荷布置在機頭處，有利于重心的配平與武器的掛載。

然而，對于動力系統后置的無人機而言，機身主體尾部的流場很復雜，容易出現氣流分離與不穩定流動。此時，采用傳統的散熱進風艙經常導致飛行阻力增加，全機的飛行性能與安全性受到影響。

發明內容

(一)要解決的技術問題

本發明以期至少部分地解決以上技術問題中的至少之一。

(二)技術方案

為了實現如上目的，根據本發明的一個方面，提供了一種散熱進風艙。該散熱進風艙包括：艙外罩，其內側圍出散熱進風道，其外側底面呈流線型向后方延伸且尾部平緩上收。

在本發明的一些實施例中，所述艙外罩的外側底部曲面按以下三種方式的其中之一生成：按引導曲線1和引導曲線3生成；按引導曲線2和引導曲線3生成；按引導曲線1、引導曲線2和引導曲線3所生成：

引導曲線1，為艙外罩前部橫截面的引導曲線，其方程如下：y＝Ax²+Bx+C，其中，0.0023≤A≤0.0027，-0.2≤B≤-0.1，C取實數；

引導曲線2，為艙外罩中部橫截面的引導曲線，其方程如下：y＝Dx²+Ex+F，其中，0.0023≤D≤0.0029，-0.25≤E≤-0.15，F取實數；

引導曲線3，為艙外罩縱向延伸的引導曲線，其方程如下：y＝Gx²+Hx+I，其中，0.00018≤G≤0.00021，-0.06≤H≤-0.04，I取實數。

在本發明的一些實施例中，所述散熱進風道為S型的擴張風道。

在本發明的一些實施例中，所述散熱進風道包括：上進風道和下進風道，兩者均為S型的擴張風道；其中，所述上進風道和下進風道兩者的入口面積與出口面積的面積比均介于：1:1.2～1:1.7之間。

在本發明的一些實施例中，所述上進風道和下進風道兩者均呈扁平結構；所述上進風道入口截面的長寬比介于：3:1～4:1之間；所述下進風道的入口截面的長寬比介于：4:1～5:1之間。

在本發明的一些實施例中，還包括：附面層分流器，形成于所述艙外罩的上部，其迎風側形成分流尖部，所述分流尖部沿散熱進風道進風方向向左右兩側延伸并平滑過渡至所述艙外罩。

在本發明的一些實施例中，所述溝槽分流結構與所述艙外罩一體成型，所述附面層分流器的左右兩側呈倒圓角向艙外罩過渡。

在本發明的一些實施例中，所述附面層分流器的縱向厚度介于40mm～80mm之間，所述倒圓角的半徑介于20mm～50mm之間。