飞行器失速传感单元及飞行器失速传感系统

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飞行器失速传感单元及飞行器失速传感系统
申请号	CN202311579200.2	申请日	2023-11-23	公开(公告)号	CN117602085A	公开(公告)日	2024-02-27
申请人	北京纳米能源与系统研究所;			发明人	王中林; 周注宇; 许子颉; 曹南颖;
摘要	本申请涉及飞行器失速检测技术领域，公开了一种飞行器失速传感单元及飞行器失速传感系统。飞行器失速传感单元包括壳体、旋转单元、摩擦发电单元以及限位组件，壳体设有用于连通壳体内部和外部的开口。旋转单元可相对壳体沿飞行器的机翼表面的回流气流方向转动，限位组件用于限制旋转单元沿飞行器的机翼表面的层流气流方向转动。摩擦发电单元包括独立摩擦层、电极对以及介电摩擦组，电极对包括间隔设置的第一电极和第二电极，介电摩擦层包括间隔设置的第一介电摩擦层和第二介电摩擦层。当旋转单元相对壳体沿机翼表面的回流气流方向转动时，独立摩擦层相对介电摩擦组转动并摩擦产生电信号。上述飞行器失速传感单元，可用于判断飞行器是否失速。
权利要求	1.一种飞行器失速传感单元，安装于飞行器的机翼翼面，其特征在于，所述飞行器失速传感单元包括壳体、旋转单元、摩擦发电单元以及限位组件，所述旋转单元、所述摩擦发电单元以及所述限位组件设置于所述壳体的内部，所述壳体设有用于连通所述壳体内部和外部的开口；所述旋转单元可相对所述壳体沿所述飞行器的机翼表面的回流气流方向转动；所述旋转单元通过所述限位组件与所述壳体连接，所述限位组件用于限制所述旋转单元相对所述壳体沿所述飞行器的机翼表面的层流气流方向转动；所述摩擦发电单元包括独立摩擦层、电极对以及介电摩擦组，所述电极对包括间隔设置的第一电极和第二电极，所述介电摩擦层包括间隔设置的第一介电摩擦层和第二介电摩擦层，所述第一介电摩擦层位于所述第一电极和所述独立摩擦层之间，所述第二介电摩擦层位于所述第二电极和所述独立摩擦层之间；所述独立摩擦层固定于所述旋转单元，所述电极对和所述介电摩擦组固定于所述壳体，当所述旋转单元相对所述壳体沿所述机翼表面的回流气流方向转动时，所述独立摩擦层相对所述介电摩擦组转动并摩擦产生电信号。 2.根据权利要求1所述的飞行器失速传感单元，其特征在于，所述壳体包括底壳和上盖，所述底壳和所述上盖之间可拆卸式连接，所述开口设置于所述上盖；所述旋转单元位于所述底壳内，所述电极对和所述介电摩擦组固定连接于所述上盖。 3.根据权利要求2所述的飞行器失速传感单元，其特征在于，所述旋转单元包括转轴、连接件以及多个扇叶；所述转轴的一端连接于所述底壳的底部，所述转轴的另一端连接于所述连接件，所述转轴的轴线方向垂直于所述飞行器的机翼表面的层流气流方向；多个所述扇叶绕所述连接件的周向设置于所述连接件的表面，所述扇叶的一端连接于所述连接件，所述扇叶的另一端沿所述机翼表面的层流气流方向朝向所述连接件弯曲。 4.根据权利要求3所述的飞行器失速传感单元，其特征在于，所述扇叶与所述转轴的轴线之间具有夹角，所述夹角为45°～75°。 5.根据权利要求3所述的飞行器失速传感单元，其特征在于，所述限位组件包括棘轮和棘爪机构；所述连接件朝向所述上盖的一侧设有凹槽，所述棘轮固定于所述凹槽的中部，且所述棘轮的顶端突出于所述凹槽；所述棘爪机构固定于所述上盖，当所述上盖盖合于所述底壳时，所述棘轮与所述棘爪机构抵接，所述棘爪机构用于限制所述棘轮沿飞行器的机翼表面的层流气流方向转动。 6.根据权利要求5所述的飞行器失速传感单元，其特征在于，所述独立摩擦层固定于所述凹槽的内壁，所述电极对和所述介电摩擦组位于所述上盖朝向所述底壳的一侧，当所述上盖盖合于所述底壳时，所述电极对和所述介电摩擦层位于所述凹槽内。 7.根据权利要求3所述的飞行器失速传感单元，其特征在于，所述转轴通过轴承与所述底壳连接。 8.根据权利要求1所述的飞行器失速传感单元，其特征在于，所述独立摩擦层、所述电极对和所述介电摩擦组分别为两个，两个所述独立摩擦层对称设置且间隔设置，两个所述电极对和两个所述介电摩擦组分别与两个所述独立摩擦层对应设置；两个所述电极对的两个所述第一电极之间通过第一铜线连接，两个所述电极对的两个所述第二电极之间通过第二铜线连接。 9.根据权利要求8所述的飞行器失速传感单元，其特征在于，两个所述第一电极对称设置，两个所述第二电极对称设置。 10.一种飞行器失速传感系统，其特征在于，包括飞行器以及多个如权利要求1～9任一项所述的飞行器失速传感单元；多个所述飞行器失速传感单元沿所述机翼的弦线方向排列安装于所述飞行器的机翼翼面，且其中一个所述飞行器失速传感单元靠近所述机翼的尾部位置。
说明书全文	飞行器失速传感单元及飞行器失速传感系统技术领域 [0001] 本申请涉及飞行器失速检测技术领域，特别涉及一种飞行器失速传感单元及飞行器失速传感系统。背景技术 [0002] 失速是飞行器迎角超过失速角时，机翼提供的升力突然降低导致的，此时粘附在机翼翼面上的空气减少，边界层与机翼表面过早分离，使得机翼无法提供足够的升力，升力与重力不再平衡，从而导致飞行器掉落。 [0003] 对于小型无人飞行器来说，目前应用于大型载人飞行器的失速检测装置例如飞行器迎角传感器、马赫传感器、襟翼位置传感器等，上述传感器虽然精密且可靠，但是由于其体积大、重量大以及结构复杂等因素并不适应于小型无人飞行器。同时，目前已经应用的失速传感器需要额外供电，对于仅通过电池驱动的小型无人飞行器来说，额外的用电模块增加了电源管理的压力，不利于实现小型无人飞行器的轻量化设计。发明内容 [0004] 本申请提供了一种飞行器失速传感单元及飞行器失速传感系统，不仅能够适用于判断小型无人飞行器是否进入失速状态，还不需要额外增加用电模块，有利于实现小型无人飞行器的轻量化设计。 [0005] 第一方面，本申请提供一种飞行器失速传感单元，安装于飞行器的机翼翼面，所述飞行器失速传感单元包括壳体、旋转单元、摩擦发电单元以及限位组件，所述旋转单元、所述摩擦发电单元以及所述限位组件设置于所述壳体的内部，所述壳体设有用于连通所述壳体内部和外部的开口； [0006] 所述旋转单元可相对所述壳体沿所述飞行器的机翼表面的回流气流方向转动； [0007] 所述旋转单元通过所述限位组件与所述壳体连接，所述限位组件用于限制所述旋转单元相对所述壳体沿所述飞行器的机翼表面的层流气流方向转动； [0008] 所述摩擦发电单元包括独立摩擦层、电极对以及介电摩擦组，所述电极对包括间隔设置的第一电极和第二电极，所述介电摩擦层包括间隔设置的第一介电摩擦层和第二介电摩擦层，所述第一介电摩擦层位于所述第一电极和所述独立摩擦层之间，所述第二介电摩擦层位于所述第二电极和所述独立摩擦层之间； [0009] 所述独立摩擦层固定于所述旋转单元，所述电极对和所述介电摩擦组固定于所述壳体，当所述旋转单元相对所述壳体沿所述机翼表面的回流气流方向转动时，所述独立摩擦层相对所述介电摩擦组转动并摩擦产生电信号。 [0010] 本申请提供的飞行器失速传感单元，通过设置旋转单元、摩擦发电单元以及限位组件，用于检测飞行器是否失速。飞行器失速传感单元安装于机翼翼面，当飞行器处于飞行状态时，外部的气流可通过壳体的开口进入壳体内部。若飞行器处于平飞状态，进入壳体内部的气流方向为机翼翼面的层流气流方向，这时，在限位组件的限位作用下，旋转单元无法相对壳体旋转，摩擦发电单元不产生电信号。若飞行器处于失速状态，进入壳体内部的气流方向为回流气流方向，这时，旋转单元可相对壳体转动，摩擦发电单元产生电信号。因此，本申请中的飞行器失速传感单元可通过摩擦发电单元是否产生电信号来判断飞行器是否失速，其结构简单，便于实现小型化设计。并且，由于摩擦发电单元能够实现自发电，不需要额外增加用电模块，还有利于实现小型无人飞行器的轻量化设计。 [0011] 在一些可能的实施方案中，所述壳体包括底壳和上盖，所述底壳和所述上盖之间可拆卸式连接，所述开口设置于所述上盖； [0012] 所述旋转单元位于所述底壳内，所述电极对和所述介电摩擦组固定连接于所述上盖。 [0013] 在一些可能的实施方案中，所述旋转单元包括转轴、连接件以及多个扇叶； [0014] 所述转轴的一端连接于所述底壳的底部，所述转轴的另一端连接于所述连接件，所述转轴的轴线方向垂直于所述飞行器的机翼表面的层流气流方向； [0015] 多个所述扇叶绕所述连接件的周向设置于所述连接件的表面，所述扇叶的一端连接于所述连接件，所述扇叶的另一端沿所述机翼表面的层流气流方向朝向所述连接件弯曲。 [0016] 在一些可能的实施方案中，所述扇叶与所述转轴的轴线之间具有夹角，所述夹角为45°～75°。 [0017] 在一些可能的实施方案中，所述限位组件包括棘轮和棘爪机构； [0018] 所述连接件朝向所述上盖的一侧设有凹槽，所述棘轮固定于所述凹槽的中部，且所述棘轮的顶端突出于所述凹槽； [0019] 所述棘爪机构固定于所述上盖，当所述上盖盖合于所述底壳时，所述棘轮与所述棘爪机构抵接，所述棘爪机构用于限制所述棘轮沿飞行器的机翼表面的层流气流方向转动。 [0020] 在一些可能的实施方案中，所述独立摩擦层固定于所述凹槽的内壁，所述电极对和所述介电摩擦组位于所述上盖朝向所述底壳的一侧，当所述上盖盖合于所述底壳时，所述电极对和所述介电摩擦层位于所述凹槽内。 [0021] 在一些可能的实施方案中，所述转轴通过轴承与所述底壳连接。 [0022] 在一些可能的实施方案中，所述独立摩擦层、所述电极对和所述介电摩擦组分别为两个，两个所述独立摩擦层对称设置且间隔设置，两个所述电极对和两个所述介电摩擦组分别与两个所述独立摩擦层对应设置； [0023] 两个所述电极对的两个所述第一电极之间通过第一铜线连接，两个所述电极对的两个所述第二电极之间通过第二铜线连接。 [0024] 在一些可能的实施方案中，两个所述第一电极对称设置，两个所述第二电极对称设置。 [0025] 第二方面，本申请提供一种飞行器失速传感系统，包括飞行器以及多个如第一方面中任一可能的实施方案中所述的飞行器失速传感单元； [0026] 多个所述飞行器失速传感单元沿所述机翼的弦线方向排列安装于所述飞行器的机翼翼面，且其中一个所述飞行器失速传感单元靠近所述机翼的尾部位置。附图说明 [0027] 图1a为飞行器处于平飞状态下机翼翼面的气流状态的示意图； [0028] 图1b为飞行器处于失速状态下机翼翼面的气流状态的示意图； [0029] 图2为本申请实施例中飞行器失速传感单元的一种爆炸结构示意图； [0030] 图3为本申请实施例中摩擦发电单元的一种结构示意图； [0031] 图4为本申请实施中飞行器失速传感单元安装于机翼翼面的结构示意图； [0032] 图5为本申请实施例中飞行器失速传感单元的信号输出示意图。 [0033] 图中： [0034] 10‑飞行器失速传感单元；20‑机翼；100‑壳体；110‑底壳；111‑止挡部；120‑上盖；121‑开口；122‑容纳孔；200‑旋转单元；210‑转轴；220‑连接件；221‑凹槽；230‑扇叶；300‑摩擦发电单元；310‑独立摩擦层；320‑电极对；321‑第一电极；322‑第二电极；330‑介电摩擦组；331‑第一介电摩擦层；331a‑摩擦段；331b‑连接段；332‑第二介电摩擦层；340‑第一铜线；350‑第二铜线；400‑限位组件；410‑棘轮；411‑棘齿；420‑棘爪机构；421‑限位面；500‑轴承。具体实施方式 [0035] 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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。 [0036] 参考图1a和图1b，图1a示意为飞行器处于平飞状态下机翼翼面的气流状态，图1b示意为飞行器处于失速状态下机翼翼面的气流状态。如图1a所示，在平飞状态下，飞行器机翼翼面的层流气流由于康达效应贴覆在机翼的上表面。如图1b所示，当飞行器攻角过大时，机翼翼面出现气流分离，在此状态下，机翼尾部出现回流(如图1b中标号2所指的气流)，回流气流方向与层流气流方向相反。 [0037] 参考图2，本申请实施例中的飞行器失速传感单元10包括壳体100、旋转单元200、摩擦发电单元300以及限位组件400，其中，壳体100的内部具有容纳空间，旋转单元200、摩擦发电单元300以及限位组件400均设置于壳体100的内部。壳体100可包括底壳110和上盖120，上盖120可盖合于底壳110。示例性地，底壳110与上盖120之间为可拆卸式连接的连接形式，以便于在后期可将上盖120拆卸，对壳体100内的部件例如旋转单元200、摩擦发电单元300等部件进行维修更换。 [0038] 继续参考图2，旋转单元200包括转轴210、连接件220以及多个扇叶230，转轴210的一端连接于底壳110的底部，另一端连接于连接件220，转轴210的轴线方向可视为垂直于飞行器的机翼翼面的层流气流方向。连接件220为圆柱状结构，多个扇叶230绕连接件220的周向连接于连接件220的表面。转轴210可相对壳体100绕自身轴线，以带动扇叶230相对壳体100绕转轴210的轴线转动，也即，旋转单元200整体可沿飞行器的机翼翼面的层流气流方向(X方向)或回流气流方向(Y方向)转动。 [0039] 进一步地，如图2所示，旋转单元200通过限位组件400与上盖120连接，具体的，限位组件400包括棘轮410和棘爪机构420，棘轮410与旋转单元200固定连接，棘爪机构420与上盖120固定连接。连接件220朝向上盖120的一侧设有凹槽221，棘轮410可固定连接于凹槽221的中部，并且，棘轮410的轴线可与转轴210的轴线重合。棘轮410包括沿周向布置的多个棘齿411，每一个棘齿411可朝向飞行器的机翼翼面的层流气流方向朝向棘轮410的中心轴线弯曲，同时，棘爪机构420设有限位面421，棘轮410的其中一个棘齿411与限位面421抵接，从而限制棘轮410相对棘爪机构420沿飞行器的机翼翼面的层流气流方向转动。而由于棘轮 410与旋转单元200固定连接，棘爪机构420与上盖120固定连接，棘轮410与棘爪机构420之间的抵接状态可用于限制旋转单元200相对壳体100转动。 [0040] 另外，棘爪机构420朝向棘轮410的表面为弧形表面，并且，该棘爪机构420沿飞行器的机翼翼面的回流气流方向朝向棘轮410的中心轴线弯曲，也就是说，棘爪机构420与棘齿411之间沿相反的方向延伸。当棘轮410相对棘爪机构420沿飞行器的机翼翼面的回流气流方向转动时，棘爪机构420对棘轮410不会起到限制的作用。换句话说，本实施例中的旋转单元200在限位组件400的作用下，无法沿飞行器的机翼翼面的层流气流方向(X方向)转动，但能够沿飞行器的机翼翼面的回流气流方向(Y方向)转动。 [0041] 一并参考图2和图3，摩擦发电单元300包括独立摩擦层310、电极对320以及介电摩擦组330，其中，独立摩擦层310固定于旋转单元200，电极对320和介电摩擦组330固定于上盖120朝向底壳110的一侧。具体的，电极对320可包括第一电极321和第二电极322，第一电极321与第二电极322之间间隔设置，介电摩擦组330包括第一介电摩擦层331和第二介电摩擦层332，第一介电摩擦层331和第二介电摩擦层332之间间隔设置。第一介电摩擦层331可与第一电极321固定连接，并且，第一介电摩擦层331位于第一电极321与独立摩擦层310之间。类似的，第二介电摩擦层332可与第二电极322固定连接，并且，第二介电摩擦层332位于第二电极322与独立摩擦层310之间。 [0042] 如前所述，棘轮410位于凹槽221的中部，这样可使得棘轮410与凹槽221的侧壁之间保持一定的空间。独立摩擦层310可固定贴附于凹槽221的内壁，当上盖120盖合于底壳110时，电极对320以及介电摩擦组330也能够伸入进棘轮410与凹槽221的内壁之间的空间，并且，介电摩擦组330与独立摩擦组之间接触。当旋转单元200相对壳体100转动时，独立摩擦层310相对介电摩擦组330滑动，从而能够产生电信号。 [0043] 继续参考图2，上盖120设有开口121，该开口121可用于将壳体100的内部与外部连通。当本实施例中的飞行器失速传感单元10安装于飞行器的机翼翼面时，外部的气流能够进入壳体100的内部。当飞行器处于平飞状态时，壳体100内部的气流方向与机翼翼面的层流气流方向相同，这时，扇叶230具有沿机翼翼面的层流气流方向转动的趋势，但在棘轮410和棘爪机构420的限位作用下，扇叶230与壳体100之间保持相对固定，摩擦发电单元300不产生电信号。当飞行器处于失速状态时，壳体100内部的气流方向与机翼翼面的回流气流方向相同，这时，扇叶230相对壳体100沿机翼翼面的回流气流方向转动，摩擦发电单元300产生电信号。 [0044] 应当理解的，本实施例中的飞行器失速传感单元10，通过利用旋转单元200、限位组件400以及摩擦发电单元300，在飞行器处于失速状态下通过获取摩擦发电单元300产生的电信号，从而能够快速判断飞行器是否处于失速状态。另外，由于摩擦发电单元300能够自发电，使得飞行器失速传感单元10兼具失速传感和电源的作用，不需要对飞行器额外增加用电模块，还有利于实现飞行器的轻量化设计。 [0045] 继续参考图2，转轴210与底壳110的底部之间可通过轴承500连接，还可减少扇叶230旋转时与底座之间的摩擦，从而使得扇叶230旋转时产生的电信号变化更加灵敏，进而提高检测的精确度。 [0046] 进一步地，每一个扇叶230的一端固定连接于连接件220，另一端可沿飞行器的机翼翼面的层流气流方向朝向棘轮410弯曲，这样，当外部的回流气流进入壳体100时，能够更加便于驱动扇叶230旋转。此外，每一个扇叶230与转轴210的轴线方向之间还可设置一定的夹角，该夹角可以在45°～75°，以增加扇叶230与回流气流之间的接触面积，这样就能够在较小的回流气流作用下驱动扇叶230旋转，从而能够更加快速判断出飞行器处于失速状态，以此来提高检测的精确度。 [0047] 如图3所示，独立摩擦层310可以为两个，两个独立摩擦层310可对称且间隔设置，并且，两个独立摩擦层310还可绕连接件220的内壁的周向布置。对应的，电极对320和介电摩擦组330也分别为两对，也就是说，第一电极321、第二电极322、第一介电摩擦层331和第二介电摩擦层332均为两个。其中一个第一电极321、一个第一介电摩擦层331、一个第二电极322、一个第二介电摩擦层332与其中一个独立摩擦层310组成一个摩擦发电结构，并且，两个第一电极321之间通过第一铜线340连接，两个第二电极322之间通过第二铜线350连接。在本实施例中，两个摩擦发电结构组成了摩擦发电单元300，两个摩擦发电结构产生的电信号通过叠加，能够增加电信号的数量，以及更加灵敏地反应出电信号的变化，从而更加便于判断飞行器是否失速。 [0048] 值得注意的是，本实施例中的独立摩擦层310的数量并不限于为一个或两个，在其它一些实施例中，独立摩擦层310的数量也可以为三个、四个，等等，对应的，电极对320和介电摩擦组330的数量与独立摩擦层310的数量相同。应当理解的是，在空间有限的前提下，通过增加独立摩擦层310的数量，能够增加电信号的数量以增大电流，以便于更加直观地通过电信号判断飞行器失速的状态。 [0049] 继续参考图3，以其中一组第一电极321和第一介电摩擦层331为例，第一介电摩擦层331包括用于与独立摩擦层310滑动摩擦接触的摩擦段331a和朝向两个独立摩擦层310中间弯折并延伸的连接段331b，第一介电摩擦层331可通过连接段331b与上盖120进行连接。这样，通过将第一介电摩擦层331的一部分朝向中部弯折，在保证第一介电摩擦层331与上盖120固定效果良好的同时，还能够保证第一介电摩擦层331与独立摩擦层310的接触面积足够，从而能够产生更多的电信号。 [0050] 类似的，第二介电摩擦层332的一部分也朝向中部弯折，以保证第二介电摩擦层332不仅与上盖120固定效果良好，还与独立摩擦层310的接触面积足够。在本实施例中，每一个第一电极321的长度和第一介电摩擦层331的长度相同，第二电极322的长度和第二介电摩擦层332的长度相同，也就是说，第一电极321和第二电极322的一部分也朝向中部弯折，这样可便于两个第一电极321之间的连接，以及两个第二电极322之间的连接。 [0051] 此外，两个第一电极321也可以棘轮410的轴线为对称轴对称设置，两个第二电极322也可以棘轮410的轴线为对称轴对称设置，这样可使得各电极之间互不干涉。并且，第一电极321和第二电极322交错设置，当扇叶230转动时，无论扇叶230转动到什么程度，都可以保证每一个独立摩擦层310与一个第一介电摩擦层331和一个第二介电摩擦层332之间滑动摩擦。 [0052] 结合图2和图3，两个第一电极321和第二电极322之间围设形成用于穿过棘轮410的空间，上盖120的中部还设有用于容纳棘轮410的容纳孔122，棘爪机构420可设置于容纳孔122的内壁。棘轮410突出于凹槽221，当上盖120盖合于底壳110时，棘轮410的一部分位于容纳孔122内，并与棘爪机构420抵接。 [0053] 此外，底壳110的侧壁还可设置周向布置的止挡部111，上盖120与底壳110盖合时，上盖120朝向底壳110的一侧与止挡部111抵接，并且，上盖120的外表面与底壳110的内壁抵接，以此保证上盖120与底壳110之间连接的稳定性。 [0054] 在本实施例中，多个扇叶230沿连接件220的周向均匀分布，扇叶230的数量不限，例如图2所示的，扇叶230可以为8个，应当理解的，在扇叶230的面积一定时，通过增加扇叶230的数量，能够增加多个扇叶230整体与回流气流的接触面积。并且，各扇叶230远离连接件220一端围设的圆的直径最小为30mm，以保证扇叶230与回流气流的接触面积。 [0055] 棘轮410的每一个棘齿411部分的高度为6mm～10mm，齿顶圆直径为11mm～18mm，以保证棘齿411与棘爪机构420的有足够的抵接面积，保证飞行器在平飞状态时，棘齿411无法相对棘爪机构420转动。 [0056] 壳体100的外径为46mm～70mm，底壳110的侧壁的厚度为7mm～10mm，底壳110的侧壁的高度为4mm～7mm，上盖120的厚度为2mm～5mm，底壳110的底部的厚度为1mm～2mm，如此，通过上述尺寸设计，可尽量减小飞行器失速传感单元10的整体尺寸，从而便于实现小型化设计，在将飞行器失速传感单元10安装于小型无人飞行器上时，不会对飞行器的重量造成太大的影响。 [0057] 进一步地，独立摩擦层310的材料可以为聚酰胺，其宽度为2mm～6mm，长度为10mm～20mm，厚度为10μm～100μm。第一介电摩擦层331和第二介电摩擦层332的材料可以为氟化乙烯丙烯共聚物材料，其宽度为2mm～6mm，长度为10mm～20mm，厚度为10μm～100μm。第一电极321和第二电极322的材料可以为铜等金属导电材料，其宽度为2mm～6mm，长度为10mm～20mm，厚度为10μm～100μm。第一电极321可通过氟化乙烯丙烯共聚物材料的背胶贴附于第一介电摩擦层331，第二电极322可通过氟化乙烯丙烯共聚物材料的背胶贴附于第二介电摩擦层332。 [0058] 壳体100和扇叶230的材料可以为聚乳酸、敏树脂等高聚物材料、航空塑料以及金属等材料中的其中一种，以保证在飞行器飞行的过程中，壳体100和扇叶230不会因为气流而被损坏。 [0059] 基于同一发明构思，本申请实施例还可提供一种飞行器失速传感系统，结合图4，该系统可包括飞行器以及如本申请实施例中所描述的飞行器失速传感单元10。飞行器包括机翼20，飞行器失速传感单元10为多个，多个飞行器失速传感单元10安装于机翼20翼面，其中一个飞行器失速传感单元10位于靠近机翼20的尾部位置，并且，多个飞行器失速传感单元10沿机翼20的弦线方向布置。 [0060] 结合图5，飞行器失速传感单元10还包括控制单元，该控制单元与每一个飞行器失速传感单元10信号连接，以用于接收每一个飞行器失速传感单元10产生的电信号，通过对电信号进行处理，以及根据飞行器飞行状态的进一步分析，就可以得到飞行器表面的气流分离状态以达到失速监测的目的。 [0061] 示例性地，在飞行器出现轻度失速时，位于机翼20尾部的飞行器失速传感单元10的扇叶230开始旋转，而安装在距离尾部较远位置的飞行器失速传感单元10的扇叶230未旋转，则说明气流分离还仅存在于机翼20尾部部分。当飞行器攻角继续增加时，距离位于较远位置的飞行器失速传感单元10的扇叶230开始旋转。由此，通过设置多个飞行器失速传感单元10能够对转捩点位置进行大致监测，达到失速程度检测的目的。进而能够在飞行器由于环境影响或者操作员操作不当导致飞行器攻角过大发生失速时，对操作员发出相应预警，提醒操作员目前飞行器处于轻度失速或深度失速等具体失速状态，引导操作员尽快做出相应操作，以保障飞行器的飞行安全。 [0062] 显然，本领域的技术人员可以对本发明实施例进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。