CN115195988A - 一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，包括机头、机身、机尾和呈下单翼布局的机翼，其中，所述机身包括机身前段、机身中段和机身后段，所述机身中段包括上半部分的中心体和下半部分的机舱，所述中心体截面向机尾方向收缩，使整个无人机呈现流线；机舱内安装有进气装置、涵道风扇和排气装置，机头两侧平滑过渡至机身中段，进气装置后唇口与机身平滑连接，引导气流沿机身进入所述进气装置内，涵道风扇位于中心体下方且沿机身流向布置，在垂直起降、过渡飞行和高速平飞时气驱动风扇所需的气流沿机身两侧以不同方式进入进气装置，涵道风扇在所有飞行状态下都工作，为无人机提供合适的推力和升力，没有多余死重。
Description
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，具体为一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局。
背景技术
具备矢量推进能力的垂直/短距起降飞行器是未来航空器发展的重要趋势之一。垂直起降技术能使飞行器减少甚至完全摆脱对跑道的依赖，可以大大降低飞行器对起降区域的设施要求。因此，垂直起降飞行器相对于常规起降飞行器而言具有更强的工作区域适应能力，其在起降区域小和地形环境复杂的条件下具有很大的应用空间，但常规旋翼垂直起降飞行器在垂直起降和平飞时均由旋翼提供升力和推力，导致耗油率很高。固定翼飞行器有大升阻比的机翼，主要升力来自机翼与空气的相对运动，基于这个原理固定翼飞行器具有飞行速度快、航程远、油耗小等特点。但常规固定翼飞行器需要很大的起飞速度，所以对起降跑道长度要求较高。
常规固定翼垂直起降飞行器的动力装置有升力风扇、涵道风扇、倾转旋翼和直接喷流几种形式。其中，瑞安公司的XV-5验证机它采用的是机翼布置升力风扇，飞机利用风扇产生的升力实现垂直起飞，成功验证了利用升力风扇布置在机翼上的固定翼垂直起降飞行器的可行性。不过XV-5验证机需要继续加大起飞重量的话，需要加大风扇直径，导致机翼面积和长度也得变大，从而需要增厚机翼增加强度，为了符合空气动力学要求大机翼头部更厚以获得更大升力，但同时增加了飞行阻力和带来了更大的结构尺寸代价；此外美国采用升力风扇的F-35B“联合攻击战斗机”的主发动机和前置升力风扇组合式动力***是目前同类设计中综合性能最好的。成功验证了机翼和机身共同布置升力风扇这种布局的可行性，但是由于升力风扇在高速巡航时不工作，导致升力风扇飞行器在巡航状态的死重较大，机翼和机身共同布置升力风扇占用过多飞机空间，导致有效载荷小。
综上所述可以看出，机翼布置升力风扇为了获得大的起飞重量，会导致过大的结构尺寸。而机翼和机身共同布置升力风扇会占用过多的飞机空间并在平飞时存在死重问题。所以急需一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局来解决上述问题。
发明内容
本发明提供一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，来解决上述现有技术中存在的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，包括机头、机身、机尾和呈下单翼布局的机翼，其中，所述机身包括机身前段、机身中段和机身后段，所述机身中段包括上半部分的中心体和下半部分的机舱，所述中心体截面向机尾方向收缩，使整个无人机呈现流线；
所述机舱内安装有进气装置、涵道风扇和排气装置，所述机头两侧平滑过渡至机身中段，进气装置后侧唇口与所述机身平滑连接，引导气流沿机身进入所述进气装置内，涵道风扇位于中心体下方且沿机身流向布置。
优选的，所述中心体与进气装置共同形成三维效应实现平飞时进气，其中，在中心两侧安装进气导叶配合进气装置实现高效进气。
优选的，所述涵道风扇与水平呈10度角安装在机舱内，其中，风扇压比为π，空气绝热指数k，气体常数g,空气密度ρ，流量为m，进气压力为Pin，排气压力为Pout，排气速度为V，排气膨胀到大气压P；排气马赫数
推力等于最大起飞重力，由F＝m*V，得出流量，由风扇面积A＝π*d*d/4和流量m＝ρ*V*A，得出风扇直径；由转速公式Rpm＝V*60/(3.14*d)获得转速。
优选的，所述进气装置的进口过渡到圆形出口设有变截面的内通道和唇口，气流经唇口约束进入所述内通道内，其中，进口截面设有沿机身方向上的5度角。
优选的，所述排气装置安装在机舱的后半段，包括过渡段、排气进口、排气出口和导叶，其中，排气装置设有从风扇圆形出口过渡到排气口的过渡段，过渡段的高度为0.3-0.5倍风扇直径，其中，排气口与机身轴线呈14度角，排气可调角度随排气装置安装角度设置，以实现矢量推力；排气进口设置法兰盘用于将其安装在涵道风扇出口，其形状与涵道风扇出口形状一样；排气出口用于安装导叶，其形状为长方形，按排气面积计算其边长，导叶用于改变排气角度，且导叶可调角度按照排气装置安装角设定；
其中，流量公式
排气装置的总压恢复系为δe，且平飞时的δe2比垂直起降时的δe1小，风扇出口面积为Af，风扇出口流量函数为q(Maf)，排气出口面积为Ae，排气出口流量函数为q(Mae)，推出排气面积Ae＝Afq(Maf)/(q(Mae))，将平飞和垂直起降时的气体状态参数代入排气面积计算公式获得垂直起降时Ae1，δe1；平飞时Ae2，δe2。
优选的，所述机翼设有20度后掠角和3-5度上反角，布置在飞机重心位置处。
优选的，所述机身后段从机身中段过渡到机尾，其下半部分配和进气装置后端的唇口使得机身中段到机尾形成流线型，使得无人机的总体飞行阻力低，流场均匀。
优选的，所述机舱底部在重心以后开始以14度角向上翘，直至机身尾部，确保所述排气装置具有一定的安装角。
优选的，所述机身尾部后段用来安装涵道风扇的驱动核心机。
优选的，所述尾翼包含水平尾翼和垂直尾翼，安装于机尾。
与现有技术相比，本发明的有益效果：本发明中，中心体的设计保证了无人机的有效容积，配合边条翼设计，以减小进气装置产生的阻力和保证风扇有足够的进气面积，其中，沿机身流向布置有涵道风扇，在垂直起降、过渡飞行和高速平飞时涵道风扇所需的气流沿机身两侧进入，涵道风扇在所有飞行状态下都工作，为无人机提供合适的推力和升力，没有多余死重；
另外，本发明中，通过进气装置的进口截面有一定的倾斜角度，可以保证垂直起降和高速平飞时的有效进气面积，带有唇口辅助进气，气流在唇口的约束下更好的进入内通道，可以保证垂直起降时各个方向来流可以进入进气装置，也能减弱平飞时的溢流阻力。
本发明中，机翼与涵道风扇均安排在飞机重心附近并采用下单翼布局，提高飞机整体平衡性能和起降性能，并能很好的屏蔽发动机噪音。
本发明中，排气可调角度随排气装置安装角度设置，以实现矢量推力，且排气出口用于安装导叶，导叶用于改变排气角度，可以改变有效排气面积。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。
在附图中：
图1是本发明无人机的结构图；
图2是本发明无人机的主视图；
图3是本发明无人机的侧视图；
图4是本发明无人机的仰视图；
图5是本发明无人机进气装置的结构示意图；
图6是本发明排气装置的结构示意图；
图7是本发明排气装置的俯视图；
图8是本发明无人机垂直起降模态气动流路；
图9是本发明无人机高速平飞模态气动流路；
图中标号：1、机头；2、机身前段；3、中心体；4、涵道风扇；5、进气装置；5-1、唇口；5-2、内通道；6、机身后段；7、垂直尾翼；8、机尾；9、水平尾翼；10、排气装置；10-1、过渡段；10-2、排气进口；10-3、排气出口；10-4、导叶；11、机翼；12、机舱。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例：，如图1-图4所示，一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，包括机头1、机身(机身前段2、中心体3、机身后段6、机舱12)、机尾8和呈下单翼布局的机翼11，整个无人机对称面呈翼型，机体飞行阻力小。其中，机身前段2机身前段为了保证进气装置的高效进气，由机头1过渡到机身中段和机舱12；机身中段分为上半部分的中心体3和下半部分的机舱12。中心体3可以为无人机提供充足的容积，还能兼顾保证垂直起降时进气性能，减小进气装置的流动分离。机舱12内安装有进气装置5、涵道风扇4、排气装置10；机身后段6为涵道风扇4的驱动装置提供了安装空间，无人机设计起飞重量约1吨，设计巡航马赫数约0.8Ma。涵道风扇4在所有飞行状态下都工作，既可以为无人机提供垂直起降的升力又可以提供平飞时的推力，没有多余死重，其中，中心体与进气装置共同形成三维效应实现平飞时进气，在中心两侧安装进气导叶配合进气装置实现高效进气。
参考图1所示，涵道风扇4与水平呈10度角安装在机舱12内，设计压比较低(垂直起降时约π＝1.07)流量较大，根据起飞重量推算出其直径约1米，转速约3500ram(防止叶尖气流超音速)，其配合驱动装置可以以较低油耗获得较大的动力输出。
其中风扇直径推导过程如下：风扇压比为π，空气绝热指数k，气体常数g,空气密度ρ，流量为m，进气压力为Pin，排气压力为Pout，排气速度为V，排气膨胀到大气压P；排气马赫数
一吨起飞重量需要1000Dan的力，两个涵道风扇，平均每个涵道风扇的力F为500Dan，由F＝m*V，得出流量，风扇面积A＝π*d*d/4，由m＝ρ*V*A，得出风扇直径约为1米；设叶尖线速度小于300m/s，有转速公式Rpm＝V*60/(3.14*d)，推出转速约为3500Rpm。
参考图1所示，机翼11翼展为2.7米，机翼11设有20度后掠角和3度上反角，机翼11气动中心在飞机重心略后位置，以保证飞机的静稳定性。尾翼包含水平尾翼9和垂直尾翼7。垂直尾翼7安装于机尾8上方，水平尾翼9安装于机尾8两侧。
其中，根据设计参考资料得出，飞机在0.8Ma巡航速度飞行时机翼11的最佳后掠角在10°-15°。本发明根据重力和升力中心的限制设置机翼11后掠角为20°。为了增加横向稳定性，针对20°后掠角的下单翼的典型上反角值约为3°-7°。因此水平尾翼9安装在机舱12上，布置在飞机重心位置处，并设置3°上反角，在平飞时为飞机提供大部分的升力。
参考图5、图8、图9所示，进气装置5安装在机舱12内，其进口与水平呈5度角。进气装置5包含唇口5-1、内通道5-2，气流经唇口约束进入所述内通道，其总压恢复系数约为0.98，进气流量等于风扇所需流量。在垂直起降状态进气装置依靠唇口、进气导叶和中心体从各个方向吸入空气，排气装置竖直向下排气；利用中心体12遮挡下的三维效应更好地实现平飞时进气，排气装置水平向后排气。后唇口可以减小甚至抑制平飞时进气装置内的流动分离，减小流动损失。
参考图4、图6、图7所示，排气装置10安装在机舱12的后半段，包括过渡段10-1、排气进口10-2、排气出口10-3和导叶10-4，其中，排气装置10设有从风扇圆形出口过渡到排气口的过渡段10-1，过渡段的高度为0.3-0.5倍风扇直径，其中，排气口与机身轴线呈14度角，排气可调角度随排气装置安装角度设置，以实现矢量推力；排气进口10-2设置法兰盘用于将其安装在涵道风扇出口，其形状与涵道风扇出口形状一样；排气出口10-3用于安装导叶10-4，其形状为长方形，按排气面积计算其边长，导叶10-4用于改变排气角度，且导叶可调角度按照排气装置安装角设定。
参考图5所示，机身后段从机身中段过渡到机尾7，其下半部分配和进气装置后端的唇口使得机身中段到机尾形7成流线型，使得无人机的总体飞行阻力低，流场均匀，机身尾部用来安装涵道风扇的驱动核心机，排气出口处的机舱12以14度倾角向上收缩，以保证排气装置10具有一定的安装角，便于气驱动风扇的排气方向的调节。其中，排气面积推导过程如下(下标1表示垂直起降，下标2表示平飞)：流量公式
设排气装置的总压恢复系为δe，且平飞时的δe2比垂直起降时的δe1略小，风扇出口面积为Af，风扇出口流量函数为q(Maf)，排气出口面积为Ae，排气出口流量函数为q(Mae)，推出排气面积Ae＝Afq(Maf)/(q(Mae))。将平飞和垂直起降时的气体状态参数代入排气面积计算公式得出：垂直起降时Ae1＝0.521m2，δe1＝0.985；平飞时Ae2＝0.1794m2，δe2＝0.975。
倾角推导过程：设θ为排气口与水平面的夹角，设排气装置面积为A,推出：垂直起降时Ae1＝Acosθ,平飞时Ae2＝Asinθ，最后解得方程组在[0.6,12]附近的解为A＝0.543m2，θ＝19°。由于θ＝19°时机身收缩太快，综合排气和机身限制，将θ设为14°。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：包括机头、机身、机尾和呈下单翼布局的机翼，其中，所述机身包括机身前段、机身中段和机身后段，所述机身中段包括上半部分的中心体和下半部分的机舱，所述中心体截面向机尾方向收缩，使整个无人机呈现流线型；
所述机舱内安装有进气装置、涵道风扇和排气装置，所述机头两侧平滑过渡至机身中段，进气装置后侧唇口与所述机身平滑连接，引导气流沿机身进入所述进气装置内，涵道风扇位于中心体下方且沿机身流向布置。
2.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述中心体与进气装置共同形成三维效应实现平飞时进气，其中，在中心体两侧安装进气导叶配合进气装置实现高效进气。
3.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述涵道风扇与水平呈10度角安装在机舱内，其中，风扇压比为π，空气绝热指数k，气体常数g,空气密度ρ，流量为m，进气压力为Pin，排气压力为Pout，排气速度为V，排气膨胀到大气压P；排气马赫数
推力等于最大起飞重力，由F＝m*V，得出流量，由风扇面积A＝π*d*d/4和流量m＝ρ*V*A，得出风扇直径；由转速公式Rpm＝V*60/(π*d)获得转速。
4.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述进气装置的进口过渡到圆形出口设有变截面的内通道和唇口，气流经唇口约束进入所述内通道内，其中，进口截面设有沿机身方向上的5度角。
5.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述排气装置安装在机舱的后半段，包括过渡段、排气进口、排气出口和导叶，其中，排气装置设有从风扇圆形出口过渡到排气口的过渡段，过渡段的高度为0.3-0.5倍风扇直径，其中，排气口与机身轴线呈14度角，排气可调角度随排气装置安装角度设置，以实现矢量推力；排气进口设置法兰盘用于将其安装在涵道风扇出口，其形状与涵道风扇出口形状一样；排气出口用于安装导叶，其形状为长方形，按排气面积计算其边长，导叶用于改变排气角度，且导叶可调角度按照排气装置安装角设定；
其中，流量公式
排气装置的总压恢复系为δe，且平飞时的δe2比垂直起降时的δe1小，风扇出口面积为Af，风扇出口流量函数为q(Maf)，排气出口面积为Ae，排气出口流量函数为q(Mae)，推出排气面积Ae＝Afq(Maf)/(q(Mae))，将平飞和垂直起降时的气体状态参数代入排气面积计算公式获得垂直起降时Ae1，δe1；平飞时Ae2，δe2。
6.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述机翼设有20度后掠角和3-5度上反角，布置在飞机重心位置处。
7.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述机身后段从机身中段过渡到机尾，其下半部分配和进气装置后端的唇口使得机身中段到机尾形成流线型，使得无人机的总体飞行阻力低，流场均匀。
8.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述机舱底部在重心以后开始以14度角向上翘，直至机身尾部，确保所述排气装置具有一定的安装角。
9.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述机身后段用来安装涵道风扇的驱动核心机。
10.根据权利要求1所述的一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，其特征在于：所述尾翼包含水平尾翼和垂直尾翼，安装于机尾。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |