CN208746231U - 一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，属于无人飞机范畴，采用尾坐式串列翼布局设计，配合分布式动力涵道***，使得飞行器具备高巡航升阻比。分布式动力涵道***分布在前翼和后翼，前翼全动，使得垂直起降与平飞姿态转换更加安全。分布式动力垂直起降无人机具有能耗低、噪声小、抗风能力强、控制和安全余度高、机动能力好、续航时间长、维护简便的特点。

Description

一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机

技术领域

本实用新型属于无人机领域，具体涉及一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机。

背景技术

常见的无人机主要分为固定翼无人机和旋翼无人机。其中固定翼无人机具有飞行速度快、飞行高度高、巡航时间长等优点，但在起飞和降落时往往需要跑道，或通过辅助装置发射和降落，因而其应用范围有一定限制。旋翼无人机最大的优势在于可垂直起降和空中悬停，并且具有很好的低速机动性能，但其缺点也很明显，主要是效率低，飞行速度慢以及巡航时间短。由此可见，两种形式的无人机各有其优缺点。随着无人机的快速普及和广泛应用，人们对无人机的起降、速度以及航时等性能的要求不断提高，可垂直起降固定翼无人机应运而生。

可垂直起降固定翼无人机既具有固定翼无人机飞行速度快、飞行高度高、巡航时间长等优点，又具有垂直起降和空中悬停的能力，可垂直起降固定翼无人机正在被普遍关注和广泛研究。当前可垂直起降固定翼无人机主要有多旋翼结合固定翼式、倾转旋翼式和尾坐式三种形式。多旋翼结合固定翼式最为简单，直接在固定翼无人机上加装旋翼***为无人机提供垂直动力，以此来实现固定翼无人机的垂直起降和悬停能力，其最大的缺陷是，一旦无人机转为平飞，旋翼***将停止工作，成为无人机额外背负的重量；倾转旋翼式是通过可倾转的旋翼在不同姿态下为无人机提供垂直动力或水平动力，其最大的问题在于，倾转过程控制难度大、可靠性低；尾坐式无人机是一种机尾坐地机头朝上的无人机，起飞时，在动力***升力作用下垂直起飞，在到达一定高度和速度时通过不断拉低机头使无人机转为平飞，降落时，通过拉高机头爬升使机头朝上，然后控制动力***减小升力使无人机垂直降落。

综上所述，尾坐式无人机结合了固定翼无人机和旋翼无人机的优点，同时又不存在背负额外重量的问题，也无需做复杂的倾转过程控制，但是，现有技术中，尾坐式无人机其独特的形式也给其带来了特定的问题，主要是在垂直飞行和过渡飞行模式下，飞行速度较慢，从而导致舵面操纵效率低，抗风性差的问题，另外还存在同为旋翼机问题：噪声大，效率较低，安全性较差。

实用新型内容

针对上述问题，本实用新型提出一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，用于解决尾坐式无人机在垂直飞行和过渡飞行模式下舵面操纵效率低、抗风性差和旋翼机噪声大、旋翼效率低，安全性差的问题。

为解决上述技术问题，本实用新型的技术方案为：

一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，包括机身、前翼、后翼、垂尾及起落架；

所述机身前端上表面设有进气道，所述机身后部上表面设有排气口；所述前翼为全动机翼，所述前翼由左前翼与右前翼构成，所述左前翼包括第一外壳、转动轴及前翼舵面；所述第一外壳上端为第一上翼，所述第一外壳下端为第一下翼，所述第一外壳左右侧面为第一挡板，所述转动轴一端固定在第一下翼右端，另一端固定在机身上部对接；所述第一上翼固定有所述前翼舵面，所述第一下翼相对位置处固定有所述前翼舵面；所述右前翼与左前翼之间呈对称设置；

所述后翼由左后翼与右后翼构成，所述左后翼固定在机身后部下侧，所述左后翼包括第二外壳及后翼舵面；所述第二外壳上端为第二上翼，所述第二外壳下端为第二下翼，所述第二外壳左右侧面为第二挡板，所述第二上翼固定有所述后翼舵面，所述第二下翼相对位置处固定有所述后翼舵面；所述右后翼与左后翼之间呈对称设置；所述第一外壳与第二外壳中均设有涵道动力***；

所述垂尾包括左侧垂尾及右侧垂尾，所述左侧垂尾与右侧垂尾为对称设置的后掠翼，所述左侧垂尾固定在后翼上端左部，所述右侧垂尾固定在后翼上端右部，所述左侧垂尾及右侧垂尾均沿后翼中心线上下对称设置；所述垂尾末端梢部固定有起落架。

作为本方案的进一步改进，所述前翼的安装高度大于后翼的安装高度。

作为本方案的进一步改进，所述起落架为轮式起落架。

作为本方案的进一步改进，所述机身呈流线型形状。

作为本方案的进一步改进，所述后翼翼型为厚翼型。

作为本方案的进一步改进，所述涵道动力***由螺旋桨、整流罩、电机固定架及电机构成；所述电机固定架两端均安装在第一挡板及第二挡板上，所述电机固定在电机固定架前侧，所述电机的电机轴与所述螺旋桨固定，所述整流罩固定在螺旋桨前侧。

采用上述技术方案，本实用新型的有益效果为：前翼为全动机翼，配合动力***及飞行控制***可有效解决尾坐式无人机在垂直飞行和过渡飞行模式下舵面操纵效率低、抗风性差的问题，并提高了无人机的机动性能；同时由于采用涵道包裹设计和尾坐式起降，本飞行器没有任何裸露的螺旋桨或危险的活动机构，因涡轴发动机的排气流经过后翼气流扩展后已经大幅降温，没有高温热气体排放，不会对地面或者舰上人员、天线等造成意外伤害，具有很好的安全性；另外分布式动力***，分布在前翼和后翼可有效提高升力特性，增加续航时间，而且控制更加灵活，有较高的安全余度；多个涵道动力和控制舵面的分布式设计，使得对垂尾的需求弱化，不需要方向舵即可实现航向机动。

附图说明

图1为本实施例中分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机立体示意图；

图2为本实施例中分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机前视示意图；

图3为本实施例中分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机俯视示意图；

图4为本实施例中第一涵道动力***与第二涵道动力***结构示意图。

图中，1-机身，2-进气道，3-前翼，4-垂尾，5-起落架，6-后翼，7-排气口，8-涵道动力***，3-1-第一上翼，3-2-第一下翼，3-3-前翼舵面，3-4-转动轴，6-1-第二上翼，6-2-第二下翼，6-3-后翼舵面，8-1-螺旋桨，8-2-整流罩，8-3-电机固定架，8-4-电机。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本实用新型，但并不构成对本实用新型的限定。此外，下面所描述的本实用新型各个实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1至图4所示，一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，包括机身1、前翼3、后翼6、垂尾4及起落架5；

所述机身1前端上表面设有进气道2，所述机身1后部上表面设有排气口7；所述前翼3为全动机翼，所述前翼3由左前翼与右前翼构成，所述左前翼包括第一外壳、转动轴3-4及前翼舵面3-3；所述第一外壳上端为第一上翼3-1，所述第一外壳下端为第一下翼3-2，所述第一外壳左右侧面为第一挡板，所述转动轴3-4一端固定在第一下翼3-2右端，另一端固定在机身1上部对接；所述第一上翼3-1固定有所述前翼舵面3-3，所述第一下翼3-2相对位置处固定有所述前翼舵面3-3；所述右前翼与左前翼之间呈对称设置；

所述后翼6由左后翼与右后翼构成，所述左后翼固定在机身1后部下侧，所述左后翼包括第二外壳及后翼舵面6-3；所述第二外壳上端为第二上翼6-1，所述第二外壳下端为第二下翼6-2，所述第二外壳左右侧面为第二挡板，所述第二上翼6-1固定有所述后翼舵面6-3，所述第二下翼6-2相对位置处固定有所述后翼舵面6-3；所述右后翼与左后翼之间呈对称设置；所述第一外壳与第二外壳中均设有涵道动力***8；

所述垂尾4包括左侧垂尾及右侧垂尾，所述左侧垂尾与右侧垂尾为对称设置的后掠翼，所述左侧垂尾固定在后翼6上端左部，所述右侧垂尾固定在后翼6上端右部，所述左侧垂尾及右侧垂尾均沿后翼6中心线上下对称设置；所述垂尾4末端梢部固定有起落架5。

本实用新型以油电混合动力为例，采用油动发动机进行改装，带动3台发电机，配合锂电池，实现串联式混合动力推进。

机身1采用由低到高的流线型机身，油动发动机安装在机体内，进气道2位于机身1前端的上表面，排气口7布置于机身1后部上表面，延伸到第二上翼6-1和第二下翼6-2之间，发动机气体排出后，温度会经过后翼6气流扩展，从而大幅度降低。

前翼3为全动机翼，通过旋转轴3-4与机身1对接，可应对强突风，也可增加垂直起降到平飞过渡模式安全性，翼型选用NACA2412，在前翼3部署6台小型涵道螺旋桨动力***，各涵道螺旋桨后面均带有前翼舵面3-3。

后翼6翼型选用较厚翼型NACA2418，可用作储油油箱，在后翼6部署20台小型涵道螺旋桨动力***,各涵道螺旋桨后面均带有后翼舵面6-3，后翼6展向比例0.5处安装尾坐式垂尾4，垂尾4梢部有4个具备缓冲能力的轮式起落架5，用于起降时支撑机体和减小冲击载荷。

前翼舵面3-3实现升降舵功能，后翼舵面6-3可独立控制实现襟翼和副翼的功能。

垂尾4为尾坐式垂尾，单个垂尾4分两段翼，内段前缘后掠角25°，外段前缘后掠角21°，垂尾4梢部的轮式起落架5形成的四点式起落装置应保证防侧翻角在50°以内。

航向控制通过调整后翼6的涵道风扇推力分布或调整涵道间的方向舵实现，并且所有涵道风扇均可以通过控制***调整以提供不同的推力，配合分布式控制的舵面，具备多种特殊机动能力，适应各种复杂工况要求。

过渡飞行模式下，通过控制前翼3旋转，形成变矢量动力，配合后翼舵面6-3的控制，来实现无人机的前倾和后仰运动安全过渡。具体过程为：垂直转平飞过程，在到达一定高度和速度时通过不断拉低机头使无人机转为平飞；平飞转垂直过程通过拉高机头爬升使机头朝上，然后使无人机转为垂直飞行。

所述动力***，当需要多个动力***时，可以将多个外壳依次通过螺钉固定后添加涵道动力***8，采用油电混合动力，由油动发动机带动发电机发电，配合电池***为多个小型化的涵道螺旋桨提供电能，也可采用纯电动力，用高能电池直接提供电能。由于目前电池相比油的能量密度普遍偏低，所以此处选用油电混合动力，但不限于混合动力；多个小型化的电动机功重比明显大于单个的大型电动机，使得飞行器动力***重量可以减轻，并且可以加速机翼的气流，使得整个机翼的升力特性大幅提高，从而使飞行器需要的机翼面积相比常规设计减小50％，降低摩擦阻力和机翼重量；由于采用涵道包裹设计和尾坐式起降，本飞行器没有任何裸露的螺旋桨或危险的活动机构，没有高温热气体排放(涡轴发动机的排气流经过后翼气流扩展后已经大幅降温)，不会对地面或者舰上人员、天线等造成意外伤害，具有很好的安全性，其中涵道螺旋桨数量可根据需求来定。多个涵道动力和控制舵面的分布式设计，使得对垂尾的需求弱化，不需要方向舵即可实现航向机动；涵道电动机根据需要可以设计为发电/电动机，在飞机下降和减速的时候，可以切换为发电模式；飞行器起降的时候，电力***提供能量开足马力满足螺旋桨的动力需求。即使在特殊情况下发动机突然停车，电池***有足够的能量储备继续供电运行，可以等待发动机重新启动；或者在遇到燃油发动机严重故障不能启动的时候仍然可以继续运行一段时间。

无人机的航向控制通过调整后翼的涵道风扇推力分布或调整涵道间的方向舵实现，并且所有涵道风扇均可以通过控制***调整以提供不同的推力，配合分布式控制的舵面，具备多种特殊机动能力，适应各种复杂工况要求。

以上结合附图对本实用新型的实施方式作了详细说明，但本实用新型不限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本实用新型原理和精神的情况下，对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变型，仍落入本实用新型的保护范围内。

Claims (6)

1.一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，其特征在于：包括机身(1)、前翼(3)、后翼(6)、垂尾(4)及起落架(5)；

所述机身(1)前端上表面设有进气道(2)，所述机身(1)后部上表面设有排气口(7)；所述前翼(3)为全动机翼，所述前翼(3)由左前翼与右前翼构成，所述左前翼包括第一外壳、转动轴(3-4)及前翼舵面(3-3)；所述第一外壳上端为第一上翼(3-1)，所述第一外壳下端为第一下翼(3-2)，所述第一外壳左右侧面为第一挡板，所述转动轴(3-4)一端固定在第一下翼(3-2)右端，另一端固定在机身(1)上部对接；所述第一上翼(3-1)固定有所述前翼舵面(3-3)，所述第一下翼(3-2)相对位置处固定有所述前翼舵面(3-3)；所述右前翼与左前翼之间呈对称设置；

所述后翼(6)由左后翼与右后翼构成，所述左后翼固定在机身(1)后部下侧，所述左后翼包括第二外壳及后翼舵面(6-3)；所述第二外壳上端为第二上翼(6-1)，所述第二外壳下端为第二下翼(6-2)，所述第二外壳左右侧面为第二挡板，所述第二上翼(6-1)固定有所述后翼舵面(6-3)，所述第二下翼(6-2)相对位置处固定有所述后翼舵面(6-3)；所述右后翼与左后翼之间呈对称设置；所述第一外壳与第二外壳中均设有涵道动力***(8)；

所述垂尾(4)包括左侧垂尾及右侧垂尾，所述左侧垂尾与右侧垂尾为对称设置的后掠翼，所述左侧垂尾固定在后翼(6)上端左部，所述右侧垂尾固定在后翼(6)上端右部，所述左侧垂尾及右侧垂尾均沿后翼(6)中心线上下对称设置；所述垂尾(4)末端梢部固定有起落架(5)。

2.根据权利要求1所述的一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，其特征在于：所述前翼(3)的安装高度大于后翼(6)的安装高度。

3.根据权利要求1所述的一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，其特征在于：所述起落架(5)为轮式起落架。

4.根据权利要求1所述的一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，其特征在于：所述机身(1)呈流线型形状。

5.根据权利要求1所述的一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，其特征在于：所述后翼(6)翼型为厚翼型。

6.根据权利要求1所述的一种分布式涵道螺旋桨动力垂直起降无人机，其特征在于：所述涵道动力***(8)由螺旋桨(8-1)、整流罩(8-2)、电机固定架(8-3)及电机(8-4)构成；所述电机固定架(8-3)两端均安装在第一挡板及第二挡板上，所述电机(8-4)固定在电机固定架(8-3)前侧，所述电机(8-4)的电机轴与所述螺旋桨(8-1)固定，所述整流罩(8-2)固定在螺旋桨(8-1)前侧。