一种倾转涵道动力无人飞行器制造技术

一种倾转涵道动力无人飞行器，包括机身、机翼、V型尾翼、主倾转涵道风扇、辅助倾转涵道风扇。机翼安装在机身的两侧，主倾转涵道风扇安装在机翼远离机身的一端，机身的尾部上方安装尾翼，呈“V”字型，机身尾部的后端缘安装有辅助倾转涵道风扇。主倾转涵道风扇可绕机翼轴线进行旋转。辅助倾转涵道风扇可绕连杆进行旋转。实现垂直以及短距离起降，大大节约起飞降落成本；涵道相对于传统的螺旋桨噪音低，隐蔽性好；垂直起飞后转成平飞状态，可以极大地减少飞行所需时间，节省成本；相对现有的旋翼飞行器，大大提高了飞行安全性、用户的使用安全性及对周边人群的安全性；对于现有的倾转旋翼飞行器，大大提升了载重能力。

【技术实现步骤摘要】
一种倾转涵道动力无人飞行器
本专利技术是一种无人飞行器，属于飞行
技术背景倾转涵道无人机是一种既能像直升机那样垂直起飞降落，又能像固定翼飞机那样进行水平方向上的高速飞行的新型飞行器，兼具无人直升机和固定翼无人机的优点。倾转涵道无人机，顾名思义就是安装有可以旋转角度的涵道风扇的无人飞行器。在垂直起飞和降落的时候，涵道风扇偏转成竖直向上的姿态，涵道风扇向下吹风，从而为整机提供升力以用于起飞和降落。而在执行任务的时候，切换至平飞模式，涵道风扇偏转至其轴线与飞机机身主轴线平行，涵道风扇向后吹风提供推力。现有的倾转涵道无人机其实并不多，更多的是倾转旋翼或者固定翼涵道无人机。中国直升机设计研究所曾设计过一款倾转涵道无人机，其原理是在垂直起飞降落阶段，尾部涵道风扇和机翼中部的两个涵道风扇均向下吹风，而在平飞阶段，机翼中部的两个涵道风扇停止转动，尾部的涵道风扇偏转至水平，提供推力。但是这种飞行器对于机翼结构的破坏很大，严重影响了无人机的有效载重，并且增加了生产、维护成本。在平飞状态下，不动的风扇非但提供不到有利影响，反而徒增重量，而且对空间也是一个极大的浪费。
技术实现思路
为了克服现阶段倾转旋翼无人机的弊端，本专利技术提出了一种涵道后三点式布局的新型倾转涵道无人飞行器。本专利技术实现其功能所采用的技术方案是：一种可倾转涵道无人机，包括机身、机翼、尾翼、主倾转涵道风扇、辅助倾转涵道风扇。主倾转涵道风扇安装在机翼远离机身的一端，辅助涵道风扇安装在机身尾部正后缘。主倾转涵道风扇可绕机翼的轴线旋转，辅助倾转涵道风扇可绕其与机身尾部的连杆旋转。优选地:水平飞行的时候，主倾转涵道风扇轴线与机身轴线平行，辅助涵道风扇轴线与机身轴线平行。这样的优势在于可以使无人机实现水平飞行。优选地：垂直起飞和降落的时候，主倾转涵道风扇与机身轴线垂直，辅助涵道风扇轴线与机身轴线垂直。这样的优势在于可以使无人机实现垂直起飞和降落。优选地：辅助涵道风扇中有一对转速相同，转向相反的桨叶。这样的优势在于两片桨叶产生的力矩大小相同，方向相反，总的力矩为0。优选地：每个倾转涵道风扇都可以单独控制，这样的优势在于无人机倾转过程中可以将主倾转涵道和辅助倾转涵道分两步进行倾转优选地：垂直起降和平飞之间的过渡过程中，首先将辅助倾转涵道风扇偏转，再将主倾转涵道风扇偏转。这样的优势在于整个倾转的过程比较柔和，不容易出现失控的情况。优选地：主倾转涵道风扇尺寸要大于辅助倾转涵道风扇尺寸。这样的优势在于机身尾部的开口不需要很大，机身强度也不会受到太大的影响。优选地：无人机尾翼采用“v”型尾翼，其优势在于为辅助倾转涵道风扇提供了安装空间。本专利技术的有益效果是：解决无人机在起降问题上成本高的难题；解决旋翼飞行器引起的噪音问题；大大降低了旋翼飞行器在飞行过程中的危险性，为无人机自身及周围的人提供了安全保障；良好的起降能力以及优越的平飞性能使其在军事勘察上有着卓越的性能；对于城乡物流、跨海运输，倾转涵道无人机将会是新颖而又实用的工具。附图说明下面结合附图和实施例对本专利技术做进一步说明。图1是本专利技术的无人机整体布局示意图图2是本专利技术垂直起飞和降落状态下无人机的涵道姿态示意图图3是本专利技术过渡状态下无人机的涵道姿态示意图图4是本专利技术水平飞行状态下无人机的涵道姿态示意图附图标记具体实施方案为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例和附图，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。如图1，一种新型倾转涵道无人飞行器，其特征在于：包括机身1、主倾转涵道3、v型尾翼4、辅助倾转涵道风扇5，两个机翼2安装在机身1的两侧，两个尾翼4分别安装在机身尾部两侧偏上方，机翼2远离机身1的一端安装有主倾转涵道风扇3，机身尾端正后缘安装有辅助倾转涵道风扇5，主倾转涵道风扇3可绕机翼2轴向旋转，辅助倾转涵道风扇5可绕机身尾部的轴线(该轴线为辅助倾转涵道风扇5与机身尾部的两个接触点的连线)旋转。当无人机起飞的时候，主倾转涵道风扇3绕着机翼轴线旋转至涵道风扇轴线与机身1轴线垂直的位置，辅助倾转涵道风扇5绕其与机身尾部的连杆旋转至涵道风扇轴线与机身1轴线垂直的位置，如图2。控制主倾转涵道风扇3和辅助倾转涵道风扇5中的风扇转速，使其稳定向地面吹出气流，产生升力，从而达到垂直起飞。当无人机起飞到一定高度的时候，开始进入由垂直转平飞的过渡阶段。首先控制辅助倾转涵道风扇5绕着两岸平稳偏转角度，如图3。由于辅助倾转涵道风扇5的轴线不再与机身1轴线垂直，而是产生了一定的夹角，因此辅助倾转涵道风扇5所吹出来的气流方向也不再垂直于地面，而是相对于无人机的后下方。此时，飞机具有了一定的推力，开始在水平方向上有了速度，机翼2逐渐开始产生升力，但与此同时，辅助倾转涵道风扇5由于气流方向不再竖直，升力只是气流推力的竖直方向上的分力，又因为飞机的重心位于辅助倾转涵道风扇5之前，所以飞机在竖直平面内会出现“仰头”的现象，会使得飞机失去稳定。为了解决这一问题，地面控制辅助倾转涵道风扇5的桨叶转速，使其增加，总的气流喷射速度增加，气流反推力增大，用来弥补竖直方向上的升力不足问题，并且同时增大了水平方向上的推力，进一步推进向平飞阶段的过渡。待辅助倾转涵道风扇5旋转至其轴线与机身1轴线平行后，辅助倾转涵道风扇5便可以为无人机提供向后的推力，此时，无人机已经可以达到一定的速度，机翼2可以产生不小的升力，主倾转涵道风扇3开始绕着机翼2的轴线旋转。在主倾转涵道风扇3倾转的过程中，同样会产生涵道风扇升力下降的现象，同样可以通过控制主倾转涵道风扇3的风扇转速来维持升力平衡，如果升力足够便不需要(因为此时飞机已经有比较大的平飞速度，由机翼2产生的升力有可能已经足够平衡重力)。待主倾转涵道风扇3旋转至其轴线与机身1轴线平行后，飞机正式进入平飞状态，以全动力的状态进行水平飞行，执行飞行任务，如图4。任务执行完毕，开始进入着陆阶段。在到达降落点之前就开始控制主倾转涵道风扇3绕着机翼2的轴线旋转，同时控制辅助倾转涵道风扇5绕其与机身尾部的连杆旋转(因为飞机降落之前本身具有飞行速度，机翼2可以产生足够的升力，和进入平飞时的状态不一样，那时的飞机没有速度，机翼2没有升力)。待主倾转涵道风扇3和辅助倾转涵道风扇5均旋转至它们的轴线与机身1轴线垂直(此过程中打开副翼6来进行减速)，此时已经与传统的四旋翼无人机无异。控制将主倾转涵道风扇3和辅助倾转涵道风扇5的转速降下来，在降落点将无人机缓慢降落，至此，整个飞行过程结束。如图2所示的状态，主倾转涵道风扇3和辅助倾转涵道风扇5的轴线均与机身1轴线垂直，由涵道风扇吹出的气流方向也垂直于机身1轴线，为无人机的垂直起飞和降落时提供升力。如图3所示的状态，主倾转涵道风扇3轴线和机身1轴线仍然垂直，而辅助倾转涵道风扇5的轴线与机身1轴线的夹角介于垂直和平行之间，由主倾转涵道风扇3吹出的气流方向也垂直于机身1轴线，为无人机的过渡过程提供升力，由主倾转涵道风扇1吹出的气流方向与机身1轴线的夹角介于垂直和平行之间，其产生的推力一部分提供垂直方向的升力，另一部分提供水平的推力。如图3所示的状态，主倾转涵道风扇3和辅助倾转涵道风扇5的轴线均与机身1轴线平行，由涵道风扇吹出的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种倾转涵道动力无人飞行器，其特征在于：包括机身(1)、主倾转涵道(2)、辅助倾转涵道风扇(3)、v型尾翼(4)、辅助倾转涵道风扇(5)，副翼(6)。

【技术特征摘要】
1.一种倾转涵道动力无人飞行器，其特征在于：包括机身(1)、主倾转涵道(2)、辅助倾转涵道风扇(3)、v型尾翼(4)、辅助倾转涵道风扇(5)，副翼(6)。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：两个机翼(2)安装在机身(1)的两侧，两个尾翼(4)分别安装在机身尾部两侧偏上方，机翼(2)远离机身(1)的一端安装有主倾转涵道风扇(3)，机身尾端正后缘安装有辅助倾转涵道风扇(5)，主倾转涵道风扇(3)可沿机翼(2)轴向旋转，尾段(4)可沿机身(1)轴向旋转。3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：飞行器的尾翼采用“v”型尾翼。4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：水平飞行时，主倾转涵道(3)、辅助倾转涵道(5)与机身(1)轴线成0°角。5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：垂直起飞和降落时，主倾转涵道(3)、辅助倾转涵道(5)与机身(1)轴线成90°角。6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：辅助涵道风扇(5)是由一对转速相同，转向相反的风扇组成。7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：主倾转涵道(3)的尺寸大于辅助倾转涵道(5)的尺寸。8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：每个倾转涵道风扇都可以单独控制。9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：在无人机由垂直起飞降落状态切换至水平飞行状态过程中，先将辅助倾转涵道风扇由竖直状态旋转至水平状态，再将主倾转涵...

【专利技术属性】
技术研发人员：董昊，张亚晓，宋天尧，刘是成，夏天宇，刘松，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32