基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器技术方案

本实用新型专利技术公开了一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器，采用置于机身尾部、横列式、尾推布局的双涵道风扇动力系统，为飞行器提供垂直起降的升力和水平飞行的推力；通过偏转置于涵道出口处的控制舵面提供矢量推力，实现快速姿态转换；机翼采用折叠翼构型，飞行器垂直起降/低速飞行时机翼折叠以减小侧风迎风面积，水平飞行时机翼展开以获得较大升力；涵道—机翼组合优化，机翼置于特定涵道气流区内，涵道抽吸在机翼后缘产生康达效应，以提高机翼的性能。本专利实现飞行器的垂直起降与高速巡航等多模态飞行作业；垂直起降飞行器悬停/低速飞行时的气动效率高；起降/悬停抗扰动能力强；能耗低、噪声小、安全可靠性高。

A foldable fixed wing vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle based on a double culvert fan power system

The utility model discloses a double ducted fan power system of the foldable fixed wing VTOL UAV Based on double ducted fan power system used in the rear fuselage, tail row type, push the layout, provide VTOL lift and level flight thrust for the aircraft; provide the thrust vector by controlling the rudder deflection at culvert at the exit surface, to achieve rapid attitude conversion; the folding wing wing configuration, vertical take-off and landing aircraft / speed flight wings folded to reduce the crosswind windward area, the level of flying wings to obtain greater lift; ducted wing wing in combinatorial optimization, specific ducted air zone, ducted suction generated tat the effect of trailing edge, in order to improve the performance of the wing. This patent realizes multimodal flight operations such as vertical takeoff and landing and high-speed cruise. The vertical takeoff and landing vehicle has high aerodynamic efficiency at hovering / low speed flight, strong ability of take-off / landing, anti disturbance, low energy consumption, low noise, high safety and reliability.

【技术实现步骤摘要】
基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器
本技术涉及飞行器
，具体涉及一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器。
技术介绍
垂直起降飞行器一直都是航空工程研究的热点，近年来，由于材料、能源、动力和控制技术的进步，许多先进的方案被应用于垂直起降飞行器上。目前主要的几类可实现舰载垂直起降飞行器构型设计主要有：倾转动力机构(含倾转翼等)、辅助垂直升力和尾座式结构。(1)倾转旋翼是目前最为典型的一种垂直起降方案，通过旋转旋翼轴使其兼具直升机旋翼和固定翼螺旋桨的功能，最典型的飞机是美国的V-22“鱼鹰”。然而，倾转机构需要复杂的转动机构设计，其结构往往要承受动力旋转桨/翼产生的陀螺交变力矩等不利因素产生损伤，而且在低速和过渡过程中倾转翼面难以达到稳定的气动效果，目前实用过程中出现了大量的事故甚至经常坠毁(V-22鱼鹰坠毁的报道时有发生)，同时转动机构利用率低，在巡航飞行时成为了不必要的负载，影响了整机飞行性能。(2)另一种可行的方案是采用辅助垂直升力系统，在传统固定翼飞机上加装垂直方向上的旋翼或动力风扇，依靠垂直方向上直接产生旋翼拉力来垂直起降和控制姿态。固定翼与四旋翼复合型飞机由于其结构简单，易于设计和控制，近年来成为了一热点。美国LatitudeEngineeringLLC.公司是目前世界复合四旋翼
领先者。其HQ-20复合无人机全机重量11kg，可以装载0.9kg载荷。最大巡航速度达到约74km/h，最大续航时间15小时。辅助垂直升力系统固定翼飞行器，其两套动力系统在垂直起降和水平飞行模态中各自单独启用，造成了整机动力装置效率低下从而影响飞行器的飞行时间/距离/机动性等作战性能，同时暴露的旋翼也在平飞时有较大的气动阻力，难以实现高速巡航飞行。(3)尾座式垂直起降飞行器是区别于倾转旋翼的另一种垂直起降方案，与倾转旋翼不同，尾座式飞行器旋翼一般不可倾转，而是直接使用螺旋桨动力垂直起降，在空中依靠飞行控制系统变化飞行姿态达到垂直起降与巡航飞行的转换。采用尾座式的垂直起降飞行器能有效克服冗余动力/倾转系统带来的性能下降，在垂直起降和水平飞行时均能最大限度地利用机载系统。其缺点在于飞行状态过渡过程控制困难，受风扰动较大。另外，其动力系统由于需要达到至少1以上的全机推重比，桨盘半径较大，转速较高，平飞时气动阻力大，难以达到较高的巡航速度。同时飞翼结构在垂直起降和过渡过程中有较大的迎风面积，受阵风干扰大。现有的垂直起降飞行器构型大都面临着起降过程中操作翼面气动作用小因而易受不稳定气流影响，暴露在外的大尺寸的旋转翼同样也会受到阵风的作用(同时机头安装往往影响电子舱通讯与传感设备)；倾转动力机构复杂易损控制稳定性差，辅助冗余动力效率低不适合大载荷长航程设计。
技术实现思路
本技术的目的是为了解决现有技术中的上述缺陷，提供一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器。本技术的目的可以通过采取如下技术方案达到：一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器，所述飞行器包括机身、可折叠式机翼3、涵道风扇动力系统7、可伸缩式起落架9，所述机身分为机头1、前机身2、中机身5与后机身6，所述涵道风扇动力系统7采用横列式布局对称分布于所述后机身6两侧，所述可折叠式机翼3采用上单翼布局，并通过机翼折叠轴4固定于所述中机身5前部，所述可伸缩式起落架9置于所述后机身6前部，飞行器采用无尾式布局，飞机重心位于前机身2后部、中机身5之前，涵道与机翼之间采用特定位置关系实现组合优化。进一步地，所述机头1为电子舱，用于内置多种传感器和光电设备；所述前机身2为主负载舱，用于搭载主要能源和载荷；所述中机身5为次负载舱，用于搭载航电系统、次要能源、机翼折叠轴4的驱动机构、可伸缩式起落架9的驱动机构；所述后机身6的前部置有可伸缩式起落架，中部两侧对称安置所述涵道风扇动力系统7，后部为锥形整流体。进一步地，所述可折叠式机翼3采用可折叠式构型，机翼为二段式折叠翼，可沿纵向轴线向机腹折叠36°～180°，机翼后缘靠近翼梢处安置有副翼8。进一步地，所述双涵道风扇动力系统7采用横列式、尾推布局对称分布于所述后机身6两侧，其数量为2，其旋转轴位于机翼下表面以下。进一步地，所述涵道风扇动力系统7包括：涵道体10、动力风扇11、风扇驱动机构12、控制舵面13、控制舵面驱动机构14；其中，所述动力风扇11位于所述涵道体10中，通过所述风扇驱动机构12与所述涵道体10相连接；所述控制舵面13位于涵道出口处，数量为4，呈“十字”型环绕涵道旋转轴；所述控制舵面13的旋转轴与涵道旋转轴垂直，其一端与涵道体相连，一端连接置于涵道体中的所述控制舵面驱动机构14。进一步地，所述涵道与机翼之间实现组合优化的特定相对位置关系满足：所述可折叠式机翼3的后缘距涵道入口平面距离l1与涵道入口直径d关系为：0.35d≤l1≤0.45d；所述可折叠式机翼3的弦线平面距涵道中心轴线距离l2与涵道入口直径d关系为：0.25d≤l2≤0.4d。进一步地，所述飞行器采用无尾式布局，全机无常规水平尾翼、垂直尾翼、升降舵与方向舵。进一步地，所述可伸缩式起落架9的数量为4，单个起落架长度可实时调节。进一步地，所述控制舵面13为可活动的，通过偏转所述控制舵面13提供姿态控制力矩，实现飞行姿态的稳定与控制。本技术相对于现有技术具有如下的优点及效果：1、本技术使用涵道风扇作为动力系统，其优势在于：涵道的外廓作用优化了风扇的气动性能、涵道壁阻挡了风扇桨尖涡的形成、降低了风扇桨尖动力损失、同时涵道自身能在风扇抽吸作用下产生升力。因此，与孤立螺旋桨相比，相同半径的涵道风扇在相同能耗功率的情况下其升力重量比更高(一般高出27％左右)。同时，涵道在飞行器水平飞行时能产生部分升力(占机翼升力10％左右)。因此，采用涵道风扇作为垂直起降飞行器的动力系统能提高飞行器的起降、悬停和飞行效率，有效降低能耗；单一涵道风扇动力源满足多模态升力/推力要求，效率高适合垂直起降/远距离飞行；同时涵道风扇系统气动噪声小，安全性，可靠性高。2、涵道姿态控制舵面置于涵道内稳定高速滑流中，减少外部气动操作面(尾翼等)，避免常规设计低速(起降)气动扰动失效不稳定因素以及大尺寸外露螺旋桨的阵风扰动；涵道动力构型无需倾转机构增加系统可靠性，同时外形简洁有效减少雷达反射面积。3、尾推式动力布局保证了机头不受螺旋桨干扰，可方便安装多种传感器及通讯设备；尾推式涵道风扇能够获得最大的姿态(俯仰、滚转)控制力臂，能够最大限度地提升其抗扰动能力。4、本技术采用特定的涵道-机翼相对位置，实现组合优化。涵道风扇动力系统位于机翼后缘下方，通过涵道风扇的抽吸作用，在机翼附近产生康达效应，有效改善机翼上表面的逆压梯度，减缓机翼附面层气流分离，使得机翼气动性能大幅增强。与传统固定翼结构相比，机翼的升力系数提高25％，失速迎角提高至40°，全机升阻比提高15％。该技术提高了切换过程的稳定安全性。因此本技术飞行器可进一步减少起降过程的动力损耗延长飞行时间，在极端恶劣不适合垂直起降的状态下可进行短距滑跑起降。5、折叠翼在垂直起降时收起，能减小机翼的侧风迎风面积，增强飞行器抗风能本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器，所述飞行器包括机身、可折叠式机翼(3)、涵道风扇动力系统(7)、可伸缩式起落架(9)，所述机身分为机头(1)、前机身(2)、中机身(5)与后机身(6)，其特征在于，所述涵道风扇动力系统(7)采用横列式布局对称分布于所述后机身(6)两侧，所述可折叠式机翼(3)采用上单翼布局，并通过机翼折叠轴(4)固定于所述中机身(5)前部，所述可伸缩式起落架(9)置于所述后机身(6)前部，飞行器采用无尾式布局，飞机重心位于前机身(2)后部、中机身(5)之前，涵道与机翼之间采用特定位置关系实现组合优化；所述涵道与机翼之间实现组合优化的特定相对位置关系满足：所述可折叠式机翼(3)的后缘距涵道入口平面距离l1与涵道入口直径d关系为：0.35d≤l1≤0.45d；所述可折叠式机翼(3)的弦线平面距涵道中心轴线距离l2与涵道入口直径d关系为：0.25d≤l2≤0.4d。

【技术特征摘要】
1.一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器，所述飞行器包括机身、可折叠式机翼(3)、涵道风扇动力系统(7)、可伸缩式起落架(9)，所述机身分为机头(1)、前机身(2)、中机身(5)与后机身(6)，其特征在于，所述涵道风扇动力系统(7)采用横列式布局对称分布于所述后机身(6)两侧，所述可折叠式机翼(3)采用上单翼布局，并通过机翼折叠轴(4)固定于所述中机身(5)前部，所述可伸缩式起落架(9)置于所述后机身(6)前部，飞行器采用无尾式布局，飞机重心位于前机身(2)后部、中机身(5)之前，涵道与机翼之间采用特定位置关系实现组合优化；所述涵道与机翼之间实现组合优化的特定相对位置关系满足：所述可折叠式机翼(3)的后缘距涵道入口平面距离l1与涵道入口直径d关系为：0.35d≤l1≤0.45d；所述可折叠式机翼(3)的弦线平面距涵道中心轴线距离l2与涵道入口直径d关系为：0.25d≤l2≤0.4d。2.根据权利要求1所述的基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器，其特征在于，所述机头(1)为电子舱，用于内置多种传感器和光电设备；所述前机身(2)为主负载舱，用于搭载主要能源和载荷；所述中机身(5)为次负载舱，用于搭载航电系统、次要能源、机翼折叠轴(4)的驱动机构、可伸缩式起落架(9)的驱动机构；所述后机身(6)的前部置有可伸缩式起落架，中部两侧对称安置所述涵道风扇动力系统(7)，后部为锥形整流体。3.根据权利要求1所述的基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器，其特征在于，所述可折叠式机翼(3)采用可折叠...

【专利技术属性】
技术研发人员：裴海龙，程子欢，
申请(专利权)人：华南理工大学，
类型：新型
国别省市：广东,44