本發(fā)明涉及一種飛翼式布局分布式涵道風(fēng)扇無人機(jī)，尤其涉及一種飛翼式涵道風(fēng)扇垂直起降無人機(jī)。

背景技術(shù)：

眾所周知，飛機(jī)要克服重力在天空中飛行，那就需要通過機(jī)翼上下表面的不同流動速度的空氣產(chǎn)生壓力差，形成托舉飛機(jī)的向上升力。這樣的話，飛機(jī)起飛時就需要至少數(shù)百米甚至上千米的滑跑距離進(jìn)行加速，由于飛機(jī)設(shè)計和材料的限制，飛機(jī)起飛只能在較為平坦的平地或跑道上進(jìn)行，機(jī)場應(yīng)運(yùn)而生。通常，一個軍用機(jī)場包括一條或多條跑道、滑行道、停機(jī)坪、作戰(zhàn)指揮室等，這些組成部分都要占據(jù)大量的土地面積，因此一個機(jī)場的面積都超過3平方公里，目標(biāo)特征非常明顯。可以說，在航天偵察大發(fā)展的當(dāng)下，各軍事大國都了解彼此軍用機(jī)場的分布地點和外觀特征，在這方面已經(jīng)沒什么秘密可言。軍用機(jī)場特征的明顯性意味著其易受攻擊，此外軍用機(jī)場還存在脆弱性，即一旦遭受攻擊，整個機(jī)場有可能陷入癱瘓狀態(tài)，比如跑道被摧毀后，軍用機(jī)場就無法放飛戰(zhàn)機(jī)升空作戰(zhàn)，戰(zhàn)機(jī)就成為一堆廢鐵，機(jī)場也就失去了應(yīng)用的價值。

傳統(tǒng)的機(jī)身布局巡航速度低，隱身性能較差。傳統(tǒng)的機(jī)械結(jié)構(gòu)推進(jìn)技術(shù)，機(jī)體內(nèi)部傳動操縱結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，且會占據(jù)部分空間。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

(一)要解決的技術(shù)問題

為了克服傳統(tǒng)固定翼無人機(jī)起飛降落對機(jī)場跑道過于依賴，機(jī)動性差，沒有定點懸停作業(yè)能力，且內(nèi)部傳動操縱結(jié)構(gòu)復(fù)雜，整機(jī)空間利用率低，隱身能力弱的缺點。本發(fā)明提供一種飛翼式涵道風(fēng)扇垂直起降無人機(jī)，起飛與降落時機(jī)頭朝向天空，機(jī)尾坐落在地面以尾座式布局起飛降落，起飛后通過整體機(jī)身傾轉(zhuǎn)進(jìn)入巡航飛行姿態(tài)。該無人機(jī)在具有機(jī)動靈活的垂直起降能力的同時，擁有優(yōu)秀的巡航效率、速度及航程，并且還融合了飛翼布局不錯的隱身性與較高的結(jié)構(gòu)利用率等特點。

(二)技術(shù)方案

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：

一種飛翼式涵道風(fēng)扇垂直起降無人機(jī)，包括機(jī)身、機(jī)翼和涵道風(fēng)扇，所述涵道風(fēng)扇分布設(shè)置在飛機(jī)尾部，所述無人機(jī)采用機(jī)頭朝上機(jī)尾坐落在地面的尾座式布局垂直起降，其根據(jù)飛行需求調(diào)整各涵道風(fēng)扇工作狀態(tài)。

上述方案中，所述涵道風(fēng)扇包括分布式主涵道風(fēng)扇和副涵道風(fēng)扇。

上述方案中，所述主涵道風(fēng)扇分布設(shè)置在機(jī)身和機(jī)翼尾部，用于垂直起降過程中的升力、姿態(tài)控制及提供巡航飛行推力，。

上述方案中，無人機(jī)還包括上下垂尾，所述副涵道風(fēng)扇分布設(shè)置在上下垂尾上，用于俯仰姿態(tài)控制。

上述方案中，所述上下垂尾內(nèi)置舵機(jī)、副涵道風(fēng)扇線纜和通訊天線。所述機(jī)身內(nèi)置發(fā)動機(jī)和發(fā)電機(jī)，發(fā)動機(jī)帶動發(fā)電機(jī)，發(fā)電機(jī)為涵道風(fēng)扇提供電力。所述機(jī)翼內(nèi)置主油箱、舵機(jī)和涵道風(fēng)扇線纜。

上述方案中，所述機(jī)翼翼梢設(shè)置翼梢小翼。所述無人機(jī)整體采用翼身融合體設(shè)計，機(jī)身和機(jī)翼采用非對稱翼型。

(三)有益效果

采用了新型電動分布式涵道風(fēng)扇動力設(shè)計，實現(xiàn)了結(jié)構(gòu)空間的高利用?？梢栽诓灰蕾嚈C(jī)場跑道的前提下完成起飛降落過程，有著優(yōu)秀的巡航能力的同時還有著一定的隱身性。功能強(qiáng)大，起降機(jī)動性強(qiáng)，實用效益好。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的一個實施例的無人機(jī)總體整體結(jié)構(gòu)圖；

圖2是本發(fā)明的一個實施例的翼身融合體的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是本發(fā)明的一個實施例的翼身融合體的翼型示意圖；

圖4是本發(fā)明的一個實施例的垂尾及翼梢小翼的翼型示意圖；

圖5是本發(fā)明的一個實施例的無人機(jī)尾座式起飛降落姿態(tài)示意圖。

具體實施方式

本發(fā)明提出一種飛翼式涵道風(fēng)扇垂直起降無人機(jī)，包括機(jī)身、機(jī)翼和涵道風(fēng)扇，所述涵道風(fēng)扇設(shè)置在飛機(jī)尾部，起飛與降落時機(jī)頭朝向天空，機(jī)尾坐落在地面以尾座式布局起飛降落，起飛后通過整體機(jī)身傾轉(zhuǎn)進(jìn)入巡航飛行姿態(tài)。

新型分布式布局，能量管理與分配是設(shè)計的重點，為了在不同的飛行階段與飛行狀態(tài)時，涵道風(fēng)扇都有較高的效率，故依據(jù)不同階段的飛行特性，設(shè)計配備不同性能的涵道風(fēng)扇。當(dāng)以機(jī)頭朝上的姿態(tài)起飛與降落時，所需風(fēng)扇推力較大，因此整機(jī)所有涵道風(fēng)扇共同工作。當(dāng)以機(jī)身正常姿態(tài)巡航飛行時，整機(jī)有優(yōu)秀的升阻特性，此時僅需部分涵道風(fēng)扇組合工作即可完成推動飛行并調(diào)整俯仰姿態(tài)的需求。

該無人機(jī)具有機(jī)動靈活的垂直起降能力，可以在不依賴機(jī)場跑道的前提下完成起飛降落過程，同時擁有優(yōu)秀的巡航效率、速度及航程，并且還融合了飛翼布局不錯的隱身性與較高的結(jié)構(gòu)利用率等特點。

為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚明白，以下結(jié)合具體實施例，并參照附圖，對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。

圖1是本發(fā)明的一個實施例的無人機(jī)整體結(jié)構(gòu)圖。如圖1所示，該實施例的無人機(jī)整體采用翼身融合體設(shè)計，機(jī)身機(jī)翼均采用有利于巡航效率及空間結(jié)構(gòu)利用的非對稱翼型WORTMANN FX 08-S-176，上下垂尾及翼梢小翼采用對稱翼型BTP-8。機(jī)翼內(nèi)布置主油箱、舵機(jī)及涵道風(fēng)扇線纜，空間利用率高。上下垂尾內(nèi)部布置舵機(jī)、副涵道風(fēng)扇線纜、通訊天線。機(jī)身內(nèi)置一臺350kW渦軸發(fā)動機(jī)帶動一臺發(fā)電機(jī)，發(fā)電機(jī)產(chǎn)生的電力被分配至全機(jī)六個涵道風(fēng)扇上。

圖2是本發(fā)明的一個實施例的主副涵道風(fēng)扇結(jié)構(gòu)示意圖，如圖所示，垂尾上布置兩個副涵道風(fēng)扇，主要用于俯仰姿態(tài)控制，翼身融合體上的四個主涵道風(fēng)扇用于垂直起降過程中升力、姿態(tài)控制及提供巡航飛行推力，保證全機(jī)具有較高的巡航效率。垂直起降采用尾座式設(shè)計，起飛時全部六個涵道風(fēng)扇受飛控協(xié)調(diào)工作，起飛后，姿態(tài)變化過渡至巡航模式，副涵道風(fēng)扇關(guān)閉，主涵道風(fēng)扇在最優(yōu)工作效率狀態(tài)巡航工作。翼梢小翼的設(shè)計負(fù)責(zé)擬補(bǔ)飛翼布局航向穩(wěn)定性的不足。

圖3是本發(fā)明的一個實施例的翼身融合體的翼型示意圖。如圖所示，整機(jī)采用WORTMANN FX 08-S-176非對稱翼型，升阻特性好，在巡航飛行時有較好的飛行效率，同時翼型厚度較為理想，機(jī)身內(nèi)空間較大。

圖4是本發(fā)明的一個實施例的垂尾及翼梢小翼的結(jié)構(gòu)示意圖。如圖所示，垂尾及翼梢小翼采用BTP-8翼型，選用對稱翼型，在巡航飛行時不會產(chǎn)生額外的偏航力矩。上下垂尾采用雙垂尾對稱翼型設(shè)計，在起飛與降落時在地面可以給予整機(jī)很好的支撐，在巡航飛行時，垂尾及翼梢小翼可以彌補(bǔ)飛翼布局偏航穩(wěn)定性較弱的不足。

圖5是本發(fā)明的一個實施例的飛行器尾座式起飛降落姿態(tài)示意圖。在圖5中，飛行器以圖示姿態(tài)布置，當(dāng)完成地檢后，有地面站機(jī)長發(fā)出起飛指令，此時在機(jī)載電瓶與起動機(jī)的作用下，渦軸發(fā)動機(jī)進(jìn)行點火，通過減速機(jī)構(gòu)帶動發(fā)電機(jī)工作。六個涵道風(fēng)扇在飛控的控制下，保證姿態(tài)穩(wěn)定的同時不斷輸出升力，使得飛行器完成垂直起飛過程。

當(dāng)飛行器垂直起飛到達(dá)一定高度及狀態(tài)時，六個涵道風(fēng)扇協(xié)調(diào)輸出俯仰力矩，在保證姿態(tài)穩(wěn)定過渡的前提下，使飛行器進(jìn)入巡航狀態(tài)。經(jīng)過飛控計算機(jī)的判定，將關(guān)閉部分涵道風(fēng)扇，同時根據(jù)飛行需求協(xié)調(diào)剩余涵道風(fēng)扇工作于最優(yōu)能量效率狀態(tài)。多余度合理的動力控制，保證了飛行器的巡航效率、機(jī)動性、穩(wěn)定性與安全性。

當(dāng)飛行器準(zhǔn)備降落時，飛控將控制飛行器拉起俯仰，六個涵道風(fēng)扇也將提供舵面外額外的俯仰力矩。當(dāng)機(jī)頭拉起整機(jī)垂直于地面后，飛控在保證飛行模態(tài)穩(wěn)定過渡的前提下，變化為垂直降落模式，逐漸降低高度，降落至設(shè)定的降落點。

以上所述的具體實施例，對本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和有益效果進(jìn)行了進(jìn)一步詳細(xì)說明，應(yīng)理解的是，以上所述僅為本發(fā)明的具體實施例而已，并不用于限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所做的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。