本發(fā)明涉及物流運(yùn)輸領(lǐng)域，具體涉及一種串翼無人機(jī)。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有的串翼無人機(jī)包括機(jī)身、前翼、后翼以及設(shè)于機(jī)身前端的前拉漿，在起飛時(shí)，前拉漿提供飛行所需要的動(dòng)力，但是串翼無人機(jī)必須借助跑道才能起飛和降落。

發(fā)明人發(fā)現(xiàn)，現(xiàn)有技術(shù)中至少存在下述問題：現(xiàn)有技術(shù)中，串翼機(jī)只能使用在有跑道的場(chǎng)合，這樣使得串翼無人機(jī)的使用場(chǎng)合十分受限。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的其中一個(gè)目的是提出一種串翼無人機(jī)，用以優(yōu)化現(xiàn)有串翼無人機(jī)的性能，擴(kuò)展串翼無人機(jī)的使用場(chǎng)合。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了以下技術(shù)方案：

本發(fā)明實(shí)施例提供了一種串翼無人機(jī)，包括機(jī)身、前翼、后翼和螺旋槳組件，所述前翼的位置低于所述后翼的位置；所述螺旋槳組件設(shè)于所述前翼和/或所述后翼，位于所述機(jī)身縱向兩側(cè)的所述螺旋槳組件是對(duì)稱的。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，所述螺旋槳組件的數(shù)量大于兩個(gè)，且各個(gè)所述螺旋槳組件距離所述串翼無人機(jī)重心的距離相等。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，所述螺旋槳組件的數(shù)量為四個(gè)，前面兩個(gè)所述螺旋槳組件的位置高于后面兩個(gè)所述螺旋槳組件的位置。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，所述螺旋槳組件的數(shù)量為四個(gè)，前面的兩個(gè)所述螺旋槳組件位于所述前翼的前方，后面的兩個(gè)所述螺旋槳組件位于所述前翼和所述后翼之間。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，位于所述機(jī)身縱向同一側(cè)的各所述螺旋槳組件固定在同一根橫桿上，且前面的所述螺旋槳組件位于所述橫桿的上方，后面的螺旋槳組件位于所述橫桿的下方；所述橫桿固定于所述前翼和/或后翼。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，各所述螺旋槳組件的螺旋槳與所述橫桿之間的距離都大于平均氣動(dòng)弦長。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，各所述螺旋槳組件的電機(jī)座都固定于所述橫桿。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，各所述橫桿通過不同的豎桿同時(shí)與所述前翼和所述后翼固定。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，各所述螺旋槳組件的位置高度都介于所述前翼和所述后翼的位置高度之間。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，所述前翼和所述后翼的水平距離為所述前翼弦長或所述后翼弦長的2.1倍至2.5倍，和/或所述前翼和所述后翼的垂直距離為所述前翼弦長或所述后翼弦長的0.8倍至1倍。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，所述前翼和所述后翼的水平距離為所述前翼弦長或所述后翼弦長的2.35倍。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，所述前翼和所述后翼的垂直距離為所述前翼弦長或所述后翼弦長的0.895倍。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，所述后翼的上反角為2°至4°。

在可選或優(yōu)選的實(shí)施例中，所述后翼的上反角為3°。

基于上述技術(shù)方案，本發(fā)明實(shí)施例至少可以產(chǎn)生如下技術(shù)效果：

上述技術(shù)方案，巧妙利用了串翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)形式，給串翼無人機(jī)機(jī)身兩側(cè)分別增加了螺旋槳組件，可以實(shí)現(xiàn)串翼無人機(jī)的垂直起飛和降落。另外，前翼的位置低于后翼的位置，通過合理設(shè)置前翼、后翼之間的相對(duì)位置關(guān)系，能使得前翼的下洗氣流對(duì)后翼的負(fù)面影響小，整機(jī)的升力明顯提高。可見上述技術(shù)方案，在提高整機(jī)的升力的前提下實(shí)現(xiàn)了串翼無人機(jī)的垂直升、降，降低了串翼無人機(jī)工作時(shí)對(duì)起降場(chǎng)地的要求，拓展了串翼無人機(jī)的使用場(chǎng)景和應(yīng)用場(chǎng)合。

附圖說明

此處所說明的附圖用來提供對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分，本發(fā)明的示意性實(shí)施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中：

圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的串翼無人機(jī)主視示意圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)施例提供的串翼無人機(jī)左視示意圖；

圖3為本發(fā)明實(shí)施例提供的串翼無人機(jī)俯視示意圖。

附圖標(biāo)記：1、機(jī)身；2、前翼；3、后翼；4、螺旋槳組件；5、前拉槳；6、橫桿；7、豎桿；41、螺旋槳；42、電機(jī)底座。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合圖1～圖3對(duì)本發(fā)明提供的技術(shù)方案進(jìn)行更為詳細(xì)的闡述。

本實(shí)施例中需要用到的技術(shù)術(shù)語或名詞解釋。

弦長：機(jī)翼前緣到后緣的距離，沿平行于機(jī)身縱軸的方向測(cè)量。

前緣：翼型最前面的一點(diǎn)。

后緣：翼型最后面的一點(diǎn)。

翼弦：前緣與后緣的連線。

迎角：機(jī)翼的前進(jìn)方向(相當(dāng)于氣流的方向)和翼弦(與機(jī)身軸線不同)的夾角稱為迎角或攻角，它是確定機(jī)翼在氣流中姿態(tài)的基準(zhǔn)。

下洗：指機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)引發(fā)流經(jīng)機(jī)翼的氣流向下運(yùn)動(dòng)，稱為下洗，下洗同時(shí)會(huì)產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力。

下洗角：機(jī)翼前面吹過來的氣流方向與機(jī)翼后氣流的方向所成的角度。

上(下)反角：機(jī)翼裝在機(jī)身上的角度，即機(jī)翼基準(zhǔn)面與水平面所成的角度；當(dāng)機(jī)翼有扭轉(zhuǎn)時(shí)，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。從機(jī)頭沿飛機(jī)縱向軸向后看，兩側(cè)機(jī)翼翼尖向上翹的角度。同理，向下垂時(shí)的角度就叫下反角。

參見圖1，本發(fā)明實(shí)施例提供一種串翼無人機(jī)，包括機(jī)身1、前翼2、后翼3和螺旋槳組件4。前翼2的位置低于后翼3的位置；螺旋槳組件4設(shè)于前翼2和/或后翼3，位于機(jī)身1縱向兩側(cè)的螺旋槳組件4是對(duì)稱的。

本文中，以串翼無人機(jī)機(jī)頭為前，機(jī)尾為后。前翼2距離機(jī)頭近，后翼3距離機(jī)尾近。

參見圖1，螺旋槳組件4包括螺旋槳41、電機(jī)(圖未示出)和電機(jī)底座42，電機(jī)由電機(jī)底座42支撐，螺旋槳41被電機(jī)驅(qū)動(dòng)從而為串翼無人機(jī)提供垂直升、降動(dòng)力。

設(shè)置螺旋槳組件4后，串翼無人機(jī)原有的前拉槳5可以保留，前拉槳5和螺旋槳組件4的操縱方式可以遵循下述方式，此處以設(shè)置4個(gè)螺旋槳組件為例進(jìn)行描述：

起飛階段：4個(gè)垂直起降的螺旋槳41先開始工作，提供垂直升力使串翼無人機(jī)垂直離開地面，待串翼無人機(jī)上升到一定高度后(100米)，4個(gè)垂直起降的螺旋槳41降低轉(zhuǎn)速使串翼無人機(jī)保持懸停。

轉(zhuǎn)入平飛階段：懸停穩(wěn)定后，前拉槳5開始工作，使串翼無人機(jī)獲得水平向前的速度，在較短的時(shí)間內(nèi)(一般10秒以內(nèi))，將串翼無人機(jī)平飛速度提高到額定巡航速度(約25米每秒)，此時(shí)4個(gè)螺旋槳41的轉(zhuǎn)速逐漸降低，待檢測(cè)到飛行速度滿足要求后，4個(gè)垂直起降的螺旋槳41完全停止工作，轉(zhuǎn)入固定翼飛行模式。

降落階段：4個(gè)螺旋槳41開始工作，同時(shí)前拉槳5轉(zhuǎn)速降低，在空氣阻力的作用下，水平飛行速度逐漸降低，直至完全保持懸停，這時(shí)前拉槳5停止工作，調(diào)整4個(gè)螺旋槳41使串翼無人機(jī)垂直降落在地面。

根據(jù)串翼無人機(jī)的自身重量以及運(yùn)載能力等參數(shù)，螺旋槳組件4的數(shù)量可以設(shè)置2個(gè)、4個(gè)、6個(gè)或者8個(gè)，甚至更多，但是機(jī)身1縱向兩側(cè)的螺旋槳組件4需對(duì)稱，以保證串翼無人機(jī)平穩(wěn)起飛。

上述技術(shù)方案，巧妙利用了串翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)形式，給串翼無人機(jī)機(jī)身1兩側(cè)分別增加了螺旋槳組件4，可以實(shí)現(xiàn)串翼無人機(jī)的垂直起飛和降落。另外，前翼2的位置低于后翼3的位置，通過合理設(shè)置前翼2、后翼3之間的相對(duì)位置關(guān)系，能使得前翼2的下洗氣流對(duì)后翼3的負(fù)面影響小，整機(jī)的升力明顯提高?？梢娚鲜黾夹g(shù)方案，在提高整機(jī)升力的前提下實(shí)現(xiàn)了串翼無人機(jī)的垂直升降，降低了串翼無人機(jī)工作時(shí)對(duì)起降場(chǎng)地的要求，拓展了串翼無人機(jī)的使用場(chǎng)景和應(yīng)用范圍。

參見圖1，螺旋槳組件4的數(shù)量大于兩個(gè)，且各個(gè)螺旋槳組件4距離串翼無人機(jī)重心的距離相等。螺旋槳組件4的數(shù)量比如為4個(gè)、6個(gè)、8個(gè)等。螺旋槳組件4的數(shù)量可以根據(jù)串翼無人機(jī)的運(yùn)載能力進(jìn)行設(shè)置。

參見圖1和圖2，本實(shí)施例中具體地，螺旋槳組件4的數(shù)量為四個(gè)，前面兩個(gè)螺旋槳組件4的位置高于后面兩個(gè)螺旋槳組件4的位置。本實(shí)施例中，以在機(jī)身1縱向兩側(cè)分別設(shè)置兩個(gè)螺旋槳組件4為例，共四個(gè)螺旋槳組件4，四個(gè)螺旋槳組件4保證串翼無人機(jī)平穩(wěn)起飛和降落。

進(jìn)一步地，四個(gè)螺旋槳組件4中，前面的兩個(gè)螺旋槳組件4位于前翼2的前方，后面的兩個(gè)螺旋槳組件4位于前翼2和后翼3之間。

螺旋槳組件4為前上后下的布局形式，增大了螺旋槳組件4與機(jī)翼在垂直方向的距離，減小了螺旋槳組件4下洗氣流與機(jī)翼的互相影響。另外，這種布置首先保證了螺旋槳組件4處于重心兩側(cè)，再則使氣流在垂直方向最大程度避讓開了機(jī)翼，提高工作效率。最后，螺旋槳組件4采用前上后下的布置方式，與前翼2的位置低于后翼3的位置形成平衡，保證了串翼無人機(jī)的飛行性能。

四個(gè)螺旋槳組件4具體可采用下述相對(duì)位置關(guān)系：機(jī)身1縱向兩側(cè)各有兩個(gè)螺旋槳組件4，且位于串翼無人機(jī)重心前端的兩個(gè)螺旋槳組件4的位置高度相同，位于串翼無人機(jī)重心后端的兩個(gè)螺旋槳組件4的位置高度相同。這種使得串翼無人機(jī)重心不會(huì)因設(shè)置了螺旋槳組件4而過多改變，保證了串翼無人機(jī)的飛行性能。

參見圖1，位于所述機(jī)身1縱向同一側(cè)的兩個(gè)螺旋槳組件4固定在同一根橫桿6上，且前面的螺旋槳組件4位于橫桿6的上方，后面的螺旋槳組件4位于橫桿6的下方；橫桿6固定于前翼2和/或后翼3。

參見圖1，本實(shí)施例中，以橫桿6通過不同的豎桿7同時(shí)與前翼2和后翼3固定為例，這樣可以使得橫桿6的安裝更加穩(wěn)固，以保證螺旋槳組件4安裝的可靠性。

參見圖1，具體來說，一根橫桿6鉸鏈有兩根豎桿7，一根豎桿7與前翼2相連，另一根豎桿7與后翼3相連，豎桿7與前翼2、后翼3的連接方式可以為可拆卸連接，比如螺栓連接。上文的螺旋槳組件4的電機(jī)固定在橫桿6上，豎桿7起到輔助支撐的作用。

橫桿6與豎桿7可以為一個(gè)整體，或者采用不可拆卸連接。當(dāng)然，考慮到后續(xù)拆裝、維修的便利性，亦可采用可拆卸連接。

參見圖1，各螺旋槳組件4的螺旋槳41與橫桿6的距離大于平均氣動(dòng)弦長。機(jī)翼前后緣的距離稱為弦長，機(jī)翼弦長沿展向是變化，用平均氣動(dòng)弦長來表示機(jī)翼在空氣動(dòng)力方面影響的一個(gè)平均值。螺旋槳41與橫桿6的距離大于平均氣動(dòng)弦長，這樣設(shè)置的好處是：距離過小會(huì)導(dǎo)致螺旋槳41在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)下洗氣流會(huì)沖刷在機(jī)翼表面，對(duì)飛機(jī)總升力有所降低，該距離可以使升力損失降低保持在可以接受的范圍內(nèi)。

參見圖1，各螺旋槳組件4的電機(jī)底座42都固定于橫桿6。這樣便于設(shè)置螺旋槳組件4。這樣便于設(shè)置螺旋槳組件4。

參見圖1，各螺旋槳組件4的位置高度都位于前翼2和后翼3的位置高度之間。這種設(shè)置方式使得串翼無人機(jī)的飛行性能好。

下面介紹前翼2和后翼3的相對(duì)位置關(guān)系。

前翼2和后翼3的水平距離L1為前翼弦長L0或后翼弦長L0的2.1倍至2.5倍，和/或，前翼2和后翼3的垂直距離L2為前翼弦長L0或后翼弦長L0的0.8倍至1倍。

前翼弦長L0和后翼弦長L0相等，后文為描述方便，只采用前翼弦長L0進(jìn)行描述，但可以理解的是，采用后翼弦長L0描述也是可以的。

水平距離L1是指前翼2前緣與后翼3前緣在機(jī)身1縱向方向的間距。垂直距離L2是指前翼2前緣與后翼3前緣在豎直方向的間距。

水平距離L1具體比如為前翼弦長L0的2.1倍、2.12倍、2.16倍、2.2倍、2.25倍、2.3倍、2.4倍、2.45倍、2.5倍等。

垂直距離L2具體比如為前翼弦長L0的0.8倍、0.85倍、0.87倍、0.9倍、0.93倍、0.95倍、0.97倍、1倍等。

當(dāng)前翼2、后翼3之間的相對(duì)位置關(guān)系滿足上述限定條件時(shí)，前翼2的下洗氣流對(duì)后翼3的負(fù)面影響小，整機(jī)的升力明顯提高。上述技術(shù)方案，通過巧妙設(shè)置前翼2、后翼3相對(duì)位置關(guān)系，當(dāng)前翼2的擾流會(huì)直接沖刷到后翼3上時(shí)串翼無人機(jī)所處的攻角正好是失速之后的攻角，屬于飛行中不需要或不會(huì)涉及的范圍，保證了后翼3的升力，且避免出現(xiàn)顫震。

參見圖1，具體地，前翼2的位置低于后翼3的位置。采用前低后高的設(shè)置方式，好處是：如果采取前高后低、或者前后等高，繞過前翼的氣流會(huì)有向下偏轉(zhuǎn)的趨勢(shì)，整個(gè)或者部分后翼將籠罩在前翼的下洗氣流中，后翼產(chǎn)生的升力將大幅度降低，不利于飛機(jī)升力和升阻比的提高。

進(jìn)一步地，前翼2和后翼3之間的水平距離L1為前翼弦長L0或后翼弦長L0的2.35倍。當(dāng)前后翼3的距離與弦長L0保持這個(gè)相對(duì)距離時(shí)，前翼2的下洗氣流對(duì)后翼3的負(fù)面影響最小。

可選地，前翼2和后翼3之間的垂直距離L2為前翼弦長L0或后翼弦長L0的0.895倍。該數(shù)值使得流過前翼2的擾流在有效攻角范圍-6°～16°，大于16°串翼無人機(jī)會(huì)失速不會(huì)直接沖刷到后翼3上。

后翼3的上反角α為2°至4°，具體比如為2°、2.5°、3°、3.5°、4°。上反角α可增加串翼無人機(jī)的橫向穩(wěn)定性，下反角可降低串翼無人機(jī)的橫向穩(wěn)定性，但是下反角可以提高串翼無人機(jī)的機(jī)動(dòng)和靈活性。采用上述范圍的下反角，可以較好地平衡上述各種性能，具體來說，可以增加串翼無人機(jī)橫向穩(wěn)定性，同時(shí)讓翼尖的相對(duì)距離變大，在該狀態(tài)下前翼2對(duì)后翼3的氣流干擾較小。

可選地，后翼3的上反角α為3°。采用上述數(shù)值，前翼2對(duì)后翼3的氣流干擾接近最小。

參見圖2，具體來說，前翼2設(shè)于串翼無人機(jī)機(jī)身1的底部。前翼2底面與機(jī)身1底面差不多平齊。這種設(shè)置方式可以使得前翼2、后翼3保持一種前低后高的布置方式，有利于串翼無人機(jī)飛行性能的發(fā)揮。

參見圖2，具體來說，后翼3設(shè)于串翼無人機(jī)機(jī)身1的頂部。后翼3的底面可高于機(jī)身1頂面。這種設(shè)置方式可以使得前翼2、后翼3保持一種前低后高的布置方式，且利于保證前翼2、后翼3之間的相對(duì)位置關(guān)系，有利于串翼無人機(jī)飛行性能的發(fā)揮。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗指所指的裝置或元件必須具有特定的方位、為特定的方位構(gòu)造和操作，因而不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù)內(nèi)容的限制。

最后應(yīng)說明的是：以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換，但這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。