本發(fā)明涉及無人機領(lǐng)域，尤其涉及扇翼無人機。

背景技術(shù)：

扇翼飛行器因其獨特的飛行原理和飛行性能，受到了美國、英國、伊朗、以色列等國家的相關(guān)研究機構(gòu)的關(guān)注。在美國nasa、英國smart等機構(gòu)的資助下，英國的imperialcollege、kingstonuniversity、fanwing公司、美國的syracuseuniversity、navalpostgraduateschool、propulsivewing公司、伊朗的iranuniversityofscienceandtechnology等研究機構(gòu)開展了扇翼類飛行器的原理、構(gòu)型、氣動特性、結(jié)構(gòu)優(yōu)化等多方面的理論和實驗研究，并制造了原理樣機。

我國對于扇翼類飛行器的研究還剛剛起步，主要集中在高校和科研單位。對于扇翼類飛行器的研究大多處于理論探索階段，中國空氣動力研究院的牛中國、蔣甲利等研究了扇翼機的總體布局，以及轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、葉片偏角以及飛行速度對扇翼飛行器氣動特性的影響。華東理工大學(xué)的邸南思通過運用cfd方法研究了扇翼翼型的非定常流動及靜壓分布情況，證明了扇翼80％升力來源于橫流式風(fēng)扇內(nèi)部存在的偏心渦。而南京航空航天大學(xué)、空軍工程大學(xué)等也在扇翼飛行器領(lǐng)域做了一些探索性的工作，并且已做出在機翼前端安置的扇翼無人機并成功試飛，但是其沒有實現(xiàn)差速控制，且飛行效率還有巨大的提升空間。

目前扇翼飛行器主要存在以下問題：

1.當(dāng)前扇翼無人機的總體布局還不完善，無人機俯仰性能較差，容易發(fā)生大迎角失速；

2.對于扇翼的控制無法實現(xiàn)差動，無法完成復(fù)雜的動作，操作效率低；

3.機身結(jié)構(gòu)復(fù)雜，增加了整機的重量；

4.飛行效率低，各種子結(jié)構(gòu)布置不合理。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：提供一種扇翼無人機，提升扇翼無人機的飛行效率和操控性能。

為解決上述問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：扇翼無人機，包括機翼、橫流風(fēng)扇和整流板；橫流風(fēng)扇設(shè)置在機翼的后部且沿機翼展向布置，且左、右機翼上的橫流風(fēng)扇使用不同電機控制；整流板設(shè)置在橫流風(fēng)扇的上方，且受舵機控制，整流板用于調(diào)節(jié)橫流風(fēng)扇的氣流流道的大小。

進一步的，在機翼的翼梢的端部設(shè)置有翼梢端板。

進一步的，還包括副翼，副翼位于機翼尾端；副翼受舵機控制，用于提供俯仰和滾轉(zhuǎn)力矩。

進一步的，扇翼無人機整體可分為五部分：左翼梢端板、左邊機翼部分、中間機身部分、右邊機翼部分、右翼梢端板；其中：左邊機翼部分和右邊機翼部分由前至后依次分布的是：前整流罩、鋰電池、風(fēng)扇加整流板、副翼；中間機身部分由前至后依次分布的是有效載荷、通信裝置、飛控裝置、電機、舵機。

本發(fā)明的具有以下有益效果：

1、由于本發(fā)明總體構(gòu)型采用飛翼式布局，橫流風(fēng)扇布置在機翼的后部，采用翼梢端板來降低機翼展向繞流，極大地提高橫流風(fēng)扇工作的效率。由于橫流風(fēng)扇后置，飛機的升力中心后移，可以極大的保證扇翼機的俯仰穩(wěn)定性。由于起降距離短，采用滑動式起降，翼梢端板作為支撐面，可節(jié)省安裝起落架所帶來的額外重量與阻力。橫流風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)可以帶來大量的氣流，并且能通過整流板調(diào)整附面層，可以保證飛機能夠在大迎角下不失速。

2、由于左右兩機翼的橫流風(fēng)扇受不同的電機控制，控制通道不同，通過調(diào)節(jié)左右兩風(fēng)扇轉(zhuǎn)速差來控制滾轉(zhuǎn)與偏航，提高飛機的操縱效率；

3.機身機構(gòu)簡單。扇翼飛行器完全可以取消平尾、垂尾，只是簡單通過調(diào)節(jié)副翼聯(lián)動或者差動，控制俯仰與滾轉(zhuǎn)，降低飛機的重量和結(jié)構(gòu)復(fù)雜度。

4.飛行效率高。配合橫流風(fēng)扇上方可移動的整流板，可調(diào)節(jié)流道的大小。在起飛或低速平飛時，增大流道以吸入更多空氣，可獲得較大的升力增量。而在巡航階段，可以縮小流道，降低阻力，使高低速性能兼?zhèn)洌岣唢w行效率。

附圖說明

圖1是實施例扇翼機的整體布局圖；

圖2是傳統(tǒng)扇翼機飛行原理圖；

圖3是實施例扇翼機飛行原理圖；

圖4是goe-383翼型圖；

圖5是后部加裝了橫流風(fēng)扇的goe-383翼型圖；

圖6是原始翼型與加裝橫流風(fēng)扇翼型的二維壓力分布的對比圖。

圖中編號：db為翼梢端板，1為前整流罩，2為鋰電池，3為風(fēng)扇加整流板，301為橫流風(fēng)扇，302為整流板，4為副翼，5為有效載荷，6為通信裝置，7為飛控裝置，8為無刷電機，9為舵機，jl為左邊機翼部分，jm為中間機身部分，jr為右邊機翼部分。

具體實施方式

實施例提供了一種扇翼無人機，如圖1所示，該扇翼無人機可整體分為五部分，即：左翼梢端板db、左邊機翼部分jl、中間機身部分jm、右邊機翼部分jr、右翼梢端板db；其中：左邊機翼部分jl和右邊機翼部分jb由前至后依次分布的是：前整流罩1、鋰電池2、風(fēng)扇加整流板3、副翼4；中間機身部分由前至后依次分布的是有效載荷5、通信裝置6、飛控裝置7、無刷電機8、舵機9。

橫流風(fēng)扇301：橫流風(fēng)扇設(shè)置在機翼的后部且沿機翼展向布置，采用高強度鋁合金材料，尺寸為30mm*290mm橫流風(fēng)扇301的運動使得機翼上下表面的流速不同，并在橫流風(fēng)扇301內(nèi)部形成旋渦低壓區(qū)，造成機翼上下表面的壓力差，使得機翼獲得升力。同時，葉片對空氣作用向后推出氣流，形成向前的推力?？梢酝ㄟ^控制橫流風(fēng)扇301的轉(zhuǎn)速、葉片安裝角等因素來控制旋渦低壓區(qū)的強度，從而實現(xiàn)對扇翼機升力、推力的控制。并且，左右兩機翼上的橫流風(fēng)扇受不同的無刷電機控制，控制通道不同，可通過調(diào)節(jié)左右兩橫流風(fēng)扇301轉(zhuǎn)速差來控制滾轉(zhuǎn)與偏航，從而提高飛機的操縱效率。

翼梢端板db：設(shè)置在機翼的翼梢的端部，用于降低機翼展向繞流，極大地提高橫流風(fēng)扇工作的效率。由于起降距離短，采用滑動式起降，翼梢端板db作為支撐面，可節(jié)省安裝起落架所帶來的額外重量與阻力。

舵機9：控制整流板302、副翼4的運動。

副翼4：副翼位于機翼尾端，用于提供俯仰和滾轉(zhuǎn)力矩。

整流板302：整流板設(shè)置在橫流風(fēng)扇的上方，可調(diào)節(jié)流道的大小。在起飛或低速平飛時，增大流道以吸入更多空氣，可獲得較大的升力增量，此時整流板302后仰。而在巡航階段，可以通過整流板302前傾，縮小流道，降低阻力，提高飛行效率，從而實現(xiàn)飛行器的高低速功能。

鋰電池2：提供整機飛行的能量。

有效載荷5：增加飛行器的功能，如攝影、偵查、作戰(zhàn)能力等。

前緣整流罩1：降低空氣阻力。

無刷電機8：驅(qū)動橫流風(fēng)扇301，實現(xiàn)傳動。

傳統(tǒng)扇翼機和實施例扇翼機翼型比較如圖2、3所示，傳統(tǒng)扇翼機的橫流風(fēng)扇301安裝在固定翼飛機機翼前緣，而實施例的扇翼機的機翼后部的橫流風(fēng)扇301固定翼部分做成中空結(jié)構(gòu)，在斜面段上翼面開槽，增加機翼的過流能力，從而更好地引導(dǎo)氣流緊貼翼面流動。新型扇翼機還在橫流風(fēng)扇上加裝了可活動的整流板301，吸收和導(dǎo)引氣流進入橫流風(fēng)扇，并可通過舵機調(diào)節(jié)氣流進、出口大小，控制飛機的氣動特性，從而能夠在起飛獲得更大的升力，在巡航階段獲得較小的阻力。比較看出，新型的扇翼機相較于傳統(tǒng)扇翼機翼型主要具有兩點優(yōu)勢：(1)通過將橫流風(fēng)扇內(nèi)嵌于機翼后緣，能夠更好地引導(dǎo)氣流附著，提高升力，減小阻力；(2)增加可活動的整流板，提高了起飛和巡航特性。

如圖3所示，實施例的飛行原理為：利用安置在機翼后部上表面的橫流風(fēng)扇301對空氣進行加速，同時提供升力和推力，是介于旋翼機和固定翼飛機之間的一種大載荷飛行器。氣流流過橫流風(fēng)扇時被分割為兩部分，一部分氣流從整流板302上緣流過，沿著機翼后緣斜面流出,上下表面流速不同，產(chǎn)生壓力差，產(chǎn)生部分升力；另一部分氣流被橫流風(fēng)扇301吸入分成兩部分：①經(jīng)旋轉(zhuǎn)葉片加速后，沿后緣斜面流出，與前一部分氣流融匯組合，加速斜面上表面空氣流動，②沿機翼的弧形上翼面反向流動，在葉片中心偏右的地方形成了一個顯著的低壓偏心渦。偏心渦在內(nèi)部形成低壓區(qū)，使得機翼上下表面產(chǎn)生較大壓力差，從而產(chǎn)生更大部分升力，這部分升力是扇翼飛行器升力的主要來源。

扇翼無人機獲得的推力由兩部分組成：一部分推力是葉片轉(zhuǎn)動時，葉片推動氣流向后排出，根據(jù)牛頓第三定律，氣流為葉片提供了向前的反推力，從而形成推力；另一部分推力是由偏心渦提供的，由于低壓偏心渦大多形成于葉片內(nèi)部偏右的位置，這就影響了橫流風(fēng)扇水平方向的壓強分布，進而產(chǎn)生一個向前的推力。

考慮到實施例需要在機翼內(nèi)部加裝橫流風(fēng)扇，因此選擇大厚度比的翼型作為基準(zhǔn)，例如圖4所示的goe-383翼型，由于機翼是具有后掠角的梯形機翼，為了保證橫流風(fēng)扇301旋轉(zhuǎn)軸的法向與飛行方向一致，故在翼根處，橫流風(fēng)扇應(yīng)處于翼弦后緣位置，在翼稍處，橫流風(fēng)扇應(yīng)處于翼弦前緣位置。實施例以goe-383翼型加裝橫流風(fēng)扇301，該翼型最大厚度為20％弦長。

為了更具體的得到加裝橫流風(fēng)扇后的機翼的空氣動力學(xué)參數(shù)，這里截取機翼展向中段的翼型截面，截面如圖5所示，使用fluent軟件對翼型進行了二維cfd仿真，仿真如結(jié)果如圖6所示。圖6顯示了原始翼型與加裝橫流風(fēng)扇翼型的二維壓力分布的對比，可以看到由于橫流風(fēng)扇301對翼型上表面空氣的加速作用，使得其前緣的上表面壓力小于對應(yīng)的原始翼型；橫流風(fēng)扇301旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的低壓漩渦也使得翼型上表面橫流風(fēng)扇部位的壓力遠(yuǎn)小于原始翼型，從而大大增加了機翼的升力。從圖6可以看出，當(dāng)機翼弦長為0.5m時，在空速5m/s，橫流風(fēng)扇轉(zhuǎn)速6000rpm下，上表面氣流最高可加速至約12m/s，升力較原始翼型提高約45％。

實施例經(jīng)過測試表明：

1、采用的飛翼式布局，在機翼的后部沿展向布置橫流風(fēng)扇301，并采用翼梢端板db來降低機翼展向橫流，極大地提高橫流風(fēng)扇工作的效率。由于橫流風(fēng)扇301后置，飛機的升力中心后移，可以極大的保證扇翼機的俯仰穩(wěn)定性。由于起降距離短，采用滑動式起降，翼梢端板db作為支撐面，可節(jié)省安裝起落架所帶來的額外重量與阻力。橫流風(fēng)扇301的旋轉(zhuǎn)可以帶來大量的氣流，并能調(diào)整附面層，可以保證飛機能夠在大迎角下不失速。風(fēng)洞實驗數(shù)據(jù)表明，本扇翼機在大迎角下仍然具有不失速的特性，與仿真結(jié)果吻合。

2、采用外轉(zhuǎn)子無刷電機7作為動力裝置，驅(qū)動橫流風(fēng)扇301，實現(xiàn)高效傳動。由于采用飛翼式布局，可以取消平尾、垂尾，僅通過副翼聯(lián)動或差動來控制升力與滾轉(zhuǎn)，大大降低了飛機的重量與結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度。

3、操控系統(tǒng)采用無尾設(shè)計，機翼后緣兩側(cè)安裝副翼同時提供俯仰和滾轉(zhuǎn)力矩。在機翼的后部沿展向布置橫流風(fēng)扇301，并采用翼梢端板db來降低機翼展向橫流301。扇翼機還可以通過控制風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速來控制升力和推力的大小，還可通過調(diào)節(jié)左右兩橫流風(fēng)扇轉(zhuǎn)速差來控制滾轉(zhuǎn)與偏航，提高飛機的操縱效率。

4、配合橫流風(fēng)扇301上方可移動的整流板302，可調(diào)節(jié)流道的大小。在起飛或低速平飛時，增大流道以吸入更多空氣，可獲得較大的升力增量。而在巡航階段，可以縮小流道，降低阻力，提高飛行效率。

需要指出的是，上面所述只是說明本發(fā)明的一些原理，由于對相同技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說是很容易在此基礎(chǔ)上進行若干修改和改動的。因此，本說明書并非是要將本發(fā)明局限在所示和所述的具體結(jié)構(gòu)和適用范圍內(nèi)，故凡是所有可能被利用的相應(yīng)修改以及等同物，均屬于本發(fā)明所申請的專利范圍。