CN103231803A

CN103231803A - 一种小型无人飞行器构型

Info

Publication number: CN103231803A
Application number: CN2013101515547A
Authority: CN
Inventors: 侯莉莉; 武金祥; 闫冰; 姜大成
Original assignee: Harbin Aircraft Industry Group Co Ltd
Current assignee: Harbin Aircraft Industry Group Co Ltd
Priority date: 2013-04-27
Filing date: 2013-04-27
Publication date: 2013-08-07

Abstract

本发明属于航空飞行器设计领域，具体涉及一种小型无人机构型。本发明同时使用了涵道系统、共轴式反转螺旋桨设计和升力系统与推力系统并用三种技术。本发明保持了传统飞行器的低速飞行性能，同时机体外形还可提供20%的升力，增加蹼式平尾用于提高直升机的垂直方向和航向稳定性。该设计填补了国内同类产品自主研制的空白，产品同时还具有一定的美观性，且达到了相当的稳定性。适应性好。整机各项技术的成熟度高。

Description

一种小型无人飞行器构型

技术领域

本发明属于航空飞行器设计领域，具体涉及一种小型无人机构型。

背景技术

现有的国产微小型低速无人飞行器产品中，一般以航空模型居多，且多为传统构型或原型机的缩比模型，不能加载其它设备并执行特殊任务。同时，涵道系统、共轴式反转螺旋桨等较新兴技术在该领域内应用也不广泛。

发明内容

发明目的：提供一种速度更快、飞行动作更机动灵活、应用领域更广泛的微小型低速无人飞行器。

技术方案：一种微小型无人飞行器构型，包括机身结构1、升力系统2、推力系统3、动力系统4，机身结构1包括主机身11、后机身12和底部的缓冲着陆垫13；机身结构1的正中气动焦点位置设置有主升力涵道14，升力系统2安装于主升力涵道14中，包括上下两组共轴桨叶21；所述推力系统3包括中央后推进器31和左后推进器32及右后推进器33，所述动力系统4包括发动机41、油箱42以及传动系统43，发动机41位于后机身中部，油箱42填充了主机身11的空腔区。

所述机身结构1采用中空式结构，设置有翼稍浮筒15。

所述中央后推进器31设置有尾流变向圈31a。

所述后机身12的中间位置设置有一个鳍形垂尾12a及蹼式平尾12b。

所述上下两组共轴桨叶21通过主桨叶组支架22与机身结构1连接并固定，主桨叶组支架22为三点式支撑的结构形式。

所述机身结构1的侧面开可视孔16，用于直接监视油箱42的油量和设备情况。

所述缓冲着陆垫13采用耐磨性能和耐高温性能好的高强高弹工程塑料制作，附着在机身下方。

有益效果：本发明同时使用了涵道系统、共轴式反转螺旋桨设计和升力系统与推力系统并用三种技术。涵道旋翼系统相对于同样直径的孤立旋翼,在同样功率消耗的情况下,会产生较大的拉力，由于叶尖处受涵道限制，冲击噪声也相应减小。另外，涵道也可以起到保护旋翼的作用。主升力系统采用共轴式反转螺旋桨设计，效率比其他旋翼布局的直升机高，允许重心偏移较大，机动能力强，操纵简单，容易保持高度，不受横向风影响，安定性好。同时又有良好的爬升性和较小的弯曲半径。其布局上下对称，两组桨叶可以提供一组相互抵消的正反扭矩，消除了偏航的动力来源。采用双旋翼作为垂直飞行时的升力系统，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，充分发挥了各自优势，保持了共轴双旋翼的高悬停效率和自转下滑能力，以及螺旋桨的高效推进能力。本发明保持了传统飞行器的低速飞行性能，同时机体外形还可提供20%的升力，增加蹼式平尾用于提高直升机的垂直方向和航向稳定性。该设计填补了国内同类产品自主研制的空白，产品同时还具有一定的美观性，且达到了相当的稳定性。适应性好。整机各项技术的成熟度高。

附图说明

图1为机身系统布局示意图（俯视图）

图2为机身布局示意图（俯视图）

图3为立体图

图4为仰视图

图5为中央后推进器尾流变向圈工作示意图

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图5。

本微小型无人飞行器由机身结构1、升力系统2、推力系统3、动力系统4组成。机身结构1包括主机身11、后机身12和底部的缓冲着陆垫13；机身结构1的正中气动焦点位置设置有主升力涵道14，升力系统2安装于主升力涵道14中，包括上下两组共轴桨叶21；所述推力系统3包括中央后推进器31和左后推进器32及右后推进器33，所述动力系统4包括发动机41、油箱42以及传动系统43，发动机41位于后机身中部，油箱42填充了主机身11的空腔区。后机身12的中间位置设置有一个鳍形垂尾12a及蹼式平尾12b。

发动机41位于后机身12正中位置，同时为推力系统3包括中央后推进器31和左后推进器32及右后推进器33提供动力，其内部整合微型感受装置，可根据指令随时调整输入功率；升力系统2的构成部件主要包括：主升力涵道14、上下两组共轴桨叶21、主桨叶组支架22、功率输入端等内容；主升力涵道14位于机身正中气动焦点位置，是全机的主升力机构，其通过一个主桨叶组支架22与机身结构1并固定，主桨叶组支架22设计成三点式支撑的结构形式；后推进器共三个，分别位于机身后方左右两侧和机身尾部正中的位置，左后推进器32及右后推进器33的变速通过机身两侧的后推进器变速齿轮组控制，正中的推进器转速直接由发动机41输入功率调整，机身两侧的两个涵道推力风扇，以大小相同，转向相反的转速旋转，以提供飞行器前飞的推力，并且通过控制其转速不同，以提供转向的动力。在鳍形垂尾12a下增加一个中央后推进器31，以弥补转向时推力的不足，同时也有紧急状态下调整飘降姿态的作用；传感器载荷是现有成品，作用是接收外部指令，接收指令后作用给上下两组共轴桨叶21和后推进器变速齿轮组，传感器载荷有左右两个，独立工作，分别位于左后推进器32及右后推进器33前方，与传感器载荷配套使用的地面遥控站可由便携式地面控制器或跟踪站、车载舱式地面站等充当；油箱42的形状根据机身轮廓设计，最大限度地利用空间。

机体结构包括主机身11、后机身12和缓冲着陆垫13。中空式机身结构和翼梢浮筒15的设计是结构设计的特色。主机身11和后机身12由复合材料构成，中空硬壳式的结构形式使机体受到的大部分压力由外壳来承担，并通过减少结构件达到了减重的目的。整体机身结构，包括翼梢浮筒15部分，设计成密闭空腔，这样不但可以为变速箱等系统设备提供空间，同时在海上飘行时，即使失去动力，机身也不会下沉。

主机身11主要包括一个主升力涵道14、油箱42以及主要控制系统和加载设备的备舱。机身前端和侧面都开可视孔16，可以直接监视到舱内油量和设备情况。上下两组共轴桨叶21通过一组三个管型主桨叶组支架22与主升力涵道14相连接，管内布置传动系统和线路。主升力涵道14的形状为一闭合的环形结构，涵道整体使用环氧树脂制造。

后机身12主要包括翼梢浮筒15，三个推进桨，翼梢浮筒15内除推进桨及其传动装置外，外壳本身即可为推力系统提供结构支持，其余部分为空腔，这样的结构不仅使重量大大减轻，同时，当机身在水面飘行时，即使发生故障失去动力，也可获得足够的浮力不致下沉。后机身12与主机身11的连接为密闭式，以使整个机身空腔的气密性良好。后机身12还包括蹼式平尾12b，起水平安定面的作用，是三个推进器之间的过渡段，在形式上与机身融为一体。

着陆垫13本身为单独的一组部件，采用耐磨性能好的高强高弹工程塑料制作，附着在机身下方，在机体着陆时起缓冲作用，保护机身结构在撞击地面时不受损伤。

主系统各阶段工作原理：

推力系统3包括三个推进器。一个位于垂尾正下方，参与提供前飞时的动力，同时，使用中心传感器作用于尾流变向圈31a，通过调整尾流变向圈31a出气口的上倾或下倾角度使推力方向改变，从而可实现对飞行器空中俯仰姿态的调整，中央后推进器31的变速通过控制发动机41的输入功率间接实现。另外两个分别位于机身两侧，发动机41的输入功率通过左后推进器32和右后推进器33各自的变速齿轮组，最终传递到推进器桨叶上；当两侧的推进器以相同速度运转时，只能为机身提供前进的动力，此时与正后方的中央后推进器31作用相同；当这两个推进器的运转速度出现差值，即差动运转时，机身将向转速慢的一侧转弯，此时，两侧的推进器所起到的作用为航向的偏转。

飞行前后，机身上的传感器载荷接收所有的地面指令，并对升力系统2和推力系统3做出反应。通过升力系统2实现垂直起降，起飞后发动推力桨，机体进入快速前飞状态。

在航向控制上，使用动力差动方式实现偏航，以提高实施机动动作时的可靠性。动力差动方式指推力系统3通过传感器载荷接收指令后，调整变速齿轮来控制机身后方左后推进器32或右后推进器33转速值的大小，为机身提供一个偏航力矩，以实现飞行器航向的偏转。

飞行过程中如俯仰姿态需要调整，可通过调节尾流变向圈31a的出气口方向实现，如气动外形设计合理，过大的俯仰角是不应存在的。

执行悬停动作时，只保留升力系统2低速工作，推力系统3暂停。

降落前先停止推进器工作，然后实现垂直降落。

非正常工作状态的处理：

可能出现的飞行故障有几种：第一种如遇异物主升力涵道14而导致升力系统2故障时，第二种如左后推进器32或右后推进器33故障停转时，包括相应传感器出现故障等，第三种如中央后推进器31停转时，最危险的情况是发动机停发时。

主升力涵道14内的共轴桨叶21如果吸入异物造成卡滞，飞行器的升力将丧失，自转下滑功能也无法实现。此时，对尾流变向圈31a进行调节，使之产生一个向上的力矩，同时，根据故障发生时机体横向速度确定是否需要增大水平推力，使机体着陆过程中的水平位移尽量增大，从而实现飞行器以水平状态安全着陆。

左后推进器32或右后推进器33发生故障造成停转后，飞行器的空中正常转弯功能将丧失，此时关闭右后推进器33或左后推进器32，按照降落任务执行，以实现安全着陆。

中央后推进器31停转后的飞行姿态将受到一定影响，但如果机体的气动外形设计得合理，仍可以实现正常飞行。

对于停发状态时的处理方法，该航空器与一般螺旋桨类航空器相仿，本身具有自转下滑实现安全着陆的能力。

本发明同时使用了涵道系统、共轴式反转螺旋桨设计和升力系统与推力系统并用三种技术。涵道旋翼系统相对于同样直径的孤立旋翼,在同样功率消耗的情况下,会产生较大的拉力，由于叶尖处受涵道限制，冲击噪声也相应减小。另外，涵道也可以起到保护旋翼的作用。主升力系统采用共轴式反转螺旋桨设计，效率比其他旋翼布局的直升机高，允许重心偏移较大，机动能力强，操纵简单，容易保持高度，不受横向风影响，安定性好。同时又有良好的爬升性和较小的弯曲半径。其布局上下对称，两组桨叶可以提供一组相互抵消的正反扭矩，消除了偏航的动力来源。采用双旋翼作为垂直飞行时的升力系统，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，充分发挥了各自优势，保持了共轴双旋翼的高悬停效率和自转下滑能力，以及螺旋桨的高效推进能力。本发明保持了传统飞行器的低速飞行性能，同时机体外形还可提供20%的升力，增加蹼式平尾用于提高直升机的垂直方向和航向稳定性。该设计填补了国内同类产品自主研制的空白，产品同时还具有一定的美观性，且达到了相当的稳定性。适应性好。整机各项技术的成熟度高。

Claims

1.一种微小型无人飞行器构型，包括机身结构[1]、升力系统[2]、推力系统[3]、动力系统[4]，其特征在于，机身结构[1]包括主机身[11]、后机身[12]和底部的缓冲着陆垫[13]；机身结构[1]的正中气动焦点位置设置有主升力涵道[14]，升力系统[2]安装于主升力涵道[14]中，包括上下两组共轴桨叶[21]；所述推力系统[3]包括中央后推进器[31]和左后推进器[32]及右后推进器[33]，所述动力系统[4]包括发动机[41]、油箱[42]以及传动系统[43]，发动机[41]位于后机身中部，油箱[42]填充了主机身[11]的空腔区。

2.根据权利要求1所述的一种微小型无人飞行器构型，其特征在于，所述机身结构[1]采用中空式结构，设置有翼稍浮筒[15]。

3.根据权利要求1所述的一种微小型无人飞行器构型，其特征在于，所述中央后推进器[31]设置有尾流变向圈[31a]。

4.根据权利要求1所述的一种微小型无人飞行器构型，其特征在于，所述后机身[12]的中间位置设置有一个鳍形垂尾[12a]及蹼式平尾[12b]。

5.根据权利要求1所述的一种微小型无人飞行器构型，其特征在于，所述上下两组共轴桨叶[21]通过主桨叶组支架[22]与机身结构[1]连接并固定，主桨叶组支架[22]为三点式支撑的结构形式。

6.根据权利要求1所述的一种微小型无人飞行器构型，其特征在于，所述机身结构[1]的侧面开可视孔[16]，用于直接监视油箱[42]的油量和设备情况。

7.根据权利要求1所述的一种微小型无人飞行器构型，其特征在于，所述缓冲着陆垫[13]采用耐磨性能和耐高温性能好的高强高弹工程塑料制作，附着在机身下方。