CN104044742B - 适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置 - Google Patents

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本发明涉及一种矢量推力装置，具体涉及一种涵道式矢量推力装置。适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，其技术方案是，它包括：用于产生气流的推力产生装置、用于改变气流方向的矢量喷管组件以及导流装置；推力产生装置为涵道风扇(1)；导流装置包括：管道(4)以及安装在管道(4)前后两端的圆形固定环(2)、方形固定环(6)；矢量喷管组件包括：舵机(8)、转盘(12)以及尾喷口(10)；本发明通过控制转向器的旋转实现尾喷口的上下偏转，不仅可以实现小型无人机的垂直起降、悬停，还可以保证在无人机作低速、大攻角状态机动飞行，甚至在操纵舵面几近失效时利用矢量推力提供额外操纵力矩来控制无人机正常飞行。

Description

适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置
技术领域
本发明涉及一种矢量推力装置，具体涉及一种涵道式矢量推力装置。
背景技术
世界无人机技术迅速发展，出现了大量的固定翼无人机和多轴旋翼式无人机。固定翼无人机的起降需要一定的滑跑距离，对跑道有严格的要求，机动性能有限，无法实现超低速巡航。多轴旋翼式无人机虽然能够垂直起降，但存在飞行速度慢、航程短、飞行高度低、生存能力差等缺点。到目前为止，现有无人机的起降方式存在很大的局限性，并不能很好的应对各式各样的突发情况。如何有效地提高无人机的起降性能和机动性能成为亟待解决的问题。
目前，美国和俄罗斯采用推力矢量技术对飞行器的飞行进行实时控制，推力矢量技术是发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞行器的操纵面或增强飞行器的操纵功能。该项技术对战斗机的隐身、减阻、减重都十分有效，在大型军用飞机上已有成功应用，代表性的有美军V-22鱼鹰式倾转旋翼机和F-35战斗机，均能实现飞机的垂直起降和悬停功能。然而，现有飞机上的矢量推力发动机结构复杂，重量大、能耗大且操控复杂，不适用于小型的无人机。随着无人机技术的发展，小型无人机在近地侦查、城市环境监测等方面的作用越来越大，因此在未来军事及民有领域均会具有较大需求。虽然推力矢量技术在航空领域已有大量应用，但在无人机中尚无实际使用。本发明就如何实现小型无人机的矢量推力提出了有效地解决方案。
发明内容
本发明的目的是：为了降低小型无人机在起降时对跑道质量的要求并提高无人机的飞行性能，本发明设计了一种适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置；
本发明的技术方案是：适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，它包括：用于产生气流的推力产生装置、用于改变气流方向的矢量喷管组件以及连接推力产生装置与矢量喷管组件的导流装置；
推力产生装置为涵道风扇；
导流装置包括：管道以及安装在管道前后两端的圆形固定环、方形固定环；管道的前端端口为圆形，后端端口为方形，中间部分呈收缩状圆滑过渡；管道的中间部分设有引线窗口；方形固定环内壁处设有上滑道以及下滑道；
矢量喷管组件包括：舵机、转盘以及尾喷口；尾喷口设有上遮板与下遮板；上遮板与下遮板为多个薄片拼接而成的可折叠遮板，薄片的两侧设有凸起；舵机与安装在尾喷口内的转盘固定连接，转盘的转轴处设有轴承；
整体连接关系为：导流装置一方面通过其圆形固定环与涵道风扇固定连接，另一方面通过其方形固定环与尾喷口套接在一起，上遮板与下遮板的一端与方形固定环内壁连接，中间部分的可折叠薄片通过两侧的凸起与上滑道以及下滑道滑动配合；舵机通过舵机安装座固定安装于方形固定环外侧。
本发明的有益效果是：1.本发明具有新型的进气道及矢量推力装置，控制转向器的旋转实现尾喷口的上下偏转，不仅可以实现小型无人机的垂直起降、悬停，还可以保证在无人机作低速、大攻角状态机动飞行，甚至在操纵舵面几近失效时利用矢量推力提供额外操纵力矩来控制无人机正常飞行。
2.本发明结构简单、质量轻、成本低，技术实施条件成熟，不需要特殊材料，通过现有工艺和设备容易做到。
附图说明
图1为本发明的立体结构示意图；
图2为本发明的俯视图；
图3为图2的AA向视图；
图4为本发明中矢量喷管组件的局部放大图；
图5为另一个角度的矢量喷管组件的局部放大图；
其中，1-涵道风扇、2-圆形固定环、3-引线窗口、4-管道、5-上遮板、6-方形固定环、7-舵机连接座、8-舵机、9-下遮板、10-尾喷管、11-轴承、12-转盘、13-上滑道、14-下滑道。
具体实施方式：
参见附图1、2、3，适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，它包括：用于产生气流的推力产生装置、用于改变气流方向的矢量喷管组件以及连接推力产生装置与矢量喷管组件的导流装置；
推力产生装置为涵道风扇1；
导流装置包括：管道4以及安装在管道4前后两端的圆形固定环2、方形固定环6；管道4的前端端口为圆形，后端端口为方形，中间部分呈收缩状圆滑过渡；管道4的中间部分设有引线窗口3，用于将涵道风扇的输电线和输油管从引出；方形固定环6内壁处设有上滑道13以及下滑道14；
参见附图4、5，矢量喷管组件包括：舵机8、转盘12以及尾喷口10；尾喷口10设有上遮板5与下遮板9；上遮板5与下遮板9为多个薄片拼接而成的可折叠遮板，薄片的两侧设有凸起；舵机8与安装在尾喷口10内的转盘12固定连接，转盘12的转轴处设有轴承11，轴承11的中心轴与转盘12的转轴处于同一直线，以尾喷口10的顺利转动；
整体连接关系为：导流装置一方面通过其圆形固定环2与涵道风扇1固定连接，另一方面通过其方形固定环6与尾喷口10套接在一起，上遮板5与下遮板9的一端与方形固定环6内壁连接，中间部分的可折叠薄片通过两侧的凸起与上滑道13以及下滑道14滑动配合，从而保证矢量喷管组件的气密性；舵机8通过舵机安装座7固定安装于方形固定环6外侧；
涵道风扇11在达到一定的功率后，将电能转化为气流的动能，使外部气体高速流入导流装置；矢量喷管组件通过舵机8转动带动尾喷管10偏转，改变气流从尾喷口10喷出的方向，从而控制气流所产生的推力的方向，获得控制力矩，实现对无人机的姿态控制。
较优的，为了在保证强度的前提下尽量减轻重，管道4采用碳纤维成型技术，并在内壁覆盖一层环氧树脂，从而使内壁光滑，减小推力损失。
较优的，为增加气密性并方便引线，在引线窗口3上侧设有滑盖。

Claims (3)

1.适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，它包括：用于产生气流的推力产生装置、用于改变气流方向的矢量喷管组件以及连接所述推力产生装置与所述矢量喷管组件的导流装置；
所述推力产生装置为涵道风扇(1)；
所述导流装置包括：管道(4)以及安装在所述管道(4)前后两端的圆形固定环(2)、方形固定环(6)；所述管道(4)的前端端口为圆形，后端端口为方形，中间部分呈收缩状圆滑过渡；所述管道(4)的中间部分设有引线窗口(3)；所述方形固定环(6)内壁处设有上滑道(13)以及下滑道(14)；
其特征是，
所述矢量喷管组件包括：舵机(8)、转盘(12)以及尾喷口(10)；所述尾喷口(10)设有上遮板(5)与下遮板(9)；所述上遮板(5)与所述下遮板(9)为多个薄片拼接而成的可折叠遮板，所述薄片的两侧设有凸起；所述舵机(8)与安装在所述尾喷口(10)内的所述转盘(12)固定连接，所述转盘(12)的转轴处设有轴承(11)；
整体连接关系为：所述导流装置一方面通过其圆形固定环(2)与所述涵道风扇(1)固定连接，另一方面通过其方形固定环(6)与所述尾喷口(10)套接在一起，所述上遮板(5)与所述下遮板(9)的一端与所述方形固定环(6)内壁连接，中间部分的可折叠薄片通过两侧的凸起与所述上滑道(13)以及所述下滑道(14)滑动配合；所述舵机(8)通过舵机安装座(7)固定安装于所述方形固定环(6)外侧。
2.如权利要求1所述的适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，其特征是，所述管道(4)采用碳纤维成型技术，并在内壁覆盖一层环氧树脂。
3.如权利要求1或2所述的适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，其特征是，所述引线窗口(3)上侧有滑盖。
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