CN107600405A - 一种涵道式垂直起降升力体无人机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涵道式垂直起降升力体无人机，涉及垂直起降无人机技术领域。所述无人机包括机身(1)、升力旋翼(2)、起降涵道(3)、倾转推力涵道(7)与倾转推力旋翼(8)，所述起降涵道(3)由贯穿所述机身(1)上下面的通孔构成，所述升力旋翼(2)设置在所述起降涵道(3)内，所述倾转推力涵道(7)通过倾转控制机构(9)铰接在所述机身(1)的后端，所述倾转控制机构(9)配置成能够使所述倾转推力涵道(7)的轴线与机身(1)的轴线之间的夹角可变，所述倾转推力旋翼(8)设置在所述倾转推力涵道(7)内。本发明在保持无人机垂直起降能力、不使无人机整体增重太大的条件下，提高了无人机的飞行速度和飞行稳定性，采用涵道避免旋翼裸露问题，提高了飞行安全性和起降悬停效率。

Description

一种涵道式垂直起降升力体无人机

技术领域

本发明属于垂直起降旋翼无人机技术领域，具体涉及一种涵道式垂直起降升力体无人机。

背景技术

旋翼类无人机具备垂直起降能力，放飞时不用依赖固定翼无人机所需的发射装置或滑跑跑道，应用范围广，但前飞阻力大，飞行速度较低，旋翼类无人机主要包括无人直升机、多旋翼无人机和倾转旋翼无人机。固定翼类无人机具有前飞速度快的优势，但起降依赖发射装置或滑跑跑道，应用范围不及旋翼类无人机。

无人直升机包括单旋翼带尾桨构型、共轴双旋翼构型、横列式双旋翼构型、纵列式双旋翼构型等多种构型，通过旋翼产生升力克服重力，旋翼倾斜时的前向分力作为推力驱动无人直升机前飞，由于旋翼倾斜角度有限导致前飞推力低以及旋翼迎风面积大、阻力系数高使得前飞阻力大，导致无人直升机的飞行速度低。

多旋翼无人机主要由4个或更多的旋翼提供升力，通过调节旋翼间的升力差来实现无人机的飞行方向控制和前飞，通过调节旋翼间的转矩差来实现无人机的方位转向控制。多旋翼无人机主要通过倾斜机身使升力提供前飞分力来实现前飞，由于机身倾斜时迎风面积变大导致阻力增加，且机体倾斜角度太大会影响飞行平衡故无法提供更大的推力，其前飞推力受到限制，多旋翼无人机前飞阻力大并且前飞推力不足，飞行速度低。

倾转旋翼无人机主要是在机翼端部安装有可以倾转的旋翼推进装置，通过调整推进装置轴线与机身轴线所成的角度来进行飞行姿态的转换，即垂直起降时，推进装置轴线与机身轴线垂直；水平飞行时，推进装置轴线与机身轴线平行。由于倾转旋翼无人机的推进装置需要兼顾起降和前飞状态，故旋翼尺寸较大，在前飞模式下阻力较大，影响飞行速度的提升。

并且，旋翼类无人机的旋翼是裸露的，存在低空运行时易与障碍物发生碰撞，导致无人机运行安全性降低；并且裸露的旋翼对周边人员存在着潜在的危害，存在安全隐患。

发明内容

为了在保持垂直起降能力、不使无人机整体增重太大的条件下提高无人机的飞行速度、飞行稳定性以及飞行安全性和起降/悬停效率，特提出一种涵道式垂直起降升力体无人机。

本发明涵道式垂直起降升力体无人机，相对于固定翼无人机，进一步降低了阻力，提高了飞行速度，本发明的升力体无人机将固定翼无人机的机身、平尾、垂尾等部件融合到机翼中，使无人机整体阻力更小，并且能降低机体结构重量，增大装载空间，同时也带来了起降效率低、稳定性不足的问题。

具体的，本发明涵道式垂直起降升力体无人机，包括机身、升力旋翼、起降涵道、倾转推力涵道与倾转推力旋翼，所述起降涵道由贯穿所述机身上下面的通孔构成，所述升力旋翼设置在所述起降涵道内，所述倾转推力涵道通过倾转控制机构铰接在所述机身的后端，所述倾转控制机构配置成能够使所述倾转推力涵道的轴线与机身的轴线之间的夹角可变，所述倾转推力旋翼设置在所述倾转推力涵道内。

优选的是，所述起降涵道的上下端口处均设置有导角，所述导角使得所述起降涵道在靠近机身上下表面处具有更大的内径。

优选的是，所述机身的位于起降涵道上下端口处设置有涵道盖，并通过开闭装置控制所述涵道盖封闭或敞开所述起降涵道的上下端口。

优选的是，所述升力旋翼包括可自相平衡扭矩的同轴线反向旋转的两个旋翼。

优选的是，所述起降涵道包括多个，对称设置在机身沿航向方向的轴线两侧。

优选的是，所述多个起降涵道内的升力旋翼均为单旋翼结构，多个所述单旋翼相互平衡扭矩。

优选的是，所述倾转推力涵道设置有多个，多个倾转推力涵道在所述机身后端沿中性面对称分布。

优选的是，所述机身的尾部外侧设置有姿态调整舵面，所述姿态调整舵面能够相对于机身平面向上或向下偏转。

优选的是，所述机身的外侧布置有翼尖小翼，所述翼尖小翼自机身端部向沿垂直于机身平面向上的方向完全，所述翼尖小翼上设置有偏航舵面。

优选的是，翼尖小翼包括多个，对称分布在所述机身两侧靠后的位置。

本发明涵道式垂直起降升力体无人机的主要发明点在于：

通过在机身上设置起降涵道，起降涵道内设置有可自相平衡扭矩的升力旋翼；在起降涵道内壁靠近机翼的上下壁板处设置内仓用以内置涵道盖，该涵道盖可实现起降涵道的开启和关闭；机身的尾部设有倾转推力涵道，该倾转推力涵道内设置有倾转推力旋翼，并设置有支撑件通过倾转控制机构将尾部的倾转推力涵道与机身相连，可倾转调节推力角度，实现辅助起降和调整机体平衡的功能。

本发明的有益效果是：本发明相对于旋翼类无人机和固定翼类无人机具有以下六大有益效果：

1、相对于无人直升机和多旋翼无人机，本发明通过调节倾转推力旋翼的倾斜角使得飞行中机身姿态无需额外倾斜，并且正常飞行模式下机身涵道关闭形成升力体，前飞阻力小，速度提高显著；相当于倾转旋翼无人机，本发明在正常飞行模式下主要推力来自于倾转推力旋翼，而起降模式下，主要升力来自升力旋翼，倾转推力旋翼仅承担小部分升力，故倾转旋翼直径相对较小，在前飞时阻力小，速度更快；

2、相对于固定翼类无人机，本发明在保持较快飞行速度的同时实现了垂直起降功能；

3、在产生同等推力的情况下，涵道推力系统相对于裸露旋翼，其旋翼直径可以更小，旋翼转速可以更高，相应地减少了系统重量，降低了对旋翼驱动装置的减速比要求，降低了驱动装置复杂度，减少了无人机结构重量；

4、本发明采用的旋翼均有涵道的保护，故无人机飞行安全性和对周边人员的安全性均相对于旋翼类无人机裸露的旋翼更好；

5、本发明采用的起降涵道避免了机体支撑件对旋翼下洗流的阻碍作用，故悬停、起降、推进效率相对多旋翼无人机和倾转旋翼无人机更高。

6、本发明采用的尾部倾转推力涵道可倾转调节推力角度，具有主动调节机体平衡的功能，飞行稳定性相当固定翼类升力体无人机更好。

综上，本发明实现了在保持垂直起降能力、不使无人机整体增重太大的条件下，提高了无人机的飞行速度和飞行稳定性，采用涵道避免旋翼裸露问题，提高了飞行安全性和起降/悬停效率。

附图说明

图1为按照本发明涵道式垂直起降升力体无人机的一优选实施例的无人机在垂直起降模式下的轴视图。

图2为本发明图1所示实施例的无人机在正常飞行模式下的轴视图。

其中，1为机身，2为升力旋翼，3为起降涵道，4为内仓，5为涵道盖，6为翼尖小翼，7为倾转推力涵道，8为倾转推力旋翼，9为倾转控制机构，10为姿态调整舵面。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

本发明提出了一种涵道式垂直起降升力体无人机，如图1及图2，包括机身1、升力旋翼2、起降涵道3、翼尖小翼6、倾转推力涵道7和倾转推力旋翼8，所述机身1中部设置一个上下带有圆形导角的圆柱形通孔构成起降涵道3，在所述圆柱形通孔内设置可自相平衡扭矩的同轴线反向旋转的升力旋翼2，或采用多个起降涵道3对称排列在机身两侧，其中的升力旋翼2可采用单个旋翼，涵道间两两相互平衡扭矩；所述升力旋翼2可通过机械驱动或电磁力驱动等方式产生旋转；在所述起降涵道3内壁靠近机身1的上/下壁板处设置内仓4用以内置涵道盖5，所述涵道盖5的上表面或下表面分别与机身1的上表面或下表面共形并通过滑道滑出完全封盖起降涵道3的上下端口，或者滑入完全敞开起降涵道3的上下端口；机身1的尾部对称地设有两个或更多倾转推力涵道7，通过倾转控制机构9实现倾转推力涵道7轴线与机身1轴线之间夹角的调节；所述倾转推力涵道7内设置有倾转推力旋翼8以产生推力，倾转推力旋翼8与倾转推力涵道7共同倾转；机身1的外侧布置有翼尖小翼6，其上可布置偏航舵面；机身1的尾部外侧设置有姿态调整舵面10；机身下部可根据起降需求安装各种构型的起落架。

需要说明的是，上述圆形导角是指在起降涵道的上下端口处设置有内径逐渐增大的过渡段，该过渡段采用弧形光滑过渡，所述导角使得所述起降涵道在靠近机身上下表面处具有更大的内径。

另外需要说明的是，本实施例中，起降涵道3如图1或图2所示为1个，其具有上下两个单旋翼结构，两个单旋翼结构同轴线反向旋转设置，能够自相平衡扭矩。备选实施方式中，起降涵道3也可以是多个，称排列在机身两侧，可以理解的是，这里的多个一般指偶数个，例如两个起降涵道3，两个起降涵道3对称设置在机身1沿航向方向的轴线两侧，这两个起降涵道3内的升力旋翼2均为单旋翼结构，两个所述单旋翼相互平衡扭矩。本发明不局限于上述两种实施例，例如还可以是具有多个起降涵道3，每个起降涵道3内可以设置两个反向旋转的单旋翼。

当无人机需垂直起降或悬停时，倾转推力涵道7的轴线与机身1的轴线垂直并产生向下的推力；涵道盖5滑入内仓4中导致起降涵道3的上下端口完全敞开，由升力旋翼2和倾转推力旋翼8共同提供升力，实现无人机的垂直起降或悬停。

当无人机正常飞行时，倾转推力涵道7的轴线与机身1的轴线保持在平行状态附近并产生向后的推力和垂直方向的姿态调整力；与此同时涵道盖5滑出完全封盖起降涵道3的上下端口，使升力旋翼2静止导致起降涵道不工作；此时升力主要由机身1提供，前飞推力由倾转推力涵道7和倾转推力旋翼8提供。

在垂直起降模式和悬停模式下，当无人机需进行飞行姿态调整时——当无人机需俯仰姿态的调整时，通过倾转推力旋翼8的推力增减量大小以及通过倾转控制机构9调整倾转推力涵道7的轴线与机身1的轴线的夹角来实现；当无人机需航向姿态的调整时，通过调节升力旋翼2的上下旋翼的扭矩差来实现；当无人机需滚转姿态的调整时，通过调整倾转推力旋翼8的左右升力差来实现。

在正常飞行模式下，当无人机需进行飞行姿态调整时——当无人机需俯仰姿态的调整时，通过将机身1尾部两侧的姿态调整舵面10进行向上或向下偏转调整来实现；当无人机需航向姿态的调整时，通过姿态调整舵面10进行同侧的两部分舵面进行上下反向调整来实现；当无人机需滚转姿态的调整时，通过将姿态调整舵面10的两侧舵面进行向上或向下的反向偏转调整来实现。

垂直起降模式与正常飞行模式之间的转换通过倾转控制机构9调节倾转推力旋翼8的推力方向，结合起降涵道3的升力大小调整来实现。

本发明的无人机实现了在保持垂直起降能力、不使无人机整体增重太大的条件下，提高了无人机的飞行速度和飞行稳定性，采用涵道避免旋翼裸露问题，提高了飞行安全性和起降/悬停效率。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，包括机身(1)、升力旋翼(2)、起降涵道(3)、倾转推力涵道(7)与倾转推力旋翼(8)，所述起降涵道(3)由贯穿所述机身(1)上下面的通孔构成，所述升力旋翼(2)设置在所述起降涵道(3)内，所述倾转推力涵道(7)通过倾转控制机构(9)铰接在所述机身(1)的后端，所述倾转控制机构(9)配置成能够使所述倾转推力涵道(7)的轴线与机身(1)的轴线之间的夹角可变，所述倾转推力旋翼(8)设置在所述倾转推力涵道(7)内。

2.如权利要求1所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，所述起降涵道(3)的上下端口处均设置有导角，所述导角使得所述起降涵道(3)在靠近机身(1)上下表面处具有更大的内径。

3.如权利要求1所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，所述机身(1)的位于起降涵道(3)上下端口处设置有涵道盖(5)，并通过开闭装置控制所述涵道盖(5)封闭或敞开所述起降涵道的上下端口。

4.如权利要求3所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，所述升力旋翼(2)包括可自相平衡扭矩的同轴线反向旋转的两个旋翼。

5.如权利要求1所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，所述起降涵道(3)包括多个，对称设置在机身(1)沿航向方向的轴线两侧。

6.如权利要求5所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，所述多个起降涵道(3)内的升力旋翼(2)均为单旋翼结构，多个所述单旋翼相互平衡扭矩。

7.如权利要求1所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，所述倾转推力涵道(7)设置有多个，多个倾转推力涵道(7)在所述机身(1)后端沿中性面对称分布。

8.如权利要求1所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，所述机身(1)的尾部外侧设置有姿态调整舵面(10)，所述姿态调整舵面(10)能够相对于机身平面向上或向下偏转。

9.如权利要求1所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，所述机身(1)的外侧布置有翼尖小翼(6)，所述翼尖小翼(6)自机身端部向沿垂直于机身平面向上的方向完全，所述翼尖小翼(6)上设置有偏航舵面。

10.如权利要求9所述的涵道式垂直起降升力体无人机，其特征在于，翼尖小翼(6)包括多个，对称分布在所述机身(1)两侧靠后的位置。