CN108263594A - 一种无叶风扇动力垂直起降无人机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种无叶风扇动力垂直起降无人机，属于无人机技术领域。本发明无人机包括流线型机体，无桨叶动力风扇I，无桨叶动力风扇II，无桨叶动力风扇III，俯仰控制面，偏航控制面，水平尾翼，垂直尾翼，涡轮增压喷气引擎，中空的固定环和电池。本发明无人机采用无叶风扇的原理来产生飞行所需的升力，在正常飞行的同时取消整个旋翼系统，从而避免了采用桨毂部件带来的一系列维护及成本上的压力。本发明具有垂直起降与悬停、高速巡航的特点，目标针对未来新形式的战争条件，可执行监视、侦察与电子战任务。
Description
技术领域
本发明涉及一种无叶风扇动力垂直起降无人机，属于无人机技术领域。
背景技术
传统无人直升机主要产生升力的部件就是靠旋翼系统中的桨叶旋转与空气相互作用产生的，桨叶是靠桨毂与旋翼主轴相连接，而桨毂是一个不断变革的关键部件，其构型技术是直升机的核心技术。早期铰接式桨毂中不仅有挥舞铰，摆振铰和变距铰，而且还有各式各样的轴承、减摆器、限动器等，结构复杂、零件数目多，不仅制造成本高，维护费用昂贵、维护工作量大，而且安全性较差。
无叶风扇于2009年在英国首度推出，原来被称为“空气增倍机”。无叶风扇最大的不同点就是它不需要传统风扇的扇叶就可以输出风力。现有技术中未见将无叶风扇用于飞机上的报道。
发明内容
为解决现有无人机利用桨叶旋转与空气相互作用产生升力，实现上述过程所需要的部件数目多、结构复杂，制造成本高，维护费用昂贵、维护工作量大且安全性较差的问题，本发明提供了一种无叶风扇动力垂直起降无人机，采用的技术方案是：
一种无叶风扇动力垂直起降无人机，该无人机包括流线型机体1，无桨叶动力风扇I2，无桨叶动力风扇II3，无桨叶动力风扇III4，俯仰控制面5，偏航控制面6，水平尾翼10，垂直尾翼8，涡轮增压喷气引擎，中空的固定环9和电池；其中：所述无桨叶动力风扇I2和无桨叶动力风扇II3通过中空的固定连接件对称地固定安装在流线型机体1的两侧，无桨叶动力风扇I2的环形风圈所在平面和无桨叶动力风扇系统II3的环形风圈所在平面与水平面均呈0°～30°；所述固定环9固定安装在流线型机体1的尾部，且固定环9沿水平方向设置；所述固定环9的外圈表面固定有两个水平尾翼10，且两个水平尾翼10以流线型机体1的中心轴为对称轴进行对称设置，且每个水平尾翼10上均铰接有俯仰控制面5；每个水平尾翼10的尾端垂直固定连接有一块垂直尾翼8，每块垂直尾翼8的一半位于水平尾翼10的上方，另一半位于水平尾翼10的下方，且每块垂直尾翼8上铰接有偏航控制面6；所述无桨叶动力风扇III4的尺寸小于固定环9的尺寸，无桨叶动力风扇III4通过两个传动轴与固定环9的内圈表面连接；所述两个传动轴分别设置在固定环9的其中一条直径的两端，且该直径与流线型机体1中心轴垂直；所述两个传动轴带动无桨叶动力风扇III4绕传动轴的中心轴转动，用于调节无桨叶动力风扇III4与水平面所成的角度；所述流线型机体1头部内设有涡轮增压喷气引擎；所述流线型机体1的头部表面上设有两个对称设置的进气口7，气口7与涡轮增压喷气引擎的进气管相连；所述涡轮增压喷气引擎设有三条出气输送管道，分别与无桨叶动力风扇I2的内腔、无桨叶动力风扇II3的内腔和固定环9的内腔相互连通；所述固定环9的内腔与无桨叶动力风扇III4的内腔相互连通；所述涡轮增压喷气引擎与电池连接；所述电池用于为无人机提供电源。
进一步地，所述俯仰控制面5通过舵机调节俯仰控制面5与水平安定面所成角度。
更进一步地，所述俯仰控制面5与水平安定面所成角度的调节范围为-30°～30°。本发明中俯仰控制面5与水平安定面成0°时为中位或称调零位，上偏为正，下偏为负。
进一步地，所述偏航控制面6通过舵机调节偏航控制面6与垂直安定面所成角度。
进一步地，所述偏航控制面6与垂直安定面所成角度的调节范围为-45°～45°。本发明中偏航控制面6与垂直安定面成0°时为中位或称调零位，左偏为正，右偏为负。
进一步地，所述俯仰控制面5通过舵机控制调节俯仰控制面5与水平安定面所成角度；所述偏航控制面6通过舵机控制调节偏航控制面6与垂直安定面所成角度；所述无人机还包括控制系统；所述控制系统包括发射器，接收器、油门控制器和飞行控制板；所述发射器、接收器、油门控制器和飞行控制板设置在流线型机体1的内部；所述飞行器控制板控制接收器接收地面控制信号，解码并输出信号到舵机和油门控制器，通过油门控制器控制涡轮增压喷气引擎输出功率的大小，通过舵机控制几个舵面的偏转，同时反馈信号给发射器，发射信号给地面。
进一步地，所述无人机的总长度为8.52m，最大宽度为7.5m；所述无桨叶动力风扇I2，无桨叶动力风扇II3和无桨叶动力风扇III4的环形风圈的直径均为3.6m。
更进一步地，所述无桨叶动力风扇I2，无桨叶动力风扇II3和无桨叶动力风扇III4的环形风圈的出气口为一个1.3mm宽、绕着圆环转动的缝隙。
更进一步地，所述无桨叶动力风扇I2的环形风圈所在平面与水平面呈20°；所述无桨叶动力风扇系统II3的环形风圈所在平面与水平面呈20°。
本发明的涡轮增压喷气引擎将流线型机体1外部的空气从进气口7吸入并增压，再将增压后的高速气体分别导流至无桨叶动力风扇I2，无桨叶动力风扇II3和无桨叶动力风扇III4。
本发明无人机工作原理：
本发明无人机的机体采用整体流线外形，空气阻力小，采用三套可转动的无桨叶升力系统，产生直升机飞行所需的升力与推力。在机身后部采用分段平尾与双垂尾以满足俯仰与航向的操纵性与稳定性，其中无桨叶升力系统工作原理如下：无叶风扇利用喷气式飞机引擎及汽车涡轮增压中的技术，通过在机身前部的开口引入气体，经由加速器加速后，空气的流通速度被增大，再经过风扇环环形内唇环绕后通过一个1.3mm宽、绕着圆环的缝隙中吹出，带动附近的空气进入风扇环，同样以高速向外吹出，两种效应叠加从而产生飞行所需的动力；
无人机在飞行时空气通过机身前部进气口7进入到流线型机体1头部的涡轮增压喷气引擎内，通过引擎增压后的高速气体分三路分别导流至左右2、3和尾部4的无桨叶动力风扇系统，通过无桨叶动力风扇系统绕流后的高速气体向外吹出，高速气体流动的同时在其来流方向形成一个负压区，一方面流走的空气需要迅速得到补充，另一方面静压需要得到平衡，附近的空气因此被带动进入风扇环，这样使得通过的空气量增到15倍。因此形成的高速气流反作用力作用在机身上，构成了飞行所需要的升力。
本发明有益效果：
1、本发明采用无叶风扇的原理来产生飞行所需的升力，在正常飞行的同时取消整个旋翼系统，从而避免了采用桨毂部件带来的一系列维护及成本上的压力。
2、本发明无人机能够实现垂直起降与悬停、高速巡航，为针对未来新形式的战争条件执行执行监视、侦察与电子战任务打下基础。
3、本发明首次将无叶风扇用于无人机，克服了如下技术难题：一、解决了无叶风扇用于无人机的动力分配难题；二、解决了无叶风扇动力无人机兼顾垂直起降和高速前飞状态转换的难题；三、解决了无叶风扇动力无人机的飞行控制难题。
4、本发明无人机可以用于军用方面，如：执行侦察、监视与电子战任务，于战争开始前先行出动，将敌方防空阵地、雷达等重要目标进行标示，描绘出敌方的整体布防形式，利用自身机动灵活的优点，高低空、海面侦察和生化探测，发挥其远程长航时的侦察平台作用。它既可以供陆地上使用，也可以凭借其垂直起降能力成为舰载无人机。本发明无人机也可以用于民用方面，如：利用机身的充裕的空间布置选装机载设备，执行航拍，地理勘探，航空遥感、航空环境监测、通信中继与气象天文探测任务等。
附图说明
图1为本发明无人机立体结构示意图；
图2为本发明无人机主视图
图3为本发明无人机俯视图；
图4为本发明无人机侧视图；
其中：1，流线型机体；2，无桨叶动力风扇I；3，无桨叶动力风扇II；4，无桨叶动力风扇III；5，俯仰控制面；6，偏航控制面；7，进气口；8，垂直尾翼；9，固定环；10，水平尾翼。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明做进一步说明，以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”和“竖着”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的限制。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接连接，亦可以是通过中间媒介间接连接，可以是两个部件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”、“多组”、“多根”的含义是两个或两个以上。
实施方式一
结合图1-4说明本实施方式，本实施方式的一种无叶风扇动力垂直起降无人机，该无人机包括流线型机体1，无桨叶动力风扇I2，无桨叶动力风扇II3，无桨叶动力风扇III4，俯仰控制面5，偏航控制面6，水平尾翼10，垂直尾翼8，涡轮增压喷气引擎，中空的固定环9和电池；其中：所述无桨叶动力风扇I2和无桨叶动力风扇II3通过中空的固定连接件对称地固定安装在流线型机体1的两侧，无桨叶动力风扇I2的环形风圈所在平面和无桨叶动力风扇系统II3的环形风圈所在平面与水平面均呈0°～30°；所述固定环9固定安装在流线型机体1的尾部，且固定环9沿水平方向设置；所述固定环9的外圈表面固定有两个水平尾翼10，且两个水平尾翼10以流线型机体1的中心轴为对称轴进行对称设置，且每个水平尾翼10上均铰接有俯仰控制面5；每个水平尾翼10的尾端垂直固定连接有一块垂直尾翼8，每块垂直尾翼8的一半位于水平尾翼10的上方，另一半位于水平尾翼10的下方，且每块垂直尾翼8上铰接有偏航控制面6；所述无桨叶动力风扇III4的尺寸小于固定环9的尺寸，无桨叶动力风扇III4通过两个传动轴与固定环9的内圈表面连接；所述两个传动轴分别设置在固定环9的其中一条直径的两端，且该直径与流线型机体1中心轴垂直；所述两个传动轴带动无桨叶动力风扇III4绕传动轴的中心轴转动，用于调节无桨叶动力风扇III4与水平面所成的角度；所述流线型机体1头部内设有涡轮增压喷气引擎；所述流线型机体1的头部表面上设有两个对称设置的进气口7，进气口7与涡轮增压喷气引擎的进气管相连；所述涡轮增压喷气引擎设有三条出气输送管道，分别与无桨叶动力风扇I2的内腔、无桨叶动力风扇II3的内腔和固定环9的内腔相互连通；所述固定环9的内腔与无桨叶动力风扇III4的内腔相互连通；所述涡轮增压喷气引擎与电池连接；所述电池用于为无人机提供电源。
本发明无人机工作原理：
本发明无人机的机体采用整体流线外形，空气阻力小，采用三套可转动的无桨叶升力系统，产生直升机飞行所需的升力与推力。在机身后部采用分段平尾与双垂尾以满足俯仰与航向的操纵性与稳定性，其中无桨叶升力系统工作原理如下：无叶风扇利用喷气式飞机引擎及汽车涡轮增压中的技术，通过在机身前部的开口引入气体，经由加速器加速后，空气的流通速度被增大，再经过风扇环环形内唇环绕后通过一个1.3mm宽、绕着圆环的缝隙中吹出，带动附近的空气进入风扇环，同样以高速向外吹出，两种效应叠加从而产生飞行所需的动力；
无人机在飞行时空气通过机身前部进气口7进入到流线型机体1头部的涡轮增压喷气引擎内，通过引擎增压后的高速气体分三路分别导流至左右2、3和尾部4的无桨叶动力风扇系统，通过无桨叶动力风扇系统绕流后的高速气体向外吹出，高速气体流动的同时在其来流方向形成一个负压区，一方面流走的空气需要迅速得到补充，另一方面静压需要得到平衡，附近的空气因此被带动进入风扇环，这样使得通过的空气量增到15倍。因此形成的高速气流反作用力作用在机身上，构成了飞行所需要的升力。
本发明无人机可垂直起降与悬停，同时拥有高速巡航的能力。在机身两侧有两套无桨叶升力系统，通过在机身前部的开口引入气体，产生向前的分力。尾部也有一套无桨叶升力系统，主要作用是在前飞时产生向前的推力。
本发明无人机在进行垂直起飞与降落、空中悬停时，三套升力系统向下喷出气体，提供升力；在前飞时，机身两侧升力系统微微前倾，产生大部分升力与小部分前飞推力，机身尾部升力系统大角度前倾，提供大部分的前飞推力；飞机的俯仰运动由平尾与升力系统共同控制；偏航运动由垂尾控制；横滚运动由机身两侧升力系统的差动控制。
本发明的涡轮增压喷气引擎将流线型机体1外部的空气从进气口7吸入并增压，再将增压后的高速气体分别导流至无桨叶动力风扇I2，无桨叶动力风扇II3和无桨叶动力风扇III4。
本发明无人机垂直起飞的时候，这个风扇和前面两个风扇都是水平的，共同克服重力；前飞时，通过传动轴调节后面这个风扇与水平面成一定角度，为飞机提供向前的推力。
实施方式二
本实施方式是对实施方式一中的俯仰控制面5进一步限定，本实施方式中俯仰控制面5可以通过舵机调节俯仰控制面5与水平安定面所成角度。
实施方式三
本实施方式是对实施方式一或二中的俯仰控制面5进一步限定，本实施方式中俯仰控制面5与水平安定面所成角度的调节范围为-30°～30°。
本实施方式中俯仰控制面5与水平安定面成0°时为中位或称调零位，上偏为正，下偏为负。
实施方式四
本实施方式是对实施方式一或二或三中的偏航控制面6进一步限定，本实施方式中偏航控制面6可以通过舵机调节偏航控制面6与垂直安定面所成角度。
实施方式五
本实施方式是对实施方式一或二或三中的偏航控制面6进一步限定，本实施方式中偏航控制面6与垂直安定面所成角度的调节范围为-45°～45°。
本实施方式中偏航控制面6与垂直安定面成0°时为中位或称调零位，左偏为正，右偏为负。
实施方式六
本实施方式是在实施方式一至五中任意一个实施方式的基础上增加技术特征控制系统；本实施方式中俯仰控制面5通过舵机控制调节俯仰控制面5与水平安定面所成角度；偏航控制面6通过舵机控制调节偏航控制面6与垂直安定面所成角度；的控制系统包括发射器，接收器、油门控制器和飞行控制板；所述发射器、接收器、油门控制器和飞行控制板设置在流线型机体(1)的内部；所述飞行器控制板控制接收器接收地面控制信号，解码并输出信号到舵机和油门控制器，通过油门控制器控制涡轮增压喷气引擎输出功率的大小，通过舵机控制几个舵面的偏转，同时反馈信号给发射器，发射信号给地面。
实施方式七
本实施方式是对实施方式一至六中的无人机尺寸进一步限定，本实施方式中无人机的总长度为8.52m，最大宽度为7.5m；所述无桨叶动力风扇I2，无桨叶动力风扇II3和无桨叶动力风扇III4的环形风圈的直径均为3.6m。
上述参数下的无人机可获得如下效果：空重175kg，最大起飞重量400kg，最大巡航速度150km/h，实用升限400m，航程150km。
实施方式八
本实施方式是对实施方式一至七中的无桨叶动力风扇I2的尺寸进一步限定，本实施方式中无桨叶动力风扇I2，无桨叶动力风扇II3和无桨叶动力风扇III4的环形风圈的出气口为一个1.3mm宽、绕着圆环转动的缝隙。
实施方式九
本实施方式是对实施方式一至八中的无桨叶动力风扇I2和无桨叶动力风扇系统II3的尺寸进一步限定，本实施方式中的无桨叶动力风扇I2的环形风圈所在平面与水平面呈20°；所述无桨叶动力风扇系统II3的环形风圈所在平面与水平面呈20°。本实施方式中采用的20°是综合兼顾了无人机垂直起飞和高速前飞两种状态下选择的最优角度，该角度可以获得最好的效果，具体如下：无人机垂直起飞时无桨叶动力风扇I2和无桨叶动力风扇II3能够提供足够的反推力来平衡无人机自身重力；无人机高速前飞时，无桨叶动力风扇I2和无桨叶动力风扇II3能够提供部分向前的推力，与无桨叶动力风扇III4先前的推力形成合力共同提供无人机高速前飞的推力。
虽然本发明已以较佳的实施例公开如上，但其并非用以限定本发明，任何熟悉此技术的人，在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做各种改动和修饰，因此本发明的保护范围应该以权利要求书所界定的为准。
Claims (9)
1.一种无叶风扇动力垂直起降无人机，其特征在于，所述无人机包括流线型机体(1)，无桨叶动力风扇I(2)，无桨叶动力风扇II(3)，无桨叶动力风扇III(4)，俯仰控制面(5)，偏航控制面(6)，水平尾翼(10)，垂直尾翼(8)，涡轮增压喷气引擎，中空的固定环(9)和电池；其中：所述无桨叶动力风扇I(2)和无桨叶动力风扇II(3)通过中空的固定连接件对称地固定安装在流线型机体(1)的两侧，无桨叶动力风扇I(2)的环形风圈所在平面和无桨叶动力风扇系统II(3)的环形风圈所在平面与水平面均呈0°～30°；所述固定环(9)固定安装在流线型机体(1)的尾部，且固定环(9)沿水平方向设置；所述固定环(9)的外圈表面固定有两个水平尾翼(10)，且两个水平尾翼(10)以流线型机体(1)的中心轴为对称轴进行对称设置，且每个水平尾翼(10)上均铰接有俯仰控制面(5)；每个水平尾翼(10)的尾端垂直固定连接有一块垂直尾翼(8)，每块垂直尾翼(8)的一半位于水平尾翼(10)的上方，另一半位于水平尾翼(10)的下方，且每块垂直尾翼(8)上铰接有偏航控制面(6)；所述无桨叶动力风扇III(4)的尺寸小于固定环(9)的尺寸，无桨叶动力风扇III(4)通过两个传动轴与固定环(9)的内圈表面连接；所述两个传动轴分别设置在固定环(9)的其中一条直径的两端，且该直径与流线型机体(1)中心轴垂直；所述两个传动轴带动无桨叶动力风扇III(4)绕传动轴的中心轴转动，用于调节无桨叶动力风扇III(4)与水平面所成的角度；所述流线型机体(1)头部内设有涡轮增压喷气引擎；所述流线型机体(1)的头部表面上设有两个对称设置的进气口(7)，进气口(7)与涡轮增压喷气引擎的进气管相连；所述涡轮增压喷气引擎设有三条出气输送管道，分别与无桨叶动力风扇I(2)的内腔、无桨叶动力风扇II(3)的内腔和固定环(9)的内腔相互连通；所述固定环(9)的内腔与无桨叶动力风扇III(4)的内腔相互连通；所述涡轮增压喷气引擎与电池连接；所述电池用于为无人机提供电源。
2.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述俯仰控制面(5)通过舵机控制调节俯仰控制面(5)与水平安定面所成角度。
3.根据权利要求1或2所述的无人机，其特征在于，所述俯仰控制面(5)与水平安定面所成角度的调节范围为-30°～30°。
4.根据权利要求1或2所述的无人机，其特征在于，所述偏航控制面(6)通过舵机控制调节偏航控制面(6)与垂直安定面所成角度。
5.根据权利要求1或2或4所述的无人机，其特征在于，所述偏航控制面(6)与垂直安定面所成角度的调节范围为-45°～45°。
6.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述俯仰控制面(5)通过舵机控制调节俯仰控制面(5)与水平安定面所成角度；所述偏航控制面(6)通过舵机控制调节偏航控制面(6)与垂直安定面所成角度；所述无人机还包括控制系统；所述控制系统包括发射器，接收器、油门控制器和飞行控制板；所述发射器、接收器、油门控制器和飞行控制板设置在流线型机体(1)的内部；所述飞行器控制板控制接收器接收地面控制信号，解码并输出信号到舵机和油门控制器，通过油门控制器控制涡轮增压喷气引擎输出功率的大小，通过舵机控制几个舵面的偏转，同时反馈信号给发射器，发射信号给地面。
7.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述无人机的总长度为8.52m，最大宽度为7.5m；所述无桨叶动力风扇I(2)，无桨叶动力风扇II(3)和无桨叶动力风扇III(4)的环形风圈的直径均为3.6m。
8.根据权利要求1或7所述的无人机，其特征在于，所述无桨叶动力风扇I(2)，无桨叶动力风扇II(3)和无桨叶动力风扇III(4)的环形风圈的出气口为一个1.3mm宽、绕着圆环转动的缝隙。
9.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述无桨叶动力风扇I(2)的环形风圈所在平面与水平面呈20°；所述无桨叶动力风扇系统II(3)的环形风圈所在平面与水平面呈20°。
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