CN110182361A - 一种可倾转的垂直起降固定翼无人机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种可倾转的垂直起降固定翼无人机，包括机身、两个前臂、两个后臂以及两个前翼机构和两个后翼机构，两个前臂相对固定在机身前部的两侧，两个后臂相对固定在机身后部的两侧；两个前翼机构相对可转动的设置在两个前臂的前侧，并分别位于前臂的端部；两个后翼机构相对可转动的设置在两个后臂的后侧，并位于后臂的中部。本发明的有益效果是体积较小，载重量较大；同时，无人机的结构特殊，升阻比较大，飞行高度较高；另外，无人机的前翼和后翼的角度可调，以便给无人机提供足够的前进动力，飞行速度较快。

Description

一种可倾转的垂直起降固定翼无人机
技术领域
本发明涉及无人机设备技术领域，具体涉及一种可倾转的垂直起降固定翼无人机。
背景技术
无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“UAV”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。与有人驾驶飞机相比，无人机往往更适合那些太“愚钝，肮脏或危险”的任务。
目前，市场上的无人机体积较大，上升时的阻力较大，最大载重量比较小，航速和上升的高度有限，应用受限。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种可倾转的垂直起降固定翼无人机，体积较小，载重量较大；同时，无人机的结构特殊，升阻比较大，飞行高度较高；另外，无人机的前翼和后翼的角度可调，以便给无人机提供足够的前进动力，飞行速度较快。
本发明解决上述技术问题的技术方案如下：
一种可倾转的垂直起降固定翼无人机，包括机身、两个前臂、两个后臂以及两个前翼机构和两个后翼机构，两个所述前臂相对固定在所述机身前部的两侧，两个所述后臂相对固定在所述机身后部的两侧；两个所述前翼机构相对可转动的设置在两个所述前臂的前侧，并分别位于所述前臂的端部；两个所述后翼机构相对可转动的设置在两个所述后臂的后侧，并位于所述后臂的中部。
本发明的有益效果是：本发明整体体积较小，载重量较大；同时，无人机的结构特殊，升阻比较大，飞行高度较高；另外，无人机的前翼机构和后翼机构的角度均可调，根据飞行的需求调节前翼机构向前旋转90°，调节后翼机构向后旋转90°，以便给无人机提供足够的前进动力，飞行速度较快。
在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。
进一步，位于所述机身同一侧的所述前翼机构和所述后翼机构分别通过连接杆连接，所述连接杆与所述机身平行，所述连接杆的中部固定连接有中翼机构。
采用上述进一步方案的有益效果是通过中翼机构提高无人机的升力，从而增加无人机的载重量，提高无人机作业的能力。
进一步，所述中翼机构包括中翼安装座、中翼电机和中翼，所述中翼安装座固定在所述连接杆的中部，所述中翼电机安装在所述中翼安装座上，所述中翼设置在所述中翼电机的上方，并与所述中翼电机的驱动端固定连接，所述中翼电机驱动所述中翼旋转，以对无人机产生升力。
采用上述进一步方案的有益效果是无人机飞行的过程中，通过中翼电机驱动中翼旋转，对无人机产生一定的升力，从而增加无人机的载荷量。
进一步，所述前翼机构包括前翼安装座、前翼电机和前翼，所述前翼安装座沿前后方向可转动的安装在所述连接杆的前端并定位，所述前翼电机安装在所述前翼安装座上，所述前翼设置在所述前翼电机的上方，并与所述前翼电机的驱动端固定连接；无人机升降时，向后转动所述前翼安装座至其一侧与所述连接杆侧壁贴合并定位，同时所述前翼电机驱动所述前翼旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，所述前翼安装座向前转动至其一侧与所述连接杆的前端贴合，同时所述前翼电机驱动所述前翼旋转，以对无人机产生前进的动力。
采用上述进一步方案的有益效果是无人机升降的过程中，通过前翼电机驱动前翼旋转，对无人机产生一定的升力，从而增加无人机的载荷量；同时，当无人机水平飞行时，前翼安装座带动前翼电机和前翼向前旋转90°，前翼电机带动前翼旋转为无人机提供前进的动力，加快无人机飞行的速度。
进一步，所述前翼机构还包括固定安装在所述连接杆上的前翼气缸，所述前翼气缸的伸缩端沿前后方向伸缩，并与所述前翼安装座转动连接；无人机升降时，所述前翼气缸驱动所述前翼安装座向后转动至所述前翼安装座的一侧与所述连接杆的侧壁贴合，同时所述前翼电机驱动所述前翼旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，所述前翼气缸驱动所述前翼安装座向前转动至其一侧与所述连接杆的前端贴合，同时所述前翼电机驱动所述前翼旋转，以对无人机产生前进的动力。
采用上述进一步方案的有益效果是通过前翼气缸驱动前翼安装座、前翼电机以及前翼向前旋转90°，同时前翼电机驱动前翼旋转为无人机提供前进的动力，加快无人机飞行的速度。
进一步，所述后翼机构包括后翼安装座、后翼电机和后翼，所述后翼安装座可转动的安装在所述连接杆的后端并定位，所述后翼电机安装在所述后翼安装座上，所述后翼设置在所述后翼电机的上方，并与所述后翼电机的驱动端固定连接；无人机升降时，向前转动所述后翼安装座至其一侧与所述连接杆侧壁贴合并定位，同时所述后翼电机驱动所述后翼旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，所述后翼安装座向后转动至其一侧与所述连接杆的后端贴合，同时所述后翼电机驱动所述后翼旋转，以对无人机产生前进的动力。
采用上述进一步方案的有益效果是无人机升降的过程中，通过后翼电机驱动后翼旋转，对无人机产生一定的升力，从而增加无人机的载荷量；同时，当无人机水平飞行时，后翼安装座带动后翼电机和后翼向后旋转90°，后翼电机带动后翼旋转为无人机提供前进的动力，加快无人机飞行的速度。
进一步，所述后翼机构还包括固定安装在所述连接杆上方的后翼气缸，所述后翼气缸的伸缩端沿前后方向伸缩，并与所述后翼安装座转动连接；无人机升降时，所述后翼气缸驱动所述后翼安装座向前转动至所述后翼安装座的一侧与所述连接杆的侧壁贴合，同时所述后翼电机驱动所述后翼旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，所述后翼气缸驱动所述后翼安装座向后转动至其一侧与所述连接杆的后端贴合，同时所述后翼电机驱动所述后翼旋转，以对无人机产生前进的动力。
采用上述进一步方案的有益效果是通过后翼气缸驱动后翼安装座、后翼电机以及后翼向后旋转90°，同时后翼电机驱动后翼旋转为无人机提供前进的动力，加快无人机飞行的速度。
进一步，所述前臂和所述后臂均呈V字形。
采用上述进一步方案的有益效果是结构特殊，无人机的整体升力比较大，无人机上升的速度较快。
进一步，所述机身靠近后端的位置的上端还设有尾臂。
采用上述进一步方案的有益效果是结构简单，表面较小，阻力较低，受力形式较好。
进一步，所述机身的后端上还设有尾翼机构，所述尾翼机构包括尾翼安装座、尾翼电机和尾翼，所述尾翼安装座固定在所述机身的后端上，所述尾翼电机安装在所述尾翼安装座上，所述尾翼设置在所述尾翼安装座的后方，并与所述尾翼电机的驱动端固定连接。
采用上述进一步方案的有益效果是无人机飞行的过程中，通过尾翼电机驱动尾翼旋转，对无人机产生前进的动力，加快无人机飞行的速度。
附图说明
图1为本发明的整体结构示意图之一；
图2为图1中A的放大图；
图3为本发明的整体结构示意图之二；
图4为本发明中无人机水平飞行时的结构示意图；
图5为本发明的电路框图；
图6为本发明无人机的升阻比与随迎角变化的曲线图；
图7为本发明无人机的升力系数和阻力系数随迎角变化的曲线图。
附图中，各标号所代表的部件列表如下：
1、机身，2、前臂，3、后臂，4、连接杆，5、中翼安装座，6、中翼电机，7、中翼，8、前翼安装座，9、前翼电机，10、前翼，11、前翼气缸，12、后翼安装座，13、后翼电机，14、后翼，15、后翼气缸，16、尾臂，17、尾翼安装座，18、尾翼电机，19、尾翼。
具体实施方式
以下结合附图及具体实施例对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
如图1至图7所示，本发明提供一种可倾转的垂直起降固定翼无人机，包括机身1、两个前臂2、两个后臂3以及两个前翼机构和两个后翼机构，两个前臂2相对固定在机身1前部的两侧，两个后臂3相对固定在机身1后部的两侧，两个前臂2和后臂3分别与机身1一体成型，结构简单；两个前翼机构相对可转动的设置在两个前臂2的前侧，并分别位于前臂2的端部；两个后翼机构相对可转动的设置在两个后臂3的后侧，并位于后臂3的中部。本发明整体体积较小，载重量较大；同时，无人机的结构特殊，升阻比较大，飞行高度较高；另外，无人机的前翼机构和后翼机构的角度均可调，根据飞行的需求调节前翼机构向前旋转90°，同时调节翼机构向后旋转90°，以便给无人机提供足够的前进动力，飞行速度较快。
本发明中，前臂2和后臂3均呈V字形，前臂2包括和第二本体，第一本体的一端焊接在机身1上，第二本体的一端与第一本体的一端焊接在一起，第一本体的长度比第二本体长。另外，后臂3包括第三本体和第四本体，第三本体的一端焊接在机身1上，第四本体的一端与第三本体的一端焊接在一起，第三本体和第四本体的长度相等。前臂2和后臂3的结构特殊，无人机的整体升力比较大，无人机上升的速度较快。
实施例1
在上述结构的基础上，本实施例中，位于机身1同一侧的前翼机构和后翼机构分别通过连接杆4连接，连接杆4与机身1平行，此时钳臂2的长度为后臂3长度的一半，连接杆4的两端焊接在位于机身1同一侧的前臂2的中部和后臂3的端部上，且两端分别延伸至前臂2的前侧和后臂3的后侧，从而使得连接杆4与机身1保持平行。连接杆4的中部固定连接有中翼机构，通过中翼机构提高无人机的升力，从而增加无人机的载重量，提高无人机作业的能力。
本实施例中，中翼机构包括中翼安装座5、中翼电机6和中翼7，中翼安装座5固定在连接杆4的中部，通常采用焊接或螺栓连接的方式，采用螺栓连接时中翼安装座5上和连接杆4的中部分别设有与螺栓配合的螺孔；中翼电机6安装在中翼安装座5上，具体为：中翼安装座5的中心处设有安装槽，中翼电机6通过螺栓固定在安装槽内，中翼电机6的机壳上以及安装槽内分别设有与螺栓配合的螺孔，方便拆装；中翼7设置在中翼电机6的上方，并与中翼电机6的驱动端固定连接，中翼电机6驱动中翼7旋转，以对无人机产生升力。此处中翼7包括相对设置的两个桨叶，两个桨叶的相对端(是指两个桨叶相互靠近的一端)分别通过螺栓安装在中翼电机6的驱动端上，两个桨叶的相对端上以及中翼电机6的驱动端上分别设有与螺栓配合的螺孔。无人机飞行的过程中，通过中翼电机6驱动中翼7旋转，对无人机产生一定的升力，从而增加无人机的载荷量。
实施例2
在上述结构的基础上，本实施例中，前翼机构包括前翼安装座8、前翼电机9和前翼10，前翼安装座8沿前后方向可转动的安装在连接杆4的前端并定位，前翼电机9安装在前翼安装座8上，前翼安装座8的中心处设有安装槽，前翼电机9通过螺栓固定在安装槽内，前翼电机9的机壳上以及安装槽内分别设有与螺栓配合的螺孔，方便拆装；前翼10设置在前翼电机9的上方，并与前翼电机9的驱动端固定连接(焊接)；无人机升降时，向后转动前翼安装座8至其一侧与连接杆4侧壁贴合并定位，同时前翼电机9驱动前翼10旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，前翼安装座8向前转动至其一侧与连接杆4的前端贴合，同时前翼电机9驱动前翼10旋转，以对无人机产生前进的动力。此处前翼10包括相对设置的两个桨叶，两个桨叶的相对端(是指两个桨叶相互靠近的一端)分别通过螺栓安装在前翼电机9的驱动端上，两个桨叶的相对端上以及前翼电机9的驱动端上分别设有与螺栓配合的螺孔。无人机升降的过程中，通过前翼电机9驱动前翼100旋转，对无人机产生一定的升力，从而增加无人机的载荷量；同时，当无人机水平飞行时，前翼安装座8带动前翼电机9和前翼10向前旋转90°，前翼电机9带动前翼10旋转为无人机提供前进的动力，加快无人机飞行的速度。
实施例3
在实施例二的基础上，本实施例中，前翼机构还包括固定安装在连接杆4上的前翼气缸11，通常采用螺栓连接，前翼气缸11的机壳上以及连接杆4上分别设有与螺栓配合的螺孔；前翼气缸11的伸缩端沿前后方向伸缩，并通过铰链与前翼安装座8转动连接；无人机升降时，前翼气缸11驱动前翼安装座8向后转动至前翼安装座8的一侧与连接杆4的侧壁贴合，同时前翼电机9驱动前翼10旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，前翼气缸11驱动前翼安装座8向前转动至其一侧与连接杆4的前端贴合，同时前翼电机9驱动前翼10旋转，以对无人机产生前进的动力，加快无人机飞行的速度。
需要说明的是，前翼气缸11驱动前翼安装座8、前翼电机9以及前翼10向前旋转90°后，前翼安装座8的一侧刚好与连接杆4的前端贴合。
另外，实施例二和实施例三中前翼安装座8的定位是通过前翼气缸11伸缩至设定位置后停止工作实现的。
实施例4
在实施例三的基础上，本实施例中，后翼机构包括后翼安装座12、后翼电机13和后翼14，后翼安装座12可转动的安装在连接杆4的后端并定位，后翼电机13安装在后翼安装座12上，后翼安装座12的中心处设有安装槽，后翼电机13通过螺栓固定在安装槽内，后翼电机13的机壳上以及安装槽内分别设有与螺栓配合的螺孔，方便拆装；后翼14设置在后翼电机13的上方，并与后翼电机13的驱动端固定连接(焊接)；无人机升降时，向前转动后翼安装座12至其一侧与连接杆4侧壁贴合并定位，同时后翼电机13驱动后翼14旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，后翼安装座12向后转动至其一侧与连接杆4的后端贴合，同时后翼电机13驱动后翼14旋转，以对无人机产生前进的动力。此处后翼14包括相对设置的两个桨叶，两个桨叶的相对端(是指两个桨叶相互靠近的一端)分别通过螺栓安装在后翼电机13的驱动端上，两个桨叶的相对端上以及后翼电机13的驱动端上分别设有与螺栓配合的螺孔。无人机升降的过程中，通过后翼电机13驱动后翼14旋转，对无人机产生一定的升力，从而增加无人机的载荷量；同时，当无人机水平飞行时，后翼安装座12带动后翼电机13和后翼14向后旋转90°，后翼电机13带动后翼14旋转为无人机提供前进的动力，加快无人机飞行的速度。
实施例5
在实施例四的基础上，本实施例中，后翼机构还包括固定安装在连接杆4上的后翼气缸15，通常采用螺栓连接，后翼气缸15的机壳上以及连接杆4上分别设有与螺栓配合的螺孔；后翼气缸15的伸缩端沿前后方向伸缩，并通过铰链与后翼安装座12转动连接；无人机升降时，后翼气缸15驱动后翼安装座12向前转动至后翼安装座12的一侧与连接杆4的侧壁贴合，同时后翼电机13驱动后翼14旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，后翼气缸15驱动后翼安装座12向后转动至其一侧与连接杆4的后端贴合，同时后翼电机13驱动后翼14旋转，以对无人机产生前进的动力，加快无人机飞行的速度。
另外，实施例三和实施例四中后翼安装座12的定位是通过后翼气缸15伸缩至设定位置后停止工作实现的。
本发明中，机身1靠近后端的位置的上端还设有尾臂16，尾臂16为T形结构，与鱼鳍的形状相似；尾臂16与机身1一体成型，结构简单，表面较小，阻力较低，受力形式较好。
本发明中，机身1的后端上还设有尾翼机构，尾翼机构包括尾翼安装座17、尾翼电机18和尾翼19，尾翼安装座17固定在机身1的后端上，通常采用焊接或螺栓连接的方式，采用螺栓连接时尾翼安装座17上和机身1的后端上分别设有与螺栓配合的螺孔。尾翼电机18安装在尾翼安装座17上，具体为：尾翼安装座17的中心处设有安装槽，尾翼电机18通过螺栓固定在安装槽内，尾翼电机18的机壳上以及安装槽内分别设有与螺栓配合的螺孔，方便拆装；尾翼19设置在尾翼安装座17的后方，并与尾翼电机18的驱动端固定连接，此处中翼7包括相对设置的两个桨叶，两个桨叶的相对端(是指两个桨叶相互靠近的一端)分别通过螺栓安装在尾翼电机18的驱动端上，两个桨叶的相对端上以及尾翼电机18的驱动端上分别设有与螺栓配合的螺孔。无人机飞行的过程中，通过尾翼电机驱动尾翼旋转，对无人机产生前进的动力，加快无人机飞行的速度。
本发明采用了电动六旋翼的复合翼构型，为了便于布置六个旋翼，采用了串列翼布局，同时将前翼前掠后翼后掠。前翼10翼尖小翼和旋翼臂融为一体，并延伸至后翼14形成环翼效果，有效减小了诱导阻力；同时前翼10形成的涡流，沿机身1与前臂2作用到后翼14，形成涡升力；使得升阻比比常规设计大20％以上。
另外，前翼10为小展弦比梯形小前掠翼，布置俯仰舵面。后翼14内段为中等展弦比梯形后掠翼，外段有全展向副翼及翼尖小翼。
本发明中的机身1内部中空，其形状与飞机相似。机身1内部安装有控制器以及给无人机上的电子设备供电的蓄电池(通常采用锂电池)，控制器与地面的控制中心无线通讯连接；蓄电池通过线路与控制器连接，控制器分别通过线路与所有的电机和气缸连接，控制器与每个气缸以及控制器与每个电机之间设有控制开关。无人机飞行的过程中，地面控制中心的工作人员根据实际需求向控制器发出指令，控制器开启对应的控制开关，连通相应的线路，从而使得相应的气缸或电机工作以完成相应的动作。
本发明中无人机的设计原理如下：
1、翼载的计算
1.1根据失速速度确定翼载
对于螺旋桨飞机，诱导阻力等于零升阻力的三倍时待机最优，因此螺旋桨飞机的航时最大翼载为：
最大升力系数CLmax。
飞机巡航速度为22m/s，飞机失速速度设计为16m/s，300m海拔ρ＝1.185kg/m3，代入上式计算得：W/S为32kg/m2。
1.2根据航时确定翼载
对于螺旋桨飞机，当诱导阻力等于零升阻力的三倍时待机最优，因此螺旋机飞机航行时最大翼载：
在巡航状态下，e＝0.6-0.85，故取e＝0.8，对于整流好的螺旋桨飞机，近似CD0＝0.02。在巡航高度h＝300m，空气密度近似等于ρ＝1.185kg/m3，巡航速度Vc＝64.8(km/h)＝18(m/s)，低速飞机一般为大展现比，选取展现比A＝9，因此
根据上述计算，无人机翼载最小值为
2.机翼设计
2.1机翼的面积S
由1.2节可知，W/S为32kg/m2，起飞重量50KG，则机翼参考面积1.57m2，翼展为4米。
2.2翼型的选择
2.2.1翼型分析
对于低速通用航空飞机，常采用高升力翼型，高升力翼型具有升力系数较高，而且巡航阻力与相对厚度相当的其他翼型相当的特点。高升力系数对起降和机动性能有利。
对于长航时无人机，在选择翼型时，如果从极曲线上发现两种翼型的最大升阻比相当，则选用最大升阻比的升力系数最大的翼型。
常用的高升力翼型包括：E591系列，NACA24系列，Clark Y型及NACA230系列等。选取常用的E591翼型。
2.2.2相对厚度
对于低速飞机，相对厚度在12％-18％之间时，最大升力系数最大。
低速时，相对阻力较小。
最大厚度位置：最大厚度位置后移，阻力降低。
低速时，适当增加翼型厚度可翼型的升力线斜率。
2.2.3相对弯度
相对弯度增大，力矩系数更负；
相对弯度增大，零升迎角的绝对值增大；
相对弯度增大，最大升力系数增加。
2.3机翼安装角设计
E591翼型属于大升力翼型，其最大升阻比对应迎角约为5°。因此，前翼安装角为4°，考虑到前翼10尾流对后翼14的影响，后翼14安装角初步确定为内段7°外段5°。经CFD仿真分析发现，前翼10翼尖绕流沿机身1向后发展，对后翼14外段上翼面气流起到加速作用，同时对中翼7气流有下压作用，因此后翼14安装角调整为外段4.5°，中段7.5°机翼上反角设计。
上反/下反角：由于上单翼有上反效应，下单翼有下反效应，所以前翼有2°上反，后翼内段有2°下反角，后翼外段上反角为零度。
水平安定面：串列翼布局全机重心在两机翼中间，所以不需要额外的水平安定面。
垂直安定面：由于机身尾部布置有垂直安定面，为减小垂尾高度，在机背布置有背鳍。
2.4机翼平面形状
前后机翼平面形状均选择为梯形。后机翼展弦比为12。后翼外段为平直翼，内段为后掠翼，四分之一弦线后掠角27°，前机翼展弦比为7.1。
2.5机身设计
由于起飞重量和机1身长度有一定的关系，机身参数根据机身1内部载荷、电池等参数确定，机身1长为2m。
2.6尾翼设计
2.6.1确定尾翼形式
该无人机选择T尾布局，尾翼的形式选择“T”型。设计分析简单，表面较小，阻力较低，受力形式较好，结构重量比较合理。
2.6.2确定尾翼参数
“T”型尾翼参数的确定，可通过常规布局飞机尾翼19设计要求进行分析，对于常规布局，尾翼参数主要由尾容量法确定：
平尾：
垂尾：
其中CHT，CVT分别为平尾尾容量和垂尾尾容量；
LHT，LVT分别为平尾尾力臂和垂尾尾力臂；
SHT，SVT分别为平尾面积和垂尾面积；
bW为机翼翼展。
根据统计数据，对于单发通用飞机，CHT＝0.7，CVT＝0.04。
一般的，LHT(或LVT)与机身长度lf的比值有一定的统计关系。对于后置发动机，LHT(LVT)＝(45％:50％)lf；在方案阶段暂取LHT(LVT)＝0.5lf＝0.55(m)。以此推算平尾和垂尾面积后再进行优化处理。
在设计阶段，典型的平尾面积可取机翼面积的15％-30％，升降舵面积相对平尾面积Sc/SH＝0.2-0.4，典型垂尾面积可取机翼面积的13％-23％，方向舵面积相对垂尾面积Sr/SV＝0.2-0.3。
将上述计算，取平尾尾力臂LHT(LVT)＝0.5lf＝0.55(m)，平尾尾容量cHT＝0.7，
2.6.3确定平尾尺寸
展弦比：对于大展弦比飞机，平尾展弦比一般为3.5-4.5；
根梢比：平尾采用前缘有后掠角的平直翼，根梢比λ＝1/2:1/3。
翼型：为了使飞机在飞行包线范围内，任何状态下水平尾翼有足够的操纵能力，水平尾翼失速迎角要比机翼大得多。一般地，对于低速飞机，平尾翼型取对称翼型，且平尾相对厚度大约在10％-12％，NACA0012是低速飞机常用的翼型，故该机型选择NACA0012作为平尾翼型。
2.6.4确定垂尾尺寸
后掠角：对于低速飞机，垂尾后掠角一般Λ≥20°，方案阶段前缘后掠角可暂取Λ＝25°。
展弦比：一般的，垂尾的展弦比为ARV＝1.5:3。
根梢比：一般的，垂尾的根梢比为λV＝2.0:3.5
操纵舵面：一般的，方向舵弦向长度相对垂尾弦向长度Cr/Ch＝0.2:0.3，方案阶段暂取，Sr/Sh＝0.3，Cr/Ch＝0.3
经综合考虑，为减小垂尾根部弯矩，将尽量减小垂尾高度，将垂尾机身连接的位置选在垂尾根部靠下的位置，定义为垂尾根弦crH＝0.28(m)。
翼型：对于低速飞机，垂尾和平尾选用相同的翼型，即NACA0012翼型。
2.7气动仿真
对全机进行Computational Fluid Dynamics(CFD，即计算流体动力学)分析。
坐标系：机鼻前端点为原点，沿机身轴线向后为X轴正向，竖直向上为Z轴正向的右手坐标系。
算例选择：攻角-6、-3、-0、2、4、6、8、10、12、15、18，滚转5，偏航5，升阻比和力矩系数与攻角之间的关系见下表1：
表1升阻比和力矩系数与攻角之间的关系
由上述表格中的数据可知：俯仰、横滚、航向均是稳定的。
如图6所示，无人机的升阻比(CL/CD)随着迎角的变化呈上升的趋势，由图6中的数据可知：无人机再打升阻比出现在0°攻角，此时无人机处于最佳的巡航状态。
另外，如图7为无人机飞行时升力系数和阻力系数随迎角变化的曲线图，从升力系数曲线可以看出，在8-10°攻角时开始出现流动分离，由于前翼14的下洗流抑制的后翼面的分离，因此失速特性比较缓和。
本发明中，无人机飞行的模式有两种：
第一种：多轴模式航行，即无人机上升或下降时的航行模式，此时前翼气缸11和后翼气缸15均处于关闭状态，前翼10、中翼7和后翼14同时旋转对无人机产生升力，使得无人机平稳的上升或下降；
根据电机测试数据，悬停时电流应为165A左右。
假设多轴模式起降时间为6分钟，可以保证两个起落和一次紧急故障处理，则多轴模式耗电为742.5Wh。
第二种：固定翼模式航行，即无人机水平飞行时的航行模式，此时前翼气缸11驱动前翼安装座8、前翼电机9和前翼10向前旋转90°，同时前翼电机9驱动前翼10旋转，以给无人机提供前进的动力，加快无人机飞行的速度；同时，后翼气缸15驱动后翼安装座12、后翼电机13以及后翼14向后旋转90°，同时后翼电机13驱动后翼14旋转，以给无人机提供前进的动力，加快无人机飞行的速度。
根据无人机设计手册，电动无人机的航时表达式：
式中：t为续航时间；Qb为电池的能量；ηm为巡航状态的电机效率；ηp为巡航状态的螺旋桨效率；ηe为电子调速器效率；Preq为无人机巡航状态的需用功率。
无人机在巡航状态下，重力与升力相等，螺旋桨的推力与阻力相等，即有
W＝L (2)
T＝D (3)
式中：W为无人机的重力，m为质量，g为重力加速度；L为巡航时的升力；D为巡航时的阻力，K为巡航时的升阻比；T为螺旋桨的推力。
W＝mg (5)
式中：cL为巡航状态下无人机的升力洗漱，cD为阻力系数。
巡航状态下，无人机的需用功率为
Preq＝TV (7)
式中：V为无人机的巡航速度。
其中，巡航状态的升阻比K与无人机的巡航飞行速度有关，升力系数
阻力系数与升力系数的关系式：
式中：ρ为空气密度，cD0零升阻力系数，A为机翼展弦比，e为奥斯瓦尔德效率因子，对直机翼：
e＝1.78(1-0.045A0.68)-0.46 (11)
联立上述(6)、(9)～(11)可获得无人机巡航状态下的升阻比。联立上述(1)～(7)式，可得航时计算公式
参数涉及：某型无人机为电动驱动，飞行重量在飞行过程中不发生变化，设计起飞重量为：
m＝50kg
按照经验，效率分别为
ηm＝0.85
ηe＝0.9
ηp＝0.6
电池型号为6s1p格氏ACE锂电池，额定容量为220000mAh，平均放电电压为22.5V，多旋翼和过渡段飞行预留371.25Wh，则用于巡航段的总电量为
Qb＝(22.2×220-742.5)Wh＝4207.5Wh
机翼面积及展弦比为
S＝0.686m2
A＝12.9
无人机的最大升阻比为Kmax＝10，则零升阻力系数约为
cD0＝0.0303
(根据最大升阻比推算，)
奥斯瓦尔德效率因子e为
e＝0.8969
无人机在海平面附近飞行时，飞行海拔在500m以下，空气密度为
ρ＝1.225kg/m3；
飞机正常巡航攻角应在3度以内，根据仿真分析的结果，升阻比为
K＝10；
考虑到，仿真计算忽略了一下部件，实际计算中，取值
K＝6
计算结果：按照多旋翼飞行6min，根据估算公式和无人机的基本参数，结合实际测试经验，保守的选择相关参数，其巡航速度设计为V＝22m/s，可以得到航时及航程，如下表2所示：
表2某型无人机航时评估
需要说明的是，实际作业过程中，需要保守使用蓄电池电量，预计该飞机实际航时约在2.5小时左右。苛刻环境下，航时应能超过2小时，符合设计需求。
而且，本发明所涉及到的气缸(型号SC60)、电机(型号TY-2)、控制开关(型号LA38-11)、蓄电池(6-QWLZ-60)以及控制器(型号TC-SCR)均采用现有技术，并且上述各个部件之间与控制器电连接，控制器与各个部件之间的控制电路为现有技术。
另外，地面控制中心控制控制器使得无人机执行飞行动作均采用现有技术。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：包括机身(1)、两个前臂(2)、两个后臂(3)以及两个前翼机构和两个后翼机构，两个所述前臂(2)相对固定在所述机身(1)前部的两侧，两个所述后臂(3)相对固定在所述机身(1)后部的两侧；两个所述前翼机构相对可转动的设置在两个所述前臂(2)的前侧，并分别位于所述前臂(2)的端部；两个所述后翼机构相对可转动的设置在两个所述后臂(3)的后侧，并位于所述后臂(3)的中部。
2.根据权利要求1所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：位于所述机身(1)同一侧的所述前翼机构和所述后翼机构分别通过连接杆(4)连接，所述连接杆(4)与所述机身(1)平行，所述连接杆(4)的中部固定连接有中翼机构。
3.根据权利要求2所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：所述中翼机构包括中翼安装座(5)、中翼电机(6)和中翼(7)，所述中翼安装座(5)固定在所述连接杆(4)的中部，所述中翼电机(6)安装在所述中翼安装座(5)上，所述中翼(7)设置在所述中翼电机(6)的上方，并与所述中翼电机(6)的驱动端固定连接，所述中翼电机(6)驱动所述中翼(7)旋转，以对无人机产生升力。
4.根据权利要求2所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：所述前翼机构包括前翼安装座(8)、前翼电机(9)和前翼(10)，所述前翼安装座(8)沿前后方向可转动的安装在所述连接杆(4)的前端并定位，所述前翼电机(9)安装在所述前翼安装座(8)上，所述前翼(10)设置在所述前翼电机(9)的上方，并与所述前翼电机(9)的驱动端固定连接；无人机升降时，向后转动所述前翼安装座(8)至其一侧与所述连接杆(4)侧壁贴合并定位，同时所述前翼电机(9)驱动所述前翼(10)旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，所述前翼安装座(8)向前转动至其一侧与所述连接杆(4)的前端贴合并定位，同时所述前翼电机(9)驱动所述前翼(10)旋转，以对无人机产生前进的动力。
5.根据权利要求4所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：所述前翼机构还包括固定安装在所述连接杆(4)上的前翼气缸(11)，所述前翼气缸(11)的伸缩端沿前后方向伸缩，并与所述前翼安装座(8)转动连接；无人机升降时，所述前翼气缸(11)驱动所述前翼安装座(8)向后转动至所述前翼安装座(8)的一侧与所述连接杆(4)的侧壁贴合，同时所述前翼电机(9)驱动所述前翼(10)旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，所述前翼气缸(11)驱动所述前翼安装座(8)向前转动至其一侧与所述连接杆(4)的前端贴合并定位，同时所述前翼电机(9)驱动所述前翼(10)旋转，以对无人机产生前进的动力。
6.根据权利要求2所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：所述后翼机构包括后翼安装座(12)、后翼电机(13)和后翼(14)，所述后翼安装座(12)可转动的安装在所述连接杆(4)的后端并定位，所述后翼电机(13)安装在所述后翼安装座(12)上，所述后翼(14)设置在所述后翼电机(13)的上方，并与所述后翼电机(13)的驱动端固定连接；无人机升降时，向前转动所述后翼安装座(12)至其一侧与所述连接杆(4)侧壁贴合并定位，同时所述后翼电机(13)驱动所述后翼(14)旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，所述后翼安装座(12)向后转动至其一侧与所述连接杆(4)的后端贴合，同时所述后翼电机(13)驱动所述后翼(14)旋转，以对无人机产生前进的动力。
7.根据权利要求6所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：所述后翼机构还包括固定安装在所述连接杆(4)上的后翼气缸(15)，所述后翼气缸(15)的伸缩端沿前后方向伸缩，并与所述后翼安装座(12)转动连接；无人机升降时，所述后翼气缸(15)驱动所述后翼安装座(12)向前转动至所述后翼安装座(12)的一侧与所述连接杆(4)的侧壁贴合，同时所述后翼电机(13)驱动所述后翼(14)旋转，以对无人机产生升力；无人机水平飞行时，所述后翼气缸(15)驱动所述后翼安装座(12)向后转动至其一侧与所述连接杆(4)的后端贴合，同时所述后翼电机(13)驱动所述后翼(14)旋转，以对无人机产生前进的动力。
8.根据权利要求1所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：所述前臂(2)和所述后臂(3)均呈V字形。
9.根据权利要求1-8任一项所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：所述机身(1)靠近后端的位置的上端还设有尾臂(16)。
10.根据权利要求1-8任一项所述的可倾转的垂直起降固定翼无人机，其特征在于：所述机身(1)的后端上还设有尾翼机构，所述尾翼机构包括尾翼安装座(17)、尾翼电机(18)和尾翼(19)，所述尾翼安装座(17)固定在所述机身(1)的后端上，所述尾翼电机(18)安装在所述尾翼安装座(17)上，所述尾翼(19)设置在所述尾翼安装座(17)的后方，并与所述尾翼电机(18)的驱动端固定连接。
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Denomination of invention: A Tiltable VTOL Fixed Wing UAV

Effective date of registration: 20230619

Granted publication date: 20220927

Pledgee: Wuhan Financing Guarantee Co.,Ltd.

Pledgor: HUBEI E-HAWK TECHNOLOGY CO.,LTD.

Registration number: Y2023420000237