CN110217391B - 一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机 - Google Patents

一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机 Download PDF

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Abstract

本发明涉及无人机技术领域,一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,机身组件包括由前至后依次连接的机头前舱、前机身和后机身,机头前舱内置至少一个电动涵道风扇发动机;所述后机身内置能源组件和载荷舱,后机身尾部设有推进螺旋桨组件,推进螺旋桨组件用于提供前推力以克服无人机飞行时的气动阻力;机翼组件为前掠翼形式安装在后机身两侧;尾翼组件安装在后机身的尾段;垂直升力装置组件为电动风扇式,两个垂直升力装置组件对称式的安装在后机身中段的左右两侧;该无人机具有垂直起降、远距离航行等诸多特性,实现大升力垂直起降与高效水平飞行一体化、垂直升力系统与固定翼布局一体化设计、以及旋翼垂直升力与固定翼升力一体化操控。

Description

一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机
技术领域
本发明涉及无人机技术领域,特别是一种货运无人机。
背景技术
随着无人机技术的成熟以及我国低空开放范围的逐步增大,市场上对具有航时长、速度快的大中型运载无人机的需求越来越强烈。为了满足市场对货运无人机的长途快速运输需求,一类垂直起降固定翼无人机成为首选。该类无人机具有垂直起降能力、航时航程大、对起降场地要求低。
目前,用于实现垂直起降固定翼飞行器(有人机或无人机)的技术途径主要包括倾转旋翼布局、尾座式倾转布局、涵道风扇式布局等,但是上述途径控制难度大、作动机构复杂、故障率和成本高。因此,实际上目前最具代表性的一种垂直起降固定翼无人机,采用四旋翼加推进螺旋桨的复合式动力配置以及平直机翼加一体化水平/垂直尾翼气动布局,技术方案如下:
无人机整体上采用平直机翼加一体化水平/垂直尾翼气动布局。机翼为大展弦比梯形或矩形翼,水平尾翼和垂直尾翼通常设计成一个组件,或者采用V形一体化尾翼。无人机采用四个旋翼装置提供垂直起降飞行所需的垂直升力;通常四个旋翼装置位于机身重心的四角、呈正方形布局,旋翼发动机通过撑杆与主翼连接;而提供前进动力的推进螺旋桨,则位于机头或者机尾;起飞和降落时,由四旋翼系统提供垂直升力,升空后平飞时,则通过推进螺旋桨提供动力使无人机前进、由固定翼产生垂直升力。
现有技术的此种无人机主要缺陷如下:
依赖四旋翼产生垂直升力限制了能够实现的飞行器总重能力,垂直升力系统与无人机固定翼气动布局完全独立无融合设计,垂直升力系统在无人机水平飞行时完全处于无效和不利状态。
发明内容
为解决上述问题,本发明提出一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,该无人机具有垂直起降、远距离航行等诸多特性,实现大升力垂直起降与高效水平飞行一体化、垂直升力系统与固定翼布局一体化设计、以及旋翼垂直升力与固定翼升力一体化操控。
为实现上述目的,本发明采用的技术方案是:
一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,包括机身组件、两组机翼组件、尾翼组件和两个垂直升力装置组件;其中
机身组件包括由前至后依次连接的机头前舱、前机身和后机身,其中机头前舱内置至少一个电动涵道风扇发动机,该电动涵道风扇发动机在无人机垂直起降和空中悬停飞行状态时提供纵向控制的俯仰操纵力矩;所述后机身内置能源组件和载荷舱,后机身尾部设有推进螺旋桨组件,推进螺旋桨组件用于提供前推力以克服无人机飞行时的气动阻力;
机翼组件安装在后机身两侧;
尾翼组件安装在后机身的尾段;
垂直升力装置组件为电动风扇式,两个垂直升力装置组件对称式的安装在后机身中段的左右两侧,垂直升力装置组件用于提供无人机在垂直起降和空中悬停状态飞行时所需的主要气动升力。
作为优选的,所述机翼组件为前掠固定翼。
作为优选的,所述机翼组件包括内段机翼和外段机翼,其中内段机翼的前掠角小于外段机翼,内段机翼的安装角和翼型弯度大于外段机翼。
作为优选的,所述内段机翼后缘布置襟翼,襟翼面积占内段机翼的5~8%,与内段机翼展长相比的相对展长约为40~60%;
和/或外段机翼后缘布置副翼,副翼面积约占外段机翼的5~7%,与外段机翼展长相比的相对展长为60~80%,与外段机翼弦长相比的相对弦长为20~25%。
作为优选的,所述机身组件还设有两个横向调节电动涵道风扇发动机,所述内段机翼上设有喷流出口,其中横向调节电动涵道风扇发动机的排气端与喷流出口通过导气管连通;两台电动涵道风扇发动机在后机身前端下部左右对称并联布置;所述喷流出口设置在内段机翼展向靠近翼稍处、弦向翼型最大厚度处的内部,滚转喷流出口可向机翼下方喷射气流、用于无人机在垂直起降和空中悬停状态飞行时提供横向控制的滚转操纵力矩。
作为优选的,所述尾翼组件主体向后机身上方延伸布置,且尾翼组件和后机身尾段组成包围结构,以避开推进螺旋桨组件。
作为优选的,所述尾翼组件包括水平尾翼、左右对称的两个垂直尾翼、以及两个左右对称的斜置尾撑,其中斜置尾撑向尾向斜外侧延伸,垂直尾翼下端连接在斜置尾撑外端,水平尾翼两端连接两个垂直尾翼上端。
作为优选的,所述水平尾翼后缘布置两片左右对称的升降舵,每片升降舵面积占水平尾翼整体面积的3~5%,与水平尾翼展长相比的相对展长为30~40%,与水平尾翼当地弦长相比的相对弦长为15~25%;左右两片升降舵同时上下同向偏转,用于无人机在前向飞行时提供纵向控制的俯仰操纵力矩;
和/或垂直尾翼后缘布置方向舵,方向舵面积占垂直尾翼的8~15%,与垂直尾翼展长相比的相对展长为70~80%,与垂直尾翼当地弦长相比的相对弦长为10~15%;左右对称的两侧方向舵同时左右同向偏转,用于无人机在前向飞行时提供航向控制的偏航操纵力矩。
作为优选的,所述后机身前段内部相对机翼组件下方位置布置燃料箱,燃料箱用于对螺旋桨组件提供所需的燃料;后机身中段内部上方布置动力电池组,其用于对垂直升力装置组件提供能源;动力电池组下方布置一个载荷舱,用于装载有效载荷;后机身后部内部装载油动推进发动机,用于驱动后端与之匹配的螺旋桨旋转、提供前推力克服无人机飞行时的气动阻力;在推进发动机前端配置一部发电机,其由推进发动机带动工作、产生电能为动力电池组充电。
使用本发明的有益效果是:
本专利无人机采用机头前舱、前机身和后机身三段式机身以及上单翼搭配吊挂式机身,综合实现了总体气动布局、内部装载布置以及操纵稳定性协调等诸多重要功能;采用大展弦比、两段小前掠角机翼气动布局,可改善机翼组件整体气动压力分布,获得更高升阻比;相比于常规后掠和平直翼气动布局在翼尖处先出现失速,前掠翼气动布局则是在翼根处先出现失速,优点是在飞行时机翼上的层流面积大、易于获得更大的升阻比;在平飞与悬停两类飞行状态的过渡转换期间,位于机翼平面后下方的垂直升力风扇组件高速旋转所产生的吸力将进一步改善翼根处的气流流场、增大层流面积提高升阻比;采用上置平尾搭配双斜撑垂尾的立体尾翼布局,一方面,使水平尾翼布置摆脱了机身尾部推进螺旋桨的约束、垂直方向高出机身(后机身)的距离足以避开后机身尾端螺旋桨旋转时所产生气动滑流的影响;另一方面,通过调节垂直尾翼和斜置尾撑的后掠角和展长,可方便地增加或减小水平尾翼平面形心到无人机重心的距离(沿无人机机体纵轴方向)以及水平尾翼的面积、从而获得合适的平尾尾容量;在机头前舱中部串联布置两台纵向配平电动涵道风扇发动机,这两台串联布置发动机用于无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时提供纵向控制的俯仰操纵力矩,并确保对无人机产生的最大俯仰抬头力矩大于两个左右并联布置垂直升力风扇组件(安装于后机身中部两侧)对无人机产生的最大俯仰低头力矩,同时对无人机提供小部分垂直升力;在产生同等大小俯仰操纵力矩条件下,串联布置两台小直径的电动涵道风扇发动机与布置一台大直径的电动涵道风扇发动机相比,大大减小了迎风截面积、气动阻力低,并且增加了操纵力矩调节的灵活性;采用机身两侧外挂式垂直升力风扇,空间布置受机身约束小、易于实现大直径垂直升力风扇布局,同时,采用一幅多叶(不少于3)螺旋桨风扇形式,在产生同等气动升力的条件下可减小风扇旋转平面直径、降低无人机平飞时的气动阻力;在内段机翼展向靠近翼稍处、弦向翼型最大厚度处的内部布置滚转喷流出口,滚转喷流出口可向机翼下方喷射气流、用于无人机在垂直起降和空中悬停状态飞行时提供横向控制的滚转操纵力矩,一方面,机构简单小巧的滚转喷流出口在机翼上布置非常灵活、受机翼空间限制小,另一方面,在后机身前端配置横向调节电动涵道风扇、既有充裕的安装空间又有良好的进气窗口;采用电动垂直升力系统与油动水平推进系统搭配的油电混合双动力系统,其益处包括:电动垂直升力系统启动功率大、调速响应快,便于瞬时产生较大垂直升力、并实现快速精确姿态控制;油动水平推进系统功率重量比高、且随着燃油消耗自然减轻无人机总重,可支持实现无人机长航时飞行;油动水平推进系统带动发动机为电动垂直升力系统动力电池组充电,可显著减少动力电池组配置、减轻无人机无效载重。
附图说明
图1为油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机俯视结构示意图。
图2为油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机正视结构示意图。
图3为油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机侧视结构示意图。
图4为油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机布局示意图。
图5为油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机另一视角布局示意图。
图6为油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机后机身的透视图。
具体实施方式
为使本技术方案的目的、实施细节和优点更加清楚明了,下面结合具体实施方式,对本技术方案进一步详细说明。应该理解,这些描述只是示例性的,而不是要限制本技术方案的范围。
如图1-图6所示,本实施例中的油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机包括机身组件1、机翼组件2、尾翼组件3以及垂直升力装置组件4四部分,机身组件1包括机头前舱11、前机身12和后机身13三部分;机翼组件2包括左右对称的两部分,其中一部分包括内段机翼21和外段机翼22两部分;尾翼组件3包括一个水平尾翼31以及两个左右对称的垂直尾翼32和两个左右对称的斜置尾撑33五部分;垂直升力装置组件4包括左右对称的两个垂直升力风扇组件,其中每个组件又分为升力风扇支撑圆框41、升力风扇驱动电机42以及升力风扇桨叶43三部分。
机身组件1特征是:包括机头前舱11、前机身12和后机身13三部分,用于连接无人机的机翼组件2、尾翼组件3以及垂直升力装置组件4等其他部分,并装载无人机的全部系统、载荷以及油料和电池。
其中机头前舱11特征是:在机头前舱11中部串联布置两台纵向配平电动涵道风扇发动机111,这两台串联布置发动机用于无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时提供纵向控制的俯仰操纵力矩,并确保对无人机产生的最大俯仰抬头力矩大于两个左右并联布置垂直升力风扇组件(安装于后机身13中部两侧)对无人机产生的最大俯仰低头力矩,同时对无人机提供小部分垂直升力;在产生同等大小俯仰操纵力矩条件下,串联布置两台小直径的电动涵道风扇发动机111与布置一台大直径的电动涵道风扇发动机相比,大大减小了迎风截面积、气动阻力低,并且增加了操纵力矩调节的灵活性;在机头前舱11头部下方布置前视传感器装置112,用于获取无人机前下方的目标或情景信息;在机头前舱11后部的下方布置一根前起落架113(可收放前置轮式起落架),用于支撑无人机在地面停放或滑行,并具有可控转向能力、提供无人机地面滑行转弯操纵,飞行时可向后旋转收纳于前机身12内部、以减少飞行阻力。
其中前机身12特征是:用于连接机头前舱11和后机身13,具有一段结构简单的平直舱段,可装载两台纵向配平涵道风扇发动机111的动力电池、以及收纳前起落架113;在无人机设计期间,可通过加长或缩短前机身的长度、方便调节无人机的重心分布以及两台配平涵道风扇的纵向力矩,为解决垂直起降无人机重心设计的难题提供了经济有效的技术途径。
其中后机身13外形特征是:用于连接前机身12、机翼组件2、尾翼组件3以及垂直升力装置组件4,整体为结构简单的等截面柱体、采用吊挂方式置于机翼2组件的内段机翼21下方;其前端与前机身12连接、并进行流线过渡修形;其中部左右对称与两个垂直升力风扇组件的升力风扇支撑圆框41连接,并在连接处进行流线过渡修形和结构加强;其后部通过左右对称两个斜置尾撑33与尾翼组件3连接,并在连接处进行流线过渡修形和结构加强;其尾部收缩为近似的圆锥体,在圆锥体尖端布置油动推进发动机的螺旋桨139,该螺旋桨布置形式可增大螺旋桨的迎风外露面积。
其中后机身13内部装载布置如附图6(后向仰视)所示,特征是:用于装载无人机的全部系统、载荷以及油料和电池;其前端下部左右对称并联布置两台横向调节电动涵道风扇发动机131,这两台发动机出口通过两根导气管132分别连接到左、右内段机翼21上的滚转喷流出口212上,用于无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时提供横向控制的滚转操纵力矩;其前端上部沿无人机机体纵轴方向安装一套无人机的机载系统133,主要包括自动驾驶仪、气压/姿态/导航/通信传感器组件;其前段内部机翼组件2的内段机翼21下方布置燃料箱134,用于装载活塞式油动推进发动机137所需的燃料;其中段内部上方布置一组动力电池组135,用于为垂直升力装置组件4的两个左右对称升力风扇驱动电机42提供能源;其中段内部动力电池组135下方布置一个载荷舱136,用于装载有效载荷(货物或设备);其后部内部装载一台活塞式油动推进发动机137,用于驱动后端与之匹配的螺旋桨139旋转、提供前推力克服无人机飞行时的气动阻力;在推进发动机137前端配置一部发电机138,由推进发动机137带动工作、产生电能为动力电池组135充电。
机翼组件2特征是:整体呈大展弦比(10~20)两段小前掠角上单翼气动布局,包括左右对称的两部分,其中左或右侧部分包括内段机翼21和外段机翼22两部分;用于提供无人机向前飞行时所需的主要气动升力,相比于常规后掠和平直翼气动布局在翼尖处先出现失速,前掠翼气动布局则是在翼根处先出现失速,优点是在飞行时机翼组件2上的层流面积大、易于获得更大的升阻比;在平飞与悬停两类飞行状态的过渡转换期间,位于机翼组件2平面后下方的垂直升力风扇组件高速旋转所产生的吸力将进一步改善机翼组件2的翼根处的气流流场、增大层流面积提高升阻比;采用上单翼布局形式、与吊挂式机身组件1配合,一方面,机翼组件2和机身组件1整体分离、便于拆装,同时机翼组件2受机身组件1气流干扰小、易于获得高升阻比,也便于在机身腹部进行载荷的装卸,另一方面,重心位于机翼组件2之下、发动机推力线之上,飞行气动阻力和发动机推力均对无人机产生抬头力矩、利于克服无人机在垂直起降与巡航两个飞行阶段过渡时低头力矩过大的问题。
其中内段机翼21外形特征是:平面形状为中等展弦比(5~10)、中等根梢比(1~3)、较小前缘前掠角(1~5°)的梯形机翼,并确保前掠角小于外段机翼22;横截面翼型为中等厚度(8~15%)、中等弯度(5~10%)层流翼型,并确保翼型弯度大于外段机翼22;采用小安装角(1~3°),并确保安装角大于外段机翼22;翼型弯度和安装角大于外段机翼22,可以改善机翼组件2整体的气动压力分布,获得更高的升阻比;后缘布置襟翼211,襟翼211面积约占内段机翼21的5~8%,相对展长(与内段机翼21展长相比)约为40~60%,相对弦长(与内段机翼21当地弦长相比)约为25~30%;当下偏时、可用于增加无人机低速飞行的气动升力。
其中内段机翼21内部特征是:在内段机翼21展向靠近翼稍处、弦向翼型最大厚度处的内部布置滚转喷流出口212,滚转喷流出口212可向机翼下方喷射气流、用于无人机在垂直起降和空中悬停状态飞行时提供横向控制的滚转操纵力矩;在内段机翼21内部沿展向的翼型最大厚度一线、从翼根至滚转喷流出口212处布置导气管132,导气管132一直延伸到后机身内部直至与后机身前端下部的横向调节电动涵道风扇发动机131相连接;机翼上滚转喷流出口212喷射的气流由机身内(异地)的横向调节电动涵道风扇发动机131提供、并调节控制,一方面,机构简单小巧的滚转喷流出口在机翼上布置非常灵活、受机翼空间限制小,另一方面,在后机身前端配置横向调节电动涵道风扇、既有充裕的安装空间又有良好的进气窗口;在左、右内段机翼21展向中点附近、弦向翼型最大厚度(偏后)处的内部各布置一根主起落架213(可收放主支撑轮式起落架),用于支撑无人机地面停放或滑行,并具有可控刹车能力、提供无人机地面滑行减速操纵,飞行时可向内旋转收纳于后机身13内部、以减少飞行阻力。
其中外段机翼22外形特征是:平面形状为小展弦比(1~5)、小根梢比(1~3)、中等前缘前掠角(5~10°)梯形机翼,并确保前掠角大于内段机翼21;横截面翼型为中等厚度(8~15%)、小弯度(1~5%)层流翼型,并确保翼型弯度小于内段机翼21;采用小安装角(1~3°),并确保安装角小于内段机翼21;后缘布置副翼221,副翼221面积约占外段机翼22的5~7%,相对展长(与外段机翼22展长相比)约为60~80%,相对弦长(与外段机翼22当地弦长相比)约为20~25%;左、右两侧副翼221同时上下反向差动偏转,用于无人机在前向飞行时提供横向控制的滚转操纵力矩;无人机在地面停放时,外段机翼22可沿内/外段机翼连接弦线向上向内方向翻转一定角度(如100~120°),以便节省停放空间。
尾翼组件3特征是:整体呈双斜尾撑、双垂尾、上置单平尾气动布局,包括一个上置水平尾翼31、左右对称的两个垂直尾翼32,以及两个左右对称的斜置尾撑33,该五个部分连接在一起成为一个结构组件;用于提供无人机向前飞行时所需的纵向和航向气动稳定性、以及纵向俯仰和航向偏航控制的操纵力矩。
其中水平尾翼31外形特征是:平面形状为小展弦比(1~5)矩形机翼,横截面翼型为中等厚度(8~15%)对称层流翼型;后缘布置两片左右对称的升降舵311,每片升降舵311面积约占水平尾翼31整体面积的3~5%,相对展长(与水平尾翼31展长相比)约为30~40%,相对弦长(与水平尾翼31当地弦长相比)约为15~25%;左右两片升降舵311同时上下同向偏转,用于无人机在前向飞行时提供纵向控制的俯仰操纵力矩;水平尾翼31弦长与垂直尾翼32的尖弦长相等,水平尾翼31的左右两端分别与左右垂直尾翼32的上端尖弦线相连,连接处采用流线整形与结构加强;通过垂直尾翼32和斜置尾撑33的联合支撑作用,使水平尾翼31整体位于无人机机身(后机身13)的外部,一方面,通过调节垂直尾翼32和斜置尾撑33的后掠角和展长,可方便地增加或减小水平尾翼31平面形心到无人机重心的距离(沿无人机机体纵轴方向)以及水平尾翼31的面积、从而获得合适的平尾尾容量(纵向安定度);另一方面,水平尾翼31垂直方向高出机身(后机身13)的距离足以避开后机身13尾端螺旋桨139旋转时所产生气动滑流的影响。
其中垂直尾翼32外形特征是:平面形状为小展弦比(1~5)、小根梢比(1~3)、中等前缘后掠角(5~10°)梯形机翼;横截面翼型为中等厚度(8~15%)对称层流翼型;后缘布置方向舵321,方向舵321面积约占垂直尾翼32的8~15%,相对展长(与垂直尾翼32展长相比)约为70~80%,相对弦长(与垂直尾翼32当地弦长相比)约为10~15%;左右对称的两侧方向舵321同时左右同向偏转,用于无人机在前向飞行时提供航向控制的偏航操纵力矩;左右对称的两个垂直尾翼32的根弦分别与左、右斜置尾撑的33尖弦相连,斜置尾撑33尖弦长占垂直尾翼32根弦长的比例约为(0.25~0.75),连接处采用流线整形与结构加强;采用双垂直尾翼形式,一方面,可在不增加单个垂直尾翼面积的条件下增加一倍的垂尾尾容量(航向安定度),另一方面,支撑水平尾翼31高出机身一定距离使其能够避开后机身13尾端螺旋桨139旋转时所产生气动滑流的影响。
其中斜置尾撑33外形特征是:外露平面形状为小展弦比(1~5)、中等前缘后掠角(5~10°)平行四边形机翼;横截面翼型为大厚度(15~30%)对称层流翼型,用于增加与后机身13的连接强度以及对垂直尾翼32和水平尾翼31一体化组件的支撑刚度;左右对称两个斜置尾撑33的根弦采用小安装角(1~3°)分别与后机身13后部左右两侧相连,相连处采用流线整形与结构加强;斜置尾撑33平面与机翼组件2平面平行,且确保在垂直方向低于机翼组件2平面;左右对称的两个斜置尾撑33的尖弦分别与左、右垂直尾翼32的根弦相连,连接处采用流线整形与结构加强;采用斜置尾撑形式,通过两个斜置尾撑33的支撑作用,使一个水平尾翼31以及两个垂直尾翼32三个部件置于机身(后机身13)之外,一方面,使水平尾翼31和垂直尾翼32的形状大小与安装位置受机身(后机身13)的限制大大减小,易于获得更合适的尾翼组件3构形,另一方面,使水平尾翼31和垂直尾翼32避开后机身13尾端螺旋桨139旋转时所产生气动滑流的影响。
垂直升力装置组件4特征是:包括左右对称的两个垂直升力风扇组件4,每个组件又分为升力风扇支撑圆框41、升力风扇驱动电机42、以及升力风扇桨叶43;左右对称的两个垂直升力风扇组件4以相同的功率同步工作,用于提供无人机在垂直起降和空中悬停状态飞行时所需的主要气动升力;前掠机翼组件2与后掠尾翼组件3搭配,为垂直升力装置组件4在机身组件1上布置,提供了良好的空间。
其中升力风扇支撑圆框41特征是:整体呈圆形框状,用于固定升力风扇驱动电机42以及其上安装的升力风扇桨叶43、并与后机身13相连;两个升力风扇支撑圆框41,采用外挂方式左右对称安装于后机身13中段两侧,连接处采用流线整形与结构加强;与嵌入机身安装方式相比,外挂安装方式摆脱了机身总体布局、传力结构、内部装载等诸多复杂约束,为采用大直径升力风扇创造了条件;圆框平面与机翼组件2平面平行、位于机翼组件2平面(与后机身13水平基准面处于同一平面)之下,并确保升力风扇支撑圆框41与机翼组件2和尾翼组件3在后机身13水平基准面上的投影均无重叠。
其中升力风扇驱动电机42特征是:左右对称的两台升力风扇驱动电机42,分别固定在左右两侧升力风扇支撑圆框41的中心轴上,在其转轴上各自对称安装多个(不小于3)升力风扇桨叶43;用于提供驱动升力风扇桨叶43高速旋转所需的功率,并可通过精确控制电机转速、快速灵活地调节升力风扇桨叶43所产生的气动升力大小;左右对称的两台升力风扇驱动电机42,由位于后机身13中段内部上方的一组动力电池135提供能源。
其中升力风扇桨叶43特征是:采用一幅多叶(不少于3)螺旋桨风扇,全部桨叶轴对称安装于升力风扇驱动电机42的转轴(垂直于升力风扇支撑圆框41平面)上;左右对称的两组升力风扇桨叶43分别在其驱动电机42的带动下高速(顺逆时针)相向旋转,共同产生垂直向上的气动升力、并通过相向旋转相互抵消两个升力风扇桨叶高速旋转时所产生的陀螺力矩;两组升力风扇桨叶43对无人机产生的最大俯仰低头力矩,应确保小于机头前舱内串联布置的两台纵向配平电动涵道风扇发动机111对无人机产生的最大俯仰抬头力矩;由于升力风扇桨叶43旋转平面位于机翼平面后下方,因此,桨叶高速旋转所产生的吸力将改善机翼组件2翼根处的气流流场、增大层流面积提高升阻比;采用多(不少于3)桨叶升力风扇形式,在产生同等气动升力的条件下可减小风扇旋转平面直径、降低无人机平飞时的气动阻力。
本发明提供的一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,采用油电混合双动力系统,包括电动垂直升力系统与油动水平推进系统。
其中电动垂直升力系统包括:机头前舱中部串联布置两台纵向配平电动涵道风扇发动机111、机身两侧并联外挂两台电动垂直升力风扇装置4、后机身前端下部左右对称并联布置两台横向调节电动涵道风扇发动机131、以及后机身中段内部上方布置一组动力电池135;无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时,两台并联电动垂直升力风扇组件产生主要气动升力,两台串联电动涵道风扇发动机提供纵向控制的俯仰操纵力矩(并确保对无人机产生的最大俯仰抬头力矩大于两个左右并联布置垂直升力风扇组件对无人机产生的最大俯仰低头力矩)和小部分垂直升力,两台横向调节电动涵道风扇发动机提供横向控制的滚转操纵力矩;一组动力电池可为垂直升力风扇、纵向配平风扇和横向调节风扇提供电能。
其中油动水平推进系统包括:后机身后部内部装载的一台活塞式油动推进发动机137、推进发动机前端配置的一部发电机138、推进发动机后端配置的一个两叶螺旋桨139以及后机身前段内部机翼下方布置的一个燃料箱134;无人机在水平飞行以及水平飞行转换到垂直起降、空中悬停状态的过渡期间,活塞式油动推进发动机用于驱动后端与之匹配的螺旋桨旋转、提供前推力克服无人机飞行时的气动阻力,燃料箱用于装载活塞式油动推进发动机所需的燃料,发电机由推进发动机带动工作、产生电能为动力电池组充电,而动力电池组为电动垂直升力系统提供能源。
实施例1
针对“250千米往返、700千米单程的15千克载荷”无人机运载能力需求,利用本发明提供的“一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机”技术方案,具体设计一种新型货运无人机实例技术方案,其外形三视图如附图1-图3所示
机身组件1特征是:包括机头前舱11、前机身12和后机身13三部分,用于连接无人机的机翼组件2、尾翼组件3以及垂直升力装置组件4等其他部分,并装载无人机的全部系统、载荷以及油料和电池。
其中机头前舱11特征是:在机头前舱11中部串联布置两台同一规格的纵向配平电动涵道风扇发动机111,每台发动机的最大拉力为15千克力;发动机111安装位置分别距无人机重心1.915米和1.565米;这两台串联布置发动机用于无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时提供纵向控制的俯仰操纵力矩,对无人机产生的最大俯仰抬头力矩为52.20千克力·米,大于两个左右并联布置垂直升力风扇组件(安装于后机身13中部两侧)对无人机产生的最大俯仰低头力矩52.08千克力·米,对无人机提供垂直升力30千克力、约占总垂直升力90千克力的三分之一;在机头前舱11头部下方布置前视传感器(光电/红外双窗视频传感器)装置112,用于获取无人机前下方的地面标志物以及周围情景信息;在机头前舱11后部的下方布置一根可收放前置轮式起落架(简称前起落架)113,用于支撑无人机在地面停放或滑行,并具有可控转向能力、提供无人机地面滑行转弯操纵,飞行时可向后旋转收纳于前机身12内部、以减少飞行阻力。
其中前机身12特征是:用于连接机头前舱11和后机身13,具有一段结构简单的平直舱段,可装载两台纵向配平涵道风扇发动机111的动力电池、以及收纳前起落架113;在无人机设计期间,通过加长或缩短前机身的长度调节无人机的重心分布以及两台配平涵道风扇的纵向力矩。
其中后机身13外形特征是:用于连接前机身12、机翼组件2、尾翼组件3以及垂直升力装置组件4,整体为结构简单的等截面柱体、采用吊挂方式置于机翼2组件的内段机翼21下方;其前端与前机身12连接、并进行流线过渡修形;其中部左右对称与两个垂直升力风扇组件的升力风扇支撑圆框41连接,并在连接处进行流线过渡修形和结构加强;其后部通过左右对称两个斜置尾撑33与尾翼组件3连接,并在连接处进行流线过渡修形和结构加强;其尾部收缩为近似的圆锥体,在圆锥体尖端布置油动推进发动机的螺旋桨139(两叶桨、半径0.40米),该螺旋桨布置形式可使螺旋桨的迎风外露面积超过70%。
其中后机身13内部装载布置如附图6(后向仰视)所示,特征是:用于装载无人机的全部系统、载荷以及油料和电池;其前端下部左右对称并联布置两台同一规格横向调节电动涵道风扇发动机131,最大拉力2千克力;这两台发动机出口通过两根导气管132分别连接到左、右内段机翼21上的滚转喷流出口212上,无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时可提供横向控制的滚转操纵力矩;其前端上部沿无人机机体纵轴方向安装一套无人机的机载系统133,主要包括自动驾驶仪、气压/姿态/导航/通信传感器组件;其前段内部机翼组件2的内段机翼21下方布置燃料箱134(体积约为0.035立方米),用于装载活塞式油动推进发动机137所需的燃料;其中段内部上方布置一组锂离子动力电池135(体积约为0.020立方米,重量约为14千克,规格58.8V325Ah),用于为垂直升力装置组件4的两个左右对称升力风扇驱动电机42提供能源;其中段内部动力电池组135下方布置一个载荷舱136(体积约为0.040立方米),用于装载有效载荷(高附加值货物,标配重量15千克);其后部内部装载一台活塞式油动推进发动机137(功率15千瓦/20匹马力),用于驱动后端与之匹配的螺旋桨139旋转、提供前推力(不小于25千克力)克服无人机飞行时的气动阻力;在推进发动机137前端配置一部(输出功率5千瓦)发电机138,由推进发动机137带动工作、产生电能为动力电池组135充电。
机翼组件2特征是:整体呈大展弦比(15.86)两段小前掠角上单翼气动布局,包括左右对称的两部分,其中左侧部分包括内段机翼21和外段机翼22两部分,右侧部分包括内段机翼21和外段机翼22两部分;用于提供无人机向前飞行时所需的主要气动升力,相比于常规后掠和平直翼气动布局易于获得更大的升阻比;在平飞与悬停两类飞行状态的过渡转换期间,位于机翼平面后下方的垂直升力风扇组件高速旋转所产生的吸力将进一步改善翼根处的气流流场、增大层流面积提高升阻比;采用上单翼布局形式、与吊挂式机身配合,机翼组件2和机身组件1整体分离、便于拆装及载荷装卸,机翼组件2受机身气流干扰小易于获得高升阻比,重心位于机翼组件2之下发动机推力线之上、利于克服无人机在垂直起降与巡航两个飞行阶段过渡时低头力矩过大的问题。
其中内段机翼21外形特征是:平面形状为展长2.00米、根弦长0.45米、展弦比5、根梢比1.28、前缘前掠角2.86°的梯形机翼,前掠角小于外段机翼22的8.53°;横截面翼型为厚度13%、弯度6%层流翼型NA63A613,翼型弯度大于外段机翼22的4%;安装角2°,大于外段机翼22的0°;翼型弯度和安装角大于外段机翼22,可以改善机翼组件2整体的气动压力分布,获得更高的升阻比;后缘布置襟翼211,襟翼211面积约占内段机翼21的8%,相对展长(与内段机翼21展长相比)约为45%,相对弦长(与内段机翼21当地弦长相比)约为25%;当下偏时、可增加无人机低速飞行的气动升力。
其中内段机翼21内部特征是:在内段机翼21展向靠近翼稍处、弦向翼型最大厚度处的内部布置滚转喷流出口212(垂直中心轴线距机头端垂面2.293米,距对称面左右侧1.730米,距重心垂面0.078米),滚转喷流出口212可向机翼下方喷射气流、无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时可提供横向控制的滚转操纵力矩最大为3.264千克力·米,但也附加产生了小量不利的低头俯仰力矩0.116千克力·米(在可控范围内);在内段机翼21内部沿展向的翼型最大厚度一线、从翼根至滚转喷流出口212处布置导气管132,导气管132一直延伸到后机身内部直至与后机身前端下部的横向调节电动涵道风扇发动机131相连接;机翼上滚转喷流出口212喷射的气流由机身内(异地)的横向调节电动涵道风扇发动机131提供、并调节控制;在左、右内段机翼21展向中点附近、弦向翼型最大厚度(偏后约15毫米)处的内部各布置一根可收放主支撑轮式起落架(简称主起落架)213,用于支撑无人机地面停放或滑行,并具有可控刹车能力、提供无人机地面滑行减速操纵,飞行时可向内旋转收纳于后机身13内部、以减少飞行阻力。
其中外段机翼22外形特征是:平面形状为展长1.00米、根弦长0.35米、展弦比3、根梢比1.10、前缘前掠角8.53°梯形机翼,前掠角大于内段机翼21的2.86°;横截面翼型为厚度13%、弯度4%层流翼型NA63A413,翼型弯度小于内段机翼21的6%;安装角0°,小于内段机翼21的2°;后缘布置副翼221,副翼221面积约占外段机翼22的7%,相对展长(与外段机翼22展长相比)约为70%,相对弦长(与外段机翼22当地弦长相比)约为25%;左、右两侧副翼221同时上下反向差动偏转,用于无人机在前向飞行时提供横向控制的滚转操纵力矩;无人机在地面停放时,外段机翼22可沿内/外段机翼连接弦线向上向内方向翻转一定角度(110°),以便节省停放空间。
尾翼组件3特征是:整体呈双斜尾撑、双垂尾、上置单平尾气动布局,包括一个上置水平尾翼31、左右对称的两个垂直尾翼32,以及两个左右对称的斜置尾撑33,该五个部分连接在一起成为一个结构组件;用于提供无人机向前飞行时所需的纵向和航向气动稳定性、以及纵向俯仰和航向偏航控制的操纵力矩。
其中水平尾翼31外形特征是:平面形状为展长1.20米、弦长0.25、展弦比4.80矩形机翼,横截面翼型为厚度10%对称层流翼型NA64A010;后缘布置两片左右对称的升降舵311,每片升降舵311面积约占水平尾翼31整体面积的5%,相对展长(与水平尾翼31展长相比)约为40%,相对弦长(与水平尾翼31当地弦长相比)约为25%;左右两片升降舵311同时上下同向偏转,用于无人机在前向飞行时提供纵向控制的俯仰操纵力矩;水平尾翼31弦长与垂直尾翼32的尖弦长相等,水平尾翼31的左右两端分别与左右垂直尾翼32的上端尖弦线相连,连接处采用流线整形与结构加强;通过垂直尾翼32和斜置尾撑33的联合支撑作用,使水平尾翼31整体位于无人机机身(后机身13)的外部,一方面,通过调节垂直尾翼32和斜置尾撑33的后掠角和展长,增加或减小水平尾翼31平面形心到无人机重心的距离(沿无人机机体纵轴方向)以及水平尾翼31的面积、获得平尾尾容量71%(根据中国航空行业标准《无人驾驶飞机气动布局设计指南》给出的基本要求:在初步设计阶段,平尾外露面积尾容量可在0.40~0.80之间选取,可知平尾尾容量设计已基本满足设计要求),偏大、有利于在平飞-悬停模态转换过程中平衡升力风扇产生的大低头力矩;另一方面,水平尾翼31垂直方向高出机身(后机身13)的距离足以避开后机身13尾端螺旋桨139旋转时所产生气动滑流的影响。
其中垂直尾翼32外形特征是:平面形状为展长0.45米、根弦长0.657米、展弦比1.01、根梢比2.63、前缘后掠角42.10°梯形机翼;横截面翼型为厚度10%对称层流翼型NA64A010;后缘布置方向舵321,方向舵321面积约占垂直尾翼32的10%,相对展长(与垂直尾翼32展长相比)约为70%,相对弦长(与垂直尾翼32当地弦长相比)约为10%~15%;左右对称的两侧方向舵321同时左右同向偏转,用于无人机在前向飞行时提供航向控制的偏航操纵力矩;左右对称的两个垂直尾翼32的根弦分别与左、右斜置尾撑33的尖弦相连,斜置尾撑33尖弦长占垂直尾翼32根弦长的比例约为0.45,连接处采用流线整形与结构加强;采用双垂直尾翼形式,一方面,可在不增加单个垂直尾翼面积的条件下使垂尾尾容量增加一倍、达到5%(根据中国航空行业标准《无人驾驶飞机气动布局设计指南》给出的基本要求:在初步设计阶段,垂尾外露面积尾容量可在0.075~0.14之间选取),偏低、但用于中低空中速飞行垂直尾翼效率高,安定性足够),另一方面,支撑水平尾翼31高出机身一定距离使其能够避开后机身13尾端螺旋桨139旋转时所产生气动滑流的影响。
其中斜置尾撑33外形特征是:外露平面形状为展长0.35米、弦长0.228米、展弦比1.53、前缘后掠角35.4°平行四边形机翼;横截面翼型20%对称层流翼型NA64A020,用于增加与后机身13的连接强度以及对垂直尾翼32和水平尾翼31一体化组件的支撑刚度;左右对称两个斜置尾撑33的根弦采用无安装角分别与后机身13后部左右两侧相连,相连处采用流线整形与结构加强;斜置尾撑33平面与机翼组件2平面平行,且在垂直方向低于机翼组件2平面0.015米;左右对称的两个斜置尾撑33的尖弦分别与左、右垂直尾翼32的根弦相连,连接处采用流线整形与结构加强;采用斜置尾撑形式,通过两个斜置尾撑33的支撑作用,使一个水平尾翼31以及两个垂直尾翼32三个部件置于机身(后机身13)之外,一方面,使水平尾翼31和垂直尾翼32的形状大小与安装位置受机身(后机身13)的限制大大减小,易于获得更合适的尾翼组件3构形,另一方面,使水平尾翼31和垂直尾翼32避开后机身13尾端螺旋桨139旋转时所产生气动滑流的影响。
垂直升力装置组件4特征是:包括左右对称的两个垂直升力风扇组件4,每个组件又分为升力风扇支撑圆框41、升力风扇驱动电机42、以及升力风扇桨叶43;左右对称的两个垂直升力风扇组件4以相同的功率同步工作,用于提供无人机在垂直起降和空中悬停状态飞行时所需的主要气动升力60千克力、约占总垂直升力90千克力的三分之二;前掠机翼组件2与后掠尾翼组件3搭配,为垂直升力装置组件4在机身组件1上布置,提供了良好的空间。
其中升力风扇支撑圆框41特征是:整体呈圆形框状半径0.425米、高0.040米,用于固定升力风扇驱动电机42以及其上安装的升力风扇桨叶43、并与后机身13相连;两个升力风扇支撑圆框41,采用外挂方式左右对称安装于后机身13中段两侧:旋转平面中心点距机头端垂面3.070米,距对称面(左/右)侧0.680米,距后机身13水平基准面下0.080米,距重心垂面(通过重心点垂直于水平基准线的平面)0.855米,连接处采用流线整形与结构加强;与嵌入机身安装方式相比,外挂安装方式摆脱了机身总体布局、传力结构、内部装载等诸多复杂约束,为采用大直径升力风扇创造了条件;圆框平面与机翼组件2平面平行、位于机翼组件2平面(与后机身13水平基准面处于同一平面)之下0.080米,并确保升力风扇支撑圆框41与机翼组件2和尾翼组件3在后机身13水平基准面上的投影均无重叠。
其中升力风扇驱动电机42特征是:左右对称的两台升力风扇驱动电机42,采用统一规格电动机(无刷电机,功率10千瓦),分别固定在左右两侧升力风扇支撑圆框41的中心轴上,在其转轴上各自对称安装一幅三叶升力风扇桨叶43;用于提供驱动升力风扇桨叶43高速旋转所需的功率,并可通过精确控制电机转速、快速灵活地调节升力风扇桨叶43所产生的气动升力大小;左右对称的两台升力风扇驱动电机42,由位于后机身13中段内部上方的一组锂离子动力电池135提供能源。
其中升力风扇桨叶43特征是:采用一幅三叶特制碳纤维螺旋桨(单叶桨,半径0.40米)风扇,全部桨叶轴对称安装于升力风扇驱动电机42的转轴(垂直于升力风扇支撑圆框41平面)上;左右对称的两组升力风扇桨叶43分别在其驱动电机42的带动下高速(顺逆时针)相向旋转,共同产生垂直向上的总气动升力达到60千克力、并通过相向旋转相互抵消两个升力风扇桨叶高速旋转时所产生的陀螺力矩;两组升力风扇桨叶43对无人机产生的最大俯仰低头力矩52.08千克力·米,小于机头前舱内串联布置的两台纵向配平电动涵道风扇发动机111对无人机产生的最大俯仰抬头力矩52.20千克力·米;由于升力风扇桨叶43旋转平面位于机翼平面后下方,因此,桨叶高速旋转所产生的吸力将改善机翼组件2翼根处的气流流场、增大层流面积提高升阻比;采用三叶桨升力风扇形式,在产生同等气动升力的条件下可减小风扇旋转平面直径、降低无人机平飞时的气动阻力。
利用本发明提供的“一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机”技术方案,具体设计一种新型货运无人机实例技术方案,采用油电混合双动力系统,其特征是:包括电动垂直升力系统与油动水平推进系统。
其中电动垂直升力系统包括:机头前舱中部串联布置两台纵向配平电动涵道风扇发动机和、机身两侧并联外挂两台电动垂直升力风扇装置和、后机身前端下部左右对称并联布置两台横向调节电动涵道风扇发动机和、以及后机身中段内部上方布置一组动力电池;无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时,两台并联电动垂直升力风扇组件产生主要气动升力,两台串联电动涵道风扇发动机提供纵向控制的俯仰操纵力矩(并确保对无人机产生的最大俯仰抬头力矩大于两个左右并联布置垂直升力风扇组件对无人机产生的最大俯仰低头力矩)和小部分垂直升力,两台横向调节电动涵道风扇发动机提供横向控制的滚转操纵力矩;一组动力电池可为垂直升力风扇、纵向配平风扇和横向调节风扇提供电能。
其中油动水平推进系统包括:后机身后部内部装载的一台活塞式油动推进发动机、推进发动机前端配置的一部发电机、推进发动机后端配置的一个两叶螺旋桨以及后机身前段内部机翼下方布置的一个燃料箱;无人机在水平飞行以及水平飞行转换到垂直起降、空中悬停状态的过渡期间,活塞式油动推进发动机用于驱动后端与之匹配的螺旋桨旋转、提供前推力克服无人机飞行时的气动阻力,燃料箱用于装载活塞式油动推进发动机所需的燃料,发电机由推进发动机带动工作、产生电能为动力电池组充电,而动力电池组为电动垂直升力系统提供能源。
利用本发明提供的“一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机”技术方案具体设计的上述“一种新型货运无人机”实例,预计性能指标如下:
最大起飞重量:80千克;最大载荷重量:不小于15千克;固定载荷:前视(光电/红外)摄像头云台;任务载荷:固定容积货物;最大飞行高度:不小于3千米;最大飞行速度:不小于220千米/小时;巡航飞行高度:2千米;巡航飞行速度:160千米/小时;续航时间:不小于3小时;运行半径:不小于250千米;最大航程:不小于700千米;起飞滑跑距离:不大于300米;着陆滑跑距离:不大于200米。
本无人机的特点如下:
(1)大升力垂直起降与高效水平飞行一体化
采用机身组件1两侧外挂式垂直升力风扇,即垂直升力装置组件4,与嵌入机身安装方式相比,外挂安装方式摆脱了机身总体布局、传力结构、内部装载等诸多复杂约束,为采用大直径升力风扇创造了条件;同时,采用一幅多叶(不少于3)螺旋桨风扇形式,在产生同等气动升力的条件下可减小风扇旋转平面直径、降低无人机平飞时的气动阻力;
整体呈大展弦比两段小前掠角上单翼气动布局,相比于常规后掠和平直翼气动布局在翼尖处先出现失速,前掠翼气动布局则是在翼根处先出现失速,优点是在飞行时机翼组件2上的层流面积大、易于获得更大的升阻比;在平飞与悬停两类飞行状态的过渡转换期间,位于机翼组件2平面后下方的垂直升力风扇组件高速旋转所产生的吸力将进一步改善翼根处的气流流场、增大层流面积提高升阻比。
(2)垂直升力系统与固定翼布局一体化设计
前掠式机翼组件2与后掠式尾翼组件3搭配,为垂直升力装置组件在机身组件上布置,提供了良好的空间;垂直升力装置组件4的升力风扇支撑圆框41平面与机翼组件2平面平行、位于机翼组件2平面(与后机身13水平基准面处于同一平面)之下,并确保升力风扇支撑圆框41与机翼组件2和尾翼组件3在后机身13水平基准面上的投影均无重叠;在平飞与悬停两类飞行状态的过渡转换期间,位于机翼组件2平面后下方的垂直升力装置组件4高速旋转所产生的吸力将进一步改善机翼组件2的翼根处的气流流场、增大层流面积提高升阻比。
(3)旋翼垂直升力与固定翼升力一体化操控
在机头前舱11中部串联布置两台纵向配平电动涵道风扇发动机111,用于无人机在垂直起降和空中悬停飞行状态时提供纵向控制的俯仰操纵力矩,并确保对无人机产生的最大俯仰抬头力矩大于两个左右并联布置垂直升力装置组件4(安装于后机身中部两侧)对无人机产生的最大俯仰低头力矩,同时对无人机提供小部分垂直升力,而大部分垂直升力则由并联布置的垂直升力风扇组件提供;在产生同等大小俯仰操纵力矩条件下,串联布置两台小直径的电动涵道风扇发动机111与布置一台大直径的电动涵道风扇发动机相比,大大减小了迎风截面积、气动阻力低,并且增加了操纵力矩调节的灵活性;同时,相比于四旋翼方案中两个位于机翼前部的外露旋翼相比,大大降低了无人机平飞时旋翼对固定翼气动升阻力特性的不利影响。
利用其后部装载的一台活塞式油动推进发动机137,驱动后端与之匹配的螺旋桨139旋转、提供前推力克服无人机飞行时的气动阻力;无人机向前飞行时在其机翼组件2上产生所需的主要气动升力;在油动推进发动机137工作时,带动其前端配置的一部发电机138工作,产生的电能为垂直升力装置组件4的动力电池组充电、延长悬停飞行时间,可显著减少垂直升力装置组件4的动力电池组配备数量,从而降低无人机的无效载荷重量。
旋翼垂直升力和固定翼升力两套系统,在整个飞行过程中始终保持一种松耦合协调控制状态,既独立运行、又相互辅助,使无人机整体性能得到进一步提升。
以上内容仅为本发明的较佳实施例,对于本领域的普通技术人员,依据本技术内容的思想,在具体实施方式及应用范围上可以作出许多变化,只要这些变化未脱离本发明的构思,均属于本专利的保护范围。

Claims (5)

1.一种油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,其特征在于:包括机身组件、两组机翼组件、尾翼组件和两个垂直升力装置组件;其中
机身组件包括由前至后依次连接的机头前舱、前机身和后机身,其中机头前舱内置至少一个电动涵道风扇发动机,该电动涵道风扇发动机在无人机垂直起降和空中悬停飞行状态时提供纵向控制的俯仰操纵力矩;所述后机身内置能源组件和载荷舱,后机身尾部设有推进螺旋桨组件,推进螺旋桨组件用于提供前推力以克服无人机飞行时的气动阻力;
机翼组件安装在后机身两侧;
尾翼组件安装在后机身的尾段;
垂直升力装置组件为电动风扇式,两个垂直升力装置组件对称式的安装在后机身中段的左右两侧,垂直升力装置组件用于提供无人机在垂直起降和空中悬停状态飞行时所需的主要气动升力;
所述机翼组件为前掠固定翼;
所述机翼组件包括内段机翼和外段机翼,其中内段机翼的前掠角小于外段机翼,内段机翼的安装角和翼型弯度大于外段机翼;
所述机身组件还设有两个横向调节电动涵道风扇发动机,所述内段机翼上设有喷流出口,其中横向调节电动涵道风扇发动机的排气端与喷流出口通过导气管连通;两台电动涵道风扇发动机在后机身前端下部左右对称并联布置;所述喷流出口设置在内段机翼展向靠近翼稍处、弦向翼型最大厚度处的内部,滚转喷流出口可向机翼下方喷射气流、用于无人机在垂直起降和空中悬停状态飞行时提供横向控制的滚转操纵力矩;
所述内段机翼后缘布置襟翼,襟翼面积占内段机翼的5~8%,与内段机翼展长相比的相对展长为40~60%;
和/或外段机翼后缘布置副翼,副翼面积占外段机翼的5~7%,与外段机翼展长相比的相对展长为60~80%,与外段机翼弦长相比的相对弦长为20~25%。
2.根据权利要求1所述的油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,其特征在于:所述尾翼组件主体向后机身上方延伸布置,且尾翼组件和后机身尾段组成包围结构,以避开推进螺旋桨组件。
3.根据权利要求2所述的油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,其特征在于:所述尾翼组件包括水平尾翼、左右对称的两个垂直尾翼、以及两个左右对称的斜置尾撑,其中斜置尾撑向尾向水平斜外侧延伸,垂直尾翼下端连接在斜置尾撑外端,水平尾翼两端连接两个垂直尾翼上端。
4.根据权利要求3所述的油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,其特征在于:所述水平尾翼后缘布置两片左右对称的升降舵,每片升降舵面积占水平尾翼整体面积的3~5%,与水平尾翼展长相比的相对展长为30~40%,与水平尾翼当地弦长相比的相对弦长为15~25%;左右两片升降舵同时上下同向偏转,用于无人机在前向飞行时提供纵向控制的俯仰操纵力矩;
和/或垂直尾翼后缘布置方向舵,方向舵面积占垂直尾翼的8~15%,与垂直尾翼展长相比的相对展长为70~80%,与垂直尾翼当地弦长相比的相对弦长为10~15%;左右对称的两侧方向舵同时左右同向偏转,用于无人机在前向飞行时提供航向控制的偏航操纵力矩。
5.根据权利要求1所述的油电混合动力垂直起降前掠固定翼无人机,其特征在于:所述后机身前段内部相对机翼组件下方位置布置燃料箱,燃料箱用于对推进螺旋桨组件提供所需的燃料;后机身中段内部上方布置动力电池组,其用于对垂直升力装置组件提供能源;动力电池组下方布置一个载荷舱,用于装载有效载荷;后机身后部内部装载油动推进发动机,用于驱动后端与之匹配的螺旋桨旋转、提供前推力克服无人机飞行时的气动阻力;在推进发动机前端配置一部发电机,其由推进发动机带动工作、产生电能为动力电池组充电。
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