CN110217393A - 一种高稳定双尾撑立式环形翼无人机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种高稳定双尾撑立式环形翼无人机，所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机包括融合式机身、立式环形机翼、双尾撑、垂尾、平尾、螺旋桨推进系统和操纵系统；所述的立式环形机翼包括上部椭圆形机翼和下部椭圆形机翼；所述的螺旋桨推进系统包括推进系统支撑架、推进系统驱动装置和螺旋桨；所述的操纵系统包括方向舵、升降舵和副翼。本发明具有优秀的抗风能力，飞行阻力较常规布局提高8%以上，适用于高精度航测航拍、山林重要物资投放等，飞行稳定性优秀。
Description
技术领域
本发明涉及无人机设计和制造领域，特别是涉及高稳定双尾撑立式环形翼无人机。
背景技术
工业级无人机已经广泛应用于农林植保、地质勘测、航空测绘、航空拍摄、救援等，随着航空测绘、航空拍摄的精度要求的提高，对无人机飞行稳定性、抗风性提出了较高要求，需要设计一种可用于高精度测绘、拍摄的高稳定性无人机提供平台支撑。随着航空物流、紧急救援、灾害探测预警等需求发展，山区的山谷风、地质灾害发生时的恶劣天气等均对无人机提出了更高要求，无人机应具备较强的飞行稳定性，以适应一定程度的气体乱流，提高无人机在极端环境下的生存能力，进一步提高执行任务成功率。
用于航空测绘、航空拍摄、航空物流及农林植保等任务的飞行器大多为低速飞行器，固定翼飞行器相对多旋翼、单旋翼飞行器具有较高的飞行器速度、较远的航程和巡航时间，利于实现大面积作业。而常规的固定翼飞行器设计方法在稳定性和抗风性上表现较弱，不利于实现较高精度或较苛刻任务，同时，为提高航程和巡航时间，有必要提高飞行器气动性能。
本发明的技术问题在于当前用于航测、物流、航拍的低速固定翼无人机存在以下几个关键问题：（1）飞行稳定性较差，抗风性弱；（2）低速飞行阻力较大；（3）同等载荷下无人机起飞重量偏大；（4）多任务兼容性。从而限制了该类无人机的较大发展。
针对以上问题，本发明采用以下关键技术途径：（1）设计性能优秀的立式环形机翼布局，代替常规的单层机翼，上部、下部机翼采用曲面设计并在翼梢处平滑过渡，形成椭圆类环形机翼；（2）将螺旋桨推进装置置于环形机翼内部，以改善上下部机翼的表面流动，提高气动性能，同时，提高飞行器纵向稳定性；（3）将双尾撑连接于环形机翼的翼梢位置，向后眼神，减小无人机起飞重量，减小环形机翼后缘气体流场影响；（4）采用环形机翼、推进装置位置优化、双尾撑等设计，可综合减小无人机飞行阻力。
发明内容
本发明的目的是针对上述问题，提供一种提高飞行稳定性、改善无人机气动性能的高稳定双尾撑立式环形翼无人机。
为达到上述目的，本发明采用了下列技术方案：本发明的一种高稳定双尾撑立式环形翼无人机，所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机包括融合式机身、立式环形机翼、双尾撑、垂尾、平尾、螺旋桨推进系统和操纵系统；所述的垂尾由左右对称分布两部分组成，分别设置于双尾撑的后端，所述的平尾用于连接左右两垂尾，并对双尾撑、垂尾有固定支撑作用。所述的融合式机身采用曲面融合方式置于下部椭圆形机翼中部，可用于红外、光电、航测等设备载荷装载，有效载荷重为0.5~20kg，所述立式环形翼机翼下部连接于融合式机身后端，两侧翼梢分别连接于双尾撑，所述螺旋桨推进系统置于椭圆形机翼中部上侧及融合式机身后段，所述操纵系统的方向舵、升降舵分别位于垂尾、平尾后侧，副翼置于下部椭圆形机翼两侧后缘处。
进一步地，所述的立式环形机翼包括上部椭圆形机翼、下部椭圆形机翼，上部椭圆形机翼和下部椭圆形机翼在翼梢处相连，形成环形机翼；上部椭圆形机翼和下部椭圆形机翼采用NACA系列或其他类型低速翼型、层流翼型。
进一步地，所述的垂尾的表面形状为两端弧形。上部椭圆形机翼可采用前掠方式，下部椭圆形机翼可采用后掠方式，前掠角和后掠角为0~20度。
更进一步地，所述的双尾撑分别设置于立式环形翼左右翼梢且向后延伸，所述的双尾撑采用碳纤维杆或其他高强度材料组成。
进一步地，所述的螺旋桨推进系统由推进系统支撑架、推进系统驱动装置和螺旋桨组成，推进系统支撑架设置于融合式机身后端并处于下部椭圆形机翼为0.4~0.9倍弦长处，推进系统驱动装置设置于推进系统支撑架的上端，螺旋桨为无人机动力推进部件，安装于推进系统驱动装置的后端, 所述的螺旋桨为2~5叶桨叶。
进一步地，所述的操纵系统包括方向舵、升降舵和副翼，方向舵分别设置于垂尾后侧，用于方向操作，升降舵设置于平尾后侧，用于俯仰操作，副翼设置于下部椭圆形机翼两侧后缘处，用于滚转操作。
有益效果：本发明采用环形机翼结构，具有优秀的飞行稳定性，可用于恶劣天气环境执行任务，提高无人机生存力；相对于传统直机翼，环形翼具有更高的结构强度，降低了对材料属性的要求，同时，可根据任务需求，优化结构性能；从气动性能上看，环形机翼无明显翼梢，从本质上解决了直机翼存在的翼尖涡带来的诱导阻力，明显减小飞行阻力，可达8%以上，同时，环形机翼改善了机翼表面的流场分布，提高了气动升力，有助于提高无人机航程和巡航时间；采用融合式机身，可将多种载荷置于机身内部，实现不同人物需求。
与现有直机翼无人机相比，本发明具有如下优点：
（1）本发明将立式环形机翼用于飞行器尤其是无人机设计，可用于山区低空任务，如物流、紧急救援、医药投递等，具有较为优秀的抗风能力，可适应于恶劣天气飞行。
（2）立式环形翼结构具有较为优秀的结构强度，提高了飞行器的起飞、降落、飞行过程中的结构强度、刚度性能，减低了结构强度设计难度。
（3）环形机翼无明显翼梢，从根本上消除了诱导阻力产生的根源，减低了飞行阻力，阻力降低8%以上，同时，双翼结构、合理的螺旋桨布置有效改善了流场分布，提高了升力，提高5%以上，利于提高航程和巡航时间。
（4）本发明将载荷置于融合式机身内部，可根据需求布置，具有较为开阔的任务视角，利于航测航拍等任务执行，且不影响飞行性能。
附图说明
图1 为本发明的斜视图；
图2 为本发明的俯视图；
图3 为本发明的侧视图；
其中，1融合式机身、2立式环形机翼、21上部椭圆形机翼、22下部椭圆形机翼、3双尾撑、4垂尾、5平尾、6螺旋桨推进系统、61推进系统支撑架、62推进系统驱动装置、63螺旋桨，7操纵系统、71方向舵、72升降舵、73副翼。
具体实施方式
以下实施例仅处于说明性目的，而不是想要限制本发明的范围。
实施例1
本发明的一种高稳定双尾撑立式环形翼无人机，所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机包括融合式机身1、立式环形机翼2、双尾撑3、垂尾4、平尾5、螺旋桨推进系统6、操纵系统7。
所述的融合式机身1采用曲面融合方式置于下部椭圆形机翼22中部，可用于红外、光电、医疗器械、紧急药品等，有效载荷重为8kg。
所述的立式环形机翼2包括上部椭圆形机翼21和下部椭圆形机翼22，上部椭圆形机翼21和下部椭圆形机翼22在翼梢处相连接形成环形机翼2；上部椭圆形机翼21和下部椭圆形机翼22采用NACA系列4位数翼型；上部椭圆形机翼21可采用前掠方式，下部椭圆形机翼22可采用后掠方式，前掠角和后掠角为5度。所述立式环形翼机翼2下部连接于融合式机身1后端，两侧翼梢分别连接于双尾撑3，所述螺旋桨推进系统6置于椭圆形机翼22中部上侧及融合式机身1后段，所述操纵系统7的方向舵71、升降舵72分别位于垂尾4、平尾5后侧，副翼73置于下部椭圆形机翼22两侧后缘处。
所述的双尾撑3分别设置于立式环形翼3左右翼梢且向后延伸，采用碳纤维杆材料。
所述的垂尾4由左右对称分布两部分组成，分别设置于双尾撑3的后端，表面形状为两端弧形；所述的平尾5用于连接左右两垂尾4，并对双尾撑3、垂尾4有固定支撑作用。
所述的螺旋桨推进系统6由推进系统支撑架61、推进系统驱动装置62和螺旋桨63组成，推进系统支撑架61设置于融合式机身后端并处于下部椭圆形机翼22为0.45倍弦长处，推进系统驱动装置62设置于推进系统支撑架61的上端，螺旋桨63为无人机动力推进部件，安装于推进系统驱动装置62后端，可采用3叶桨叶。
所述的操纵系统包括方向舵71、升降舵72和副翼73，方向舵71分别设置于垂尾4后侧，用于方向操作，升降舵设置于平尾5后侧，用于俯仰操作，副翼73设置于下部椭圆形机翼22两侧后缘处，用于滚转操作。
实施例2
实施例2与实施例1的区别在于：有效载荷重15 kg；采用NACA五位数翼型；前掠角和后掠角为8度。
所述的融合式机身1采用曲面融合方式置于下部椭圆形机翼22中部，载荷为光电探测设备或航测监测设备，置于机身内部，有效载荷重15 kg。
所述的立式环形机翼2的上部椭圆形机翼21和下部椭圆形机翼22采用NACA五位数翼型；上部椭圆形机翼21可采用前掠方式，下部椭圆形机翼22可采用后掠方式，前掠角和后掠角为8度。
所述的螺旋桨63安装于推进系统驱动装置62后端，采用3叶桨叶。
实施例3
实施例3与实施例1的区别在于：有效载荷重20kg，立式环形机翼采用层流翼型，前掠角和后掠角为12度，推进系统支撑架设置于下部椭圆形机翼为0.5倍弦长处。
所述的融合式机身1采用曲面融合方式置于下部椭圆形机翼22中部，载荷为激光探测和测试设备，置于机身内部，有效载荷重20 kg。
所述的立式环形机翼2的上部椭圆形机翼21和下部椭圆形机翼22采用NACA层流翼型；上部椭圆形机翼21可采用前掠方式，下部椭圆形机翼22可采用后掠方式，前掠角和后掠角为12度。
所述的螺旋桨推进系统6由推进系统支撑架61、推进系统驱动装置62和螺旋桨63组成，推进系统支撑架61设置于融合式机身后端并处于下部椭圆形机翼22为0.5倍弦长处。
实施例4
实施例4与实施例1的区别在于：所述的融合式机身1内部装载大气环境测试装备，有效载荷重18kg；所述的上部椭圆形机翼21可采用前掠方式，下部椭圆形机翼22可采用后掠方式，前掠角和后掠角为10度；所述的双尾撑3材料为铝镁合金；所述的推进系统支撑架61设置于融合式机身处于下部椭圆形机翼22为0.6倍弦长处，螺旋桨采用3叶桨叶。
实施例5
实施例5与实施例1的区别在于：所述的融合式机身1内部装载大气环境测试装备，有效载荷重0.5kg；所述的上部椭圆形机翼21可采用前掠方式，下部椭圆形机翼22可采用后掠方式，前掠角和后掠角为20度；所述的推进系统支撑架61设置于融合式机身处于下部椭圆形机翼22为0.4倍弦长处，螺旋桨采用2叶桨叶。
实施例6
实施例6与实施例1的区别在于：所述的融合式机身1内部装载大气环境测试装备，有效载荷重0.5kg；所述的上部椭圆形机翼21可采用前掠方式，下部椭圆形机翼22可采用后掠方式，前掠角和后掠角为0度；所述的推进系统支撑架61设置于融合式机身处于下部椭圆形机翼22为0.9倍弦长处，螺旋桨采用5叶桨叶。
本文中所描述的具体实施例仅仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，但并不会偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。
尽管本文较多地使用了1融合式机身、2立式环形机翼、21上部椭圆形机翼、22下部椭圆形机翼、3双尾撑、4垂尾、5平尾、6螺旋桨推进系统、61推进系统支撑架、62推进系统驱动装置、63螺旋桨，7操纵系统、71方向舵、72升降舵、73副翼等术语，但并不排除使用其它术语的可能性。使用这些术语仅仅是为了更方便地描述和解释本发明的本质；把它们解释成任何一种附加的限制都是与本发明精神相违背的。
Claims (7)
1.一种高稳定双尾撑立式环形翼无人机，其特征在于：所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机包括融合式机身（1）、立式环形机翼（2）、双尾撑（3）、垂尾（4）、平尾（5）、螺旋桨推进系统（6）和操纵系统（7）；所述的垂尾（4）设置于双尾撑（3）的后端，所述的平尾（5）与垂尾（4）相连接，所述的融合式机身（1）采用曲面融合方式置于下部椭圆形机翼（22）中部，所述立式环形翼机翼（2）下部连接于融合式机身（1）后端，两侧翼梢分别连接于双尾撑（3），所述螺旋桨推进系统（6）置于椭圆形机翼（22）中部上侧及融合式机身（1）后段，所述操纵系统（7）的方向舵（71）、升降舵（72）分别位于垂尾（4）、平尾（5）后侧，副翼（73）置于下部椭圆形机翼（22）两侧后缘处。
2.根据权利要求1所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机，其特征在于：所述的垂尾（4）由左右对称分布两部分组成，分别设置于双尾撑（3）的后端，所述的平尾（5）用于连接左右两垂尾（4）。
3.根据权利要求1所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机，其特征在于：所述的立式环形机翼（2）包括上部椭圆形机翼（21）和下部椭圆形机翼（22），上部椭圆形机翼（21）和下部椭圆形机翼（22）在翼梢处相连接形成环形机翼（2）；上部椭圆形机翼（21）和下部椭圆形机翼（22）采用NACA系列或其他类型低速翼型或层流翼型。
4.根据权利要求3所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机，其特征在于：所述的垂尾（4）的表面形状为两端弧形；上部椭圆形机翼（21）可采用前掠方式，下部椭圆形机翼（22）可采用后掠方式，前掠角和后掠角为0~20度。
5.根据权利要求1所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机，其特征在于：所述的双尾撑（3）分别设置于立式环形翼（3）左右翼梢且向后延伸，所述的双尾撑（3）采用碳纤维杆或其他高强度材料组成。
6.根据权利要求1所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机，其特征在于：所述的螺旋桨推进系统（6）由推进系统支撑架（61）、推进系统驱动装置（62）和螺旋桨（63）组成，推进系统支撑架（61）设置于融合式机身后端并处于下部椭圆形机翼（22）为0.4~0.9倍弦长处，推进系统驱动装置（62）设置于推进系统支撑架（61）的上端，螺旋桨（63）为无人机动力推进部件，安装于推进系统驱动装置（62）的后端, 所述的螺旋桨（63）为2~5叶桨叶。
7.根据权利要求1所述的高稳定双尾撑立式环形翼无人机，其特征在于：所述的操纵系统包括方向舵（71）、升降舵（72）和副翼（73），方向舵（71）分别设置于垂尾（4）后侧，升降舵设置于平尾（5）后侧，副翼（73）设置于下部椭圆形机翼（22）两侧后缘处。
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