CN111846215B - 一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器 - Google Patents

一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN111846215B
CN111846215B CN202010362526.XA CN202010362526A CN111846215B CN 111846215 B CN111846215 B CN 111846215B CN 202010362526 A CN202010362526 A CN 202010362526A CN 111846215 B CN111846215 B CN 111846215B
Authority
CN
China
Prior art keywords
unmanned aerial
aerial vehicle
duct
fuselage
tail
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010362526.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN111846215A (zh
Inventor
董震
杨忠清
郭剑东
祝小康
田宁永
孙哲
沈伟
李�浩
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202010362526.XA priority Critical patent/CN111846215B/zh
Publication of CN111846215A publication Critical patent/CN111846215A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111846215B publication Critical patent/CN111846215B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/26—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft characterised by provision of fixed wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器，属于无人机技术领域，所述无人飞行器包括机身、起落架、机翼、涵道、涵道风扇和尾旋翼，两个涵道布置在重心两侧机翼外段用以提供无人机主升力并通过涵道转速差动实现无人机的横滚运动，机尾水平布置可以周期变距的旋翼系统，通过纵向、横向周期变距进行俯仰及偏航控制，通过总距操纵产生前向或后向力，使无人机具备垂直起降、悬停、前后飞及侧飞的能力。该无人飞行器充分应用涵道动力推力大、噪声小、安全性高的特点，整体结构紧凑、有效载荷空间大，适合于楼宇、丛林等密集型环境的低速空中作业。

Description

一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器
技术领域
本发明属于无人机技术领域，具体涉及为一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器。
技术背景
涵道式无人飞行器结构紧凑，具备垂直起降功能，涵道的存在首先可以有效降低叶尖损失，具有一定长度的涵道可以维持桨盘上下压差，良好的涵道唇口设计可以产生一定的进气吸力，从而比普通多旋翼产生更大推力，其次涵道可以降低整机的热辐射性和桨叶噪声从而提高隐蔽性。同直升机相比没有大直径的高速旋转旋翼，在飞行过程可以近距离接近目标，更适合于在丛林、楼宇间等密集型环境的空中作业。鉴于以上优点国内外对涵道式无人飞行器进行了大量研究，目前主流的涵道式无人飞行器主要有两类构型：
以单涵道作为飞行器的主体并提供主升力，无人机形如一个涵道发动机，任务载荷及航电设备挂载于涵道中心或壁面，挂载空间狭小，受发动机影响机体震动环境恶劣，无人机的高度控制依靠涵道桨叶变速或变距等方式，控制难度较大且对控制系统的设计要求较高；无人机姿态变化依靠内部导流板产生控制力矩，作用力臂较短，导致无人机的姿态控制难度较高，控制特性较差。
采用辅助涵道用来控制姿态的多涵道式无人飞行器，其高度控制特性与单涵道无人机类似，姿态控制一般至少需要四个小涵道，过多的动力系统增大了维护和制造成本，且动力形式多为油电混合，在飞行中对燃油和电能都有较大消耗。
发明内容
本发明的目的在于提供一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器，在现有的涵道无人飞行器技术基础上提出采用两个涵道提供全机主升力，拥有了常规无人机机身和机翼，并在机尾布置旋翼用于推进和姿态控制，从而改善涵道类无人机姿态控制特性差、任务载荷空间狭小、使用及维护成本高等系列问题。为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器，所述无人飞行器采用常规无人机的机身，在重心两侧布置涵道并在尾部水平布置旋翼系统，所述无人飞行器包括机身、涵道、涵道风扇，其中所述机身为面对称的多面体构型，在所述机身两侧有机翼，所述机翼外端为涵道，所述涵道垂直放置并与机翼通过承力主梁固连；在所述机身尾部布置可周期变距的尾旋翼，旋翼主轴方向与机身纵轴重合，用于产生无人机前飞推力并参与姿态控制。
优选地：所述的机身重心处截面最大，向前后两端逐渐变窄，整体呈面对称型多面体结构，沿纵向在各段连接处及承力处设置有隔框，在机身与起落架、机翼及尾旋翼连接处有结构加强。
优选地：所述的涵道包含环形进气道，进气道内设有风扇和驱动风扇的电机；所述承力主梁贯穿机身横截面方向，两端连接有电机及风扇；所述机翼位于涵道与所述机身之间。
优选地：所述机翼与水平面之间有安装角，机翼与机身为可拆卸连接，机翼与涵道为一体结构，机翼与涵道连接处为流线型过渡外形。
优选地：所述的尾旋翼桨叶有两片，为矩形对称翼型桨叶，旋翼主轴上有自动倾斜器，自动倾斜器通过三个舵机操纵，可控制旋翼的后倒角、侧倒角及总距。
优选地：所述承力主梁为空心圆管梁，两端与两涵道外壁连接，在机身、涵道和机翼上相应连接部位均设置有主梁安装孔和增加强度的结构。
优选地：每个风扇有八片桨叶，电机通过电机座安装在承力主梁上，在电机安装部位有穿线孔，电机的供电线从所述承力主梁内部通到机身。
优选地：所述的尾旋翼桨叶有两片，为矩形对称翼型桨叶，旋翼主轴上有自动倾斜器，自动倾斜器通过三个舵机操纵，可以控制旋翼的后倒角、侧倒角及总距。
本发明与现有技术相比，具有以下明显优势：
本发明提供的尾推式无舵面双涵道无人飞行器，采用两侧双涵道与常规无人飞行器相结合的布局形式，同现有涵道无人机相比拥有了独立的机身，较大的有效载荷空间，可轻松容纳多型航电设备，机身与涵道之间有中段机翼，在飞行中依靠机翼产生部分升力，作为机身与涵道的连接结构机翼下方还可作为任务设备挂载点。
同单涵道型式相比，在高度控制方面两个涵道协同产生升力，在控制过程中无人机重心的振动幅度将远小于涵道自身振动幅度，从而改善整机高度控制特性。
涵道风扇采用八片桨叶，桨叶及涵道的气动外形通过FLUENT优化设计并进行了台架实验测试，具有较高的推进效率。
在机尾布置的旋翼操纵系统用于控制无人机姿态和前飞推力，采用变距旋翼控制无人机姿态同矢量推力或多组动力推力差等形式相比结构简单、动力组数量少，较长的后机身作为控制力臂，仅需要小功率的尾旋翼即可实现较好的姿态控制效果。
同其他涵道式无人飞行器相比总体布局形式简单，整机结构紧凑，安全性高。
附图说明
图1为本发明无人飞行器整体布局示意图；
图2为本发明无人飞行器的三视图；
图3为本发明无人飞行器的详细结构设计图；
图4为本发明无人飞行器的机身结构设计图；
图5为本发明无人机的涵道结构示意图；
图6为本发明无人飞行器的涵道与机翼结构设计图；
图7为本发明无人飞行器的尾旋翼结构示意图；
图8为本发明无人飞行器的起落架安装部位结构加强示意图；
图中，1-机身；2-涵道；3-机翼；4-起落架；5-尾旋翼；6-涵道风扇；7-侧板；8-机身隔框；9-机翼翼肋；10-整体翼梁；11-涵道翼肋；12-涵道隔框；13-承力主梁；14-涵道电机；15-电机座；16-机身主梁处结构加强；17-自动倾斜器；18-倾斜器舵机；19-尾旋翼安装加强；20-起落架安装加强。
具体实施方式
为了便于本领域普通技术人员理解和实施本发明，下面结合附图对本发明作进一步的详细描述。
本发明提供一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器，所述无人飞行器采用常规无人机的机身，在重心两侧布置涵道并在尾部水平布置旋翼系统，所述无人飞行器包括机身、涵道、涵道风扇，其中所述机身为面对称的多面体构型，在所述机身两侧有机翼，所述机翼外端为涵道，所述涵道垂直放置并与机翼通过承力主梁固连；在所述机身尾部布置可周期变距的尾旋翼，旋翼主轴方向与机身纵轴重合，用于产生无人机前飞推力并参与姿态控制。
所述的机身重心处截面最大，向前后两端逐渐变窄，整体呈面对称型多面体结构，沿纵向在各段连接处及承力处设置有隔框，在机身与起落架、机翼及尾旋翼连接处有结构加强。
所述的涵道包含环形进气道，进气道内设有风扇和驱动风扇的电机；所述承力主梁贯穿机身横截面方向，两端连接有电机及风扇；所述机翼位于涵道与所述机身之间。
所述机翼与水平面之间有安装角，机翼与机身为可拆卸连接，机翼与涵道为一体结构，机翼与涵道连接处为流线型过渡外形。
所述的尾旋翼桨叶有两片，为矩形对称翼型桨叶，旋翼主轴上有自动倾斜器，自动倾斜器通过三个舵机操纵，可控制旋翼的后倒角、侧倒角及总距。
所述承力主梁为空心圆管梁，两端与两涵道外壁连接，在机身、涵道和机翼上相应连接部位均设置有主梁安装孔和增加强度的结构。
每个风扇有八片桨叶，电机通过电机座安装在承力主梁上，在电机安装部位有穿线孔，电机的供电线从所述承力主梁内部通到机身。
如图1和图2所示，本发明提出的一款尾推式无舵面双涵道无人飞行器，适用于密集环境中的低速空中作业，本发明提供的尾推式无舵面双涵道无人飞行器包括机身1、涵道2、机翼3、起落架4、尾旋翼5和涵道风扇6。在机身1两侧为机翼3，机翼3前缘及后缘均无操纵舵面，机翼3外端布置涵道2，涵道垂直放置与机翼固连；在机身1下方布置滑橇式起落架4；在机身1尾部布置可周期变距的尾旋翼5，尾旋翼5主轴方向与机身1纵轴重合，用于产生无人机前飞推力并参与姿态控制。
所述尾推式无舵面双涵道无人飞行器机身1主要由机身隔框8和侧板7组成，机身1呈面对称的多面体形状，与机身纵轴垂直的截面形状为矩形，无人机重心位于从机头向后380mm处，截面面积在重心处最大，向机头和机尾逐渐变窄，其中重心处宽180mm，高220mm，机头处宽60mm，高40mm，机尾处宽60mm，高60mm，机身1长1070mm。沿纵向在各段连接处及主要承力处均布置有机身隔框8，机身隔框8与侧板7通过插槽方式定位与连接，机身隔框8和侧板7在非结构连接处及不承力部位均设置有结构镂空，在外表面使用热缩膜蒙皮将机身包裹，形成封闭的机身结构。
涵道2与机翼3为一体结构，涵道2外径315mm，内径300mm，高度115mm，涵道的环形剖面为NACA M20翼型，涵道2内部结构由涵道翼肋11和涵道隔框12组成，机翼3结构由翼肋9和整体翼梁10组成，整体翼梁10将机翼翼肋和涵道翼肋与涵道隔框连接在一起从而构成涵道与机翼的一体结构，涵道和机翼的肋与框构成的结构表面由硬蒙板组成多闭室结构，从而可以承受各个方向的剪力与弯矩。
涵道电机14通过电机座15安装在贯穿涵道2、机翼3和机身1的承力主梁13上，在机身1、涵道2和机翼3上均设置有主梁安装孔和增加强度的结构，主梁13为空心圆管梁，在电机安装部位有穿线孔，电机的供电线从梁内部通到机身1，涵道风扇6安装在涵道电机14上，涵道风扇6安装在涵道唇口下0.25当量深度处。
尾旋翼5的变距操纵由自动倾斜器17的三个倾斜器舵机18控制，尾旋翼组件与机身通过机身尾部的加强结构19安装在一起，通过周期变距产生俯仰和航向操纵力矩，当无人机处于低速飞行或悬停时，旋翼几乎不产生或只产生很小的拉力，此时通过改变自动倾斜器，旋翼拉力的侧向力及后向力分量较小，操纵力矩主要来自桨毂力矩，随着飞行速度增大，旋翼拉力的增加可以产生更大的侧向力和后向力分量，旋翼拉力在无人机的操纵力矩中的比重逐渐增大。
滑橇式起落架4通过起落架安装加强20安装在机身1腹部，起落架具有一定柔性，在降落阶段用于缓冲地面对无人机的冲击力，起落架高240mm，保证了尾旋翼与地面具有合适的安全距离。本无人飞行器的总体性能参数如下：
该无人飞行器最大起飞重量8Kg，有效载荷2Kg，电动动力，翼展1.1 m，机长1.07m，最大高度400mm，涵道直径0.3m，尾旋翼直径0.36m，巡航速度60km/h，续航时间35min。
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 (2)

1.一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器，其特征在于：所述无人飞行器采用常规无人机的机身，在重心两侧布置涵道并在尾部水平布置旋翼系统，所述无人飞行器包括机身、涵道、涵道风扇，其中所述机身为面对称的多面体构型，在所述机身两侧有机翼，所述机翼外端为涵道，所述涵道垂直放置并与机翼通过承力主梁固连；
在所述机身尾部布置可周期变距的尾旋翼，旋翼主轴方向与机身纵轴重合，用于产生无人机前飞推力并参与姿态控制；
所述的机身重心处截面最大，向前后两端逐渐变窄，整体呈面对称型多面体结构，沿纵向在各段连接处及承力处设置有隔框，在机身与起落架、机翼及尾旋翼连接处有结构加强；
所述的涵道包含环形进气道，进气道内设有风扇和驱动风扇的电机；所述承力主梁贯穿机身横截面方向，两端连接有电机及风扇；所述机翼位于涵道与所述机身之间；
所述机翼与水平面之间有安装角，机翼与机身为可拆卸连接，机翼与涵道为一体结构，机翼与涵道连接处为流线型过渡外形；
所述的尾旋翼桨叶有两片，为矩形对称翼型桨叶，旋翼主轴上有自动倾斜器，自动倾斜器通过三个舵机操纵，可控制旋翼的后倒角、侧倒角及总距；
所述承力主梁为空心圆管梁，两端与两涵道外壁连接，在机身、涵道和机翼上相应连接部位均设置有主梁安装孔和增加强度的结构。
2.根据权利要求1所述的一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器，其特征在于：每个风扇有八片桨叶，电机通过电机座安装在承力主梁上，在电机安装部位有穿线孔，电机的供电线从所述承力主梁内部通到机身。
CN202010362526.XA 2020-04-30 2020-04-30 一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器 Active CN111846215B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010362526.XA CN111846215B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010362526.XA CN111846215B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111846215A CN111846215A (zh) 2020-10-30
CN111846215B true CN111846215B (zh) 2022-04-22

Family

ID=72985126

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010362526.XA Active CN111846215B (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111846215B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113602478B (zh) * 2021-02-02 2023-06-13 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于环量控制和垂直微喷流的流体控制舵面
US20240109657A1 (en) * 2022-09-30 2024-04-04 Wing Aviation Llc Uav with distributed propulsion and blown control surfaces

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202728571U (zh) * 2012-04-09 2013-02-13 陶兆君 私人飞行器
CN106927035A (zh) * 2017-02-22 2017-07-07 南京航空航天大学 大机动性自转旋翼机及其控制方法
CN107264794A (zh) * 2017-06-09 2017-10-20 北京航空航天大学 一种可拆卸混合式驱动垂直起降无人机的控制方法
CN107804456A (zh) * 2016-09-08 2018-03-16 朗星无人机系统有限公司 一种多涵道垂直起降无人机
CN109515704A (zh) * 2018-12-18 2019-03-26 南京航空航天大学 基于摆线桨技术的涵道卷流旋翼飞行器
CN110155315A (zh) * 2019-06-09 2019-08-23 西北工业大学 一种油电混合动力驱动的无人垂直起降飞行器及其飞行控制方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10040548B2 (en) * 2016-06-28 2018-08-07 Saeid A. ALZAHRANI Multi-mode aerial vehicle

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202728571U (zh) * 2012-04-09 2013-02-13 陶兆君 私人飞行器
CN107804456A (zh) * 2016-09-08 2018-03-16 朗星无人机系统有限公司 一种多涵道垂直起降无人机
CN106927035A (zh) * 2017-02-22 2017-07-07 南京航空航天大学 大机动性自转旋翼机及其控制方法
CN107264794A (zh) * 2017-06-09 2017-10-20 北京航空航天大学 一种可拆卸混合式驱动垂直起降无人机的控制方法
CN109515704A (zh) * 2018-12-18 2019-03-26 南京航空航天大学 基于摆线桨技术的涵道卷流旋翼飞行器
CN110155315A (zh) * 2019-06-09 2019-08-23 西北工业大学 一种油电混合动力驱动的无人垂直起降飞行器及其飞行控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111846215A (zh) 2020-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102471407B1 (ko) 강성 날개의 역학을 시뮬레이션하기 위해 회전자를 사용하는 vtol 항공기
CN211033016U (zh) 一种可垂直起降的飞行器
CN103144769B (zh) 一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局
RU2670356C2 (ru) Выполненный с возможностью вертикального взлета летательный аппарат
US20120111994A1 (en) Cross-flow fan propulsion system
CN101875399A (zh) 一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机
CN101423117A (zh) 采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机
RU141669U1 (ru) Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
CN110901890A (zh) 一种旋翼可分类设计的高速旋翼飞行器
RU2521090C1 (ru) Скоростной турбоэлектрический вертолет
CN111846215B (zh) 一种尾推式无舵面双涵道无人飞行器
CN107813928A (zh) 一种可倾转多旋翼双机身鸭式布局无人飞行器
CN113022847A (zh) 一种矢量涵道尾桨高速直升机
RU139040U1 (ru) Летательный аппарат "lanner"
CN113371190A (zh) 一种基于常规旋翼构型的复合式高速直升机
CN115214881A (zh) 电动倾转旋翼飞行器
CN107021208A (zh) 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法
CN110116802A (zh) 一种高通用性大装载小型无人飞行器
CN111942581B (zh) 一种分布升力鸭式布局垂直起降无人机及控制方法
CN109665097A (zh) 复合飞行模式无人机
CN218368286U (zh) 电动倾转旋翼飞行器
CN110775250A (zh) 一种变体倾转旋翼机及其工作方法
CN206734609U (zh) 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机
CN213323678U (zh) 一种动力分配型式的可垂直起降无人飞行器
CN212829059U (zh) 一种分布升力鸭式布局垂直起降无人机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant