CN112722264B - 一种尾坐式垂直起降无人机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种尾坐式垂直起降无人机，包括机身、机翼组件；机翼组件包括三个旋翼，其中两个旋翼对称设在机身的尾部，第三个旋翼设在机身的尾部且位于另外两个旋翼对称面的位置；各旋翼的一端与机身相连，另一端设有电机舱，电机舱内设有电机，电机舱上设有与电机传动相连的螺旋桨；各旋翼上靠近电机舱一端的底部设有空气滑流舵，空气滑流舵沿旋翼的厚度方向具有转动的行程，旋翼内设有与空气滑流舵传动相连的舵机。其去掉复杂的桨叶变距装置和自动倾斜器，设计空气滑流舵，并利用螺旋桨滑流来控制机体姿态的稳定，降低了飞行器控制系统复杂度，减少了成本，同时在垂直起降状态下，减少机翼对螺旋桨气流产生的升力损失，提高动力输出的效率。

Description

一种尾坐式垂直起降无人机

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，具体是一种尾坐式垂直起降无人机。

背景技术

垂直起降飞行器(VTOL)的准确定义是:能够以零速度起飞/着陆,具备悬停能力,并能以固定翼飞机的方式水平飞行。

在21世纪的航空领域中，当固定翼飞行器具备垂直起降能力后，将会给各行业的应用带来非常大的益处。这类固定翼飞行器不同于传统的滑跑起降或弹射起飞的飞行器，它不需要专门的机场和跑道，也不需要复杂的弹射装置，只需要很小的平地就可以起飞和着陆，所以这类飞行器对起降环境要求很低，即使在野外的荒地也可以起飞和着陆。一般像直升飞机、气球等的飞行不在垂直起降技术的范围中考虑。

在一些实际应用中，通常不具备可供固定翼飞行器进行起降的跑道，比如土地测绘、应急救援、森林防火等。传统滑跑起降飞机的局限性使得垂直起降技术得到重视和发展。。

与传统飞机相比,垂直起降飞行器不依赖跑道进行起降，且在空中具有定点悬停的能力；与传统直升机相比,垂直起降飞行器具有更高的前飞速度,更好的巡航经济性，并具有更大的航程。正因为具备这些优点,垂直起降飞行器尤其适用于需要悬停或对起降条件有限的场合。

一些应用于测绘的固定翼无人机，一般使用弹射起飞和打开降落伞回收的方式。而垂直起降飞行器由于减少了对跑道的依赖，在实际应用中，可以灵活部署，省去了复杂的弹射机构和回收设备。另外，在一些基础设施建设不发达的地区，也省去了昂贵的机场建设费用，减少了应用成本。

早期的垂直起降飞行器为80年代后期开始研制的美国的V-22Osprey/鱼鹰，V-22鱼鹰式倾转旋翼机是由美国贝尔公司和波音公司联合设计制造的一款倾转旋翼机，也是一款中型运输机。它通过倾转机翼两端翼尖的两个直升机旋翼而实现旋翼在垂直和水平方向之间的转换,从而较完美地将直升机和固定翼飞机的特点融为一体。在垂直起降状态下，两个旋翼拉力方向垂直于地面，利用自动倾斜器保持机体纵向的姿态稳定。V-22鱼鹰既具有普通直升机垂直起降和空中悬停的能力，又具有涡轮螺旋桨飞机的高速巡航飞行的能力，是一种军民两用的高新技术产品。目前，V-22鱼鹰主要用于军事需求，并能赋予战场指挥官更多的选择和更大的灵活性。它不需要专门的机场和跑道，维修简单，生存力强，特别适用于进行特种作战，可大大提高军队人员投送，布防，解救人质，灾难救援等行动的速度。但是，V-22鱼鹰采用了两个直升机旋翼，在垂直起降模式下，旋翼需要自动倾斜器来控制飞行器姿态的稳定，增加了控制的难度，并且桨叶采用周期变距装置，机构极其复杂，也增加了成本；而且V-22鱼鹰在垂直起降模式下,旋翼滑流正面吹在机翼翼面之上,造成很大的升力损失,并迫使机翼增加结构强度,进而导致飞行器结构重量增加，降低了飞机的性能。

近些年来也有一些关于垂直起降飞行器的研究，但基本都具有较为明显的问题，例如专利CN103287576A所公开的一种无尾布局单人尾坐式垂直起降飞行器，其采用两旋翼+升降副翼的控制稳定性不高，正向的环境风速过大会超过无人机的控制极限，增加垂直起降状态摔机的风险，同时其飞翼布局在平飞时，升降副翼同时要控制滚转运动，也要控制俯仰运动，耦合在一起，容易超过执行机构的行程，限制了无人机的机动能力。再例如专利CN108482668A公开的倾转式垂直起降飞行器，其倾转机构太多，增加系统的风险，降低可靠性，而且该飞行器在垂直起降时用到多个旋翼，而平飞时又不需要那么多动力，成为冗余重量。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种尾坐式垂直起降无人机，减少机翼对螺旋桨气流产生的升力损失，提高动力输出的效率。

为实现上述目的，本发明提供一种尾坐式垂直起降无人机，包括机身、机翼组件与机舱组件，所述机舱组件设在机身的头部位置；

所述机翼组件包括三个旋翼，其中，第一个旋翼与第二个旋翼对称设在机身的尾部，第三个旋翼设在机身的尾部且位于第一个旋翼与第二个旋翼对称面的位置；

各所述旋翼的一端与机身相连，另一端设有电机舱，所述电机舱内设有电机，所述电机舱上朝向机身头部的一端设有螺旋桨，所述螺旋桨与电机传动相连；

各所述旋翼上靠近电机舱一端的底部设有空气滑流舵，所述空气滑流舵沿旋翼的厚度方向具有转动的行程，所述旋翼内设有与空气滑流舵传动相连的舵机。

在其中一个实施例中，第三个旋翼与第一个旋翼、第二个旋翼之间的夹角均为105°～120°。

在其中一个实施例中，所述旋翼上前缘的后掠角为20～28°，后缘的后掠角为0°。

在其中一个实施例中，所述电机舱上朝向机身尾部的一端设有起落架。

在其中一个实施例中，所述空气滑流舵的长度为旋翼长度的38％～42％。

在其中一个实施例中，所述机翼组件还包括设在机身头部位置的鸭翼舵面，所述鸭翼舵面为全动鸭翼。

在其中一个实施例中，所述机身为轴对称结构，且所述机身内置有飞行控制器、机载计算机、任务载荷、动力电池。

相较于现有技术，本发明提供的一种尾坐式垂直起降无人机具有如下有益效果：

1.减小旋翼的尺寸，去掉复杂的桨叶变距装置和自动倾斜器，设计空气滑流舵，并利用螺旋桨滑流来控制机体姿态的稳定，降低了飞行器控制系统复杂度，减少了成本；

2.采用空气滑流舵作为倾转机构，在垂直起降状态下，减少机翼对螺旋桨气流产生的升力损失，提高动力输出的效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中尾坐式垂直起降无人机的轴测图；

图2为本发明实施例中尾坐式垂直起降无人机在垂直起降状态下的俯视图；

图3为本发明实施例中尾坐式垂直起降无人机在平飞状态下的俯视图。

附图标号：机身1、机舱组件2、第一个旋翼301、第二个旋翼302、第三个旋翼303、第一个空气滑流舵401、第二个空气滑流舵402、第三个空气滑流舵403、电机舱5、螺旋桨6、起落架7、鸭翼舵面8。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1-3所示为本实施例所公开的一种尾坐式垂直起降无人机，包括机身1、机翼组件与机舱组件2，机舱组件2设在机身1的头部位置；机翼组件包括三个旋翼，其中第一个旋翼301与第二个旋翼302对称设在机身1的尾部，第三个旋翼303设在机身1的尾部且位于第一个旋翼301与第二个旋翼302对称面的位置；各旋翼的一端与机身1相连，另一端设有电机舱5，电机舱5内设有并未图示的电机，电机舱5上朝向机身1头部的一端设有螺旋桨6，螺旋桨6与电机传动相连，以用于提供垂直起降和平飞时的动力；各旋翼上靠近电机舱5一端的底部设有空气滑流舵，空气滑流舵沿旋翼的厚度方向具有转动的行程，各旋翼内部设有与对应空气滑流舵传动相连的舵机，以用于驱动空气滑流舵转动。

本实施例中的尾坐式垂直起降无人机，设计了翼面相连的三个旋翼，使其构成了结构完全相同的模块化的部件301、302、303。其中，三个旋翼均为对称翼型，且其前缘的后掠角为20～28°，后缘的后掠角为0°。并通过在旋翼上靠近电机舱5一端的底部设至一个空气滑流舵作为舵面，并使空气滑流舵在舵机作用下偏转，可以对螺旋桨6气流进行导流，从而产生对无人机的控制力和控制力矩，其中，空气滑流舵的长度为旋翼长度的38％～42％。具体地，第一个空气滑流舵401与第二个空气滑流舵402为差动副翼，第三个空气滑流舵403在垂直起降状态下和平飞状态下控制无人机航向。

本实施例中，机舱组件2为光学吊舱，以用于无人机在平飞时对目标的侦察、跟踪和定位。

本实施例中，第三个旋翼303与第一个旋翼301、第二个旋翼302之间的夹角均为105°～120°。

本实施例中，电机舱5上朝向机身1尾部的一端设有起落架7，用于无人机垂直停稳时的支撑。

本实施例中，机翼组件还包括设在机身1头部位置的鸭翼舵面8，鸭翼舵面8为全动鸭翼。以用于控制无人机平飞时的俯仰运动。

本实施例中，机身1为轴对称结构，且机身1内置有飞行控制器、机载计算机、任务载荷、动力电池。

本实施例中的尾坐式垂直起降无人机的具体工作过程为：

在无人机机处于垂直起降的状态时，机身1与地面垂直，此时三个旋翼上的螺旋桨6开始转动提供向上的升力直至无人机离开地面，在无人机向上加速到达无人机的最小平飞速度后，第一个空气滑流舵401与第二个空气滑流舵402转动，电机转速调节，同时鸭翼舵面8转动，调整无人机的姿态使机身1的头部在水平方向转动，进入平飞模式；

平飞模式下，第一个旋翼301与第二个旋翼302作为无人机的机翼提供向无人机平飞的升力，第一个空气滑流舵401与第二个空气滑流舵402作为差动副翼控制无人机的滚转运动，第三个空气滑流舵403作为方向舵进而控制无人机的航向，鸭翼舵面8通过转动控制无人机的俯仰运动，三个螺旋桨6同时提供无人机平飞时向前的动力。在平飞模式下，无人机利用机舱组件2对指定地面目标进行侦察，发现目标后按照图像的导引，对目标进行拦截。

本实施例采用模块化的电机舱与旋翼相连部件，设计了一种基于尾坐式的三旋翼垂直起降方案，不需倾转机构就能实现固定翼无人机稳定地保持垂直起降过程中的悬停状态，并通过向上加速，逐渐调整无人机俯仰姿态，过渡到固定翼模式平飞的状态，利用机身1头部搭载的光学吊舱对地面目标进行侦察和打击。与鱼鹰V-22倾转机构布置方式相比较，本实施例中的方案大大减小了旋翼的尺寸，不用配置复杂的自动倾斜器和周期变距装置，降低了倾转旋翼机的技术难度，提高了系统可靠性，减少了制造成本，为具备垂直起降能力的固定翼飞行器走向民用市场奠定了基础，使得垂直起降固定翼无人机在巡管线与测绘等作业中发挥更大的作用。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (6)

1.一种尾坐式垂直起降无人机，其特征在于，包括机身、机翼组件与机舱组件，所述机舱组件设在机身的头部位置；

所述机翼组件包括三个旋翼，其中，第一个旋翼与第二个旋翼对称设在机身的尾部，第三个旋翼设在机身的尾部且位于第一个旋翼与第二个旋翼对称面的位置；

各所述旋翼的一端与机身相连，另一端设有电机舱，所述电机舱内设有电机，所述电机舱上朝向机身头部的一端设有螺旋桨，所述螺旋桨与电机传动相连；

各所述旋翼上靠近电机舱一端的底部设有空气滑流舵，所述空气滑流舵沿旋翼的厚度方向具有转动的行程，所述旋翼内设有与空气滑流舵传动相连的舵机；

所述空气滑流舵的长度为旋翼长度的38％～42％，用于对螺旋桨的气流进行导流，从而产生对无人机的控制力和控制力矩；

所述空气滑流舵的长度小于螺旋桨的半径。

2.根据权利要求1所述尾坐式垂直起降无人机，其特征在于，第三个旋翼与第一个旋翼、第二个旋翼之间的夹角均为105°～120°。

3.根据权利要求1所述尾坐式垂直起降无人机，其特征在于，所述旋翼上前缘的后掠角为20～28°，后缘的后掠角为0°。

4.根据权利要求1所述尾坐式垂直起降无人机，其特征在于，所述电机舱上朝向机身尾部的一端设有起落架。

5.根据权利要求1所述尾坐式垂直起降无人机，其特征在于，所述机翼组件还包括设在机身头部位置的鸭翼舵面，所述鸭翼舵面为全动鸭翼。

6.根据权利要求1所述尾坐式垂直起降无人机，其特征在于，所述机身为轴对称结构，且所述机身内置有飞行控制器、机载计算机、任务载荷、动力电池。

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