CN114684360A - 一种串列式双涵道推进无人飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种串列式双涵道推进无人飞行器，涉及无人飞行器技术领域，解决了现有技术中的垂直起降无人飞行机存在起降过程繁琐的技术问题。该装置包括机身、前涵道推进结构、后涵道推进结构、第一驱动装置和第二驱动装置，其中，所述机身的头部与所述前涵道推进结构相连接，所述机身的尾部与所述后涵道推进结构相连接，所述第一驱动装置和所述第二驱动装置均安装在所述机身内部，所述第一驱动装置的输出轴与所述前涵道推进结构相连接且所述第一驱动装置能控制所述前涵道推进结构运行，所述第二驱动装置的输出轴与所述后涵道推进结构相连接且所述第二驱动装置能控制所述后涵道推进结构运行。
Description
技术领域
本发明涉及无人飞行器技术领域，尤其是涉及一种串列式双涵道推进无人飞行器。
背景技术
无人飞行器作为一种灵活性高、应用场景广、操作简单的无人驾驶航空器，自诞生以来就被广泛的应用于军民领域，在侦察、定位、运输、巡检、航拍等方面发挥了重要的作用。目前的无人飞行器可分为滑跑起降型无人机和垂直起降型无人机，前者多采用固定翼布局，需要通过地面滑跑、手掷或者专用发射装置弹射起飞，后者则通过特殊布局形式既能实现垂直起降，又能实现水平飞行，应用范围更加广泛。
现阶段投入使用的垂直起降无人机又可分为两类，一类是推力定向型，该类飞行器的飞行速度方向和与旋翼旋转轴垂直，桨叶产生的推力固定用作升力或拉力，例如传统直升机布局、固定翼旋翼复合式布局、多旋翼布局等。另一类是推力换向型，该类飞行器的飞行速度方向与旋翼旋转轴平行，旋翼产生的推力既可以用作升力，也可以充当拉力，力的作用效果可以相互转换，例如倾转旋翼布局、倾转涵道布局、尾座式布局等。加装滑流舵面的涵道飞行器作为一种推力换向型垂直起降无人机，其优势在于良好的安全性和隐蔽性，可在非航母类舰船、边境地带、城市复杂环境下起飞执行任务，且同时具备垂直起降、悬停和平飞的飞行能力，已成为目前无人飞行器研究开发的热点之一。
本申请人发现现有技术至少存在以下技术问题：
在现有技术中，现有的垂直起降无人飞行机中，多存在起降过程繁琐，安全性低，受电量限制较大，航时航程短，平飞效率低下等问题。
发明内容
本发明的目的在于提供串列式双涵道推进无人飞行器，以解决现有技术中的垂直起降无人飞行机存在起降过程繁琐的技术问题。本发明提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。
为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：
本发明提供的一种串列式双涵道推进无人飞行器，包括机身、前涵道推进结构、后涵道推进结构、第一驱动装置和第二驱动装置，其中，所述机身的头部与所述前涵道推进结构相连接，所述机身的尾部与所述后涵道推进结构相连接，所述第一驱动装置和所述第二驱动装置均安装在所述机身内部，所述第一驱动装置的输出轴与所述前涵道推进结构相连接且所述第一驱动装置能控制所述前涵道推进结构运行，所述第二驱动装置的输出轴与所述后涵道推进结构相连接且所述第二驱动装置能控制所述后涵道推进结构运行。
可选地，所述前涵道推进结构包括前涵道壳体、前涵道连接架和定距双叶螺旋桨机构，所述前涵道壳体的端部通过所述前涵道连接架与所述机身的头部相连接，所述定距双叶螺旋桨机构设置在所述前涵道壳体内且所述定距双叶螺旋桨机构与所述第一驱动装置的输出轴相连接；
所述后涵道推进结构包括后涵道壳体、后涵道连接架和变桨距双叶螺旋桨机构，所述后涵道壳体的端部通过所述后涵道连接架与所述机身的头部相连接，所述变桨距双叶螺旋桨机构设置在所述后涵道壳体内且所述变桨距双叶螺旋桨机构与所述第二驱动装置的输出轴相连接；
所述定距双叶螺旋桨机构的转向与所述变桨距双叶螺旋桨机构的转向相反。
可选地，所述后涵道推进结构还包括涵道导流板、全动滑流舵面和舵机，所述涵道导流板与所述后涵道壳体的内壁相连接，所述全动滑流舵面与所述涵道导流板铰接连接，所述舵机安装在所述后涵道壳体的内壁上，所述舵机与所述全动滑流舵面相连接且所述舵机能驱动所述全动滑流舵面转动。
可选地，所述涵道导流板、所述全动滑流舵面和所述舵机三者的个数均为多个，所有所述涵道导流板沿所述后涵道壳体的周向方向分布，所有所述全动滑流舵面沿所述后涵道壳体的周向方向分布，所有所述舵机沿所述后涵道壳体的周向方向分布。
可选地，所述后涵道推进结构还包括起落架，所述起落架与所述后涵道壳体的外壁相连接。
可选地，所述前涵道壳体和所述后涵道壳体均采用翼型剖面，所述前涵道壳体和所述后涵道壳体均设置有倒锥角。
可选地，还包括机翼、副翼和第三驱动装置，所述机翼与所述机身可拆卸连接，所述机翼采用上单翼布局，所述副翼与所述机翼的外侧后缘铰接连接，所述第三驱动装置与所述副翼相连接且所述第三驱动装置能驱动副翼转动；
所述机翼的下侧设置有微型导弹安装架，所述微型导弹安装架用于安装微型导弹。
可选地，所述机身包括圆形剖面机体和方形剖面机体，所述圆形剖面机体和所述方形剖面机体两者的端部圆滑过渡连接，所述圆形剖面机体的自由端与所述前涵道推进结构相连接，所述方形剖面机体的自由端与所述后涵道推进结构相连接。
可选地，还包括传感器、自动驾驶仪、油箱和双光吊舱，所述传感器、所述自动驾驶仪和所述油箱均安装在所述机身的内部，所述双光吊舱连接在所述机身的外壁上，所述传感器与所述自动驾驶仪电连接，所述第一驱动装置和所述第二驱动装置均与自动驾驶仪电连接，所述传感器用于监测所述串列式双涵道推进无人飞行器的飞行参数并能将所述飞行参数传递给所述自动驾驶仪，所述自动驾驶仪能接受所述飞行参数并能根据所述飞行参数控制所述第一驱动装置和所述第二驱动装置运行，所述油箱用于存储燃油，所述双光吊舱用于远距离图传以及对目标的跟踪定位。
可选地，还包括远程遥控装置。
本发明提供的一种串列式双涵道推进无人飞行器，前涵道推进结构和后涵道推进结构串列式分布于机身的头尾两端，串列式布局可实现前拉后推式驱动结构，使得串列式双涵道推进无人飞行器保持较小的整体迎风面积，同时又具备双驱动推进系统的动力，可以实现垂直起降，可省去起飞降落辅助机构，同时前涵道推进结构和后涵道推进结构提升了飞行器的隐蔽性、安全性，降低了噪声。在进行起飞时，只需要将串列式双涵道推进无人飞行器垂直放置于地面上，在启动第一驱动装置和第二驱动装置运行，进而使得前涵道推进结构和后涵道推进结构进行运转，就可以实现无人飞行器垂直起飞；当需要降落时，降低前涵道推进结构和后涵道推进结构的转速，使得其产生的拉力小于无人飞行器自身重力时，无人飞行器将产生一个向下的加速度缓缓垂直降落，实现了无人飞行机的起降过程操作简单的问题，解决了现有技术中的垂直起降无人飞行机存在起降过程繁琐的技术问题。
本发明优选技术方案至少还可以产生如下技术效果：
通过控制全动滑流舵面和副翼转动角度，进而可以控制串列式双涵道推进无人飞行器的飞行方向，可实现串列式双涵道推进无人飞行器在悬停模式与平飞模式进行切换。
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获得其他的附图。
图1是本发明实施例提供的串列式双涵道推进无人飞行器的整体结构示意图；
图2是本发明实施例提供的串列式双涵道推进无人飞行器的主示意图；
图3是本发明实施例提供的串列式双涵道推进无人飞行器的侧示意图；
图4是本发明实施例提供的串列式双涵道推进无人飞行器的俯示意图；
图5是本发明实施例提供的串列式双涵道推进无人飞行器的后涵道推进结构的结构示意图；
图6是本发明实施例提供的串列式双涵道推进无人飞行器的飞行模式转换过程示意图；
图中1、机身；11、圆形剖面机体；12、方形剖面机体；2、前涵道推进结构；21、前涵道壳体；22、前涵道连接架；23、定距双叶螺旋桨机构；3、后涵道推进结构；31、后涵道壳体；32、后涵道连接架；33、变桨距双叶螺旋桨机构；34、涵道导流板；35、全动滑流舵面；36、起落架；4、机翼；5、副翼；6、双光吊舱；7、微型导弹。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，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做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，″多个″的含义是两个或两个以上；术语″上″、″下″、″左″、″右″、″内″、″外″、″前端″、″后端″、″头部″、″尾部″等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语″第一″、″第二″、″第三″等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语″安装″、″相连″、″连接″应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例1：
本发明提供了一种串列式双涵道推进无人飞行器，包括机身1、前涵道推进结构2、后涵道推进结构3、第一驱动装置和第二驱动装置，其中，机身1的头部与前涵道推进结构2相连接，机身1的尾部与后涵道推进结构3相连接，第一驱动装置和第二驱动装置均安装在机身1内部，第一驱动装置和第二驱动装置均可以为发动机，第一驱动装置的输出轴与前涵道推进结构2相连接且第一驱动装置能控制前涵道推进结构2运行，第二驱动装置的输出轴与后涵道推进结构3相连接且第二驱动装置能控制后涵道推进结构3运行，串列式双涵道推进无人飞行器能够原地起飞着陆，具备一定悬停能力，不依赖跑道和辅助起降装置，还具有更高的前飞速度，有更大的航程。本发明提供的一种串列式双涵道推进无人飞行器，前涵道推进结构2和后涵道推进结构3串列式分布于机身1的头尾两端，串列式布局可实现前拉后推式驱动结构，使得串列式双涵道推进无人飞行器保持较小的整体迎风面积，同时又具备双驱动推进系统的动力，可以实现垂直起降，可省去起飞降落辅助机构，同时前涵道推进结构2和后涵道推进结构3提升了飞行器的隐蔽性、安全性，降低了噪声。在进行起飞时，只需要将串列式双涵道推进无人飞行器垂直放置于地面上，在启动第一驱动装置和第二驱动装置运行，进而使得前涵道推进结构2和后涵道推进结构3进行运转，就可以实现无人飞行器垂直起飞；当需要降落时，降低前涵道推进结构2和后涵道推进结构3的转速，使得其产生的拉力小于无人飞行器自身重力时，无人飞行器将产生一个向下的加速度缓缓垂直降落，实现了无人飞行机的起降过程操作简单的问题，解决了现有技术中的垂直起降无人飞行机存在起降过程繁琐的技术问题。
实施例2：
作为可选地实施方式，前涵道推进结构2包括前涵道壳体21、前涵道连接架22和定距双叶螺旋桨机构23，前涵道壳体21的端部通过前涵道连接架22与机身1的头部相连接，定距双叶螺旋桨机构23设置在前涵道壳体21内且定距双叶螺旋桨机构23与第一驱动装置的输出轴相连接，第一驱动装置可以驱动定距双叶螺旋桨机构23进行转动；前涵道壳体21将定距双叶螺旋桨机构23与外界环境分隔，可很好的保护地面操作人员安全，降低噪声传播，提升无人飞行器的隐蔽性。
后涵道推进结构3包括后涵道壳体31、后涵道连接架32和变桨距双叶螺旋桨机构33，后涵道壳体31的端部通过后涵道连接架32与机身1的头部相连接，变桨距双叶螺旋桨机构33设置在后涵道壳体31内且变桨距双叶螺旋桨机构33与第二驱动装置的输出轴相连接，第二驱动装置可以驱动变桨距双叶螺旋桨机构33进行转动；前涵道壳体21和后涵道壳体31均可以采用轻质复合材质制成，定距双叶螺旋桨机构23和变桨距双叶螺旋桨机构33均可以采用复合材质制成。后涵道壳体31将变桨距双叶螺旋桨机构33与外界环境分隔，可很好的保护地面操作人员安全，降低噪声传播，提升无人飞行器的隐蔽性。
定距双叶螺旋桨机构23的转向与变桨距双叶螺旋桨机构33的转向相反，可用于抵消桨叶旋转导致的扭转力矩。
作为可选地实施方式，后涵道推进结构3还包括涵道导流板34、全动滑流舵面35和舵机，涵道导流板34与后涵道壳体31的内壁相连接，全动滑流舵面35与涵道导流板34铰接连接，舵机安装在后涵道壳体31的内壁上，舵机与全动滑流舵面35相连接且舵机能驱动全动滑流舵面35转动，全动滑流舵面35转动可以实现对悬停和平飞模式下不同姿态的控制。
作为可选地实施方式，涵道导流板34、全动滑流舵面35和舵机三者的个数均为多个，所有涵道导流板34沿后涵道壳体31的周向方向分布，所有全动滑流舵面35沿后涵道壳体31的周向方向分布，所有舵机沿后涵道壳体31的周向方向分布，一个舵机均对应一个全动滑流舵面35。
作为可选地实施方式，后涵道推进结构3还包括起落架36，起落架36与后涵道壳体31的外壁相连接，起落架36的个数为四个，分别环绕在后涵道壳体31的周向外壁上，起落架36用于在起飞降落时无人飞行器，保护其部件免受破坏。
作为可选地实施方式，前涵道壳体21和后涵道壳体31均采用翼型剖面，可抑制螺旋桨桨尖涡形成，降低尾流能量损失，同时涵道壳体口可以产生一定附加推力，前涵道壳体21和后涵道壳体31均设置有倒锥角，用于改善前涵道壳体21和后涵道壳体31内部绕流分布，提高前涵道壳体21和后涵道壳体31的有效升力面积。后涵道壳体31的整体尺寸大于前涵道壳体21的整体尺寸，确保无人飞行器的重心位置靠后。
实施例3：
作为可选地实施方式，还包括机翼4、副翼5和第三驱动装置，机翼4与机身1可拆卸连接，机身1和机翼4均采用复合材料制成，质量轻，机翼4能快捷的从机身1上拆卸下来，以此减小无人飞行器的占地空间，方便运输携带，机翼4采用上单翼布局，更进一步的采用大展弦比上单翼布局，用于保证无人飞行器长航时，高速巡航性能，副翼5与机翼4的外侧后缘铰接连接，第三驱动装置与副翼5相连接且第三驱动装置能驱动副翼5转动，副翼5的转动可实现对平飞时滚转姿态的控制；机翼4的下侧设置有微型导弹安装架，微型导弹安装架用于安装微型导弹7，可以目标进行精准打击。
作为可选地实施方式，机身1包括圆形剖面机体11和方形剖面机体12，圆形剖面机体11和方形剖面机体12两者的端部圆滑过渡连接，该设计外形可在保持良好气动外形的前提下，增加机身1内腔空间容量，可以容纳更多的有效载荷，圆形剖面机体11的自由端与前涵道推进结构2相连接，方形剖面机体12的自由端与后涵道推进结构3相连接。
实施例4：
作为可选地实施方式，还包括传感器、自动驾驶仪、油箱和双光吊舱6，传感器、自动驾驶仪和油箱均安装在机身1的内部，双光吊舱6连接在机身1的外壁上，传感器与自动驾驶仪电连接，第一驱动装置和第二驱动装置均与自动驾驶仪电连接，第三驱动装置和舵机也和自动驾驶仪电连接，传感器用于监测串列式双涵道推进无人飞行器的飞行参数并能将飞行参数传递给自动驾驶仪，飞行参数可以包括飞行器位置、地速、空速、高度、姿态等运动参数，自动驾驶仪能接受飞行参数并能根据飞行参数控制第一驱动装置、第二驱动装置、舵机以及第三驱动装置运行，自动驾驶仪通过获取的飞行参数对当前飞行姿态以及目标飞行姿态进行判断，做出目标姿态的轨迹命令，进而控制第一驱动装置、第二驱动装置以及第三驱动装置运行状态，油箱用于存储燃油，双光吊舱6用于远距离图传以及对目标的跟踪定位。
作为可选地实施方式，还包括远程遥控装置，地面操作人员还可以通过远程遥控装置进行操作无人飞行器。
当无人飞行器需要调整飞行姿态进行机动时，首先通过传感器将监测到的飞行参数传递给自动驾驶仪，自动驾驶仪通过飞行参数对当前飞行姿态与目标飞行姿态进行判断，进而计算出全动滑流舵面35的偏转量，进而控制舵机启动，从而控制全动滑流舵面35转动到指定角度，实现无人飞行器姿态变换。
当无人飞行器处于悬停模式时，推力与重力方向基本平行，维持飞行的所需常态力矩很小，整体驱动难度不大。当无人飞行器处于固定翼巡航模式时，副翼5介入姿态控制，提供主要的滚转力矩，当无人飞行器进行俯仰、偏航控制时需加入全动滑流舵面35进行驱动控制。
实施例5：
下面介绍本发明中串列式双涵道推进无人飞行器垂直起降模式过渡过程：
起飞时，先将无人飞行器竖直放置于地面，机身1垂直于地面，通过起落架36支撑机身1，由第一驱动装置和第二驱动装置分别带动定距双叶螺旋桨机构23和变桨距双叶螺旋桨机构33转动，定距双叶螺旋桨机构23和变桨距双叶螺旋桨机构33转速方向相反，用于相互抵消桨叶旋转导致的扭转力矩。定距双叶螺旋桨机构23和变桨距双叶螺旋桨机构33产生的拉力与推力平行于机身1，用于克服无人飞行器垂直起飞和悬停时自身重力，完成垂直起降过程。
当无人飞行器上升到一定高度后，通过自动驾驶仪的指令驱动舵机带动全动滑流舵面35偏转，同时再调节副翼5，让机身1产生倾转低头力矩，无人飞行器沿垂直于机身1的旋转轴转动，机头逐渐前倾并下拉，这时无人飞行器由悬停模式转换到了飞行模式过渡阶段。
随着无人飞行器头部不断前倾，迎角不断减小，定距双叶螺旋桨机构23和变桨距双叶螺旋桨机构33产生的力逐渐转变为水平飞行动力，机翼4从失速中恢复，产生的升力用于克服全机重力，全动滑流舵面35偏角复位，此时无人飞行器进入高速巡航阶段。
当无人飞行器任务结束，到降落阶段，通过自动驾驶仪的指令驱动舵机带动全动滑流舵面35以及副翼5偏转，使无人飞行器沿垂直于机身1的横向旋转轴转动，爬升一段距离，并伴随机头上拉，最终定距双叶螺旋桨机构23和变桨距双叶螺旋桨机构33产生的推力和拉力方向与无人飞行器重力平行，当定距双叶螺旋桨机构23和变桨距双叶螺旋桨机构33转速降低，产生的拉力小于自身重力时，无人飞行器将产生一个向下的加速度缓缓垂直降落。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，包括机身(1)、前涵道推进结构(2)、后涵道推进结构(3)、第一驱动装置和第二驱动装置，其中，
所述机身(1)的头部与所述前涵道推进结构(2)相连接，所述机身(1)的尾部与所述后涵道推进结构(3)相连接，所述第一驱动装置和所述第二驱动装置均安装在所述机身(1)内部，所述第一驱动装置的输出轴与所述前涵道推进结构(2)相连接且所述第一驱动装置能控制所述前涵道推进结构(2)运行，所述第二驱动装置的输出轴与所述后涵道推进结构(3)相连接且所述第二驱动装置能控制所述后涵道推进结构(3)运行。
2.根据权利要求1所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，所述前涵道推进结构(2)包括前涵道壳体(21)、前涵道连接架(22)和定距双叶螺旋桨机构(23)，所述前涵道壳体(21)的端部通过所述前涵道连接架(22)与所述机身(1)的头部相连接，所述定距双叶螺旋桨机构(23)设置在所述前涵道壳体(21)内且所述定距双叶螺旋桨机构(23)与所述第一驱动装置的输出轴相连接；
所述后涵道推进结构(3)包括后涵道壳体(31)、后涵道连接架(32)和变桨距双叶螺旋桨机构(33)，所述后涵道壳体(31)的端部通过所述后涵道连接架(32)与所述机身(1)的头部相连接，所述变桨距双叶螺旋桨机构(33)设置在所述后涵道壳体(31)内且所述变桨距双叶螺旋桨机构(33)与所述第二驱动装置的输出轴相连接；
所述定距双叶螺旋桨机构(23)的转向与所述变桨距双叶螺旋桨机构(33)的转向相反。
3.根据权利要求2所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，所述后涵道推进结构(3)还包括涵道导流板(34)、全动滑流舵面(35)和舵机，所述涵道导流板(34)与所述后涵道壳体(31)的内壁相连接，所述全动滑流舵面(35)与所述涵道导流板(34)铰接连接，所述舵机安装在所述后涵道壳体(31)的内壁上，所述舵机与所述全动滑流舵面(35)相连接且所述舵机能驱动所述全动滑流舵面(35)转动。
4.根据权利要求3所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，所述涵道导流板(34)、所述全动滑流舵面(35)和所述舵机三者的个数均为多个，所有所述涵道导流板(34)沿所述后涵道壳体(31)的周向方向分布，所有所述全动滑流舵面(35)沿所述后涵道壳体(31)的周向方向分布，所有所述舵机沿所述后涵道壳体(31)的周向方向分布。
5.根据权利要求2所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，所述后涵道推进结构(3)还包括起落架(36)，所述起落架(36)与所述后涵道壳体(31)的外壁相连接。
6.根据权利要求2所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，所述前涵道壳体(21)和所述后涵道壳体(31)均采用翼型剖面，所述前涵道壳体(21)和所述后涵道壳体(31)均设置有倒锥角。
7.根据权利要求1所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，还包括机翼(4)、副翼(5)和第三驱动装置，所述机翼(4)与所述机身(1)可拆卸连接，所述机翼(4)采用上单翼布局，所述副翼(5)与所述机翼(4)的外侧后缘铰接连接，所述第三驱动装置与所述副翼(5)相连接且所述第三驱动装置能驱动副翼(5)转动；
所述机翼(4)的下侧设置有微型导弹安装架，所述微型导弹安装架用于安装微型导弹(7)。
8.根据权利要求1所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，所述机身(1)包括圆形剖面机体(11)和方形剖面机体(12)，所述圆形剖面机体(11)和所述方形剖面机体(12)两者的端部圆滑过渡连接，所述圆形剖面机体(11)的自由端与所述前涵道推进结构(2)相连接，所述方形剖面机体(12)的自由端与所述后涵道推进结构(3)相连接。
9.根据权利要求1所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，还包括传感器、自动驾驶仪、油箱和双光吊舱(6)，所述传感器、所述自动驾驶仪和所述油箱均安装在所述机身(1)的内部，所述双光吊舱(6)连接在所述机身(1)的外壁上，所述传感器与所述自动驾驶仪电连接，所述第一驱动装置和所述第二驱动装置均与自动驾驶仪电连接，所述传感器用于监测所述串列式双涵道推进无人飞行器的飞行参数并能将所述飞行参数传递给所述自动驾驶仪，所述自动驾驶仪能接受所述飞行参数并能根据所述飞行参数控制所述第一驱动装置和所述第二驱动装置运行，所述油箱用于存储燃油，所述双光吊舱(6)用于远距离图传以及对目标的跟踪定位。
10.根据权利要求9所述的串列式双涵道推进无人飞行器，其特征在于，还包括远程遥控装置。
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