CN115158636B - 一种涵道气量调节机构、涵道无人机及调姿方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涵道气量调节机构、涵道无人机及调姿方法，其中涵道气量调节机构包括回转体，沿回转体圆周方向均匀交错布置有若干个内喷管叶片和外喷管叶片，外喷管叶片活动设置在内喷管叶片外侧，外喷管叶片与内喷管叶片活动连接，内喷管叶片和外喷管叶片分别与回转体活动连接；回转体上设置有与外喷管叶片一一对应的动力组件，动力组件与外喷管叶片相连接。通过动力组件带动外喷管叶片和内喷管叶片同步联动实现调节气流通道截面大小，通过改变气流通道截面大小，进而控制无人机飞行姿态，同时气流通道截面缩小可以增加喷射气流的流速，进而提高推力，实现高机动飞行。

Description

一种涵道气量调节机构、涵道无人机及调姿方法

技术领域

本发明涉及涵道飞行器技术领域，特别是涉及一种涵道气量调节机构、涵道无人机及调姿方法。

背景技术

无人机具有机动灵活、反应速度快、无人驾驶、可精确控制等优点，在众多领域中广泛应用，例如影像拍摄、探测、侦查、监控等。现有无人机多采用开放式多旋翼螺旋桨的结构形式，该形式无人机的螺旋桨高速旋转时受力情况同飞机机翼类似，受到的力主要有空气摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力等。螺旋桨高速旋转时其叶尖处速度最高，此时诱导阻力比较大，对外界气流产生冲击从而噪声较大，这是开放式螺旋桨动力效率低的主要原因。螺旋桨由于是悬臂梁结构杆件，在气动作用下叶尖处容易变形进而导致效率进一步恶化，这是限制螺旋桨高速运动的瓶颈之一，也是螺旋桨无人机速度受到限制的关键。同时，高速旋转的螺旋桨犹如一把利刃，其安全隐患也不容忽视。

针对开放式多旋翼无人机存在的技术缺陷，涵道无人机的研究逐渐成为一个热点，涵道无人机，是以涵道内部的螺旋桨为结构主体和动力系统。由于涵道自身结构具有环括作用，涵道内壁可以有效约束螺旋桨叶尖处的冲击气流，同时将噪声阻隔在涵道内，进而可降低整机的运行噪音。另外，涵道壁对螺旋桨电机的热辐射也有一定的阻隔作用，能在一定程度上降低无人机热辐射特性，这些都使得涵道无人机具有更好的隐蔽性。其次，涵道无人机结构更加紧凑，相比于多旋翼无人机，可以在更加狭小的环境中进行起降和作业，同时飞行时的空气阻力也更小，且在相同载重下，其能安全通过的空间尺寸需求更小。另外，涵道螺旋桨可有效地将螺旋桨滑流转换成推力，这使得同等直径的涵道螺旋桨效率大于一般开放式多旋翼螺旋桨。涵道式螺旋桨除了螺旋桨产生拉力外，涵道壁作为环形机翼，还会产生附加升力。

与开放式多旋翼无人机相比，涵道式无人机也是一种不受场地限制，能够进行随意起升、任意方向滑行、来去自如的飞行器。相比于开放式多旋翼无人机，涵道无人机具有安全性好、隐蔽性强、效率高等特点，使其在面对信息采集等难点问题时可提供更加有效的解决方案，在民用与军用市场都有着巨大的市场潜力及价值。

例如在专利CN210027901U公开了一种二轴涵道无人机机架，包括：机身主体、对称设置于机身主体宽度方向两侧的第一涵道和第二涵道、用于控制第一涵道和第二涵道相对于机身主体转动的舵机、设置于第一涵道的第一螺旋桨和设置于第二涵道的第二螺旋桨；第一涵道的中心轴线与第一螺旋桨的中心轴线重合，第二涵道的中心轴线与第二螺旋桨的中心轴线重合。无人机在飞行的过程中，可以通过调整第一螺旋桨和第二螺旋桨的转速，通过舵机调整第一涵道和第二涵道相对于机身主体转动，调整第一作用力和第二作用力的大小和方向，从而控制无人机的飞行。

例如在专利CN113415411A公开了一种双涵道无人飞行器，其中第一螺旋桨同轴设置于第一涵道壳体内部，第二螺旋桨同轴设置于第二涵道壳体内部；第一舵面组和第三舵面组分别位于第一螺旋桨的下方，第二舵面组和第四舵面组分别位于第二螺旋桨下方；第一舵面组以及第二舵面组分别垂直于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线；第三舵面组及第四舵面组分别平行于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线，且分别关于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线对称，利用四个舵面组通过控制舵面的偏转角度来控制飞行器。

现有涵道无人机其中主要由两种形式组成，一种是无人机涵道只由动力涵道组成，动力涵道由涵道本身、电机、螺旋桨等组成，通过舵机调整动力涵道相对于机身主体的转动，进而控制无人机的姿态调整及飞行，但整个涵道的转动惯量很大，舵机必须具有较大的输出力矩。因此，该种形式无人机的涵道响应的速度较慢，且涵道需要不断前后转动来保持无人飞行器飞行稳定，其控制过程比较复杂。其二是无人机涵道由动力涵道、调姿涵道组成，两个涵道串联，动力涵道由涵道壁、螺旋桨、涵道风扇组成，调姿涵道由涵道壁、导流板等组成，空气由动力涵道流入，调姿涵道流出。无人机通过调姿涵道底部导流板的耦合作用产生姿态控制力和控制力矩控制出风口的出风量，进而控制实现无人机的姿态调整，但涵道底部导流板位置处容易造成气流扰动，无人机在高速飞行时，不易控制其姿态稳定，在变化风速等复杂环境中的稳定性仍是一个亟待解决的问题。另外，控制涵道与调姿涵道之间并无完全封闭，无人机正常工作时，动力由此造成的耗散比较严重。

发明内容

针对上述技术问题，本申请提出了一种涵道气量调节机构、涵道无人机及调姿方法，可整体实现调姿更快、稳定性更好、机动性更强、动能损耗小，在无人机姿态的调整时，可以不用改变发动机的转速，也不用改变涵道升力面方向。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：

本申请提出了一种涵道气量调节机构，包括回转体，沿所述回转体圆周方向均匀交错布置有若干个内喷管叶片和外喷管叶片，所述外喷管叶片活动设置在所述内喷管叶片外侧，所述外喷管叶片与所述内喷管叶片活动连接，所述内喷管叶片和所述外喷管叶片分别与所述回转体活动连接，若干个所述内喷管叶片形成内喷管，若干个所述外喷管叶片形成外喷管；所述回转体上设置有与所述外喷管叶片一一对应的动力组件，所述动力组件与所述外喷管叶片相连接。

优选地，沿所述回转体轴向贯穿设置有风道，所述外喷管叶片和所述内喷管叶片整体组成与所述风道相连通的可调气流通道。

优选地，所述外喷管叶片和所述内喷管叶片上分别设置有连接吊耳，所述连接吊耳通过铰接座和铰接件分别与所述回转体活动连接。

优选地，所述外喷管叶片底部两侧分别设置有限位凸台，所述内喷管叶片底部两侧分别设置有限位卡块，所述限位卡块与所述内喷管叶片之间形成限位卡槽，所述外喷管叶片底部穿设在所述限位卡槽内，且所述限位卡块位于两组所述限位凸台之间。

优选地，所述动力组件的一端通过铰接座与所述回转体活动连接，所述外喷管叶片两侧分别设置有铰接耳座，相邻两组所述外喷管叶片上的铰接耳座通过连接轴相连接，所述动力组件的另一端与所述连接轴相连接。

优选地，所述动力组件为液压推杆、气缸或电动推杆中的任意一种。

本申请还提出了一种涵道无人机，包括机体，所述机体上设置有涵道保护壳，所述涵道保护壳下部设置有动力涵道，所述动力涵道与所述涵道保护壳相连通，所述动力涵道内设置有螺旋桨，所述螺旋桨通过螺旋桨电机机臂与所述机体相连接，所述机体下部设置有控制室，所述机体底部设置有支腿，所述动力涵道内设置有分流板，所述分流板与所述动力涵道相配合，以用于所述动力涵道内形成两组气流出口，所述支腿内设置有与所述气流出口一一对应的调姿涵道，所述调姿涵道通过所述气流出口与所述动力涵道相连通，所述调姿涵道内设置有涵道气量调节机构，所述涵道气量调节机构中回转体设置在所述调姿通道内，所述动力涵道、所述调姿涵道以及所述涵道气量调节机构整体组成可调气流通道。

优选地，所述支腿的纵向截面形状呈“八”字型。

优选地，所述动力涵道底部下边缘与所述气流出口上边缘之间设置有弧形扩流面，以用于经过所述动力涵道压缩后的气流快速流入到所述调姿涵道。

本申请还提出了一种涵道无人机的调姿方法，包括以下步骤：

S1、空气经由动力涵道流入，通过螺旋桨压缩并经过动力涵道内的分流板分流后，分别进入两个支腿内的调姿涵道内；

S2、气流经过调姿涵道内的涵道气量调节机构再次压缩后喷射流出，从而产生高压反向推力；

S3、通过控制涵道气量调节机构可控制调姿涵道的出风量，实现对涵道无人机的姿态及高机动飞行控制；

S4、当控制涵道气量调节机构截面缩小时，动力组件收缩带动外喷管叶片移动，外喷管叶片外缘沿内喷管叶片向上移动，同时外喷管叶片向内挤压内喷管叶片径向运动，实现外喷管叶片和内喷管叶片组成的可调气流通道截面缩小；

S5、当控制涵道气量调节机构截面扩大时，动力组件伸出带动外喷管叶片移动，外喷管叶片外缘沿内喷管叶片向下移动，外喷管叶片同步带动内喷管叶片向外径向运动，实现外喷管叶片和内喷管叶片组成的可调气流通道截面扩大。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

1、通过动力组件带动外喷管叶片和内喷管叶片同步联动实现调节气流通道截面大小，通过改变气流通道截面大小，进而控制无人机飞行姿态，同时气流通道截面缩小可以增加喷射气流的流速，进而提高推力，实现高机动飞行；

2、通过控制涵道无人机中四个涵道气量调节机构进行无人机姿态调整时，可以不用改变发动机的转速，也不用改变涵道升力面方向；

3、在无人机正常转速下，涵道气量调节机构的出口处气流干扰或扰动很小，甚至可忽略这种干扰或扰动对无人机飞行姿态的影响，增强了无人机飞行的稳定性；

4、支腿与无人机机体连接为一个整体，支腿即可作为无人机的起落架，又可作为调姿涵道的固定支撑件，从而使得动力涵道与调姿涵道之间形成一个完整的封闭式气流通道，在减少结构件数量、降低结构件重量的同时，又提升了气流的利用效率，增加了无人机的有效载荷；

5、通过在外喷管叶片上设置限位凸台，在内喷管叶片上设置限位卡块，外喷管叶片与内喷管叶片之间相互嵌套，可防止内、外喷管叶片因过渡外扩造成彼此外缘错位，影响整体收缩功能；

6、在动力涵道侧壁下缘边线与出风口上缘边线之间采用弧形扩流面，即采用较大圆角或倒角过渡面，使经过螺旋桨压缩后的气流不会因受到平面阻挡产生较大的气流扰动，提升了气动效率。

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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明中涵道气量调节机构的结构示意图。

图2是本发明中涵道气量调节机构D-D向剖视图。

图3是本发明中内喷管叶片结构示意图。

图4是本发明中外喷管叶片结构示意图。

图5是本发明中涵道无人机的结构示意图。

图6是本发明中涵道无人机的A向主视图。

图7是图6中涵道无人机的B-B向剖视图。

图8是图7中涵道无人机的C-C向剖视图。

附图标记说明如下：

1为机体，2为螺旋桨，3为涵道保护壳，4为控制室，5为动力涵道，6为调姿涵道，7为涵道气量调节机构，8为支腿，9为螺旋桨电机机臂，10为气流通道，11为分流板，12为回转体，13为铰接座，14为铰接件，15为动力组件，16为外喷管叶片，17为内喷管叶片，18为限位卡块，19为限位凸台。

具体实施方式

本申请基于现有实际双涵道无人机发现：现有双涵道技术方式一是通过改变螺旋桨旋转平面与水平面之间的夹角来控制无人飞行器的姿态，要改变螺旋桨旋转平面与水平面之间的夹角，就必须同时前后转动螺旋桨、发动机和涵道，但螺旋桨、发动机和涵道的重量占整个无人飞行器的重量的比重比较大，并且当涵道内的螺旋桨高速转动时，螺旋桨转动惯量较大，控制涵道进行偏转是需要较大的力矩克服螺旋桨转动惯量，因此这种技术无法实现快速调姿。

现有双涵道技术方式二是在每个涵道下方各加装2个导流板或者舵面，通过导流板或者舵面控制出风口的出风量来实现无人机的姿态调整，其结构形式又可详细划分为两种。第一，是将涵道与下方对应的2个导流板或者舵面集合成一个气流通道，该气流通道四周密封，上端为进气口，下端为出风口；第二，是将导流板或者舵面模块集成在在涵道下方，导流板或者舵面模块与涵道之间为开放式。但这两种方式都有一个共同的缺点，也即当导流板或者舵面向一侧偏转时，虽然能够增大或减小导流板或者舵面一侧气流的流速，从而改变升力系数，进而实现对无人机的姿态调整控制，但同时也使得导流板或者舵面上缘处局部迎角改变。当无人机以较大速度飞行时，容易导致导流板或者舵面上部发生局部的气流干扰或分离，使无人机的稳定性变差，飞行性能变坏。另外，第二种结构形式，易造成出风口处的出风量损失，从而降低了无人机的高速飞行及快速调姿性能。

以下结合附图1-8，对本发明的技术方案作进一步阐释：

实施例一

如图1-图4所示，本申请公开了一种涵道气量调节机构，包括回转体12，沿所述回转体12圆周方向均匀交错布置有若干个内喷管叶片17和外喷管叶片16，所述外喷管叶片16活动设置在所述内喷管叶片17外侧，所述外喷管叶片16与所述内喷管叶片17活动连接，所述内喷管叶片17和所述外喷管叶片16分别与所述回转体12活动连接。也就是说，在回转体分别活动设置有外喷管叶片和内喷管叶片，外喷管叶片位于内喷管叶片外侧，且外喷管叶片与内喷管叶片相互嵌套，以便于外喷管叶片与内盘管叶片同步联动。需要注意的是，回转体件起支撑与连接作用，涵道气量调节机构组件均集成在回转体上，并通过连接件与无人机支腿相连。

具体地，沿所述回转体12轴向贯穿设置有风道，所述外喷管叶片16和所述内喷管叶片17整体组成与所述风道相连通的可调气流通道11，内喷管叶片17沿回转体周向布置一圈形成内喷管，外喷管叶片16沿回转体件周向布置一圈形成外喷管，内喷管设置于外喷管内部，内喷管、外喷管共同组成了可调的气流通道11。

具体地，所述回转体12上设置有与所述外喷管叶片16一一对应的动力组件15，所述动力组件15与所述外喷管叶片16相连接。也就是说，通过动力组件与外喷管叶片铰接，利用动力组件带动外喷管叶片动作，进而同步带动内喷管叶片收缩或外扩，完成气流通道截面大小的调整控制。需要注意的是，动力组件与外喷管叶片的连接位置可以在外喷管叶片两侧边缘处通过铰接或连杆连接在一起，也可在外喷管叶片中心处通过铰接或连杆与其相连，此时动力组件的数量与外喷管的数量一致，且是一一对应的，一个动力组件只控制一个外喷管叶片。

可选地，所述动力组件12的一端通过铰接座13与所述回转体12活动连接，所述外喷管叶片16两侧分别设置有铰接耳座，相邻两组所述外喷管叶片16上的铰接耳座通过连接轴相连接，所述动力组件12的另一端与所述连接轴相连接。也就是说，通过在回转体上活动设置动力组件，动力组件与外喷管叶片上的铰接耳座活动连接，利用动力组件可带动外喷管叶片以及内喷管叶片同步联动，进而可实现外喷管和内喷管的截面收缩或外扩，完成对气流通道截面大小调整。

可选地，所述动力组件12为液压推杆、气缸或电动推杆中的任意一种。也就是说，在实现气流通道截面大小调整时主要通过动力组件的收缩或释放来带动喷管叶片、内喷管叶片的径向收缩或外扩来实现的，动力组件可以是电机、气压控制元件或液压控制元件。需要注意的是，除了本申请公开的液压推杆、气缸或电动推杆之外，还可以采用其他具有伸缩功能的动力件。

可选地，所述外喷管叶片16和所述内喷管叶片16上分别设置有连接吊耳，所述连接吊耳通过铰接座13和铰接件14分别与所述回转体12活动连接。也就是说，在回转体上布置有与外喷管叶片和内喷管叶片对应的铰接座，外喷管叶片和内喷管叶片的一端分别通过铰接件与铰接底座连接成一个整体，外喷管叶片和内喷管叶片的另一端相互嵌套在一起，进而外喷管叶片和内喷管叶片形成同步联动结构。需要注意是的，本申请铰接连接方式只是其中一种方式，还可以采用球头连接、轴承连接等活动连接方式替换。

可选地，所述外喷管叶片16底部两侧分别设置有限位凸台19，所述内喷管叶片17底部两侧分别设置有限位卡块18，所述限位卡块18与所述内喷管叶片17之间形成限位卡槽，所述外喷管叶片16底部穿设在所述限位卡槽内，且所述限位卡块18位于两组所述限位凸台19之间。也就是说，通过在外喷管叶片底部开设的限位凸台对内喷管叶片上的限位卡块进行限位，同时外喷管叶片下边缘穿设在限位卡块内，进而外喷管叶片和内喷管叶片之间形成相互嵌套，在动力组件带动外喷管叶片运动时，外喷管叶片外缘在内喷管叶片的限位卡块与内喷管叶片之间形成的限位卡槽内径向运动，并带动内喷管叶片径向运动，进而实现内，外喷管的联动。通过在外喷管叶片上设置限位凸台，在内喷管叶片上设置限位卡块，外喷管叶片与内喷管叶片之间相互嵌套，可防止内、外喷管叶片因过渡外扩造成彼此外缘错位，影响整体收缩功能。

实施例二

如图5-8所示，本申请还公开了一种涵道无人机，包括机体1，所述机体1上设置有涵道保护壳3，所述涵道保护壳3下部设置有动力涵道5，所述动力涵道5与所述涵道保护壳3相连通，所述动力涵道5内设置有螺旋桨2，所述螺旋桨2通过螺旋桨电机机臂9与所述机体1相连接，所述机体1下部设置有控制室4，所述机体1底部设置有支腿8。也就是说，螺旋桨动力来源由安装鱼机体1内部下方控制内的动力系统、飞控程序提供和控制，空气由动力涵道顶部的涵道保护壳流入，经过螺旋桨压缩后流入到条子调姿通道。需要注意的是，无人机机体几何中心下方、各调姿涵道截面之间最近距离所围最小方形区域垂线、无人机机体底部上方区域为控制室，安装有动力电池、飞行控制系统和通讯装置，并开设有一定数量的散热孔。

具体地，所述动力涵道5内设置有分流板11，分流板11位于螺旋桨电机机臂9下方，所述分流板11与所述动力涵道5相配合，以用于所述动力涵道内形成两组气流出口。也就是说，在动力涵道内布置有分流板，利用分流板将动力涵道分为两部分，两部分动力涵道形成的两组气流出口可分别向支腿内的调姿涵道内流入。需要注意的是，分流板的截面形状呈屋脊状，并且分流板的长度与动力涵道直径相同，分流板的宽度与螺旋桨电机机臂的宽度相同。

可选地，所述支腿8内设置有与所述气流出口一一对应的调姿涵道6，所述调姿涵道6通过所述气流出口与所述动力涵道5相连通。也就是说，通过分流板将动力涵道分为两部分，其中每一部分动力涵道形成一个气流出口，每一个气流出口对应设置一个调姿涵道，在支腿内开设的调姿涵道与气流出口相连通。换而言之，本申请实施例中支腿设置与气流出口一一对应，所述支腿的纵向截面形状呈“八”字型即机体内设有沿机体与支腿竖向截面呈外八形状的气流通道。需要注意的是，各动力涵道、调姿涵道内部的腔体直径、尺寸均相同，在无人机机体上的布置呈有规则的几何排布，各动力涵道形成的气流通道截面形状与相对应的调姿涵道形成的气流通道截面之和相同，螺旋桨及螺旋桨电机的型号、规格均保持一致。

可选地，所述支腿8底部设计有凸起，利于无人机在地面静止而螺旋桨旋转时气流的流出，无人机支腿可以作为起落架使用，也可另外设计、安装起落架。

具体地，所述调姿涵道6内设置有涵道气量调节机构7，所述涵道气量调节机构7中回转体12设置在所述调姿通道6内，所述动力涵道5、所述调姿涵道6以及所述涵道气量调节机构7整体组成可调气流通道11。也就是说，在调姿通道布置涵道气量调节机构，空气由动力涵道顶部的涵道保护壳流入，经螺旋桨压缩后进入调姿涵道，由位于动力涵道内的分流板分流后，分别进入两个支腿内的调姿涵道，气流在经过调姿涵道底部的涵道气量调节机构再次压缩后喷射流出，从而产生高压反向推力，通过控制可调尾喷管7的出风量，即可实现对无人机的姿态及高机动飞行控制。

可选地，所述动力涵道5底部下边缘与所述气流出口上边缘之间设置有弧形扩流面，以用于经过所述动力涵道压缩后的气流快速流入到所述调姿涵道6。也就是说，动力涵道底部与其底部的出风口顶部采用较大半径圆弧过渡，使压缩后的气流不会受到自身零部件的遮挡流入调姿涵道内，减小了气流流动过程中的气动阻力，提升了气动效率。换而言之，动力涵道内部为一个腔体，顶部为进风口，底部为出风口，截面形状为屋脊状的分流板将底部一分为二，每部分设计有一个出风口，动力涵道侧壁下缘边线与出风口上缘边线之间采用较大圆角或倒角过渡，使经螺旋桨压缩后的气流不会因受到平面阻挡产生较大的气流扰动。

具体地，本申请中涵道无人机具有两个动力涵道5，两个动力涵道5相对位置固定，在每个涵道下方布置有两个涵道气量调节机构，通过控制涵道气量调节机构的截面积来控制调姿涵道出风口处的出风量，进而控制无人机飞行姿态。该飞行器通过四个涵道气量调节机构进行无人机姿态的调整时，可以不用改变发动机的转速，也不用改变涵道升力面方向，通过控制调姿涵道尾喷口的出风量来快速调整飞行器姿态。同时，通过调整尾喷口的收缩可以增加喷射气流的流速，进而提高无人机的推力，实现其高机动飞行。在无人机正常转速下，喷管出口处的气流干扰或扰动很小，甚至可忽略这种干扰或扰动对无人机飞行的影响，增强了无人机飞行稳定性。

实施例三

本申请还公开了一种涵道无人机的调姿方法，包括以下步骤：

S1、空气经由动力涵道5流入，通过螺旋桨2压缩并经过动力涵道5内的分流板11分流后，分别进入两个支腿8内的调姿涵道6内。需要注意的是，动力涵道数量不仅限于两个，当动力涵道数量为1时，螺旋桨采用共轴双桨布置，分流板将动力涵道气体流出量均分为4部分。调姿涵道数量大于3，数量为偶数，通过连接件与机体相连，各调姿涵道的外形、尺寸、重量一致，在机体下部均匀分布。当动力涵道数量为M，单个动力涵道气体流入量为F，调姿涵道数量为N，那么单个调姿涵道的气体流出量为（M·F）/N,也即动力涵道气流进气量与调姿涵道进气量一致。

S2、气流经过调姿涵道6内的涵道气量调节机构7再次压缩后喷射流出，从而产生高压反向推力；

S3、通过控制涵道气量调节机构7可控制调姿涵道的出风量，实现对涵道无人机的姿态及高机动飞行控制；

S4、当控制涵道气量调节机构7截面缩小时，动力组件15收缩带动外喷管叶片16移动，外喷管叶片16外缘沿内喷管叶片17向上移动，同时外喷管叶片16向内挤压内喷管叶片17径向运动，此时内喷管叶片17相较于外喷管叶片16的运动趋势是沿外喷管叶片16外缘滑动，实现外喷管叶片16和内喷管叶片17组成的可调气流通道截面缩小；

S5、当气流通道11截面向外扩张时，其功能实现方式与收缩同理，即当控制涵道气量调节机构7截面扩大时，动力组件伸15出带动外喷管叶片16移动，外喷管叶片16外缘沿内喷管叶片17向下移动，外喷管叶片16同步带动内喷管叶片17向外径向运动，实现外喷管叶片16和内喷管叶片17组成的可调气流通道截面扩大。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。

Claims (7)

1.一种涵道气量调节机构，其特征在于，包括回转体，沿所述回转体圆周方向均匀交错布置有若干个内喷管叶片和外喷管叶片，所述外喷管叶片与所述内喷管叶片活动连接，所述内喷管叶片和所述外喷管叶片分别与所述回转体活动连接，若干个所述内喷管叶片形成内喷管，若干个所述外喷管叶片形成外喷管；所述回转体上设置有与所述外喷管叶片一一对应的动力组件，所述动力组件与所述外喷管叶片相连接；

沿所述回转体轴向贯穿设置有风道，所述外喷管叶片和所述内喷管叶片整体组成与所述风道相连通的可调气流通道；

所述外喷管叶片底部两侧分别设置有限位凸台，所述内喷管叶片底部两侧分别设置有限位卡块，所述限位卡块与所述内喷管叶片之间形成限位卡槽，所述外喷管叶片底部穿设在所述限位卡槽内，且所述限位卡块位于两组所述限位凸台之间；

所述动力组件的一端通过铰接座与所述回转体活动连接，所述外喷管叶片两侧分别设置有铰接耳座，相邻两组所述外喷管叶片上的铰接耳座通过连接轴相连接，所述动力组件的另一端与所述连接轴相连接。

2.如权利要求1所述的涵道气量调节机构，其特征在于，所述外喷管叶片和所述内喷管叶片上分别设置有连接吊耳，所述连接吊耳通过铰接座和铰接件分别与所述回转体活动连接。

3.如权利要求1所述的涵道气量调节机构，其特征在于，所述动力组件为液压推杆、气缸或电动推杆中的任意一种。

4.一种涵道无人机，包括机体，所述机体上设置有涵道保护壳，所述涵道保护壳下部设置有动力涵道，所述动力涵道与所述涵道保护壳相连通，所述动力涵道内设置有螺旋桨，所述螺旋桨通过螺旋桨电机机臂与所述机体相连接，所述机体下部设置有控制室，所述机体底部设置有支腿，其特征在于，所述动力涵道内设置有分流板，所述分流板与所述动力涵道相配合，以用于所述动力涵道内形成两组气流出口，所述支腿内设置有与所述气流出口一一对应的调姿涵道，所述调姿涵道通过所述气流出口与所述动力涵道相连通，所述调姿涵道内设置有如权利要求1-3任意一项所述的涵道气量调节机构，所述涵道气量调节机构中回转体设置在所述调姿通道内，所述动力涵道、所述调姿涵道以及所述涵道气量调节机构整体组成可调气流通道。

5.如权利要求4所述的涵道无人机，其特征在于，所述支腿的纵向截面形状呈“八”字型。

6.如权利要求4所述的涵道无人机，其特征在于，所述动力涵道底部下边缘与所述气流出口上边缘之间设置有弧形扩流面，以用于经过所述动力涵道压缩后的气流快速流入到所述调姿涵道。

7.如权利要求5-6任意一项所述涵道无人机的调姿方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、空气经由动力涵道流入，通过螺旋桨压缩并经过动力涵道内的分流板分流后，分别进入两个支腿内的调姿涵道内；

S2、气流经过调姿涵道内的涵道气量调节机构再次压缩后喷射流出，从而产生高压反向推力；

S3、通过控制涵道气量调节机构可控制调姿涵道的出风量，实现对涵道无人机的姿态及高机动飞行控制；

S4、通过动力组件收缩或释放带动外喷管叶片动作，外喷管叶片带动内喷管叶片径向运动，实现外喷管叶片和内喷管叶片组成的可调气流通道截面变化。