CN216468522U - 菱形固定翼可垂直起降无人机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种菱形固定翼可垂直起降无人机，该菱形固定翼可垂直起降无人机包括机身；机翼，布置在所述机身的两侧；多个矢量涡喷发动机，多个矢量涡喷发动机分为两组设置在所述机身的两侧，两组所述矢量涡喷发动机呈V字型布局；侧进气道，设置在所述机翼上，导通于所述矢量涡喷发动机；中央进气道，设置在所述机身上，导通于所述矢量涡喷发动机；进气栅格，开设在所述机身的机背上，导通于所述矢量涡喷发动机，该菱形固定翼可垂直起降无人机具高海拔起降性可靠、续航时间长。
Description
技术领域
本实用新型属于无人机领域，更具体地，涉及一种菱形固定翼可垂直起降无人机。
背景技术
观瞻全球，垂直起降无人机因其起降要求低，操控简单的优势在军事科研及民用领域有着广发的应用。现有垂直起降无人机技术方案，多以旋翼动力形式实现垂直起降及稳态控制。普通旋翼多轴无人机在空气稀薄的高海拔地区旋翼升力效率降低，飞行器重运输能力急剧下降，空气稀薄引起的旋翼效率降低也将导致起降安全性变差。且旋翼飞行能耗高，在消耗同等燃油或电力的情况下，其续航时间远低于固定翼无人机。
因此，针对现有技术方案中存在的以上缺陷，有必要研发一种高海拔起降性可靠、续航时间长的无人机。
公开于本实用新型背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本实用新型的一般背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
实用新型内容
本实用新型的目的是提供一种菱形固定翼可垂直起降无人机，该菱形固定翼可垂直起降无人机具高海拔起降性可靠、续航时间长。
为了实现上述目的，本实用新型提供了一种菱形固定翼可垂直起降无人机，该菱形固定翼可垂直起降无人机包括：
机身；
机翼，布置在所述机身的两侧；
多个矢量涡喷发动机，多个矢量涡喷发动机分为两组设置在所述机身的两侧，两组所述矢量涡喷发动机呈V字型布局；
侧进气道，设置在所述机翼的上翼面根部，导通于所述矢量涡喷发动机；
中央进气道，设置在所述机身上，导通于所述矢量涡喷发动机；
进气栅格，开设在所述机身的机背中央，导通于所述矢量涡喷发动机。
在上述任一技术方案中，菱形固定翼可垂直起降无人机，还包括：
第一进气管道，所述第一进气管道的一端连通于所述侧进气道，另一端连通于所述矢量涡喷发动机；
第二进气管道，所述第二进气管道的一端连通于所述中央进气道，另一端连通于所述矢量涡喷发动机；
其中，所述第一进气管道和所述第二进气管道均为S弯进气道。
在上述任一技术方案中，所述矢量涡喷发动机为12个，12个所述矢量涡喷发动机等分为两组；
其中，所述V字型布局的夹角为10°至45°；
其中，每个所述矢量涡喷发动机与水平面夹角10°至45°、与横向夹角为10°至45°；
其中，每个所述矢量涡喷发动机的喷气口相对于所述机身可转动。
在上述任一技术方案中，所述机身沿高度方向的界面为纺锤形；
所述机身的容积为2 m ³至3m³；
所述机身的长度为4m至5m。
在上述任一技术方案中，所述机翼为相对厚度10%～15%的不对称双凸翼型，根梢比为0.2～0.8，前缘后掠角为35°～50°，后缘前掠角35°～50°，安装角0°～5°，展长1.5 m～2m。
在上述任一技术方案中，每个所述进气栅格的进气口截面积与所述矢量涡喷发动机的进气口的截面积的比值为100%～150%。
在上述任一技术方案中，菱形固定翼可垂直起降无人机还包括：
前起落架，所述前起落架铰接于所述机身和/或所述机翼，位于所述机身和/或所述机翼的前方；
后起落架，所述后起落架铰接于所述机身和/或所述机翼，位于所述机身和/或所述机翼的后方。
在上述任一技术方案中，所述进气栅格为10至12个。
本实用新型的有益效果在于：本实用新型提供的菱形固定翼可垂直起降无人机包括了机身、机翼、多个矢量涡喷发动机、侧进气道、中央进气道和进气栅格，多个矢量涡喷发动机分为两组呈V字型布局，在菱形固定翼可垂直起降无人机垂直起降时多个矢量涡喷发动机的喷口朝向地面，垂直爬升后多个矢量涡喷发动机的喷口将偏转90°提供航向推力使机翼产生升力，通过侧进气道、中央进气道和进气栅格的设置为矢量涡喷发动机提供多种进气途径，极大限度地保障了矢量涡喷发动机的进气效率，使得菱形固定翼可垂直起降无人机能够适用于高海拔地区起降飞行，能够提高续航时长。
本实用新型的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
通过结合附图对本实用新型示例性实施方式进行更详细的描述，本实用新型的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本实用新型示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本实用新型的一个实施例的第一个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
图2示出了根据本实用新型的一个实施例的第二个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
图3示出了根据本实用新型的一个实施例的第三个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
图4示出了根据本实用新型的一个实施例的第四个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
图5示出了根据本实用新型的一个实施例的第五个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
图6示出了根据本实用新型的一个实施例的第六个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
图7示出了根据本实用新型的一个实施例的第七个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
附图标记说明：
1机身、2机翼、3侧进气道、4中央进气道、5前起落架、6后起落架、7进气格栅、8矢量涡喷发动机、9第一进气管道、10第二进气管道。
具体实施方式
下面将更详细地描述本实用新型的优选实施方式。虽然以下描述了本实用新型的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本实用新型而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本实用新型更加透彻和完整，并且能够将本实用新型的范围完整地传达给本领域的技术人员。
图1示出了根据本实用新型的一个实施例的第一个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图2示出了根据本实用新型的一个实施例的第二个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图3示出了根据本实用新型的一个实施例的第三个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图4示出了根据本实用新型的一个实施例的第四个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图5示出了根据本实用新型的一个实施例的第五个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图6示出了根据本实用新型的一个实施例的第六个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
如图1至图7所示，示出了根据本实用新型的一个实施例的第七个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
本实用新型提供了一种菱形固定翼可垂直起降无人机，该菱形固定翼可垂直起降无人机包括：机身1；机翼2，布置在机身1的两侧；多个矢量涡喷发动机8，多个矢量涡喷发动机8分为两组设置在机身1的两侧，两组矢量涡喷发动机8呈V字型布局；侧进气道3，设置在机翼2的上翼面根部，导通于矢量涡喷发动机8；中央进气道4，设置在机身1的机背上，导通于矢量涡喷发动机8；进气栅格，开设在机身1的机背上，导通于矢量涡喷发动机8。
本实用新型提供的菱形固定翼可垂直起降无人机包括了机身1、机翼2、多个矢量涡喷发动机8、侧进气道3、中央进气道4和进气栅格，多个矢量涡喷发动机8分为两组呈V字型布局，如图2所示，在菱形固定翼可垂直起降无人机垂直起降时多个矢量涡喷发动机8的喷口朝向地面，如图3所示，垂直爬升后多个矢量涡喷发动机8的喷口将偏转90°提供航向推力使机翼2产生升力，通过侧进气道3、中央进气道4和进气栅格的设置为矢量涡喷发动机8提供多种进气途径，极大限度地保障了矢量涡喷发动机8的进气效率，使得菱形固定翼可垂直起降无人机能够适用于高海拔地区垂直起降飞行，能够提高续航时长。
如图6所示，本申请实施例提供的菱形固定翼可垂直起降无人机，考虑到垂直起降时，部分矢量涡喷发动机8进气道流道长，依靠矢量涡喷发动机8进气口产生的负压吸气效率会降低，故在机背靠近发动机进气口位置开有进气格栅7入口可以用于垂直起降阶段辅助进气，避免发动机推力降低。
如图2、图4和图5所示，本申请实施例提供的多个矢量涡喷发动机8分为两组呈V字型布局配合侧进气道3和中央进气道4，能够提供水平飞行所需进气，且能够消除发动机并排分布相互干扰引起末端发动机进气量不足的问题，能够降低菱形固定翼可垂直起降无人机运行过程中的能耗，能够提高菱形固定翼可垂直起降无人机在高海拔地区的航行能力。
在一些示例中，侧进气道3和中央进气道4内设有分隔进气道，以分出多个独立的风道给多个矢量涡喷发动机8提供进气。
在上述任一技术方案中，菱形固定翼可垂直起降无人机，还包括：第一进气管道9，第一进气管道9的一端连通于侧进气道3，另一端连通于矢量涡喷发动机8；第二进气管道10，第二进气管道10的一端连通于中央进气道4，另一端连通于矢量涡喷发动机8；其中，第一进气管道9和第二进气管道10均为S弯进气道。
第一进气管为弯管，可以提高菱形固定翼可垂直起降无人机的隐身性能。
在上述任一技术方案中，矢量涡喷发动机8为12个，12个矢量涡喷发动机8等分为两组；其中，V字型布局的夹角为10°至45°；其中，每个矢量涡喷发动机8与水平面夹角10°至45°、与横向夹角为10°至45°；其中，每个矢量涡喷发动机8的喷气口相对于机身1可转动。
如图3所示，其中附图3中虚线表示矢量涡喷发动机8喷气方向，将12台矢量涡喷发动机8成V字型分布在机翼2根部，矢量涡喷发动机8V型分布夹角为10°～45°，发动机安装角度与水平面夹角10°～45°、与横向夹角为10°～45°。在垂直起飞阶段，矢量涡喷发动机8的喷口朝向地面。在平飞姿态下发动机偏转90°能保证12台发动机喷口的气流相互不阻挡，提高了发动机推力的利用效率。并且喷口偏转90°后减少了迎风面积，降低了飞行不利阻力。
本申请实施例提供的菱形固定翼可垂直起降无人机，在整个飞行过程中，飞机的姿态调整均由12个矢量涡喷发动机8矢量喷口的偏转控制实现。无需在机身1及机翼2上加装副翼、襟翼、升降舵、方向舵等舵面，一方面降低了机翼2及机身1结构复杂度，又消除了舵面凸起带来的不利飞行阻力。
在一些示例中，矢量涡喷发动机8的矢量喷口偏度范围－30°～﹢120°。能够实现飞行器垂直起降飞行
在上述任一技术方案中，机身1沿高度方向的界面为纺锤形；机身1的容积为2 m ³至3m³；机身1的长度为4m至5m。
机身1内部空间宽大提高了机身1载荷容积。12台矢量涡喷发动机8成V字型对称安装在机翼2下翼面翼根出，使飞行器具备垂直起降飞行及机翼2提供升力的长航时飞行能力。12台矢量涡喷发动机8推力大冗余度高，提高了飞机垂直起降的稳定性、操控性及载重性能。矢量涡喷发动机8在高海拔地区相对于螺旋桨动力损失小，且矢量涡喷发动机8的喷口气流流速高使得飞行器抗风性能强。因此此型菱形固定翼可垂直起降无人机具有优异的载重性能、垂直起降稳定性能、高海拔飞行性能、抗风性能。
在上述任一技术方案中，机翼2为相对厚度10%～15%的不对称双凸翼型，根梢比为0.2～0.8，前缘后掠角为35°～50°，后缘前掠角35°～50°，安装角0°～5°，展长1.5 m～2m。
通过上述翼型和角度的设置，适当全机身1采用无舵面气动布局设计，飞行过程中滚转、偏航、俯仰等控制均采用12台矢量涡喷发动机8实现。
在一些示例中，机翼2和机身1组合形成的机体可以呈菱形或近似为菱形，能够提高菱形固定翼可垂直起降无人机的续航能力。
在上述任一技术方案中，每个进气栅格的进气口截面积与矢量涡喷发动机8的进气口的截面积的比值为100%～150%。
如图7所示，在上述任一技术方案中，菱形固定翼可垂直起降无人机还包括：前起落架5，前起落架5铰接于机身1和/或机翼2，位于机身1和/或机翼2的前方；后起落架6，后起落架6铰接于机身1和/或机翼2，位于机身1和/或机翼2的后方。
在上述任一技术方案中，进气栅格为10至12个。
实施例1
图1示出了根据本实用新型的一个实施例的第一个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图2示出了根据本实用新型的一个实施例的第二个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图3示出了根据本实用新型的一个实施例的第三个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图4示出了根据本实用新型的一个实施例的第四个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图5示出了根据本实用新型的一个实施例的第五个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。图6示出了根据本实用新型的一个实施例的第六个角度的菱形固定翼可垂直起降无人机的示意性结构图。
如图1至图7所示，某型无人机气动布局采用能够垂直起降，具备可以产生升力的菱形机翼2翼身融合设计，机身1容积2.5m³、机身1长度5m、机身1截面为纺锤型；机翼2为相对厚度12%的不对称双凸翼型，根梢比0.3，前缘后掠角45°，后缘前掠角45°，安装角3°，展长1.6m；侧进气道3为2组安装在机背左右两侧，每个进气道有4个独立风道；中央进气道4安装在机背中央，每个进气道有4个独立风道；前/后起落架6（5/6）为后三点式可收放起落架，机头分布2根前起落架5，机尾分布1根后起落架6；进气格栅7入口在机背靠近发动机进气口，提供垂直起降辅助进气需要共开有10进气格栅7入口，每个进气格栅7入口截面为发动机进气口截面的120%；矢量涡喷发动机8数量12台矢量涡喷发动机8成V字型安装在机翼2下翼面翼根处，发动机V型分布夹角为25°，发动机安装角度与水平面夹角25°、与横向夹角为20°，矢量喷口偏度范围－30°～﹢120°。
该实施例采用可垂直起降翼身融合菱形翼气动布局，机身1内部空间宽大提高了机身1载荷容积。12台矢量涡喷发动机8成V字型对称安装在机身1两侧，使飞行器具备垂直起降飞行及机翼2提供升力的长航时飞行能力。12台矢量涡喷发动机8推力大冗余度高，提高了飞机垂直起降的稳定性、操控性及载重性能。矢量涡喷发动机8在高海拔地区相对于螺旋桨动力损失小，且矢量涡喷发动机8的喷口气流流速高使得飞行器抗风性能强。因此此型菱形固定翼可垂直起降无人机具有优异的载重性能、垂直起降稳定性能、高海拔飞行性能、抗风性能。
以上已经描述了本实用新型的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。
Claims (8)
1.一种菱形固定翼可垂直起降无人机，其特征在于，包括：
机身；
机翼，布置在所述机身的两侧；
多个矢量涡喷发动机，多个矢量涡喷发动机分为两组设置在所述机身的两侧，两组所述矢量涡喷发动机呈V字型布局；
侧进气道，设置在所述机翼的上翼面根部，导通于所述矢量涡喷发动机；
中央进气道，设置在所述机身上，导通于所述矢量涡喷发动机；
进气栅格，开设在所述机身的机背中央，导通于所述矢量涡喷发动机。
2.根据权利要求1所述的菱形固定翼可垂直起降无人机，其特征在于，还包括：
第一进气管道，所述第一进气管道的一端连通于所述侧进气道，另一端连通于所述矢量涡喷发动机；
第二进气管道，所述第二进气管道的一端连通于所述中央进气道，另一端连通于所述矢量涡喷发动机；
其中，所述第一进气管道和所述第二进气管道均为S弯进气道。
3.根据权利要求1所述的菱形固定翼可垂直起降无人机，其特征在于，所述矢量涡喷发动机为12个，12个所述矢量涡喷发动机等分为两组；
其中，所述V字型布局的夹角为10°至45°；
其中，每个所述矢量涡喷发动机与水平面夹角10°至45°、与横向夹角为10°至45°；
其中，每个所述矢量涡喷发动机的喷气口相对于所述机身可转动。
4.根据权利要求1所述的菱形固定翼可垂直起降无人机，其特征在于，
所述机身沿高度方向的界面为纺锤形；
所述机身的容积为2 m³至3m³；
所述机身的长度为4m至5m。
5.根据权利要求1所述的菱形固定翼可垂直起降无人机，其特征在于，
所述机翼为相对厚度10%～15%的不对称双凸翼型，根梢比为0.2～0.8，前缘后掠角为35°～50°，后缘前掠角35°～50°，安装角0°～5°，展长1.5 m～2m。
6.根据权利要求1所述的菱形固定翼可垂直起降无人机，其特征在于，
每个所述进气栅格的进气口截面积与所述矢量涡喷发动机的进气口的截面积的比值为100%～150%。
7.根据权利要求1所述的菱形固定翼可垂直起降无人机，其特征在于，还包括：
前起落架，所述前起落架铰接于所述机身和/或所述机翼，位于所述机身和/或所述机翼的前方；
后起落架，所述后起落架铰接于所述机身和/或所述机翼，位于所述机身和/或所述机翼的后方。
8.根据权利要求1所述的菱形固定翼可垂直起降无人机，其特征在于，
所述进气栅格为10至12个。
Priority Applications (1)
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| CN202220146668.7U CN216468522U (zh) | 2022-01-20 | 2022-01-20 | 菱形固定翼可垂直起降无人机 |
Applications Claiming Priority (1)
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| CN202220146668.7U CN216468522U (zh) | 2022-01-20 | 2022-01-20 | 菱形固定翼可垂直起降无人机 |
Publications (1)
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| CN216468522U true CN216468522U (zh) | 2022-05-10 |
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ID=81434714
Family Applications (1)
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| CN202220146668.7U Active CN216468522U (zh) | 2022-01-20 | 2022-01-20 | 菱形固定翼可垂直起降无人机 |
Country Status (1)
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2022
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