多模多基有尾飞翼布局无人飞行器 |
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| 申请号 | CN201611079239.8 | 申请日 | 2016-11-30 | 公开(公告)号 | CN106586001A | 公开(公告)日 | 2017-04-26 |
| 申请人 | 中国电子科技集团公司第三十八研究所; | 发明人 | 李翔; 吴晴; 赵昌霞; 谢奎; 方坦; 荣海春; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及无人机技术领域，具体涉及一种具有垂直起降/短距起降/常规起降/低速前飞/高速前飞等多种工作模态的、可实现岸基/舰基多基部署的有尾飞翼布局无人 飞行器 ，包括纵剖面呈 翼型 的升 力 体式 机身 ，设置在机身两侧的与机身平滑融合式主机翼、上翼、端翼，设置在机身尾部的涵道螺旋桨推进装置、垂尾。所述垂尾的下端与设置于机身尾部的涵道螺旋桨推进装置的涵道结构相固连。本发明采用了集成有联接翼的有尾飞翼式 气动 布局， 无人飞行器 在兼具常规飞翼布局气动特性优异、有效装载系数高等诸多优点的同时，有效克服了常规飞翼布局在 稳定性 和 操纵性 上所存在的固有 缺陷 。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种多模多基有尾飞翼布局无人飞行器，其特征在于包括： |
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| 说明书全文 | 多模多基有尾飞翼布局无人飞行器技术领域[0001] 本发明涉及无人机技术领域，属于航空飞行器中的固定翼飞机设计技术领域，具体涉及一种具有垂直起降/短距起降/常规起降/低速前飞/高速前飞等多种工作模态的，可实现岸基/舰基多基部署，集成有联接翼气动布局形式的飞翼式无人飞行器。 背景技术[0003] 其中，直升机由于具有不需要地面跑道而能垂直起降、悬停、前后侧飞等优良的飞行品质，在军事和民用领域获得广泛应用。但直升机在高速前飞时存在前行桨叶激波损失和后行桨叶失速等问题，飞行速度难以提高。此外，直升机的旋翼升力在飞行过程中需要平衡重力，这也使得直升机在整个飞行过程中始终处于大功率工作状态，造成直升机航程有限、续航时间短的缺陷。 [0004] 利用喷气发动机推力转向实现垂直起降的飞行器涉及到推力矢量技术这一关键技术，该类推力矢量技术要求发动机排气喷管相对于常规矢量喷管具有更大的矢量偏转角，且喷管偏转角度能够连续可调并同时满足飞机短距起降、垂直起降、巡航过程中俯仰和偏航控制以及优越的巡航性能等多方面战技指标，其研发难度较大且造价高昂。 [0005] 倾转旋翼/螺旋桨动力垂直起降飞行器通过旋翼/螺旋桨等推进器的倾转实现针对飞行状态的调节。该类飞行器不仅具有固定翼飞机和直升机的各种技术难点，同时还具有倾转旋翼机独有的技术问题，其结构、气动力和操纵技术比一般固定翼飞机或直升机复杂得多。其研发涉及多项关键技术的攻关，研发难度大、研制风险高。 [0006] 如上所述，目前已投入实际使用的，兼具垂直起降功能和高速巡航能力的飞行器仅有利用喷气发动机推力转向的垂直起降飞行器和倾转旋翼/螺旋桨动力垂直起降飞行器两类，但其研发成本较高、研发难度极大。 发明内容[0007] 本发明的目的是提供一种既具有类似于直升机的垂直起降能力，又具有固定翼飞机高速巡航能力的无人飞行器，在具有良好巡航特性的同时，又能有效解决常规飞翼布局飞机横航向不稳定且难以操纵的难题。 [0008] 为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案： [0009] 一种多模多基有尾飞翼布局无人飞行器，包括： [0010] 纵剖面呈翼型(所述翼型是指经典固定翼飞机机翼的纵向截面形状)的升力体式机身，设置在机身两侧的与机身平滑融合式主机翼、上翼、端翼，设置在机身尾部的涵道螺旋桨推进装置、垂尾。所述设置在机身两侧的主翼在翼稍处设置端翼，所述两个端翼的上端分别通过设置在机身上方的上翼与设置在机身尾部的垂尾连接，所述垂尾的下端与设置于机身尾部的涵道螺旋桨推进装置的涵道结构相固连。 [0011] 进一步的，所述两个上翼的后端均设置有升降舵，用于平飞时的俯仰控制； [0012] 进一步的，所述垂尾后端设置有方向舵，用于平飞时的航向控制。 [0014] 进一步的，两涵道风扇分别固连于内置于机身安装的横轴两端；内置于机身安装的伺服电机驱动蜗杆装置，蜗杆装置与横轴上的蜗轮装置相啮合，通过伺服电机的作动和蜗轮蜗杆装置的传动，实现涵道风扇系统在横轴平面内的360°全向旋转。 [0019] 本发明的技术效果在于： [0021] b.无人飞行器采用了基于有尾飞翼布局嵌入涵道风扇复合升力机理的气动外形设计，辅助利用小型涡轮喷气发动机的喷气推力实现垂直起降状态下的纵向姿态控制。在平飞状态下，涡轮喷气发动机输出轴功率驱动高速发电装置，所产生的电能储存于机载储能装置，并可提供机载设备、涵道风扇和任务载荷使用，实现了飞行器平台能源动力系统的高效率集成式布置。 [0022] c.无人飞行器既可利用涵道风扇和涡轮喷气发动机提供的纵向力实现垂直起飞和垂直降落，又可以利用机翼和机身提供的压差升力在平飞阶段获得较高的飞行速度和动力推进效率，使无人飞行器集垂直起降和高速巡航性能于一身。 [0023] d.机身两侧的涵道风扇可在横轴平面内实现360°全向旋转，其所产生的拉力可以作为垂直起降阶段的举升力、平飞阶段的拉进力或其他飞行状态下的辅助操纵力，大大提高了无人飞行器的机动性能和操纵性能。 [0024] e.由重油活塞式动力装置所驱动的涵道螺旋桨作为低速前飞状态下的主推进器，可以通过与旋转至水平位置的涵道风扇相结合，实现无人飞行器的高速前飞。两级推进器的组合形式，使得无人飞行器在具备常规起降能力的同时，亦可根据飞行任务的需求改变前飞速度，实现了无人飞行器的多模态使用和岸基/舰基多基部署。附图说明 [0025] 图1是本发明的实施例所提供的无人飞行器立体图； [0026] 图2是本发明的实施例所提供的无人飞行器总体布局示意侧视图； [0027] 图3是本发明的实施例所提供的无人飞行器总体布局示意俯视图； [0028] 图4是本发明的实施例所提供的无人飞行器涵道风扇部分能源动力系统布置原理图； [0029] 图5是本发明的实施例所提供的涵道风扇旋转位置定义图； [0030] 图6是本发明的实施例所提供的无人飞行器涡轮喷气发动机及活塞动力装置部分的能源动力系统布置示意图，该图为机身纵剖面剖视图； [0031] 图7是本发明的实施例所提供的无人飞行器垂直起降工作模态的三视图； [0032] 图8是本发明的实施例所提供的无人飞行器短距起降工作模态的三视图； [0033] 图9是本发明的实施例所提供的无人飞行器常规起降工作模态的三视图； [0034] 图10是本发明的实施例所提供的无人飞行器低速前飞工作模态的三视图； [0035] 图11是本发明的实施例所提供的无人飞行器高速前飞工作模态的三视图。 具体实施方式[0036] 以下结合附图对本发明进行详细的描述。 [0037] 实施例1 [0038] 如图1、2、3所示，一种多模多基有尾飞翼布局无人飞行器，该飞行器包括：纵剖面呈翼型平面形状的升力体式机身1、设置在机身1两侧的翼身融合式主机翼2、上翼3、端翼4，设置在机身1尾部的涵道螺旋桨推进装置5、垂尾6。所述设置在机身1两侧的主翼2在翼稍处设置端翼4，所述两个端翼4的上部分分别通过设置在机身1上方的上翼3与设置在机身1尾部的垂尾6连接，所述垂尾6的下端与设置于机身1尾部的涵道螺旋桨推进装置5的涵道结构相固连。 [0039] 本发明所提供的无人飞行器采用了集成有联接翼的有尾飞翼式气动布局，升力体式机身1的设计方案，在大大降低气动阻力的同时，亦可在前飞时产生一定的压差升力，有效改善了全机的升阻特性。通过所述主翼2、上翼3、端翼4和垂尾6所组合形成的联接翼气动设计方案，飞行器在继承了常规飞翼式气动布局所固有的良好巡航特性的同时，有效解决了该类飞机横航向不稳定且难以操纵的困难，具有较好的操纵性和稳定性。 [0040] 实施例2 [0041] 根据本发明的一个实施例的多模多基有尾飞翼布局无人飞行器提供了一种高效率的集成式能源动力系统设计方案，如图3所示。其特征包括： [0042] 无人飞行器采用了在机身1前部两侧、重心之前布置涵道风扇9的布局形式，以在垂直起降阶段产生直接的举升力。如图4所示，机身1两侧的涵道风扇9旋转方向相反，固连于内置于机身1安装的横轴13两端。涵道风扇9通过两台转向相反的直流电机15加以驱动并产生拉力。内置于机身1安装的伺服电机12驱动蜗杆装置11，与横轴13上的蜗轮装置14相啮合。伺服电机12和驱动涵道风扇9的直流电机15均由内置于机身1安装的机载储能装置17供给电能。通过伺服电机12的作动和蜗轮蜗杆装置的传动，可实现涵道风扇9在横轴平面内的360°全向旋转并可实现任意位置上的锁止，涵道风扇的旋转位置定义如图5所示。 [0043] 如图6所示，在无人飞行器的重心之后，机身1轴线上竖直布置一台小型涡轮喷气发动机10，在离合器20松开的状态下，涡轮喷气发动机10主要用于产生喷气推力，高温高压的燃气在排气喷管18中膨胀并产生竖直向上的推力即举升力，喷气推力除了与风扇拉力共同完成飞行器的举升之外，还可用于提供垂直起降阶段纵向俯仰姿态控制所需的操纵力矩；在离合器20收紧的状态下，涡轮喷气发动机的主轴19通过主动伞齿轮21和从动伞齿轮22的传动，驱动高速永磁发电机23的转子输入轴。此时，涡轮喷气发动机10的大部分剩余功率用于驱动高速发电机23并产生高频交流电，经电能变换装置24转换后向机载储能装置17充电；在无人飞行器的尾部设置有涵道螺旋桨推进装置5，螺旋桨由内置于机身1、水平安装的重油活塞式动力装置25加以驱动。小型涡轮喷气发动机10与重油活塞式动力装置25采用同种燃料。 [0044] 实施例3 [0045] 根据本发明的一个实施例的多模多基有尾飞翼布局无人飞行器，垂直起降工作模态下的系统状态如图7所示。在垂直起降工作模态下，机身1后部的重油活塞式动力装置25保持“静默”状态。机身1两侧的涵道风扇9旋转至如图4所示的竖直位置，高速旋转并产生向上的举升力；涡轮喷气发动机主轴19输出端的离合器20松开，高温高压的燃气在排气喷管18中膨胀并产生竖直向上的推力即举升力，和涵道风扇9共同产生足够升力，以实现竖直方向直接力控制下的垂直起降。此外，涡轮喷气发动机10所产生的喷气推力还可用于提供垂直起降阶段纵向俯仰姿态控制所需的操纵力矩。 [0046] 根据本发明的一个实施例的多模多基有尾飞翼布局无人飞行器，短距起降工作模态下的系统状态如图8所示。在短距起降工作模态下，涡轮喷气发动机主轴19输出端的离合器20松开，涡轮喷气发动机10向下喷气以产生竖直向上的举升力；机身1两侧的涵道风扇9旋转至如图5所示的中间位置，风扇拉力的竖直方向分力用于提供短距起降所需的举升力，水平方向分力用于提供沿机身1轴线方向的拉进力；机身1后部的重油活塞式动力装置25驱动涵道螺旋桨推进装置5高速旋转，产生沿机身1轴线方向的推进力。当具备一定的前进速度之后，在涡轮喷气发动机10产生的竖直方向喷气推力、涵道风扇9所提供的升力分量和机身1、机翼2、上翼3所产生的压差升力的共同作用下，完成无人飞行器的短距起降过程。 [0047] 根据本发明的一个实施例的多模多基有尾飞翼布局无人飞行器，常规起飞工作模态下的系统状态如图9所示。在常规起飞工作模态下，机身1两侧的涵道风扇9旋转至如图5所示的竖直位置，并和涡轮喷气发动机10一起保持“静默”状态，机身1后部的重油活塞式动力装置25驱动涵道螺旋桨装置5高速旋转，产生沿机身1轴线方向的推进力。当具备一定的前进速度之后，无人飞行器在机翼2、上翼3和机身1所共同产生的压差升力作用下，完成起飞过程。常规降落工作模态下的系统状态与常规起飞工作模态相同，在降落过程中可以根据需求起动涡轮喷气发动机10和涵道风扇9，用以辅助降落。 [0048] 根据本发明的一个实施例的多模多基有尾飞翼布局无人飞行器，在完成垂直起飞/短距起飞并具有一定的离地高度之后，首先通过机身1后部的重油活塞式动力装置25提供推进力，使飞行器具备一定的前飞速度；然后将涵道风扇9旋转至如图5所示的竖直位置并适时关闭；而后将离合器20收紧，涡轮喷气发动机10的大部分剩余功率用于驱动高速发电机23并产生高频交流电，经电能变换装置24变换后向机载储能装置17充电。如上所述的系统模态转换将会带来较大的升力损失，直接导致无人飞行器飞行高度下降并进入俯冲状态；伴随着空速的增加，利用上翼3后端的升降舵7将无人飞行器改出俯冲姿态，无人飞行器转入平飞并进入低速前飞工作模态。低速前飞工作模态下的系统状态如图10所示，前飞动力由机身1尾部的涵道螺旋桨装置5提供。 [0049] 根据本发明的一个实施例的多模多基有尾飞翼布局无人飞行器，高速前飞工作模态下的系统状态如图11所示。在高速前飞工作模态下，机身1两侧的涵道风扇9旋转至如图5所示的水平位置并适时开启，由涵道风扇9和机身1尾部的涵道螺旋桨装置5共同提供前飞的动力。 [0050] 在无人飞行器的低速前飞/高速前飞工作模态下，由上翼3后端的升降舵7和垂尾6后端的方向舵8分别完成俯仰和偏航姿态控制。 [0051] 在完成巡航任务，即将转入垂直降落/短距降落时，无人飞行器应首先进入低速前飞工作模态，随即通过调节机身1后部重油活塞式动力装置25的节风门，降低前飞速度，并适时起动机身1两侧的涵道风扇9和机身1后部的涡轮喷气发动机10，而后进一步降低重油活塞动力装置25的输出功率直至停机，完成无人飞行器系统重力由压差升力平衡向系统重力由风扇拉力和喷气推力共同平衡的载荷转移，继而实现无人飞行器的垂直降落/短距降落。 |
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