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一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机

阅读：851发布：2020-05-08

专利汇可以提供一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明涉及一种通用航空领域，具体涉及一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机。包括机身、设置在所述机身中段的机翼、尾翼、设置在所述机身尾部的推进动力装置、旋翼动力装置、撑杆、起落架、鸭翼和光电吊舱；所述机翼包括外翼、中央翼和副翼，所述机翼水平对称设置在所述机身的中段，所述外翼分为左右外翼，分别对称设置在所述中央翼的左右两侧，所述左右外翼分别对称设置有所述副翼。本发明以复合式垂直起降无人机为基础，对比多种任务载荷尺寸，综合考虑任务空间，可装载大而重的任务载荷，全机外形做了全面气动计算及优化，在平飞过程中，对螺旋桨做了顺桨处理，续航时间大大提高。，下面是一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：包括机身(1)、设置在所述机身(1)中段的机翼(2)、尾翼(3)、设置在所述机身(1)尾部的推进动力装置(4)、旋翼动力装置(5)、撑杆(6)、起落架(7)、鸭翼(8)和光电吊舱(9)；所述机翼(2)包括外翼(21)、中央翼(22)和副翼(23)，所述机翼(2)水平对称设置在所述机身(1)的中段，所述外翼(21)分为左右外翼，分别对称设置在所述中央翼(22)的左右两侧，所述左右外翼(21)分别对称设置有所述副翼(23)；所述中央翼(22)的左右两端与所述左右外翼(21)之间水平对称连接有所述撑杆(6)形成左右撑杆，所述左右撑杆(6)相对于所述机身(1)水平对称，所述中央翼(22)两端通过快拆件分别连接所述左右撑杆(6)，所述左右撑杆(6)通过快拆件分别连接所述左右外翼(21)；所述尾翼(3)包括平尾(31)、升降舵(32)、垂尾(33)、方向舵(34)和撑杆延伸(35)，所述升降舵(32)对称设置在左右平尾(31)上，所述方向舵(34)对称设置在所述左右垂尾(33)上，所述左右平尾(31)分别水平设置在所述左右撑杆延伸(35)上，所述左右垂尾(33)分别垂直设置在所述左右撑杆延伸(35)上，所述左右撑杆延伸(35)分别通过快拆件连接所述左右撑杆(6)的尾端；所述旋翼动力装置(5)对称设置在所述左右撑杆(6)的前端和后端上表面，形成左右上升动力系统，所述左右上升动力系统的中心位于全机重心位置；所述鸭翼(8)水平对称设置在所述机身(1)的前端，所述鸭翼(8)通过快拆件连接所述机身(1)和所述左右撑杆(6)；所述光电吊舱(9)设置在所述机身(1)的前端下表面；所述机身(1)内部集成飞行控制系统、机电系统和航电系统。
2.如权利要求1所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述副翼(23)采用双副翼。
3.如权利要求2所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述左右撑杆(6)下表面分别对称设置有起落架(7)形成左右起落架，所述左右起落架(7)与所述左右垂尾(33)共同形成四点式起落架。
4.如权利要求3所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述旋翼动力装置(5)至少为4个，分别对称设置在所述左右撑杆(6)的前后两端。
5.如权利要求1-4任一权利要求所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述机身(1)前端设置有空速管(10)。
6.如权利要求5所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述机身1上表面设置有载荷舱口盖(1-1)和电池舱口盖(1-2)。
7.如权利要求6所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述机翼(2)采用大展弦比机翼，采用低速高升力翼型。
8.如权利要求7所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述机身(1)采用流线型机身。
9.如权利要求8所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述推进动力装置(4)采用推进电机或油动发动机。
10.如权利要求6-9任一权利要求所述的一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，其特征在于：所述机翼(2)的展弦比大于17。

说明书全文

一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机

技术领域

[0001] 本发明涉及一种通用航空领域，具体涉及一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机。

背景技术

[0002] 随着无人机的快速普及和广泛应用，人们对无人机的起降、速度以及航时等性能的要求不断提高，可垂直起降固定翼无人飞机应运而生，其兼顾了固定翼无人机和旋翼无人机的优点，即有固定翼无人机速度快航程远的优点，又有可垂直起降空中悬停的优点。垂直起降无人机主要包括倾转旋翼机、复合式无人机及尾坐式无人机，对比得出复合式垂直起降无人机具有安全可靠，成本低的优点，但是目前载重能力及长航时性偏弱，部分市场应用受到限制。

发明内容

[0003] 本发明解决的技术问题是提供一种兼顾固定翼和多旋翼优点，且具备大载重、长续航、快速拆装等特点的载重能力强且可垂直起降的无人飞机。

[0004] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

[0005] 一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，包括机身、设置在所述机身中段的机翼、尾翼、设置在所述机身尾部的推进动力装置、旋翼动力装置、撑杆、起落架、鸭翼和光电吊舱；所述机翼包括外翼、中央翼和副翼，所述机翼水平对称设置在所述机身的中段，所述外翼分为左右外翼，分别对称设置在所述中央翼的左右两侧，所述左右外翼分别对称设置有所述副翼；所述中央翼的左右两端与所述左右外翼之间水平对称连接有所述撑杆形成左右撑杆，所述左右撑杆相对于所述机身水平对称，所述中央翼两端通过快拆件分别连接所述左右撑杆，所述左右撑杆通过快拆件分别连接所述左右外翼；所述尾翼包括平尾、升降舵、垂尾、方向舵和撑杆延伸，所述升降舵对称设置在左右平尾上，所述方向舵对称设置在所述左右垂尾上，所述左右平尾分别水平设置在所述左右撑杆延伸上，所述左右垂尾分别垂直设置在所述左右撑杆延伸上，所述左右撑杆延伸分别通过快拆件连接所述左右撑杆的尾端；所述旋翼动力装置对称设置在所述左右撑杆的前端和后端上表面，形成左右上升动力系统，所述左右上升动力系统的中心位于全机重心位置；所述鸭翼水平对称设置在所述机身的前端，所述鸭翼通过快拆件连接所述机身和所述左右撑杆；所述光电吊舱设置在所述机身的前端下表面；所述机身内部集成飞行控制系统、机电系统和航电系统。

[0006] 进一步地，所述副翼采用双副翼。

[0007] 进一步地，所述左右撑杆下表面分别对称设置有起落架形成左右起落架，所述左右起落架与所述左右垂尾共同形成四点式起落架。

[0008] 进一步地，所述旋翼动力装置至少为4个，分别对称设置在所述左右撑杆的前后两端。

[0009] 进一步地，所述机身前端设置有空速管。

[0010] 进一步地，所述机身上表面设置有载荷舱口盖和电池舱口盖。

[0011] 进一步地，所述机翼采用大展弦比机翼，采用低速高升力翼型。

[0012] 进一步地，所述机身采用流线型机身。

[0013] 进一步地，所述推进动力装置采用推进电机或油动发动机。

[0014] 进一步地，所述机翼的展弦比大于17。

[0015] 本发明的有益效果是：

[0016] 1、以复合式垂直起降无人机为基础，对比多种任务载荷尺寸，综合考虑任务空间，可装载大而重的任务载荷。

[0017] 2、全机外形做了全面气动计算及优化，在平飞过程中，对螺旋桨做了顺桨处理，续航时间大大提高。附图说明

[0018] 图1为本发明立体结构图；

[0019] 图2为图1的拆装示意图；

[0020] 图中标记为：

[0021] 1、机身，2、机翼，3、尾翼，4、推进动力装置，5、旋翼动力装置，6、撑杆，7、起落架，8、鸭翼，9、光电吊舱，10、空速管，21、外翼，22、中央翼，23、副翼，31、平尾，32、升降舵，33、垂尾，34、方向舵，35、撑杆延伸，1-1、载荷舱口盖，1-2、电池舱口盖。

具体实施方式

[0022] 为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似改进，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

[0023] 需要说明的是，当元件被称为“固定于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。

[0024] 除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本文所使用的术语“及/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。

[0025] 一种载重能力强且可垂直起降的无人飞机，如图1所示，包括机身1、设置在所述机身1中段的机翼2、尾翼3、设置在机身1尾部的推进动力装置4、旋翼动力装置5、撑杆6、起落架7、鸭翼8和光电吊舱9；机翼2包括外翼21、中央翼22和副翼23，机翼2水平对称设置在机身1的中段，外翼21分为左右外翼，分别对称设置在中央翼22的左右两侧，左右外翼21分别对称设置有副翼23；中央翼22的左右两端与左右外翼21之间水平对称连接有撑杆6形成左右撑杆，左右撑杆相对于所述机身1水平对称，中央翼22两端通过快拆件分别连接左右撑杆6，左右撑杆6通过快拆件分别连接左右外翼21；尾翼3包括平尾31、升降舵32、垂尾33、方向舵
34和撑杆延伸35，所述升降舵32对称设置在左右平尾31上，方向舵34对称设置在所述左右垂尾33上，左右平尾31分别水平设置在左右撑杆延伸35上，左右垂尾33分别垂直设置在左右撑杆延伸35上，左右撑杆延伸35分别通过快拆件连接左右撑杆6；旋翼动力装置5对称设置在左右撑杆6的前端和后端上表面，形成左右上升动力系统，左右上升动力系统的中心位于全机重心位置；鸭翼8水平对称设置在机身1的前端，鸭翼8通过快拆件连接机身1和左右撑杆6；光电吊舱9设置在机身1的前端下表面；机身1内部集成飞行控制系统、机电系统和航电系统。

[0026] 进一步地，副翼23采用多冗余双副翼，在单个副翼出现故障的情况下，仍能够对飞机进行控制。

[0027] 进一步地，在左右撑杆6下表面分别对称设置有起落架7，形成左右起落架，与左右垂尾33共同形成四点式起落架。

[0028] 旋翼动力装置5至少为4个，分别对称设置在所述左右撑杆6的前后两端，如图1所示，本实施例采用4个旋翼动力装置5，分别对称设置在左右撑杆6的前端和后端，组成左右两组动力系统。也可以扩展为8旋翼，以四旋翼为基础，将每套旋翼动力装置扩展为上下安装的两套旋翼动力装置，左右撑杆6上分别前后对称设置4个，扩展后的旋翼动力系统中心位置位于全机的重心位置。

[0029] 进一步地，在机身1前端设置有空速管10，用于实时测量无人机的空气流速。

[0030] 如图2所示，机身1上表面设置有载荷舱口盖1-1和电池舱口盖1-2，载荷舱用于布置飞机各个控制系统及任务载荷等，电池舱用于布置飞机电池或者油箱。

[0031] 优选的，机身1采用流线型机身，机翼2采用大展弦比机翼，采用低速高升力翼型，展弦比大于17，推进动力装置4优先采用电机驱动，也可以根据具体使用需求，采用油动发动机驱动。

[0032] 优选的，无人机机身1高度为0.33m，宽度为0.33m，长度为1.72m，空速管10漏出机身长度为0.2m，机翼2的展弦比为17.5，机翼展长5m。因为全机装机均符合快速拆装性，中央翼22两端通过快拆件连接左右撑杆6，左右撑杆6又通过快拆件连接左右外翼21，尾翼3的左右撑杆延伸35通过快拆件分别连接左右撑杆6，鸭翼8通过快拆件连接机身1前端，按照图2中A-B-C-D-E的顺序依次安装，即可快速完成整机装机。

[0033] 其中：

[0034] A步骤：安装尾翼3，将左右尾翼3前端的撑杆延伸35与左右撑杆6通过快拆件快速安装；

[0035] B步骤：安装左右撑杆6，将左右撑杆6与中央翼22两端通过快拆件快速安装；

[0036] C步骤：安装鸭翼8，将鸭翼8与撑杆6通过快拆件快速安装；

[0037] D步骤：安装机身1，将机身1安装到中央翼22及鸭翼8上；

[0038] E步骤：安装左右外翼21，将左右外翼21与左右撑杆6通过快拆件快速安装。

[0039] 以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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