本發(fā)明涉及無人機(jī)領(lǐng)域，尤其涉及一種短距起降高載荷多軸扇翼無人機(jī)。

背景技術(shù)：

飛行器的發(fā)展，一是追求經(jīng)濟(jì)性和高效性，這是飛機(jī)(固定翼飛機(jī))的特長(zhǎng)；二是追求垂直起降，不需要起降跑道，低空低速性能好，這是直升機(jī)的特長(zhǎng)。但是這兩類飛行器也都存在缺憾，飛機(jī)要求較大的機(jī)場(chǎng)和專用跑道，低空低速適用性差，不適合狹小空間區(qū)域的使用；直升機(jī)結(jié)構(gòu)和操縱復(fù)雜，續(xù)航時(shí)間短，有效載荷低。近年來，國(guó)內(nèi)外正在探索一種新概念扇翼飛行器，它是介于直升機(jī)和固定翼飛機(jī)之間的一種大載荷低速飛行器，由于扇翼飛行器結(jié)構(gòu)和操控簡(jiǎn)單，具有高飛行效率、高載荷、低噪聲和短距起降等優(yōu)點(diǎn)，使其具有很大的發(fā)展優(yōu)勢(shì)，成為近年來飛行器領(lǐng)域新的研究熱點(diǎn)。它是一種從原理到構(gòu)型都不同于常規(guī)固定翼、旋翼、撲翼飛行器的新原理、新概念飛行器。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明基于扇翼橫流風(fēng)扇原理技術(shù)，該無人機(jī)同時(shí)具備短距起降、低速高升阻比、飛行穩(wěn)定、大載重的優(yōu)點(diǎn)，并且能夠應(yīng)用于軍事和民用的運(yùn)輸任務(wù)，城市或起飛困難地區(qū)的物資運(yùn)輸。

本發(fā)明使用扇翼橫流風(fēng)扇作為動(dòng)力，可實(shí)現(xiàn)短距起降的高載荷多軸無人機(jī)，其橫流風(fēng)扇設(shè)計(jì)制作和扇翼多軸布局都具有很好的創(chuàng)新性，另外，該發(fā)明裝備具有二軸和四軸兩種型號(hào)，可根據(jù)不同的任務(wù)需求來進(jìn)行選擇和使用。

關(guān)于無人機(jī)的各項(xiàng)設(shè)計(jì)內(nèi)容分別是：

(1)機(jī)翼結(jié)構(gòu)：多軸扇翼機(jī)的一大核心研究?jī)?nèi)容就是扇翼的設(shè)計(jì)。扇翼是飛機(jī)的動(dòng)力來源。首先從結(jié)構(gòu)強(qiáng)度上，扇翼的葉片需要能夠承受著飛行過程中空氣的反作用力，且形變要求在一定范圍中，所以扇翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、整體抗扭和扇翼材料工藝是機(jī)翼設(shè)計(jì)上的一大重點(diǎn)，也是多軸扇翼機(jī)能夠進(jìn)一步提高實(shí)用性的難點(diǎn)，其次扇翼動(dòng)力的設(shè)計(jì)還要保證高升力。以下設(shè)定扇翼機(jī)機(jī)翼的幾個(gè)低耦合參數(shù)：風(fēng)扇半徑r為60mm，橫流風(fēng)扇葉片外緣與前緣弧形槽內(nèi)圓半徑r1之間距離前緣弧形槽間隙θ為8mm，扇翼機(jī)翼后緣點(diǎn)到橫流風(fēng)扇葉片外緣之間最遠(yuǎn)水平距離l為220mm，扇翼機(jī)翼下翼面與上翼面斜面段夾角后緣角β為35°，橫流風(fēng)扇葉片弦線與y軸夾角葉片安裝角γ為10°，數(shù)值模擬中選取機(jī)翼展長(zhǎng)d為1m，機(jī)翼下翼面與來流方向平行時(shí)迎角α為4°，橫流風(fēng)扇葉片數(shù)n為12片。此外，葉片弦長(zhǎng)取20mm，風(fēng)扇轉(zhuǎn)速2000r/min左右。這樣除前緣開口角σ以外的機(jī)翼設(shè)計(jì)參數(shù)基本確立。除了這些低耦合參數(shù)以外，扇翼機(jī)還存在一些耦合參數(shù)。其中最重要的就是：推力和升力、迎角和前緣開口角。1.推力和升力：選取以推力為約束，最大化升力，來優(yōu)化扇翼上、下翼面形狀。通過sculptor高階網(wǎng)格變形方法來參數(shù)化扇翼上、下翼面，同時(shí)采用多島遺傳算法(miga)和序列二次規(guī)劃算法(nlpql)根據(jù)優(yōu)化策略和流程針對(duì)具體算例對(duì)扇翼的上、下翼面形狀進(jìn)行優(yōu)化。2.迎角和前緣開口角：在扇翼前緣安裝可動(dòng)前緣小翼來提高大迎角時(shí)扇翼飛行器的升力。前緣小翼尺寸占扇翼前緣處約10°范圍，其長(zhǎng)度為12mm。前緣小翼為矩形葉片，放置在扇翼前緣開口角處。前緣小翼旋轉(zhuǎn)中心為矩形葉片中點(diǎn)，前緣小翼葉片位于扇翼機(jī)翼前緣段所在的圓弧延長(zhǎng)線上，取前緣小翼葉片中點(diǎn)位置延長(zhǎng)線的切線與前緣小翼葉片弦線夾角定義小翼旋轉(zhuǎn)角度，前緣小翼葉片弦線與切線平行即小翼安裝角為0°，此時(shí)前緣小翼弦線與半徑方向垂直，同時(shí)定義前緣小翼向橫流風(fēng)扇內(nèi)部旋轉(zhuǎn)(逆時(shí)針)為正。前緣小翼旋轉(zhuǎn)角度范圍為0°到90°。并通過kk2.15飛控進(jìn)行調(diào)節(jié)，調(diào)節(jié)對(duì)應(yīng)范圍為飛機(jī)俯仰角度0°到30°。

(2)飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)：第一是多軸扇翼機(jī)需要設(shè)計(jì)理想的飛機(jī)整體氣動(dòng)外形，包括機(jī)身、扇翼及其他操縱面的協(xié)調(diào)與平衡，實(shí)現(xiàn)超短距起降以及大載重比。第二是保證扇翼氣流不會(huì)干擾到飛機(jī)的操縱面，保證飛機(jī)的穩(wěn)定操縱和飛行的方便性。第三是對(duì)飛機(jī)細(xì)節(jié)調(diào)整，包括前后排風(fēng)扇轉(zhuǎn)速協(xié)調(diào)，全機(jī)身防震等，實(shí)現(xiàn)飛行過程中的穩(wěn)定飛行，提高實(shí)用價(jià)值。

(3)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)：橫流風(fēng)扇采用共軸傳動(dòng)，以傳統(tǒng)航模飛機(jī)電控方式控制扇翼轉(zhuǎn)速。其他操縱面與普通固定翼無人機(jī)的舵機(jī)傳動(dòng)相同。適時(shí)還會(huì)加入無人機(jī)的開源飛控技術(shù)，已達(dá)到飛機(jī)操縱的方便性。

本發(fā)明裝備為實(shí)現(xiàn)上述目的所采用的技術(shù)方案是：

一種具備短距起降、低速高升阻比、飛行穩(wěn)定、大載重的多軸扇翼無人機(jī)，所述無人機(jī)包括機(jī)身、扇翼部件、升降及方向控制部件、動(dòng)力部件、通信與接收模塊指揮控制模塊、前起落架(12)和后起落架(13)；其中所述扇翼部件包括橫流風(fēng)扇(8)和機(jī)翼，其中所述橫流風(fēng)扇(8)包括葉片(1)和葉片座(2)；該無人機(jī)運(yùn)行時(shí)驅(qū)動(dòng)電機(jī)與傳動(dòng)裝置帶動(dòng)橫流風(fēng)扇(8)轉(zhuǎn)動(dòng)，利用風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的升力和推力供給飛行器進(jìn)行飛行，通過升降及方向控制部件控制無人機(jī)的升降、轉(zhuǎn)向、橫滾、俯仰和偏航。

本發(fā)明裝備的有益效果在于：短距起降、大迎角飛行時(shí)不失速、結(jié)構(gòu)和操控系統(tǒng)簡(jiǎn)單、低速飛行時(shí)載荷大、穩(wěn)定性和安全性好等，特別適合低空低速飛行，以及在起降條件較差的地區(qū)使用。扇翼機(jī)與直升機(jī)相比，結(jié)構(gòu)和操控系統(tǒng)要簡(jiǎn)單得多，巡航效率高，沒有直升機(jī)具有的氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、氣彈、飛控、振動(dòng)、噪聲等一系列十分復(fù)雜的問題，研制和使用維護(hù)成本??；它與固定翼機(jī)相比，起降距離短，大迎角及紊流飛行狀態(tài)下不失速，有效載荷大，低空低速飛行時(shí)穩(wěn)定性和安全性好。這是一種性能介于直升機(jī)和固定翼機(jī)之間的新型飛行器。

附圖說明

圖1是本發(fā)明裝備的扇翼細(xì)節(jié)圖

圖2是本發(fā)明二軸扇翼機(jī)效果圖

圖3是本發(fā)明四軸扇翼機(jī)效果圖

圖4是本發(fā)明扇翼機(jī)翼二維截面參數(shù)示意圖

圖5是本發(fā)明優(yōu)化后扇翼機(jī)翼翼型圖

圖6是本發(fā)明扇翼機(jī)翼前緣小翼幾何結(jié)構(gòu)示意圖

附圖標(biāo)號(hào)說明：(1)葉片、(2)葉片座、(3)風(fēng)扇座、(4)垂直安定面、(5)方向舵、(6)升降舵、(7)水平安定面、(8)橫流風(fēng)扇、(9)動(dòng)力艙、(10)翼臂、(11)機(jī)身、(12)前起落架、(13)后起落架、(14)翼尖小翼、(15)副翼、(16)翼刀、(17)四軸翼刀、(18)主動(dòng)力艙、(19)四軸機(jī)身、(20)從動(dòng)力艙、(21)前緣小翼。

具體實(shí)施方式

一種短距起降高載荷多軸扇翼無人機(jī)，基于扇翼橫流風(fēng)扇原理技術(shù)，同時(shí)具備短距起降、低速高升阻比、飛行穩(wěn)定、大載重的優(yōu)點(diǎn)，并且能夠應(yīng)用于軍事和民用的運(yùn)輸任務(wù)，城市或起飛困難地區(qū)的物資運(yùn)輸；其特征在于所述無人機(jī)包括機(jī)身、扇翼部件、升降及方向控制部件、動(dòng)力部件、通信與接收模塊指揮控制模塊、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括橫流風(fēng)扇8和機(jī)翼，其中所述橫流風(fēng)扇8包括葉片1和葉片座2；所述多軸短距起降高載荷多軸扇翼無人機(jī)可分為二軸扇翼無人機(jī)和四軸扇翼無人機(jī)。

所述的短距起降高載荷多軸扇翼無人機(jī)，其特征在于：扇翼方案的設(shè)計(jì)，機(jī)翼的參數(shù)為：葉片1外緣外接圓半徑r為60mm，橫流風(fēng)扇葉片1外緣與前緣弧形槽內(nèi)圓之間距離θ為8mm，機(jī)翼后緣點(diǎn)到橫流風(fēng)扇葉片外緣之間最遠(yuǎn)水平距離l為220mm，機(jī)翼下翼面與上翼面斜面段夾角后緣角β為35°，機(jī)翼展長(zhǎng)d為1m，機(jī)翼下翼面與來流方向平行時(shí)迎角α為4°，橫流風(fēng)扇葉片數(shù)n為12片，葉片弦20mm，呈中心對(duì)稱安裝與葉片座2上，橫流風(fēng)扇葉片弦線與y軸夾角(即葉片安裝角)γ為10°；前緣小翼21為矩形葉片，設(shè)置在扇翼前緣開口角處，來提高大迎角時(shí)扇翼飛行器的升力，前緣小翼21占扇翼前緣處10°范圍，其長(zhǎng)度為12mm，前緣小翼21旋轉(zhuǎn)中心為矩形葉片中點(diǎn)，前緣小翼21葉片位于扇翼機(jī)翼前緣段所在的圓弧延長(zhǎng)線上，取前緣小翼葉片中點(diǎn)位置延長(zhǎng)線的切線與前緣小翼葉片弦線夾角定義前緣小翼21旋轉(zhuǎn)角度，前緣小翼21葉片弦線與切線平行即前緣小翼21安裝角為0°，此時(shí)前緣小翼弦線與半徑方向垂直，前緣小翼21旋轉(zhuǎn)角度范圍為0°到90°，前緣小翼21與升降舵6相連，可通過kk2.15飛控進(jìn)行調(diào)節(jié)，調(diào)節(jié)對(duì)應(yīng)范圍為飛機(jī)俯仰角度0°到30°。

更進(jìn)一步地所述的短距起降高載荷多軸扇翼無人機(jī)，其特征在于所述機(jī)身由木質(zhì)和復(fù)合材料構(gòu)成，動(dòng)力部件可根據(jù)不同任務(wù)需求的需要選擇不同的動(dòng)力系統(tǒng)及任務(wù)載荷設(shè)備。

更進(jìn)一步地所述的短距起降高載荷多軸扇翼無人機(jī)，其特征在于機(jī)身為盒式機(jī)身。

更進(jìn)一步地短距起降高載荷多軸扇翼無人機(jī)，其中二軸扇翼無人機(jī)特征在于所述無人機(jī)包括二軸扇翼無人機(jī)機(jī)身11、扇翼部件、升降及方向控制部件、動(dòng)力部件、通信與接收模塊指揮控制模塊、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括橫流風(fēng)扇8和機(jī)翼，其中所述橫流風(fēng)扇8包括葉片1和葉片座2，所述機(jī)翼包括風(fēng)扇座3、翼臂10、翼尖小翼14、副翼15、翼刀16、前緣小翼21；升降及方向控制部件包括垂直安定面4、方向舵5、升降舵6、水平安定面7；動(dòng)力部件包括動(dòng)力艙9和位于動(dòng)力艙9中的電機(jī)和傳動(dòng)系統(tǒng)。驅(qū)動(dòng)電機(jī)與傳動(dòng)裝置帶動(dòng)橫流風(fēng)扇8轉(zhuǎn)動(dòng)，所述傳動(dòng)裝置為大減速比的齒輪傳動(dòng)裝置。橫流風(fēng)扇8采用沿?zé)o人機(jī)中軸線左右對(duì)稱設(shè)置。其通過通信與接收模塊指揮控制模塊控制升降及方向控制部件進(jìn)行升降與轉(zhuǎn)向，通過副翼15、升降舵6、方向舵5以及控制風(fēng)扇轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)扇翼機(jī)的操縱，且副翼15設(shè)計(jì)在扇翼的外側(cè)部分，副翼15舵面延伸到橫流風(fēng)扇后方以獲取低速下的操作特性。

更進(jìn)一步地所述的短距起降高載荷多軸扇翼無人機(jī)，其中四軸扇翼無人機(jī)特征在于所述無人機(jī)包括四軸扇翼無人機(jī)機(jī)身19、扇翼部件、升降及方向控制部件、動(dòng)力部件、通信與接收模塊指揮控制模塊、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括橫流風(fēng)扇8和機(jī)翼，其中所述橫流風(fēng)扇8包括葉片1和葉片座2，所述機(jī)翼包括風(fēng)扇座3、翼臂10、副翼15、四軸翼刀17、前緣小翼21；動(dòng)力部件包括主動(dòng)力艙18、從動(dòng)力艙20和位于主動(dòng)力艙18、從動(dòng)力艙20中的電機(jī)和傳動(dòng)系統(tǒng)。所述無人機(jī)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)與傳動(dòng)裝置帶動(dòng)橫流風(fēng)扇8轉(zhuǎn)動(dòng)，所述傳動(dòng)裝置為傳動(dòng)帶，通過傳動(dòng)帶帶動(dòng)橫流風(fēng)扇8轉(zhuǎn)動(dòng)以產(chǎn)生分布式推力和升力實(shí)現(xiàn)飛行。所述橫流風(fēng)扇8采用串列式設(shè)置，即在機(jī)翼的前端布置兩組橫流風(fēng)扇8，后方布置兩組橫流風(fēng)扇8，且后方橫流風(fēng)扇低于前方設(shè)置；起落架采用后三點(diǎn)式布局。其通過通信與接收模塊指揮控制模塊控制升降及方向控制部件進(jìn)行升降與轉(zhuǎn)向，通過四副翼及控制風(fēng)扇轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)扇翼無人機(jī)的操縱，四軸的垂直尾翼融合于4個(gè)扇臂的外側(cè)，以提縱向穩(wěn)定性。

更進(jìn)一步地其裝配步驟為：

(1)將12個(gè)葉片分別固定在葉片座和葉片卡槽中，要求確保對(duì)稱與軸線統(tǒng)一。

(2)制作木質(zhì)或復(fù)合材料質(zhì)機(jī)體側(cè)板，機(jī)體上下蓋板，機(jī)翼和其他結(jié)構(gòu)。

(3)將電機(jī)軸插入圓形電機(jī)固定片的插孔中，將橫流風(fēng)扇與傳動(dòng)軸對(duì)接固定。

(4)將電池和通信與接收模塊分別固定在機(jī)體內(nèi)。

(5)將機(jī)翼與機(jī)身連接在一起用緊固件固定。

(6)將電池和通信與接收模塊的線路連接完成。

本發(fā)明專利并不限于上述實(shí)施方式，采用與本發(fā)明專利相同或相似的結(jié)構(gòu)和飛機(jī)外觀和氣動(dòng)外形，得到其他無人機(jī)形式，均在本專利保護(hù)范圍內(nèi)。