一種飛翼式涵道風扇垂直起降無人機的製作方法

2023-07-15 00:02:56

本發明涉及一種飛翼式布局分布式涵道風扇無人機，尤其涉及一種飛翼式涵道風扇垂直起降無人機。

背景技術：

眾所周知，飛機要克服重力在天空中飛行，那就需要通過機翼上下表面的不同流動速度的空氣產生壓力差，形成託舉飛機的向上升力。這樣的話，飛機起飛時就需要至少數百米甚至上千米的滑跑距離進行加速，由於飛機設計和材料的限制，飛機起飛只能在較為平坦的平地或跑道上進行，機場應運而生。通常，一個軍用機場包括一條或多條跑道、滑行道、停機坪、作戰指揮室等，這些組成部分都要佔據大量的土地面積，因此一個機場的面積都超過3平方公裡，目標特徵非常明顯。可以說，在航天偵察大發展的當下，各軍事大國都了解彼此軍用機場的分布地點和外觀特徵，在這方面已經沒什麼秘密可言。軍用機場特徵的明顯性意味著其易受攻擊，此外軍用機場還存在脆弱性，即一旦遭受攻擊，整個機場有可能陷入癱瘓狀態，比如跑道被摧毀後，軍用機場就無法放飛戰機升空作戰，戰機就成為一堆廢鐵，機場也就失去了應用的價值。

傳統的機身布局巡航速度低，隱身性能較差。傳統的機械結構推進技術，機體內部傳動操縱結構較複雜，且會佔據部分空間。

技術實現要素：

(一)要解決的技術問題

為了克服傳統固定翼無人機起飛降落對機場跑道過於依賴，機動性差，沒有定點懸停作業能力，且內部傳動操縱結構複雜，整機空間利用率低，隱身能力弱的缺點。本發明提供一種飛翼式涵道風扇垂直起降無人機，起飛與降落時機頭朝向天空，機尾坐落在地面以尾座式布局起飛降落，起飛後通過整體機身傾轉進入巡航飛行姿態。該無人機在具有機動靈活的垂直起降能力的同時，擁有優秀的巡航效率、速度及航程，並且還融合了飛翼布局不錯的隱身性與較高的結構利用率等特點。

(二)技術方案

為達到上述目的，本發明採用的技術方案是：

一種飛翼式涵道風扇垂直起降無人機，包括機身、機翼和涵道風扇，所述涵道風扇分布設置在飛機尾部，所述無人機採用機頭朝上機尾坐落在地面的尾座式布局垂直起降，其根據飛行需求調整各涵道風扇工作狀態。

上述方案中，所述涵道風扇包括分布式主涵道風扇和副涵道風扇。

上述方案中，所述主涵道風扇分布設置在機身和機翼尾部，用於垂直起降過程中的升力、姿態控制及提供巡航飛行推力，。

上述方案中，無人機還包括上下垂尾，所述副涵道風扇分布設置在上下垂尾上，用於俯仰姿態控制。

上述方案中，所述上下垂尾內置舵機、副涵道風扇線纜和通訊天線。所述機身內置發動機和發電機，發動機帶動發電機，發電機為涵道風扇提供電力。所述機翼內置主油箱、舵機和涵道風扇線纜。

上述方案中，所述機翼翼梢設置翼梢小翼。所述無人機整體採用翼身融合體設計，機身和機翼採用非對稱翼型。

(三)有益效果

採用了新型電動分布式涵道風扇動力設計，實現了結構空間的高利用。可以在不依賴機場跑道的前提下完成起飛降落過程，有著優秀的巡航能力的同時還有著一定的隱身性。功能強大，起降機動性強，實用效益好。

附圖說明

圖1是本發明的一個實施例的無人機總體整體結構圖；

圖2是本發明的一個實施例的翼身融合體的結構示意圖；

圖3是本發明的一個實施例的翼身融合體的翼型示意圖；

圖4是本發明的一個實施例的垂尾及翼梢小翼的翼型示意圖；

圖5是本發明的一個實施例的無人機尾座式起飛降落姿態示意圖。

具體實施方式

本發明提出一種飛翼式涵道風扇垂直起降無人機，包括機身、機翼和涵道風扇，所述涵道風扇設置在飛機尾部，起飛與降落時機頭朝向天空，機尾坐落在地面以尾座式布局起飛降落，起飛後通過整體機身傾轉進入巡航飛行姿態。

新型分布式布局，能量管理與分配是設計的重點，為了在不同的飛行階段與飛行狀態時，涵道風扇都有較高的效率，故依據不同階段的飛行特性，設計配備不同性能的涵道風扇。當以機頭朝上的姿態起飛與降落時，所需風扇推力較大，因此整機所有涵道風扇共同工作。當以機身正常姿態巡航飛行時，整機有優秀的升阻特性，此時僅需部分涵道風扇組合工作即可完成推動飛行並調整俯仰姿態的需求。

該無人機具有機動靈活的垂直起降能力，可以在不依賴機場跑道的前提下完成起飛降落過程，同時擁有優秀的巡航效率、速度及航程，並且還融合了飛翼布局不錯的隱身性與較高的結構利用率等特點。

為使本發明的目的、技術方案和優點更加清楚明白，以下結合具體實施例，並參照附圖，對本發明作進一步的詳細說明。

圖1是本發明的一個實施例的無人機整體結構圖。如圖1所示，該實施例的無人機整體採用翼身融合體設計，機身機翼均採用有利於巡航效率及空間結構利用的非對稱翼型WORTMANN FX 08-S-176，上下垂尾及翼梢小翼採用對稱翼型BTP-8。機翼內布置主油箱、舵機及涵道風扇線纜，空間利用率高。上下垂尾內部布置舵機、副涵道風扇線纜、通訊天線。機身內置一臺350kW渦軸發動機帶動一臺發電機，發電機產生的電力被分配至全機六個涵道風扇上。

圖2是本發明的一個實施例的主副涵道風扇結構示意圖，如圖所示，垂尾上布置兩個副涵道風扇，主要用於俯仰姿態控制，翼身融合體上的四個主涵道風扇用於垂直起降過程中升力、姿態控制及提供巡航飛行推力，保證全機具有較高的巡航效率。垂直起降採用尾座式設計，起飛時全部六個涵道風扇受飛控協調工作，起飛後，姿態變化過渡至巡航模式，副涵道風扇關閉，主涵道風扇在最優工作效率狀態巡航工作。翼梢小翼的設計負責擬補飛翼布局航向穩定性的不足。

圖3是本發明的一個實施例的翼身融合體的翼型示意圖。如圖所示，整機採用WORTMANN FX 08-S-176非對稱翼型，升阻特性好，在巡航飛行時有較好的飛行效率，同時翼型厚度較為理想，機身內空間較大。

圖4是本發明的一個實施例的垂尾及翼梢小翼的結構示意圖。如圖所示，垂尾及翼梢小翼採用BTP-8翼型，選用對稱翼型，在巡航飛行時不會產生額外的偏航力矩。上下垂尾採用雙垂尾對稱翼型設計，在起飛與降落時在地面可以給予整機很好的支撐，在巡航飛行時，垂尾及翼梢小翼可以彌補飛翼布局偏航穩定性較弱的不足。

圖5是本發明的一個實施例的飛行器尾座式起飛降落姿態示意圖。在圖5中，飛行器以圖示姿態布置，當完成地檢後，有地面站機長發出起飛指令，此時在機載電瓶與起動機的作用下，渦軸發動機進行點火，通過減速機構帶動發電機工作。六個涵道風扇在飛控的控制下，保證姿態穩定的同時不斷輸出升力，使得飛行器完成垂直起飛過程。

當飛行器垂直起飛到達一定高度及狀態時，六個涵道風扇協調輸出俯仰力矩，在保證姿態穩定過渡的前提下，使飛行器進入巡航狀態。經過飛控計算機的判定，將關閉部分涵道風扇，同時根據飛行需求協調剩餘涵道風扇工作於最優能量效率狀態。多餘度合理的動力控制，保證了飛行器的巡航效率、機動性、穩定性與安全性。

當飛行器準備降落時，飛控將控制飛行器拉起俯仰，六個涵道風扇也將提供舵面外額外的俯仰力矩。當機頭拉起整機垂直於地面後，飛控在保證飛行模態穩定過渡的前提下，變化為垂直降落模式，逐漸降低高度，降落至設定的降落點。

以上所述的具體實施例，對本發明的目的、技術方案和有益效果進行了進一步詳細說明，應理解的是，以上所述僅為本發明的具體實施例而已，並不用於限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。