[發(fā)明專利]多模多基有尾飛翼布局無人飛行器

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201611079239.8
• 申請日: 2016-11-30
• 公開（公告）號: CN106586001A
• 公開（公告）日: 2017-04-26
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 李翔;吳晴;趙昌霞;謝奎;方坦;榮海春
• 申請（專利權(quán)）人: 中國電子科技集團公司第三十八研究所
• 主分類號: B64D27/16
• 分類號: B64D27/16;B64D27/04;B64C11/00;B64C5/06;B64C5/08;B64C9/00;H02J7/00
• 代理公司: 合肥市浩智運專利代理事務(wù)所(普通合伙)34124
• 代理人: 丁瑞瑞

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及無人機技術(shù)領(lǐng)域，屬于航空飛行器中的固定翼飛機設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種具有垂直起降/短距起降/常規(guī)起降/低速前飛/高速前飛等多種工作模態(tài)的，可實現(xiàn)岸基/艦基多基部署，集成有聯(lián)接翼氣動布局形式的飛翼式無人飛行器。

背景技術(shù)

目前，具備垂直起降/短距起降功能、能夠?qū)崿F(xiàn)岸基/艦基多基部署的飛行器主要可分為直升機、利用噴氣發(fā)動機推力轉(zhuǎn)向的垂直起降飛行器、傾轉(zhuǎn)旋翼/螺旋槳動力垂直起降飛行器等幾種類型。

其中，直升機由于具有不需要地面跑道而能垂直起降、懸停、前后側(cè)飛等優(yōu)良的飛行品質(zhì)，在軍事和民用領(lǐng)域獲得廣泛應(yīng)用。但直升機在高速前飛時存在前行槳葉激波損失和后行槳葉失速等問題，飛行速度難以提高。此外，直升機的旋翼升力在飛行過程中需要平衡重力，這也使得直升機在整個飛行過程中始終處于大功率工作狀態(tài)，造成直升機航程有限、續(xù)航時間短的缺陷。

利用噴氣發(fā)動機推力轉(zhuǎn)向?qū)崿F(xiàn)垂直起降的飛行器涉及到推力矢量技術(shù)這一關(guān)鍵技術(shù)，該類推力矢量技術(shù)要求發(fā)動機排氣噴管相對于常規(guī)矢量噴管具有更大的矢量偏轉(zhuǎn)角，且噴管偏轉(zhuǎn)角度能夠連續(xù)可調(diào)并同時滿足飛機短距起降、垂直起降、巡航過程中俯仰和偏航控制以及優(yōu)越的巡航性能等多方面戰(zhàn)技指標，其研發(fā)難度較大且造價高昂。

傾轉(zhuǎn)旋翼/螺旋槳動力垂直起降飛行器通過旋翼/螺旋槳等推進器的傾轉(zhuǎn)實現(xiàn)針對飛行狀態(tài)的調(diào)節(jié)。該類飛行器不僅具有固定翼飛機和直升機的各種技術(shù)難點，同時還具有傾轉(zhuǎn)旋翼機獨有的技術(shù)問題，其結(jié)構(gòu)、氣動力和操縱技術(shù)比一般固定翼飛機或直升機復(fù)雜得多。其研發(fā)涉及多項關(guān)鍵技術(shù)的攻關(guān)，研發(fā)難度大、研制風(fēng)險高。

如上所述，目前已投入實際使用的，兼具垂直起降功能和高速巡航能力的飛行器僅有利用噴氣發(fā)動機推力轉(zhuǎn)向的垂直起降飛行器和傾轉(zhuǎn)旋翼/螺旋槳動力垂直起降飛行器兩類，但其研發(fā)成本較高、研發(fā)難度極大。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是提供一種既具有類似于直升機的垂直起降能力，又具有固定翼飛機高速巡航能力的無人飛行器，在具有良好巡航特性的同時，又能有效解決常規(guī)飛翼布局飛機橫航向不穩(wěn)定且難以操縱的難題。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了以下技術(shù)方案：

一種多模多基有尾飛翼布局無人飛行器，包括：

縱剖面呈翼型(所述翼型是指經(jīng)典固定翼飛機機翼的縱向截面形狀)的升力體式機身，設(shè)置在機身兩側(cè)的與機身平滑融合式主機翼、上翼、端翼，設(shè)置在機身尾部的涵道螺旋槳推進裝置、垂尾。所述設(shè)置在機身兩側(cè)的主翼在翼稍處設(shè)置端翼，所述兩個端翼的上端分別通過設(shè)置在機身上方的上翼與設(shè)置在機身尾部的垂尾連接，所述垂尾的下端與設(shè)置于機身尾部的涵道螺旋槳推進裝置的涵道結(jié)構(gòu)相固連。

進一步的，所述兩個上翼的后端均設(shè)置有升降舵，用于平飛時的俯仰控制；

進一步的，所述垂尾后端設(shè)置有方向舵，用于平飛時的航向控制。

進一步的，所述機身的兩側(cè)、重心之前均設(shè)置有涵道風(fēng)扇，兩側(cè)涵道風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)方向相反；兩涵道風(fēng)扇沿一橫向軸線(是指與機身前后方向垂直的水平軸線)擺動設(shè)置。

進一步的，兩涵道風(fēng)扇分別固連于內(nèi)置于機身安裝的橫軸兩端；內(nèi)置于機身安裝的伺服電機驅(qū)動蝸桿裝置，蝸桿裝置與橫軸上的蝸輪裝置相嚙合，通過伺服電機的作動和蝸輪蝸桿裝置的傳動，實現(xiàn)涵道風(fēng)扇系統(tǒng)在橫軸平面內(nèi)的360°全向旋轉(zhuǎn)。

進一步的，機身兩側(cè)的涵道風(fēng)扇通過轉(zhuǎn)向相反的兩臺直流電機分別加以驅(qū)動，通過電調(diào)控制加于直流電機母線之上的電壓實現(xiàn)針對風(fēng)扇轉(zhuǎn)速和拉力的調(diào)節(jié)；伺服電機和直流電機均由機載儲能裝置供給電能。

進一步的，機身尾部設(shè)置有沿豎直方向安裝的小型渦輪噴氣發(fā)動機。

進一步的，渦輪噴氣發(fā)動機主軸通過離合器、主動傘齒輪和從動傘齒輪的傳動，驅(qū)動高速永磁發(fā)電機的轉(zhuǎn)子輸入軸，所產(chǎn)生的高頻交流電通過電能變換裝置變換為相應(yīng)體制的直流電，向機載儲能裝置充電。

進一步的，水平安裝于機身內(nèi)部的重油活塞式動力裝置，用于驅(qū)動機身尾部的涵道螺旋槳裝置；小型渦輪噴氣發(fā)動機與重油活塞式動力裝置采用同種燃料。

本發(fā)明的技術(shù)效果在于：

a.采用了集成有聯(lián)接翼的有尾飛翼式氣動布局，無人飛行器在兼具常規(guī)飛翼布局氣動特性優(yōu)異、有效裝載系數(shù)高等諸多優(yōu)點的同時，有效克服了常規(guī)飛翼布局在穩(wěn)定性和操縱性上所存在的固有缺陷。