[發(fā)明專利]一種采用分布式涵道動力的短距起降無人機

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810315808.7
• 申請日: 2018-04-10
• 公開（公告）號: CN108569399B
• 公開（公告）日: 2022-07-26
• 發(fā)明（設計）人: 張煒;馬一元;白志亮
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學
• 主分類號: B64C39/02
• 分類號: B64C39/02;B64C39/08
• 代理公司: 西北工業(yè)大學專利中心 61204
• 代理人: 金鳳

本發(fā)明提供了一種采用分布式涵道動力的短距起降無人機，涉及無人機技術(shù)領域，本發(fā)明的機身為兩個，前機翼聯(lián)通且橫貫于兩個機身前部，后機翼連通且橫貫于兩個機身尾部，垂直尾翼分別安裝在兩個機身的尾部正上方，本發(fā)明采用油電混合動力方案提高了無人機的續(xù)航時間，降低了動力系統(tǒng)的重量、震動和耗油率；通過分布布置在機翼后緣襟翼上表面的涵道動力組抽吸機翼上表面的附面層提高了機翼的氣動效率；動力系統(tǒng)的分布布置避免了單個發(fā)動機發(fā)生故障導致無人機失控的問題，提高了無人機的安全性；通過后緣襟翼帶動涵道動力組偏轉(zhuǎn)改變推力方向縮短了無人機起降階段的滑跑距離，提高了無人機的起降性能，拓展了無人機的應用范圍。

技術(shù)領域

本發(fā)明涉及無人機技術(shù)領域，特別是一種短距起降無人機。

背景技術(shù)

目前無人機的動力形式主要分為油動和電動兩種，油動無人機續(xù)航時間久但發(fā)動機的重量、震動和噪聲都很大，并且排放的尾氣會對環(huán)境造成污染。電動無人機綠色清潔、重量輕且噪聲小，但受到目前的電池技術(shù)水平所限，動力系統(tǒng)功率較小且續(xù)航時間短。此外，目前無人機多采用單發(fā)形式，發(fā)動機安裝于機頭或機身尾部，動力系統(tǒng)冗余度低，一旦出現(xiàn)故障極易導致無人機失控墜毀。為了解決上述問題，現(xiàn)有專利技術(shù)如申請?zhí)?01710123934.8的中國發(fā)明專利公開了“一種采用分布式混合動力的變體高效小型垂直起降無人機”，其通過內(nèi)燃機發(fā)電為分布在機翼上的螺旋槳提供電能，使其同時具有油動無人機和電動無人機的優(yōu)點。通過采用分布式螺旋槳方案避免了單一螺旋槳失效導致無人機失控的問題。但該專利沒有將分布的動力系統(tǒng)與無人機的機翼等氣動部件進行有利耦合進而提高無人機的氣動效率和推進效率。

發(fā)明內(nèi)容

為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提出一種采用分布式涵道動力的短距起降無人機，采用油電混合動力系統(tǒng)方案，氣動布局采用雙機身串列翼布局形式，將涵道動力組分布在前、后機翼的后緣襟翼的上翼面，通過機翼與涵道動力組的協(xié)調(diào)布置提高無人機的氣動效率和推進效率。通過偏轉(zhuǎn)安裝涵道動力組的機翼后緣襟翼改變涵道動力組的推力方向?qū)崿F(xiàn)無人機短距起降。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：

一種采用分布式涵道動力的短距起降無人機，包括機身、前機翼、后機翼、后緣襟翼、升降舵、副翼、前起落架、主起落架、垂直尾翼、方向舵、涵道動力組和發(fā)電機艙，其中，機身為兩個，且機身間距小于前機翼翼展長度，兩個機身縱向并排放置，前機翼聯(lián)通且橫貫于兩個機身前部，后機翼連通且橫貫于兩個機身尾部，兩個垂直尾翼分別安裝在兩個機身的尾部正上方，兩個前起落架分別安裝在兩個機身的前部下方，兩個主起落架分別安裝在兩個機身的后部下方；

升降舵安裝在前機翼左右外側(cè)的后緣位置，副翼安裝在后機翼左右外側(cè)的后緣位置，后緣襟翼共有4個，分別以鉸接形式安裝在前機翼內(nèi)翼段的后緣位置、后機翼內(nèi)翼段的后緣位置和后機翼左右外翼段的后緣位置，通過機翼內(nèi)部的驅(qū)動機構(gòu)實現(xiàn)后緣襟翼相對機翼翼面的0～90°轉(zhuǎn)動，垂直尾翼的后側(cè)安裝有方向舵，發(fā)電機艙安裝于垂直尾翼的根部，在發(fā)電機艙內(nèi)安裝渦輪發(fā)電機，渦輪發(fā)動機燃燒燃油帶動發(fā)電機工作為涵道動力組提供電能。

所述涵道動力組共有4組，分別安裝在四個后緣襟翼的上翼面，每組涵道動力組均包含4～10個涵道動力單元，每個涵道動力單元包括涵道、電機、電子調(diào)速器和螺旋槳，涵道動力組隨后緣襟翼偏轉(zhuǎn)改變推力方向。

所述的前機翼和后機翼采用大展弦比平直翼形式，展弦比為8～16，后掠角為0°，上反角為0～10°。

本發(fā)明采用油電混合動力方案提高了無人機的續(xù)航時間，降低了動力系統(tǒng)的重量、震動和耗油率；通過分布布置在機翼后緣襟翼上表面的涵道動力組抽吸機翼上表面的附面層提高了機翼的氣動效率；動力系統(tǒng)的分布布置避免了單個發(fā)動機發(fā)生故障導致無人機失控的問題，提高了無人機的安全性；通過后緣襟翼帶動涵道動力組偏轉(zhuǎn)改變推力方向縮短了無人機起降階段的滑跑距離，提高了無人機的起降性能，拓展了無人機的應用范圍。

附圖說明

圖1為高效巡航狀態(tài)下無人機結(jié)構(gòu)示意圖；