CN107140208A - 短距起降高载荷多轴扇翼无人机 - Google Patents

Abstract

一种短距起降高载荷多轴扇翼无人机，具备短距起降、低速高升阻比、飞行稳定、大载重等特点，所述无人机包括机身、扇翼部件、升降及方向控制部件、动力部件、通信与接收模块指挥控制模块、前起落架和后起落架；其中所述扇翼部件包括横流风扇和机翼，其中所述横流风扇包括叶片和叶片座；该无人机运行时驱动电机与传动装置带动横流风扇转动，利用风扇旋转时产生的升力和推力供给飞行器进行飞行，通过升降及方向控制部件控制无人机的升降、转向、横滚、俯仰和偏航。其结构和操控系统简单、低速飞行时载荷大、稳定性和安全性好等，特别适合低空低速飞行，以及在起降条件较差的地区使用。

Description

短距起降高载荷多轴扇翼无人机

技术领域

本发明涉及无人机领域，尤其涉及一种短距起降高载荷多轴扇翼无人机。

背景技术

飞行器的发展，一是追求经济性和高效性，这是飞机(固定翼飞机)的特长；二是追求垂直起降，不需要起降跑道，低空低速性能好，这是直升机的特长。但是这两类飞行器也都存在缺憾，飞机要求较大的机场和专用跑道，低空低速适用性差，不适合狭小空间区域的使用；直升机结构和操纵复杂，续航时间短，有效载荷低。近年来，国内外正在探索一种新概念扇翼飞行器，它是介于直升机和固定翼飞机之间的一种大载荷低速飞行器，由于扇翼飞行器结构和操控简单，具有高飞行效率、高载荷、低噪声和短距起降等优点，使其具有很大的发展优势，成为近年来飞行器领域新的研究热点。它是一种从原理到构型都不同于常规固定翼、旋翼、扑翼飞行器的新原理、新概念飞行器。

发明内容

本发明基于扇翼横流风扇原理技术，该无人机同时具备短距起降、低速高升阻比、飞行稳定、大载重的优点，并且能够应用于军事和民用的运输任务，城市或起飞困难地区的物资运输。

本发明使用扇翼横流风扇作为动力，可实现短距起降的高载荷多轴无人机，其横流风扇设计制作和扇翼多轴布局都具有很好的创新性，另外，该发明装备具有二轴和四轴两种型号，可根据不同的任务需求来进行选择和使用。

关于无人机的各项设计内容分别是：

(1)机翼结构：多轴扇翼机的一大核心研究内容就是扇翼的设计。扇翼是飞机的动力来源。首先从结构强度上，扇翼的叶片需要能够承受着飞行过程中空气的反作用力，且形变要求在一定范围中，所以扇翼的结构设计、整体抗扭和扇翼材料工艺是机翼设计上的一大重点，也是多轴扇翼机能够进一步提高实用性的难点，其次扇翼动力的设计还要保证高升力。以下设定扇翼机机翼的几个低耦合参数：风扇半径r为60mm，横流风扇叶片外缘与前缘弧形槽内圆半径R1之间距离前缘弧形槽间隙θ为8mm，扇翼机翼后缘点到横流风扇叶片外缘之间最远水平距离L为220mm，扇翼机翼下翼面与上翼面斜面段夹角后缘角β为35°，横流风扇叶片弦线与Y轴夹角叶片安装角γ为10°，数值模拟中选取机翼展长d为1m，机翼下翼面与来流方向平行时迎角α为4°，横流风扇叶片数n为12片。此外，叶片弦长取20mm，风扇转速2000r/min左右。这样除前缘开口角σ以外的机翼设计参数基本确立。除了这些低耦合参数以外，扇翼机还存在一些耦合参数。其中最重要的就是：推力和升力、迎角和前缘开口角。1.推力和升力：选取以推力为约束，最大化升力，来优化扇翼上、下翼面形状。通过Sculptor高阶网格变形方法来参数化扇翼上、下翼面，同时采用多岛遗传算法(MIGA)和序列二次规划算法(NLPQL)根据优化策略和流程针对具体算例对扇翼的上、下翼面形状进行优化。2.迎角和前缘开口角：在扇翼前缘安装可动前缘小翼来提高大迎角时扇翼飞行器的升力。前缘小翼尺寸占扇翼前缘处约10°范围，其长度为12mm。前缘小翼为矩形叶片，放置在扇翼前缘开口角处。前缘小翼旋转中心为矩形叶片中点，前缘小翼叶片位于扇翼机翼前缘段所在的圆弧延长线上，取前缘小翼叶片中点位置延长线的切线与前缘小翼叶片弦线夹角定义小翼旋转角度，前缘小翼叶片弦线与切线平行即小翼安装角为0°，此时前缘小翼弦线与半径方向垂直，同时定义前缘小翼向横流风扇内部旋转(逆时针)为正。前缘小翼旋转角度范围为0°到90°。并通过KK2.15飞控进行调节，调节对应范围为飞机俯仰角度0°到30°。

(2)飞机整体结构：第一是多轴扇翼机需要设计理想的飞机整体气动外形，包括机身、扇翼及其他操纵面的协调与平衡，实现超短距起降以及大载重比。第二是保证扇翼气流不会干扰到飞机的操纵面，保证飞机的稳定操纵和飞行的方便性。第三是对飞机细节调整，包括前后排风扇转速协调，全机身防震等，实现飞行过程中的稳定飞行，提高实用价值。

(3)运动机构：横流风扇采用共轴传动，以传统航模飞机电控方式控制扇翼转速。其他操纵面与普通固定翼无人机的舵机传动相同。适时还会加入无人机的开源飞控技术，已达到飞机操纵的方便性。

本发明装备为实现上述目的所采用的技术方案是：

一种具备短距起降、低速高升阻比、飞行稳定、大载重的多轴扇翼无人机，所述无人机包括机身、扇翼部件、升降及方向控制部件、动力部件、通信与接收模块指挥控制模块、前起落架(12)和后起落架(13)；其中所述扇翼部件包括横流风扇(8)和机翼，其中所述横流风扇(8)包括叶片(1)和叶片座(2)；该无人机运行时驱动电机与传动装置带动横流风扇(8)转动，利用风扇旋转时产生的升力和推力供给飞行器进行飞行，通过升降及方向控制部件控制无人机的升降、转向、横滚、俯仰和偏航。

本发明装备的有益效果在于：短距起降、大迎角飞行时不失速、结构和操控系统简单、低速飞行时载荷大、稳定性和安全性好等，特别适合低空低速飞行，以及在起降条件较差的地区使用。扇翼机与直升机相比，结构和操控系统要简单得多，巡航效率高，没有直升机具有的气动、结构、气弹、飞控、振动、噪声等一系列十分复杂的问题，研制和使用维护成本小；它与固定翼机相比，起降距离短，大迎角及紊流飞行状态下不失速，有效载荷大，低空低速飞行时稳定性和安全性好。这是一种性能介于直升机和固定翼机之间的新型飞行器。

附图说明

图1是本发明装备的扇翼细节图

图2是本发明二轴扇翼机效果图

图3是本发明四轴扇翼机效果图

图4是本发明扇翼机翼二维截面参数示意图

图5是本发明优化后扇翼机翼翼型图

图6是本发明扇翼机翼前缘小翼几何结构示意图

附图标号说明：(1)叶片、(2)叶片座、(3)风扇座、(4)垂直安定面、(5)方向舵、(6)升降舵、(7)水平安定面、(8)横流风扇、(9)动力舱、(10)翼臂、(11)机身、(12)前起落架、(13)后起落架、(14)翼尖小翼、(15)副翼、(16)翼刀、(17)四轴翼刀、(18)主动力舱、(19)四轴机身、(20)从动力舱、(21)前缘小翼。

具体实施方式

一种短距起降高载荷多轴扇翼无人机，基于扇翼横流风扇原理技术，同时具备短距起降、低速高升阻比、飞行稳定、大载重的优点，并且能够应用于军事和民用的运输任务，城市或起飞困难地区的物资运输；其特征在于所述无人机包括机身、扇翼部件、升降及方向控制部件、动力部件、通信与接收模块指挥控制模块、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括横流风扇8和机翼，其中所述横流风扇8包括叶片1和叶片座2；所述多轴短距起降高载荷多轴扇翼无人机可分为二轴扇翼无人机和四轴扇翼无人机。

所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其特征在于：扇翼方案的设计，机翼的参数为：叶片1外缘外接圆半径r为60mm，横流风扇叶片1外缘与前缘弧形槽内圆之间距离θ为8mm，机翼后缘点到横流风扇叶片外缘之间最远水平距离L为220mm，机翼下翼面与上翼面斜面段夹角后缘角β为35°，机翼展长d为1m，机翼下翼面与来流方向平行时迎角α为4°，横流风扇叶片数n为12片，叶片弦20mm，呈中心对称安装与叶片座2上，横流风扇叶片弦线与Y轴夹角(即叶片安装角)γ为10°；前缘小翼21为矩形叶片，设置在扇翼前缘开口角处，来提高大迎角时扇翼飞行器的升力，前缘小翼21占扇翼前缘处10°范围，其长度为12mm，前缘小翼21旋转中心为矩形叶片中点，前缘小翼21叶片位于扇翼机翼前缘段所在的圆弧延长线上，取前缘小翼叶片中点位置延长线的切线与前缘小翼叶片弦线夹角定义前缘小翼21旋转角度，前缘小翼21叶片弦线与切线平行即前缘小翼21安装角为0°，此时前缘小翼弦线与半径方向垂直，前缘小翼21旋转角度范围为0°到90°，前缘小翼21与升降舵6相连，可通过KK2.15飞控进行调节，调节对应范围为飞机俯仰角度0°到30°。

更进一步地所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其特征在于所述机身由木质和复合材料构成，动力部件可根据不同任务需求的需要选择不同的动力系统及任务载荷设备。

更进一步地所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其特征在于机身为盒式机身。

更进一步地短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其中二轴扇翼无人机特征在于所述无人机包括二轴扇翼无人机机身11、扇翼部件、升降及方向控制部件、动力部件、通信与接收模块指挥控制模块、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括横流风扇8和机翼，其中所述横流风扇8包括叶片1和叶片座2，所述机翼包括风扇座3、翼臂10、翼尖小翼14、副翼15、翼刀16、前缘小翼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；动力部件包括动力舱9和位于动力舱9中的电机和传动系统。驱动电机与传动装置带动横流风扇8转动，所述传动装置为大减速比的齿轮传动装置。横流风扇8采用沿无人机中轴线左右对称设置。其通过通信与接收模块指挥控制模块控制升降及方向控制部件进行升降与转向，通过副翼15、升降舵6、方向舵5以及控制风扇转速来实现扇翼机的操纵，且副翼15设计在扇翼的外侧部分，副翼15舵面延伸到横流风扇后方以获取低速下的操作特性。

更进一步地所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其中四轴扇翼无人机特征在于所述无人机包括四轴扇翼无人机机身19、扇翼部件、升降及方向控制部件、动力部件、通信与接收模块指挥控制模块、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括横流风扇8和机翼，其中所述横流风扇8包括叶片1和叶片座2，所述机翼包括风扇座3、翼臂10、副翼15、四轴翼刀17、前缘小翼21；动力部件包括主动力舱18、从动力舱20和位于主动力舱18、从动力舱20中的电机和传动系统。所述无人机的驱动电机与传动装置带动横流风扇8转动，所述传动装置为传动带，通过传动带带动横流风扇8转动以产生分布式推力和升力实现飞行。所述横流风扇8采用串列式设置，即在机翼的前端布置两组横流风扇8，后方布置两组横流风扇8，且后方横流风扇低于前方设置；起落架采用后三点式布局。其通过通信与接收模块指挥控制模块控制升降及方向控制部件进行升降与转向，通过四副翼及控制风扇转速来实现扇翼无人机的操纵，四轴的垂直尾翼融合于4个扇臂的外侧，以提纵向稳定性。

更进一步地其装配步骤为：

(1)将12个叶片分别固定在叶片座和叶片卡槽中，要求确保对称与轴线统一。

(2)制作木质或复合材料质机体侧板，机体上下盖板，机翼和其他结构。

(3)将电机轴插入圆形电机固定片的插孔中，将横流风扇与传动轴对接固定。

(4)将电池和通信与接收模块分别固定在机体内。

(5)将机翼与机身连接在一起用紧固件固定。

(6)将电池和通信与接收模块的线路连接完成。

本发明专利并不限于上述实施方式，采用与本发明专利相同或相似的结构和飞机外观和气动外形，得到其他无人机形式，均在本专利保护范围内。

Claims (12)

1.一种短距起降高载荷多轴扇翼无人机，基于扇翼横流风扇原理技术，同时具备短距起降、低速高升阻比、飞行稳定、大载重的优点，并且能够应用于军事和民用的运输任务，城市或起飞困难地区的物资运输；其特征在于所述无人机包括机身、扇翼部件、升降及方向控制部件、动力部件、通信与接收模块指挥控制模块、前起落架(12)和后起落架(13)；其中所述扇翼部件包括横流风扇(8)和机翼，其中所述横流风扇(8)包括叶片(1)和叶片座(2)；

所述短距起降高载荷多轴扇翼无人机可分为二轴扇翼无人机和四轴扇翼无人机。

2.根据权利要求1所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其特征在于：扇翼方案的设计，机翼的参数为：叶片(1)外缘外接圆半径r为60mm，横流风扇叶片(1)外缘与前缘弧形槽内圆之间距离θ为8mm，机翼后缘点到横流风扇叶片外缘之间最远水平距离L为220mm，机翼下翼面与上翼面斜面段夹角后缘角β为35°，机翼展长d为1m，机翼下翼面与来流方向平行时迎角α为4°，横流风扇叶片数n为12片，叶片弦20mm，呈中心对称安装与叶片座(2)上，横流风扇叶片弦线与Y轴夹角(即叶片安装角)γ为10°；前缘小翼(21)为矩形叶片，设置在扇翼前缘开口角处，来提高大迎角时扇翼飞行器的升力，前缘小翼(21)占扇翼前缘处10°范围，其长度为12mm，前缘小翼(21)旋转中心为矩形叶片中点，前缘小翼(21)叶片位于扇翼机翼前缘段所在的圆弧延长线上，取前缘小翼叶片中点位置延长线的切线与前缘小翼叶片弦线夹角定义前缘小翼(21)旋转角度，前缘小翼(21)叶片弦线与切线平行即前缘小翼(21)安装角为0°，此时前缘小翼弦线与半径方向垂直，前缘小翼(21)旋转角度范围为0°到90°，前缘小翼(21)与升降舵(6)相连，可通过KK2.15飞控进行调节，调节对应范围为飞机俯仰角度0°到30°。

3.根据权利要求1所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其特征在于所述机身由木质和复合材料构成，动力部件可根据不同任务需求的需要选择不同的动力系统及任务载荷设备。

4.根据权利要求1所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其特征在于机身为盒式机身。

5.根据权利要求1所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其中二轴扇翼无人机特征在于所述无人机包括二轴扇翼无人机机身(11)、扇翼部件、升降及方向控制部件、动力部件、通信与接收模块指挥控制模块、前起落架(12)和后起落架(13)；其中所述扇翼部件包括横流风扇(8)和机翼，其中所述横流风扇(8)包括叶片(1)和叶片座(2)，所述机翼包括风扇座(3)、翼臂(10)、翼尖小翼(14)、副翼(15)、翼刀(16)、前缘小翼(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)；动力部件包括动力舱(9)和位于动力舱(9)中的电机和传动系统。

6.根据权利要求5所述的二轴扇翼无人机，其特征在于所述无人机的驱动电机与传动装置带动横流风扇(8)转动，所述传动装置为大减速比的齿轮传动装置。

7.根据权利要求5所述的二轴扇翼无人机，其特征在于所述横流风扇(8)采用沿无人机中轴线左右对称设置。

8.根据权利要求5所述的二轴扇翼无人机，其特征在于通过通信与接收模块指挥控制模块控制升降及方向控制部件进行升降与转向，通过副翼(15)、升降舵(6)、方向舵(5)以及控制风扇转速来实现扇翼机的操纵，且副翼(15)设计在扇翼的外侧部分，副翼(15)舵面延伸到横流风扇后方以获取低速下的操作特性。

9.根据权利要求1所述的短距起降高载荷多轴扇翼无人机，其中四轴扇翼无人机特征在于所述无人机包括四轴扇翼无人机机身(19)、扇翼部件、升降及方向控制部件、动力部件、通信与接收模块指挥控制模块、前起落架(12)和后起落架(13)；其中所述扇翼部件包括横流风扇(8)和机翼，其中所述横流风扇(8)包括叶片(1)和叶片座(2)，所述机翼包括风扇座(3)、翼臂(10)、副翼(15)、四轴翼刀(17)、前缘小翼(21)；动力部件包括主动力舱(18)、从动力舱(20)和位于主动力舱(18)、从动力舱(20)中的电机和传动系统。

10.根据权利要求9所述的四轴扇翼无人机，其特征在于所述无人机的驱动电机与传动装置带动横流风扇(8)转动，所述传动装置为传动带，通过传动带带动横流风扇(8)转动以产生分布式推力和升力实现飞行。

11.根据权利要求9所述的四轴扇翼无人机，其特征在于所述横流风扇(8)采用串列式设置，即在机翼的前端布置两组横流风扇(8)，后方布置两组横流风扇(8)，且后方横流风扇低于前方设置；起落架采用后三点式布局。

12.根据权利要求9所述的四轴扇翼无人机，其特征在于通过通信与接收模块指挥控制模块控制升降及方向控制部件进行升降与转向，通过四副翼及控制风扇转速来实现扇翼无人机的操纵，四轴的垂直尾翼融合于4个扇臂的外侧，以提纵向稳定性。