新型混合动力垂直短距起降无人飞行器

1.一种混合动力垂直短距起降无人飞行器，其特征在于，包括机身、设置在机身上的主机翼、设置在主机翼上的升降副翼、设置在机身前部的鸭翼、设置在机身后部的垂直尾翼、设置在机身下方的起落架、油箱、蓄电池、控制系统、电源管理系统；
所述主机翼呈三角形，所述升降副翼、鸭翼、垂直尾翼分别对称设置在机身的中心线两侧，所述机身上设置有电动涵道风扇，所述主机翼两侧的翼梢上分别对称设置有电动涵道风扇，三个电动涵道风扇正下方均设置有导向舵面，三个所述电动涵道风扇呈正三角形非共面分布，所述机身上的电动涵道风扇所在水平面的位置低于主机翼两侧电动涵道风扇所在水平面的位置；
所述机身呈U型，所述机身采用升力体机头，所述机身的中部固定设置有倾斜旋转机构，所述倾斜旋转机构上设置有发动机，所述发动机位于三个电动涵道风扇的几何中心，所述发动机上设置有发电系统；
所述油箱、蓄电池分别设置在机身内，所述发电系统与电源管理系统相连，所述电源管理系统分别与控制系统、蓄电池、电动涵道风扇相连。
2.根据权利要求1所述混合动力垂直短距起降无人飞行器，其特征在于，所述发动机为油动发动机。
3.根据权利要求1所述混合动力垂直短距起降无人飞行器，其特征在于，所述发动机为涡喷发动机或涡扇发动机。
4.根据权利要求3所述混合动力垂直短距起降无人飞行器，其特征在于，所述机身上的电动涵道风扇所在水平面的位置与主机翼两侧电动涵道风扇所在水平面的位置之间的相对高度差，为涡喷发动机或涡扇发动机直径的1.5-3倍。
5.根据权利要求1~4任一项所述混合动力垂直短距起降无人飞行器，其特征在于，所述起落架为避震起落架，所述起落架为三支。
6.根据权利要求1~4任一项所述混合动力垂直短距起降无人飞行器，其特征在于，所述油箱为软囊油箱。

新型混合动力垂直短距起降无人飞行器\n技术领域\n[0001] 本发明涉及航天领域，尤其是一种新型混合动力垂直短距起降无人飞行器。\n背景技术\n[0002] 无人机由于成本低，安全性好，用途广泛，无论在军事、民用领域都具有巨大的应用潜力。在军事方面，无人机可以进行低空侦查、通信、电子干扰和对地攻击等；在民用方面，无人机可用于通信中继、环境研究、自然灾害的监视和救援等。因此，近年来无人机备受人们的关注和各国军方的重视。\n[0003] 对于早期无人机而言，其续航时间短、飞行高度低，侦察监视面积小，不能连续获取信息，往往会造成情报“盲区”。而随着研究的深入，无人机性能也在不断地被改善。目前，国际上已有续航时间达24小时的掠夺者无人机，高空大负载长航时的全球鹰无人机，高空长航时隐身的暗星无人机等。从近年发展情况来看，无人机有其广阔的前景。\n[0004] 国内现有的无人机主要有两种飞行形式：旋翼飞行器和固定翼飞行器。其中，旋翼飞行器主要以多旋翼飞行器、直升机为主，这一类飞行器的主要特点是：能实现空中悬停，可原地起飞，对跑道要求低，飞行高度提升快，发射回收简单。然而，旋翼飞行器也存在载重量小、续航时间小、巡航速度低，机动性小等缺点。固定翼飞行器具有续航时间长、机动性较高的优点，但主要以弹射起飞和弹伞降落形式回收。然而，这种回收方式存在较大的缺陷，如过程复杂、辅助设备多、回收精度低、再次起飞准备周期长，特别是无法在舰船上使用。\n[0005] 随着科技和信息技术的飞速发展，无人机的性能大幅度提升，新型固定翼垂直/短距起降无人飞行器已成为研究的发展热点。\n[0006] 目前，现有能够实现垂直/短距起降功能的固定翼飞行器主要分为三种：旋翼倾转系统飞行器、矢量喷管系统飞行器、涵道风扇系统飞行器等。\n[0007] 旋翼系统飞行器，其代表之一为美国鱼鹰，主要缺点是：巡航速度低、且控制复杂。\n同时，其结构较为复杂，维护检修工作量较大，使用成本也较高。受其自身结构因素影响，抗风能力较差，受天气影响较大。\n[0008] 矢量喷管系统飞行器，其代表之一为英国鹞式，主要缺点是：载弹量小、起飞效率低(起降油耗大)、滞空时间短，且较难于控制。\n[0009] 涵道风扇系统飞行器，其代表之一为美国F-35，为了满足垂直起降要求，设计了升力风扇、发动机喷管下偏、调姿喷管的垂直起降动力方案，升力风扇由涵道、风扇、D形喷管、联轴器、动作装置和伺服系统组成，结构复杂，成本高昂。\n[0010] 因此，目前迫切需要一种新的飞行器，以有效解决上述问题。\n发明内容\n[0011] 本发明的发明目的在于：针对上述存在的问题，提供一种新型混合动力垂直短距起降无人飞行器。本发明采用涵道风扇在垂直起降时提供升力并辅助平衡，同时采用发动机作主推力并自主发电，有效利用油电互补，同时通过对飞机结构和气动布局的设计，实现燃油与电能混合使用的合理配置，实现垂直和短距离起降，降低飞行器的控制难度，有效解决现有垂直起降无人飞行器的控制困难与航程短矛盾的问题。本发明能实现垂直和短距离起降，具有飞行灵活平稳、适用范围广、成本低廉等优点。\n[0012] 为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：\n[0013] 新型混合动力垂直短距起降无人飞行器，包括机身、设置在机身上的主机翼、设置在主机翼上的升降副翼、设置在机身前部的鸭翼、设置在机身后部的垂直尾翼、设置在机身下方的起落架、油箱、蓄电池、控制系统、电源管理系统；\n[0014] 所述主机翼呈三角形，所述升降副翼、鸭翼、垂直尾翼分别对称设置在机身的中心线两侧，所述机身上设置有电动涵道风扇，所述主机翼两侧的翼梢上分别对称设置有电动涵道风扇，所述电动涵道风扇正下方设置有导向舵面，所述电动涵道风扇呈正三角形非共面分布，所述机身上的电动涵道风扇所在水平面的位置低于主机翼两侧电动涵道风扇所在水平面的位置；\n[0015] 所述机身呈U型，所述机身采用升力体机头，所述机身的中部固定设置有倾斜旋转机构，所述倾斜旋转机构上设置有发动机，所述发动机位于电动涵道风扇的几何中心，所述发动机上设置有发电系统；\n[0016] 所述油箱、蓄电池分别设置在机身内，所述发电系统与电源管理系统相连，所述电源管理系统分别与控制系统、蓄电池、电动涵道风扇相连。\n[0017] 所述发动机为涡喷发动机、涡扇发动机、油动发动机中的一种。\n[0018] 所述机身上的电动涵道风扇所在水平面的位置与主机翼两侧电动涵道风扇所在水平面的位置之间的相对高度差，为涡喷发动机或涡扇发动机直径的1.5-3倍。\n[0019] 所述起落架为避震起落架，所述起落架为三支。\n[0020] 所述油箱为软囊油箱。\n[0021] 针对前述问题，本发明提供一种新型混合动力垂直短距起降无人飞行器。该飞行器包括机身、设置在机身上的主机翼、设置在主机翼上的升降副翼、设置在机身前部的鸭翼、设置在机身后部的垂直尾翼、设置在机身下方的起落架、油箱、蓄电池、控制系统、电源管理系统。\n[0022] 主机翼呈三角形，升降副翼、鸭翼、垂直尾翼分别对称设置在机身的中心线两侧，机身的机头上设置有电动涵道风扇，主机翼两侧的翼梢上分别对称设置有电动涵道风扇，电动涵道风扇正下方设置有导向舵面，三组电动涵道风扇之间呈正三角形非共面布置，机头上的电动涵道风扇所在水平面的位置低于主机翼两侧电动涵道风扇所在水平面的位置，高度差优选为1.5-3倍发动机直径，以涡喷发动机为例，高度差优选为1.5-3倍涡喷发动机直径，保证涡喷发动机的正常进气的同时，有效保证飞行器的平稳性。机身呈U型结构，机身采用升力体机头，机头设计为升力体与机身融合，机身的中部固定设置有倾斜旋转机构，倾斜旋转机构上设置有发动机，发动机位于电动涵道风扇三角形布置的几何中心，发动机上设置有发电系统。油箱、蓄电池分别设置在机身内，发电系统与电源管理系统相连，电源管理系统分别与控制系统、蓄电池、电动涵道风扇相连。发动机为涡喷发动机、涡扇发动机、油动发动机中的一种。进一步，起落架为避震起落架，起落架为三支，油箱为软囊油箱。\n[0023] 本发明中，升降副翼以混控模式控制，搭配前端鸭翼，得到更加有效的俯仰配平效果，实现大机动飞行；同时，发动机上配置安装有高速发电模块，可持续向外输出电能，电源管理系统将电能同步并入向涵道风扇和控制系统供电，或者给蓄电池充电；发动机的喷口轴线与飞机重心重合，电动涵道风扇呈等边三角形布置且飞行器的重心位于三角形形心；\n同时，通过航空燃油与电能的混合搭配，利用油电互补，实现垂直和短距离起降；电动涵道风扇的相对高度差设计，能够保证发动机的正常进气。\n[0024] 本发明的飞行器分为垂直起降阶段和平飞阶段。其中，以三个电动涵道风扇控制平衡，发动机垂直运转作主推力，实现垂直起降阶段。三个电动涵道风扇水平运转，以各相应舵面控制飞行，实现平飞阶段。\n[0025] 本发明中，采用三角形分布的三个电动涵道风扇，以电动涵道风扇导向舵面来抵消电动涵道风扇运转，以及电动涵道风扇运转所产生的反扭力和控制偏航，俯仰和滚转依靠三个电动涵道风扇的不同转速配合完成。飞行器在垂直升起至安全高度后，加速水平移动；达到水平移动的最低速度后，关闭电动涵道风扇，倾转发动机，过渡至平飞阶段。\n[0026] 本发明中，三轴形式与发动机结合，使飞机结构和气动布局更合理，燃油和电能混合使用，能实现能效合理配置，可实现垂直和短距离起降，具有飞行灵活平稳、适用范围广、成本低廉的特点。\n[0027] 综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：\n[0028] 1、可静止垂直起飞和降落\n[0029] 本发明的飞行器可以垂直起飞和降落，缩小了飞行场地面积：该飞行器可以通过发动机的倾转，完成动力方向的转换。本发明将垂直方向的动力倾转为水平方向上的动力，代替了矢量喷管的作用，降低了飞机整体造价，减轻了飞机的自重，增加了飞机的载重量。\n本发明的垂直起降功能，可以让飞机完成在军舰甲板上或地面状况复杂的环境下的起飞和降落，增加了飞机的应用范围。\n[0030] 2、本发明能避免对新型飞控的长期研发\n[0031] 本发明避免了对新型飞控的开发，降低了研发成本：本发明采用固定翼飞控和多轴飞行器飞控相结合的形式，由于两种飞控的研发已经非常成熟，直接采用两种飞控相结合形式，可以大大降低研发成本，并且增加飞机的稳定性和可靠性。本发明在水平飞行的时候，使用固定翼飞控，可以提高飞行的稳定性；在垂直起飞和降落的时候，采用多轴飞控，可以让飞行器进行稳定的起飞和降落。并且，本发明中的固定翼飞控和多轴飞控并不冲突，只要关掉电动涵道风扇，多轴飞控就不再对飞机产生影响。\n[0032] 3、本发明能实现持续的电源供给\n[0033] 本发明中的发动机上配置安装有高速发电模块，可持续向外输出电能。电源管理系统将电能同步并入向涵道风扇和控制系统供电，或者向控制系统供电和给蓄电池充电。\n[0034] 4、本发明可实现空中悬停、低速巡航和高速飞行\n[0035] 本发明的飞行器可以通过旋转发动机的方式改变主推力的方向，主推力方向可锁定为水平向前角度0°、30°、45°、60°、90°、100°。发动机推力方向为水平角度0°到90°时，可以提供克服飞行器自重的升力或部分升力，实现高速到低速巡航。发动机推力方向为水平角度90°到100°时，可以提供克服飞行器自重的升力的同时实现减速飞行。这些对于定点侦查和反潜提供了有力的保障，可以用于地面攻击和高速侦查。\n附图说明\n[0036] 本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：\n[0037] 图1是本发明的整体结构示意图。\n[0038] 图2是图1的俯视图。\n[0039] 图3是本发明的电路系统控制图。\n[0040] 图4是本发明的飞行器的飞行过程实现图。\n[0041] 图中标记：1为机身，2为主机翼，3为升降副翼，4为鸭翼，5为垂直尾翼，6为起落架，\n7为油箱，8为蓄电池，9为控制系统，10为电源管理系统，11为电动涵道风扇，12为导向舵面，\n13为倾斜旋转机构，14为发动机，15为发电系统。\n具体实施方式\n[0042] 本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。\n[0043] 本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。\n[0044] 实施例1\n[0045] 如图所示，本实施例的无人飞行器，包括机身、设置在机身上的主机翼、设置在主机翼上的升降副翼、设置在机身前部的鸭翼、设置在机身后部的垂直尾翼、设置在机身下方的起落架、油箱、蓄电池、控制系统、电源管理系统。\n[0046] 主机翼呈三角形，升降副翼、鸭翼、垂直尾翼分别对称设置在机身的中心线两侧，机身的机头上设置有电动涵道风扇，主机翼两侧的翼梢上分别对称设置有电动涵道风扇，电动涵道风扇正下方设置有导向舵面，三组电动涵道风扇之间呈正三角形非共面布置。\n[0047] 本本实施采用的机身呈U型结构，机身采用升力体机头，机头设计为升力体与机身融合，机身的中部固定设置有倾斜旋转机构，倾斜旋转机构上设置有发动机，发动机位于电动涵道风扇三角形布置的几何中心，发动机上设置有发电系统。本实施例中，发动机采用涡喷发动机或涡扇发动机。机头上的电动涵道风扇所在水平面的位置低于主机翼两侧电动涵道风扇所在水平面的位置，高度差优选为1.5-3倍涡喷发动机直径。油箱、蓄电池分别设置在机身内，发电系统与电源管理系统相连，电源管理系统分别与控制系统、蓄电池、电动涵道风扇相连。发动机为涡喷发动机、涡扇发动机、油动发动机中的一种。起落架采用三支避震起落架，均布于机身下方，油箱为软囊油箱。\n[0048] 本实施例的布置采用为正三角形布置，配备可旋转涡喷/涡扇发动机，从而实现无人机的垂直起降。三组电动涵道风扇分别位于机身的机头位置和主机翼两侧的翼梢上，呈正三角形布置，在无人机的垂直起飞阶段、垂直降落阶段、空中悬停阶段辅助平衡无人机。\n[0049] 电动涵道风扇正下方设置有导向舵面，负责调整无人机的偏航和抵消由电动涵道风扇和发动机运转时产生的反向扭力。三组电动涵道风扇之间呈正三角形非共面布置，发动机位于电动涵道风扇的几何中心，以保证不影响电动涵道风扇的辅助平衡。在倾斜旋转机构的带动下，发动机可以随不同飞行状态相对于主体机身做倾转运动。无人机在飞行过程中，发动机做倾转运动时，会出现俯仰不平衡，本发明在主体机身前端两侧布置鸭翼，同时升降副翼搭配调节，以保证无人机在飞行状态转换过程中，俯仰平衡和大机动飞行时的俯仰配平。主机翼呈三角形，在无人机平飞的状态下，可完全以固定翼形式高速飞行。本发明的机身长度较为大，因此采用双垂直尾翼布局，垂直尾翼负责无人机的偏航飞行，以保证无人机的纵向稳定，同时避开涡喷/涡扇发动机的尾喷流。本发明的机身采用升力体机头，升力体结构与机身融合为一体，有效保证水平飞行时的升力需求和平衡。本实施例的油箱优选为软囊油箱，机身重装载软囊油箱，使得机身有最大化的载油空间，保证长时间的飞行。\n[0050] 本实施例无人飞行器的飞行过程主要分为三个飞行阶段：起飞阶段(A阶段)、飞行阶段(B阶段)、降落阶段(C阶段)。起飞阶段分为两种形式：滑跑起飞、垂直起飞。飞行阶段分为两种形式：机动飞行、空中悬停。降落阶段分为两种形式：滑行降落、垂直降落。\n[0051] 无人机的电路系统为燃油发电向电路系统补给形式。在水平巡航飞行时，电动涵道风扇停止工作，发电系统进行发电，由电源管理系统将电能分配到控制系统的控制电路上以及向蓄电池进行充电。在垂直飞行时，电动涵道风扇工作，发电系统进行发电，由电源管理系统将电能和蓄电池电能组合控制电路和电动涵道风扇供电。\n[0052] 滑跑起飞、机动飞行、滑行降落与普通固定翼飞机的控制形式和原理相同。\n[0053] 本实施例无人飞行器垂直起飞至安全高度，控制三台电动涵道风扇使得无人机加速水平移动，在这个过程中，飞控以多轴飞行器的控制方式控制无人飞行器水平移动；达到设定安全飞行速度I时，开始倾转发动机，当发动机完成倾转后，达到设定安全飞行速度II时，关闭电动涵道风扇，同时飞控切换至固定翼控制模式，以固定翼飞机的控制方式控制无人机飞行，此时无人机完成整个起飞至平飞的转换过程。无人机在平飞阶段向降落阶段转换的过程中，涡喷/涡扇发动机开始向垂直方向倾转，同时调整升降副翼的控制，整体改变机翼的弯度，增加机翼的升力，无人飞行器开始减速飞行，达到设定安全飞行速度III时，开启电动涵道风扇，当涡喷/涡扇发动机完全完成倾转后，达到设定安全飞行速度Ⅳ时，转换飞控，飞控以多轴飞行器的控制方式控制无人机，达到稳定悬停状态，此时无人机既可以继续空中悬停，也可安全准确实现垂直降落。\n[0054] 本实施例无人飞行器的发动机也可以是油动发动机螺旋桨形式，其基础和原理是不变的，都是混合动力新布局可垂直起降无人飞行器。\n[0055] 本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。