一种基于前后对称翼型的矢量动力飞行器的制作方法

1.本发明创造属于无人机领域，尤其是涉及一种基于前后对称翼型的矢量动力飞行器。


背景技术：

2.目前市面上的小型实用无人机，以固定翼和多旋翼两种布局方案为主，固定翼飞行器载重量大，滞空时间长，但在速度过低时，会导致机翼失速而失去升力，因此很难完成悬停、原地调转、垂直起降等动作，同时对于起降空间和飞行环境要求较高。多旋翼无人机任务形态多样，可进行悬停，但在飞行过程中的姿态变化完全由螺旋桨的转速控制，无法做到快速、灵敏、准确的姿态切换。而目前并没有一种方案能够同时集两种布局的优点为一体，同时实现空中前后换向。


技术实现要素：

3.有鉴于此，本发明创造旨在提出一种新型无人机布局设计，即基于前后对称翼型的矢量动力飞行器。
4.为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：
5.一种基于前后对称翼型的矢量动力飞行器，包括矩形前后对称的主翼和分别位于所述主翼两侧的两个尾翼(4)，以上三者中间通过机身(3)进行连接；
6.所述尾翼(4)为中心对称翼型的全动翼面，每个尾翼由两片翼面组成，同组翼面中通过插入尾翼连接横杆(20)进行连接，所述尾翼连接横杆(20)的中部通过连接器与尾翼连接纵杆(9)的一端连接，所述尾翼连接纵杆(9)的另一端通过所述机身(3)内部设置的轴承与所述机身(3)连接，每个尾翼(4)上都设置有尾翼舵机组。
7.进一步的，所述机身(3)上，主翼和尾翼(4)之间设置有连接件，副舵机(14)放置在所述连接件预留的孔位中，将电机座(15)与所述副舵机(14)连接，电机(16)安装在所述电机座(15)上与所述副舵机(14)连通，所述电机(16)与旋翼连接。
8.进一步的，所述连接杆(6)与所述机身(3)通过机身连接件进行连接，两个函道风扇12通过固定件安装在所述连接杆(6)中部，位于所述机身(3)的两侧；两个函道风扇(12)位于风扇连接杆(5)的两侧，所述风扇连接杆(5)中部穿过设有轴承的连接管(13)，所述连接管(13)固定在所述机身(3)的正下方，还包括拉杆(22)，所述拉杆(22)一端与所述连接杆(6)固定连接，所述拉杆(22)另一端设置有轴承，所述风扇连接杆(5)穿过该轴承，在所述机身(3)下还安置有动力组舵机(24)，动力组主动齿轮(7)与动力组舵机(24)相连，所述动力组主动齿轮(7)与固定在所述风扇连接杆(5)上的动力组从动齿轮(8)啮合。
9.进一步的，所述尾翼舵机组包括尾翼舵机(10)，所述尾翼主动齿轮(23)与所述尾翼舵机(10)相连，所述尾翼主动齿轮(23)与固定在所述尾翼连接纵杆(9)上的尾翼从动齿轮(11)啮合。
10.进一步的，所述主翼包括机翼(1)和分别位于所述机翼(1)两侧的两个全弦长副翼
(2)，所述机翼(1)内部沿展向设置有一根长度与展长相同的连接杆(6)，所述连接杆(6)中空设置，其两端部的内部都设置有轴承，所述副翼(2)上设置有副翼连接杆(17)，所述副翼连接杆(17)的一端插入所述连接杆(6)内，通过轴承连接，所述机翼(1)的两端都设置有副翼舵机组。
11.进一步的，每个副翼舵机组包括一个副翼舵机(21)，副翼主动齿轮(19)与所述副翼舵机(21)相连，所述副翼主动齿轮(19)与固定在所述副翼连接杆(17)上的副翼从动齿轮(18)啮合。
12.本发明创造具有的优点和积极效果是：
13.由于采用上述技术方案，在传统复合式无人机基础上，其动力组朝向可在沿飞行器滚转轴180
°
范围内无极调节，结合飞控系统可实现动力组的换向，从而实现飞行器空中前后换向，很好地解决了传统复合式飞行器的缺陷。
附图说明
14.为了更清楚地说明本发明创造实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明创造的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
15.图1为本发明创造的整体结构示意图；
16.图2为本发明创造中副翼部分结构示意图；
17.图3为本发明创造中尾翼部分去除半翼面后的结构示意图；
18.图4为本发明创造中函道动力组部分的结构示意图；
19.图5为本发明创造下半部分的结构示意图；
20.图6为本发明创造的仰视图；
21.图7为本发明创造的侧视图；
22.图8为本发明创造的正视图。
23.图中：
[0024]1‑
机翼；2
‑
副翼；3
‑
机身；4
‑
尾翼；5
‑
风扇连接杆；6
‑
连接杆；7
‑
动力组主动齿轮；8
‑
动力组从动齿轮；9
‑
尾翼连接纵杆；10
‑
尾翼舵机；11
‑
尾翼从动齿轮；12
‑
函道风扇；13
‑
连接管；14
‑
副舵机；15
‑
电机座；16
‑
电机；17
‑
副翼连接杆；18
‑
副翼从动齿轮；19
‑
副翼主动齿轮；20
‑
尾翼连接横杆；21
‑
副翼舵机；22
‑
拉杆；23
‑
尾翼主动齿轮；24
‑
动力组舵机；25
‑
进气道
具体实施方式
[0025]
下面将结合本发明创造实施例中的附图，对本发明创造实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明创造一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明创造中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明创造保护的范围，在不冲突的情况下，本发明创造中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0026]
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明创造，但是本发明创造还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发
明创造内涵的情况下做类似推广，因此本发明创造不受下面公开的具体实施例的限制。
[0027]
其次，本发明创造结合示意图进行详细描述，在详述本发明创造实施例时，为便于说明，表示装置件结构的剖面图会不依一般比例作局部放大，而且所述示意图只是示例，其在此不应限制本发明创造保护的范围。此外，在实际制作中应包含长度、宽度及高度的三维空间尺寸。
[0028]
在本发明创造的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0029]
在本发明创造的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
[0030]
如图1至图8所示，本发明创造包括矩形前后对称的主翼和分别位于所述主翼两侧的两个尾翼(4)，以上三者中间通过机身(3)进行连接，两个所述尾翼(4)形状一样，并且距离飞机形心的距离(尾力臂)一致，以保证换向前后打舵时具有相同的舵面效果和安定效果。
[0031]
所述主翼包括机翼(1)和分别位于所述机翼(1)两侧的两个全弦长副翼(2)，所述机翼(1)内部沿展向设置有一根长度与展长相同的连接杆(6)，所述连接杆(6)中空设置，其两端部的内部都设置有轴承，所述副翼(2)上设置有副翼连接杆(17)，所述副翼连接杆(17)的一端插入所述连接杆(6)内，通过轴承连接，所述机翼(1)的两端都设置有副翼舵机组；
[0032]
每个副翼舵机组包括一个副翼舵机(21)，副翼主动齿轮(19)通过十字摇臂与所述副翼舵机(21)相连，所述副翼主动齿轮(19)与固定在所述副翼连接杆(17)上的副翼从动齿轮(18)啮合，从而实现副翼的传动控制。
[0033]
所述尾翼(4)为中心对称翼型的全动翼面，每个尾翼由两片翼面组成，同组翼面中通过插入等展长的尾翼连接横杆(20)进行连接，所述尾翼连接横杆(20)的中部通过连接器与尾翼连接纵杆(9)的一端连接，所述尾翼连接纵杆(9)的另一端通过所述机身(3)内部设置的两个轴承与所述机身(3)连接，每个尾翼(4)上都设置有尾翼舵机组；
[0034]
所述尾翼舵机组包括尾翼舵机(10)，所述尾翼主动齿轮(23)通过尾翼十字摇臂与所述尾翼舵机(10)相连，所述尾翼主动齿轮(23)与固定在所述尾翼连接纵杆(9)上的尾翼从动齿轮(11)啮合，构成尾翼齿轮传动组，实现尾翼的90
°
旋转换向，两个所述尾翼(4)交替充当水平尾翼与垂直尾翼。
[0035]
所述机身(3)上，主翼和尾翼(4)之间设置有连接件，副舵机(14)放置在所述连接件预留的孔位中，将电机座(15)与所述副舵机(14)连接，电机(16)安装在所述电机座(15)
上与所述副舵机(14)连通，所述电机(16)与旋翼连接，构成矢量微调动力组，实现飞行器垂直起降时的姿态调节。所述副舵机为二轴舵机。
[0036]
所述连接杆(6)与所述机身(3)通过机身连接件进行垂直交错立体式连接，两个函道风扇12通过固定件安装在所述连接杆(6)中部，位于所述机身(3)的两侧；两个函道风扇(12)位于风扇连接杆(5)的两侧，所述风扇连接杆(5)中部穿过设有轴承的连接管(13)，所述连接管(13)固定在所述机身(3)的正下方，还包括拉杆(22)，所述拉杆(22)一端与所述连接杆(6)固定连接，所述拉杆(22)另一端设置有轴承，所述风扇连接杆(5)穿过该轴承，以上组成函道动力组，保证风扇连接杆转动自由且不偏心。
[0037]
在所述机身(3)下还安置动力组舵机24，动力组主动齿轮(7)通过十字摇臂与动力组舵机(24)相连，所述动力组主动齿轮(7)与固定在所述风扇连接杆(5)上的动力组从动齿轮(8)啮合，构成矢量动力组，实现动力朝向关于飞行器俯仰轴180
°
无极调节。同时，优化了结构设计，整个结构形成类框架式连接结构，使每个连接件都与相邻件有力的传递和约束，避免了连接件应力集中导致过疲劳甚至断裂的情况。
[0038]
飞行器相关参数：
[0039]
主翼：翼型goe 423(对称拟合)，翼展1400mm，展弦比7，升力投影面积270000mm2；尾翼：翼型naca 0012(对称拟合)，翼展360mm，弦长140mm，尾力臂600mm；机身1150mm；动力组：矢量双70mm函道风扇，电机2216kv1250，9047螺旋桨。
[0040]
所述机身(3)、所述连接杆(6)都为碳管；所述主翼内部设置有进气道(25)，保证矢量动力组正常运转。
[0041]
本发明创造要实现空中前后换向，需要保证换向前后的气动性能相同，故机翼和尾翼翼型应前后对称，尾翼不提供升力，只起到力矩配平作用，同时气动中心应与重心位置相同，位于飞行器形心处，后果是飞行稳定性受损，但可依靠飞控进行弥补。换向前后飞行速度较低，以保持换向稳定性，该飞行器前后对称拟合翼型在0迎角时拥有非常大的升力系数，结合升力公式计算后，较低速度足以维持换向前后飞行器所需升力。
[0042]
飞行器换向时，两个电机提供主要升力；速度降为0时，函道动力组同时提供向上升力，但主要为辅助调节姿态作用，为类四旋翼模式。
[0043]
飞行器换向前后均为鸭式布局，水平尾翼位于航向前端，垂直尾翼位于后端，换向时两翼面通过齿轮传动组进行90
°
倾转，仍保持换向前的气动布局。
[0044]
本发明所用全部齿轮为标准件渐开线齿轮设计，拥有足够的啮合精度。函道动力组的动力组舵机旋转角度不足180
°
，故设计了减速比0.55且齿数互质的渐开线齿轮组，得到理论218.18
°
的旋转角度，实测为205
°
左右，满足要求。
[0045]
本发明创造首先通过2个电机、函道动力组，以旋翼模式垂直起飞，过程中带有陀螺仪的飞控输出信号，可以调节两个副舵机14的倾转角度与电机转速，实现起飞时的姿态微调以保证稳定性。达到既定高度后，函道动力组通过动力组舵机26进行齿轮传动倾转，提供前向动力，飞行器加速使机翼产生升力，2个电机转速逐渐减小直至停止，飞行器切换为固定翼模式。前置尾翼切换为平尾，后置尾翼切换为垂尾。进行空中换向时，2个电机转速逐渐增加，通过动力组舵机旋转函道动力组至反向，达到反推效果，使飞行器减速，同时通过飞控信号传递进行动力组朝向无极调节，保持飞行器姿态稳定，飞行器速度逐渐减小至0，通过尾翼舵机控制尾翼进行90
°
旋转，将平尾与垂尾切换，开启函道动力组，飞行器进行反
向加速，2个电机转速逐渐减小至0，飞行器切换回固定翼模式，完成前后换向。完成既定任务后，与换向过程相似，飞行器速度减小至0后，将两片尾翼均倾转为水平尾翼，避免降落后擦尾，同时切换为旋翼模式进行降落。
[0046]
前后对称翼型飞行器在其灵活性以及风向较乱天气的可靠性和稳定性要优于常规翼型的固定翼飞行器，同时，实现空中前后换向可以免去转向过程，大幅提高工作效率，在狭窄空间内拥有巨大优势，并且，前后对称翼型不仅可以提供正常飞行所需升力，还能够在风向突变等极端条件下改善飞行器的升力状况，减小升力损失，获得更加平稳的飞行状态。
[0047]
在主翼上采用全弦长副翼实现飞行器的滚转机动，这种副翼一方面可以很好的解决改变飞行方向后副翼的舵面转向问题，另一方面，滚转时在副翼前端产生补偿角，增加副翼面积，减轻舵机负担，同时能够减少副翼所占机翼展向空间，提高副翼气动效率。
[0048]
综上所述，本发明创造其应用范围相较于传统复合式飞行器更广，气动性能容错率更高，可适应场景更多，可执行更加复杂的任务，可在航空运输、应急救灾、复杂地形勘察等领域进行应用，由广阔的发展前景。
[0049]
以上对本发明创造的实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明创造的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明创造的实施范围。凡依本发明创造申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明创造的专利涵盖范围之内。