[实用新型]基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器

说明书

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，具体涉及一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器。

背景技术

垂直起降飞行器一直都是航空工程研究的热点，近年来，由于材料、能源、动力和控制技术的进步，许多先进的方案被应用于垂直起降飞行器上。目前主要的几类可实现舰载垂直起降飞行器构型设计主要有：倾转动力机构(含倾转翼等)、辅助垂直升力和尾座式结构。

(1)倾转旋翼是目前最为典型的一种垂直起降方案，通过旋转旋翼轴使其兼具直升机旋翼和固定翼螺旋桨的功能，最典型的飞机是美国的V-22“鱼鹰”。然而，倾转机构需要复杂的转动机构设计，其结构往往要承受动力旋转桨/翼产生的陀螺交变力矩等不利因素产生损伤，而且在低速和过渡过程中倾转翼面难以达到稳定的气动效果，目前实用过程中出现了大量的事故甚至经常坠毁(V-22鱼鹰坠毁的报道时有发生)，同时转动机构利用率低，在巡航飞行时成为了不必要的负载，影响了整机飞行性能。

(2)另一种可行的方案是采用辅助垂直升力系统，在传统固定翼飞机上加装垂直方向上的旋翼或动力风扇，依靠垂直方向上直接产生旋翼拉力来垂直起降和控制姿态。固定翼与四旋翼复合型飞机由于其结构简单，易于设计和控制，近年来成为了一热点。美国Latitude Engineering LLC.公司是目前世界复合四旋翼技术领域领先者。其HQ-20复合无人机全机重量11kg，可以装载0.9kg载荷。最大巡航速度达到约74km/h，最大续航时间15小时。辅助垂直升力系统固定翼飞行器，其两套动力系统在垂直起降和水平飞行模态中各自单独启用，造成了整机动力装置效率低下从而影响飞行器的飞行时间/距离/机动性等作战性能，同时暴露的旋翼也在平飞时有较大的气动阻力，难以实现高速巡航飞行。

(3)尾座式垂直起降飞行器是区别于倾转旋翼的另一种垂直起降方案，与倾转旋翼不同，尾座式飞行器旋翼一般不可倾转，而是直接使用螺旋桨动力垂直起降，在空中依靠飞行控制系统变化飞行姿态达到垂直起降与巡航飞行的转换。采用尾座式的垂直起降飞行器能有效克服冗余动力/倾转系统带来的性能下降，在垂直起降和水平飞行时均能最大限度地利用机载系统。其缺点在于飞行状态过渡过程控制困难，受风扰动较大。另外，其动力系统由于需要达到至少1以上的全机推重比，桨盘半径较大，转速较高，平飞时气动阻力大，难以达到较高的巡航速度。同时飞翼结构在垂直起降和过渡过程中有较大的迎风面积，受阵风干扰大。

现有的垂直起降飞行器构型大都面临着起降过程中操作翼面气动作用小因而易受不稳定气流影响，暴露在外的大尺寸的旋转翼同样也会受到阵风的作用(同时机头安装往往影响电子舱通讯与传感设备)；倾转动力机构复杂易损控制稳定性差，辅助冗余动力效率低不适合大载荷长航程设计。

实用新型内容

本实用新型的目的是为了解决现有技术中的上述缺陷，提供一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器。

本实用新型的目的可以通过采取如下技术方案达到：

一种基于双涵道风扇动力系统的可折叠式固定翼垂直起降无人飞行器，所述飞行器包括机身、可折叠式机翼3、涵道风扇动力系统7、可伸缩式起落架9，所述机身分为机头1、前机身2、中机身5与后机身6，所述涵道风扇动力系统7采用横列式布局对称分布于所述后机身6两侧，所述可折叠式机翼3采用上单翼布局，并通过机翼折叠轴4固定于所述中机身5前部，所述可伸缩式起落架9置于所述后机身6前部，飞行器采用无尾式布局，飞机重心位于前机身2后部、中机身5之前，涵道与机翼之间采用特定位置关系实现组合优化。

进一步地，所述机头1为电子舱，用于内置多种传感器和光电设备；所述前机身2为主负载舱，用于搭载主要能源和载荷；所述中机身5为次负载舱，用于搭载航电系统、次要能源、机翼折叠轴4的驱动机构、可伸缩式起落架9的驱动机构；所述后机身6的前部置有可伸缩式起落架，中部两侧对称安置所述涵道风扇动力系统7，后部为锥形整流体。

进一步地，所述可折叠式机翼3采用可折叠式构型，机翼为二段式折叠翼，可沿纵向轴线向机腹折叠36°～180°，机翼后缘靠近翼梢处安置有副翼8。

进一步地，所述双涵道风扇动力系统7采用横列式、尾推布局对称分布于所述后机身6两侧，其数量为2，其旋转轴位于机翼下表面以下。