短距起降高載荷多軸扇翼無人機的制作方法

本發明涉及無人機領域，尤其涉及一種短距起降高載荷多軸扇翼無人機。

背景技術：

飛行器的發展，一是追求經濟性和高效性，這是飛機(固定翼飛機)的特長；二是追求垂直起降，不需要起降跑道，低空低速性能好，這是直升機的特長。但是這兩類飛行器也都存在缺憾，飛機要求較大的機場和專用跑道，低空低速適用性差，不適合狹小空間區域的使用；直升機結構和操縱復雜，續航時間短，有效載荷低。近年來，國內外正在探索一種新概念扇翼飛行器，它是介于直升機和固定翼飛機之間的一種大載荷低速飛行器，由于扇翼飛行器結構和操控簡單，具有高飛行效率、高載荷、低噪聲和短距起降等優點，使其具有很大的發展優勢，成為近年來飛行器領域新的研究熱點。它是一種從原理到構型都不同于常規固定翼、旋翼、撲翼飛行器的新原理、新概念飛行器。

技術實現要素：

本發明基于扇翼橫流風扇原理技術，該無人機同時具備短距起降、低速高升阻比、飛行穩定、大載重的優點，并且能夠應用于軍事和民用的運輸任務，城市或起飛困難地區的物資運輸。

本發明使用扇翼橫流風扇作為動力，可實現短距起降的高載荷多軸無人機，其橫流風扇設計制作和扇翼多軸布局都具有很好的創新性，另外，該發明裝備具有二軸和四軸兩種型號，可根據不同的任務需求來進行選擇和使用。

關于無人機的各項設計內容分別是：

(1)機翼結構：多軸扇翼機的一大核心研究內容就是扇翼的設計。扇翼是飛機的動力來源。首先從結構強度上，扇翼的葉片需要能夠承受著飛行過程中空氣的反作用力，且形變要求在一定范圍中，所以扇翼的結構設計、整體抗扭和扇翼材料工藝是機翼設計上的一大重點，也是多軸扇翼機能夠進一步提高實用性的難點，其次扇翼動力的設計還要保證高升力。以下設定扇翼機機翼的幾個低耦合參數：風扇半徑r為60mm，橫流風扇葉片外緣與前緣弧形槽內圓半徑r1之間距離前緣弧形槽間隙θ為8mm，扇翼機翼后緣點到橫流風扇葉片外緣之間最遠水平距離l為220mm，扇翼機翼下翼面與上翼面斜面段夾角后緣角β為35°，橫流風扇葉片弦線與y軸夾角葉片安裝角γ為10°，數值模擬中選取機翼展長d為1m，機翼下翼面與來流方向平行時迎角α為4°，橫流風扇葉片數n為12片。此外，葉片弦長取20mm，風扇轉速2000r/min左右。這樣除前緣開口角σ以外的機翼設計參數基本確立。除了這些低耦合參數以外，扇翼機還存在一些耦合參數。其中最重要的就是：推力和升力、迎角和前緣開口角。1.推力和升力：選取以推力為約束，最大化升力，來優化扇翼上、下翼面形狀。通過sculptor高階網格變形方法來參數化扇翼上、下翼面，同時采用多島遺傳算法(miga)和序列二次規劃算法(nlpql)根據優化策略和流程針對具體算例對扇翼的上、下翼面形狀進行優化。2.迎角和前緣開口角：在扇翼前緣安裝可動前緣小翼來提高大迎角時扇翼飛行器的升力。前緣小翼尺寸占扇翼前緣處約10°范圍，其長度為12mm。前緣小翼為矩形葉片，放置在扇翼前緣開口角處。前緣小翼旋轉中心為矩形葉片中點，前緣小翼葉片位于扇翼機翼前緣段所在的圓弧延長線上，取前緣小翼葉片中點位置延長線的切線與前緣小翼葉片弦線夾角定義小翼旋轉角度，前緣小翼葉片弦線與切線平行即小翼安裝角為0°，此時前緣小翼弦線與半徑方向垂直，同時定義前緣小翼向橫流風扇內部旋轉(逆時針)為正。前緣小翼旋轉角度范圍為0°到90°。并通過kk2.15飛控進行調節，調節對應范圍為飛機俯仰角度0°到30°。

(2)飛機整體結構：第一是多軸扇翼機需要設計理想的飛機整體氣動外形，包括機身、扇翼及其他操縱面的協調與平衡，實現超短距起降以及大載重比。第二是保證扇翼氣流不會干擾到飛機的操縱面，保證飛機的穩定操縱和飛行的方便性。第三是對飛機細節調整，包括前后排風扇轉速協調，全機身防震等，實現飛行過程中的穩定飛行，提高實用價值。

(3)運動機構：橫流風扇采用共軸傳動，以傳統航模飛機電控方式控制扇翼轉速。其他操縱面與普通固定翼無人機的舵機傳動相同。適時還會加入無人機的開源飛控技術，已達到飛機操縱的方便性。

本發明裝備為實現上述目的所采用的技術方案是：

一種具備短距起降、低速高升阻比、飛行穩定、大載重的多軸扇翼無人機，所述無人機包括機身、扇翼部件、升降及方向控制部件、動力部件、通信與接收模塊指揮控制模塊、前起落架(12)和后起落架(13)；其中所述扇翼部件包括橫流風扇(8)和機翼，其中所述橫流風扇(8)包括葉片(1)和葉片座(2)；該無人機運行時驅動電機與傳動裝置帶動橫流風扇(8)轉動，利用風扇旋轉時產生的升力和推力供給飛行器進行飛行，通過升降及方向控制部件控制無人機的升降、轉向、橫滾、俯仰和偏航。

本發明裝備的有益效果在于：短距起降、大迎角飛行時不失速、結構和操控系統簡單、低速飛行時載荷大、穩定性和安全性好等，特別適合低空低速飛行，以及在起降條件較差的地區使用。扇翼機與直升機相比，結構和操控系統要簡單得多，巡航效率高，沒有直升機具有的氣動、結構、氣彈、飛控、振動、噪聲等一系列十分復雜的問題，研制和使用維護成本小；它與固定翼機相比，起降距離短，大迎角及紊流飛行狀態下不失速，有效載荷大，低空低速飛行時穩定性和安全性好。這是一種性能介于直升機和固定翼機之間的新型飛行器。

附圖說明

圖1是本發明裝備的扇翼細節圖

圖2是本發明二軸扇翼機效果圖

圖3是本發明四軸扇翼機效果圖

圖4是本發明扇翼機翼二維截面參數示意圖

圖5是本發明優化后扇翼機翼翼型圖

圖6是本發明扇翼機翼前緣小翼幾何結構示意圖

附圖標號說明：(1)葉片、(2)葉片座、(3)風扇座、(4)垂直安定面、(5)方向舵、(6)升降舵、(7)水平安定面、(8)橫流風扇、(9)動力艙、(10)翼臂、(11)機身、(12)前起落架、(13)后起落架、(14)翼尖小翼、(15)副翼、(16)翼刀、(17)四軸翼刀、(18)主動力艙、(19)四軸機身、(20)從動力艙、(21)前緣小翼。

具體實施方式

一種短距起降高載荷多軸扇翼無人機，基于扇翼橫流風扇原理技術，同時具備短距起降、低速高升阻比、飛行穩定、大載重的優點，并且能夠應用于軍事和民用的運輸任務，城市或起飛困難地區的物資運輸；其特征在于所述無人機包括機身、扇翼部件、升降及方向控制部件、動力部件、通信與接收模塊指揮控制模塊、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括橫流風扇8和機翼，其中所述橫流風扇8包括葉片1和葉片座2；所述多軸短距起降高載荷多軸扇翼無人機可分為二軸扇翼無人機和四軸扇翼無人機。

所述的短距起降高載荷多軸扇翼無人機，其特征在于：扇翼方案的設計，機翼的參數為：葉片1外緣外接圓半徑r為60mm，橫流風扇葉片1外緣與前緣弧形槽內圓之間距離θ為8mm，機翼后緣點到橫流風扇葉片外緣之間最遠水平距離l為220mm，機翼下翼面與上翼面斜面段夾角后緣角β為35°，機翼展長d為1m，機翼下翼面與來流方向平行時迎角α為4°，橫流風扇葉片數n為12片，葉片弦20mm，呈中心對稱安裝與葉片座2上，橫流風扇葉片弦線與y軸夾角(即葉片安裝角)γ為10°；前緣小翼21為矩形葉片，設置在扇翼前緣開口角處，來提高大迎角時扇翼飛行器的升力，前緣小翼21占扇翼前緣處10°范圍，其長度為12mm，前緣小翼21旋轉中心為矩形葉片中點，前緣小翼21葉片位于扇翼機翼前緣段所在的圓弧延長線上，取前緣小翼葉片中點位置延長線的切線與前緣小翼葉片弦線夾角定義前緣小翼21旋轉角度，前緣小翼21葉片弦線與切線平行即前緣小翼21安裝角為0°，此時前緣小翼弦線與半徑方向垂直，前緣小翼21旋轉角度范圍為0°到90°，前緣小翼21與升降舵6相連，可通過kk2.15飛控進行調節，調節對應范圍為飛機俯仰角度0°到30°。

更進一步地所述的短距起降高載荷多軸扇翼無人機，其特征在于所述機身由木質和復合材料構成，動力部件可根據不同任務需求的需要選擇不同的動力系統及任務載荷設備。

更進一步地所述的短距起降高載荷多軸扇翼無人機，其特征在于機身為盒式機身。

更進一步地短距起降高載荷多軸扇翼無人機，其中二軸扇翼無人機特征在于所述無人機包括二軸扇翼無人機機身11、扇翼部件、升降及方向控制部件、動力部件、通信與接收模塊指揮控制模塊、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括橫流風扇8和機翼，其中所述橫流風扇8包括葉片1和葉片座2，所述機翼包括風扇座3、翼臂10、翼尖小翼14、副翼15、翼刀16、前緣小翼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；動力部件包括動力艙9和位于動力艙9中的電機和傳動系統。驅動電機與傳動裝置帶動橫流風扇8轉動，所述傳動裝置為大減速比的齒輪傳動裝置。橫流風扇8采用沿無人機中軸線左右對稱設置。其通過通信與接收模塊指揮控制模塊控制升降及方向控制部件進行升降與轉向，通過副翼15、升降舵6、方向舵5以及控制風扇轉速來實現扇翼機的操縱，且副翼15設計在扇翼的外側部分，副翼15舵面延伸到橫流風扇后方以獲取低速下的操作特性。

更進一步地所述的短距起降高載荷多軸扇翼無人機，其中四軸扇翼無人機特征在于所述無人機包括四軸扇翼無人機機身19、扇翼部件、升降及方向控制部件、動力部件、通信與接收模塊指揮控制模塊、前起落架12和后起落架13；其中所述扇翼部件包括橫流風扇8和機翼，其中所述橫流風扇8包括葉片1和葉片座2，所述機翼包括風扇座3、翼臂10、副翼15、四軸翼刀17、前緣小翼21；動力部件包括主動力艙18、從動力艙20和位于主動力艙18、從動力艙20中的電機和傳動系統。所述無人機的驅動電機與傳動裝置帶動橫流風扇8轉動，所述傳動裝置為傳動帶，通過傳動帶帶動橫流風扇8轉動以產生分布式推力和升力實現飛行。所述橫流風扇8采用串列式設置，即在機翼的前端布置兩組橫流風扇8，后方布置兩組橫流風扇8，且后方橫流風扇低于前方設置；起落架采用后三點式布局。其通過通信與接收模塊指揮控制模塊控制升降及方向控制部件進行升降與轉向，通過四副翼及控制風扇轉速來實現扇翼無人機的操縱，四軸的垂直尾翼融合于4個扇臂的外側，以提縱向穩定性。

更進一步地其裝配步驟為：

(1)將12個葉片分別固定在葉片座和葉片卡槽中，要求確保對稱與軸線統一。

(2)制作木質或復合材料質機體側板，機體上下蓋板，機翼和其他結構。

(3)將電機軸插入圓形電機固定片的插孔中，將橫流風扇與傳動軸對接固定。

(4)將電池和通信與接收模塊分別固定在機體內。

(5)將機翼與機身連接在一起用緊固件固定。

(6)將電池和通信與接收模塊的線路連接完成。

本發明專利并不限于上述實施方式，采用與本發明專利相同或相似的結構和飛機外觀和氣動外形，得到其他無人機形式，均在本專利保護范圍內。