專利名稱：一種尾坐式垂直起降無人飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種無人飛行器，尤其是一種尾坐式垂直起降無人飛行器。
背景技術(shù)：
隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)、通信技術(shù)和電子技術(shù)的蓬勃發(fā)展，世界上對(duì)無人飛行器的研究 逐漸形成熱潮。相對(duì)直升機(jī)而言，固定翼飛行器具有飛行效率高、飛行速度快、飛行距離遠(yuǎn)、 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕、成本與使用費(fèi)低等優(yōu)點(diǎn)，但固定翼飛行器也有自身不可避免的缺 陷，那就是在起飛和降落時(shí)需要滑跑或者利用特殊的發(fā)射回收裝置。垂直起降技術(shù)使得飛行器具有集直升機(jī)與固定翼的性能、優(yōu)點(diǎn)于一身的可能。目 前應(yīng)用較成功的垂直起降方案主要有傾轉(zhuǎn)旋翼式、傾轉(zhuǎn)涵道式、傾轉(zhuǎn)機(jī)身式和旋翼/機(jī)翼 轉(zhuǎn)換式。其中前兩種方案中推力方向可繞機(jī)身橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，而機(jī)身在飛行中基本保持水平， 傾轉(zhuǎn)機(jī)身式只能實(shí)現(xiàn)短距起降，旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式在水平飛行模式下旋翼停轉(zhuǎn)，改為由螺 旋槳或噴氣等其它方式提供推力。這些方案均具有推力轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)或動(dòng)力裝置復(fù)雜、附件質(zhì) 量大的缺點(diǎn)，不利于飛行器的輕小型化和飛行效率的提高。尾坐式作為另一種垂直起降方案，應(yīng)用較少。早期有波音公司的Heliwing， Heliwing需要達(dá)到一定高度具有速度才可以從垂直轉(zhuǎn)為水平飛行，因而其飛行受到一些限 制；而從垂直到水平的過渡飛行中還會(huì)伴有一個(gè)“失速翻滾”動(dòng)作，這就給飛行帶來了一定 危險(xiǎn)。最終首架Heliwing在飛行測(cè)試中的墜毀，使得該項(xiàng)目被取消。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的上述不足，提供一種尾坐式垂直起降無人飛行 器，兼顧直升機(jī)垂直起降與固定翼飛機(jī)高速巡航的特點(diǎn)，而且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、動(dòng)力簡(jiǎn)化、操控靈 活、飛行軌跡更加平滑、受限制更少的無人飛行器。基于上述目的，本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)
一種尾坐式垂直起降無人飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼和垂直尾翼，所述機(jī)身頭部有一個(gè)支 撐架，該支撐架上安裝一個(gè)俯仰風(fēng)扇，所述機(jī)身中部有機(jī)艙，尾部?jī)?nèi)置蓄電池；所述機(jī)翼與 所述機(jī)身尾部相連接，上下左右對(duì)稱地分布著四個(gè)所述垂直尾翼，所述機(jī)翼后部安裝有滾 轉(zhuǎn)俯仰控制舵面；所述機(jī)翼與所述垂直尾翼交匯處固定兩個(gè)相互獨(dú)立的馬達(dá)，馬達(dá)各驅(qū)動(dòng) 相應(yīng)的螺旋槳；或者所述機(jī)翼與所述垂直尾翼交匯處固定兩個(gè)相互獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī) 各驅(qū)動(dòng)相應(yīng)的螺旋槳；所述四個(gè)垂直尾翼后部各安裝有一個(gè)偏航控制舵面和一個(gè)起落架， 每個(gè)起落架后部安裝有一個(gè)萬向滾輪。所述俯仰風(fēng)扇采用蓄電池驅(qū)動(dòng)。所述機(jī)翼和垂直尾翼都采用對(duì)稱翼型。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比較，具有如下顯而易見的突出特點(diǎn)和顯著優(yōu)勢(shì)本發(fā)明采 用尾坐式固定翼垂直起降技術(shù)，即能夠像直升機(jī)一樣垂直起降和懸停，又能夠像固定翼飛 機(jī)一樣高速巡航，而且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、動(dòng)力簡(jiǎn)化、操控靈活。機(jī)身頭部的俯仰風(fēng)扇使得飛行器飛行更具有主動(dòng)性，尤其在垂直到水平、水平到垂直的過渡飛行中更顯其優(yōu)勢(shì)，只需上升很短 的距離或在旋停狀態(tài)下即可完成垂直到水平的轉(zhuǎn)換。


圖1是本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人飛行器一種結(jié)構(gòu)示意圖； 圖2是本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人飛行器另一種結(jié)構(gòu)示意圖； 圖3是本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人飛行器飛行過程示意圖。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說明
實(shí)施例一參見圖1，一種尾坐式垂直起降無人飛行器，包括機(jī)身1、機(jī)翼5和垂直尾翼 10，所述機(jī)身1頭部有一個(gè)支撐架2，該支撐架2上安裝一個(gè)俯仰風(fēng)扇3，所述機(jī)身1中部有 機(jī)艙13，尾部?jī)?nèi)置蓄電池11 ；所述機(jī)翼5與所述機(jī)身1尾部相連接，上下左右對(duì)稱地分布著 四個(gè)所述垂直尾翼10，所述機(jī)翼5后部安裝有滾轉(zhuǎn)俯仰控制舵面6 ；所述機(jī)翼5與所述垂直 尾翼10交匯處固定兩個(gè)相互獨(dú)立的馬達(dá)12A，該兩個(gè)馬達(dá)12A各驅(qū)動(dòng)一個(gè)螺旋槳4 ；所述四 個(gè)垂直尾翼10后部各安裝有一個(gè)偏航控制舵面9和一個(gè)起落架8，每個(gè)起落架8后部安裝 有一個(gè)萬向滾輪7 ；所述俯仰風(fēng)扇3采用蓄電池11驅(qū)動(dòng)；所述機(jī)翼5和所述垂直尾翼10都 采用對(duì)稱翼型。上述尾坐式垂直起降無人飛行器的工作過程是起飛時(shí)，尾坐式垂直起降無人飛 行器四個(gè)萬向滾輪7著地，機(jī)身1與地面垂直，由蓄電池11驅(qū)動(dòng)馬達(dá)12A，并帶動(dòng)螺旋槳4 轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生向上的拉力，克服重力起飛。當(dāng)上升到一定高度后，蓄電池11驅(qū)動(dòng)俯仰風(fēng)扇3，產(chǎn) 生俯仰力矩，使得飛行器繞橫軸向前傾轉(zhuǎn)，飛行器進(jìn)入豎直飛行向水平飛行過渡階段。隨著 螺旋槳4產(chǎn)生的拉力逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)樗斤w行動(dòng)力，飛行器進(jìn)入高速水平飛行階段。當(dāng)飛行器 需要降落時(shí)，蓄電池11驅(qū)動(dòng)俯仰風(fēng)扇3，產(chǎn)生俯仰力矩，使得飛行器繞橫軸向后傾轉(zhuǎn)，飛行 器進(jìn)入水平飛行向豎直飛行過渡階段。隨著螺旋槳4提供的水平飛行動(dòng)力逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)橄蛏?的拉力，機(jī)翼5產(chǎn)生的升力逐漸減小，最終螺旋槳4產(chǎn)生的升力與飛行器自身重力在一條線 上，飛行器緩緩垂直降落。縱向平面內(nèi)的飛行軌跡如圖3所示。當(dāng)飛行器需要偏航飛行時(shí)， 可以調(diào)節(jié)垂直尾翼10后面的偏航控制舵面9。當(dāng)飛行器需要滾轉(zhuǎn)飛行時(shí)，可以調(diào)節(jié)機(jī)翼5 后面的滾轉(zhuǎn)俯仰控制舵面6。實(shí)施例二 參見圖2，一種尾坐式垂直起降無人飛行器，包括機(jī)身1、機(jī)翼5和垂直 尾翼10，所述機(jī)身1頭部有一個(gè)支撐架2，該支撐架2上安裝一個(gè)俯仰風(fēng)扇3，所述機(jī)身1中 部有機(jī)艙13，尾部?jī)?nèi)置蓄電池11 ；所述機(jī)翼5與所述機(jī)身1尾部相連接，上下左右對(duì)稱地分 布著四個(gè)所述垂直尾翼10，所述機(jī)翼5后部安裝有滾轉(zhuǎn)俯仰控制舵面6 ；所述機(jī)翼5與所述 垂直尾翼10交匯處固定兩個(gè)相互獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)12B，該兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)12B各驅(qū)動(dòng)一個(gè)螺旋槳 4 ；所述四個(gè)垂直尾翼10后部各安裝有一個(gè)偏航控制舵面9和一個(gè)起落架8，每個(gè)起落架8 后部安裝有一個(gè)萬向滾輪7 ；所述俯仰風(fēng)扇3采用蓄電池11驅(qū)動(dòng)；所述機(jī)翼5和所述垂直 尾翼10都采用對(duì)稱翼型。上述尾坐式垂直起降無人飛行器的工作過程是起飛時(shí)，尾坐式垂直起降無人飛 行器四個(gè)萬向滾輪7著地，機(jī)身1與地面垂直，發(fā)動(dòng)機(jī)12B驅(qū)動(dòng)螺旋槳4轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生向上的拉力，克服重力起飛。當(dāng)上升到一定高度后，蓄電池11驅(qū)動(dòng)俯仰風(fēng)扇3，產(chǎn)生俯仰力矩，使得 飛行器繞橫軸向前傾轉(zhuǎn)，飛行器進(jìn)入豎直飛行向水平飛行過渡階段。隨著螺旋槳4產(chǎn)生的 拉力逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)樗斤w行動(dòng)力，飛行器進(jìn)入高速水平 飛行階段。當(dāng)飛行器需要降落時(shí)，蓄電 池11驅(qū)動(dòng)俯仰風(fēng)扇3，產(chǎn)生俯仰力矩，使得飛行器繞橫軸向后傾轉(zhuǎn)，飛行器進(jìn)入水平飛行向 豎直飛行過渡階段。隨著螺旋槳4提供的水平飛行動(dòng)力逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)橄蛏系睦Γ瑱C(jī)翼5產(chǎn) 生的升力逐漸減小，最終螺旋槳4產(chǎn)生的升力與飛行器自身重力在一條線上，飛行器緩緩 垂直降落?？v向平面內(nèi)的飛行軌跡如圖3所示。當(dāng)飛行器需要偏航飛行時(shí)，可以調(diào)節(jié)垂直 尾翼10后面的偏航控制舵面9。當(dāng)飛行器需要滾轉(zhuǎn)飛行時(shí)，可以調(diào)節(jié)機(jī)翼5后面的滾轉(zhuǎn)俯 仰控制舵面6。
權(quán)利要求
1.一種尾坐式垂直起降無人飛行器，包括機(jī)身(1)、機(jī)翼(5)和垂直尾翼(10)，其特征 在于所述機(jī)身(1)頭部有一個(gè)支撐架(2)，該支撐架(2)上安裝一個(gè)俯仰風(fēng)扇(3)，所述機(jī) 身⑴中部有機(jī)艙(13)，尾部?jī)?nèi)置蓄電池(11)；所述機(jī)翼(5)與所述機(jī)身⑴尾部相連接， 上下左右對(duì)稱地分布著四個(gè)所述垂直尾翼(10)，所述機(jī)翼(5)后部安裝有滾轉(zhuǎn)俯仰控制舵 面(6)；所述機(jī)翼(5)與所述垂直尾翼(10)交匯處固定兩個(gè)相互獨(dú)立的馬達(dá)(12A)，該兩個(gè) 馬達(dá)(12A)各驅(qū)動(dòng)一個(gè)螺旋槳(4)；或者所述機(jī)翼(5)與所述垂直尾翼(10)交匯處固定兩 個(gè)相互獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)(12B)，該兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)(12B)各驅(qū)動(dòng)一個(gè)螺旋槳(4)；所述四個(gè)垂直尾 翼(10)后部各安裝有一個(gè)偏航控制舵面(9)和一個(gè)起落架(8)，每個(gè)起落架(8)后部安裝 有一個(gè)萬向滾輪(7)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種尾坐式垂直起降無人飛行器，其特征在于，所述俯仰風(fēng) 扇(3)采用蓄電池(11)驅(qū)動(dòng)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種尾坐式垂直起降無人飛行器，其特征在于，所述機(jī)翼(5) 和所述垂直尾翼(10)都采用對(duì)稱翼型。
全文摘要
一種尾坐式垂直起降無人飛行器，機(jī)身頭部安裝一俯仰風(fēng)扇，尾部與機(jī)翼相連，機(jī)翼上下左右對(duì)稱分布四個(gè)垂直尾翼，尾翼后安裝有偏航舵和起落架，機(jī)翼與垂直尾翼交匯處固定兩個(gè)相互獨(dú)立的螺旋槳。本發(fā)明采用尾坐式固定翼垂直起降技術(shù)，既能夠像直升機(jī)一樣垂直起降和懸停，又能夠像固定翼飛機(jī)一樣高速巡航，而且結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、動(dòng)力簡(jiǎn)化、操控靈活。機(jī)身頭部的俯仰風(fēng)扇使得飛行器飛行更具有主動(dòng)性，尤其在垂直到水平、水平到垂直的過渡飛行中更顯其優(yōu)勢(shì)，只需上升很短的距離或在旋停狀態(tài)下即可完成垂直到水平的轉(zhuǎn)換。
文檔編號(hào)B64C27/22GK102133926SQ20111005454
公開日2011年7月27日 申請(qǐng)日期2011年3月8日 優(yōu)先權(quán)日2011年3月8日
發(fā)明者程世富, 饒進(jìn)軍 申請(qǐng)人:上海大學(xué)