一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的制作方法

1.本发明属于倾转旋翼机无人机技术领域，具体为一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机。


背景技术：

2.美国v-22成功服役后，以独特的气动布局，实现了固定翼飞机的垂直起降/短距起降，将固定翼飞机的高速度、长航时和直升机的垂直起降完美结合。该项技术应用在无人机上，可以使无人机的应用场景得到极大拓展，尤其在短途运输应用场景上可以替代一部分的地面运输工具，具有及其广泛的应用价值。
3.但是v-22使用了传统直升机的旋翼周期变距技术，控制难度大，尤其是从直升机状态向固定翼状态转换的过程中，控制难度非常大，极容易坠机。在无人机上应用存在一定难度。因此，人们利用多旋翼飞行器的控制原理，取消了机翼两侧主旋翼的周期变距控制，在机头或者机尾增设了小型旋翼，变形成三轴飞行器或者四轴飞行器，降低了控制难度，可以较易实现飞行控制和飞行状态切换。但该种方案存在的问题是飞行器转入固定翼飞行模式后，机头或机尾的小旋翼产生较大的气动阻力，影响了飞行速度和续航，并且小旋翼及动力机构成为无效死重，影响了机动性能，为此，我们提出一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机。


技术实现要素：

4.针对上述情况，为克服现有技术的缺陷，本发明提供一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，有效的解决了传统的飞行器转入固定翼飞行模式后，机头或机尾的小旋翼产生较大的气动阻力，影响了飞行速度和续航，并且小旋翼及动力机构成为无效死重，影响了机动性能的问题。
5.为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，包括支撑装置、可倾转旋翼装置、涵道风扇推进装置与矢量喷管装置，两组所述可倾转旋翼装置分别均匀设置在支撑装置的左右两侧，所述涵道风扇推进装置设置在支撑装置的内腔，所述矢量喷管装置设置在涵道风扇推进装置的后侧；
6.所述支撑装置包括下单翼机身，所述下单翼机身的左右两侧均设置有机翼，所述下单翼机身的顶部均匀设置有两组v尾翼，所述机翼的后侧开设有安装槽，所述安装槽内安装有副翼，所述副翼与机翼内部的驱动电机连接。
7.优选的，所述可倾转旋翼装置包括发动机舱，两组所述发动机舱分别通过旋转轴安装在两组机翼的翼尖侧，所述发动机舱内安装有电机/发动机、减速器和角度传感器，所述电机/发动机通过减速器和输出轴安装有旋翼，两组旋翼桨距相等，方向相反，旋转方向相反。
8.优选的，所述涵道风扇推进装置包括风扇，所述风扇的外侧壁设置有涵道，所述下单翼机身的尾部开设有喷气孔，所述下单翼机身的顶部开设有进气口，所述进气口与喷气
口相连通，所述涵道风扇设置在喷气口内。
9.优选的，所述矢量喷管装置包括第一喷管、第二喷管、第三喷管和第四喷管，所述第一喷管的前端与涵道风扇密封连接，所述的后端与第二喷管前端以正圆方式密封连接，所述第二喷管前端外侧有齿圈，所述齿圈与下单翼机身内部的伺服电机1通过齿轮啮合，所述第二喷管后端与第三喷管以斜切圆方式密封连接，所述第三喷管前端外侧有齿圈，所述齿圈与伺服电机2通过齿轮啮合，所述第三喷管后端与第四喷管以斜切圆方式密封连接，所述第四喷管前端外侧有齿圈，所述齿圈与下单翼机身内部伺服电机3通过齿轮啮合。
10.优选的，所述机翼和v尾翼与其他常规飞机布局无异，所述机翼与下单翼机身固定连接并且圆滑过渡。
11.优选的，所述v尾翼与下单翼机身转动连接，由安装在下单翼机身尾部的舵机作为执行机构，进行一定角度的偏转。作为改进，尾翼也可以为t型，h型，倒v型或倒t型。
12.一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的使用方法：
13.步骤一：两个旋翼桨距相等、方向相反，旋转方向相反，扭矩互相抵消，旋转时推动气流向后/向下，产生升力或推力；下单翼机身内安装伺服电机，伺服电机在飞控系统控制下运转，带动旋转轴旋转，带动发动机舱和旋翼围绕旋转轴做90度旋转，角度传感器回传发动机舱倾转角度数据给飞控系统作为闭环反馈，旋翼水平向前时为固定翼飞行模式，旋翼垂直向上为直升机模式，其余位置为混合模式，旋翼由电机/发动机通过减速机构带动，取消了周期变距机构，为固定桨距，飞控系统通过调整电机/发动机的转速，实现调整旋翼的推力/升力。
14.步骤二：下单翼机身尾部安装涵道风扇，进气口开于下单翼机身尾部上方，涵道风扇从下单翼机身尾部上方的进气口吸入空气，经过风扇加速后从喷气口喷出，产生尾部推力，v尾翼由安装在下单翼机身尾部的舵机作为执行机构，进行一定角度的偏转，可以起到控制俯仰或航向的作用。
15.步骤三：伺服电机1在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第二喷管围绕第一喷管的轴心顺时针/逆时针旋转若干度，实现矢量喷管装置在垂直向下或45度斜向下时的左右摆动；同理伺服电机2在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第三喷管围绕第二喷管后端斜切圆心顺时针/逆时针旋转180度，第三喷管旋转180度，实现整个矢量喷管装置45度的转向；同理伺服电机3在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第四喷管围绕第三喷管后端斜切圆心轴心顺时针/逆时针旋转180度，第四喷管旋转180度，实现整个矢量喷管装置45度的转向；第三喷管和第四喷管同时旋转180度，实现整个矢量喷管装置90度的转向。
16.矢量喷管装置从水平向后偏转45度斜向下：第二喷管和第四喷管段保持固定，第三喷管段外侧的伺服电机2在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管从水平向后向下偏转至45度斜下；矢量喷管装置从45度斜向下偏转至垂直向下：第二喷管保持固定，第三喷管旋转180度后保持固定，第四喷管段外侧的伺服电机3在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管从45度斜向下偏转至垂直向下；矢量喷管装置从垂直向下转至45度斜向下，第二喷管保持固定，第四喷管段外侧的伺服电机3在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管从垂直向下偏转至45度斜向下；矢量喷管装置从45度斜向下转至水平向后，第二喷管保持固定，第四喷管旋转180度后保持固定，第三喷管段外侧的伺服电机2在飞控系统信号控
制下，旋转180度，第四喷管从45度斜向下偏转至水平向后；矢量喷管装置在45度斜向下或垂直向下时的左右摆动：第三喷管和第四喷管段在旋转后保持固定，第二喷管段外侧的伺服电机1在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第二喷管围绕第一喷管的轴心顺时针/逆时针旋转若干度。实现矢量喷管在垂直向下或45度斜向下时的左右摆动。
17.步骤四：a、垂直起降模式：副翼向下偏转至最大位置，减少下洗气流影响；发动机舱和旋翼位于垂直位置，两个旋翼在两个电机/发动机带动下旋转，产生升力，同时产生抬头力矩，机尾的涵道风扇高速旋转吸取空气后通过矢量喷管装置喷出，矢量喷管装置喷口垂直向下，气流向下喷出，产生升力，同时产生低头力矩，和机翼两侧旋翼产生的抬头力矩相抵消，飞行器在俯仰方向达到平衡，当总升力大于飞行器的重力时，飞机向上垂直升起，反向为降落过程。
18.当起飞/降落过程中受到外界扰动产生不平衡：1：俯仰失衡，尾部风扇调整转速，增加/降低尾部推力或升力，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机翼两侧的旋翼转速，产生升力差，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置左右摆动，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。
19.b、垂直向固定翼模式过渡：发动机舱和旋翼慢慢向前倾转，倾转同时增加转速和升力，同时涵道风扇相应调整推力，飞行器逐步向前加速飞行，随着速度增加，机翼产生了升力，发动机舱和旋翼逐步向水平方向倾转，矢量喷管装置变成45度斜下，反向为固定翼模式向垂直过渡。
20.过渡过程中受到外界扰动产生不平衡，1：俯仰失衡，尾部涵道风扇调整转速，增加/降低尾部推力或升力，同时v尾翼偏转，产生俯仰力矩，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机翼两侧的旋翼转速，机翼后缘安装的2片副翼反向偏转，产生升力差和横滚力矩，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置左右摆动，v尾翼偏转，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。
21.c、短距起降模式：副翼向下偏转至最大位置，减少下洗气流影响；发动机舱和旋翼位于60度倾角位置，两个旋翼在两个电机/发动机带动下旋转，产生升力和推力，同时产生抬头力矩。机尾的风扇旋转吸取空气后通过矢量喷管装置喷出，矢量喷管装置喷口垂直向下，气流因此向下喷出，产生升力，同时产生低头力矩，和机翼两侧旋翼产生的抬头力矩相抵消，飞行器在俯仰方向达到平衡，飞行器在推力的作用下滑跑，机翼产生升力，机翼产生的升力、涵道风扇的升力加上机翼的升力合计大于飞行器的重力时，飞机向上升起，由于克服重力的升力大部分来自于旋翼的升力，因此需要的滑跑速度小于常规滑跑起飞的速度，实现了短距起飞。反向为降落过程。
22.当短距起飞/降落过程中受到外界扰动产生不平衡时的控制与过渡模式时的控制方法一致：1：俯仰失衡，尾部涵道风扇调整转速，增加/降低尾部推力或升力，同时v尾翼偏转，产生俯仰力矩，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机机翼两侧的旋翼转速，机翼后缘安装的2片副翼反向偏转，产生升力差和横滚力矩，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置左右摆动，v尾翼偏转，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。
23.d、固定翼飞行模式：发动机舱和旋翼转至水平方向，矢量喷管装置变成水平向后，此时为固定翼模式，此时飞行原理和控制与常规螺旋桨固定翼飞机无异，俯仰由v尾翼进行控制，滚转由机翼后缘安装的副翼进行控制，航向由v尾翼和副翼共同控制，飞行速度由电
机/发动机转速控制；与常规螺旋桨固定翼飞机的差异是，飞行时除机翼两侧的旋翼产生推力外，尾部的涵道风扇也保持一定转速旋转，配合矢量喷管装置水平向后，产生了额外的推力，因此，风扇和旋翼同时产生推力，增加了飞行速度。
24.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
25.1、本无人飞行器保留了v-22飞机同时实现固定翼飞行与垂直/短距起降的优点之外，配合成熟的涵道风扇和矢量喷管技术，使无人飞行器能实现垂直起降和高速飞行，取消了周期变距控制，降低了制造成本和控制难度；
26.2、尾部涵道风扇结合矢量喷管在垂直/短距起降时能提供升力和平衡控制，可以降低机翼两侧主旋翼的升力，从而降低主旋翼的直径，并且在固定翼模式飞行时不仅可以保持原有的气动外形，不额外增加气动阻力，还能提供额外推力，较小直径的主旋翼有利于固定翼模式飞行时降低气动阻力，额外的推力和较小的阻力有利增加飞行速度和航程；
27.3、本无人飞行器一定程度上弥补了普通倾转旋翼机飞行速度不如螺旋桨固定翼飞机的缺点。具有广泛的应用价值。
附图说明
28.附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。
29.在附图中：
30.图1为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的结构示意图；
31.图2为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的下单翼机身结构示意图；
32.图3为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的机翼结构示意图；
33.图4为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的发动机舱结构示意图；
34.图5为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的旋翼结构示意图；
35.图6为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的副翼结构示意图；
36.图7为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的v尾结构示意图；
37.图8为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的矢量喷管装置结构示意图；
38.图9为本发明一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的涵道风扇推进装置结构示意图。
39.图中：100、支撑装置；200、可倾转旋翼装置；300、涵道风扇推进装置；400、矢量喷管装置；1、下单翼机身；2、机翼；3、发动机舱；4、旋翼；5、副翼；6、v尾翼；7、风扇；8、第一喷管；81、第二喷管；82、第三喷管；83、第四喷管；9、涵道。
具体实施方式
40.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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一部分实施例，而不是全部的实施例；基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
41.如图1-9所示，本发明提供一种技术方案：一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，包括支撑装置100、可倾转旋翼装置200、涵道风扇推进装置300与矢量喷管装置400，两组可倾转旋翼装置200分别均匀转动设置在支撑装置100的左右两侧，涵道风扇推进装置300固定设置在支撑装置100的内腔，矢量喷管装置400转动设置在涵道风扇推进装置300的后侧；
42.支撑装置100包括下单翼机身1，下单翼机身1的左右两侧均固定设置有机翼2，下单翼机身1的顶部均匀转动设置有两组v尾翼6，机翼2的后侧开设有安装槽，安装槽内安装有副翼5，副翼5与机翼2内部的驱动电机连接。
43.可倾转旋翼装置200包括发动机舱3，两组发动机舱3分别通过旋转轴安装在两组机翼2的相背侧，发动机舱3内安装有电机和角度传感器，电机通过减速器和输出轴安装有旋翼4，两组旋翼4桨距相等、方向相反，旋转方向相反。
44.涵道风扇推进装置300包括风扇7，风扇7的外侧壁固定设置有涵道9，下单翼机身1的尾部开设有喷气孔，下单翼机身1的顶部开设有进气口，进气口与喷气口相连通，涵道9固定设置在喷气口内。
45.矢量喷管装置400包括第一喷管8、第二喷管81、第三喷管82和第四喷管83，第一喷管8的前端与风扇7密封连接，8的后端与第二喷管81前端以正圆方式密封连接，第二喷管81前端外侧有齿圈，齿圈与下单翼机身1内部的伺服电机1通过齿轮啮合，第二喷管81后端与第三喷管82以斜切圆方式密封连接，第三喷管82前端外侧有齿圈，齿圈与伺服电机2通过齿轮啮合，第三喷管82后端与第四喷管83以斜切圆方式密封连接，第四喷管83前端外侧有齿圈，齿圈与下单翼机身1内部伺服电机3通过齿轮啮合。
46.机翼2和v尾翼6与其他常规飞机布局无异，机翼2与下单翼机身1固定连接并且圆滑过渡。
47.v尾翼6与下单翼机身1转动连接，由安装在下单翼机身1尾部的舵机作为执行机构，进行一定角度的偏转。作为改进，尾翼也可以为t型，h型，倒v型或倒t型。
48.一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机的使用方法：
49.步骤一：两个旋翼4桨距相等、方向相反，旋转方向相反，扭矩互相抵消，旋转时推动气流向后/向下，产生升力或推力；下单翼机身1内安装伺服电机，伺服电机在飞控系统控制下运转，带动旋转轴旋转，带动发动机舱3和旋翼4围绕旋转轴做90度旋转，角度传感器回传发动机舱3倾转角度数据给飞控系统作为闭环反馈，旋翼4水平向前时为固定翼飞行模式，旋翼4垂直向上为直升机模式，其余位置为混合模式，旋翼4由电机通过减速机构带动，取消了周期变距机构，为固定桨距，飞控系统通过调整电机/发动机的转速，实现调整旋翼4的推力/升力。
50.步骤二：下单翼机身1尾部安装涵道风扇7，进气口开于下单翼机身1尾部上方，涵道风扇7从下单翼机身1尾部上方的进气口吸入空气，经过风扇7加速后从喷气口喷出，产生尾部推力，v尾翼6由安装在下单翼机身1尾部的舵机作为执行机构，进行一定角度的偏转，可以起到控制俯仰或航向的作用。
51.步骤三：伺服电机1在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第二喷管81围绕第一喷管8的轴心顺时针/逆时针旋转若干度，实现矢量喷管装置400在垂直向下或45度斜向下时的左右摆动；同理伺服电机2在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第三喷管
82围绕第二喷管81后端斜切圆心顺时针/逆时针旋转180度，第三喷管82旋转180度，实现整个矢量喷管装置40045度的转向；同理伺服电机3在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第四喷管83围绕第三喷管82后端斜切圆心轴心顺时针/逆时针旋转180度，第四喷管83旋转180度，实现整个矢量喷管装置(400)45度的转向；第三喷管82和第四喷管83同时旋转180度，实现整个矢量喷管装置(400)90度的转向；矢量喷管装置400从水平向后偏转45度斜向下，第二喷管81和第四喷管83段保持固定，第三喷管82段外侧的伺服电机2在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管83从水平向后向下偏转至45度斜下；矢量喷管装置400从45度斜向下偏转至垂直向下：第二喷管81保持固定，第三喷管82旋转180度后保持固定，第四喷管83段外侧的伺服电机3在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管83从45度斜向下偏转至垂直向下；矢量喷管装置400从垂直向下转至45度斜向下，第二喷管81保持固定，第四喷管83段外侧的伺服电机3在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管83从垂直向下偏转至45度斜向下；矢量喷管装置400从45度斜向下转至水平向后，第二喷管81保持固定，第四喷管83旋转180度后保持固定，第三喷管82段外侧的伺服电机2在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管83从45度斜向下偏转至水平向后；矢量喷管装置400在45度斜向下或垂直向下时的左右摆动：第三喷管82和第四喷管83段在旋转后保持固定，第二喷管81段外侧的伺服电机1在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第二喷管81围绕第一喷管8的轴心顺时针/逆时针旋转若干度。实现矢量喷管在垂直向下或45度斜向下时的左右摆动。
52.步骤四：a、垂直起降模式：副翼5向下偏转至最大位置，减少下洗气流影响；发动机舱3和旋翼4位于垂直位置，两个旋翼4在两个电机/发动机带动下旋转，产生升力，同时产生抬头力矩，机尾的风扇7高速旋转吸取空气后加速通过矢量喷管装置400喷出，矢量喷管装置400喷口垂直向下，气流因此向下喷出，产生升力，同时产生低头力矩，和机翼2两侧旋翼4产生的抬头力矩相抵消，飞行器在俯仰方向达到平衡，当总升力大于飞行器的重力时，飞机向上垂直升起，反向为降落过程。
53.当起飞/降落过程中受到外界扰动产生不平衡：1：俯仰失衡，尾部风扇7调整转速，增加/降低尾部升力，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机翼2两侧的旋翼4转速，产生升力差，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置400左右摆动，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。
54.b、垂直向固定翼模式过渡：发动机舱3和旋翼4慢慢向前倾转，倾转同时增加转速和升力，同时风扇7相应调整推力，飞行器逐步向前加速飞行，随着速度增加，机翼2产生了升力，发动机舱3和旋翼4逐步向水平方向倾转，矢量喷管装置400变成45度斜下；反向为固定翼模式向垂直过渡。
55.过渡过程中受到外界扰动产生不平衡，1：俯仰失衡，尾部风扇7调整转速，增加/降低尾部推力或升力，同时v尾翼6偏转，产生俯仰力矩，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机翼2两侧的旋翼4转速，机翼2后缘安装的两片副翼5反向偏转，产生升力差和横滚力矩，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置400左右摆动，v尾翼6偏转，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。
56.c、短距起降模式：副翼5向下偏转至最大位置，减少下洗气流影响；发动机舱3和旋翼4位于60度倾角位置，两个旋翼4在两个电机/发动机带动下旋转，产生升力和推力，同时产生抬头力矩。机尾的风扇7旋转吸取空气后加速通过矢量喷管装置400喷出，矢量喷管装
置400喷口垂直向下，气流因此向下喷出，产生升力，同时产生低头力矩，和机翼2两侧旋翼4产生的抬头力矩相抵消，飞行器在俯仰方向达到平衡，飞行器在推力的作用下滑跑，机翼2产生升力，机翼2产生的升力、风扇7的升力加上机翼2的升力合计大于飞行器的重力时，飞机向上升起，由于克服重力的升力大部分来自于旋翼4产生的升力，因此需要的滑跑速度小于常规滑跑起飞的速度，实现了短距起飞。反向为降落过程。
57.当短距起飞/降落过程中受到外界扰动产生不平衡时的控制与过渡模式时的控制方法一致：1：俯仰失衡，尾部风扇7调整转速，增加/降低尾部推力或升力，同时v尾翼6偏转，产生俯仰力矩，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机机翼2两侧的旋翼4转速，机翼2后缘安装的两片副翼5反向偏转，产生升力差和横滚力矩，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置400左右摆动，v尾翼6偏转，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。
58.d、固定翼飞行模式：发动机舱3和旋翼4转至水平方向，矢量喷管装置400变成水平向后，此时为固定翼模式，此时飞行原理和控制与常规螺旋桨固定翼飞机无异，俯仰由v尾翼6进行控制，滚转由机翼2后缘安装的副翼5进行控制，航向由v尾翼6和副翼5共同控制，飞行速度由电机/发动机转速控制；与常规螺旋桨固定翼飞机的差异是，飞行时除机翼2两侧的旋翼4产生推力外，尾部的风扇7也保持一定转速旋转，配合矢量喷管装置400水平向后，产生了额外的推力，因此，风扇7和旋翼4同时产生推力，增加了飞行速度。
59.需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
60.尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

技术特征：
1.一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，包括支撑装置(100)、可倾转旋翼装置(200)、涵道风扇推进装置(300)与矢量喷管装置(400)，其特征在于：两组所述可倾转旋翼装置(200)分别均匀设置在支撑装置(100)的左右两侧，所述涵道风扇推进装置(300)设置在支撑装置(100)的内腔，所述矢量喷管装置(400)设置在涵道风扇推进装置(300)的后侧；所述支撑装置(100)包括下单翼机身(1)，所述下单翼机身(1)的左右两侧均设置有机翼(2)，所述下单翼机身(1)的机尾顶部均匀设置有两片v型尾翼(6)，所述机翼(2)的后侧开设有安装槽，所述安装槽内安装有副翼(5)，所述副翼(5)与机翼(2)内部的驱动电机连接。2.根据权利要求1所述的一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，其特征在于：所述可倾转旋翼装置(200)包括发动机舱(3)，两组所述发动机舱(3)分别通过旋转轴安装在两组机翼(2)的翼尖端，所述发动机舱(3)内安装有电机/发动机、减速器和角度传感器，所述电机/发动机通过减速器和输出轴安装有旋翼(4)，两组旋翼(4)桨距相等，方向相反，旋转方向相反。3.根据权利要求2所述的一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，其特征在于：所述涵道风扇推进装置(300)包括风扇(7)，所述风扇(7)的外侧壁设置有涵道(9)，所述下单翼机身(1)的尾部开设有喷气孔，所述下单翼机身(1)的顶部开设有进气口，所述进气口与喷气口相连通，所述涵道(9)设置在喷气口内。4.根据权利要求3所述的一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，其特征在于：所述矢量喷管装置(400)包括第一喷管(8)、第二喷管(81)、第三喷管(82)和第四喷管(83)，所述第一喷管(8)的前端与风扇(7)密封连接，所述第一喷管(8)后端与第二喷管(81)前端以正圆方式密封连接，所述第二喷管(81)前端外侧有齿圈，所述齿圈与下单翼机身(1)内部的伺服电机1通过齿轮啮合，所述第二喷管(81)后端与第三喷管(82)以斜切圆方式密封连接，所述第三喷管(82)前端外侧有齿圈，所述齿圈与下单翼机身(1)内部伺服电机2通过齿轮啮合，所述第三喷管(82)后端与第四喷管(83)以斜切圆方式密封连接，所述第四喷管(83)前端外侧有齿圈，所述齿圈与下单翼机身(1)内部伺服电机3通过齿轮啮合。5.根据权利要求4所述的一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，其特征在于：所述机翼(2)和v尾翼(6)与其他常规飞机布局无异，所述机翼(2)与下单翼机身(1)固定连接并且圆滑过渡。6.根据权利要求5所述的一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，其特征在于：所述v尾翼(6)与下单翼机身(1)通过转轴转动连接，分别由安装在下单翼机身(1)尾部的2个舵机作为执行机构，进行一定角度的偏转。作为改进，尾翼也可以为t型，h型，倒v型或倒t型。7.根据权利要求1-6中任一项权利要求所述的一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，其特征在于，包括以下步骤。步骤一：两个旋翼(4)桨距相等，方向相反，旋转方向相反，扭矩互相抵消，旋转时推动气流向后/向下，产生升力或推力；下单翼机身(1)内安装伺服电机，伺服电机在飞控系统控制下运转，带动旋转轴旋转，带动发动机舱(3)和旋翼(4)围绕旋转轴做90度旋转，角度传感器回传发动机舱(3)的倾转角度数据给飞控系统作为闭环反馈，旋翼(4)水平向前时为固定翼飞行模式，旋翼(4)垂直向上为直升机模式，其余位置为混合模式，旋翼(4)由电机/发动机通过减速机构带动，取消了周期变距机构，为固定桨距，飞控系统通过调整电机/发动机的转速，实现调整旋翼(4)的推力/升力。
步骤二：下单翼机身(1)尾部内部安装涵道风扇(7)，进气口开于下单翼机身(1)尾部上方，涵道风扇(7)从下单翼机身(1)尾部上方的进气口吸入空气，经过风扇(7)加速后从喷气口喷出，产生尾部推力。步骤三：矢量喷管的伺服电机1在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第二喷管(81)围绕第一喷管(8)的轴心顺时针/逆时针旋转若干度，实现矢量喷管装置(400)在垂直向下或45度斜向下时的左右摆动；同理伺服电机2在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第三喷管(82)围绕第二喷管(81)后端斜切圆心顺时针/逆时针旋转180度，第三喷管(82)旋转180度，实现整个矢量喷管装置(400)45度的转向；同理伺服电机3在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第四喷管(83)围绕第三喷管(82)后端斜切圆心轴心顺时针/逆时针旋转180度，第四喷管(83)旋转180度，实现整个矢量喷管装置(400)45度的转向；第三喷管(82)和第四喷管(83)同时旋转180度，可以实现整个矢量喷管装置(400)90度的偏转。具体如下：矢量喷管装置(400)从水平向后偏转45度斜向下：第二喷管(81)和第四喷管(83)段保持固定，第三喷管(82)段外侧的伺服电机2在飞控系统信号控制下，旋转180度，实现第四喷管(83)从水平向后向下偏转至45度斜下；矢量喷管装置(400)从45度斜向下偏转至垂直向下：第二喷管(81)保持固定，第三喷管(82)旋转180度后保持固定，第四喷管(83)段外侧的伺服电机3在飞控系统信号控制下，旋转180度，实现第四喷管(83)从45度斜向下偏转至垂直向下；矢量喷管装置(400)从垂直向下转至45度斜向下：第二喷管(81)保持固定，第四喷管(83)段外侧的伺服电机3在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管(83)从垂直向下偏转至45度斜向下；矢量喷管装置(400)从45度斜向下转至水平：第二喷管(81)保持固定，第四喷管(83)旋转180度后保持固定，第三喷管(82)段外侧的伺服电机2在飞控系统信号控制下，旋转180度，第四喷管(83)从45度斜向下偏转至水平向后；矢量喷管装置(400)在45度斜向下或垂直向下时的左右摆动：第三喷管(82)和第四喷管(83)段在旋转后保持固定，第二喷管(81)段外侧的伺服电机1在飞控系统指令下旋转，通过齿圈减速，带动第二喷管(81)围绕第一喷管(8)的轴心顺时针/逆时针旋转若干度。实现矢量喷管在垂直向下或45度斜向下时的左右摆动。步骤四：a、垂直起降模式：副翼(5)向下偏转至最大位置，减少下洗气流影响；发动机舱(3)和旋翼(4)位于垂直位置，两个旋翼(4)在两个电机/发动机带动下旋转，产生升力，同时产生抬头力矩，机尾的风扇(7)旋转吸取空气后通过矢量喷管装置(400)喷出，矢量喷管装置(400)喷口垂直向下，气流因此向下喷出，产生升力，同时产生低头力矩，和机翼(2)两侧旋翼(4)产生的抬头力矩相抵消，飞行器在俯仰方向达到平衡，当总升力大于飞行器的重力时，飞机向上垂直升起，反向为降落过程。当起飞/降落过程中受到外界扰动产生不平衡：1：俯仰失衡，尾部风扇(7)调整转速，增加或降低尾部升力，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机翼(2)两侧的旋翼(4)转速，产生升力差，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置(400)左右摆动，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。b、垂直向固定翼模式过渡：发动机舱(3)和旋翼(4)慢慢向前倾转，倾转同时增加转速
和升力，同时风扇(7)相应调整推力，飞行器逐步向前加速飞行，随着速度增加，机翼(2)产生了升力，发动机舱(3)和旋翼(4)逐步向水平方向倾转，矢量喷管装置(400)变成45度斜下，反向为固定翼模式向垂直过渡。过渡过程中受到外界扰动产生不平衡，1：俯仰失衡，尾部风扇(7)调整转速，增加/降低尾部升力，同时v尾翼(6)偏转，产生俯仰力矩，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机翼(2)两侧的旋翼(4)转速，同时机翼(2)后缘安装的2片副翼(5)反向偏转，产生升力差和横滚力矩，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置(400)左右摆动，v尾翼(6)偏转，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。c、短距起降模式：副翼(5)向下偏转至最大位置，减少下洗气流影响；发动机舱(3)和旋翼(4)位于60度倾角位置，两个旋翼(4)在两个电机/发动机带动下旋转，产生升力和推力，同时产生抬头力矩。机尾的风扇(7)旋转吸取空气后通过矢量喷管装置(400)喷出，矢量喷管装置(400)喷口垂直向下，气流因此向下喷出，产生升力，并且产生低头力矩，和机翼(2)两侧旋翼(4)产生的抬头力矩相抵消，飞行器在俯仰方向达到平衡，飞行器在推力的作用下滑跑，机翼(2)产生升力，机翼(2)产生的升力、风扇(7)的升力加上机翼(2)的升力合计大于飞行器的重力时，飞机向上升起，由于克服重力的升力大部分来自于旋翼(4)产生的升力，因此需要的滑跑速度小于常规滑跑起飞的速度，实现了短距起飞。反向为降落过程。当短距起飞/降落过程中受到外界扰动产生不平衡时的控制与过渡模式时的控制方法一致：1：俯仰失衡，尾部风扇(7)调整转速，增加尾部升力，同时v尾翼(6)偏转，产生俯仰力矩，恢复俯仰平衡；2：横滚失衡，分别调整机机翼(2)两侧的旋翼(4)转速，机翼(2)后缘安装的2片副翼(5)反向偏转，产生升力差和横滚力矩，恢复横滚平衡；3：航向失衡，尾部矢量喷管装置(400)左右摆动，v尾翼(6)偏转，产生顺时针/逆时针力矩，恢复航向平衡。d、固定翼飞行模式：发动机舱(3)和旋翼(4)转至水平方向，矢量喷管装置(400)变成水平向后，此时为固定翼模式，此时飞行原理和控制与常规螺旋桨固定翼飞机无异，俯仰由v尾翼(6)进行控制，滚转由机翼(2)后缘安装的副翼(5)进行控制，航向由v尾翼(6)和副翼(5)共同控制，飞行速度由电机/发动机转速控制；与常规螺旋桨固定翼飞机的差异是，飞行时除机翼(2)两侧的旋翼(4)产生推力外，尾部的涵道风扇(7)也保持一定转速旋转，配合矢量喷管装置(400)水平向后，产生了额外的推力，因此，涵道风扇(7)和旋翼(4)同时产生推力，增加了飞行速度。

技术总结
本发明涉及倾转旋翼机无人机技术领域，且公开了一种利用涵道风扇矢量喷管的倾转旋翼机，包括支撑装置、机翼和尾翼、可倾转旋翼装置、涵道风扇涵道风扇推进装置与矢量喷管装置，两组所述可倾转旋翼装置分别均匀设置在机翼的外侧，所述涵道风扇推进装置固定设置在支撑装置的内腔，所述矢量喷管装置转动设置在涵道风扇推进装置的后侧，本无人飞行器保留了V-22飞机同时实现固定翼飞行与垂直/短距起降的优点之外，配合成熟的涵道风扇和矢量喷管技术，使无人飞行器能实现垂直起降和高速飞行，取消了周期变距控制，降低了制造成本和控制难度；并且在固定翼模式飞行时不仅可以保持原有的气动外形，额外的推力和较小的阻力有利增加飞行速度、留空时间和航程。留空时间和航程。留空时间和航程。


技术研发人员：张红山 谢正瑞
受保护的技术使用者：上海语之光能源科技合伙企业（有限合伙）
技术研发日：2023.05.16
技术公布日：2023/6/28