一种并列双旋翼尾座式无人机的制作方法

1.本实用新型属于飞行器设计领域，尤其涉及一种并列双旋翼尾座式无人机。


背景技术：

2.中型尾座式垂直起降无人机与其他类型垂直起降相比废重较小、除旋翼外无旋转的机械结构，同时气动特性较好，具有较好的飞行性能。由于其垂直起降的特性，适用于起降场地限制较大、对悬停和机动能力要求强的场合。由于起飞重量的增加，其执行任务能力也将得到显著的增强，可在多个领域环境下发挥显著的作用。随着尾座式垂直起降无人机的迅速发展，逐渐由小型无人机(起飞重量30～50kg以下)向中型无人机转变(起飞重量500～1000kg)。
3.目前中型尾座式垂直起降无人机采用的是油电混合或纯电的动力方式，但是受限于电池、电机技术的能量密度比和功重比限制，导致当尾座式垂直起降无人机起飞重量大于500kg时，电池组重量大约占比全机最大起飞重量的30％左右，严重制约飞行性能。并且电池组的电流和电压较大，对于全机的用电安全也有较大的影响。


技术实现要素：

4.为了解决相关技术中油电混合或纯电的动力方式导致电池组重量占比较大，严重制约中型尾座无人机的飞行性能和飞行安全的问题，本实用新型提供一种并列双旋翼尾座式无人机，所述技术方案如下：
5.一种并列双旋翼尾座式无人机，包括：无人机机体、旋翼系统、动力系统和传动系统，
6.其中，无人机机体包括：机身和机翼；
7.机身外形呈流线型；机身背部设有进气道和出气道；机身头部为设备舱；机身中部设有活塞发动机；
8.机身左、右两侧分别设有机翼，两个机翼以机身对称面对称，机身与机翼的连接处采用翼身融合设计；
9.机身上、下两侧分别设有垂尾，两个垂尾以机身对称面内中轴线轴对称，机身与垂尾的连接处采用翼身融合设计；
10.机翼为中单后掠翼，左、右两侧机翼后缘均设有外升降副翼、内升降副翼；每侧机翼翼梢处设有旋翼安装舱，机翼与旋翼安装舱的连接处光滑过渡；
11.垂尾后缘均设有方向舵，垂尾翼梢处设有垂尾支撑结构，垂尾与垂尾支撑结构的连接处光滑过渡；
12.旋翼安装舱的前端设有旋翼系统；机身内中部设有动力系统；传动系统位于旋翼系统和动力系统之间，且分别与旋翼系统和动力系统连接；动力系统包括发动机和与发动机连接的发动机控制器；所述旋翼系统包括旋翼、伺服舵机、倾斜盘和桨毂。
13.可选地，所述机翼翼型为低速高升力s型。
14.可选地，所述旋翼安装舱外形呈流线型，末端设有支撑减震件。
15.可选地，所述垂尾支撑结构呈圆柱状，末端设有支撑减震件。
16.可选地，所述进气道的进气口设有整流格栅。
17.可选地，所述机身内部还包括相连接的飞行控制系统、机电系统和应急回收装置。
18.本实用新型提供一种并列双旋翼尾座式无人机，通过发动机驱动并列双旋翼的方式，可有效提升发动机的功重比，能有效提升尾座式无人机的最大起飞重量，使其由小型无人机向中型无人机发展。
附图说明
19.图1是本技术实施例提供的并列双旋翼尾座式无人机的整体结构示意图；
20.图2是本技术实施例提供的并列双旋翼尾座式无人机各系统的结构示意图；
21.图3是本技术实施例提供的并列双旋翼尾座式无人机的垂直起降阶段示意图；
22.图4是本技术实施例提供的并列双旋翼尾座式无人机的前飞阶段示意图。
具体实施方式
23.下面通过具体的实施方式和附图对本实用新型作进一步详细说明。
24.请参见图1和图2，其为本技术提供的一种并列双旋翼尾座式无人机的结构示意图，包括：无人机机体、旋翼系统11、动力系统12和传动系统13。
25.其中，无人机机体包括：机身1和机翼2；
26.机身1外形呈流线型；机身背部设有进气道9和出气道10；机身1头部为设备舱；机身1中部设有活塞发动机。
27.机身1左、右两侧分别设有机翼2，这两个机翼2以机身对称面对称，机身1与每个机翼2的连接处均采用翼身融合设计。
28.机身1上、下两侧分别设有垂尾3，这两个垂尾3以机身对称面内中轴线轴对称，机身1与每个垂尾3的连接处均采用翼身融合设计。
29.机翼2为中单后掠翼，采用低速高升力s型翼型naca 6-h-10；安装角0度，上反角0度，翼根扭转角0度，翼梢扭转角-2度，梢根比为0.5，后掠角12
°
；
30.左、右两侧机翼2后缘均设有外升降副翼6、内升降副翼7。内升降副翼7在内侧，外升降副翼6在外侧。
31.每侧机翼2翼梢处还设有旋翼安装舱4，机翼2与旋翼安装舱4的连接处光滑过渡。
32.垂尾3，1/4弦线后掠角10度，展弦比4，尖根比为0.6；后缘均设有方向舵8，垂尾3翼梢处设有垂尾支撑结构5，垂尾3与垂尾支撑结构5的连接处光滑过渡。
33.旋翼安装舱4的前端设有旋翼系统11。
34.机身1内中部设有动力系统12。
35.传动系统13位于旋翼系统11和动力系统12之间，且分别与旋翼系统11和动力系统12连接。
36.具体地，动力系统12包括发动机和与发动机连接的发动机控制器，具体结构可参考相关技术。
37.旋翼系统11包括旋翼、伺服舵机、倾斜盘和桨毂，具体结构可参考相关技术。
38.本技术提供的并列双旋翼尾座无人机的主要性能指标见表1所示，性能指标包括翼展、最大起飞重量、最大任务重量、巡航速度、最大平飞速度、最大飞行高度、最大控制半径、最大续航时间、航程和起降方式等。
39.表1并列双旋翼尾座无人机的主要性能指标
40.参数名称参数值翼展(m)4.5最大起飞重量(kg)500最大任务重量(kg)100巡航速度(km/h)240最大平飞速度(km/h)400最大飞行高度(m)7000最大控制半径(km)300最大续航时间(h)10航程(km)2400起降方式垂直起降
41.请参见图3，其为并列双旋翼尾座式无人机的垂直起降阶段示意图，在垂直起降阶段，发动机通过驱动双旋翼提供飞机升力，飞机的姿态和水平速度、水平位置通过双旋翼的周期变距调整进行控制，飞机的高度和垂直速度通过双旋翼的总距变化进行控制。
42.在过渡阶段，双旋翼的周期变距时使飞机产生低头力矩，实现飞机低头并向前加速，其机体的姿态通过自平衡系统稳定，当机体达到一定速度，产生有效气动力时，接入方向舵、升降副翼，与两个旋翼共同维持系统稳定性。
43.请参见图4，其为并列双旋翼尾座式无人机的前飞阶段示意图。在前飞阶段，航向通过方向舵进行控制，滚转和俯仰姿态通过内外升降副翼进行控制，机体姿态通过自平衡系统调节，速度通过发动机的转速和旋翼系统的总距变化进行控制。
44.本技术是一种并列双旋翼的尾座式无人机，通过发动机驱动并列双旋翼的方式，可有效提升发动机的功重比。通过此设计能有效提升尾座式无人机的最大起飞重量，使其由小型无人机向中型无人机发展。
45.以上仅表达了本实用新型的实施方式，其描述较为具体和详细，但且不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型的保护范围。另外，本实用新型未详尽部分均为常规技术。

技术特征：
1.一种并列双旋翼尾座式无人机，其特征在于，包括：无人机机体、旋翼系统(11)、动力系统(12)和传动系统(13)，其中，无人机机体包括：机身(1)和机翼(2)；机身(1)外形呈流线型；机身背部设有进气道(9)和出气道(10)；机身(1)头部为设备舱；机身(1)中部设有活塞发动机；机身(1)左、右两侧分别设有机翼(2)，两个机翼(2)以机身对称面对称，机身(1)与机翼(2)的连接处采用翼身融合设计；机身(1)上、下两侧分别设有垂尾(3)，两个垂尾(3)以机身对称面内中轴线轴对称，机身(1)与垂尾(3)的连接处采用翼身融合设计；机翼(2)为中单后掠翼，左、右两侧机翼(2)后缘均设有外升降副翼(6)、内升降副翼(7)；每侧机翼(2)翼梢处设有旋翼安装舱(4)，机翼(2)与旋翼安装舱(4)的连接处光滑过渡；垂尾(3)后缘均设有方向舵(8)，垂尾(3)翼梢处设有垂尾支撑结构(5)，垂尾(3)与垂尾支撑结构(5)的连接处光滑过渡；旋翼安装舱(4)的前端设有旋翼系统(11)；机身(1)内中部设有动力系统(12)；传动系统(13)位于旋翼系统(11)和动力系统(12)之间，且分别与旋翼系统(11)和动力系统(12)连接；动力系统(12)包括发动机和与发动机连接的发动机控制器；所述旋翼系统(11)包括旋翼、伺服舵机、倾斜盘和桨毂。2.根据权利要求1所述的并列双旋翼尾座式无人机，其特征在于，所述机翼(2)翼型为低速高升力s型。3.根据权利要求1所述的并列双旋翼尾座式无人机，其特征在于，所述旋翼安装舱(4)外形呈流线型，末端设有支撑减震件。4.根据权利要求1所述的并列双旋翼尾座式无人机，其特征在于，所述垂尾支撑结构(5)呈圆柱状，末端设有支撑减震件。5.根据权利要求1所述的并列双旋翼尾座式无人机，其特征在于，所述进气道(9)的进气口设有整流格栅。6.根据权利要求1所述的并列双旋翼尾座式无人机，其特征在于，所述机身(1)内部还包括相连接的飞行控制系统、机电系统和应急回收装置。

技术总结
本实用新型提供一种并列双旋翼尾座式无人机，属于飞行器领域。机身背部设有进气道和出气道；机身头部为设备舱；机身中部设有活塞发动机；机身左、右两侧分别设有机翼，机身与机翼连接处采用翼身融合设计；机身上、下两侧分别设有垂尾，机身与垂尾的连接处采用翼身融合设计；机翼为中单后掠翼，左、右两侧机翼后缘均设有外升降副翼、内升降副翼；每侧机翼翼梢处设有旋翼安装舱，机翼与旋翼安装舱连接处光滑过渡；垂尾后缘均设有方向舵，垂尾翼梢处设有垂尾支撑结构，垂尾与垂尾支撑结构连接处光滑过渡；旋翼安装舱前端设有旋翼系统；传动系统位于旋翼系统和动力系统之间，且分别与旋翼系统和动力系统连接。能提高尾座无人机飞行性能和飞行安全。和飞行安全。和飞行安全。


技术研发人员：杨兆 周海军 叱干小玄 雷博
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
技术研发日：2022.11.11
技术公布日：2023/4/18