一种小型化涵道飞行器
阅读说明：本技术 一种小型化涵道飞行器 (Miniaturized duct aircraft ) 是由 王掩刚 王思维 刘汉儒 周芳 于 2021-01-24 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种小型化涵道飞行器,相机安装于电池舱正前方；电池舱位于飞行器最上方,其中心轴与涵道轴心重合,飞控舱位于电池舱与电机座中间,其轴心同样与涵道轴心重合；涵道唇口可以降低涵道进气损失以及为飞行器提供额外的推力,位于涵道的正上方并与涵道紧密连接；动力装置安装轴线与涵道轴线重合,并且位于飞控舱的下方；控制舵通过改变涵道出口气流的流动方向,四个控制舵的分布中心与涵道轴线重合并且位于涵道出口处,四个控制舵调节装置分别调节四个控制舵的偏转；起落架位于涵道的最下方。上述涵道飞行器的小型化设计方案能够在实现自主巡航及视频传输的前提下充分压缩飞行器的尺寸,进而使飞行器可以在更狭小的空间内进行自主飞行。(The invention relates to a miniaturized ducted aircraft.A camera is arranged right in front of a battery cabin; the battery compartment is positioned at the top of the aircraft, the central axis of the battery compartment is superposed with the axis of the duct, the flight control compartment is positioned between the battery compartment and the motor base, and the axis of the flight control compartment is also superposed with the axis of the duct; the duct lip can reduce the air intake loss of the duct and provide additional thrust for the aircraft, and is positioned right above the duct and tightly connected with the duct; the power device installation axis is superposed with the culvert axis and is positioned below the flight control cabin; the control rudders change the flow direction of airflow at the outlet of the duct, the distribution centers of the four control rudders are overlapped with the axis of the duct and are positioned at the outlet of the duct, and the four control rudder adjusting devices respectively adjust the deflection of the four control rudders; the landing gear is located lowermost in the duct. The miniaturized design scheme of the ducted aircraft can fully compress the size of the aircraft on the premise of realizing autonomous cruising and video transmission, and then the aircraft can autonomously fly in a narrower space.)
技术领域
本发明属于飞行器设计领域，特别涉及一种小型化涵道飞行器。
背景技术
随着科技的发展，飞行器的种类越来越多，例如固定翼无人机、四旋翼无人机、涵道风扇无人机。在众多飞行器种类中，以涵道为动力的涵道飞行器，因其有着涵道且为包裹螺旋桨的方式，使得该飞行器的飞行更加安全，能够降低桨叶气动干涉使得气动效率更高，同时涵道飞行器可工作于室内、矿洞等狭小环境中，使得涵道结构的飞行器成为人们研究的重点，而小型化又为研究的方向之一。
现有公开的技术文献“微型无人机发展现状研究综述”(《2019世界交通运输大会》2019)中论述了当前微型无人机广泛的应用价值与应用前景，微型无人机无论是在自然灾害的监测与救援或是在军事侦查与航空检测领域均具有十分必要的应用价值。微型固定翼无人机机体重量可以控制在100g以内，但是其无法实现垂直起降功能；微型扑翼无人机机体重量可以控制在10g以内，但是其工作半径十分有限；当前商用无人机技术十分领先的某公司，其微型旋翼类无人机在折叠情况下机身尺寸都达到了198mm；而即使文中提到了微小型涵道风扇无人机，但是其并未对涵道唇口进行合理设计，使得气动效率大打折扣。
发明内容
本发明解决的技术问题是：为了解决现有涵道飞行器研究中的小型涵道飞行器气动效率低的缺陷，本发明设计一种小型化涵道飞行器。
本发明的技术方案是：一种小型化涵道飞行器，包括相机、电池舱、飞控舱和起落架，还包括唇口、动力装置、涵道、控制舵、舵机和起落架；
所述唇口与涵道同轴安装，唇口未与涵道安装的一端向外径向延伸并采用弧形过渡，延伸面形成曲面，且唇口最大直径与涵道内径之比不大于1.3；
所述动力装置同轴位于涵道内，包括两组结构，且两组结构留有间隙；每一组结构包括电机和对转风扇；所述对转风扇转子的轮毂处轴向开槽，电机位于槽内；对转风扇的叶片在工作时旋转产生的扭矩相互抵消；在转子的安装侧开设散热孔，便于旋转过程中产生的气流为电机散热；两个对转风扇的轴向长度等于对转电机的轴向长度；所述控制舵为四个，位于涵道下方并分别通过舵机进行控制；控制舵整体为板状结构，沿涵道轴线周向均布，截面形状为翼型，内侧的下方端为一斜面，防止控制舵进行偏转角度时进行碰撞；控制舵的偏转轴线位于翼型的气动中心或四分之一弦长处，
四个控制舵的分布中心与涵道轴线重合并且位于涵道出口处。
本发明进一步的技术方案是：所述电机上开有电机安装孔，用于安装电机座；电机座将电机、飞控舱和涵道同轴进行连接。
本发明进一步的技术方案是：所述控制舵通过控制舵连接装置与涵道下方连接。
本发明进一步的技术方案是：所述涵道是一个封闭几何绕某一轴线旋转而成的环状结构，其轴线为无人机的中轴线。
本发明进一步的技术方案是：所述涵道采用碳纤维材料制成，包括上涵道和下涵道，便于拆卸安装；两个涵道同轴固连；唇口与上涵道为一体连接。
本发明进一步的技术方案是：所述控制舵采用碳纤维材料制成，选用NACA 0065基础翼型并沿法向拉伸得到。
本发明进一步的技术方案是：所述控制舵的偏转角变化范围为±10°。
本发明进一步的技术方案是：所述唇口为双纽线形状，内壁面为双纽线位于第一象限中的曲线绕涵道轴心旋转而成的曲面；唇口的内壁面曲线沿涵道出口方向逐渐向外扩张，即沿着涵道出口方向，唇口截面积逐渐增加。
本发明进一步的技术方案是：所述起落架一端与下涵道铰接，为飞行器起飞与降落时提供支撑点。
本发明进一步的技术方案是：所述两组结构中的对转风扇上的叶片数量不同，防止上下转子由于叶片相同使得在工作时由于共振产生极大的噪音与振动。
发明效果
本发明的技术效果在于：本发明提到的一种小型化涵道飞行器，其具有垂直起降功能，工作半径远大于微型扑翼无人机，机体尺寸小于微型旋翼类无人机，合理的涵道唇口设计使其气动效率得到提高，具体产生的优越性具体如下：
(1)唇口的特殊结构设计，使得气流在涵道唇口的绕流可以降低涵道进气损失以及为飞行器提供额外的推力。本发明中唇口的合理设计会为飞行器提供50％的升力。
(2)对转风扇在工作时产生的扭矩相互抵消，降低飞行控制系统的控制难度，同时也避免了飞行器在飞行过程中控制舵对扭矩的平衡。
(3)电机包裹于转子的轮毂内部，降低了飞行器的轴向尺寸。
(4)电机外侧应与转子轮毂间留有1mm空隙进行散热，同时在转子的安装侧开设散热孔，使转子的旋转过程中产生的气流为电机散热。
(5)将涵道分为上下两部分，便于拆卸和安装，同时便于技术人员对涵道内部结构进行检查。
(6)控制舵一侧设计为翼型结构，不仅提高了气动效率，同时减小了舵面上产生的阻力；控制舵另一侧的一个端角设置为斜面，有效防止了控制舵在进行角度转变时发生碰撞。本发明的控制舵保证飞行器在不改变飞行倾角的情况下也可以灵活地改变航向，和现有直板形控制舵相比，翼型控制舵可以降低控制舵上产生的阻力。
(7)相机安装于电池舱正前方，提供广阔的视野。
(8)电池舱位于飞行器最上方，其中心轴与涵道轴心重合，电池舱提供电池及相机的安装位置，位于飞行器最顶部便于电池的拆卸与更换。
(9)两组结构中的对转风扇(15)上的叶片数量不同，防止上下转子由于叶片相同使得在工作时由于共振产生极大的噪音与振动。
附图说明
图1是本发明一种涵道飞行器的小型化设计的结构示意图。
图2是本发明一种涵道飞行器的小型化设计的剖视图。
图3是本发明一种涵道飞行器的小型化设计的动力系统安装示意图。
图4是本发明一种涵道飞行器的小型化设计的控制舵安装示意图。
图中：1.相机2.电池舱3.飞控舱4.唇口5.动力装置6.涵道7.控制舵8.舵机9.起落架10.上涵道11.下涵道12.电机座13.电机安装孔14.电机15.叶片16.电机与叶片的连接孔17.散热孔18.控制舵连接装置
具体实施方式
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
参见图1-图4，一种小型化涵道飞行器包括相机、电池舱、飞控舱、涵道唇口、涵道、动力装置、控制舵、控制舵调节装置和起落架。
飞行器属于单涵道飞行器。涵道飞行器的最大直径不超过250mm，最大飞行重量不超过1.2kg。
相机安装于电池舱正前方，提供广阔的视野。相机通过数据线与飞控进行通讯，相机为飞行器提供视觉定位以及进行视频采集。
电池舱位于飞行器最上方，其中心轴与涵道轴心重合，电池舱提供电池及相机的安装位置，位于飞行器最顶部便于电池的拆卸与更换。
飞控舱提供飞控的安装位置，其位于电池舱与电机座中间，其轴心同样与涵道轴心重合。
气流在涵道唇口的绕流可以降低涵道进气损失以及为飞行器提供额外的推力，位于涵道的正上方并与涵道紧密连接。涵道唇口的内壁面曲线呈现沿涵道出口方向逐渐向外扩张的形状，即沿着涵道出口方向，唇口截面积逐渐增加。涵道唇口可以降低涵道进气损失以及为飞行器提供额外的推力，位于涵道的正上方并与涵道紧密连接；
涵道是一个封闭几何绕某一轴线旋转而成的环状结构，其轴线为无人机的中轴线。
动力装置为飞行器提供动力，其安装轴线与涵道轴线重合，并且位于飞控舱的下方，通过与涵道连接的电机座，将电机、电机座、飞控舱和涵道相连接。动力装置包括：对转风扇与对转电机。
对转风扇在工作时产生的扭矩相互抵消；为降低飞行器的轴向尺寸，将电机包裹于转子的轮毂内部；为满足电机的散热需求，电机外侧应与转子轮毂间留有1mm空隙进行散热，同时在转子的安装侧开设散热孔，使转子的旋转过程中产生的气流为电机散热。
控制舵通过改变涵道出口气流的流动方向，从而为无人机提供俯仰、滚转、偏航力矩，控制舵为四个可扰流的板状结构，四个控制舵的分布中心与涵道轴线重合并且位于涵道出口处，四个控制舵通过连接件相互连接。四个控制舵调节装置分别调节四个控制舵的偏转，位于涵道出口处；起落架为飞行器起飞与降落时提供支撑点，其位于涵道的出口处即最下方。
起落架为飞行器起飞与降落时提供支撑点，其位于涵道的最下方。
下面结合实施例对本发明进一步解释说明。
本发明采用单涵道飞行器，单涵道飞行器由于涵道可以抑制叶尖涡的形成并降低尾流损失，同时涵道唇口可以提供附加升力，使得在相同尺寸下，相比于多旋翼飞行器，涵道飞行器可以提供更高的推力，在需要相同推力的前提下，涵道飞行器需要的尺寸更小。因此在实现相同任务及搭载相同载荷的情况下，涵道飞行器可以做的更小。
在上述小型化设计技术方案中，优选地，涵道采用上下涵道分别加工的加工方式，选用碳纤维材料加工，在上下涵道四个方向各有一个连接座进行上下涵道的连接，涵道直径为154mm。涵道内径为154mm，飞行器最大直径为200mm，最大重量为800g。
在上述相机的技术方案中，优选地，相机选用双目相机，双目相机可以帮助飞行器进行空间定位及自主避障，为飞行器提供准确的位置信息。
在上述电池舱的技术方案中，优选地，电池舱尺寸与飞控舱径向尺寸相一致，并且通过螺丝与飞控舱相连接。
在上述飞控舱的技术方案中，优选地，电调、数传、图传、图像处理系统、遥控器接收机等均集成于飞控中或采用模块化设计方案但均安装于飞控舱内，飞控与相机通过数据线相连接。
在上述唇口的技术方案中，优选地，唇口选用双纽线型唇口，唇口最大直径为200mm。涵道唇口内壁面为双纽线位于第一象限中的曲线绕涵道轴心旋转而成的曲面，并且唇口最大直径与涵道内径之比不大于1.3。在本实例中，涵道内壁面直径为154mm，唇口为双纽线形状，最大直径为200mm。
在上述涵道的技术方案中，优选地，涵道由长方形绕某一长边的平行线旋转而成的圆环或翼型绕与翼型弦线平行的直线旋转而成的环状结构；为保证动力装置安装以及无人机维修的便捷性，可选择将涵道分为上下涵道两部分，并通过螺丝连接。
在上述动力装置的技术方案中，优选地，动力系统由一对对转风扇与同轴对转电机组成，以削弱叶片旋转中对无人机产生的偏航力矩，为保证空间的合理利用，设计上将风扇叶片套在电机外侧，使得两个对转风扇的轴向长度等于对转电机的轴向长度。
在上述对转风扇的技术方案中，优选地，对转风扇在同转速工作时产生的扭矩大小相等方向相反，使产生的扭矩相互抵消，降低飞行控制系统的控制难度，同时也避免了飞行器在飞行过程中控制舵对扭矩的平衡。
在上述控制舵的技术方案中，优选地，四个控制舵呈十字形安装在涵道出口，为提高控制舵的舵效，控制舵应为某一基础翼型沿法向拉伸形成的几何，且控制舵的偏转角变化范围为±10°；控制舵的偏转轴线位于翼型的气动中心或四分之一弦长处。
在上述控制舵调节装置的技术方案中，优选地，采用四个舵机作为控制舵的调节装置，舵机的旋转轴与控制舵的旋转轴相互重合。控制舵选用NACA 0065基础翼型并沿法向拉伸得到，也采用碳纤维材料。
在上述对转风扇的技术方案中，优选地，转子选用同转速、同扭矩的对转风扇，叶片数为上转子5个叶片，下转子6个叶片，防止上下转子由于叶片相同使得在工作时由于共振产生极大的噪音与振动，叶片为碳纤维材料加工。
在上述控制舵调节装置的技术方案中，优选地，将起落架的作为舵机的安装位置以提高飞行器的空间利用率。
本结构的安装步骤为：
(1)将上涵道与唇口连接或加工时将上涵道与唇口进行一体化加工；
(2)将上涵道内的电机、电机座与飞控舱通过电机的安装孔进行整体安装；
(3)在飞控舱内安装飞控、电调、数传等航电设备，将相机数据线引出；
(4)通过螺丝将飞控舱与电池舱相连接；
(5)将相机安装在电池舱外；
(6)将上转子套入上电机内并通过螺丝安装；
(7)将下涵道内的电机、电机座与控制舵连接装置进行整体安装；
(8)将下转子套入下电机内并通过螺丝安装；
(9)将上下涵道通过螺丝进行连接；
(10)将四个控制舵插入控制舵连接装置；
(11)将四个起落架连接到下涵道上；
(12)四个舵机与控制舵、起落架进行连接。
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