带鸭翼尾座式无人机的制作方法

1.本实用新型涉及飞行器领域，具体涉及一种带鸭翼尾座式无人机。


背景技术：

2.现役无人机常见的多为固定翼和旋翼两类，固定翼无人机气动效率高，滞空时间长速度快，但它起降需要跑道，或弹射起飞伞降回收等。旋翼类无人机（包含直升机和多旋翼等）可垂直起降、定点悬停等，但其具有滞空时间短速度慢的先天缺陷。因此，有必要研发一种在不依赖基础设施的前提下能够独立垂直起降，同时还能保持高效率来执行长航时任务的带鸭翼尾座式无人机。


技术实现要素：

3.本实用新型的目的是提供一种带鸭翼尾座式无人机，该带鸭翼尾座式无人机能够在不依赖基础设施的前提下独立垂直起降，同时还能保持高效率来执行长航时任务。
4.为了实现上述目的，根据本实用新型提供了一种带鸭翼尾座式无人机，该带鸭翼尾座式无人机包括：机身、鸭翼、主翼、尾翼和螺旋桨组件；
5.其中，所述鸭翼设置在所述机身的两侧，所述尾翼设置在所述机身的尾部，所述主翼设置在所述机身的两侧，位于所述鸭翼和所述尾翼之间；
6.其中，螺旋桨组件包括主翼螺旋桨推力系统和尾翼螺旋桨推力系统，所述主翼螺旋桨推力系统连接于所述主翼，所述尾翼螺旋桨推力系统连接于所述尾翼，所述主翼螺旋桨推力系统和尾翼螺旋桨推力系统的推进方向朝向于所述机身的机首方向。
7.优选地，还包括：升降舵，设置在所述鸭翼朝向于所述机身的尾部的一侧；
8.其中，所述升降舵按鸭翼35%～40%弦线在后缘全长切取。
9.优选地，还包括：副翼和襟翼，所述副翼和所述襟翼设置在所述主翼朝向于所述机身的尾部的一侧，所述副翼位于所述主翼远离于所述机身的一侧；
10.其中，所述副翼按展长的9%～12%平行于所述主翼的后缘切取，舵面面积占所述主翼的5%～7%；
11.其中，所述襟翼按展长的12%～16%平行于所述主翼的后缘切取，舵面面积占所述主翼的7%～9%。
12.优选地，所述鸭翼的翼根采用最大厚度为13%～17%的不对称双凸翼型，安装角为0
°
～3
°
；所述鸭翼的翼尖采用最大厚度为10%～14%的对称翼型，安装角为0
°
～3
°
；根梢比为50%～60%；前缘后掠角为8
°
～12
°
，后缘前掠角为8
°
～12
°
。
13.优选地，所述主翼的翼根和翼尖采用最大厚度为6%～10%的对称翼型，安装角为-1
°
～1
°
；根梢比为50%～60%；前缘前掠角为18
°
～22
°
，后缘前掠角为30
°
～34
°
。
14.优选地，所述尾翼为v尾，所述v尾的翼根翼和尖采用最大厚度为6%～10%的对称翼型；根梢比为64%～70%；前缘前掠角为18
°
～22
°
，后缘前掠角为30
°
～34
°
；上下v尾相对纵剖面对称，夹角为58
°
～62
°
。
15.优选地，所述主翼螺旋桨推力系统布置于所述主翼的中段，所述尾翼螺旋桨推力系统布置于所述尾翼的翼尖。
16.优选地，还包括：燃油发电系统，所述燃油发电系统设置在所述机身，电性连接于所述主翼螺旋桨推力系统和尾翼螺旋桨推力系统。
17.优选地，所述机身的横截面为圆形，所述机身的机腹设置有进气道唇口，所述机身的机背设置有涡轴发动机尾喷口。
18.有益效果：本技术提供的带鸭翼尾座式无人机通过主翼、尾翼和螺旋桨组件的设置，在带鸭翼尾座式无人机起降过程中，通过主翼螺旋桨推力系统作为主动力，通过尾翼螺旋桨推力系统作为辅助动力即可实现带鸭翼尾座式无人机的垂直起降；能够通过尾翼螺旋桨推力系统进行差动控制实现带鸭翼尾座式无人机空中由垂直转平飞或由平飞转垂直的过程中；在带鸭翼尾座式无人机平飞过程中可以关闭尾翼螺旋桨推力系统，只通过主翼螺旋桨推力系统工作带动带鸭翼尾座式无人机飞行。如此即可实现了不依赖基础设施的前提下独立垂直起降，同时还能保持高效率来执行长航时任务。
附图说明
19.图1是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的结构示意图。
20.图2是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的俯视图。
21.图3是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的后视图。
22.图4是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的侧视图。
23.图5是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的主视图。
24.图6是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的仰视图。
25.附图标记说明：
26.1机身；2鸭翼；3升降舵；4主翼；5主翼螺旋桨推力系统；6副翼；7襟翼；8尾翼；9尾翼螺旋桨推力系统；10燃油发电系统。
具体实施方式
27.下面结合附图详细介绍本实用新型技术方案。
28.根据本实用新型的一方面提供了一种带鸭翼尾座式无人机，该带鸭翼尾座式无人机包括：机身、鸭翼、主翼、尾翼和螺旋桨组件；
29.其中，所述鸭翼设置在所述机身的两侧，所述尾翼设置在所述机身的尾部，所述主翼设置在所述机身的两侧，位于所述鸭翼和所述尾翼之间；
30.其中，螺旋桨组件包括主翼螺旋桨推力系统和尾翼螺旋桨推力系统，所述主翼螺旋桨推力系统连接于所述主翼，所述尾翼螺旋桨推力系统连接于所述尾翼，所述主翼螺旋桨推力系统和尾翼螺旋桨推力系统的推进方向朝向于所述机身的机首方向。
31.本技术提供的带鸭翼尾座式无人机通过主翼、尾翼和螺旋桨组件的设置，在带鸭翼尾座式无人机起降过程中，通过主翼螺旋桨推力系统作为主动力，通过尾翼螺旋桨推力系统作为辅助动力即可实现带鸭翼尾座式无人机的垂直起降；能够通过尾翼螺旋桨推力系统进行差动控制实现带鸭翼尾座式无人机空中由垂直转平飞或由平飞转垂直的过程中；在带鸭翼尾座式无人机平飞过程中可以关闭尾翼螺旋桨推力系统，只通过主翼螺旋桨推力系
统工作带动带鸭翼尾座式无人机飞行。如此即可实现了不依赖基础设施的前提下独立垂直起降，同时还能保持高效率来执行长航时任务。可以理解的是差动控制为现有技术手段，如何进行差动控制在此不做赘述。
32.进一步地，还包括：升降舵，设置在所述鸭翼朝向于所述机身的尾部的一侧；其中，所述升降舵按鸭翼35%～40%弦线在后缘全长切取。
33.在该技术方案中，进一步包括了升降舵，同时提供了升降舵的设置方式，如此设置便于控制带鸭翼尾座式无人机在飞行过程中完成俯仰操纵。
34.进一步地，还包括：副翼和襟翼，所述副翼和所述襟翼设置在所述主翼朝向于所述机身的尾部的一侧，所述副翼位于所述主翼远离于所述机身的一侧；其中，所述副翼按展长的9%～12%平行于所述主翼的后缘切取，舵面面积占所述主翼的5%～7%；其中，所述襟翼按展长的12%～16%平行于所述主翼的后缘切取，舵面面积占所述主翼的7%～9%。
35.在该技术方案中，进一步包括了副翼和襟翼，同时提供了副翼和襟翼的设置方式，副翼作为带鸭翼尾座式无人机的主操作舵面,便于对带鸭翼尾座式无人机进行横滚机动操作。通过襟翼的设置能够更进一步地提供带鸭翼尾座式无人机的升力系数或飞机阻力。
36.进一步地，所述鸭翼的翼根采用最大厚度为13%～17%的不对称双凸翼型，安装角为0
°
～3
°
；所述鸭翼的翼尖采用最大厚度为10%～14%的对称翼型，安装角为0
°
～3
°
；根梢比为50%～60%；前缘后掠角为8
°
～12
°
，后缘前掠角为8
°
～12
°
。
37.在该技术方案中，进一步提供了鸭翼的布局方式，使得带鸭翼尾座式无人机在起降或飞行过程中更为平稳。
38.进一步地，所述主翼的翼根和翼尖采用最大厚度为6%～10%的对称翼型，安装角为-1
°
～1
°
；根梢比为50%～60%；前缘前掠角为18
°
～22
°
，后缘前掠角为30
°
～34
°
。
39.在该技术方案中，进一步提供了主翼的的布局方式，使得带鸭翼尾座式无人机在起降或飞行过程中更为平稳。
40.进一步地，所述尾翼为v尾，所述v尾的翼根翼和尖采用最大厚度为6%～10%的对称翼型；根梢比为64%～70%；前缘前掠角为18
°
～22
°
，后缘前掠角为30
°
～34
°
；上下v尾相对纵剖面对称，夹角为58
°
～62
°
。
41.在该技术方案中，进一步提供了尾翼的选型和布局方式，尾翼为v尾，一方面便于尾翼螺旋桨推力系统的安装，另一方面能同时起纵向（俯仰）和航向稳定作用。
42.进一步地，所述主翼螺旋桨推力系统布置于所述主翼的中段，所述尾翼螺旋桨推力系统布置于所述尾翼的翼尖。
43.在该技术方案中，进一步提供了主翼螺旋桨推力系统和尾翼螺旋桨推力系统的布置位置，如此设置能够为带鸭翼尾座式无人机提供更为平稳的动力。
44.进一步地，还包括：燃油发电系统，所述燃油发电系统设置在所述机身，电性连接于所述主翼螺旋桨推力系统和尾翼螺旋桨推力系统。
45.在该技术方案中，进一步设置了燃油发电系统，通过燃油和燃油发电系统为螺旋桨组件提供电力，通过电力驱动螺旋桨组件工作，能够使得带鸭翼尾座式无人机获得稳定的动力，同时通过燃油发电的设置方式较比直接配备电池为螺旋桨组件供电能够更进一步地降低带鸭翼尾座式无人机的重量，继而能够降低带鸭翼尾座式无人机工作的能耗。
46.进一步地，所述机身的横截面为圆形，所述机身的机腹设置有进气道唇口，所述机
身的机背设置有涡轴发动机尾喷口。
47.在高技术方案中，进一步提供了机身的形状和进气道唇口与涡轴发动机尾喷口的设置位置，能够使带鸭翼尾座式无人机运行更为平稳。
48.实施例1
49.图1是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的结构示意图。图2是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的俯视图。图3是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的后视图。图4是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的侧视图。图5是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的主视图。图6是本实用新型带鸭翼尾座式无人机的实施例的仰视图。
50.如图1至图6，该带鸭翼尾座式无人机包括：机身1、鸭翼2、主翼4、尾翼8和螺旋桨组件；
51.其中，鸭翼2设置在机身1的两侧，尾翼8设置在机身1的尾部，主翼4设置在机身1的两侧，位于鸭翼2和尾翼8之间；
52.其中，螺旋桨组件包括主翼螺旋桨推力系统5和尾翼螺旋桨推力系统9，主翼螺旋桨推力系统5连接于主翼4，尾翼螺旋桨推力系统9连接于尾翼8，主翼螺旋桨推力系统5和尾翼螺旋桨推力系统9的推进方向朝向于机身1的机首方向。
53.优选地，还包括：升降舵3，设置在鸭翼2朝向于机身1的尾部的一侧；
54.其中，升降舵3按鸭翼235%～40%弦线在后缘全长切取。
55.其中，还包括：副翼6和襟翼7，副翼6和襟翼7设置在主翼4朝向于机身1的尾部的一侧，副翼6位于主翼4远离于机身1的一侧；
56.其中，副翼6按展长的9%～12%平行于主翼4的后缘切取，舵面面积占主翼4的5%～7%；
57.其中，襟翼7按展长的12%～16%平行于主翼4的后缘切取，舵面面积占主翼4的7%～9%。
58.其中，鸭翼2的翼根采用最大厚度为13%～17%的不对称双凸翼型，安装角为0
°
～3
°
；鸭翼2的翼尖采用最大厚度为10%～14%的对称翼型，安装角为0
°
～3
°
；根梢比为50%～60%；前缘后掠角为8
°
～12
°
，后缘前掠角为8
°
～12
°
。
59.其中，主翼4的翼根和翼尖采用最大厚度为6%～10%的对称翼型，安装角为-1
°
～1
°
；根梢比为50%～60%；前缘前掠角为18
°
～22
°
，后缘前掠角为30
°
～34
°
。
60.其中，尾翼8为v尾，v尾的翼根翼和尖采用最大厚度为6%～10%的对称翼型；根梢比为64%～70%；前缘前掠角为18
°
～22
°
，后缘前掠角为30
°
～34
°
；上下v尾相对纵剖面对称，夹角为58
°
～62
°
。
61.其中，主翼螺旋桨推力系统5布置于主翼4的中段，尾翼螺旋桨推力系统9布置于尾翼8的翼尖。
62.其中，还包括：燃油发电系统10，燃油发电系统10设置在机身1，电性连接于主翼螺旋桨推力系统5和尾翼螺旋桨推力系统9。
63.其中，机身1的横截面为圆形，机身1的机腹设置有进气道唇口，机身1的机背设置有涡轴发动机尾喷口。具体实施例
64.如图1至图6，该带鸭翼尾座式无人机，带鸭翼尾座式无人机采用前掠翼+鸭翼2+双v尾式布局形式，螺旋桨组件采用燃油发电系统10供电。机身1采用圆形机身1，机腹带进气道唇口，机背后端带涡轴发动机尾喷口。鸭翼2翼根采用最大厚度15%的不对称双凸翼型，安装角2
°
；翼尖采用最大厚度12%的对称翼型，安装角2
°
；根梢比为56%；前缘后掠角10.5
°
，后缘前掠角10.5
°
。主翼4翼根翼尖采用最大厚度8%的对称翼型，安装角0
°
；根梢比为55.8%；前缘前掠角20
°
，后缘前掠角32
°
。尾翼8翼根翼尖采用最大厚度8%的对称翼型；根梢比为67%；前缘前掠角20
°
，后缘前掠角32
°
；尾翼8相对纵剖面对称，夹角为60
°
。升降舵3按鸭翼237%弦线在后缘全长切取；副翼6按展长的10.5%平行于主翼4后缘切取，舵面面积占主翼4的5.9%；襟翼7按展长的14.2%平行于主翼4后缘切取，舵面面积占主翼4的7.9%。主翼4中段偏外布置一对主螺旋桨推力系统，尾翼8翼尖均布置一个尾翼螺旋桨推力系统9。
65.带鸭翼尾座式无人机通过燃油发电系统10供电，带动螺旋桨组件工作，从而为无人机提供动力。垂直起降时，通过主翼螺旋桨推力系统5作为主动力，尾翼螺旋桨推力系统9作为辅助动力和控制动力共同作用实现；无人机在空中由垂直转平飞或由平飞转垂直，是通过尾翼螺旋桨推力系统9差动控制实现的；当无人机平飞过程中达到或超过要求的速度后，关闭尾翼螺旋桨推力系统9，只通过主翼螺旋桨推力系统5工作带动无人机飞行。
66.最后应说明的是：以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。