本發(fā)明涉及飛行器，屬于飛行器技術(shù)領(lǐng)域，更具體地說，本發(fā)明涉及一種組合涵道飛行器結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)：

無人飛行器按功能可分為固定翼類、旋翼類和涵道類，涵道飛行器是目前較前沿的飛行器。

涵道類飛行器目前常見多為單體涵道，僅適用于低空低速飛行，且受限于單臺發(fā)動機(jī)功率及轉(zhuǎn)動慣量等問題，單體涵道載重能力無法有較大的提升，且結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜。

涵道飛行器采用的都是涵道內(nèi)安裝螺旋槳推進(jìn)器(簡稱螺旋槳)，通過發(fā)動機(jī)提供動力使螺旋槳旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生推力使飛行器脫離地面，若采用單組螺旋槳，則螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)時會產(chǎn)生一個反向扭矩，必須在涵道內(nèi)安裝平衡反扭裝置抵消反扭矩，這就增加了系統(tǒng)復(fù)雜程度且降低了涵道內(nèi)氣動效率。若使用雙組螺旋槳推進(jìn)器對轉(zhuǎn)相互抵消自身反扭矩，則螺旋槳推進(jìn)效率會有所降低，且需增加涵道深度尺寸滿足雙螺旋槳安裝空間。

當(dāng)前市面上涵道飛行器多為單涵道結(jié)構(gòu)，多為針對某個特定需求研制，任務(wù)載荷、使用環(huán)境等較為單一，不能實現(xiàn)多用途，同時現(xiàn)有涵道飛行器很多結(jié)構(gòu)設(shè)計都不符合流體設(shè)計，其飛行時不僅空氣阻力較大，能耗高，且由于空氣的阻擋摩擦，噪聲較大，而且外部長久使用后極易損壞。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

基于以上技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種組合涵道飛行器結(jié)構(gòu)，從而解決了以往涵道飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、成本高、空氣阻力大及能耗高的技術(shù)問題。

為解決以上技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

一種組合涵道飛行器結(jié)構(gòu),由組合涵道中心體和N個單涵道飛行體組成，N個單涵道飛行體對稱均勻設(shè)置在組合涵道中心體外側(cè)，所述N個單涵道飛行體環(huán)形相接，與組合涵道中心體共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器；

其中，

所述組合涵道中心體內(nèi)部中空形成內(nèi)置空腔；

所述單涵道飛行體包括扇形的單涵道飛行體主體，單涵道飛行體主體中部設(shè)有涵道，涵道內(nèi)從下往上依次設(shè)置有反扭矩柵格舵、動力裝置及用于支撐動力裝置的支撐件；

N為大于四的偶數(shù)。

進(jìn)一步的，所述組合涵道中心體包括上端開口的圓筒，圓筒上端可拆卸的連接有弧形筒蓋。

進(jìn)一步的，所述N個單涵道飛行體與組合涵道中心體均為可拆卸連接。

進(jìn)一步的，所述反扭矩柵格舵包括多個均勻排列的柵格滑流舵，多個柵格滑流舵通過鉸接?xùn)鸥窕鞫孢B桿連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動，所述柵格滑流舵兩端均設(shè)置有舵面轉(zhuǎn)軸，舵面轉(zhuǎn)軸可轉(zhuǎn)動的插接到單涵道飛行體上，多個所述柵格滑流舵中的任意一個柵格滑流舵的舵面轉(zhuǎn)軸還通過轉(zhuǎn)動桿連接有驅(qū)動伺服舵機(jī)。

進(jìn)一步的，所述動力裝置包括螺旋槳推進(jìn)器及與螺旋槳推進(jìn)器連接的驅(qū)動件。

進(jìn)一步的，所述驅(qū)動件為電機(jī)或油機(jī)。

進(jìn)一步的，所述支撐件包括與動力裝置連接的圓筒座、與圓筒座連接的多個支腳，多個支腳均勻分布且卡在涵道上端開口，所述圓筒座內(nèi)部為中空結(jié)構(gòu)。

進(jìn)一步的，所述圓筒座為半橢圓結(jié)構(gòu)。

進(jìn)一步的，所述單涵道飛行體主體下端還設(shè)置有起落架。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有效效果是：

1、本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，單涵道飛行體環(huán)形相接，與組合涵道中心體共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器，從而形成流線型設(shè)計，能夠減少空氣阻力和噪聲，降低了能耗。

2、本發(fā)明單涵道飛行體和組合涵道中心體可拆卸連接，裝卸和運(yùn)輸方便，能夠根據(jù)需要選擇單涵道飛行體數(shù)量，滿足不同載重和用途的需求，適用性更強(qiáng)。

3、本發(fā)明的組合涵道中心體和圓筒座內(nèi)部均為空腔結(jié)構(gòu)，可以用于放置飛行器所需的電器件和燃料，無需再設(shè)計其它安裝結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)更為簡單。

4、本發(fā)明省略了現(xiàn)有平衡反扭裝置，使用了全新結(jié)構(gòu)的反扭矩柵格舵實現(xiàn)反扭矩的平衡，從而平衡更快捷準(zhǔn)確，且減少了平衡需要的能耗，保證飛行器滿足垂直起降、平穩(wěn)飛行的要求，飛行狀態(tài)改變快捷。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)分解示意圖；

圖3是組合涵道中心體的剖視圖；

圖4是單涵道飛行體的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5是支撐件的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖6是反扭矩柵格舵的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖7是反扭矩柵格舵的氣流方向示意圖，箭頭表示氣流方向；

圖中的標(biāo)號分別表示為：1、組合涵道中心體；2、單涵道飛行體；3、弧形筒蓋；4、圓筒；5、涵道；6、單涵道飛行體主體；7、反扭矩柵格舵；8、起落架；9、支撐件；10、驅(qū)動件；11、螺旋槳推進(jìn)器；12、圓筒座；13、支腳；14、柵格滑流舵；15、舵面轉(zhuǎn)軸；16、柵格滑流舵連桿；17、驅(qū)動伺服舵機(jī)；18、轉(zhuǎn)動桿。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步的說明。本發(fā)明的實施方式包括但不限于下列實施例。

如圖1-圖4所示，一種組合涵道飛行器結(jié)構(gòu),由組合涵道中心體1和N個單涵道飛行體2組成，N個單涵道飛行體2對稱均勻設(shè)置在組合涵道中心體1外側(cè)，所述N個單涵道飛行體2環(huán)形相接，與組合涵道中心體1共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器結(jié)構(gòu)；

其中，

所述組合涵道中心體1內(nèi)部中空形成內(nèi)置空腔；

所述單涵道飛行體2包括扇形的單涵道飛行體主體6，單涵道飛行體主體6中部設(shè)有涵道5，涵道5內(nèi)從下往上依次設(shè)置有反扭矩柵格舵7、動力裝置及用于支撐動力裝置的支撐件9；

N為大于四的偶數(shù)。

本發(fā)明的組合涵道飛行器結(jié)構(gòu)整體呈圓環(huán)形結(jié)構(gòu)，從而使其符合流線型設(shè)計，能夠減少空氣阻力和噪聲，N個單涵道飛行體2環(huán)形相接，無間隙存在，且組合涵道中心體1外側(cè)均勻?qū)ΨQ設(shè)置N個單涵道飛行體2，N為大于四的偶數(shù)，從而保證飛行器結(jié)構(gòu)重心平衡，其在飛行時能保持平穩(wěn)，并可通過調(diào)節(jié)單涵道飛行體數(shù)量，使其滿足要求的同時減少自重，降低能耗。

本發(fā)明飛行器結(jié)構(gòu)主要通過N個單涵道飛行體2提供動力，通過改變流過涵道5的氣體流向和流速，控制飛行器的整體飛行狀態(tài)，動力裝置為飛行器提供動力，反扭矩柵格舵5則主要用于保持飛行器平衡，用于平衡飛行器的反扭矩。

本發(fā)明的組合涵道中心體1內(nèi)部中空形成內(nèi)置空腔，內(nèi)置空腔內(nèi)可以設(shè)置為動力裝置提供燃料和能量的油箱和驅(qū)動電源，也可以設(shè)置用于控制飛行的姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置等，從而簡化了結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明組合涵道中心體1包括上端開口的圓筒4，圓筒4上端可拆卸的連接有弧形筒蓋3。圓筒4和弧形筒蓋3均采用圓弧形結(jié)構(gòu)，則形成流線型外壁，在保證飛行平穩(wěn)的同時也減少了空氣阻力和噪音，降低了能耗；且二者為可拆卸方式連接，裝卸內(nèi)部件十分方便。

為了方便裝卸和運(yùn)輸，隨時調(diào)節(jié)單涵道飛行體數(shù)量，N個單涵道飛行體2與組合涵道中心體1均為可拆卸(如插接、扣接、螺栓連接或粘接等)連接。

如圖6、圖7所示，作為單涵道飛行體2的重要組成部分，所述反扭矩柵格舵7包括多個均勻排列的柵格滑流舵14，多個柵格滑流舵14通過鉸接?xùn)鸥窕鞫孢B桿16連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動，所述柵格滑流舵14兩端均設(shè)置有舵面轉(zhuǎn)軸15，舵面轉(zhuǎn)軸15可轉(zhuǎn)動的插接到單涵道飛行體2上，多個所述柵格滑流舵14中的任意一個柵格滑流舵14的舵面轉(zhuǎn)軸15還通過轉(zhuǎn)動桿18連接有驅(qū)動伺服舵機(jī)17。多個柵格滑流舵14通過舵面轉(zhuǎn)軸15插接到單涵道飛行體2上，位于涵道5最下端，上端是動力裝置，動力裝置產(chǎn)生的下洗氣流會經(jīng)過柵格滑流舵14；多個柵格滑流舵14通過柵格滑流舵連桿16連為一體，并且二者鉸接，通過柵格滑流舵連桿16可以保證所有的柵格滑流舵14轉(zhuǎn)動位置相同，即實現(xiàn)聯(lián)動，當(dāng)驅(qū)動伺服舵機(jī)17驅(qū)動轉(zhuǎn)動桿18轉(zhuǎn)動時，轉(zhuǎn)動桿18帶動?xùn)鸥窕鞫?4的舵面轉(zhuǎn)軸15轉(zhuǎn)動，在柵格滑流舵連桿16作用下，實現(xiàn)所有的柵格滑流舵14轉(zhuǎn)動相同角度，改變通過柵格滑流舵14的下洗氣流方向，從而可以改變飛行器飛行狀態(tài)，并通過柵格滑流舵14偏轉(zhuǎn)角度調(diào)節(jié)其受到的反作用，進(jìn)而平衡飛行器因動力裝置轉(zhuǎn)動而帶來的反扭矩。本發(fā)明省略了現(xiàn)有技術(shù)復(fù)雜的平衡反扭裝置，使用了全新結(jié)構(gòu)的反扭矩柵格舵7實現(xiàn)反扭矩的平衡，從而平衡更快捷準(zhǔn)確，且減少了平衡需要的能耗，保證飛行器使用時滿足垂直起降、平穩(wěn)飛行的要求。

上述的動力裝置包括螺旋槳推進(jìn)器11及與螺旋槳推進(jìn)器11連接的驅(qū)動件10。螺旋槳推進(jìn)器11在驅(qū)動件10的帶動下旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的下洗氣流，為飛行器提供動力。

上述的驅(qū)動件10為電機(jī)或油機(jī)。電機(jī)或油機(jī)與螺旋槳推進(jìn)器11連接用于控制螺旋槳推進(jìn)器11旋轉(zhuǎn)，可以根據(jù)實際需要選擇。

為進(jìn)一步詳細(xì)說明單涵道飛行體2的結(jié)構(gòu)，所述支撐件包括與動力裝置連接的圓筒座12、與圓筒座12連接的多個支腳13，多個支腳13均勻分布且卡在涵道5上端開口，所述圓筒座12內(nèi)部為中空結(jié)構(gòu)。圓筒座12設(shè)計成內(nèi)部中空的結(jié)構(gòu)，其內(nèi)部空腔可以設(shè)置動力裝置所需的動力裝置調(diào)速開關(guān)組件，簡化了結(jié)構(gòu)，并通過多個支腳13均勻分布且卡在涵道5上端開口將動力裝置卡緊在單涵道飛行體主體6，使得其裝卸方便，并且支腳13之間留有足夠的空間，能增大動力裝置所需的氣流流動空間，使得飛行器飛行更加平穩(wěn)，不會出現(xiàn)斷流、進(jìn)氣不暢的問題。

當(dāng)驅(qū)動件10采用電機(jī)時，動力裝置調(diào)速開關(guān)組件為電子調(diào)速器，用于開閉電機(jī)和調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速；當(dāng)驅(qū)動件10采用油機(jī)時，動力裝置調(diào)速開關(guān)組件包括CDI點火器和油門控制伺服舵機(jī)，CDI點火器用于油機(jī)點火，而油門控制伺服舵機(jī)則控制油機(jī)油門從而調(diào)節(jié)油機(jī)轉(zhuǎn)速，為了保證油機(jī)的長久使用，動力裝置調(diào)速開關(guān)組件還可設(shè)置為油機(jī)提供燃料的副油箱，保證油機(jī)燃料充足。

上述圓筒座12為半橢圓結(jié)構(gòu)，原理與組合涵道中心體1一樣，用于簡化結(jié)構(gòu)，減少空氣阻力。

本發(fā)明為了保證飛行器在飛行降落時安全，在所述單涵道飛行體主體6下端還設(shè)置有起落架8。起落架8能起到緩沖卸力的作用，減少飛行器降落時的撞擊。

具體實施例

如圖1-7所示，一種組合涵道飛行器結(jié)構(gòu),由組合涵道中心體1和八個單涵道飛行體2組成，八個單涵道飛行體2對稱均勻設(shè)置在組合涵道中心體1外側(cè)，所述八個單涵道飛行體2環(huán)形相接，與組合涵道中心體1共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器結(jié)構(gòu)；所述組合涵道中心體1內(nèi)部中空形成內(nèi)置空腔；所述單涵道飛行體2包括扇形的單涵道飛行體主體6，單涵道飛行體主體6中部設(shè)有涵道5，涵道5內(nèi)從下往上依次設(shè)置有反扭矩柵格舵7、動力裝置及用于支撐動力裝置的支撐件9；所述組合涵道中心體1包括上端開口的圓筒4，圓筒4上端可拆卸的連接有弧形筒蓋3；所述八個單涵道飛行體2與組合涵道中心體1均為可拆卸連接；所述反扭矩柵格舵7包括多個均勻排列的柵格滑流舵14，多個柵格滑流舵14通過鉸接?xùn)鸥窕鞫孢B桿16連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動，所述柵格滑流舵(14)兩端均設(shè)置有舵面轉(zhuǎn)軸15，舵面轉(zhuǎn)軸15可轉(zhuǎn)動的插接到單涵道飛行體2上，多個所述柵格滑流舵14中的任意一個柵格滑流舵14的舵面轉(zhuǎn)軸15還通過轉(zhuǎn)動桿18連接有驅(qū)動伺服舵機(jī)17。所述動力裝置包括螺旋槳推進(jìn)器11及與螺旋槳推進(jìn)器11連接的驅(qū)動件10；所述驅(qū)動件10為油機(jī)；所述支撐件包括與動力裝置連接的圓筒座12、與圓筒座12連接的四個支腳13，四個支腳13均勻分布且卡在涵道5上端開口，所述圓筒座12內(nèi)部為中空的半橢圓結(jié)構(gòu)；所述單涵道飛行體主體6下端還設(shè)置有起落架8。

如上所述即為本發(fā)明的實施例。上述實施例以及實施例中的具體參數(shù)僅是為了清楚表述發(fā)明人的發(fā)明驗證過程，并非用以限制本發(fā)明的專利保護(hù)范圍，本發(fā)明的專利保護(hù)范圍仍然以其權(quán)利要求書為準(zhǔn)，凡是運(yùn)用本發(fā)明的說明書及附圖內(nèi)容所作的等同結(jié)構(gòu)變化，同理均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。