本发明公开了一种变涵道尾座式高速无人机及其工作方法，本发明的无人机包括：机身、鸭翼、后掠机翼、旋翼系统、前掠翼、副翼、机翼垂直起落架、下半涵道、后起落架、垂尾、方向舵、垂尾垂直起落架、前起落架、涵道伸缩机构、上半涵道。当无人机处于尾座式飞机模式时，上半涵道未收缩进下半涵道内，即为全涵道形态；当上半涵道收缩进下半涵道内时，即涵道由全涵道形态变为半涵道形态；本发明实现了在垂直飞行模式与固定翼飞机模式之间自由切换，同时兼备了尾座式无人机的可垂直起降，停机面积小的优点，本发明的全涵道变半涵道设计使涵道在整个飞行过程中可以根据飞行需求改变模式，解决了涵道固有的倾转后升力浪费问题。
1.一种变涵道尾座式高速无人机，包括机身（1），其特征在于，所述的机身（1）的头部两侧安装有鸭翼（2），所述的机身（1）中部两侧安装有后掠机翼（3），所述的机身（1）中部两侧还安装有涵道伸缩机构，包括上半涵道（15）、下半涵道（8）；所述的上半涵道（15）、下半涵道（8）位于后掠机翼（3）的尾缘部分；
所述的后掠机翼（3）还连接有前掠翼（5），前掠翼（5）后部安装有副翼（6）；
所述的下半涵道（8）的横梁上安装有旋翼系统（4）以及涵道伸缩机构（14）；
所述的涵道伸缩机构（14）包括钢丝绳（16）、舵机（17）、槽环（18）、扭簧（19）；所述的扭簧（19）安装于旋翼系统（4）外部，扭簧（19）伸出的一端与上半涵道（15）内侧端连接；钢丝绳（16）安装于在下半涵道（8）内部，一端与槽环（18）相连接，另一端与上半涵道（15）外侧端相连接，槽环（18）与舵机（17）相配合，舵机固定于机身（1）内部；
所述的舵机（17）工作带动槽环（18）旋转，由于钢丝绳（16）的一端与槽环（18）相连接，槽环（18）旋转时，钢丝绳（16）会绕着槽环（18）缠绕，而钢丝绳（16）的另一端连接上半涵道（15）的外侧，上半涵道（15）伴随钢丝绳（16）的运动而缩进下半涵道（8）的内部，上半涵道（15）收缩进下半涵道（8）内，即为半涵道形态；当无人机处于尾座式飞机模式时，上半涵道（15）未收缩进下半涵道（8）内，即为全涵道形态；当上半涵道（15）收缩进下半涵道（8）内时，即涵道由全涵道形态变为半涵道形态。
2.根据权利要求1所述的一种变涵道尾座式高速无人机，其特征在于，所述的机身（1）的头部下侧安装有前起落架（13），在固定翼前飞模式及垂飞模式时，前起落架（13）收进机身（1）内部，减少前飞时的阻力。
3.根据权利要求1所述的一种变涵道尾座式高速无人机，其特征在于，所述的鸭翼（2）通过转轴连接于机身（1），鸭翼（2）独立倾转范围为0°150°；前掠翼（5）与后掠机翼（3）通过~转轴相连接，前掠翼（5）的折叠范围为0°90°。
4.根据权利要求1所述的一种变涵道尾座式高速无人机，其特征在于，所述的上半涵道（15）能够缩进下半涵道（8）的内部，上半涵道（15）的伸缩范围为0°163°。
5.根据权利要求1所述的一种变涵道尾座式高速无人机，其特征在于，所述的后掠机翼的尾缘安装有机翼垂直起落架（7）；所述的下半涵道（8）上安装有后起落架（9），所述的后起落架（9）可同时用于滑跑起降与垂直起降，所述的机翼垂直起落架（7）用于垂直起降的五点支撑起落架。
6.根据权利要求1所述的一种变涵道尾座式高速无人机，其特征在于，所述的机身（1）的尾部上端为垂尾（10），垂尾（10）上设置有方向舵（11），垂尾（10）的后缘安装有垂尾垂直起落架（12），所述的垂尾垂直起落架（12）用于垂直起降的五点支撑起落架。
7.根据权利要求2所述的一种变涵道尾座式高速无人机，其特征在于，所述的前飞模式进行滑跑起降时，前起落架（13）从机身（1）中伸出。
8.根据权利要求1所述的一种变涵道尾座式高速无人机，其特征在于，所述的旋翼系统（4）中包括机身（1）左右对称安装的左旋翼系统和右旋翼系统；二者为独立控制总距，左旋翼系统与右旋翼系统的旋转方向相反，以平衡反扭矩。
9.根据权利要求8所述的一种变涵道尾座式高速无人机的工作方法，其特征在于，所述的方法如下：
当无人机处于尾座式飞机模式时，上半涵道（15）未收缩进下半涵道（8）内，即为全涵道形态，此时升力由两副旋翼旋转产生以克服整机重力，通过调整旋翼总距进而改变旋翼升力的大小和方向来控制飞机的姿态和运动方向，同时鸭翼（2）也能控制无人机飞行时的姿态和运动方向；所述的左旋翼系统与右旋翼系统的旋转方向相反，左右旋翼的反扭矩相互抵消，避免其使飞机滚转，保证无人机稳定悬停；
垂飞时，前起落架（13）为收回状态，并且前掠翼（5）处于折叠90°状态不动，有利于无人机低速飞行；
当上半涵道（15）收缩进下半涵道（8）内时，即涵道由全涵道形态变为半涵道形态，随着上半涵道（15）逐渐运动缩进下半涵道（8）内部，连接在上半涵道（15）内侧的扭簧（19）会发生弹性形变，扭簧（19）发生弹性变形，跟随上半涵道（15）运动，此时扭簧（19）产生阻碍其发生形变的力，产生很大的弹性势能；当上半涵道（15）完全进入下半涵道（8）中后，舵机（17）停止工作，舵机（17）产生的力与扭簧（19）的力为平衡状态；
当无人机处于固定翼飞机模式的时，上半涵道（15）收缩进下半涵道（8）内，即为半涵道形态，此时前起落架（13）为收回状态，通过电控制系统使得前掠翼（5）由垂飞时折叠90°状态变为0°状态，升力由后掠机翼（3）、下半涵道（8）及前掠翼（5）产生以克服整机重力，左旋翼系统与右旋翼系统产生的推力用来克服飞机飞行阻力和姿态控制；
前飞模式时，通过副翼（6）偏转产生滚转力矩使得飞机滚转，鸭翼（2）偏转产生俯仰力矩使得飞机俯仰，方向舵（11）偏转产生偏航力矩使得飞机偏航。
10.根据权利要求9所述的一种变涵道尾座式高速无人机的工作方法，其特征在于，所述的前起落架（13）为用于滑跑起降的前三点式起落架。
一种变涵道尾座式高速无人机及其工作方法
技术领域
[0001] 本发明属于无人机领域，具体指代一种变涵道尾座式高速无人机及其工作方法。
背景技术
[0002] 尾座式无人飞行器这种新构型飞行器兼顾固定翼与旋翼飞行器的优点，其设计理念最早可以追溯到第二次世界大战末期，当时这款可以说具有创造性的飞行器仍然停留在理论研究上，并未经过验证投入生产中，但在此之后这种新概念飞行器越来越受到世界各国的重视。作为可以同时实现高速飞行和垂直起降的尾座式构型飞机，取得的研究进展和重视程度方面却远远不如复合式直升机和倾转旋翼机。而我国已有的尾座式无人机采用固定翼飞机构型，在机头前端加装大半径旋翼，同时为了平衡反扭距，不得不采用共轴式旋翼，这无疑减少了停机面积小的优势，并且该构型的飞机垂直起降时重心更加偏上，稳定性不够强。
发明内容
[0003] 为了解决上诉的技术问题，本发明提供了一种变涵道尾座式高速无人机。本发明作为一款高速无人机，实现了在垂直飞行模式与固定翼飞机模式之间自由切换，同时兼备了尾座式无人机的可垂直起降，停机面积小的优点，本发明结合鸭翼气动布局、前后掠翼相结合及可折叠机翼的设计思路，为其提供了高速飞行的能力以及抗侧风能力强、操纵性好、机动性好、续航时间长的优势，同时作为涵道飞行器，具有安全性高的显著特点。
[0004] 本发明是这样实现的：
[0005] 一种变涵道尾座式高速无人机，包括机身，所述的机身的头部两侧安装有鸭翼，所述的机身中部两侧安装有后掠机翼，所述的机身中部两侧还安装有涵道伸缩机构，包括上半涵道、下半涵道；所述的上半涵道、下半涵道位于后掠机翼的尾缘部分；所述的后掠机翼还连接有前掠翼，前掠翼后部安装有副翼；所述的下半涵道的横梁上安装有旋翼系统以及涵道伸缩机构；所述的涵道伸缩机构包括钢丝绳、舵机、槽环、扭簧；所述的扭簧安装于旋翼系统外部，扭簧伸出的一端与上半涵道内侧端连接；钢丝绳安装于在下半涵道内部，一端与槽环相连接，另一端与上半涵道外侧端相连接，槽环与舵机相配合，舵机固定于机身内部；所述的舵机工作带动槽环旋转，由于钢丝绳的一端与槽环相连接，槽环旋转时，钢丝绳会绕着槽环缠绕，而钢丝绳的另一端连接上半涵道的外侧，上半涵道伴随随钢丝绳的运动而缩进下半涵道的内部，上半涵道收缩进下半涵道内，即为半涵道形态；当无人机处于尾座式飞机模式时，上半涵道未收缩进下半涵道内，即为全涵道形态；当上半涵道收缩进下半涵道内时，即涵道由全涵道形态变为半涵道形态。
[0006] 进一步，所述的机身的头部下侧安装有前起落架，在固定翼前飞模式及垂飞模式时，前起落架收进机身内部，减少前飞时的阻力。
[0007] 进一步，所述的鸭翼通过转轴连接于机身，鸭翼独立倾转范围为0°150°；前掠翼~与后掠机翼通过转轴相连接，前掠翼的折叠范围为0°90°，
~
[0008] 进一步，所述的上半涵道能够缩进下半涵道的内部，上半涵道的伸缩范围为0°~163°。
[0009] 进一步，所述的后掠机翼的尾缘安装有机翼垂直起落架；所述的下半涵道上安装有后起落架。
[0010] 进一步，所述的机身的尾部上端为垂尾，垂尾上设置有方向舵，垂尾的后缘安装有垂尾垂直起落架。
[0011] 进一步，所述的前飞模式进行滑跑起降时，前起落架从机身中伸出。
[0012] 进一步，所述的旋翼系统中包括机身左右对称安装的左旋翼系统和右旋翼系统；二者为独立控制总距，左旋翼系统与右旋翼系统的旋转方向相反，以平衡反扭矩。
[0013] 本发明还公开了一种变涵道尾座式高速无人机的工作方法，其特征在于，所述的方法如下：
[0014] 当无人机处于尾座式飞机模式时，上半涵道未收缩进下半涵道内，即为全涵道形态，此时升力由两副旋翼旋转产生以克服整机重力，通过调整旋翼总距进而改变旋翼升力的大小和方向来控制飞机的姿态和运动方向，同时鸭翼也能控制无人机飞行时的姿态和运动方向；所述的左旋翼系统与右旋翼系统的旋转方向相反，左右旋翼的反扭矩相互抵消，避免其使飞机滚转，保证无人机稳定悬停；
[0015] 垂飞时，前起落架为收回状态，并且前掠翼处于折叠90°状态不动，有利于无人机低速飞行；
[0016] 当上半涵道收缩进下半涵道内时，即涵道由全涵道形态变为半涵道形态，随着上半涵道逐渐运动缩进下半涵道内部，连接在上半涵道内侧的扭簧会发生弹性形变，扭簧发生弹性变形，跟随上半涵道运动，此时扭簧产生阻碍其发生形变的力，产生很大的弹性势能；当上半涵道完全进入下半涵道中后，舵机停止工作，舵机产生的力与扭簧的力为平衡状态。
[0017] 当无人机处于固定翼飞机模式的时，上半涵道收缩进下半涵道内，即为半涵道形态，此时前起落架为收回状态，通过电控制系统使得前掠翼由垂飞时折叠90°状态变为0°状态，升力由后掠机翼、下半涵道及前掠翼产生以克服整机重力，左旋翼系统与右旋翼系统产生的推力用来克服飞机飞行阻力和姿态控制；
[0018] 前飞模式时，通过副翼偏转产生滚转力矩使得飞机滚转，鸭翼偏转产生俯仰力矩使得飞机俯仰，方向舵偏转产生偏航力矩使得飞机偏航。
[0019] 进一步，所述的前起落架为用于滑跑起降的前三点式起落架；所述的机翼垂直起落架、垂尾垂直起落架为用于垂直起降的五点支撑起落架；所述的后起落架可同时用于滑跑起降与垂直起降。
[0020] 本发明与现有技术的有益效果在于：
[0021] 本发明的全涵道变半涵道设计使涵道在整个飞行过程中可以根据飞行需求改变模式，解决了涵道固有的倾转后升力浪费问题。
[0022] 本发明的变涵道尾座式高速无人机有两种起降方式：飞行器起降方式采用垂直起降或滑跑起降的方式，此外考虑到今后部署在山地、车辆、舰船上，所以设计时将山地地形、车载及舰载要求考虑入内；
[0023] 本发明的变涵道尾座式高速无人机飞行使用包线大：所设计无人飞行器除了可垂直起降、悬停和低速飞行，还必须具备固定翼飞机性能，所以采用尾座式状态以旋翼式起降，后通过收缩涵道过渡为前飞模式；
[0024] 本发明的变涵道尾座式高速无人机的大作战半径、环境适应性强：对航程航时具有较高的要求，必须携带足够燃油量，同时还要考虑任务载荷，同时采用先进的光传操纵系统及航电系统；
[0025] 本发明的变涵道尾座式高速无人机停机面积小：对部署位置空间的需求低；本发明通过可伸缩的涵道，使得无人机具备尾座式无人机和固定翼飞机的优点，使其能够一机多用，提高无人机飞行效率和适用性。
附图说明
[0026] 图1为本发明的变涵道尾座式高速无人机结构示意图；
[0027] 图2本发明实施例中的尾座式飞机模式垂飞时的轴测图；
[0028] 图3本发明实施例中的固定翼飞机模式前飞时的轴测图；
[0029] 图4本发明实施例中的涵道伸缩机构示意图；
[0030] 其中，1‑机身，2‑鸭翼，3‑后掠机翼，4‑旋翼系统，5‑前掠翼，6‑副翼，7‑机翼垂直起落架，8‑下半涵道，9‑后起落架，10‑垂尾，11‑方向舵，12‑垂尾垂直起落架，13‑前起落架，14‑涵道伸缩机构，15‑上半涵道，16‑钢丝绳，17‑舵机，18‑槽环，19‑扭簧。
具体实施方式
[0031] 为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0032] 如图1 4所示，本发明的一种变涵道尾座式高速无人机包括：机身1、鸭翼2、后掠机~翼3、旋翼系统4、前掠翼5、副翼6、机翼垂直起落架7、下半涵道8、后起落架9、垂尾10、方向舵
11、垂尾垂直起落架12、前起落架13、涵道伸缩机构14、上半涵道15。
[0033] 主翼即后掠机翼3安装于机身1的中部，前起落架13位于机身1前方的下部，在固定翼前飞模式及垂飞模式时，前起落架13收进机身1内部，减少前飞时的阻力；机翼垂直起落架7安装于机翼尾缘，后起落架9安装于下半涵道8上，垂尾垂直起落架12安装于垂尾前缘附近。前飞模式进行滑跑起降时，前起落架13会从机身1中伸出。左右鸭翼2通过转轴连接于机身1，前掠翼5与后掠机翼3通过转轴相连接，副翼6设置在前掠翼5后部，旋翼系统4安装于下半涵道8的横梁上，上半涵道15的伸缩范围为0°163°，前掠翼5的折叠范围为0°90°，左鸭~ ~翼与右鸭翼2的独立倾转范围为0°150°。变涵道尾座式高速无人机的左旋翼系统和右旋翼~
系统二者为独立控制总距，左旋翼系统与右旋翼系统的旋转方向相反，以平衡反扭矩。
[0034] 上述涵道伸缩机构14包括：钢丝绳16、舵机17、槽环18、扭簧19。扭簧19安装于旋翼系统4外部，伸出的一端与上半涵道15内侧端连接。钢丝绳16在下半涵道8内部，一端与槽环18相连接，另一端与上半涵道15外侧端相连接，槽环18与舵机17相配合，舵机固定于无人机机身1内，如图4所示。
[0035] 本发明的工作方法为：
[0036] 当无人机处于尾座式飞机模式时，如图2所示，上半涵道15未收缩进下半涵道8内，即为全涵道形态，此时升力由两副旋翼旋转产生以克服整机重力，通过调整旋翼总距进而改变旋翼升力的大小和方向来控制飞机的姿态和运动方向，同时鸭翼2也能控制无人机飞行时的姿态和运动方向。左旋翼系统与右旋翼系统的旋转方向是相反的（图1中显示为逆时针方向），如此设计左右旋翼的反扭矩相互抵消，避免其使飞机滚转，从而保证无人机稳定悬停。垂飞时，前起落架13为收回状态，并且前掠翼5处于折叠90°状态不动，有利于无人机低速飞行。
[0037] 当上半涵道15收缩进下半涵道8内时，即涵道由全涵道形态变为半涵道形态，其伸缩机构工作过程为：舵机17工作带动槽环18旋转，由于钢丝绳16的一端与槽环18相连接，槽环18旋转时，钢丝绳16会绕着槽环18缠绕，而钢丝绳16的另一端连接上半涵道15的外侧，因此上半涵道15会跟随钢丝绳16的运动而缩进下半涵道8的内部。随着上半涵道15逐渐运动，连接在上半涵道15内侧的扭簧19会发生弹性形变，扭簧19发生弹性变形，跟随上半涵道15运动，此时扭簧19产生阻碍其发生形变的力，产生很大的弹性势能。当上半涵道15完全进入下半涵道8中后，舵机17停止工作，舵机17产生的力与扭簧19的力为平衡状态。
[0038] 当无人机处于固定翼飞机模式的时候，如图3所示，上半涵道15收缩进下半涵道8内，即为半涵道形态，此时前起落架13为收回状态，通过电控制系统使得前掠翼5由垂飞时折叠90°状态变为0°状态，升力由后掠机翼3、下半涵道8及前掠翼5产生以克服整机重力，左旋翼系统与右旋翼系统产生的推力用来克服飞机飞行阻力和姿态控制。前飞模式时，通过副翼6偏转产生滚转力矩使得飞机滚转，鸭翼2偏转产生俯仰力矩使得飞机俯仰，方向舵11偏转产生偏航力矩使得飞机偏航。
[0039] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
