一种双涵道风扇垂直起降飞行器的制作方法

本发明创造属于无人机技术领域：，尤其是涉及一种双涵道风扇垂直起降飞行器。背景技术：：传统无人机，一般包括无人直升机、固定翼飞行器、多旋翼飞行器等飞行器，具有机体结构复杂，气动效率差，噪音大，耗能大等缺点，而涵道式无人机则具有传统无人机无法比拟的优点，如机动性能好，机体结构紧凑，气动效率高，噪音屏蔽性好等优点。目前，也正是因为涵道无人机有以上的优点所以日益成为无人机领域研究的新方向。在螺旋桨直径一样、螺距相同的前提条件下，涵道式动力装置会比普通旋翼动力装置额外产生一些附加升力。涵道式无人机尺寸小，重量轻，结构紧凑，易于操纵，安全性能高，在复杂环境中也能够具有良好的稳定性，因此，在军用和民有领域涵道式无人机在未来都会有更好的发展前景。现有的能实现垂直起降的无人机除了设计复杂，所需空间大的缺点外，在执行小型任务时效率低下，而且成本大。而小型涵道风扇垂直起降无人机能够更好的完成任务，例如，情报收集，侦察敌情，路线规划，火警监测，资源勘探等。除了在军事领域的应用外，涵道风扇垂直起降无人机不受地形的影响，对于交通拥堵的街道或者偏远山地的行动执法的应用前景也会很广阔。技术实现要素：有鉴于此，本发明创造旨在提出一种双涵道风扇垂直起降飞行器，以解决机体结构复杂，气动效率差，噪音大，耗能大等问题。为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：一种双涵道风扇垂直起降飞行器，包括前机身、对称安装在前机身上的两组倾转机构、以及通过倾转机构与前机身转动连接的涵道风扇；所述前机身包括两组前机身架，两组前机身架上分别设有倾转机构安装位，两组倾转机构分别安装在倾转机构安装位上，所述倾转机构包括倾转轴，所述倾转轴一端与倾转机构转动连接，所述倾转轴另一端与涵道风扇固定连接。进一步的，所述前机身包括底板，两组前机身架对称安装在底板上，所述倾转机构包括倾转机构架，所述倾转机构架安装在倾转机构安装位上，所述倾转机构架底部贴合于底板，所述底板上设有限位槽，所述倾转机构架两侧安装有两组挡板，两组挡板底部延伸限位块，所述限位块插接进限位槽内，两组挡板之间的距离大于前机身架的宽度，两组挡板的长度大于倾转机构安装位，两组挡板将前机身架夹紧。进一步的，所述底板侧壁上安装有多个机身隔板，所述机身隔板上设有第一卡槽，所述第一卡槽宽度与底板厚度相对应，所述底板插接进第一卡槽内，其中几个机身隔板顶部延伸有挡杆，所述挡杆上设有与两组挡板厚度相对应的两个第二卡槽，两组挡板位于第二卡槽内，所述挡杆位于倾转机构顶部。进一步的，所述倾转机构架包括上壁板、中壁板，所述上壁板与中壁板之间形成第一空腔，所述第一空腔内安装有轴承支撑座，所述轴承支撑座一端贴合于其中的一个挡板端面，所述的轴承支撑座上安装有滚针轴承，所述滚针轴承一端依次贯穿轴承支撑座、与轴承支撑座贴合的挡板，所述第一空腔内还安装有轴承挡板，所述轴承挡板一端面贴合于另一挡板的端面，所述滚针轴承另一端贯穿轴承挡板延伸至另一挡板上，所述倾转轴一端贯穿滚针轴承。进一步的，所述倾转机构架还包括下壁板，所述下壁板位于中壁板下方，所述中壁板与下壁板之间形成第二空腔，其中一个挡板上设有矩形安装孔，所述矩形安装孔与第二空腔相通，所述矩形安装孔内安装有倾转舵机，所述倾转舵机通过螺栓固定在挡板上，所述倾转舵机位于倾转轴下方，所述倾转舵机一端延伸至第二空腔内。进一步的，所述倾转轴贯穿滚针轴承的一端连接有第一倾转摇臂，所述倾转舵机的转轴上连接有第二倾转摇臂，第一倾转摇臂的两端分别与第二倾转摇臂的两端连接有连接杆。进一步的，所述涵道风扇包括涵道整流罩、安装在涵道整流罩内的电机座，所述涵道整流罩内壁上设有多个支撑块，每个支撑块上安装有支撑杆，多个支撑杆分别与电机座连接，所述电机座上安装有电机，所述电机转轴端连接有旋翼。进一步的，所述电机座上设有连接轴，所述倾转轴贯穿涵道整流罩与连接轴固定连接。进一步的，所述涵道整流罩包括多节涵道壁，每节涵道壁上均设有定位孔，每节涵道壁通过定位孔进行定位，其中一节涵道壁上设有定位卡口，其相邻连接的涵道壁上设有与定位卡口相对应的定位卡扣，每节涵道壁通过定位卡扣进行卡接，每节涵道壁包括多个加强肋，每两个加强肋之间安装有一个涵道支撑腹板，所述涵道支撑腹板与两个加强肋之间形成减重孔。进一步的，所述前机身后端连接有后机身，所述前机身前端连接有机头整流罩，所述后机身一端连接有v字型尾翼。相对于现有技术，本发明创造所述的一种双涵道风扇垂直起降飞行器具有以下优势：(1)本发明创造所述的机身结构紧凑，双涵道风扇式无人机安全性能高，受地形等外界干扰因素小，机动性能好，机体结构紧凑，气动效率高，噪音屏蔽性好，因此涵道无人机日益成为无人机领域研究的热点，涵道式动力装置会产生更大的升力，涵道式无人机尺寸小，重量轻，结构紧凑，易于操纵，安全性能高，在复杂环境中也能够具有良好的稳定性。(2)本发明创造所述的机身尾部采用v尾结构形式的安定面，能够起到一定的增稳作用，能够自行修正飞机的俯仰和偏航。(3)本发明创造所述的飞行器左右采用正反桨设计，能够抵消涵道内桨叶高速旋转带来的反扭作用。(4)本发明创造所述的倾转轴轴心与涵道的重心重合，减少倾转时给倾转轴带来的转动惯量。保证飞机操纵的稳定性。(5)涵道设计合理，在相同尺寸下能产生更大推力，气动效率高，噪音小。附图说明构成本发明创造的一部分的附图用来提供对本发明创造的进一步理解，本发明创造的示意性实施例及其说明用于解释本发明创造，并不构成对本发明创造的不当限定。在附图中：图1为本发明创造实施例所述的一种双涵道风扇垂直起降飞行器俯视图；图2为本发明创造实施例所述的一种双涵道风扇垂直起降飞行器整体结构部图；图3为本发明创造实施例所述的图2中a部放大示意图；图4为本发明创造实施例所述的一种双涵道风扇垂直起降飞行器部分结构图；图5为本发明创造实施例所述的倾转机构结构图；图6为本发明创造实施例所述的倾转机构部分结构图；图7为本发明创造实施例所述的倾转机构右视图；图8为本发明创造实施例所述的倾转机构与机身安装示意图；图9为本发明创造实施例所述的涵道俯视图；图10为本发明创造实施例所述的涵道剖视图；图11为本发明创造实施例所述的涵道壁结构示意图。附图标记说明：1、机头整流罩；2、前机身；3、后机身加强板；4、尾翼；5、涵道风扇；6、倾转机构；7、起落架；231、第二卡槽；241、第一卡槽；61、倾转轴；62、倾转机构架；63、倾转摇臂；64、连杆；65、倾转舵机；66、第二倾转摇臂；67、挡板；21、机身架；22、底板；23、挡杆；24、机身隔板；621、轴承支撑座；622、轴承挡板；623、滚针轴承；624、上壁板；625、中壁板；626、下壁板；51、电机座；52、旋翼；53、连接轴；54、支撑杆；55、支撑块；56、定位孔；57、减重孔；58、涵道支撑腹板；59、加强肋；50、定位卡口。具体实施方式需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明创造中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。在本发明创造的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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创造和简化描述，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创造的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。在本发明创造的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明创造。如图1至图11所示，一种双涵道风扇垂直起降飞行器，包括前机身2、对称安装在前机身2上的两组倾转机构6、以及通过倾转机构6与前机身2转动连接的涵道风扇5；所述前机身2包括两组前机身2架，两组前机身2架上分别设有倾转机构6安装位，两组倾转机构6分别安装在倾转机构6安装位上，所述倾转机构6包括倾转轴61，所述倾转轴61一端与倾转机构6转动连接，所述倾转轴61另一端与涵道风扇5固定连接。如图1至图4所示，所述前机身2包括底板22，两组前机身2架对称安装在底板22上，所述倾转机构6包括倾转机构6架，所述倾转机构6架安装在倾转机构6安装位上，所述倾转机构6架底部贴合于底板22，所述底板22上设有限位槽，所述倾转机构6架两侧安装有两组挡板67，两组挡板67底部延伸限位块，所述限位块插接进限位槽内，两组挡板67之间的距离大于前机身2架的宽度，两组挡板67的长度大于倾转机构6安装位，两组挡板67将前机身2架夹紧；安装倾转机构时只需将倾转机构整体卡入两侧侧板中和底板上的定位孔中，两侧留有安装孔可以用螺栓固定。如图5至图6所示，所述底板22侧壁上安装有多个机身隔板24，所述机身隔板24上设有第一卡槽241，所述第一卡槽241宽度与底板22厚度相对应，所述底板22插接进第一卡槽241内，其中几个机身隔板24顶部延伸有挡杆23，所述挡杆23上设有与两组挡板67厚度相对应的两个第二卡槽231，两组挡板67位于第二卡槽231内，所述挡杆23位于倾转机构6顶部。如图6所示，所述倾转机构6架包括上壁板624、中壁板625，所述上壁板624与中壁板625之间形成第一空腔，所述第一空腔内安装有轴承支撑座621，所述轴承支撑座621一端贴合于其中的一个挡板67端面，所述的轴承支撑座621上安装有滚针轴承623，所述滚针轴承623一端依次贯穿轴承支撑座621、与轴承支撑座621贴合的挡板67，所述第一空腔内还安装有轴承挡板62267，所述轴承挡板62267一端面贴合于另一挡板67的端面，所述滚针轴承623另一端贯穿轴承挡板62267延伸至另一挡板67上，所述倾转轴61一端贯穿滚针轴承623。所述倾转机构6架还包括下壁板626，所述下壁板626位于中壁板625下方，所述中壁板625与下壁板626之间形成第二空腔，其中一个挡板67上设有矩形安装孔，所述矩形安装孔与第二空腔相通，所述矩形安装孔内安装有倾转舵机65，所述倾转舵机65通过螺栓固定在挡板67上，所述倾转舵机65位于倾转轴61下方，所述倾转舵机65一端延伸至第二空腔内。如图7所示，所述倾转轴61贯穿滚针轴承623的一端连接有第一倾转摇臂63，所述倾转舵机65的转轴上连接有第二倾转摇臂6663，第一倾转摇臂63的两端分别与第二倾转摇臂6663的两端连接有连接杆。如图9、图10所示，所述涵道风扇5包括涵道整流罩、安装在涵道整流罩内的电机座51，所述涵道整流罩内壁上设有多个支撑块55，每个支撑块55上安装有支撑杆54，多个支撑杆54分别与电机座51连接，所述电机座51上安装有电机，所述电机转轴端连接有旋翼52。所述电机座51上设有连接轴53，所述倾转轴61贯穿涵道整流罩与连接轴53固定连接。如图10、图11所示，所述涵道整流罩包括多节涵道壁，每节涵道壁上均设有定位孔56，每节涵道壁通过定位孔56进行定位，其中一节涵道壁上设有定位卡口，其相邻连接的涵道壁上设有与定位卡口相对应的定位卡扣，每节涵道壁通过定位卡扣进行卡接，每节涵道壁包括多个加强肋59，每两个加强肋59之间安装有一个涵道支撑腹板58，所述涵道支撑腹板58与两个加强肋59之间形成减重孔57；所述减重孔为了减少涵道的重力。如图1所示，所述前机身2后端连接有后机身，所述前机身2前端连接有机头整流罩1，所述后机身一端连接有v字型尾翼4。双涵道无人机主要包括倾转机构、涵道机构、飞控系统、动力组件四个主要组成部分。本发明创造对倾转机构、涵道机构进行改进，飞行系统及动力组件均采用现有无人机零件。机身长度1200mm，机身设计重量500g，单边涵道重量控制在420g，整机在不加电池的情况下空重控制在1500g以内。因此设计时最大程度地减轻飞机重量，整架飞机在设计时充分考虑的飞机机体的流线型结构，最大程度地减少空气阻力，所以飞机的每一个面都为曲面结构，考虑到后期制作，为了减少加工难度，所以在每隔十五厘米分一段。后期制作时直接可以分段制作，最后段与段之间直接粘接起来。机身尾翼采用热切割工艺，切出尾翼的外形轮廓，粘接在尾翼安装板上。尾翼因为远离飞机的重心，受力的力臂长，为了防止机身在前倾、后倾时扭转力矩差距过大，所以在选材时必须考虑到材料的重量。经过反复计算尝试最终确定选用泡沐制作机身的尾翼，两个尾翼重量经过计算重量是在10g到12g之间。倾转机构包括：倾转轴、倾转舵机、连接件。倾转机构是用来控制飞机的姿态，将飞控的信号变为机械转动，改变涵道升力面的方向从而实现飞机的偏航、前进和后退。当两侧涵道同时向前倾转时，飞机可以实现前进，相反当飞机双涵道同时向后倾转时便可以实现飞机后退。当两侧涵道倾转方向相反时，就可以实现飞机的偏航。倾转机构是双涵道风扇无人机最关键的部分，它直接与涵道风扇连接，决定风扇升力面的方向。倾转机构的稳定性决定了悬停时的稳定性。为了便于倾转机构的更换和修理，将倾转机构与机身分开设计，采用卡槽定位，螺栓固定；倾转机构设计是倾转轴穿过左右两端的滚针轴承，末端与双向连杆连接，滚针轴承两端会有轴承末端挡板，挡板内部会有一个3d打印件用来定位和固定，舵机位于倾转轴的正下方，保证双向的球头连杆机构运动在一个平面内。外部会有支撑隔板，用来保证整个机身的流线气动外型。该双涵道风扇无人机采用的是银燕es3054金属数码舵机，该舵机具有齿轮间隙小，过度平滑细腻，扭矩大，响应时间短的优点。涵道机构包括：涵道整流罩、电机、桨叶。涵道机构是飞机升力的主要来源。当两侧涵道同时产生相同的升力时，飞机便可以实现垂直起降或者悬停；当涵道两边升力出现升力差时就可以实现飞机的横滚。涵道整流罩的作用是增加涵道系统的升力，当涵道风扇运转工作时,处在涵道唇口内侧的气流流速会比涵道表面其它位置处的气流流速快,由据伯努利定理可知,涵道唇口内侧上缘会产生一个环形的低压区域,该低压区域提供了涵道本体升力的绝大部分,这也就是轴流式涵道风扇会带来附加升力的主要原因之一；涵道风扇飞行器的涵道是升力的主要来源，涵道本体也能产生部分升力。涵道本体能产生升力原理是当涵道风扇在工作时涵道唇口内侧气流在风扇的抽吸作用下会加速，此时涵道唇口内侧的气流较涵道外侧的气流流速度加快，会在唇口处会形成一个环形低压区，由伯努利定理可知，这个环形低压区产生了涵道本体的绝大部分升力。这也就是轴流式涵道会比单旋翼产生更大升力的原因。涵道本体对无人机内部结构会起到一定的保护作用，尤其是内部高速旋转的旋翼，另外还可以保护操作者不被旋翼打到。涵道外壳通过影响来流的速度方向提高涵道风扇的效率。该涵道翼型选用的是k3311(original)翼型，涵道直径254mm，旋翼桨尖处与涵道内壁的距离是3mm。飞控系统是整架飞机的控制核心，飞控系统采用spracingf3飞行控制器。动力组件包括：电机、电调、桨叶、电池。四者的合理搭配才能使桨叶产生最大的拉力，电机效率最高，涵道风扇升力最大，是决定飞机飞行时间的最关键因素；所述电机采用cobra无刷电机，电调采用好盈xrotormicro系列30a电调，螺旋桨采用的是三叶1045螺旋桨。以下为本发明创造使用数据表：表1飞机总体设计参数设计参数数据飞机总质量1.5kg机身质量500g单涵道质量480g桨叶参数三叶1045涵道动平衡消除涵道转动角与舵机转动角之比1：1表2电子设备参数设备参数数据电机参数丹锂cobra2212最大转速r/min12000电调a35最大电流a45舵机emax银燕es3054电池4s2200mah25c飞控参数spracingf3表3涵道设计参数设计参数数据涵道高度c170mm涵道内径d260mm涵道唇口半径r38mm涵道出口直径d260mm涵道最大壁厚b19mm旋翼桨盘面与涵道入口距离h56mm涵道锥角β9°表4涵道设计数据设计参数数据涵道展弦比d/c1.529涵道唇口半径与高度之比r/c22.3％涵道最大厚度与高度之比b/c11.2％涵道出口直径与涵道内径之比d/d1桨盘面高度与涵道高度之比h/c32.9％涵道间隙(d-df)÷2d×100％1.1％该涵道风扇无人机所受最大应力部位在于涵道与电机座连接的支撑杆上，且最大应力位于与倾转轴相对的那个支撑杆上，此杆在后期设计时必须考虑加强。该涵道受力后的最大位移部位是倾转轴与支撑杆。基于上述分析结果，在设计涵道支撑方案时，又设计了另一套方案，将原有的单杆支撑换为三角支撑，通过这样的设计可以大大减少支撑杆与电机座之间的应力集中，增加了结构强度和结构的稳定性。为了符合飞机设计时的重量，飞机制作的材料选用需要特别慎重，机身长1200mm，设计规定重量时500g。在考虑到飞机的强度要求的同时，还需要兼顾飞机设计的重量要求。首先，倾转轴是套在滚针轴承上的，滚针轴承卡在两端的挡板上，并不能保证滚针轴承在在高震情况下不会移位，在滚针轴承上只有一道深不超0.5mm的卡槽。所以设计时为了不让滚针轴承出现移位现象，设计了一个带有凸圆环的卡槽，机身内部所有隔框、桁条采用的是2mm轻木层板，该层板虽然价格是普通层板的三到四倍，但是轻木层板较普通层板质量轻，纹路清晰，易于粘胶，易于加工。在飞机承受载荷较大的结构件上，例如，倾转机构、倾转与机身连接处、中部底板上，在这些结构件上，采用一层轻木层板加一层端木层板，经过实验，此种组合方式结构强度不低于两层端木层板。在制作过程中，所有隔框加上桁条重量可以控制在350g以内。机身的蒙板采用的是1mm轻木，通过曲面计算，覆盖整个机身面积大约是0.4㎡，大概需要45g左右的1mm轻木板。蒙板外边会有一层蒙皮，蒙皮的作用是可以保证机身表面的光滑程度，保证机身的气动外形，另外蒙皮蒙板与机身隔框、桁条一起形成一个盒式结构，能够增加机身的刚度和具有较大的承载力，同时能够起到抗扭的作用，而本身结构却很轻。机身中部倾转连接段制作，这是整架飞行器受力最大的地方，在主承力部位采用了双层板粘接。底部留有舱门用于安装电池，预留有电池安装座。倾转轴穿过倾转块上的滚针轴承，一端与风扇连接，一端与位于倾转轴正下方的倾转舵机通过球头连杆相连。结构设计完成后将机身使用蒙布罩起，机身绝大部分为曲面，想要通过一整张蒙板蒙出机身的曲面结构是做不到的，所以将蒙板切成20mm宽的长条，一条一条的拼出机身的轮廓，在机身曲率过大的地方，可以将轻木蒙板用水浸湿，这样就可以蒙出机身曲面，而不至于蒙条断裂；涵道风扇飞行器对涵道重心的要求很高，整机飞机升力主要来自倾转轴两端的集中载荷，如果飞机重心靠前，靠后都会导致涵道飞行器所受的俯仰力矩不一样，所以涵道飞行器机身重心必须要在倾转轴的正下方。而涵道飞行器的重心不可以像固定翼一样通过调节配重实现重心的变化，涵道飞行器要求机身倾转轴前面部分的重心位置距倾转轴的距离与倾转轴后面部分的重心位置距倾转轴的距离一样，而且前后重力大小要求一致。这主要是因为飞控在调节飞机俯仰问题上由于惯性作用存在前后调节反应时间不一致，姿态也就很难修正回来。所以必须要使飞机重心在倾转轴的正下方，而且机身倾转轴以前的重心位置距倾转轴的距离与倾转轴以后的重心位置距倾转轴的距离保持一致；涵道的装配设计是另一个核心的装配问题，桨盘面必须保证在涵道截面翼型的1/3出，涵道间隙要保证在3mm以内，整个涵道的重心必须保证在在倾转轴的轴心位置。这主要是为了克服涵道在转动过程中带来的惯性作用。当涵道整体的重心位于倾转轴的轴心位置就可以减小转动惯性，如果有偏离就会影响涵道倾转的角度，超出飞控的可调节范围就会导致整架飞机的不可控，而且会增加倾转舵机的负荷；涵道与倾转轴的装配是直接影响桨平面与涵道的位置关系，影响涵道风扇拉力效率，装配时必须保证桨平面与涵道旋转轴垂直，保证涵道间隙，保证涵道与电机座的连接强度。设计时要考虑到涵道是由撑杆支在倾转轴电机座上的，而涵道又处于高震位置，必须保证足够的设计强度，在电机座与支撑杆处必须打上凯夫拉线，确保连接处不会因为涵道的高震而出现松动。具体使用结果如下：当飞控接收到悬停的信号时，飞控会给倾转舵机发出指令，此时左右两个风扇同时产生大小相等的力，此时涵道升力面垂直与水平面，机身处于水平的状态。通过改变垂直方向上的涵道产生的升力，就可以实现飞机的高度的改变。当飞机需要实现偏航时，这时候飞控会给倾转舵机发出指令，如需向右偏转，此时左边涵道会向前偏转一定的角度，涵道升力面前倾，产生向上升力的同时会产生一个向前的分力，右边涵道相应地向后倾转一定的角度，会产生一个向后的分力，这时便可以实现向右偏航姿态的改变。相反便可以实现向左偏航。偏航主要是通过改变涵道升力面的角度实现的，较固定翼而言，涵道姿态响应时间迅速。由于涵道倾转过后向上的升力会有一部分减少，需要提高电机转速增加升力来抵消飞行器重力。当飞机需要实现前进或者后退时，只需保证左右涵道升力大小相同，对涵道升力面同时向同一方向改变一定的角度，左右涵道同时向前倾时就可以实现前进，相反便可以实现后退。由于涵道倾转过后向上的升力会有一部分减少，也需要提高电机转速来抵消飞行器重力。当飞机需要实现滚转指令时，飞控向电调发出指令，改变左右涵道的电机转速，改变左右涵道的升力大小。当左右涵道出现升力差时，飞机就可以完成滚转姿态的改变。以上所述仅为本发明创造的较佳实施例而已，并不用以限制本发明创造，凡在本发明创造的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明创造的保护范围之内。当前第1页1 2 3