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1、10申请公布号CN104044742A43申请公布日20140917CN104044742A21申请号201410186934922申请日20140505B64D29/06200601B64C7/0220060171申请人北京理工大学地址100081北京市海淀区中关村南大街5号72发明人唐胜景周小陈李博刘真畅李震陈天悦74专利代理机构北京理工大学专利中心11120代理人郭德忠仇蕾安54发明名称适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置57摘要本发明涉及一种矢量推力装置，具体涉及一种涵道式矢量推力装置。适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，其技术方案是，它包括用于产生气流的推力产生装置、用于改变气流方。
2、向的矢量喷管组件以及导流装置；推力产生装置为涵道风扇1；导流装置包括管道4以及安装在管道4前后两端的圆形固定环2、方形固定环6；矢量喷管组件包括舵机8、转盘12以及尾喷口10；本发明通过控制转向器的旋转实现尾喷口的上下偏转，不仅可以实现小型无人机的垂直起降、悬停，还可以保证在无人机作低速、大攻角状态机动飞行，甚至在操纵舵面几近失效时利用矢量推力提供额外操纵力矩来控制无人机正常飞行。51INTCL权利要求书1页说明书3页附图4页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书1页说明书3页附图4页10申请公布号CN104044742ACN104044742A1/1页21适用于小型无人机。
3、的涵道式矢量推力装置，其特征是，它包括用于产生气流的推力产生装置、用于改变气流方向的矢量喷管组件以及连接所述推力产生装置与所述矢量喷管组件的导流装置；所述推力产生装置为涵道风扇1；所述导流装置包括管道4以及安装在所述管道4前后两端的圆形固定环2、方形固定环6；所述管道4的前端端口为圆形，后端端口为方形，中间部分呈收缩状圆滑过渡；所述管道4的中间部分设有引线窗口3；所述方形固定环6内壁处设有上滑道13以及下滑道14；所述矢量喷管组件包括舵机8、转盘12以及尾喷口10；所述尾喷口10设有上遮板5与下遮板9；所述上遮板5与所述下遮板9为多个薄片拼接而成的可折叠遮板，所述薄片的两侧设有凸起；所述舵机8。
4、与安装在所述尾喷口10内的所述转盘12固定连接，所述转盘12的转轴处设有轴承11；整体连接关系为所述导流装置一方面通过其圆形固定环2与所述涵道风扇1固定连接，另一方面通过其方形固定环6与所述尾喷口10套接在一起，所述上遮板5与所述下遮板9的一端与所述方形固定环6内壁连接，中间部分的可折叠薄片通过两侧的凸起与所述上滑道13以及所述下滑道14滑动配合；所述舵机8通过舵机安装座7固定安装于所述方形固定环6外侧。2如权利要求1所述的适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，其特征是，所述管道4采用碳纤维成型技术，并在内壁覆盖一层环氧树脂。3如权利要求1或2所述的适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，其特征。
5、是，所述引线窗口3上侧有滑盖。权利要求书CN104044742A1/3页3适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置技术领域0001本发明涉及一种矢量推力装置，具体涉及一种涵道式矢量推力装置。背景技术0002世界无人机技术迅速发展，出现了大量的固定翼无人机和多轴旋翼式无人机。固定翼无人机的起降需要一定的滑跑距离，对跑道有严格的要求，机动性能有限，无法实现超低速巡航。多轴旋翼式无人机虽然能够垂直起降，但存在飞行速度慢、航程短、飞行高度低、生存能力差等缺点。到目前为止，现有无人机的起降方式存在很大的局限性，并不能很好的应对各式各样的突发情况。如何有效地提高无人机的起降性能和机动性能成为亟待解决的问题。0。
6、003目前，美国和俄罗斯采用推力矢量技术对飞行器的飞行进行实时控制，推力矢量技术是发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞行器的操纵面或增强飞行器的操纵功能。该项技术对战斗机的隐身、减阻、减重都十分有效，在大型军用飞机上已有成功应用，代表性的有美军V22鱼鹰式倾转旋翼机和F35战斗机，均能实现飞机的垂直起降和悬停功能。然而，现有飞机上的矢量推力发动机结构复杂，重量大、能耗大且操控复杂，不适用于小型的无人机。随着无人机技术的发展，小型无人机在近地侦查、城市环境监测等方面的作用越来越大，因此在未来军事及民有领域均会具有较大需求。虽然推力矢量技术在航空领域已有大量应用，但在无人机中尚。
7、无实际使用。本发明就如何实现小型无人机的矢量推力提出了有效地解决方案。发明内容0004本发明的目的是为了降低小型无人机在起降时对跑道质量的要求并提高无人机的飞行性能，本发明设计了一种适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置；0005本发明的技术方案是适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，它包括用于产生气流的推力产生装置、用于改变气流方向的矢量喷管组件以及连接推力产生装置与矢量喷管组件的导流装置；0006推力产生装置为涵道风扇；0007导流装置包括管道以及安装在管道前后两端的圆形固定环、方形固定环；管道的前端端口为圆形，后端端口为方形，中间部分呈收缩状圆滑过渡；管道的中间部分设有引线窗口；方形固定环。
8、内壁处设有上滑道以及下滑道；0008矢量喷管组件包括舵机、转盘以及尾喷口；尾喷口设有上遮板与下遮板；上遮板与下遮板为多个薄片拼接而成的可折叠遮板，薄片的两侧设有凸起；舵机与安装在尾喷口内的转盘固定连接，转盘的转轴处设有轴承；0009整体连接关系为导流装置一方面通过其圆形固定环与涵道风扇固定连接，另一方面通过其方形固定环与尾喷口套接在一起，上遮板与下遮板的一端与方形固定环内壁连接，中间部分的可折叠薄片通过两侧的凸起与上滑道以及下滑道滑动配合；舵机通过舵机说明书CN104044742A2/3页4安装座固定安装于方形固定环外侧。0010本发明的有益效果是1本发明具有新型的进气道及矢量推力装置，控制转。
9、向器的旋转实现尾喷口的上下偏转，不仅可以实现小型无人机的垂直起降、悬停，还可以保证在无人机作低速、大攻角状态机动飞行，甚至在操纵舵面几近失效时利用矢量推力提供额外操纵力矩来控制无人机正常飞行。00112本发明结构简单、质量轻、成本低，技术实施条件成熟，不需要特殊材料，通过现有工艺和设备容易做到。附图说明0012图1为本发明的立体结构示意图；0013图2为本发明的俯视图；0014图3为图2的AA向视图；0015图4为本发明中矢量喷管组件的局部放大图；0016图5为另一个角度的矢量喷管组件的局部放大图；0017其中，1涵道风扇、2圆形固定环、3引线窗口、4管道、5上遮板、6方形固定环、7舵机连接座。
10、、8舵机、9下遮板、10尾喷管、11轴承、12转盘、13上滑道、14下滑道。具体实施方式0018参见附图1、2、3，适用于小型无人机的涵道式矢量推力装置，它包括用于产生气流的推力产生装置、用于改变气流方向的矢量喷管组件以及连接推力产生装置与矢量喷管组件的导流装置；0019推力产生装置为涵道风扇1；0020导流装置包括管道4以及安装在管道4前后两端的圆形固定环2、方形固定环6；管道4的前端端口为圆形，后端端口为方形，中间部分呈收缩状圆滑过渡；管道4的中间部分设有引线窗口3，用于将涵道风扇的输电线和输油管从引出；方形固定环6内壁处设有上滑道13以及下滑道14；0021参见附图4、5，矢量喷管组件包。
11、括舵机8、转盘12以及尾喷口10；尾喷口10设有上遮板5与下遮板9；上遮板5与下遮板9为多个薄片拼接而成的可折叠遮板，薄片的两侧设有凸起；舵机8与安装在尾喷口10内的转盘12固定连接，转盘12的转轴处设有轴承11，轴承11的中心轴与转盘12的转轴处于同一直线，以尾喷口10的顺利转动；0022整体连接关系为导流装置一方面通过其圆形固定环2与涵道风扇1固定连接，另一方面通过其方形固定环6与尾喷口10套接在一起，上遮板5与下遮板9的一端与方形固定环6内壁连接，中间部分的可折叠薄片通过两侧的凸起与上滑道13以及下滑道14滑动配合，从而保证矢量喷管组件的气密性；舵机8通过舵机安装座7固定安装于方形固定环。
12、6外侧；0023涵道风扇11在达到一定的功率后，将电能转化为气流的动能，使外部气体高速流入导流装置；矢量喷管组件通过舵机8转动带动尾喷管10偏转，改变气流从尾喷口10喷出的方向，从而控制气流所产生的推力的方向，获得控制力矩，实现对无人机的姿态控制。说明书CN104044742A3/3页50024较优的，为了在保证强度的前提下尽量减轻重，管道4采用碳纤维成型技术，并在内壁覆盖一层环氧树脂，从而使内壁光滑，减小推力损失。0025较优的，为增加气密性并方便引线，在引线窗口3上侧设有滑盖。说明书CN104044742A1/4页6图1说明书附图CN104044742A2/4页7图2图3说明书附图CN104044742A3/4页8图4说明书附图CN104044742A4/4页9图5说明书附图CN104044742A。