本發(fā)明屬于飛行器技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種低空飛行器。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有飛行器低空飛行穩(wěn)定性差，操控難度大。且用途單一，無法適應(yīng)各種復雜環(huán)境條件下的飛行需求?，F(xiàn)有的飛行器轉(zhuǎn)向較慢，不夠靈活，不能夠適應(yīng)現(xiàn)代化的需要。而且往往都存在續(xù)航能力差、推力不足、功率大、不便于拆卸維護的技術(shù)問題。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于解決以上現(xiàn)有技術(shù)中存在的技術(shù)問題的至少一項，提供一種可水陸空三用，機身下部有可升降起落架，起落架打開時可陸地運行，起落架收起，有密封蓋密封，下機身為游艇結(jié)構(gòu)，可懸浮于水面，用途多樣，轉(zhuǎn)向靈活的低空飛行器。

本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：

一種低空飛行器，包括飛行器本體；所述飛行器本體包括機架；機架上設(shè)有第一機翼和第二機翼，第一機翼和第二機翼上分別設(shè)有涵道支撐架，涵道支撐架上設(shè)有油動渦扇發(fā)動機，所述機架為水滴形或雪茄形結(jié)構(gòu)，所述機架的一側(cè)設(shè)有起落架。

進一步的，所述油動渦扇發(fā)動機，包括油動渦扇發(fā)動機本體；所述油動渦扇發(fā)動機本體包括內(nèi)涵道動力裝置和氣流導向裝置；所述油動渦扇發(fā)動機本體還包括涵道外殼；所述內(nèi)涵道動力裝置和氣流導向裝置設(shè)于涵道外殼內(nèi)；所述內(nèi)涵道動力裝置包括內(nèi)涵道殼體和位于內(nèi)涵道殼體內(nèi)的第一渦扇和動力裝置；所述內(nèi)涵道殼體上設(shè)有若干個通氣孔，所述第一渦扇的中心與動力裝置轉(zhuǎn)動連接；所述動力裝置由發(fā)電機和發(fā)動機組成；第一渦扇的中心、發(fā)電機和發(fā)動機的一端依次連接；所述氣流導向裝置包括導流裝置、轉(zhuǎn)動軸和第二渦扇；所述導流裝置為環(huán)形導流架，所述轉(zhuǎn)動軸穿過環(huán)形導流架的中心并與環(huán)形導流架的中心轉(zhuǎn)動連接；所述轉(zhuǎn)動軸的一端與發(fā)動機的另一端可拆卸連接；所述轉(zhuǎn)動軸的另一端與第二渦扇的中心可拆卸連接。

進一步的，所述涵道外殼由涵道上半外殼和涵道下半外殼組成；所述內(nèi)涵道動力裝置設(shè)于涵道下半外殼內(nèi)，所述氣流導向裝置設(shè)于涵道上半外殼內(nèi)，所述涵道上半外殼與涵道下半外殼可拆卸連接。

進一步的，所述第一渦扇的直徑小于第二渦扇的直徑，所述第一渦扇由若干個第一渦扇葉片組成，所有的第一渦扇葉片的一端與第一渦扇的中心可拆卸連接；所述第二渦扇由若干個第二渦扇葉片組成，所有的第二渦扇葉片的一端與第二渦扇的中心可拆卸連接。

進一步的，所述第一渦扇與動力裝置之間還設(shè)有內(nèi)涵道環(huán)形支架。

進一步的，所述環(huán)形導流架包括環(huán)形支架和若干個一端與環(huán)形支架的中心可拆卸連接的氣流導向葉片。

進一步的，所述第一機翼和第二機翼的數(shù)量分別為兩個；兩個第一機翼和兩個第二機翼分別設(shè)于機架的相對兩側(cè)上，兩個第一機翼和兩個機翼上均設(shè)有涵道支撐架，每個涵道支撐架上均設(shè)有油動渦扇發(fā)動機，每個涵道支撐架與涵道外殼的中部鉸接。

進一步的，涵道支撐架為半圓形結(jié)構(gòu)，涵道支撐架的兩端與油動渦扇發(fā)動機的中部鉸接。

進一步的，第一機翼上的涵道支撐架與第一機翼轉(zhuǎn)動連接，第二機翼上的涵道支撐架與第二機翼轉(zhuǎn)動連接。

本發(fā)明相對于現(xiàn)有技術(shù)的有益效果是：本發(fā)明的低空飛行器采用的油動渦扇發(fā)動機，通過將內(nèi)涵道動力裝置采用發(fā)電機和發(fā)動機作為組合使用，其具有動力強進、續(xù)航能力強、穩(wěn)定性高的優(yōu)點。從而，本發(fā)明的油動涵道具有比電動涵道更強進的動力可承受的載荷更大，且續(xù)航力更強使無人機有更加持久的續(xù)航力。本發(fā)明的第一渦扇通過發(fā)動機帶動發(fā)電機旋轉(zhuǎn)，發(fā)電機可以向外輸出電能，提高了能量利用率，從而實現(xiàn)了節(jié)能，提供中等推力的效果；本發(fā)明整體上采用可拆卸的結(jié)構(gòu)設(shè)計，從而可以根據(jù)實際的載荷和損傷情況進行拆卸和更換部件，從而本發(fā)明的實用性更強，使用范圍更廣。

本發(fā)明的低空飛行器，采用油動渦扇發(fā)動機，具有飛行穩(wěn)定、續(xù)航能力長、推力強勁的特點；本發(fā)明的低空飛行器采用第一機翼和第二機翼與涵道支撐架的轉(zhuǎn)動連接設(shè)計，和機翼與油動渦扇發(fā)動機的鉸接設(shè)計，從而使本發(fā)明的低空飛行器，轉(zhuǎn)向靈活，升降迅速；又由于本發(fā)明的機架采用了類似艦艇或潛艇結(jié)構(gòu)的水滴形結(jié)構(gòu)或雪茄形結(jié)構(gòu)，采用類似艦艇或潛艇的加固方式，從而使本發(fā)明的機架具有較強的承受海、河或湖等水面低空飛行的要求，從而本發(fā)明整體上適合海陸空三種環(huán)境的飛行，具有很強的實用性。

附圖說明

圖1實施例1的整體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2實施例1的涵道上半外殼內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3實施例1的內(nèi)部涵道外殼內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4實施例1的涵道下半外殼俯視圖。

圖5實施例1的第一渦扇結(jié)構(gòu)示意圖。

圖6實施例1的第二渦扇結(jié)構(gòu)示意圖。

圖7實施例2的整體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖8實施例2的底部結(jié)構(gòu)示意圖。

圖9實施例2的正面示意圖。

圖10實施例2的后視圖。

圖11實施例2的側(cè)視圖。

其中，附圖中的相應(yīng)的附圖標記為，1-涵道上半外殼，2-涵道下半外殼，3-第一渦扇，4-內(nèi)涵道殼體，5-內(nèi)涵道環(huán)形支架，6-發(fā)電機，7-發(fā)動機，8-轉(zhuǎn)動軸，9-環(huán)形支架，10-氣流導向葉片，11-第二渦扇，12-螺栓帽，13-油動渦扇發(fā)動機，14-涵道支撐架，15-座艙門，16-第一機翼，17-第二機翼，18-機架，19-第一起落架，20-第二起落架，21-起落架艙門。

具體實施方式

以下結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明的技術(shù)方案進行詳細的說明，以使本領(lǐng)域的技術(shù)人員在閱讀了本發(fā)明說明書的基礎(chǔ)上能夠充分完整的實現(xiàn)本發(fā)明的技術(shù)方案，并解決本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題。應(yīng)當說明的是，以下僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明創(chuàng)造構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變形和改進，這些應(yīng)當都屬于本發(fā)明的保護范圍。本發(fā)明的實施例的技術(shù)特征在相互不矛盾的情況下自由組合，組合后得到的技術(shù)方案仍然屬于本發(fā)明保護的范圍。

實施例1

如圖1-6所示的油動渦扇發(fā)動機，包括油動渦扇發(fā)動機本體；所述油動渦扇發(fā)動機本體包括內(nèi)涵道動力裝置和氣流導向裝置；所述油動渦扇發(fā)動機本體還包括涵道外殼；所述內(nèi)涵道動力裝置和氣流導向裝置設(shè)于涵道外殼內(nèi)；所述內(nèi)涵道動力裝置包括內(nèi)涵道殼體和位于內(nèi)涵道殼體內(nèi)的第一渦扇和動力裝置；所述內(nèi)涵道殼體上設(shè)有若干個通氣孔，所述第一渦扇的中心與動力裝置轉(zhuǎn)動連接；所述動力裝置由發(fā)電機和發(fā)動機組成；第一渦扇的中心、發(fā)電機和發(fā)動機的一端依次連接；所述氣流導向裝置包括導流裝置、轉(zhuǎn)動軸和第二渦扇；所述導流裝置為環(huán)形導流架，所述轉(zhuǎn)動軸穿過環(huán)形導流架的中心并與環(huán)形導流架的中心轉(zhuǎn)動連接；所述轉(zhuǎn)動軸的一端與發(fā)動機的另一端可拆卸連接；所述轉(zhuǎn)動軸的另一端與第二渦扇的中心可拆卸連接。

如圖1-6所示的，一種油動渦扇發(fā)動機，包括涵道外殼，所述涵道外殼的形狀如圖1所示，即蛋殼切去上下兩個尖端部分剩余中間部分的結(jié)構(gòu)；內(nèi)涵道動力裝置和氣流導向裝置位于涵道外殼內(nèi)部中心處，即內(nèi)涵道動力裝置的內(nèi)涵道殼體4設(shè)于涵道外殼內(nèi)部中心處，氣流導向裝置的轉(zhuǎn)動軸設(shè)于涵道外殼內(nèi)部中心處，第一渦扇3和動力裝置設(shè)于內(nèi)涵道殼體4中心處。內(nèi)涵道殼體4上設(shè)有若干數(shù)量通氣孔，作為內(nèi)涵道進氣孔。第一渦扇3的中心、發(fā)電機和發(fā)動機依次轉(zhuǎn)動連接；發(fā)動機的下端與氣流導向裝置的轉(zhuǎn)動軸的上端可拆卸連接，轉(zhuǎn)動軸穿過環(huán)形導流架的中心并通過軸承與環(huán)形導流架轉(zhuǎn)動連接，轉(zhuǎn)動軸8的下端與第二渦扇的中心可拆卸連接。本發(fā)明中的可拆卸連接可以為螺栓與螺母的連接方式也可以為卡扣連接以及其它的可拆卸連接方式。

為了在節(jié)能的同時，提供較大的推力，本發(fā)明的動力裝置設(shè)置為發(fā)電機6和發(fā)動機7的組合。優(yōu)選地，所述發(fā)動機為180cc雙缸小型發(fā)動機，將該發(fā)動機安裝在內(nèi)涵道殼體內(nèi)部，內(nèi)涵道殼體上有若干數(shù)量通氣孔，作為內(nèi)涵道進氣孔，內(nèi)涵道殼體內(nèi)部的發(fā)電機，為外部電路供電。其控制方案為：通過控制電磁閥來控制油量與助燃氣體。其具有動力強進、續(xù)航能力強、穩(wěn)定性高的優(yōu)點。從而，本發(fā)明的油動涵道具有比電動涵道更強進的動力可承受的載荷更大，且續(xù)航力更強使無人機具有更加持久的續(xù)航力。本發(fā)明的第一渦扇通過發(fā)動機帶動發(fā)電機旋轉(zhuǎn)，發(fā)電機可以向外輸出電能，提高了能量利用率，從而實現(xiàn)了節(jié)能，提供中等推力的效果。具體地，相比渦噴而言，本發(fā)明的動力裝置，可在油動渦扇發(fā)動機工作的時候，通過發(fā)電機的轉(zhuǎn)動產(chǎn)生電能，可以向外部輸送電能；優(yōu)選地，本發(fā)明的發(fā)電機輸出電能為12v10a，可以為普通蓄電池儲存電能，以供其他外部電路所需。

進一步的，所述涵道外殼由涵道上半外殼1和涵道下半外殼2組成；所述內(nèi)涵道動力裝置設(shè)于涵道下半外殼內(nèi)，所述氣流導向裝置設(shè)于涵道上半外殼內(nèi)，所述涵道上半外殼與涵道下半外殼可拆卸連接。

涵道為可拆卸式，分為前半后半連個部分，有加工的自身卡槽無縫銜接，并采用螺栓再次加固。為了便于本發(fā)明的組裝，本發(fā)明的涵道外殼由涵道上半外殼和涵道下半外殼組成，內(nèi)涵道動力裝置設(shè)于涵道下半外殼內(nèi)，氣流導向裝置設(shè)于涵道上半外殼內(nèi)，涵道上半外殼與涵道下半外殼可拆卸連接；優(yōu)先地，所述涵道上半外殼與涵道下半外殼通過卡扣連接后，然后通過螺栓與螺母的方式進行固定。

進一步的，所述第一渦扇的直徑小于第二渦扇的直徑，所述第一渦扇由若干個第一渦扇葉片組成，所有的第一渦扇葉片的一端與第一渦扇的中心可拆卸連接；所述第二渦扇由若干個第二渦扇葉片組成，所有的第二渦扇葉片的一端與第二渦扇的中心可拆卸連接。

第一渦扇的直徑要小于第二渦扇的直徑，從而第一渦扇小于第二渦扇。為了便于更換和拆除以及第一渦扇葉片和第二渦扇葉片的數(shù)量可以根據(jù)所需載荷進行增減，本發(fā)明的第一渦扇由若干個第一渦扇葉片組成，所有的第一渦扇葉片的一端設(shè)有安裝孔，通過螺栓將所有的第一渦扇葉片的一端固定在涵道外殼中心處的發(fā)電機上；同樣地，第二渦扇由若干個第二渦扇葉片組成，所有的第二渦扇葉片的一端設(shè)有安裝孔，通過螺栓將所有的第二渦扇葉片的一端固定在涵道外殼中心處的轉(zhuǎn)動軸的下端上。第一渦扇3與第二渦扇11的結(jié)構(gòu)如圖5和圖6所示，如圖1和2所示，其各個葉片通過螺栓帽12進行固定。優(yōu)選地，葉片數(shù)量為2和3的公倍數(shù)，最大葉片數(shù)為24，以此可以實現(xiàn)葉片數(shù)為單數(shù)或者雙數(shù)均可使用，而不會影響動平衡。

本發(fā)明的第一渦扇和第二渦扇所用葉片設(shè)計為可拆卸式葉片，每個葉片為獨立個體由螺帽固定。為保持穩(wěn)定，同時葉片在渦扇側(cè)面由螺栓再次加固。依靠涵道渦扇前傾提供的向前拉力實現(xiàn)前飛，且其結(jié)構(gòu)緊湊，機動性能良好，具有較強的適應(yīng)能力。

進一步的，所述第一渦扇與動力裝置之間還設(shè)有內(nèi)涵道環(huán)形支架。為了便于第一渦扇和動力裝置的連接，更好的將第一渦扇和動力裝置固定在涵道外殼上，本發(fā)明在第一渦扇與動力裝置之間還設(shè)有內(nèi)涵道環(huán)形支架5，內(nèi)涵道環(huán)形支架的外邊緣與涵道外殼內(nèi)壁連接。

進一步的，所述環(huán)形導流架包括環(huán)形支架和若干個一端與環(huán)形支架的中心可拆卸連接的氣流導向葉片。

為了達到更好的氣流導向效果，本發(fā)明涵道上半外殼與涵道下半外殼之間安裝有氣流導向裝置，以抵消葉片旋轉(zhuǎn)所帶來的自旋力，使得整體平衡。本發(fā)明的環(huán)形導流架包括環(huán)形支架，環(huán)形支架的外邊緣與涵道外殼內(nèi)壁連接，環(huán)形導流支架上設(shè)有若干個氣流導向葉片，所有氣流導向葉片10的同一端與環(huán)形支架9的中心可拆卸連接。從而整體上實現(xiàn)本發(fā)明續(xù)航能力長、油耗低、中等推力的同時，還具有可便于拆卸和更換零部件，從而延長使用壽命的作用。

實施例2

本實施例中的油動渦扇發(fā)動機的相關(guān)技術(shù)特征以及技術(shù)效果的表述與實施例1相同，此不贅述。

如圖7-11所示的，一種低空飛行器，包括飛行器本體；所述飛行器本體包括機架；機架上設(shè)有第一機翼16和第二機翼17，第一機翼和第二機翼上分別設(shè)有涵道支撐架，涵道支撐架上設(shè)有油動渦扇發(fā)動機，所述機架為水滴形或雪茄形結(jié)構(gòu)，所述機架的一側(cè)設(shè)有起落架。

進一步的，所述第一機翼和第二機翼的數(shù)量分別為兩個；兩個第一機翼和兩個第二機翼分別設(shè)于機架的相對兩側(cè)上，兩個第一機翼和兩個機翼上均設(shè)有涵道支撐架，每個涵道支撐架上均設(shè)有油動渦扇發(fā)動機13，每個涵道支撐架與涵道外殼的中部鉸接。

如圖7所示的，一種低空飛行器，包括飛行器本體，飛行器本體包括機架，機架本體的上側(cè)和下側(cè)從左至右依次設(shè)有第一機翼和第二機翼，第一機翼和第二機翼的末端設(shè)有涵道支撐架，涵道支撐架14用于安裝油動渦扇發(fā)動機，并使油動渦扇發(fā)動機能夠在涵道支撐架內(nèi)產(chǎn)生轉(zhuǎn)動和擺動的動作；為了使本發(fā)明的低空飛行器更穩(wěn)定的飛行，本發(fā)明將第一機翼和第二機翼的數(shù)量分別為兩個；如圖7所示，第一機翼設(shè)在機架18前端的上下兩個相對的位置上，第二機翼設(shè)在機架后端的上下兩個相對位置上。

進一步的，涵道支撐架為半圓形結(jié)構(gòu)，涵道支撐架的兩端與油動渦扇發(fā)動機的中部鉸接。

進一步的，第一機翼上的涵道支撐架與第一機翼轉(zhuǎn)動連接，第二機翼上的涵道支撐架與第二機翼轉(zhuǎn)動連接。

本實施例使用實施例1中的油動渦扇發(fā)動機，第一機翼和第二機翼的末端通過涵道支撐架固定油動渦扇發(fā)動機，從而使本發(fā)明的低空飛行器能夠穩(wěn)定飛行，為了實現(xiàn)本發(fā)明在低空飛行時能靈活的改變方向和更方便的起飛降落，本發(fā)明將每個第一機翼和第二機翼的末端與涵道支撐架通過軸承轉(zhuǎn)動連接，從而實現(xiàn)如圖7所示的涵道支撐架在機架方向上的逆時針和順時針轉(zhuǎn)動。為了進一步的提高，本發(fā)明的低空飛行器轉(zhuǎn)向和起飛降落的靈活性，本發(fā)明的涵道支撐架設(shè)置為半圓形結(jié)構(gòu)，將半圓形結(jié)構(gòu)的兩端與油動渦扇發(fā)動機涵道外殼的中部轉(zhuǎn)動連接；優(yōu)選地，涵道支撐架的兩端和油動渦扇發(fā)動機的中部鉸接。從而使如圖7所示的飛行器中，油動渦扇發(fā)動機，產(chǎn)生左右擺動的效果。在實際操作時，可以運用現(xiàn)有的控制系統(tǒng)對涵道支撐架的轉(zhuǎn)動和油動渦扇發(fā)動機的擺動進行控制，從而實現(xiàn)本發(fā)明的低空飛行器飛行穩(wěn)定、起降迅速、轉(zhuǎn)向靈活的作用，優(yōu)選地，由于本發(fā)明采用了實施例1的油動渦扇發(fā)動機，進一步的本發(fā)明的飛行器具有飛行穩(wěn)定，續(xù)航能力強，推力強勁的特點。為了進一步的減少本發(fā)明的低空飛行器的飛行阻力，本發(fā)明整體采用流線型設(shè)計。為了使本發(fā)明能有適應(yīng)水路的需要，本發(fā)明的機架進一步的采用水滴形或雪茄形結(jié)構(gòu)，其底部按照潛艇的抗壓結(jié)構(gòu)，進行加固，具體結(jié)構(gòu)如圖9-11所示。從而使本發(fā)明更具有在海、河或湖面上飛行的能力。

本發(fā)明的飛行器可以為無人機或者人工駕駛機，為了適合人工操作，如圖8所示，本發(fā)明的飛行器內(nèi)設(shè)有駕駛座，所述機架頂部設(shè)有座艙門15便于駕駛員進入，為了便于降落本發(fā)明的飛行器的底部還設(shè)有起落架，優(yōu)選的，所述起落架包括第一起落架和第二起落架；所述第一起落架為一個，第二起落架為兩個；所述第一起落架19設(shè)在機架下側(cè)的前方，兩個第二起落架20并排設(shè)在機架下側(cè)的后方，三個起落架呈三角形分布，從而便于本發(fā)明的低空飛行器降落。所述機架上還設(shè)有起落架艙門21；當起落架收入機架內(nèi)部時，起落架艙門關(guān)閉，并與機架本體密封連接。

本發(fā)明的飛行器本體的其它部分為現(xiàn)有技術(shù)，如座艙控制系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)等，此不贅述。

根據(jù)本說明書的記載即可較好的實現(xiàn)本發(fā)明的技術(shù)方案。