本发明属于无人机技术领域，特别是涉及一种可变构型无人机。
背景技术：
当今世界无人机的应用越来越广泛，尤其在军事方面，无人机作为情报收集、信息侦查、领土防御等手段在现代战争中发挥着越来越重要的作用。
涵道式无人机是一种特殊的旋翼无人飞行器，该无人机结构简单，易于控制操作，通过其结构和自动控制，可以实现在恶劣的气动环境中平稳飞行，通过装载多种不同设备可实现各种功能，主要研究涵道无人机的有其中美国sikorsky公司研制出了cypher系列的涵道无人机，alhedaerospace公司研制的istar涵道式无人机等，但由于涵道无人机的速度限制，其投放半径短，远程使用能力小，快速奔袭能力弱。
目前能够实现远程、快速奔袭能力的中小型无人机主要为巡飞弹和炮射无人机两个类型。巡飞弹是一种利用现有武器投放,能在目标区进行巡逻飞行，执行相关任务的飞行器。主要例子有美军“快看”侦查巡航飞弹和以色列的“陨石”单兵巡飞弹等。炮射无人机主要用于侦查功能，如以色列的skylite无人机和德国的kzo监视侦查无人机。但上述两类无人机仍不够完善，如小型炮射无人机飞行速度慢、进入战区时间长、且航程较短；而大中型的巡飞弹虽然航程远、飞行速度快，但难以实现定点悬停、低速精确的侦查作用。
为了解决上诉问题，现有专利技术如申请号为cn103043214a的中国专利公开了一种“折叠式无人机”，该无人机发射灵活、使用方便，能快速部署战场，并可自由在低空、超低空进行任务飞行。但由于该无人机体积小、质量轻，导致其航程较短，任务载荷携带能力较差，且无法实现低空状态下的稳定悬停、精确机动能力。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：为解决上述问题，本发明提出了一种可变构型无人机，兼具固定翼与多涵道两种构型模式本发明无人机利用固定翼构型实现远距离投送，高速巡航功能。到达目的区域后利用多涵道构型搭载指定的任务系统，依靠悬停和精确机动能力执行任务，本发明旨在实现无人机远距离快速部署、定点悬停、精确机动的能力，拓展无人机在特定区域的任务执行能力。
本发明的技术方案是：一种可变构型无人机，包括两个机翼1、两个副翼3、两个尾翼9、两个尾舵4和多涵道机身5；所述机翼1对称位于多涵道机身5两侧，两个尾翼9呈v字型，位于多涵道机身5尾端，机翼1上设有副翼3，尾翼9上设有尾舵4；其特征在于，还包括火箭发动机2、若干涵道风扇6、载荷舱8、火箭发动机2和若干减速伞7；所述多涵道机身5为多边形，其中心处设有载荷舱8，周边设有若干涵道风扇6和若干减速伞7，其中若干涵道风扇6周向均布；机翼1和多涵道机身5之间设有火箭发动机2；火箭发动机2将无人机助推发射，机翼1提供稳定升力，副翼3与尾舵4提供操纵力；到达工作区域后，多涵道机身5与其他部件脱离，此时飞机控制平台控制涵道风扇6工作，稳定多涵道机身5并悬停在工作区域，载荷舱8开始执行任务。
本发明的进一步技术方案是：所述载荷舱8与多涵道机身5之间通过电动液压杆连接，通过电动液压杆的差动升降实现平台全方位偏转。
本发明的进一步技术方案是：所述机翼1与多涵道机身5、尾舵4与多涵道机身5之间均通过爆炸螺栓进行连接；到达工作区域后，飞机控制平台控制爆炸螺栓爆炸，使得多涵道机身5与机翼1、尾舵4脱离。
发明效果
本发明的技术效果在于：本发明提出一种可变构型的无人机，其具有固定翼构型和多涵道构型两种模式，在固定翼构型时通过火箭发动机发射，发射迅速、巡航速度高、投射距离远。在多涵道构型时具有定点悬停，精确机动的能力。
附图说明
图1为本发明可变构型无人机结构示意图。
图2为本发明可变构型无人机的结构俯视图。
图3为本发明可变构型无人机多涵道构型的轴测图。
附图标记说明：1.机翼2.火箭发动机3.副翼4.尾舵5.多涵道机身6.涵道风扇7.减速伞8.载荷舱9.尾翼10.爆炸螺栓
具体实施方式
参见图1-图3，包括无人机多涵道机身、机翼、v尾翼、两台火箭发动机、八个升力风扇、多功能工作平台。所述多涵道机身为多边形构型，本实施例中，为七边形；所述机翼安装在多边形对称两边上；所述尾翼安装在多边形一条边上；所述两台火箭发动机安装在无人机机翼上，布置在无人机机翼根部；所述八个升力风扇安装在无人机多涵道机身上，均匀分布在多涵道机身上；所述载荷舱呈圆形，安装在多涵道机身中央。
本发明所述机身上安装有减速伞，保证飞机在构型变化过程中减速。
本发明所述多涵道机身与机翼、尾翼的连接为爆炸螺栓连接。保证在构型变化过程中机翼、尾翼能与多涵道机身脱离。
本发明所述无人机的多功能工作平台与多涵道机身通过四个电动液压杆连接，并通过该电动液压杆的差动升降实现平台全方位偏转，改变工作范围。
本发明无人机机翼安装的火箭发动机，可直接将无人机助推发射，通过无人机机翼提供升力，机翼上的副翼及尾翼上的尾舵提供操纵力，实现高速巡航，快速部署。当到达指定区域后，飞机减速飞行，无人机飞控控制机翼与机身、尾翼与机身连接处的爆炸螺栓作用使得机翼、尾翼与多涵道机身脱离，完成构型变化过程；脱离后，多涵道无人机上的涵道风扇启动，通过飞控对多涵道风扇的控制，稳定多涵道机身并悬停在指定区域，与此同时，多涵道机身上工作平台开始执行任务。
参阅图1、图3所示为本实施例的一种可变构型无人机，由机翼1、火箭发动机2、副翼3、尾舵4、多涵道机身5、涵道风扇6、减速伞7、载荷舱8、尾翼9及爆炸螺栓10组成。两个火箭发动机2对称安装在机翼1的根部，机翼1与多涵道机身5通过爆炸螺栓连接，多涵道机身5上带有涵道风扇6，均匀分布在多涵道机身上，机身上安装有减速伞7，载荷舱8安置在机身中央。本无人机工作过程可分为发射、高速巡航、减速脱离、定点悬停、精确机动并执行任务五个阶段。
本实施例中，无人机在固定翼构型时的高速巡航阶段依靠机翼提供升力，机翼上的舵面提供横向操纵能力，v型尾翼上的舵面提供纵向及航向操纵能力。在多涵道构型时的悬停及机动阶段，依靠多涵道风扇提供稳定力矩及机动速度。
实施例一，当火箭发动机启动时，无人机获得最大推力，直接从发射架上起飞，依靠机翼提供升力，机翼尾翼各舵面提供飞行操纵能力，实现高速巡航，远距离投送。
实施例二，当各涵道风扇启动，利用八个风扇提供升力，通过飞控改变不同风扇推力大小，可实现低速短距机动。
本发明工作过程：
本发明为一种可变构型无人机，起飞状态为固定翼构型，接到起飞指令后，火箭发动机启动，无人机从弹射架上起飞向指定区域飞行，此时机翼提供升力，飞机副翼提供横向操作能力，尾翼上的v型尾翼舵面提供纵向操作能力和航向操作能力。接近指定区域后，火箭发动机关闭，多涵道机身上的减速伞开启，飞机减速飞行，当飞机减速到指定速度后，控制机翼与尾翼连接处的爆炸螺栓爆炸，使得机翼、尾翼分别和多涵道机身脱离。同时，多涵道无人机的八个涵道风扇开始工作，涵道风扇的推力提供飞升力，并能使飞机进一步减速下来，并稳定悬停，之后多涵道无人机上的多功能工作平台启动，对该区域执行工作任务，并根据任务需求实时改变多涵道无人机的各风扇推力，改变无人机的位置，同时根据连接装置的升降改变平台的偏转方向，以改变工作范围及区域。