本发明涉及，尤其涉及一种民用低速的无人机。
背景技术：
随着航空技术的发展，无人机的应用越来越广泛，目前已经有快递公司试验无人机进行包裹投放，也有采用无人机摄像等；由于无人机的负载增加，能耗相对增大，因此无人机对续航能力的要求比较高，无人机在迎风或逆风时，不能针对风速进行阻力调整，造成能耗较大，导致续航能力弱。
技术实现要素：
本发明的目的在于针对现有技术的不足，提供一种续航能力长的无人机。
一种无人机，包括机身，机身的两侧分别设有机翼，机身内设有发动机，机身尾部设有发动机喷管，发动机喷管与发动机连接，所述机身的头部上端或/和下端设有进气孔，且其中至少一个进气孔设有进气口盖，进气口盖与机身活动连接，机身设有用于驱动进气口盖活动的驱动装置以及用于控制驱动装置的控制单元，机身的前端设有空速管，空速管、发动机均与控制单元电连接。
进一步地，所述机身设有与进气口盖的尾部相配合的导向槽，所述驱动装置为舵机，舵机驱动连接有转臂，转臂通过连杆与进气口盖连接，其中，连杆的两端分别与转臂、进气口盖铰接。
进一步地，进气孔的开口面积为s1，进气孔带来的飞行阻力为：f1=k1×s1×v2；其中，k1为比例系数，v为空速，即无人机机相对于空气的速度；无人机飞行阻力：l2=0.5(ρv2c2s)，c2表示阻力系数；ρ表示空气密度，s表示无人机表面积；s1=l2/（kv-k1v2），其中k为常比例系数。
进一步地，机身内还设有进气通道，进气通道设有至少一个进气支道段和一个主通道段，进气孔为进气支道段的入口，主通道段的出口与喷气发动机对应设置；所述主通道设置有连接有蓄电池的风力发电机。
进一步地，所述所述主通道段设有一个侧开口，侧开口连接有旁侧道，旁侧道内设有风力发电机，旁侧道的出口与发动机喷管连通；所述侧开口活动连接有用于调节主通道段与旁侧道进气量的切换门，切换门连接有切换驱动装置，切换驱动装置与控制单元电连接。
进一步地，所述机翼的后端设有襟翼，襟翼与机翼活动连接，机身连接有用于驱动机翼翻转的襟翼驱动翻转机构；所述襟翼驱动翻转机构包括与襟翼连接的转轴，转轴连接有舵机，舵机与控制单元电连接。
进一步地，所述机翼的后端还设有副翼，副翼位于襟翼外侧，副翼与机翼活动连接；所述副翼连接有副转轴，所述转轴设有通孔，副转轴的一端穿过通孔与舵机连接。
进一步地，机身尾部的两侧分别设有扰流板。
进一步地，机翼前缘与机身1前缘通过圆弧平滑连接，其中，最大前缘后掠角为45.26°，最小前缘后掠角为27.18°，机翼后缘后掠角为10°～12°。
进一步地，所述襟翼包括主襟翼和副襟翼，所述主襟翼包括主壳体，主壳体的后端开口，副襟翼包括副壳体，副壳体的前端通过开口伸入主壳体，主壳体内的转轴连接有主锥形齿轮，主壳体内固定有轴承座，轴承座通过轴承连接有传动轴，传动轴的前端连接有与主锥形齿轮啮合的副锥形齿轮，传动轴的后端设有螺纹并与副壳体螺纹连接。
优选地，机身设置有切换器，以及用于驱动切换器相对机身移动的切换驱动机构，切换驱动机构与控制单元电连接，舵机通过切换器分别与转轴、副转轴驱动连接，所述切换器包括中间传动轴，所述舵机设有输出轴，输出轴连接有a主动齿轮和b主动齿轮，转轴连接有a从动齿轮，副转轴连接有b从动齿轮，所述中间传动轴连接有两组中间齿轮，一组中间齿轮包括a+中间齿轮和a-中间齿轮，另一组中间齿轮包括b+中间齿轮和b-中间齿轮；其中，a主动齿轮通过所述一组中间齿轮与a从动齿轮啮合，b主动齿轮通过所述另一组中间齿轮与b从动齿轮啮合，a+中间齿轮与b+中间齿轮相邻设置；当舵机只控制转轴旋转时，切换器相对机身移动，a主动齿轮通过a-中间齿轮与a从动齿轮连接，当舵机只控制副转轴旋转时，切换器相对机身移动，b主动齿轮通过b-中间齿轮与b从动齿轮连接，当舵机控制转轴以及副转轴转动时，切换器相对机身移动，a主动齿轮通过a+中间齿轮与a从动齿轮连接，b主动齿轮通过b+中间齿轮与b从动齿轮连接。
发明的有益效果：发明通过设置活动的进气口盖，使得无人机在飞行过程中，根据需要实际调整进气口的大小，优化其受到的阻力和升力以及推力，使得阻力最小从而延长续航，其次还设置有风力发动机可进一步延长续航。
附图说明
图1为本实施例的一种结构示意图。
图2为图1的另一视角的示意图。
图3为进气口盖的驱动结构示意图；
图4为气流通道分布示意图。
图5襟翼和副翼的驱动结构示意图。
图6为襟翼的结构示意图。
图7为舵机驱动襟翼、副翼的结构示意图。
附图标记包括：
1——机身；2——机翼；3——襟翼；4——副翼；5——扰流板；6——发动机喷管；7——进气口盖；8——连杆；9——转臂；10——舵机；11——进气孔；12——进气支道段；13——切换门；14——主通道段；15——发动机；17——侧开口；18——旁侧道；19——风力发电机；20——转轴；21——副转轴；22——空速管；31——主襟翼；32——副襟翼；33——主锥形齿轮；34——传动轴；35——副锥形齿轮；23——a从动齿轮；24——b从动齿轮；101——中间传动轴；102——b-中间齿轮；103——b+中间齿轮；104——a+中间齿轮；105——a-中间齿轮；25——b主动齿轮；26——a主动齿轮。
具体实施方式
以下结合附图对发明进行详细的描述。如图1至图5所示。
实施例1：一种无人机，包括机身1，机身1的两侧分别设有机翼2，机身1内设有发动机15，机身1尾部设有发动机喷管6，发动机喷管6与发动机15连接，所述机身1的头部上端或/和下端设有进气孔11，且其中至少一个进气孔11设有进气口盖7，进气口盖7与机身1活动连接，机身1设有用于驱动进气口盖7活动的驱动装置以及用于控制驱动装置的控制单元，机身1的前端设有空速管22，空速管22、发动机15均与控制单元电连接。
本技术方案中，无人机的推动采用现有技术中的发动机15，如喷气式发动机，通过向后方喷气以获得动力；动力的大小受到控制单元控制。无人机在飞行过程中，空气阻力成为制约无人机续航的最大因素，无人机的发动机15需要克服空气阻力做功，为了减少飞行过程中的空气阻力，目前很多的无人机多数是通过对机翼2的特色设计，如襟翼3的活动设置等。而本技术方案的无人机克服该技术偏见，采用对进气孔11大小的改变，来调整飞行中的空气阻力，降低成本且实施难度降低，易于实现。其次，进气口盖7以及驱动装置均可以采用现有技术，如通过伺服电机通过蜗轮蜗杆驱动进气口盖7沿着进气孔11直线移动。
进一步地，所述机身1设有与进气口盖7的尾部相配合的导向槽，所述驱动装置为舵机10，舵机10驱动连接有转臂9，转臂9通过连杆8与进气口盖7连接，其中，连杆8的两端分别与转臂9、进气口盖7铰接。
通过舵机10驱动摇柄旋转，并带动连杆8前后运动，连接杆驱动进气口盖7前后移动，从而完成对进气口的进气面积调整。
进一步地，进气孔11的开口面积为s1，进气孔11带来的飞行阻力为：f1=k1×s1×v2；其中，k1为比例系数，v为空速，即无人机机相对于空气的速度；无人机飞行阻力：l2=0.5(ρv2c2s)，c2表示阻力系数；ρ表示空气密度，s表示无人机表面积；s1=l2/（kv-k1v2），其中k为常比例系数。
由于无人机的飞行推力与进气量呈正比，即与进气孔11开口面积、空速呈正比。通过设置进气口盖7后，可以对进气孔11的开口面积进行调节，当进气口面积最小时，无人机的飞行推力最小，因此可以获得较长的续航。进气口面积可以根据风速进行调整，风速可以通过空速管22测得。
进一步地，机身1内还设有进气通道，进气通道设有至少一个进气支道段12和一个主通道段14，进气孔11为进气支道段12的入口，主通道段14的出口与喷气发动机15对应设置；所述主通道设置有连接有蓄电池的风力发电机19。
在主通道内设置风力发电机19后，可以应用具有空速的风力进行发电，节省能量，进一步地提高续航能力。在具体设置时，机身1设置有可充电电源，风力发动机对可充电电源充电，可充电电源对舵机、发动机、处理器等供电。
进一步地，所述所述主通道段14设有一个侧开口17，侧开口17连接有旁侧道18，旁侧道18内设有风力发电机19，旁侧道18的出口与发动机喷管6连通；所述侧开口17活动连接有用于调节主通道段14与旁侧道18进气量的切换门13，切换门13连接有切换驱动装置，切换驱动装置与控制单元电连接。
设置旁侧道18以及风力发电机19，可以将进气引导去发电。如：在降落过程中，可以将喷气发动机的功率降低，同时通过切换门13调节空气进入喷气发动机和发电机的量。无人机在降落时，需要降低升阻比，提高阻力。且在降落时，发动机持续降低功率，空气的需求量持续降低，但需要较高阻力；此时可进气孔11完全打开，增加降落滑行的阻力，同时将空气引入到旁侧道18，同时吸收风能，延长续航。
进一步地，所述机翼2的后端设有襟翼3，襟翼3与机翼2活动连接，机身1连接有用于驱动机翼2翻转的襟翼3驱动翻转机构；所述襟翼3驱动翻转机构包括与襟翼3连接的转轴，转轴连接有舵机10，舵机10与控制单元电连接。
襟翼3用于调整无人机飞行过程中的升力、阻力；当飞机在起飞时，襟翼3向后下方偏移角度较小，主要起到增加升力的作用，可以加速飞机起飞；当飞机在降落时，襟翼3向后下方偏移的角度较大，可以使飞机的升力和阻力同时加大，以利于降低着陆速度。
进一步地，所述机翼2的后端还设有副翼4，副翼4位于襟翼3外侧，副翼4与机翼2活动连接；所述副翼4连接有副转轴21，所述转轴20设有通孔，副转轴21的一端穿过通孔与舵机10连接。
舵机10可同时驱动副翼4、襟翼3转动。在具体设置时，舵机10设有输出轴，输出轴通过传动机构分别与转轴20、副转轴21驱动连接；传动机构可以为齿轮传动机构、皮带传动机构。
进一步地，机身1尾部的两侧分别设有扰流板5。
在具体设置时，扰流板5与机身1活动连接，可用于调节机身1平衡以及风机下落时，增加气动阻力。
进一步地，机翼2前缘与机身11前缘通过圆弧平滑连接，其中，最大前缘后掠角为45.26°，最小前缘后掠角为27.18°，机翼2后缘后掠角为10°～12°。
在具体设置过程中，机翼2后缘角为10.37°。机翼2的翼型采用eh系列的s翼型，使得压力中心不会前后移动，提供稳定的纵向力矩，从而改善飞翼布局无人机没有平尾提供抬头力矩所带来的问题，在本发明所涉及的机翼2翼型中，主要是eh2,0-12翼型。副翼4偏转角为25°～30°。
实施例2：参见图6；与实施例1不同之处在于：所述3襟翼包括主襟翼31和副襟翼32，所述主襟翼31包括主壳体，主壳体的后端开口，副襟翼32包括副壳体，副壳体的前端通过开口伸入主壳体，主壳体内的转轴20连接有主锥形齿轮33，主壳体内固定有轴承座，轴承座通过轴承连接有传动轴34，传动轴34的前端连接有与主锥形齿轮33啮合的副锥形齿轮35，传动轴34的后端设有螺纹并与副壳体螺纹连接。转轴20可以为用于驱动襟翼翻转的转轴，也可以为额外设置仅仅用于驱动副襟翼32伸展。
无人机在飞行过程中，靠机翼提供升力或阻力，而目前的机翼面积基本恒定，即展弦比固定；为了改变升力或阻力，基本采用襟翼结构，通过改变襟翼的角度来调整升力或阻力，但由于襟翼占整个机翼的体积较小，这种改变仍然比较有限。本技术方案克服技术偏见，采用面积可以改变的襟翼结构，即采用展弦比不固定的机翼，通过调整展弦比来改变无人机的升力、阻力；展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能，所以亚音速飞机一般选用大展弦比机翼；而超音速战斗机展弦比一般选择2.0～4.0。如大航程、低机动性飞机——b-52轰炸机展弦比为6.5，u-2侦察机展弦比10.6，全球鹰无人机展弦比25；小航程、高机动性飞机——j-8展弦比2，su-27展弦比3.5，f-117展弦比1.65。
无人机在起飞、降落时，可采用大的展弦比，在飞行过程中采用小的展弦比。有利于提高无人机性能。在调整展弦比时，对副襟翼32的伸出长度进行调整，如通过电调对转轴进行控制，使其转动；转轴通过两个锥形齿轮带动传动轴34转动，传动轴34与副襟翼32为丝杆螺母连接结构，传动轴34转动时，副襟翼32沿着传动轴34前后移动。传动轴34可呈前后设置，也可斜向设置。
优选地，参见图7，机身1设置有切换器，以及用于驱动切换器相对机身移动的切换驱动机构，切换驱动机构与控制单元电连接，舵机通过切换器分别与转轴、副转轴驱动连接，所述切换器包括中间传动轴101，所述舵机设有输出轴，输出轴连接有a主动齿轮26和b主动齿轮25，转轴连接有a从动齿轮23，副转轴连接有b从动齿轮24，所述中间传动轴101连接有两组中间齿轮，一组中间齿轮包括a+中间齿轮104和a-中间齿轮105，另一组中间齿轮包括b+中间齿轮103和b-中间齿轮102；其中，a主动齿轮26通过所述一组中间齿轮与a从动齿轮23啮合，b主动齿轮25通过所述另一组中间齿轮与b从动齿轮24啮合，a+中间齿轮104与b+中间齿轮103相邻设置；当舵机只控制转轴旋转时，切换器相对机身移动，a主动齿轮26通过a-中间齿轮105与a从动齿轮23连接，当舵机只控制副转轴旋转时，切换器相对机身移动，b主动齿轮25通过b-中间齿轮102与b从动齿轮24连接，当舵机控制转轴以及副转轴转动时，切换器相对机身移动，a主动齿轮26通过a+中间齿轮104与a从动齿轮23连接，b主动齿轮25通过b+中间齿轮103与b从动齿轮24连接。
在具体设置时，切换器固定于一个滑块上，机身设有与滑块相配合的滑槽，且滑块螺纹连接有丝杆，丝杆与伺服电机连接；伺服电机与控制单元电连接；切换器的中间传动轴101可通过轴承固定于滑块上，a-中间齿轮105、a+中间齿轮104、b+中间齿轮103以及b-中间齿轮102依次固定于中间传动轴101上，相邻的两个中间齿轮的间距均不相等，由于3个间距不等，因此在调节切换器位置时，可以实现控制无人机的襟翼和侧翼转动时，可以根据需要进行控制，也可以分开控制；且同时由一个舵机控制，可有效减少负载。转轴20中空，副转轴21穿过转轴20；有效节省空间。
以上内容仅为发明的较佳实施例，对于本领域的普通技术人员，依据发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，本说明书内容不应理解为对发明的限制。