CN102363445A - 倾转动力式垂直起降陆空两用飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种倾转动力式垂直起降陆空两用飞行器，包括装有驱动装置的机体，受控使机体在地面移动的机轮，控制机体飞行或起降的前推进器和后推进器，在机体两侧设有传动支撑杆，在机体上横向穿接第一枢轴，第一枢轴与机体两侧的传动支撑杆相接；前推进器固定连接在传动支撑杆的前端，后推进器固定连接在传动支撑杆的后端；前推进器与后推进器的轴心线垂直于由两个传动支撑杆所组成的平面。本发明通过对前、后推进器倾转角度的控制，使飞行器兼具了垂直起降和水平飞行两大基本功能，实现陆地行驶与空中飞行的简便转换。在飞行过程中，飞行器的机体始终保持在水平状态，使驾乘人员乘坐舒适，视野开阔，便于实现安全驾驶。

Description

倾转动力式垂直起降陆空两用飞行器

技术领域

本发明涉及一种小型飞行器，具体地说是一种倾转动力式垂直起降陆空两用飞行器。

背景技术

US3090581号专利申请公开了一种飞行汽车，其结构是在飞行汽车前后部的车体上分别安装了可以倾转的螺旋桨，且螺旋桨可以收在机体里。当该飞行汽车在空中飞行时，前后螺旋桨打开，并使桨轴水平，这样螺旋桨就可产生向后的推力。当推力增大到一定程度，飞行汽车就可以飞行了。这种飞行汽车存在的缺点，一是不能垂直起降；二是飞行汽车在地面运行时，螺旋桨的高速旋转容易伤及旁人；三是这种飞行汽车的结构比较复杂，动部件太多，实现的难度较大。 

CN200910038258.X号专利申请公开了一种双涵道螺旋桨可垂直起降飞行汽车，其结构是在飞行汽车的前、后部的车体上分别装有迎风面向上的两个涵道风扇；飞行汽车的四轮兼做飞行器的起落架。起降时，该飞行汽车是依靠设置在车体上的两个涵道风扇提供上升推力，实现垂直起降；在空中飞行时，要将飞行汽车的前部下沉倾转一定的角度（类似直升机那样），使两个涵道风扇能够提供一定的水平分力，以推动飞行器实现水平飞行。这种飞行汽车存在的缺点，一是不能水平高速飞行；二是飞行汽车在飞行过程中，由于机体前倾，会使驾驶人员的身体感觉十分不适，并且还不便于清楚地观察到飞行前方的动态。

发明内容

本发明的目的是提供一种倾转动力式垂直起降陆空两用飞行器，以克服现有飞行器不能兼顾垂直起降与快速水平飞行的缺陷，实现陆地行驶与空中飞行的简便转换，并使驾驶人员能够舒适地乘坐与驾驶。

本发明是这样实现的：一种倾转动力式垂直起降陆空两用飞行器，包括装有驱动装置的机体，受所述驱动装置控制使所述机体在地面移动的机轮，控制所述机体飞行或起降的前推进器和后推进器，在所述机体的两侧分别设有传动支撑杆，在所述机体上横向穿接有第一枢轴，所述第一枢轴分别与所述机体两侧的所述传动支撑杆相接；所述前推进器位于所述机体的前部，并固定连接在两个所述传动支撑杆的前端之间；所述后推进器位于所述机体的后部，并固定连接在两个所述传动支撑杆的后端之间；所述前推进器与所述后推进器的轴心线垂直于由两个所述传动支撑杆所构成的平面。

本发明通过横穿机体的第一枢轴与机体两侧的传动支撑杆的连接，以及传动支撑杆与前、后推进器的连接，组成了一个独特的“H”型抬轿式倾转动力的飞行器结构。当位于机体前后端的前、后推进器保持在初始的水平位置时，两个推进器所产生的垂直向下的推力，可将机体慢慢抬离地面，实现本飞行器的垂直升空。当飞行器升空到一定高度之后，通过前、后推进器的所产生的推力之差，或是通过在飞行器中设置的倾转机构的动作控制，可使传动支撑杆带着前、后推进器产生与机体具有一定倾斜度的倾转角度（倾转角应小于90°），而机体还是保持在水平状态不变。此时，倾转的前、后推进器所产生的推力，一部分分解为水平方向的作用力，为飞行器提供前进动力；另一部分分解为垂直方向的作用力，为飞行器提供升力；再配合按照空气动力学原理设计的机体所提供的飞行升力，就可使本发明陆空两用飞行器在空中实现快速的水平飞行。当前、后推进器的倾转角度达到最大的90°时，前、后推进器所产生的推力就全部转化为飞行器的前进动力，而飞行升力则全部由机体提供。此时的飞行状态，是飞行器在水平飞行时速度最大且最为经济的飞行状态。当飞行器需要降落时，通过传动支撑杆带着前、后推进器同时缓慢倾转，回到水平位置，这时，前、后推进器所产生的推力就全部用于提供垂直升力。同步缓慢减小前、后推进器的推力，飞行器即可缓慢地降落到地面上，实现本飞行器的垂直降落。

在整个飞行过程中，本发明陆空两用飞行器的机体始终保持在水平状态，由此可以保证驾乘人员的身体舒适和视野开阔。而在本飞行器位于地面时或降落到地面后，在将第一枢轴与传动支撑杆锁定之后，即可通过操控机体中的驱动装置，使机轮转动，带动机体前行（就像驾驶普通陆地车辆一样），由此实现了本飞行器的陆地行使和简便的陆空转换。

所述第一枢轴横向穿接在所述机体的中部，并连接在所述传动支撑杆的中心点；由所述第一枢轴带动的所述传动支撑杆具有0—90°的倾转幅度；倾转时，所述前推进器向前下方倾转，所述后推进器向后上方倾转。

在两个所述传动支撑杆的外侧分别接有侧推进器，所述侧推进器连接在所述第一枢轴的端部。

所述第一枢轴横向穿接在所述机体的尾部，并连接在所述传动支撑杆的后段；在所述机体与所述传动支撑杆之间接有偏转控制机构；由所述偏转控制机构带动的所述传动支撑杆具有0—90°的转动幅度，使所述前推进器向前下方倾转，使所述后推进器向后上方倾转。

在所述机体上设置有固定机翼、折叠机翼或活动机翼。

所述活动机翼设置在所述机体的底部，并与从所述机体底部穿出的第三枢轴相接，实现活动机翼在机体下部的转入、转出。

所述固定机翼接在所述机体的两侧，在所述固定机翼上接有向后平伸的尾撑杆，在所述尾撑杆的后端固定有尾翼。

所述机轮为固定式或收放式，安装在所述机体上，或是分别安装在所述前推进器和所述后推进器上。

用于驱动所述前推进器和所述后推进器旋转工作的动力装置安装在所述机体上，或是安装在所述前推进器和所述后推进器上。

所述前推进器和所述后推进器为涵道风扇、螺旋桨或涡扇发动机。

本发明陆空两用飞行器通过对设置在机体前、后两部的推进器的倾转角度的控制，使飞行器兼具了垂直起降和水平飞行这两大基本功能，实现了陆地行驶与空中飞行的简便转换。在空中飞行时，飞行器的机体始终保持在水平状态，使驾乘人员乘坐舒适，视野开阔，便于实现安全驾驶。本发明陆空两用飞行器结构简单，操作和控制方便，并且在地面占地面积小，便于地面行驶。

本发明的优点在于：1、在地面/悬停/垂直起降时，前、后推进器在不用外力的情况下，能够保持平衡；2、在前、后推进器的倾转过程中，可不借助外力保持倾转角度同步；3、前、后推进器在传动支撑杆的作用下，能简单地实现前、后推进器的转速相同；4、在一个推进器失去动力时，另一推进器通过传动支撑杆，还能简单提供动力，所以安全性高；5、机轮容易布置和安装，方便在地面的驾驶和操作；6、在飞行过程中，机体本身对涵道风扇的进气基本没有干扰；7、水平飞行时，机体作为升力体，效率高，并且运行经济；8、本发明没有死重；9、本发明结构简单、安全可靠，容易实现陆空转换。

附图说明

图1是第一枢轴横穿在机体中部的本发明飞行器的结构示意图。

图2是图1所示飞行器的俯视图。

图3是图1所示飞行器的左视图。

图4是图1所示飞行器的飞行状态示意图。

图5是图1所示飞行器在最高速度下的飞行状态图。

图6是第一枢轴横穿在机体尾部的本发明飞行器的结构示意图。

图7是图6所示飞行器的俯视图。

图8是加装侧推进器的本发明飞行器的结构示意图。

图9是图8所示飞行器的俯视图。

图10是加装活动机翼的本发明飞行器的结构示意图。

图11是图10所示飞行器的俯视图。

图12是加装固定机翼的本发明飞行器的结构示意图。

图13是图12所示飞行器的俯视图。

图14是机体前后设置双推进器的本发明飞行器的结构示意图。

图15是图14所示飞行器的俯视图。

图16是传动支撑杆固定在机体上的本发明飞行器的结构示意图。

图17是图16所示飞行器的俯视图。

图18是图16所示飞行器在最大速度下的飞行状态示意图。

图19是球形机体的本发明飞行器的结构示意图。

图20是图20所示飞行器的俯视图。

图21是设置双机体的本发明飞行器的结构示意图。

图22是图21所示飞行器的仰视图。

图中各部件及标号为：前推进器1，后推进器2、机体3，导流片4，传动支撑杆5，偏转控制机构6，第二枢轴7，机轮8，第一枢轴9，活动机翼10，第三枢轴11，固定机翼12，尾撑杆13，尾翼14，旋翼15，侧推进器16，连杆17，涵道18，桨叶19，浆轴20，传动轴21。

具体实施方式

实施例1：

如图1—3所示，本飞行器的机体3是按照空气动力学原理设计的外型，在机体3中可安装驾驶仪、驱动装置和枢轴转动控制器（或称“倾转机构”）等机构。第一枢轴9横穿在机体3的中部，其两端穿出机体3，并分别与设置在机体两侧的传动支撑杆5相连接，连接点位于传动支撑杆的中心点（图1），即在前、后推进器和机体都不受外力的情况下，能够使前、后推进器保持平衡。两根传动支撑杆5相互平行，与第一枢轴9为垂直连接，由此构成一种“H”型抬轿式结构（图2）。

在两根传动支撑杆5的前端之间固定连接前推进器1，在两根传动支撑杆5的后端之间固定连接后推进器2，前、后推进器分别位于机体3的前后部，并与机体3保持在一个纵列上。前推进器1与后推进器2均水平设置，二者的轴心线分别垂直于由两个传动支撑杆5所构成的平面。由第一枢轴9带动的传动支撑杆5具有0—90°的倾转幅度。倾转时，前推进器1向前下方倾转，后推进器2向后上方倾转。

前推进器1和后推进器2是控制机体3实现飞行或起降的机构，并且都是由涵道18、桨叶19和浆轴20等部件按常规方式连接组成的涵道风扇（图2），在涵道风扇中还设置有横向和/或纵向的导流片4，以提高对气流的导向控制作用。另外，利用前后涵道风扇下的导流片的偏转作用，也可实现飞行器的垂直起降和水平飞行。

图1中，机轮8分别安装在前推进器1和后推进器2的底面，当然也可安装在机体3的底面。机轮8可采用固定式或收放式的安装结构，受机体中的驱动装置的控制，带动机体3在地面上移动和行驶。

在机体3中安装有动力装置，通过装在第一枢轴9和传动支撑杆5中的传动机构，驱动前、后推进器旋转工作。当然，在这种情况下，在涵道风扇中还应设置传动轴21（图2），以向桨叶19传递旋转动力。也可在前、后涵道风扇上直接安装油机或电机等动力装置，以直接驱动桨叶19旋转。在这种情况下，就可相应简化掉设置在第一枢轴和传动支撑杆中的传动机构，在涵道风扇中也就不需要设置传动轴21等部件。

图1是本发明飞行器在地面停放、行驶以及做垂直起降时的状态。此时，机体3、两个涵道风扇以及两根传动支撑杆5等均与地面平行。当飞行器垂直升空后，通过前、后涵道风扇的推力差，或是通过枢轴转动控制器控制两根传动支撑杆5的带动作用，即可使前、后两个涵道风扇产生一定的倾转角度（图4），此时即为飞行器在空中的水平飞行状态。当传动支撑杆的倾转角度达到最大的90°（即传动支撑杆5垂直于地面）时（图5所示），即可达到水平飞行状态下的最大飞行速度。

本发明也可在机体3上安装整机降落伞，以增强飞行器的安全性。

实施例2：

如图6、图7所示，本实施例中飞行器的结构基本同实施例1，区别点是横穿在机体3上的第一枢轴9是穿接在机体3的尾部，并连接在传动支撑杆5的后段。相应地，在机体3与传动支撑杆5之间加装了一个可控制传动支撑杆5产生偏转的偏转控制机构6。通过偏转控制机构6，可带动传动支撑杆5在0—90°的范围内转动，使前推进器1向前下方倾转，并使后推进器2向后上方倾转。偏转控制机构6可以使用液压油缸或气缸等机械装置。

实施例3：

如图8、图9所示，本实施例中飞行器的结构基本同实施例1，其区别点，一是加装了两个侧推进器16；二是机轮8安装在了机体3的底面。

图9中，第一枢轴9的两端从机体3的中部横向穿出后，先是穿接位于机体9两侧的传动支撑杆5，然后，端部再各外接一个侧推进器16，从而构成了在机体3的前、后、左、右四个方位均设置有涵道风扇的飞行器。两个侧推进器16是受第一枢轴9的控制而进行倾转的，并可与接在传动支撑杆5上的前推进器1和后推进器2进行同步或异步的倾转。

这种飞行器由于推力的增大而可增大载重量，并相应增加了飞行的平稳性和安全性。

实施例4：

如图10、图11所示，本飞行器的结构基本同实施例1，其特点是加装了活动机翼10，即在机体3的底部设置有两个活动机翼10，每个活动机翼10与从机体3内穿出的一根直立的第三枢轴11的下端相连接；活动机翼10的宽度小于等于机体3宽度的一半。这样，在飞行器升空后进行水平飞行时，就可将活动机翼10打开，从而增加飞行的升力，减少能耗，增加飞行距离，提高飞行的安全性；而在地面行驶时，就可将活动机翼10全部收拢在机体3的底部，从而减少占地面积，避免伤及路人，并减少与它物的刮蹭。

也可用折叠机翼取代本实施例中的活动机翼10，以增加飞行的升力。

实施例5：

如图12、图13所示，本飞行器的机体3是带有驾驶舱和固定机翼的小型机结构，在机体3中安装有驾驶仪、驱动装置和枢轴转动控制器等机构。在机体3的底部装有机轮8，在机体3的两侧设有安装前、后推进器的传动支撑杆5，横穿于机体3中部的第一枢轴9的两个伸出端连接在传动支撑杆5的中心位置处。穿接在机体3中的第一枢轴9由枢轴转动控制器控制，以实现动力倾转。

图13中，在两个传动支撑杆5的前端之间设有前端梁，在前端梁上安装有前推进器1；在两个传动支撑杆5的后端之间设有后端梁，在后端梁上安装有后推进器2；前推进器1、后推进器2与机体3保持在一个纵列上。前推进器1和后推进器2都是由旋翼15和浆轴20连接组成的螺旋桨。

图13中，固定机翼12接在机体3的两侧，在固定机翼12上接有向后平伸的两根尾撑杆13，在两根尾撑杆13的后端固定连接尾翼14。尾翼14在后推进器2的后部，其设置位置以不影响到后推进器2的倾转为宜。

实施例6：

如图14、图15所示，本飞行器的机体3是一个球形体，在机体3中安装有驾驶仪、驱动装置和枢轴转动控制器等。图15中，传动支撑杆5平行设置在机体3的两侧，两传动支撑杆5的中心点与横穿机体3水平直径的第一枢轴9垂直相接。在两根传动支撑杆5的前端之间固定连接两个并排设置的前推进器1，在两根传动支撑杆5的后端之间固定连接两个并排设置的后推进器2；前、后推进器分别位于机体3的前后部。前推进器1和后推进器2都是由涵道18、桨叶19、浆轴20和传动轴21连接组成的涵道风扇。两个前推进器1和两个后推进器2是呈对应的纵向排列形式。

在机体3中安装有动力装置，该动力装置通过装在第一枢轴9和两根传动支撑杆5中的传动机构，最后分别通过四根传动轴21，驱动两个前推进器1和两个后推进器2旋转工作，提供飞行和起降动力。

由于在本飞行器中设置有四个推进器，因此可满足飞行器在大载重量时的推进需要。本飞行器适宜做无人飞行器。

实施例7：

如图16、图17所示，本飞行器是一种传动支撑杆固定连接不动、前后推进器受控倾转的陆空两用飞行器。即在机体3的两侧各固定连接一根前低后高、斜向设置的传动支撑杆5（与水平线的夹角约22.5°），两根传动支撑杆5相互平行；在两根传动支撑杆5的前、后端分别接有横置的第二枢轴7，在前端的第二枢轴7上连接前推进器1，在后端的第二枢轴7上连接后推进器2。前、后推进器位于机体3的前、后端，并与机体3保持在一个纵列上。前推进器1和后推进器2都是由涵道18、桨叶19和浆轴20等连接组成的涵道风扇，在涵道风扇上也可加装横向和/或纵向的导流片。

安装在机体3上的机轮8可采用固定式或收放式结构。机体3中的驱动装置控制机轮8，带动机体3在地面移动和行驶。

本飞行器在图18的高速水平飞行状态下，前、后推进器均呈直立状态。调整前、后推进器的倾转角度，即可分别实现本飞行器的垂直起降和水平飞行。

实施例8：

如图19、图20所示，本飞行器也是一种球形飞行器，即机体3的外形也是一个球形体，而传动支撑杆5则是一个中部围绕在机体外部的圆环体、前后端分别是与圆环体相接的平直伸出段，在前、后伸出段上分别连接前推进器1和后推进器2。第一枢轴9横穿在机体3的水平直径线上，并在穿接传动支撑杆5上的圆环体之后，分别外接一个侧推进器16。

前、后推进器位于机体3的前、后端，并与机体3保持在一个纵列上。前、后推进器以及侧推进器可使用涵道风扇或是涡扇发动机。在涵道风扇上可安装油机或电机，以直接驱动桨叶旋转，为机体3提供飞行或起降动力。

本球形飞行器的机体3的内部空间较大，载重量大，可作为一种球形机器人使用。

实施例9：

如图21、图22所示，本飞行器是一个双体飞行器。两个形状对称的机体3并排设置，并通过机体之间的前、后两根连杆17固定连接在一起。在两个机体3的底部均装有机轮8，在其中一个机体或是在两个机体3中安装有驾驶仪、驱动装置和枢轴转动控制器等。第一枢轴9横穿在两个机体3的中部，传动支撑杆5位于两个机体之间的夹缝之中，并与第一枢轴9垂直相接。在传动支撑杆5的前端连接有前推进器1，后端接后推进器2。前、后推进器是由旋翼15和浆轴20连接组成的螺旋桨；也可使用涵道风扇或是涡扇发动机作前、后推进器。穿接在机体3中的第一枢轴9由枢轴转动控制器控制，以实现对螺旋桨倾转的控制。

还可在本飞行器中的两个机体的底部各设置一个可以外展的活动机翼，活动机翼的宽度可适当加宽。本飞行器也适合做无人飞行器。

本发明并不限于上述优先的各种实施方式，仅仅是为了阐述清楚实施例，而且，显然本发明还存在很多其他的变更、修改和应用。

本发明陆空两用飞行器的工作过程是：

1、空中飞行模式：机体3与前推进器1、后推进器2均水平设置，装在机体3中的动力装置通过传动支撑杆5分别驱动前、后推进器高速旋转，产生竖直向下的推力；也可使用两个单独的动力装置（如电机）各自驱动一个推进器高速旋转，产生推力。缓慢增大前、后推进器的推力，即可使飞行器慢慢垂直升空。待飞行器升空到一定高度之后，利用前、后推进器的推力之差，或是利用枢轴转动控制器驱动第一枢轴9，即可以第一枢轴9为支点，在传动支撑杆5的作用下，使前、后推进器分别同步倾转约37°角（倾转角≤90°）。此时前、后推进器产生的推力，一部分分解为水平方向的作用力，为飞行器提供前进动力；另一部分分解为垂直方向的作用力，用于提供飞行器的升力。外形符合空气动力学原理的机体3也可同时为飞行器提供升力。在此条件下，飞行器就能在空中快速地水平飞行了。

当需要水平高速飞行时，控制前、后推进器的倾转角度达到90°，此时，前、后推进器产生的推力全部作为飞行器的前进推力，而飞行器的升力则由机体3提供。这种飞行状态是飞行器水平飞行最经济、速度最大的时候。

当飞行器需要降落时，利用前、后推进器的推力之差（或是在枢轴转动控制器的作用下），以第一枢轴9为支点，在传动支撑杆5的带动下，即可使前、后推进器同步倾转回到水平初始位置，这时，前、后推进器产生的推力全部提供飞行器的升力。同时缓慢地减小前、后推进器的推力，飞行器就能慢慢地降落到地面上。

在整个飞行和起降的过程中，飞行器的机体3始终保持在水平状态，既方便了陆空变换，也可保证驾乘人员的身体舒适和视野开阔。 

2、地面车辆模式：前推进器1、后推进器2与机体3在传动支撑杆5、第一枢轴9的作用下被锁定成一个整体，这样，在机轮8的作用下，就可以按照普通车辆那样，驾驶本飞行器在地面行驶。

Claims (10)

1.一种倾转动力式垂直起降陆空两用飞行器，包括装有驱动装置的机体（3），受所述驱动装置控制使所述机体在地面移动的机轮（8），控制所述机体（3）飞行或起降的前推进器（1）和后推进器（2），其特征是，在所述机体（3）的两侧分别设有传动支撑杆（5），在所述机体（3）上横向穿接有第一枢轴（9），所述第一枢轴（9）分别与所述机体（3）两侧的所述传动支撑杆（5）相接；所述前推进器（1）位于所述机体（3）的前部，并固定连接在两个所述传动支撑杆（5）的前端之间；所述后推进器（2）位于所述机体（3）的后部，并固定连接在两个所述传动支撑杆（5）的后端之间；所述前推进器（1）与所述后推进器（2）的轴心线垂直于由两个所述传动支撑杆（5）所构成的平面。

2.根据权利要求1所述的陆空两用飞行器，其特征是，所述第一枢轴（9）横向穿接在所述机体（3）的中部，并连接在所述传动支撑杆（5）的中心点；由所述第一枢轴（9）带动的所述传动支撑杆（5）具有0—90°的倾转幅度，使所述前推进器（1）向前下方倾转，使所述后推进器（2）向后上方倾转。

3.根据权利要求2所述的陆空两用飞行器，其特征是，在两个所述传动支撑杆（5）的外侧分别接有侧推进器（16），所述侧推进器（16）连接在所述第一枢轴（9）的端部。

4.根据权利要求1所述的陆空两用飞行器，其特征是，所述第一枢轴（9）横向穿接在所述机体（3）的尾部，并连接在所述传动支撑杆（5）的后段；在所述机体（3）与所述传动支撑杆（5）之间接有偏转控制机构（6）；由所述偏转控制机构（6）带动的所述传动支撑杆（5）具有0—90°的转动幅度，使所述前推进器（1）向前下方倾转，使所述后推进器（2）向后上方倾转。

5.根据权利要求1、2、3或4所述的陆空两用飞行器，其特征是，在所述机体（3）上设置有固定机翼、折叠机翼或活动机翼。

6.根据权利要求5所述的陆空两用飞行器，其特征是，所述活动机翼（10）设置在所述机体（3）的底部，并与从所述机体（3）底部穿出的第三枢轴（11）相接。

7.根据权利要求5所述的陆空两用飞行器，其特征是，所述固定机翼（12）接在所述机体（3）的两侧，在所述固定机翼（12）上接有向后平伸的尾撑杆（13），在所述尾撑杆（13）的后端固定有尾翼（14）。

8.根据权利要求1、2、3或4所述的陆空两用飞行器，其特征是，所述机轮（8）为固定式或收放式，安装在所述机体（3）上，或是分别安装在所述前推进器（1）和所述后推进器（2）上。

9.根据权利要求1、2、3或4所述的陆空两用飞行器，其特征是，用于驱动所述前推进器（1）和所述后推进器（2）旋转工作的动力装置安装在所述机体（3）上，或是安装在所述前推进器（1）和所述后推进器（2）上。

10.根据权利要求1、2、3、4、6或7所述的陆空两用飞行器，其特征是，所述前推进器（1）和所述后推进器（2）为涵道风扇、螺旋桨或涡扇发动机。

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