CN102556335B - 一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器，包括飞翼布局机体、摆线桨推进器和两个升降副翼；摆线桨推进器沿飞翼布局机体对称面对称安装在飞翼布局机体上方，且摆线桨推进器桨叶处于飞翼布局机体上表面外侧，摆线桨推进器的驱动装置处于飞翼布局机体内；所述摆线桨推进器包括摆线桨叶片，桨叶支架、摆线桨转轴、驱动装置和偏心圆环定位机构；偏心圆环定位机构包括控制拉杆、偏心转动圆环、偏心空心圆柱定位台和辅助定位拉杆。本发明中摆线桨相对螺旋桨具备更高的气动效率，可以节省燃料，提高飞行器的航程和载重；两个摆线桨具有全向矢量推力，可以直接进行航向控制；摆线桨产生的气流使得飞翼上表面流动加速，可以提高飞翼的升阻比。

Description

一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器

技术领域

本发明属于航空飞行器技术领域，具体为一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器。

背景技术

传统的常规飞行器机身基本不产生升力，升力基本靠机翼提供。而飞翼布局的飞行器绝大部分面积的机体都能产生升力，因此在同等推力的条件下，飞翼布局能允许更大的载重量。在给定航程、载重量的条件下，飞翼布局所需要的推力小，油耗低，成本下降。飞翼在重量、制造成本、气动性能方面和外观方面都显示了极大的优越性。因此，设计高性能的飞翼飞行器一直是很多飞机设计师的不懈追求。

由Garreau等人申请的美国专利US7,753,309B2公开了一种可进行垂直起降的飞翼飞机。在该专利中，机身在飞机重心之前并与左、右两个机翼靠近前缘的部分相连，而左右两个机翼安装在沿机身对称面的重心位置。在机身对称面重心附近有两根轴，它们的轴线与机身轴线垂直，竖直安装。一对螺旋桨分别竖直安装在两根轴的两端，轴毂的轴线与该轴轴线重合，一个螺旋桨在机翼的上面，另一个螺旋桨在机翼的下面。利用一个控制机构，可分别控制两个螺旋桨倾转，产生升力或推力，从而使得飞机可以进行垂直起降或前飞。该专利中描述的两个螺旋桨需要一个较为复杂的控制才能控制倾转，这大大降低了该飞翼飞机的可靠性。另外，该飞机起降时，由于安装在机翼下表面的螺旋桨靠近地面，会造成强烈的气流干扰，使得该飞机起降时极不稳定，因此这个方案的实施难度非常高。

由李大勇等人申请的专利CN200420031478.2讲述的是一种飞翼飞行器。该飞行器分为主翼、腿翼和臂翼，是一种通过人体与飞翼结合，用人的自身力量作为动力，以扑翼方式并借助上身气流而实现飞行的飞行器。飞行时，飞行者俯卧于主翼上方，双腿扇动腿翼，由此产生推力和升力，并借助上升气流实现飞行。该飞行器与目前已有的可真正进行飞行的飞行器比较，虽然具有更好的方向可控性；利用上升气流可以飞得更高、更远、更自如；结构简单、体小轻便等优点；但是由于该飞行器要借助于人力扑动飞翼，这对于人体能量提出了挑战；借助上升气流，对自然环境也就具有极高的要求，一般需要到高处才能获得所需气流；而人自身在空中飞行也是极具危险的。因此，该方案实现起来也非常不容易，很难得到工程应用。

摆线桨，亦称直翼推进器，是一种能够提供瞬间可变全向矢量推力的推进装置，它具有效率高、矢量推力变化快和噪音极低等特点。马里兰大学Jarugumilli T.，BenedictM.等人在49届AIAA宇航科学大会上发表了一篇摆线桨的文章。他们做了一系列的系统性实验，列举了大量的摆线桨测力试验数据，对摆线桨的叶片翼型，俯仰控制角和叶片数等参数进行了研究。他们发现，在相同桨盘面积下，摆线桨比传统的旋翼或者螺旋桨的效率要高很多(几乎高出一倍)。他们得到的关于摆线桨参数的结论有助于对摆线桨桨叶或者机构进行优化设计。详情见Jarugumilli T.，Benedict M.and Chopra，“Experimental Optimization and Performance Analysis of a MAV Scale Cycloidal Rotor”，AIAA 2011-821。

由Jammes和Michael McNabb申请的美国专利US7,219,854B2公开了一种安装摆线桨的飞行器。该发明的目的是提供一种利用地面效应来增大飞机的升阻比的飞行器方案。飞机采用的是双头双机身结构，这样可有效扩大展弦比，充分利用地面效应。机身里面充有轻于空气的气体，可以产生上浮力。在机身顶部，安装一个常规的推进系统。在两个机身之间，分别在靠近机头处和靠近垂尾顶部处各安装一个摆线桨装置。两个摆线桨转轴都与飞机对称面垂直。轴的两端分别与安装在两个机身和垂尾内部的控制机构连接，每个叶片可以绕着自身的叶片轴单独转动。通过控制机构的调节，起飞时两个摆线桨转动可以产生向上的拉力为飞机提供较大一部分升力；在前飞过程中，推力主要由安装在机身背部的常规推进系统提供，而摆线桨不再转动，由于摆线桨分别安装在飞机的重心前后，摆线桨叶片产生的升力主要用来对飞机进行纵向稳定性控制。该专利中，摆线桨横跨两个机身的安装方式使得其转动时产生的波动力矩对飞机机身，特别是对垂尾带来很高的结构要求；并且需要很复杂的控制机构才能完成飞行过程中摆线桨叶片的单独控制，这大大降低了它的实用性和可靠性。

由Heinz A.Gerhardt，Redondo Beach等人申请的美国专利5,265,827公开了一种采用摆线桨的飞行器。在该发明中，飞机将利用至少两个摆线桨实现飞机的垂直起降飞行，摆线桨的轴线同飞机左右对称平面垂直。在飞机尾部安装有尾桨，尾桨的轴线位于飞机对称平面内，同飞机中轴线垂直，当摆线桨的升力矢量差动时，可以控制飞机的偏航角和横滚角，而尾桨可以控制飞机的俯仰角。每个摆线桨叶片由两根支架支撑，叶片攻角通过电磁或液压等形式的作动器控制，而作动器则由计算机控制。该专利中描述的摆线桨需要很长的转轴，需要复杂的叶片支撑结构和控制机构，因此会带来重量代价和控制难度。

总之，目前围绕飞翼提出的飞行器方案要么停留于常规的以螺旋桨作为动力装置的设计思路，要么就是一些实施起来很有难度的方案。而对于摆线桨的应用，目前提出的方案也多是把它单纯当做垂直起降飞机的主要升力来源。没有将其与飞机本身作为一个整体进行综合考虑，没有最大限度的发挥摆线桨的独特优势。

发明内容

要解决的技术问题

为了将摆线桨能够提供瞬时可变全向矢量推力、噪音极低等特点与飞翼很好地结合起来，本发明提出了一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器。

技术方案

本发明的技术方案为：

所述一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器，其特征在于：包括飞翼布局机体、摆线桨推进器和两个升降副翼；两个升降副翼分别安装在飞翼布局机体后缘外侧；摆线桨推进器沿飞翼布局机体对称面对称安装在飞翼布局机体上方，且摆线桨推进器桨叶处于飞翼布局机体上表面外侧，摆线桨推进器的驱动装置处于飞翼布局机体内；

所述摆线桨推进器包括摆线桨叶片，桨叶支架、摆线桨转轴、驱动装置和偏心圆环定位机构；

所述驱动装置固定在飞翼布局机体内部的驱动装置壳体内，驱动装置的功率输出端与摆线桨转轴一端通过联轴器连接，摆线桨转轴另一端与桨叶支架中心固定连接，且摆线桨转轴垂直于桨叶支架平面，在驱动装置壳体上端面沿圆周方向均匀分布有若干球头，且圆周的圆心处于摆线桨转轴中心轴线上；

桨叶支架有若干个均匀发散形分布的支架臂，每个支架臂的外端固定有夹套，夹套与摆线桨叶片的主管梁转动配合，摆线桨叶片个数与支架臂个数相同；摆线桨叶片的主管梁和小管梁分别平行与摆线桨转轴，摆线桨叶片的小管梁外伸段上带有球头，小管梁通过球头与偏心圆环定位机构中的控制拉杆一端采用球头铰链配合；在摆线桨转轴上还固定有飞翼舱盖，飞翼舱盖将摆线桨推进器的安装口封闭，且飞翼舱盖与飞翼布局机体上表面光滑过渡，在飞翼舱盖边缘开有若干凹槽，摆线桨叶片的小管梁外伸段处于凹槽内，且不与飞翼舱盖发生干涉；

偏心圆环定位机构包括控制拉杆、偏心转动圆环、偏心空心圆柱定位台和辅助定位拉杆；偏心转动圆环一侧面上沿圆周方向均匀分布有若干球头，偏心转动圆环上的球头个数与摆线桨叶片个数相同，偏心转动圆环另一侧面与偏心空心圆柱定位台一端面通过轴承配合，且偏心转动圆环与偏心空心圆柱定位台同轴，在偏心空心圆柱定位台另一端面上也均匀分布有多个球头，偏心空心圆柱定位台上的球头个数与辅助定位拉杆个数和驱动装置壳体上端面的球头个数相同；偏心空心圆柱定位台与外部舵机连接；控制拉杆个数与摆线桨叶片个数相同，控制拉杆另一端与偏心转动圆环上的球头采用球头铰链配合，且至少一根控制拉杆与偏心转动圆环卡接固定；偏心转动圆环和偏心空心圆柱定位台套在摆线桨转轴上；辅助定位拉杆一端与偏心空心圆柱定位台上的球头采用球头铰链配合，辅助定位拉杆另一端与驱动装置壳体上端面的球头采用球头铰链配合。

所述的一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器，其特征在于：摆线桨叶片的最大攻角不超过45度，偏心转动圆环偏心距的最大值为摆线桨叶片主管梁轴线与摆线桨叶片小管梁轴线之间距离的0.707倍。

有益效果

本发明的有益效果为：首先，由于摆线桨相对螺旋桨具备更高的气动效率，用它作为飞翼飞行器的推进装置，可以节省燃料，提高飞行器的航程和载重；其次，由于两个摆线桨具有瞬间可变的全向矢量推力，可以简单直接地通过它们对飞机进行快速的航向控制，避免了在飞翼尾部安装很大的方向舵及其所需的控制系统；而两个摆线桨旋转产生的气流使得飞翼上表面流动加速，可以进一步提高飞翼的升阻比；摆线桨旋转产生的尾流也可以使得安装在飞翼后缘外侧的升降副翼的舵面效率得到极大地提高；摆线桨极低的噪音也有助于其实现民用化。而单就摆线桨推进器而言，其桨叶支架与摆线桨叶片采用转动配合，克服了现有技术中悬臂梁式桨叶安装方式存在桨叶枢轴承受极大的弯矩，桨叶极易折断的问题；通过单个电机和偏心圆环定位机构实现摆线桨叶片攻角的改变和最大攻角的调整，克服了现有技术中通过电磁或液压等形式进行作动器控制攻角而带来控制系统复杂的问题。

附图说明

图1：摆线桨推进器的结构示意图；

图2：偏心圆环定位机构的支撑部位结构示意图；

图3：桨叶支架与摆线桨叶片安装结构示意图；

图4：摆线桨叶片结构示意图；

图5：夹套结构示意图；

图6：左夹套结构示意图；

图7：右夹套结构示意图；

图8：摆线桨转轴示意图；

图9：控制拉杆示意图；

图10：偏心转动圆环俯视图；

图11：偏心转动圆环和偏心空心圆柱定位台剖视图；

图12：偏心转动圆环与控制拉杆的安装结构示意图；

图13：飞翼布局飞行器结构示意图；

图14：飞翼布局飞行器内部结构示意图；

图15：偏心转动圆环偏转后，摆线桨叶片处于90°方位角的示意图；

图16：偏心转动圆环偏转后，摆线桨叶片处于左前方的示意图；

图17：偏心转动圆环偏转后，摆线桨叶片处于180°方位角的示意图；

图18：偏心转动圆环偏转后，摆线桨叶片处于左后方的示意图；

图19：偏心转动圆环偏转后，摆线桨叶片处于270°方位角的示意图；

图20：偏心转动圆环偏转后，摆线桨叶片处于右后方的示意图；

图21：偏心转动圆环偏转后，摆线桨叶片处于0°方位角的示意图；

图22：偏心转动圆环偏转后，摆线桨叶片处于右前方的示意图；

其中：1.飞翼蒙皮；2.摆线桨叶片；3.支架臂；4.飞翼舱盖；5.摆线桨转轴；6.升降副翼；9.机身翼肋；10.翼梢翼肋；11.飞翼机身段前梁；12.飞翼机身段中间梁；13.飞翼机身段后梁；14.飞翼前梁；15.飞翼后梁；18.电机壳体；19.驱动电机；20.转轴轴承；21.摆线桨叶片小管梁；22.转轴轴承定位凸缘；23.偏心圆环定位机构支撑件；24.球形铰下安装凸台；25.拉杆球形铰链；26.辅助定位拉杆；27.控制拉杆；28.万向联轴器；29.飞翼舱盖定位凸缘；30.偏心空心圆柱定位台；31.球形铰上安装凸台；32.夹套；33.摆线桨叶片蒙皮；34.摆线桨叶片翼肋；35.摆线桨叶片主管梁；36.摆线桨叶片主管梁安装轴承；37.摆线桨叶片小管梁球形铰球头；38.桨叶支架连接件；39.飞翼舱盖弧形槽；46.偏心转动圆环；47.球形铰球头安装孔；48.球形铰球头；49.控制拉杆限位槽；50.偏心圆环轴承挡圈；51.挡圈固定螺母；52.尼龙轴承；53.杆件。

具体实施方式

下面结合具体实施例描述本发明：

本实施例是一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器，包括飞翼布局机体、摆线桨推进器和两个升降副翼6。

参照附图13和附图14，飞翼布局机体包括飞翼蒙皮1、机身翼肋9、翼梢翼肋10、飞翼机身段前梁11、飞翼机身段中间梁12、飞翼机身段后梁13、飞翼前梁14、飞翼后梁15等结构；两个升降副翼分别安装在飞翼布局机体后缘外侧，其展向长度为500mm，根部沿弦向长度为90mm，梢部沿弦向长度为30mm。通过飞行员发出指令，使得左右两个升降副翼6同时向上或向下偏转，可以实现飞机的俯仰控制；若左右两个升降副翼6一个向上、一个向下偏转，则可以实现飞机的滚转控制。飞行器呈翼身组合体外形，采用NACA0024翼型，翼展为2500mm。飞行器左右沿飞机对称面对称均匀安装6块翼肋，左右各3块，每块翼肋的厚度均为15mm，两块机身翼肋9间的距离为600mm，机身翼肋9的弦长为1000mm，翼梢翼肋10的弦长为200mm；飞翼后掠角为30°，无上反。飞翼蒙皮1采用碳纤维复合材料制成。在飞翼蒙皮上表面沿飞翼布局机体对称面两侧开有对称的圆形飞翼舱口，用于放置摆线桨推进器。

摆线桨推进器沿飞翼布局机体对称面对称安装在飞翼布局机体上方，且摆线桨推进器桨叶处于飞翼布局机体上表面外侧，摆线桨推进器的驱动装置处于飞翼布局机体内，其中摆线桨推进器的驱动装置壳体固定在飞翼机身段前梁和飞翼机身段中间梁上。本实施例中采用驱动电机19作为摆线桨推进器的驱动装置。

参照附图1，摆线桨推进器包括摆线桨叶片2，桨叶支架、摆线桨转轴5、驱动电机19和偏心圆环定位机构。所述驱动电机19固定在电机壳体18内，驱动电机的功率输出端穿过电机壳体中间壁板后，与摆线桨转轴5的一端通过万向联轴器28连接，采用万向联轴器28的好处是它可以传递大扭矩，并容许两轴之间由于加工所带来的较小的角位移偏差。参照附图2，摆线桨转轴与电机壳体上壁板通过转轴轴承20配合，并且在摆线桨转轴上有转轴轴承定位凸缘22，转轴轴承定位凸缘压在转轴轴承上端，实现了摆线桨转轴的轴向定位。在电机壳体上壁板上还固定有偏心圆环定位机构支撑件23用于支撑偏心圆环定位机构，参照附图2，偏心圆环定位机构支撑件为环形，且偏心圆环定位机构支撑件的中心轴线与摆线桨转轴5的中心轴线重合，在偏心圆环定位机构支撑件上沿圆周方向均匀分布有四个球形铰下安装凸台24，每个球形铰下安装凸台上都固定有一个球形铰球头，用于与偏心圆环定位机构中的辅助定位拉杆26采用球头铰链配合。

参照附图3，摆线桨转轴另一端与桨叶支架中心的桨叶支架连接件38固定连接，且摆线桨转轴垂直于桨叶支架平面，桨叶支架连接件38与桨叶支架螺钉固定连接；桨叶支架包括支架臂和夹套，桨叶支架采用铝合金制造，支架臂呈均匀发散形分布，本实施例中，桨叶支架包括四个支架臂，四个支架臂呈十字形分布，每个支架臂的外端都固定有一个夹套32。参照附图5至附图7，夹套32分为左夹套和右夹套，夹套内表面有轴承安装弧形槽，左夹套和右夹套通过螺钉固定。夹套内表面的轴承安装弧形槽与摆线桨叶片主管梁35上的摆线桨叶片主管梁安装轴承36配合，既实现了夹套与摆线桨叶片主管梁的转动配合，又实现了支架臂在摆线桨叶片主管梁上的轴向定位，摆线桨叶片既可以随着桨叶支架一起公转，又可以绕着摆线桨叶片主管梁自由转动。

参照附图4，摆线桨叶片2采用NACA0014对称翼型的矩形翼面；摆线桨叶片个数与支架臂个数相同；在摆线桨叶片表面覆盖有碳纤维复合材料制造的摆线桨叶片蒙皮33；摆线桨叶片的弦长为60mm，翼展为120mm，展弦比为2，摆线桨叶片内均布六片相互平行的摆线桨叶片翼肋34，并且在摆线桨叶片翼肋上距前缘点8mm和25mm处有贯通的管梁孔，摆线桨叶片主管梁35和摆线桨叶片小管梁21分别穿过各摆线桨叶片翼肋的管梁孔。摆线桨叶片主管梁35的轴向中部安装有摆线桨叶片主管梁安装轴承36，摆线桨叶片主管梁安装轴承与夹套的轴承安装弧形槽配合，使得摆线桨叶片得以固定在桨叶支架上，随桨叶支架一起转动。摆线桨叶片小管梁与摆线桨叶片主管梁都平行于摆线桨转轴，摆线桨叶片小管梁外伸段下端固定有摆线桨叶片小管梁球形铰球头37，用于与偏心圆环定位机构中的控制拉杆27一端采用球头铰链配合。

在摆线桨转轴中部还有一个径向凸出的飞翼舱盖定位凸缘29，直径为15mm，厚为2mm。飞翼舱盖定位凸缘用于与飞翼舱盖4配合，将飞翼舱盖4轴向固定。飞翼舱盖4为圆形碳板，直径为230mm，与飞翼蒙皮上的飞翼舱口直径相同，厚度为2mm，飞翼舱盖中心有通孔，用于摆线桨转轴穿过。在飞翼舱盖的边缘均布四个宽度比摆线桨叶片小管梁21外径略宽的飞翼舱盖弧型槽39，使得摆线桨叶片小管梁21得以穿过飞翼舱盖4进入飞翼布局机体内，并且摆线桨叶片2在做俯仰运动时能在飞翼舱盖弧型槽39内自由移动而不与飞翼舱盖4发生碰撞或摩擦等干涉。飞翼舱盖4不仅可以盖住飞翼舱口7，不让气流进入飞机内部，而且与摆线桨叶片2下端的距离很小，可以起到翼梢端板的作用，有效降低诱导损失，进一步提高了摆线桨叶片的气动效率。

参照附图1，偏心圆环定位机构包括四根控制拉杆27、偏心转动圆环46、偏心空心圆柱定位台30和四根辅助定位拉杆26。

控制拉杆与辅助定位拉杆结构相同，为铝合金杆件，均由杆件53和拉杆球形铰链25组成，如附图9所示，杆件53两端与拉杆球形铰链25同轴螺纹连接配合，拉杆球形铰链25用于与球头采用球头铰链配合。

参照附图10，偏心转动圆环46一侧面上沿圆周方向均匀分布有四个带内螺纹的球形铰球头安装孔47，球形铰球头固定在球形铰球头安装孔47内，用于与控制拉杆27的另一端采用球头铰链配合。在其中一个球形铰球头安装孔47的外缘处有凸出的控制拉杆限位槽49，用于卡住其中一根控制拉杆杆件，使偏心转动圆环46随摆线桨一起转动。

参照附图11，偏心转动圆环另一侧面与偏心空心圆柱定位台30一端面通过尼龙轴承52配合，并通过偏心圆环轴承挡圈50将尼龙轴承52限位。偏心转动圆环与偏心空心圆柱定位台同轴，偏心转动圆环相对与偏心空心圆柱定位台可自由转动。偏心空心圆柱定位台与外部舵机连接，外部舵机用于调整偏心空心圆柱定位台的轴线位置。在偏心空心圆柱定位台另一端面上沿圆周方向均匀分布有四个球形铰上安装凸台31，每个球形铰上安装凸台上固定有一个球形铰球头，用于与偏心圆环定位机构中的辅助定位拉杆26采用球头铰链配合。

偏心转动圆环和偏心空心圆柱定位台套在摆线桨转轴上，辅助定位拉杆两端的拉杆球形铰链分别与球形铰下安装凸台和球形铰上安装凸台的球形铰球头配合，四个辅助定位拉杆组成的复合式平行四边形机构可以实现偏心圆环定位机构的轴向定位，并保证偏心转动圆环和偏心空心圆柱定位台轴线与摆线桨转轴轴线平行；而控制拉杆两端的拉杆球形铰链分别与偏心转动圆环球形铰球头安装孔内的球形铰球头和摆线桨叶片小管梁球形铰球头配合，实现摆线桨叶片带动偏心转动圆环转动。

所述偏心圆环定位机构中的偏心指的是偏心转动圆环的中心轴线与摆线桨转轴的中心轴线平行但不重合，存在偏心距。如图12所示，在外部伺服舵机的作用下，偏心空心圆柱定位台带动偏心转动圆环改变位置，从而产生偏心距，偏心距不为0时，摆线桨叶片在控制拉杆27的控制下将做周期性俯仰运动，从而产生矢量拉力，外部伺服舵机调节偏心距大小或者由飞行员操纵改变驱动电机19的转速，则可以产生不同大小的拉力，为飞翼布局飞行器在不同飞行速度状态下提供推力。而通过调节偏心转动圆环46的偏心方位角，则可以控制飞翼布局飞行器的航向姿态；摆线桨叶片2的转动产生的尾流使得飞翼上表面的气流流动加速，从而使得飞翼上、下表面的压差增大，提高飞翼的升阻比。

由于两个摆线桨推进器在飞行器上是对称安装的，为了清楚描述，以其中一个摆线桨推进器为例进行分析：假设偏心转动圆环46在伺服舵机或者飞行员的操纵下，偏移到摆线桨转轴5圆心的正后方，且摆线桨转盘按逆时针方向转动，在图15中，当摆线桨叶片2运动到90°方位时，在控制拉杆27的拉动下，摆线桨叶片2弦线与线速度方向将产生正攻角，升力方向为正前方；图16中，摆线桨叶片2运动到左前方，在控制拉杆27的拉动下，摆线桨叶片2仍然相对其线速度方向有正攻角，升力方向为左前方；图17中，当摆线桨叶片2运动到180°方位时，摆线桨叶片2的弦线与线速度方向平行，不产生升力；图18中，当摆线桨叶片2运动到左后方时，摆线桨叶片2在控制拉杆27的推动下，相对其线速度方向产生正攻角，升力方向为右前方；图19中，当摆线桨叶片2运动到270°方位时，控制拉杆27推动摆线桨叶片2，使其相对线速度方向产生正攻角，升力方向为正前方；图20中，当摆线桨叶片2运动到右后方时，控制拉杆27推动摆线桨叶片2，使其产生正攻角，升力方向为左前方；图21中，当摆线桨叶片2运动到0°方位时，控制拉杆27使摆线桨叶片2的弦线与其线速度方向平行，摆线桨叶片2不产生升力；图22中，当摆线桨叶片2运动到右前方时，控制拉杆27拉动摆线桨叶片2，使其抬头，升力方向为右前方。通过一个摆线桨叶片2绕圆周一周产生的升力的分析可以看出，摆线桨叶片2在0度和180度方位时，升力为0，在其他方位时，总是能产生正前方的升力分量。因此当偏心转动圆环46向后位移时，随着摆线桨的转动，摆线桨叶片2的合力方向将是正前方。由于偏心圆环46的偏心距方向是可以调节的，因此四个摆线桨叶片2的合力方向也是可以调节的，从而提供不同方向的矢量推力，控制飞机的偏航；或者通过飞行员发指令使得两个摆线桨的电机的转速不同，则每个摆线桨产生的拉力大小不同，也可以产生偏航力矩，控制飞机的偏航；而通过调节摆线桨的偏心转动圆环46的偏心距，或者飞行员发出指令改变电机19的转速，则可以快速调节合力的大小，满足不同的飞行速度要求。

摆线桨叶片2的最大攻角不超过45度，偏心转动圆环偏心距的最大值为摆线桨叶片主管梁35轴线与摆线桨叶片小管梁21轴线之间距离的0.707倍，以避免摆线桨叶片2失速和机构振动、卡滞。

Claims (2)

1.一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器，其特征在于：包括飞翼布局机体、摆线桨推进器和两个升降副翼；两个升降副翼分别安装在飞翼布局机体后缘外侧；摆线桨推进器沿飞翼布局机体对称面对称安装在飞翼布局机体上方，且摆线桨推进器桨叶处于飞翼布局机体上表面外侧，摆线桨推进器的驱动装置处于飞翼布局机体内；

所述摆线桨推进器包括摆线桨叶片，桨叶支架、摆线桨转轴、驱动装置和偏心圆环定位机构；

所述驱动装置固定在飞翼布局机体内部的驱动装置壳体内，驱动装置的功率输出端与摆线桨转轴一端通过联轴器连接，摆线桨转轴另一端与桨叶支架中心固定连接，且摆线桨转轴垂直于桨叶支架平面，在驱动装置壳体上端面沿圆周方向均匀分布有若干球头，且圆周的圆心处于摆线桨转轴中心轴线上；

桨叶支架有若干个均匀发散形分布的支架臂，每个支架臂的外端固定有夹套，夹套与摆线桨叶片的主管梁转动配合，摆线桨叶片个数与支架臂个数相同；摆线桨叶片的主管梁和小管梁分别平行于摆线桨转轴，摆线桨叶片的小管梁外伸段上带有球头，小管梁通过球头与偏心圆环定位机构中的控制拉杆一端采用球头铰链配合；在摆线桨转轴上还固定有飞翼舱盖，飞翼舱盖将摆线桨推进器的安装口封闭，且飞翼舱盖与飞翼布局机体上表面光滑过渡，在飞翼舱盖边缘开有若干凹槽，摆线桨叶片的小管梁外伸段处于凹槽内，且不与飞翼舱盖发生干涉；

偏心圆环定位机构包括控制拉杆、偏心转动圆环、偏心空心圆柱定位台和辅助定位拉杆；偏心转动圆环一侧面上沿圆周方向均匀分布有若干球头，偏心转动圆环上的球头个数与摆线桨叶片个数相同，偏心转动圆环另一侧面与偏心空心圆柱定位台一端面通过轴承配合，且偏心转动圆环与偏心空心圆柱定位台同轴，在偏心空心圆柱定位台另一端面上也均匀分布有多个球头，偏心空心圆柱定位台上的球头个数与辅助定位拉杆个数和驱动装置壳体上端面的球头个数相同；偏心空心圆柱定位台与外部舵机连接；控制拉杆个数与摆线桨叶片个数相同，控制拉杆另一端与偏心转动圆环上的球头采用球头铰链配合，且至少一根控制拉杆与偏心转动圆环卡接固定；偏心转动圆环和偏心空心圆柱定位台套在摆线桨转轴上；辅助定位拉杆一端与偏心空心圆柱定位台上的球头采用球头铰链配合，辅助定位拉杆另一端与驱动装置壳体上端面的球头采用球头铰链配合。

2.根据权利要求1所述的一种安装摆线桨的飞翼布局飞行器，其特征在于：摆线桨叶片的最大攻角不超过45度，偏心转动圆环偏心距的最大值为摆线桨叶片主管梁轴线与摆线桨叶片小管梁轴线之间距离的0.707倍。

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