CN103863563A - 一种可垂直/短距起降的鸭式布局飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可垂直/短距起降的鸭式布局飞机，包括机身、主机翼和前置鸭翼。前置鸭翼采用矩形平直翼，且前置鸭翼后缘的30％-40％的弦长采用全展舵面，其舵面的下偏角度大于60度，上偏角度小于30度。并且前置鸭翼的左右两翼的前方设置两支拉进桨，拉进桨与前置鸭翼内的驱动轴连接。主机翼与机身形成上单翼布局，且在机身尾部的最远端水平放置一支升力桨。拉进桨采用2叶或3叶螺旋桨，且由活塞发动机驱动。升力桨采用2叶螺旋桨，且由电动机驱动。本发明的一种可垂直/短距起降(V/STOL)的鸭式布局飞机，结构简单，死重较小，安全可靠性较高，且具有较高的前飞性能。

Description

一种可垂直/短距起降的鸭式布局飞机

技术领域

本发明涉及一种鸭式布局飞机，尤其涉及一种不具备任何动力倾转部件和周期变距大直径旋翼机构，仍能够实现垂直/短距起降的鸭式布局飞机。

背景技术

现有的可垂直起降飞行器一般采用带有周期变距的(直升机)旋翼作为动力，(缺点是前飞性能差，旋翼及其控制结构复杂等)，或者采用倾转动力方式(如V-22倾转旋翼机，倾转涵道动力等)。采用带有周期变距的(直升机)旋翼作为动力，其前飞性能较差，旋翼及其控制结构复杂。采用倾转动力方式，其动力倾转结构和气动力复杂，可靠性低等。

垂直/短距起降飞行器，减少了飞机对起降场地的要求，一直以来是飞行器设计者的追求目标。对于可以垂直起降飞行的研究可以追溯到人类对鸟类的模仿，但是鸟类的垂直起降依赖于其很小的翼载荷。限于发动机技术的限制，人类的垂直起降技术在直升机上获得成功，但这也依赖于旋转的机翼所产生的空气动力。二战中直升机的广泛应用，人们希望能研制一种综合直升机垂直起降和固定翼飞机高速巡航能力的飞机。

早期的研制由美国率先开始，但由于操纵困难而没有进一步的发展。50年代末期至80年代初，大规模研制V/STOL(Vertical and/or Short Take-Off and Landing)垂直/短距起降战斗机的热潮到来。这一时期尝试了多种技术方案，累计有超过60多种V/STOL试验机诞生。多数垂直起降VTOL(Vertical Take-Off and Landing)飞机兼备短距起降STOL(Short Take-Off and Landing)的能力，且其在平飞和悬停的过渡阶段与STOL飞机的起降阶段特性类似。

简单来说，实现VTOL的飞行器从动力来源可分为(直升机)旋翼类、螺旋桨类、涵道风扇类、和喷气类，以及它们的组合形式。旋翼类悬停效率最高，但前飞能力最差，喷气类恰恰相反。

为了兼顾VTOL和高速巡航，VTOL飞机一般采用垂起动力与前飞动力分开，和垂起动力倾转到前飞动力两种方式。动力分开形式结构相对简单，但往往带有较大巡航死重，如果驱动发动机也分开，一般将降低安全可靠性；而倾转动力方式飞行效率略高，但往往结构复杂重量较大、气动力复杂，因而安全可靠性也降低。

虽然发明专利和曾经试验的VTOL飞行器很多，但是到目前为止，真正批量生产应用的VTOL飞机只有三种：

1.英国的倾转喷气发动机喷口的鹞式飞机(后美国引进改为AV8B)，由于悬停油耗过高，操控复杂安全性差等原因目前已经停产；

2.美国V-22鱼鹰倾转旋翼机，为了取得良好的悬停操纵品质，悬停模式仍然采用有周期变距的直升机旋翼控制方式，带来技术难度高，结构复杂，前飞速度受限等问题。另外，过渡段控制复杂也是其缺点之一；

3.美国F-35B战斗机，采用机身中前部涵道风扇与主喷口下偏推力共同提供VTOL升力，翼尖喷气实现滚转控制方式，取得较好的效果，但是涵道风扇和传动系统带来的死重影响了飞机的作战性能。

除了性能方面的原因，安全可靠性也是VTOL飞机难以普及的主要原因之一。

现有VTOL飞行器中，采用直升机旋翼为主的飞行器都带有周期变距操纵机构，其旋翼和控制结构复杂，可靠性较低；而且此类飞行器由于前飞时左右旋翼不对称力以及全机阻力较大的影响，使得巡航飞行的速度和巡航效率(航程航时等)受到较大限制；

另一类采用倾转动力方式的VTOL飞行器，如V-22鱼鹰倾转旋翼机，其他各种倾转机翼(如美国C-142)倾转螺旋桨/涵道动力飞行器等，由于产生大于飞机重力的主动力系统需要倾转，带来倾转结构及气动力复杂、重量大、可靠性较低等多种缺陷；

因此，本领域的技术人员致力于开发一种结构相对简单，死重较小，安全可靠性较高，而且具有较高的前飞性能(类似于普通鸭式布局飞机的升阻特性和巡航能力)的具备V/STOL能力的飞机。

发明内容

有鉴于现有技术的上述缺陷，本发明所要解决的技术问题是提供一种结构相对简单，死重较小，安全可靠性较高，且具有较高的前飞性能的具备V/STOL能力的飞机。

为实现上述目的，本发明提供了一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，包括机身、前置鸭翼、主机翼；其特征在于，

所述前置鸭翼采用矩形平直翼；展弦比在4-6之间；所述前置鸭翼的后缘的30％-40％的弦长采用全展舵面；所述前置鸭翼的左右两翼的前方设置两支拉进桨，使得整个前置鸭翼尽量处于拉进桨滑流区内；所述拉进桨与所述前置鸭翼内的驱动轴连接，以实现反向同步转动；

所述主机翼与所述机身形成上单翼布局，以避开前鸭翼下洗气流并提高擦尾角；所述主机翼根处设置有边条翼，所述边条翼延伸至所述机身前座的头顶前部，增强大迎角的边条效果使得主机翼失速迎角大于展弦比不太大的前置鸭翼，避免了大迎角自动上仰；且所述主机翼后缘的内侧设置襟翼，所述主机翼后缘的外侧设置副翼舵面；

所述机身后续向后延伸并收缩成垂尾形式；所述机身尾部的最远端水平放置一支升力桨，用于产生垂直于机身轴线向上的力；下部的最远端处设置有滑橇。

进一步地，所述前置鸭翼的舵面的下偏角度大于60度，上偏角度小于30度。

进一步地，所述前置鸭翼的两端设置有一块端板，以增强滑流增升效率。

进一步地，所述拉进桨可采用多叶螺旋桨来增大拉力，并由多台活塞发动机联动驱动，以提高单发停车的飞行安全性；所述活塞发动机外挂在所述前置鸭翼下，或置于所述机身内部，具体由活塞发动机的重量和冷却方式决定。

进一步地，所述垂尾的后缘后掠角约为45度，且在所述后缘处设置方向舵面。

进一步地，所述升力桨采用2叶螺旋桨，所述2叶螺旋桨由电动机驱动；此结构安全简单，且动力电池置于靠近电动机的机身后部也利于全机重心的调整。此外，为结构简单和降低成本，2支拉进桨和1支升力桨均可使用简单定距桨。

在本发明的一个较佳实施方式中，所述拉进桨采用恒速变距桨，这样既保证了低速/悬停的大拉力，又能提高桨距限制的飞行速度；并且可省略掉机身垂尾的方向舵，在VTOL悬停时通过操纵两拉进桨的桨距差动，结合前置鸭翼的舵面差动偏转，实现飞机的滚转和偏航控制。所述恒速变距桨由涡轮发动机驱动，以增大输出功率和飞行高度限制。

进一步地，对于中型鸭翼飞机，由于其重量过大，升力桨采用2叶可能需要过大的直径，所以所述升力桨采用4叶螺旋桨，即双2叶桨，这样在前飞不用时与主驱动轴通过离合器断开，并且，4叶螺旋桨的其中2叶可在停转后继续转动90度与另2叶桨重叠，将2支2叶桨都停止在顺飞行方向的桨位处，达到减阻巡航飞行的目的。所述升力桨的驱动采用引入前发动力，即从所述前置鸭翼处的2支拉进桨通过连动轴沿机身内部下方引出传动轴，接离合器或差速器，最后在机身尾部上折驱动升力桨。

进一步地，所述拉进螺旋桨采用多叶折叠定距桨，使得飞机在低速/悬停时具有足够拉力并且效率高，在高速巡航时折叠桨叶减小阻力；两个所述多叶折叠定距桨通过差速器联动，飞机在VTOL悬停时通过转速差动，结合前置鸭翼的舵面差动偏转，实现飞机的滚转和偏航控制。

进一步地，所述水平升力螺旋桨采用所述机身尾部的涵道风扇、涡扇或并列双涡扇发动机。

本发明的可垂直/短距起降的鸭式布局飞机的结构相对简单，死重较小，安全可靠性较高，具有较高的前飞性能，且具备V/STOL能力。

以下将结合附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果作进一步说明，以充分地了解本发明的目的、特征和效果。

附图说明

图1是本发明的一种可垂直/短距起降的鸭式布局飞机的结构示意图；

图2是本发明的一种可垂直/短距起降的鸭式布局飞机的一个较佳实施例“涡桨增载荷型”的结构示意图；

图3是本发明的一种可垂直/短距起降的鸭式布局飞机的一个较佳实施例“涵道增速型”的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

本发明的一种可垂直/短距起降的鸭式布局飞机的结构如图1所示，采用普通低速鸭式布局，以南航设计的蓝鹰AD200双座轻型飞机作为基本构型对比说明。整机外形相似之处在于：前部为平直的前置鸭翼1(非战斗机常用的近距耦合后掠/三角鸭翼)，后部为后掠的主机翼2产生主要升力，翼尖小翼既能减小诱导阻力又能起到垂尾的航向稳定作用。但是，为了实现垂直/短距起落能力，并提高飞行性能和安全性，在此基础上又有很多不同：

前置鸭翼1主要用来提供滑流偏转动力增升和巡航配平操控，结合结构和制造成本考虑，采用矩形平直翼，展弦比不宜过大取4-6左右，前置鸭翼1后缘30％-40％弦长采用全展舵面，下偏角度可达60度以上，上偏角度不大于30度，且前置鸭翼1的两端各有一块小端板3，用于增强滑流增升效率；

主机翼2与机身形成上单翼布局：主机翼为单翼，且置于机身上部具有横向稳定性，与前置鸭翼或平尾等无关。主机翼2避开前置鸭翼1的下洗气流，提高擦尾角。并且主机翼2根前设计边条翼，边条翼延伸至机身前座头顶前部，增强大迎角边条效果使得主机翼2的失速迎角大于展弦比不太大的前置鸭翼1，避免大迎角自动上仰，另外还能起到一定遮阳作用；主机翼2的后缘内侧设置较大展长的襟翼，主机翼的后缘外侧设置副翼舵面。

机身的后部向后延伸并收缩形成垂尾形式，垂尾的后缘的后掠角为45度左右，且在后缘安装方向舵面，下部最远端位置安装滑橇4防止擦尾，上部靠最后位置放置升力桨5；

翼尖小翼面积减小，具体尺寸由机身垂尾和小翼的共同垂尾容量决定。

2支拉进桨6布置在前置鸭翼1的左右两翼前方，使得整个前置鸭翼1尽量处于螺旋桨滑流区内，2支拉进桨6通过前置鸭翼1内水平横置的驱动轴连接，以实现反向同步转动；1支升力桨5位于机身最尾上部，仅用于产生垂直于机身轴线向上的力。

在本发明的较佳实施例中，拉进桨6采用2叶或3叶等多叶拉进螺旋桨，升力桨5采用2叶螺旋桨。对于轻小型低速飞机，主动力由两台活塞发动机共同驱动前置鸭翼1处的2支拉进桨6，可提高单发停车的飞行安全性，活塞发动机可外挂在前置鸭翼1下，也可置于机身内部，由活塞发动机重量和冷却方式决定；升力桨5可采用电动机驱动，安全简单，动力电池置于靠近电动机的机身后部也利于全机重心的调整。为结构简单降低成本，拉力桨和升力桨均可使用简单定距桨。

本发明的可垂直/短距起降的鸭式布局飞机可以实现垂直起降(VTOL)、短距起飞垂直降落(STOVL)、垂直起飞短距降落(VTOSL)和短距起降(STOL)多种方式的起飞着陆，但是从使用经济性和最大飞行性能的角度考虑，采用STOVL方式最佳：

在短距起飞(STO)时：拉进桨全功率驱动主要提供向前的拉力，主机翼襟翼下偏增升，前置鸭翼的舵面略下偏提供一定的抬头力矩以克服襟翼下偏产生的低头力矩，此时由于前置鸭翼处于螺旋桨滑流区内，因此不用担心常规鸭式布局飞机由于前置鸭翼容易达到临界迎角而失速造成的无法使用较大的襟翼增升装置问题！这样即可缩短常规鸭式飞机的起飞降落距离，另外，还可打开升力螺旋桨产生升力和一定量的低头力矩(为满足配平需要前置鸭翼的舵面下偏更多，升力更大)，进一步降低起降速度和距离；

在短距降落(SL)时：与前面STO构型类似，只不过下滑时迎角更大，主机翼襟翼放下更多进一步增升增阻，拉进桨转速较低，需要保证前置鸭翼处于滑流流场内在较大迎角时不失速。因此，即使主发中单发停车也不影响飞机SL着陆；如果后置电动机故障，也只是在一定程度上降低STOL的性能，对安全性影响不大；

在垂直起飞(VTO)时：前置鸭翼的舵面下偏60度以上，主轮刹车刹死，前拉进桨增大转速，由于拉力与前置鸭翼滑流偏转产生的升、阻力叠加起来的合力方向在拉力线上50-60度左右，前轮将轻松抬起，直到主轮和尾撬同时接地，此时飞机俯仰角应大于15度但一般不必超过30度；根据重心位置到前后螺旋桨(拉进桨和升力桨)的距离，拉进桨单支静拉力推重比在0.25-0.35之间，升力桨推重比约0.4-0.55；既可实现飞机的垂直起飞；

在垂直上升或悬停过程中：使用前后拉力差控制俯仰姿态；前置鸭翼的左右舵面差动偏转主要控制滚转姿态，处于升力桨滑流区的机身尾部的方向舵主要用于控制偏航姿态，横侧向操纵耦合较强，需要协同操纵；整个VTOL过程需要飞控系统增稳补偿以改善飞行品质；

在垂直降落(VL)时：基本上是VTO的逆过程，操控方式保持不变；存在尾撬先接地的可能，但由于支反力对重心力矩作用，且悬停姿态不会偏离太多，主轮随之迅速接地缓冲卸载；然后主轮使用刹车，随着拉进桨拉力减小和前置鸭翼的舵面从60度左右上偏回复，飞机低头，前轮稳定接地。

在实际使用中，从安全性和飞行性能角度出发，建议采用短距起飞STO、短距下滑、雀降的起落方式飞行，此处雀降指飞机在大角度低速短距下滑的末端，距地面很低的时候拉起姿态、推上油门，保持很短时间的垂直降落(VL)操控方式，使飞机飞行速度减为接近0的着陆方法。此方式由于高度低、速度低、悬停时间短，因此能耗低，安全性高，值得推广。

鸭式布局V/STOL飞机在巡航时，2支拉进桨产生前拉力驱动飞机前飞，后2叶升力桨停转并锁止在桨叶沿机身轴线方向以减小阻力。其他操控方式与普通鸭式飞机相同，鸭翼舵面按照设计应当配平在0度舵角附近使阻力最小。

在本实施例中，升力桨采用2叶螺旋桨，桨盘载荷不会太大，受桨径尺寸限制，飞机起飞时重量不能太大；因此，仅适用于轻小型(航空惯例重量＜5700kg)、较低速、可较长航时，经济节能、成本低廉的垂直/短距起落飞机。

对于起飞重量较大的飞机，或者需要设计巡航速度较高的飞机，可以增加结构复杂度来改善性能，具体有两种方案：

1.涡桨增载荷型方案

涡桨增载荷型具体如图2所示。定距桨只能在某一固定的设计速度附近有高效率，其他速度则效率下降，而变距桨可以在不同飞行速度下都保持高的螺旋桨效率，因此将两支拉进桨由上个实施例中的定距桨改为恒速变距桨，这样既保证了飞机所需的低速/悬停大拉力，又能提高前飞时的飞行速度；同时，可省略掉机身垂尾的方向舵，在VTOL悬停时通过操纵两支拉进桨的桨距差动，结合前置鸭翼的舵面差动偏转，实现飞机的滚转和偏航控制；

拉进桨的驱动采用涡桨发动机，涡轮发动机外挂在前置鸭翼左右两侧，以增大输出功率和飞行高度限制；

升力桨由2叶螺旋桨增加为4叶螺旋桨，其中2叶可在停转后继续转动90度与另2叶桨重叠，减阻巡航飞行；

升力桨驱动可改为引入前发动力(目前技术条件下使用大功率电动系统重量可能会很大)，从前两支拉进桨通过连动轴沿机身内部下方引出传动轴，接离合器或差速器，最后在机身尾部上折驱动升力桨。

2.涵道增速型方案

涵道增速型具体如图3所示。涵道增速型方案的两支拉进桨采用多叶折叠定距桨，在飞机处于低速/悬停时，使其具有足够拉力并且效率高，在高速巡航时，折叠定距桨叶减小阻力；两支拉进桨通过差速器连动，在VTOL悬停时通过转速差动，结合前置鸭翼的舵面差动偏转，实现飞机的滚转和偏航控制；

升力桨改由机身尾部的涵道风扇/涡扇或并列双涡扇发动机替代，可适当降低主机翼高度近似中上单翼：

采用涵道风扇动力时，其进气口在主机翼翼根后缘附近偏上，对主机翼有增升作用，涵道风扇后安装一个到多个俯仰滑流舵，VTOL悬停时俯仰滑流舵下偏使得所述涵道风扇推力可向上偏转大于60度，巡航时俯仰滑流舵上偏使得涵道风扇推力沿机身轴线向前；俯仰滑流舵偏转角度与涵道风扇安装角度有关，如安装角30度则舵面上偏和下偏均需偏转30度以上，具体的安装角度可根据巡航和VTOL两种模式的动力分配需要来确定；另外也可加1个方向滑流舵以增强航向操纵能力。

采用涡扇发动机时，其进气道入口在机背上或者主机翼翼根前缘附近确保各种飞行姿态下进气畅通，涡扇发动机喷口可上下偏转，使得巡航时产生沿机身轴线的推力，VTOL时喷口下偏使得推力向上大于60度。其他方面与原设计类似。采用涡扇发动机，巡航速度高，冗余动力小，更重要的是重心易于配置。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，包括机身、前置鸭翼、主机翼；其特征在于，

所述前置鸭翼采用矩形平直翼；展弦比在4-6之间；所述前置鸭翼的后缘的30％-40％的弦长采用全展舵面；所述前置鸭翼的左右两翼的前方设置两支拉进桨，所述拉进桨与所述前置鸭翼内的驱动轴连接；

所述主机翼与所述机身形成上单翼布局，所述主机翼根处设置有边条翼，所述边条翼延伸至所述机身前座的头顶前部；且所述主机翼后缘的内侧设置襟翼，所述主机翼后缘的外侧设置副翼舵面；

所述机身后续向后延伸并收缩成垂尾形式，所述机身尾部的最远端水平放置一支升力桨，下部的最远端处设置有滑橇。

2.如权利要求1所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述前置鸭翼的舵面的下偏角度大于60度，上偏角度小于30度。

3.如权利要求1所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述前置鸭翼的两端设置有一块端板。

4.如权利要求1所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述拉进桨由活塞发动机驱动；所述活塞发动机外挂在所述前置鸭翼下，或置于所述机身内部。

5.如权利要求4所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述垂尾的后缘的后掠角是45度，且在所述后缘处设置方向舵面。

6.如权利要求4所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述升力桨采用2叶螺旋桨，所述2叶螺旋桨由电动机驱动。

7.如权利要求1所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述拉进桨采用恒速变距桨，所述恒速变距桨由涡轮发动机驱动。

8.如权利要求7所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述升力桨采用4叶螺旋桨，所述4叶螺旋桨由所述拉进桨通过连动轴和传动轴驱动。

9.如权利要求1所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述拉进螺旋桨采用多叶折叠定距桨，两个所述多叶折叠定距桨通过差速器联动。

10.如权利要求9所述的一种垂直/短距起降的鸭式布局飞机，其中，所述水平升力螺旋桨采用所述机身尾部的涵道风扇、涡扇或并列双涡扇发动机。

Images