CN104176250B - 一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器 - Google Patents

一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器 Download PDF

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一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，涉及垂直起降旋翼飞行器技术领域，特别是涉及机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器技术领域；通过在机翼上设置升力涵道；在升力涵道内壁靠近机翼的上下壁板处设置内仓用以内置涵道盖，该涵道盖可实现升力涵道的开启和关闭；机身的尾部上设有导流槽，其两侧设置两个支撑件并通过倾转控制机构将设置在机身尾部的倾转推力涵道与机身相连；该倾转推力涵道由同轴的可倾转涵道壁以及共轴推力双旋翼构成；机体内设置发动机并通过减速器将动力分别传输至升力涵道和倾转推力涵道；所述飞行器实现了在不使整体增重太大的条件下，增大了全机重心沿机身轴线方向的可调节范围，避免了旋翼裸露，提高了飞行器的推进效率。

Description

一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器
技术领域
本发明涉及垂直起降旋翼飞行器技术领域，特别是涉及机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器技术领域。
背景技术
垂直起降旋翼飞行器兼具垂直起降能力和高速前飞能力，主要应用于缺乏机场支持的复杂起降环境，同时具备快捷的任务响应性。倾转旋翼机V-22是目前唯一量产的该类型飞行器，其主要是在机翼端部安装有可以倾转的推进装置，推进装置由发动机、减速器和旋翼等组成，通过调整推进装置轴线与机身轴线所成的角度来进行飞行姿态的转换，即垂直起降时，推进装置轴线与机身轴线垂直；水平飞行时，推进装置轴线与机身轴线平行。但该种结构的飞行器，推进装置包含了发动机和减速器，重量较大，为调整大重量的推进装置的姿态，则必须引入大功率倾角调整装置，从而导致飞行器增重；另外，由于推进装置安装在机翼端部，导致总升力的作用点仅在机翼位置，全机重心沿机身轴线方向的可调节范围小，对装载的客货重心位置要求高；再有，推进装置中的旋翼是裸露的，存在低空运行时易与障碍物发生碰撞，导致安全性降低；旋翼下方的机翼对旋翼向下气流的阻碍使得推进装置的效率降低。
发明内容
本发明的目的是：为了不使飞行器整体增重太大，同时增大全机重心沿机身轴线方向的可调节范围，避免旋翼裸露，提高飞行器的推进效率，特提出一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器。
本发明的技术方案是:一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，如图1和图2所示，其包括机身1和机翼2，所述机翼2上以机身轴线为对称轴左右各开一个上下带有圆形导角的圆柱形通孔3构成涵道壁，在所述圆柱形通孔3内的中部设置旋翼4，所述旋翼4通过传动轴16与减速器15相连，涵道壁和旋翼4共同构成升力涵道；在所述圆柱形通孔3内壁靠近机翼2的上下壁板处向机身轴线方向分别设置内仓7用以内置涵道盖6，所述涵道盖6的上表面或下表面分别与机翼2的上表面或下表面共形并通过滑道滑出完全封盖通孔3的上下端口，或者滑入完全敞开通孔3的上下端口，用于实现升力涵道的开启和关闭；机身1的尾端上部轴线上设有导流槽8，所述导流槽8的两侧对称地设置两个完全相同的支撑件9，所述支撑件9的尾部通过倾转控制机构13将设置在机身1尾部的倾转推力涵道11与机身1相连；所述倾转推力涵道11由同轴的可倾转涵道壁以及共轴推力双旋翼12组成，通过倾转控制机构13调节倾转推力涵道11的轴线与机身1轴线的夹角，以实现推力方向的改变；机身1前部上方机体1内设置发动机14，所述发动机14通过减速器15将动力分别通过前传动轴16传输至升力涵道、通过后传动轴17传输至倾转推力涵道11。
当飞行器需垂直起降时，倾转推力涵道11的轴线与机身1的轴线垂直并产生向下的推力；涵道盖6滑入内仓7中导致通孔3的上下端口完全敞开，使旋翼4转动导致升力涵道工作，由升力涵道和倾转推力涵道11共同提供升力，实现飞行器的垂直起降。
当飞行器正常飞行时，倾转推力涵道11的轴线与机身1的轴线平行并产生向后的推力；与此同时涵道盖6滑出完全封盖通孔3的上下端口，使旋翼4静止导致升力涵道不工作；此时升力主要由机翼2提供，通过倾转控制机构13调整倾转推力涵道11的轴线与机身1轴线的夹角用以提供小部分升力以满足不同的装载重心调整需求；倾转推力涵道11主要提供前飞推力和航向、俯仰操纵力。
当飞行器需俯仰姿态的调整时，由倾转推力涵道11的推力增减量大小以及通过倾转控制机构13调整倾转推力涵道11的轴线与机身1轴线的夹角来实现。
当飞行器需航向姿态调整时，通过倾转推力涵道11的涵道壁形变诱导产生的水平侧向分力为主来实现。
当飞行器需滚转姿态调整时，在垂直起降模式下，涵道盖6滑入内仓7中导致通孔3的上下端口完全敞开，使旋翼4转动导致升力涵道工作，并通过调整机翼2内置升力涵道的左右升力差来实现；在正常飞行模式下，涵道盖6滑出完全封盖通孔3的上下端口，使旋翼4静止导致升力涵道不工作，此时由机翼2的左右两部分的升力差来实现。
垂直起降模式与正常飞行模式之间的转换通过倾转控制机构13调节倾转推力涵道11推力方向，结合升力涵道的升力大小调整来实现。
本发明的有益效果是：本发明通过在机翼上开设带有圆形导角的圆柱形通孔构成涵道壁，在通孔内的中部设置旋翼，该旋翼通过传动轴与减速器相连，涵道壁和旋翼共同构成升力涵道；在通孔内壁靠近机翼的上下壁板处设置内仓用以内置涵道盖，该涵道盖的上表面或下表面分别与机翼的上表面或下表面共形并通过滑道滑出完全封盖通孔的上下端口，或者滑入完全敞开通孔的上下端口，用于实现升力涵道的开启和关闭；机身的尾端上部轴线上设有导流槽，其两侧对称的设置两个完全相同的支撑件，其尾部通过倾转控制机构将设置在机身尾部的倾转推力涵道与机身相连；该倾转推力涵道由同轴的可倾转涵道壁以及共轴推力双旋翼构成；机身前部上方机体内设置发动机并通过减速器将动力分别传输至升力涵道和倾转推力涵道；实现了在不使飞机整体增重太大的条件下，增大了全机重心沿机身轴线方向的可调节范围，进一步避免旋翼裸露，提高了飞行器的推进效率。
附图说明
图1是本发明的飞行器在垂直起降模式下的局部剖视图；
图2是本发明的飞行器在飞行模式下的轴视图。
具体实施方式
下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述：
如图1和图2所示，其包括机身1和机翼2，所述机翼2上以机身轴线为对称轴左右各开一个上下带有圆形导角的圆柱形通孔3构成涵道壁，在所述圆柱形通孔3内的中部设置旋翼4，所述旋翼4通过传动轴16与减速器15相连，涵道壁和旋翼4共同构成升力涵道；在所述圆柱形通孔3内壁靠近机翼2的上下壁板处向机身轴线方向分别设置内仓7用以内置涵道盖6，所述涵道盖6的上表面或下表面分别与机翼2的上表面或下表面共形并通过滑道滑出完全封盖通孔3的上下端口，或者滑入完全敞开通孔3的上下端口，用于实现升力涵道的开启和关闭；机身1的尾端上部轴线上设有导流槽8，所述导流槽8的两侧对称地设置两个完全相同的支撑件9，所述支撑件9的尾部通过倾转控制机构13将设置在机身1尾部的倾转推力涵道11与机身1相连；所述倾转推力涵道11由同轴的可倾转涵道壁以及共轴推力双旋翼12组成，通过倾转控制机构13调节倾转推力涵道11的轴线与机身1的夹角，以实现推力方向的改变；机身1前部上方机体1内设置发动机14，所述发动机14通过减速器15将动力分别通过前传动轴16传输至升力涵道、通过后传动轴17传输至倾转推力涵道11。
当飞行器需垂直起降时，倾转推力涵道11的轴线与机身1的轴线垂直并产生向下的推力；涵道盖6滑入内仓7中导致通孔3的上下端口完全敞开，使旋翼4转动导致升力涵道工作，由升力涵道和倾转推力涵道11共同提供升力，实现飞行器的垂直起降。
当飞行器正常飞行时，倾转推力涵道11的轴线与机身1的轴线平行并产生向后的推力；与此同时涵道盖6滑出完全封盖通孔3的上下端口，使旋翼4静止导致升力涵道不工作；此时升力主要由机翼2提供，通过倾转控制机构13调整倾转推力涵道11的轴线与机身1轴线的夹角用以提供小部分升力以满足不同的装载重心调整需求；倾转推力涵道11主要提供前飞推力和航向、俯仰操纵力。
当飞行器需俯仰姿态的调整时，由倾转推力涵道11的推力增减量大小以及通过倾转控制机构13调整倾转推力涵道11的轴线与机身1轴线的夹角来实现。
当飞行器需航向姿态调整时，通过倾转推力涵道11的涵道壁形变诱导产生的水平侧向分力为主来实现。
当飞行器需滚转姿态调整时，在垂直起降模式下，涵道盖6滑入内仓7中导致通孔3的上下端口完全敞开，使旋翼4转动导致升力涵道工作，并通过调整机翼2内置升力涵道的左右升力差来实现；在正常飞行模式下，涵道盖6滑出完全封盖通孔3的上下端口，使旋翼4静止导致升力涵道不工作，此时由机翼2的左右两部分的升力差来实现。
垂直起降模式与正常飞行模式之间的转换通过倾转控制机构13调节倾转推力涵道11推力方向，结合升力涵道的升力大小调整来实现。
本发明的飞行器实现了在不使飞行器整体增重太大的条件下，增大了全机重心沿机身轴线方向的可调节范围，避免了旋翼裸露，提高了飞行器的推进效率。

Claims (7)

1.一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，包括机身(1)和机翼(2)，所述机翼(2)上以机身轴线为对称轴左右各开一个上下带有圆形导角的圆柱形通孔(3)构成涵道壁，在所述圆柱形通孔(3)内的中部设置旋翼(4)，所述旋翼(4)通过传动轴(16)与减速器(15)相连，涵道壁和旋翼(4)共同构成升力涵道；其特征在于：在所述圆柱形通孔(3)内壁靠近机翼(2)的上下壁板处向机身轴线方向分别设置内仓(7)用以内置涵道盖(6)，所述涵道盖(6)的上表面或下表面分别与机翼(2)的上表面或下表面共形并通过滑道滑出完全封盖通孔(3)的上下端口，或者滑入完全敞开通孔(3)的上下端口；机身(1)的尾端上部轴线上设有导流槽(8)，所述导流槽(8)的两侧对称的设置两个完全相同的支撑件(9)，所述支撑件(9)的尾部通过倾转控制机构(13)将设置在机身(1)尾部的倾转推力涵道(11)与机身(1)相连；所述倾转推力涵道(11)由同轴的可倾转涵道壁以及共轴推力双旋翼(12)组成，通过倾转控制机构(13)调节倾转推力涵道(11)的轴线与机身(1)的轴线的夹角；机身(1)前部上方机体(1)内设置发动机(14)，所述发动机(14)通过减速器(15)将动力分别通过前传动轴(16)传输至升力涵道、通过后传动轴(17)传输至倾转推力涵道(11)。
2.根据权利要求1所述的机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，其特征在于：当飞行器需垂直起降时，倾转推力涵道(11)的轴线与机身(1)的轴线垂直并产生向下的推力；涵道盖(6)滑入内仓(7)中导致通孔(3)的上下端口完全敞开，使旋翼(4)转动导致升力涵道工作，由升力涵道和倾转推力涵道(11)共同提供升力，实现飞行器的垂直起降。
3.根据权利要求1所述的机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，其特征在于：当飞行器正常飞行时，倾转推力涵道(11)的轴线与机身(1)的轴线平行并产生向后的推力；与此同时涵道盖(6)滑出完全封盖通孔(3)的上下端口，使旋翼(4)静止导致升力涵道不工作；此时升力主要由机翼(2)提供，通过倾转控制机构(13)调整倾转推力涵道(11)的轴线与机身(1)的轴线的夹角用以提供小部分升力以满足不同的装载重心调整需求；倾转推力涵道(11)主要提供前飞推力和航向、俯仰操纵力。
4.根据权利要求1所述的机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，其特征在于：当飞行器需俯仰姿态的调整时，由倾转推力涵道(11)的推力增减量大小以及通过倾转控制机构(13)调整倾转推力涵道(11)的轴线与机身(1)的轴线的夹角来实现。
5.根据权利要求1所述的机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，其特征在于：当飞行器需航向姿态调整时，通过倾转推力涵道(11)的涵道壁形变诱导产生的水平侧向分力来实现。
6.根据权利要求1所述的机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，其特征在于：当飞行器需滚转姿态调整时，在垂直起降模式下，涵道盖(6)滑入内仓(7)中导致通孔(3)的上下端口完全敞开，使旋翼(4)转动导致升力涵道工作，并通过调整机翼(2)内置升力涵道的左右升力差来实现；在正常飞行模式下，涵道盖(6)滑出完全封盖通孔(3)的上下端口，使旋翼(4)静止导致升力涵道不工作，此时由机翼(2)的左右两部分的升力差来实现。
7.根据权利要求1所述的机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器，其特征在于：垂直起降模式与正常飞行模式之间的转换通过倾转控制机构(13)调节倾转推力涵道(11)推力方向，结合升力涵道的升力大小调整来实现。
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