CN104290906B - 一种垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种垂直起降飞行器，包括机身，所述机身的两侧设置有机翼，所述机翼中嵌入有尾杆收纳仓，所述尾杆收纳仓的上端连接有动力装置，所述动力装置的输出轴连接有螺旋桨，所述尾杆收纳仓内设置有可伸缩的尾杆，所述尾杆的下端伸出尾杆收纳仓并设置有起落架，所述机身两侧的起落架之间设置有平尾，所述平尾后缘上设置有升降舵，所述尾杆收纳仓的下端设置有尾杆锁紧机构，当所述尾杆完全伸出尾杆收纳仓或缩回至尾杆收纳仓内时，所述尾杆锁紧机构锁紧尾杆。本发明所提出的飞行器方案结构简单，提高了垂直起降飞行器水平巡航时的操纵性、稳定性、经济性和停放时的稳定性。

Description

一种垂直起降飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种垂直起降飞行器。

背景技术

随着航空技术的发展，人们对飞行器的速度、能耗、便捷性和安全性等方面提出了更多更高的要求。如DARPA(美国高技术研究局)于2013年提出的Xplane试验计划，要求垂直起降飞行器的悬停效率不低于0.75、平飞升阻比不小于10且有效载荷率在12.5％以上。虽然这只是代表了一家美国用户的需求，但是在全球范围内早已掀起了新型垂直起降飞行器的研发热潮。

垂直起降飞行器通常包括直升机、旋翼机、扑翼机、倾转旋翼机、尾坐式垂直起降飞行器，以及配置升力风扇或矢量推进装置的垂直起降飞行器等方案。尾坐式垂直起降飞行器(简称尾坐飞行器)结构简单，铅垂飞行和水平飞行使用同一套固连于机体上的动力系统，可靠性高且没有多套动力系统带来的废重。尤其是尾坐飞行器在水平飞行阶段采用翼载飞行方式，因而可以通过机翼的优化设计实现高速、高效率的水平飞行，并具有较高的载荷能力。

截止目前，尾坐飞行器主要依靠螺旋桨产生的推力或拉力实现飞行。按照动力输出轴线的布局，可分为单轴、平行双轴和多轴三类方案。其中,单轴方案大多类似于上世纪60年代Lockheed的XFV和Heinkel的coleopter两种布局(Skytote,iStar)，而平行双轴大多采用了飞翼布局方案(Heliwing,Twing,EyeOn)。无论那一种方案，都需要设计足够的俯仰、偏航和滚转力矩来实现飞行器的姿态控制；尤其是铅垂飞行与水平飞行的模态转换过程，其需要的低头或抬头力矩较大。与此同时，飞行器在水平飞行模式下，需要尽可能地满足静稳定性；而飞行器在静置停放阶段，机体需要尽可能地靠近地面，以方便装卸和维护，并且降低重心可以提高停放稳定性。

其中XFV类布局，采用常规单翼、细长机身布局的固定翼飞机直接起竖的方案，停放时机体竖立过高，一方面会对整个机身的结构强度提出苛刻的要求，尤其是承载了几乎全部机体重量的尾部；另一方面，重心离地过高会导致停放不稳，易被绊倒；再者，载荷仓离地过高，不方便设备的装卸和驾乘人员的进出。因此，该方案面世近60年也没有成功的型号。

其中Heliwing类布局，采用平行双轴推力加飞翼的方案，为了获得足够的控制力矩，需要在机翼的后缘等处加装气动操纵面，并且需要尽可能地延长操纵面与机体重心之间的距离，以获得足够的力臂；因此，采用该方案的飞行器多有鸭翼或后掠机翼，并且往往将重心尽可能向机头方向配置。尽管如此，该方案在水平飞行阶段的操稳性能仍然无法与常规固定翼相比。

其中专利CN102133926B提出在Heliwing机头安装俯仰风扇的方案，通过风扇的拉力/推力产生俯仰力矩，使得飞行器绕横轴向前/向后倾转，从而实现飞行器在铅垂飞行和水平飞行两种模式间转换。该方案的缺点，一方面会占据机头中轴线上的部分空间，使得有效容积和有效升力面积减小；另一方面，增加的动力和风扇装置会增加飞行器的重量、复杂性，并且该方案的可行性和有效性未被检验。

发明内容

针对现有技术存在的技术问题，本发明提出一种结构简单、提高水平巡航阶段的操纵性、稳定性、经济性以及停放阶段稳定性的垂直起降飞行器。

一种垂直起降飞行器，包括机身，所述机身的两侧设置有机翼，所述机翼中嵌入有尾杆收纳仓，所述尾杆收纳仓的上端连接有动力装置，所述动力装置的输出轴连接有螺旋桨，所述尾杆收纳仓内设置有可伸缩的尾杆，所述尾杆的下端伸出尾杆收纳仓并设置有起落架，所述机身两侧的起落架之间设置有平尾，所述平尾后缘上设置有升降舵，所述尾杆收纳仓的下端设置有尾杆锁紧机构，当所述尾杆完全伸出尾杆收纳仓或缩回至尾杆收纳仓内时，所述尾杆锁紧机构锁紧尾杆。

作为上述技术方案的进一步改进：

所述机翼后缘外侧配置有副翼。

所述螺旋桨的前端安装有整流罩。

所述机身两侧的螺旋桨转动方向相反。

所述机翼的平面形状为矩形或者椭圆形。

所述机翼采用非对称高升力翼型。

本发明的有益效果为：

本发明采用伸缩尾杆模块，增加了平、垂尾和升降舵的作用力臂，改进了尾坐式垂直起降飞行器水平巡航阶段的操纵性和稳定性，飞行器重可以往机身的尾部配置，为了方便机身内的装卸和人员进出，甚至可以将重心配置在机翼的焦点之后，然后在通过平尾进行配平。本发明的飞行器的螺旋桨的拉力作用下从地面垂直起飞，离地一定高后释放尾杆锁紧机构，尾杆在重力作用下自然拉出；利用升降舵产生的低头力矩实现从铅垂飞行到水平飞行的转换(V2H)，然后像常规中单翼、双尾撑螺旋桨飞机一样实现高速、高效和稳定的水平飞行；利用升降舵产生的抬头力矩实现从水平飞行到铅垂飞行的转换(H2V)，垂直降落过程中利用地面的支撑力将尾杆压入机翼的杆仓内，然后平稳地停放在地面上。

附图说明

图1为本发明停止状态时的结构示意图。

图2为本发明尾杆锁紧机构的结构示意图(尾杆缩回)。

图3为本发明尾杆锁紧机构的结构示意图(尾杆伸出)。

图4为本发明铅垂飞行状态时的结构示意图。

图5为本发明水平飞行状态时的结构示意图。

图6为本发明各个状态变化状态示意图。

图例说明：1、机身；2、螺旋桨；3、整流罩；4、动力装置；5、尾杆收纳仓；6、机翼；7、副翼；8、尾杆锁紧机构；9、尾杆；10、起落架；11、平尾；12、升降舵。

以下将结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。

具体实施方式

如图1至图5所示，本发明的尾坐式垂直起降飞行器，包括机身1，机身1的两侧设置有机翼6，机翼6中嵌入有尾杆收纳仓5，尾杆收纳仓5的上端连接有动力装置4，动力装置4的输出轴连接有螺旋桨2，尾杆收纳仓5内设置有可伸缩的尾杆9，尾杆9的下端伸出尾杆收纳仓5并设置有起落架10，机身1两侧的起落架10之间设置有平尾11，平尾11后缘上设置有升降舵，尾杆收纳仓5的下端设置有尾杆锁紧机构8，当尾杆9完全伸出料仓或缩回至料仓内时，尾杆锁紧机构8锁紧尾杆9。本发明中的尾杆收纳仓5既是尾杆9的收纳装置，又是螺旋桨2拉力和地面支撑力的传递机构。尾杆9的下端与起落架10的上端相连，随起落架10一起运动。当尾杆9收起时，尾杆锁紧机构8压在起落架10上，起落架10通过尾杆锁紧机构8、尾杆收纳仓5和机翼6承载整机的重量；当尾杆9拉出时，尾杆9的上端落入尾杆锁紧机构8中并被锁死。平尾11连接在起落架10的内侧壁面上，随起落架10一起运动；起落架10在飞行器停放时作为承力支架，而在飞行过程中作垂尾使用，增加飞行器的航向稳定性。本发明充分利用螺旋桨2重载工况时的高速滑流，设计了俯仰和滚转气动操纵面，并通过两只螺旋桨2的转速差异实现偏航控制，以满足铅垂飞行模式下的控制力矩需求。本发明在尾杆9的顶端加装了平尾11，并利用起落架10作为垂尾，以满足水平飞行模式下的操稳性能需求。本发明设计了可伸缩的尾杆9：当飞行器下降到地面的过程中，尾杆9逐渐收起直至完全缩进机翼6的尾杆收纳仓5内，从而使得飞行器重心尽可能地降低、机身尽可能靠近地面，以方便装卸和人员进出。本发明的尾杆9伸展是在铅垂飞行模式下完成，只需打开尾杆锁紧机构8，尾杆9在平尾11和起落架10的重力作用下自然拉出，无需其他动力装置，避免了废重的产生。起落架10在平飞时作为平尾11为机身1提供航向稳定性。

本实施例中，机翼6后缘外侧配置有副翼7，其中本发明的主要气动操纵面包括副翼7、升降舵，分别用于滚转和俯仰控制，机身1的偏航控制通过螺旋桨2两侧的转速差来实现。采用中单翼、并排双桨推进和双尾杆的布局方案，停放时尾杆9完全收起，平飞时尾杆9完全伸出。

本实施例中，螺旋桨2的前端安装有整流罩。

本实施例中，配置在机身1两侧的螺旋桨2几何参数相同，正常平稳运行时的转速相等、方向相反，相互平衡运行过程中产生的气动阻尼力矩。

本实施例中，机翼6的平面形状为矩形或者椭圆形，采用非对称的高升力翼型，全机由平尾11进行配平。

本发明的飞行器的具体运行方式，如图6所示：

(1)停放到铅垂爬升：A-B

飞行器在螺旋桨2的拉力作用下铅垂爬升，尾杆9完全收缩在尾杆收纳仓5，尾杆锁紧机构8处于锁死状态；达到预期的爬升高度HC(由飞行器的尺寸决定)，尾杆锁紧机构8开启，尾杆9在起落架10、平尾11和升降舵12所受重力的牵引下从尾杆收纳仓5内拉出，直至尾杆9的上端落入尾杆锁紧机构8内，尾杆锁紧机构8再次锁死。

(2)铅垂爬升到水平飞行：B-C

飞行器铅垂爬升的同时拉起方向舵12，在螺旋桨2滑流和远场来流的综合作用下，方向舵12产生低头力矩，使得飞行器逐渐从铅垂飞行转换到水平飞行模式。此时尾杆9全部拉出，升降舵12的作用力臂足够长，可以产生足够的低头力矩完成飞行模式转换。

(3)水平飞行到铅垂降落：C-D

螺旋桨2加速运转以产生铅垂飞行所需要的拉力，同时下压升降舵12产生抬头力矩，使得飞行器逐渐从水平飞行转换到铅垂飞行模式，然后调整螺旋桨2的转速使得飞行器缓慢下降。

(4)铅垂降落到停放：D-E-A

当飞行器下降到预期的降落高度HD(由飞行器的尺寸决定)，尾杆锁紧机构8开启，当起落架10触底后，尾杆9被缓缓压入尾杆收纳仓5内。当尾杆锁紧机构8压上起落架10，锁死尾杆锁紧机构8，飞行器平稳停放在地面。

另外本发明所涉及的尾杆9，可以为自动拉出、压入尾杆9，也可以为主动的伸缩机构，在动力作用下拉出、压入尾杆9；或者是增加压力感应模块，在机身1高度变化后依靠环境压力拉出、压入尾杆9。

再次本发明提出的垂直起降飞行器，可以是有人驾驶飞行器，也可以是无人驾驶飞行器；可以是在陆地上使用，也可以是在水面舰船或者是其他星球表面上使用。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应该提出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种垂直起降飞行器，其特征在于：包括机身，所述机身的两侧设置有机翼，所述机翼采用非对称高升力翼型，所述机翼中嵌入有尾杆收纳仓，所述尾杆收纳仓的上端连接有动力装置，所述动力装置的输出轴连接有螺旋桨，所述机身两侧的螺旋桨转动方向相反，所述尾杆收纳仓内设置有可伸缩的尾杆，所述尾杆的下端伸出尾杆收纳仓并设置有起落架，所述机身两侧的起落架之间设置有平尾，所述平尾后缘上设置有升降舵，所述尾杆收纳仓的下端设置有尾杆锁紧机构，当所述尾杆完全伸出尾杆收纳仓或缩回至尾杆收纳仓内时，所述尾杆锁紧机构锁紧尾杆。

2.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于：所述机翼后缘外侧配置有副翼。

3.根据权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：所述螺旋桨的前端安装有整流罩。

4.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于：所述机翼的平面形状为矩形或者椭圆形。