CN105314108B - 航空器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空器。它包括机身、主机翼、尾翼和伸缩装置。机身中心轴线的轴向同航空器的前进方向平行。主机翼固定于机身沿自身中心轴线方向的中部偏前端。其伸缩装置构成形态之一是包括驱动电机、螺杆和套筒。驱动电机固定于机身内腹中。螺杆一端同驱动电机连接，另一端可旋转地伸入套筒中。套筒同螺杆伸入端相对的一端固定有尾翼。套筒以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在机身内腹中。该航空器可在飞行中改变自身的转动惯量，进而获得优良的转向机动性。

Description

航空器

技术领域

本发明涉及航空器，尤指可在大气层内飞行的飞行器。

背景技术

航空器是由人类制造并由人来控制的可在大气层内飞行的飞行器。它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。

较为常见的航空器包括气球、滑翔机、飞艇、飞机、直升机以及四轴飞行器等。

其中，滑翔机是指不依靠动力装置飞行的重于空气的固定翼航空器。它在起飞后仅依靠空气作用于其升力面上的反作用力进行自由飞行。一般来说滑翔机没有动力装置，但也有装配动力装置的动力滑翔机。动力滑翔机配备有小型辅助动力装置，用于自行起飞。

现代滑翔机的结构与飞机基本相似，一般由以下几个部分构成：机身、主机翼、水平尾翼、垂直尾翼、升降舵、方向舵和起落架等。其具有细长的机身和狭长的主机翼。这种滑翔机在飞行中通常不具备灵活的俯仰或转向性能，需要非常大的转弯半径才能实现滑翔机的转向或者俯仰。

现代滑翔机一般采用三角翼作为其主机翼。这种飞机的主机翼平面形状总体呈三角形，机翼前缘后掠，后缘基本平直，后掠角大、展弦比小。主机翼的一半在俯视状态下的平面形状亦为三角形。主机翼，这种飞机的机身较短，主要优点是机翼重量轻、刚性好、容积大、飞行阻力小，动作灵活等。三角翼飞机分为有平尾式和无平尾式两类。

发明内容

针对上述现有航空器存在俯仰或转向性能不够灵活的问题，本发明目的在于提供一种在俯仰或转向性能方面具有较高灵活度的航空器。

为实现上述发明目的，本发明开发了一种航空器，它包括机身、主机翼、尾翼和伸缩装置。机身中心轴线的轴向同航空器的前进方向平行。这里的前进方向是假设该航空器由飞行员乘坐于其内对其实施驾驶操控时飞行员的目视正前方。主机翼固定于机身沿自身中心轴线方向的中部偏前端。其伸缩装置用以调整机身和尾翼之间在机身中心轴线方向上的相对位置。

前述航空器，其伸缩装置包括驱动电机、其外周面上设置有螺纹的螺杆以及其内周面上设置有螺纹的套筒。驱动电机固定于机身的内腹中。螺杆沿自身轴向的一端同驱动电机的输出端连接而其另一端可旋转地伸入套筒中。套筒同螺杆伸入端相对的一端固定有尾翼。套筒以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在被固定于机身内腹中的定位墩上。

前述航空器，其螺杆和套筒的中心轴线均与机身中心轴线重合。

前述航空器，其伸缩装置包括驱动电机、螺杆、齿轮、连杆和尾轴。驱动电机固定于机身的内腹中。螺杆沿自身轴向的一端同驱动电机的输出端连接。设置于螺杆外周面上的螺旋齿与设置于齿轮外圆柱面上的轮齿相互啮合。齿轮的轴向与机身中心轴线方向垂直。尾轴以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在被固定于机身内腹中的定位墩上。尾轴的轴向与机身中心轴线方向平行。尾轴一端固定有尾翼而其另一端同连杆的一端连接。连杆的另一端连接于齿轮偏离圆心的位置。连杆连接尾轴和齿轮的两个连接点均在这两个连接点上分别保持可转动的状态。

前述航空器，其伸缩装置包括驱动电机、螺杆、齿轮、齿条和尾轴。驱动电机固定于机身的内腹中。螺杆沿自身轴向的一端同驱动电机的输出端连接。设置于螺杆外周面上的螺旋齿与设置于齿轮外圆柱面上的轮齿相互啮合。齿轮外圆柱面上的轮齿与设置于齿条上的锯齿相互啮合。尾轴以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在被固定于机身内腹中的定位墩上。尾轴的轴向与机身中心轴线方向平行。尾轴一端固定有尾翼而其另一端固定有齿条。

现有航空器一般存在着俯仰或转向性能不够灵活的问题。这个问题主要是由于航空器本身具有一定重量或质量，并且其重量或质量都分布在一定的空间范围内，进而造成航空器具有一定的转动惯性，其重量或质量分布的空间范围越广大，其转动惯性越大。解决这个问题的办法之一，就是本发明开发的航空器。这种航空器的构成包括机身、主机翼和尾翼。其主机翼可以是固定在机身上朝机身中心轴线横向两侧伸出的水平翼，其尾翼可以包括水平尾翼、垂直尾翼、升降舵和方向舵在内，这样即得到滑翔机形态的航空器。对于这类航空器，可以增加设置一套伸缩装置。在伸缩装置的其中一种实施方式中，其驱动电机固定于机身的内腹中。将螺杆沿自身轴向的一端同驱动电机的输出端连接，将螺杆另一端可旋转地伸入套筒中。前述的尾翼就固定在套筒同螺杆伸入端相对的一端。套筒以其径向和周向同时固定而其沿自身轴向可滑动的方式被安装在定位墩上。定位墩被固定于机身内腹中。在此构造方式下，通过伸缩装置在机身中心轴线方向上的伸张或收缩动作，带动航空器的尾翼部分在机身中心轴线方向上移动，进而改变尾翼同机身之间在机身中心轴线方向上的相互距离，从而改变航空器整体的重量或质量分布，最终改变航空器的转动惯性，使航空器在需要的时候获得较小的转动惯性，为航空器改变飞行方向例如俯仰或水平转向提供的必要的灵活性。

附图说明

图1本发明航空器实施方式一透视图一。

图2本发明航空器实施方式一透视图二。

图3本发明航空器实施方式一局部分解透视图一。

图4本发明航空器实施方式一局部分解透视图二。

图5本发明航空器实施方式一局部透视图一。

图6本发明航空器实施方式一局部透视图二。

图7本发明航空器实施方式二透视图。

图8本发明航空器实施方式三局部结构示意图。

图9本发明航空器实施方式四局部结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图详细描述本发明的航空器。

参见图1～9，分别从不同角度和组配状态示出了本发明航空器在不同实施方式和不同视角下的透视图。

参见图1～6，示出了本发明第一种实施方式的航空器100。它是一种滑翔机形态的航空器。其构成包括机身101、主机翼102、V型尾翼103、V型尾舵104和涵道推进器114。航空器100的构造方式与现有滑翔机的构造基本相同，例如其主机翼102被固定于机身101沿自身中心轴线方向的中部偏前的部位，在主机翼102上设置有副翼102A，涵道推进器114被悬挂于主机翼102的铅垂向下方。机身101中心轴线的轴向同航空器100的前进方向平行。这里，航空器100的前进方向是假设该航空器100由飞行员乘坐于其内并对其实施驾驶操控时飞行员的目视正前方，如图1中箭头105所示。下面重点描述本发明对航空器100所作出的改进结构。

在现有滑翔机的传统结构基础上，本发明的航空器100另外增加设置了一套伸缩装置106。

伸缩装置106的构成包括驱动电机107、螺杆108和套筒109。

在螺杆108的外圆柱面上设置有外螺纹110。在套筒109的内圆柱面上设置有内螺纹（图中未示出）。驱动电机107被固定于机身101的内腹111中。螺杆108沿自身轴向的一端同驱动电机107的输出端连接，以获取驱动电机107输出的扭矩，螺杆108沿自身轴向的另一端通过外螺纹110可旋转地伸入套筒109的内螺纹中。包括V型尾翼103、V型尾舵104等部件在内的尾翼组件112被固定于套筒109同螺杆108的伸入端相对的一端。套筒109被安装在定位墩113上。定位墩113被固定于机身内腹111中。在套筒109的直径方向和圆周方向上，套筒109的位置被定位墩113同时固定，因而套筒109不能在这两个方向上发生位移或者转动。在套筒109沿自身中轴的方向上，套筒109可在定位墩113上进行滑动，进而带动尾翼组件112在机身101的中心轴线方向上改变位置。螺杆108和套筒109两者的中心轴线均与机身101的中心轴线重合。

工作时，驱动电机107带动螺杆108旋转，螺杆108旋入或旋出套筒109，使得套筒109形成在自身中轴方向上的滑动，带动尾翼组件112在套筒109中轴方向上的移动，以此完成航空器100的机身101同其尾翼组件112之间在机身中心轴线方向上的相对位置的调整。

本发明航空器一般采用在滑翔状态中进行机身的伸缩变形，这样可以获得较高的安全性，在滑翔过程中降低涵道推进器的转速后再进行机身的伸缩变形，可以进一步提高变形的安全性。由于涵道推进器的气流速度较高，使得机身可以迅速地调整姿态，在滑翔过程中关闭涵道推进器，待机身的伸缩变形完成后再启动涵道推进器并不影响飞行。机身缩短后可以具备类似三角翼飞行器的飞行动作灵活、飞行阻力小的特点；机身变长后，可以具备类似滑翔机的飞行平稳性。

参见图7，示出了本发明第二种实施方式的航空器200。结合图1～6，航空器200的构造方式与前述第一种实施方式的航空器100具有基本相似的构造，差别是由水平尾翼201和垂直尾翼202构成的尾翼组件203由两根相互间平行排布的套筒204来实现其同机身205之间的连接,在水平尾翼201和垂直尾翼202的末端分别设置有升降舵201A和方向舵202B。通过安装于机身205内部的驱动电机、螺杆（图中未示出驱动电机和螺杆）和允许螺杆旋入\旋出其中的套筒204，来实现尾翼组件203和机身205之间距离的调节。

参见图8，示出了本发明第三种实施方式下航空器所使用的伸缩装置300。结合图1～6，实施方式三中航空器的构造方式与前述第一种实施方式的航空器100具有基本相似的构造，差别是第三种实施方式下航空器所使用的伸缩装置300与前述第一种实施方式航空器100所使用的伸缩装置106相比存在较大的结构差异。下面重点描述实施方式三中航空器所使用的伸缩装置300。

伸缩装置300的组成部件包括驱动电机301、螺杆302、齿轮303、连杆304和尾轴305。

驱动电机301被固定于机身的内腹中（参阅实施方式一）。在螺杆302的外圆周面或外圆柱面上设置有连续的螺旋齿306。在齿轮303的外圆柱面上设置有若干个轮齿307。螺杆302沿自身轴向的一端同驱动电机301的输出端连接，以获取驱动电机301输出的扭矩。螺杆302上的螺旋齿306与齿轮303上的轮齿307相互啮合。齿轮303的轴向与机身（参阅实施方式一）的中心轴线方向308垂直。定位墩309被固定于机身的内腹中（参阅实施方式一）。在尾轴305的直径方向和圆周方向上，尾轴305的位置被定位墩309同时固定，因而尾轴305不能在这两个方向上发生位移或者转动。在尾轴305沿自身中轴的方向上，尾轴305可在定位墩309上进行滑动，进而带动航空器尾翼组件（参阅实施方式一）在机身的中心轴线方向308上改变位置。尾轴305的轴向与机身中心轴线方向308平行。航空器尾翼组件被固定于尾轴305与机身相对的一端。尾轴305与机身相邻的一端同连杆304的一端连接。连杆304的另一端连接于齿轮303上偏离圆心的位置。连杆304在连接尾轴305和齿轮303的两个连接点上，均与这两个连接点上分别保持可转动的状态，即连杆304可以绕着其连接尾轴305的连接点转动，连杆304还可以绕着其连接齿轮303的连接点转动。

工作时，驱动电机301输出的扭矩被传递给螺杆302，螺杆302由此产生旋转并带动齿轮303转动，转动的齿轮303进而带动连杆304作相应的转动和沿尾轴305轴向的平动，最终带动航空器尾翼组件（参阅实施方式一）在机身的中心轴线方向308上改变位置，以此完成航空器机身同其尾翼组件（参阅实施方式一）之间在机身中心轴线方向308上的相对位置的调整。

参见图9，示出了本发明第四种实施方式下航空器所使用的伸缩装置400。结合图1～6，实施方式四中航空器的构造方式与前述第一种实施方式的航空器100具有基本相似的构造，差别是第四种实施方式下航空器所使用的伸缩装置400与前述第一种实施方式航空器100所使用的伸缩装置106相比存在较大的结构差异。下面重点描述实施方式四中航空器所使用的伸缩装置400。

伸缩装置400的组成部件包括驱动电机401、螺杆402、齿轮403、齿条404和尾轴405。驱动电机401通常选用高速电机，其转速超过10000转每分钟。由于转速高，所以该电机功率密度高，而其体积则远小于普通功率的电机，这样可以有效的节约材料，高速电机转动惯量小，所以动态响应快。

驱动电机401被固定于机身的内腹中（参阅实施方式一）。在螺杆402的外圆周面或外圆柱面上设置有连续的螺旋齿406。在齿轮403的外圆柱面上设置有若干个轮齿407。在齿条404上设置有若干个锯齿408。在齿条404被装配至尾轴405上的状态下，这些锯齿408沿着机身中心轴线方向409首尾相连逐个排列成一列。螺杆402沿自身轴向的一端同驱动电机401的输出端连接，以获取驱动电机401输出的扭矩。螺杆402上的螺旋齿406与齿轮403上的轮齿407在预定位置相互啮合。齿轮403上的轮齿407与齿条404上的锯齿408在错开前述螺杆402和齿轮403之间相互啮合点之外的位置形成啮合状态。定位墩410被固定于机身的内腹中（参阅实施方式一）。尾轴405的轴向与机身中心轴线方向409平行。尾轴405与机身相邻的一端上固定有齿条404。在尾轴405的直径方向和圆周方向上，尾轴405的位置被定位墩410同时固定，因而尾轴405不能在这两个方向上发生位移或者转动。在尾轴405沿自身中轴的方向上，尾轴405可在定位墩410上进行滑动，进而带动航空器尾翼组件（参阅实施方式一）在机身的中心轴线方向409上改变位置。航空器尾翼组件被固定于尾轴405与机身相对的一端。

工作时，驱动电机401输出的扭矩被传递给螺杆402，螺杆402由此产生旋转并带动齿轮403转动，转动的齿轮403进而带动齿条404作沿着尾轴405轴向的平动，最终带动航空器尾翼组件（参阅实施方式一）在机身的中心轴线方向409上改变位置，以此完成航空器机身同其尾翼组件（参阅实施方式一）之间在机身中心轴线方向409上的相对位置的调整。

Claims (4)

1.航空器，包括机身、主机翼和尾翼、位于所述尾翼后侧的尾舵，所述机身中心轴线的轴向同所述航空器的前进方向平行，所述主机翼固定于所述机身沿自身中心轴线方向的中部偏前端，所述航空器为滑翔机形态的航空器，在滑翔状态中进行机身的伸缩变形，所述主机翼下方悬挂有涵道推进器，其特征在于，还包括用以调整所述机身和所述尾翼之间在所述机身中心轴线方向上的相对位置的伸缩装置，由两根相互间平行排布的套筒或尾轴来实现所述尾翼与所述机身之间的连接，所述尾翼包括水平尾翼以及设置在所述水平尾翼两端的垂直尾翼，所述套筒或尾轴以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在被固定于所述机身内腹中的定位墩上。

2.根据权利要求1所述航空器，其特征在于，所述伸缩装置包括驱动电机、其外周面上设置有螺纹的螺杆以及其内周面上设置有螺纹的套筒，所述驱动电机固定于所述机身的内腹中，所述螺杆沿自身轴向的一端同所述驱动电机的输出端连接而其另一端可旋转地伸入所述套筒中，所述套筒同所述螺杆伸入端相对的一端固定有所述尾翼。

3.根据权利要求1所述航空器，其特征在于，所述伸缩装置包括驱动电机、螺杆、齿轮、连杆和尾轴，所述驱动电机固定于所述机身的内腹中，所述螺杆沿自身轴向的一端同所述驱动电机的输出端连接，设置于所述螺杆外周面上的螺旋齿与设置于所述齿轮外圆柱面上的轮齿相互啮合，所述齿轮的轴向与所述机身中心轴线方向垂直，所述尾轴的轴向与所述机身中心轴线方向平行，所述尾轴一端固定有所述尾翼而其另一端同所述连杆的一端连接，所述连杆的另一端连接于所述齿轮偏离圆心的位置，所述连杆连接所述尾轴和所述齿轮的两个连接点均在所述两个连接点分别保持可转动的状态。

4.根据权利要求1所述航空器，其特征在于，所述伸缩装置包括驱动电机、螺杆、齿轮、齿条和尾轴，所述驱动电机固定于所述机身的内腹中，所述螺杆沿自身轴向的一端同所述驱动电机的输出端连接，设置于所述螺杆外周面上的螺旋齿与设置于所述齿轮外圆柱面上的轮齿相互啮合，所述齿轮外圆柱面上的轮齿与设置于所述齿条上的锯齿相互啮合，所述尾轴的轴向与所述机身中心轴线方向平行，所述尾轴一端固定有所述尾翼而其另一端固定有所述齿条。

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