CN105460215A - 一种垂直或短距起降固定翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种垂直或短距起降固定翼飞行器，包括机身和机翼，所述机翼包括主机翼、尾翼或鸭翼，所述尾翼包括平尾和垂尾；其特征在于所述主机翼、尾翼和鸭翼上分别设置有若干个可倾转的螺旋桨，每一个螺旋桨通过转向机构与机翼相连，转向机构可以在与飞机对称面内平行的平面内-10°～110°倾转；本发明飞机主翼的气动效率，也就是升阻比较高，结构负担较小，小型螺旋桨加电机驱动方式，使得每个桨的载荷较小，因而可以使用较为简单，结构更轻的悬臂梁式倾转机构，降低了机构重量；安全性更高，部分桨失效后，对整机安全影响不大。

Description

一种垂直或短距起降固定翼飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其是涉及一种垂直或短距起降固定翼飞行器。

背景技术

垂直/短距起降固定翼飞机相比直升机，具有飞行速度快，飞行时间长，油耗低的优点，相比固定翼飞机，具有起降方便，壳空中悬停，无需大机场和长的滑行跑道的优点。因而这种技术一直受到极大的关注，从上世纪40年代开始，航空界就一直开展这种技术研究，但是直到目前为止，量产的飞机仅有鱼鹰、鹞式飞机、雅克141、F35等能够实现垂直/短距起降，水平飞行。这些飞机采用垂直起降方式时，需要的升力和功率特别大，因而使得动力系统具有很大的重量，从而大幅降低了飞机的航程、有效载荷和航时。技术验证机方面，航空界发研究过XV-3、X-22A、XC-124A、CL-84、“伏托尔”76等43种不同的型号的这类飞机，但大都以失败告终，只有美国贝尔直升机公司成功地研制出了XV-3，XV-15，并在XV-15的基础上成功地研制出军用型“鱼鹰”及民用型BA609倾转旋翼机。经过漫长的探索研究之后，倾转旋翼机终于真正地投入了实际应用。鹞式飞机、雅克141、F35等采用的涡轮喷气发动机动力转向及高升力涵道风扇方案，其能量效率太低，导致飞机的有效载荷太小，油耗太大，并不适合用作运输机使用，也不适合民用飞机使用。

现有的v22鱼鹰采用的左右并列可倾转双旋翼技术，v22通过在主翼的翼稍安装两个可以倾转90度的旋翼来提供起飞时的升力和控制力矩，在平飞时，逐渐将朝上的桨盘向前倾转，产生向前的拉力，使得飞机加速，在达到一定的速度后，主翼已经可以产生足够的升力，这是升力桨盘朝前，提供牵引力，推动飞机前进，尾翼提供控制力矩，保持飞机平衡和操控。

该技术有着以下缺点：

垂直起飞时，机翼仍然保持水平，桨盘有一部分面积与机翼重叠，使得桨盘升力被抵消一部分，降低了桨的效率，增大了功耗；

发动机和动力系统安装在机翼翼稍，形成了一个梢部载荷和重量很大的悬臂梁结构，使得结构非常容易发生震动，这也是v22前期的技术验证机失败的主要原因，要降低震动，就必须增强结构，这样就会大大增加结构重量，同时限制主翼的展弦比；

主翼气动效率，也就是升阻比较低。由于布局方式的限制，这种方案的主翼展弦比都比较小，也就使得整机升阻比较小，这样会增大油耗，降低航程，所以这类飞机的航程虽然比直升机大，但还是远小于同级别的常规布局飞机

这类飞机在采用滑行起飞方式时，由于桨叶太长，螺旋桨无法完全放到水平位置，这样会限制其滑跑方式下的最大起飞重量；

该飞机在采用短距滑跑起飞时，若起飞速度太低，则可能因尾翼无法提供足够舵效而无法起飞，这样制约了其采用短距起飞模式下，最小起飞距离和离地速度。

现有的CanadairCL-84Dynavert倾转旋翼机，这种飞机采用的方案为：两台发动机装在机翼的中部，与机翼固定连接，旋转机构装在机身与机翼连接处，机翼连同发动机一起旋转0-90°，同时在尾部加装一个朝上的升力旋翼，以便在垂直起飞或者降落时，提供控制力矩。垂直起飞时，机翼直接旋转90°，主升力风扇启动拉升飞机，同时尾部的升力风扇提供控制力矩，保持飞机平衡。升空后，主机翼连同螺旋桨一起转向水平方向，飞机转入水平飞行模式。

该技术有着以下缺点：

整个机翼连同动力系统一起转动，还要保持结构稳定，这会使得转向机构的重量大幅增加，这样就会大大增加飞机结构重量；

主翼连同动力系统一起倾转，使得飞机所受的气动力和力矩在这个过程中变化非常复杂，同时飞机的重心也在大幅变化，导致飞机的控制非常困难；

这类飞机在采用滑行起飞方式时，由于桨叶太长，螺旋桨无法完全放到水平位置，这样会限制其滑跑方式下的最大起飞重量；

该飞机在采用短距滑跑起飞时，若起飞速度太低，则可能因尾翼无法提供足够舵效而无法起飞，这样制约了其采用短距起飞模式下，最小起飞距离和离地速度。

尾部垂直方向的螺旋桨，只在起降过程中发生作用，在转入平飞后，导致整机气动效率降低，影响飞机的航程及航时。

现有的BELLX-22A倾转旋翼机，采用前后排列的双翼布局，在前翼和后翼的翼梢都装有一个涵道风扇，总共四个涵道风扇。每个涵道风扇的尾部还装有一个舵面，用于提供控制力矩和曾升。通过翼稍的4个可以倾转90度的旋翼来提供起飞时的升力和控制力矩，在平飞时，逐渐将朝上的桨盘向前倾转，产生向前的拉力，使得飞机加速，在达到一定的速度后，机翼已经可以产生足够的升力，这是升力桨盘朝前，提供牵引力，推动飞机前进，尾翼提供控制力矩，保持飞机平衡和操控。

该技术有着以下缺点：

发动机和动力系统安装在机翼翼稍，形成了一个梢部载荷和重量很大的悬臂梁结构，使得结构非常容易发生震动，这也是X-22A前期的技术验证机失败的主要原因，要降低震动，就必须增强结构，这样就会大大增加结构重量，同时限制主翼的展弦比；

主翼气动效率，也就是升阻比较低。由于布局方式的限制，这种方案的主翼展弦比都比较小，也就使得整机升阻比较小，这样会增大油耗，降低航程，所以这类飞机的航程虽然比直升机大，但还是远小于同级别的常规布局飞机

这类飞机在采用滑行起飞方式时，由于桨叶太长，螺旋桨无法完全放到水平位置，这样会限制其滑跑方式下的最大起飞重量；

该飞机在采用短距滑跑起飞时，若起飞速度太低，则可能因尾翼无法提供足够舵效而无法起飞，这样制约了其采用短距起飞模式下，最小起飞距离和离地速度。

发明内容

本发明的目的是提供一种垂直或短距起降固定翼飞行器，该飞行器可以垂直或者短距起降，又具有较远的航程和较长的航时。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种垂直或短距起降固定翼飞行器，包括机身、机翼、螺旋桨和发动机，所述机翼包括主机翼、尾翼和鸭翼，所述尾翼包括平尾和垂尾；其特征在于所述主机翼、平尾或鸭翼，垂尾上分别设置有若干个可倾转的螺旋桨，每一个螺旋桨通过转向机构与机翼相连，转向机构可以带着螺旋桨在-10°～110°范围内倾转。每一个螺旋桨与相应的转向机构通过一个独立的电机驱动。

在上述技术方案中，主机翼设置有不低于四个的螺旋桨，平尾、鸭翼上设置有不低于两个的螺旋桨，垂尾上设置有不低于一个的螺旋桨。

在上述技术方案中，主机翼、尾翼和鸭翼上的螺旋桨沿着机身轴线对称设置。

在上述技术方案中，所述尾翼上的垂尾和平尾的前沿设置螺旋桨。

在上述技术方案中，所述螺旋桨设置在主机翼的前沿、或设置在主机翼的后缘。

在上述技术方案中，所述每一个螺旋桨的倾转角度独立控制，互不干涉。

在上述技术方案中，所述螺旋桨距离机翼的位置为机翼倾转90°时，所述螺旋桨的桨盘与机翼不重叠。

在上述技术方案中，主机翼、尾翼、鸭翼上的螺旋桨产生的滑流各自覆盖主机翼、尾翼、鸭翼。

在上述技术方案中，所述相邻的螺旋桨相互反向转动。

在上述技术方案中，所述主机翼采用超大展弦比布局，所述尾翼采用大展弦比布局。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

飞机主翼的气动效率，也就是升阻比较高。由于本方案采用数量较多的小尺寸螺旋桨代替传统方案的大尺寸螺旋桨，而且螺旋桨均布在主翼前方。因而主翼的展弦比可以做的比较大，而这会直接导致主翼的升阻比有一个较大幅度的提高；

结构负担较小。多个尺寸较小的，电机驱动的螺旋桨，均匀分布在主翼上，带来的震动和应力都比双桨小得多，使得主翼可以做到大展弦比，并且无需大幅度的加固；

小型螺旋桨加电机驱动方式，使得每个桨的载荷较小，因而可以使用较为简单，结构更轻的悬臂梁式倾转机构，降低了机构重量；

在常规方式起降时，由于主桨的高速滑流基本完全覆盖了主机翼，辅桨的高速滑流基本完全覆盖了尾翼，使得起降距离能够比常规飞机大幅缩短，起降速度可以大幅降低，同时又可操控；

采用短距方式起降时，由于辅桨的高速滑流基本完全覆盖了尾翼，相比鱼鹰方式，具有更高的操纵效率，因而能够以更短的距离起飞；

通过调整主桨的转速、方向等，使得流经主翼的滑流为主翼附面层提供更多的能量，延迟后缘分离，并抑制翼梢涡诱导阻力，使得主翼的气动性能改善，提高最大升力和最大升阻比，从而提高飞机综合性能。

安全性更高，部分桨失效后，对整机安全影响不大。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明的结构示意图；

图2是垂直起降模式示意图；

图3是短距起降模式示意图；

其中：1是平尾，2是垂尾，3是转向机构，4是尾桨，5是主桨，6是机身，7是主机翼，8是机头。

具体实施方式

本发明的主体结构如图1所示，在飞行器的主机翼设置有一边7个，总计14个螺旋桨，平尾上设置有一边2个，总计4个螺旋桨，垂尾上设置有2个螺旋桨，通过螺旋桨的转动带动飞行器的升降和飞行。

在主机翼上，螺旋桨的直径大于在尾翼上的螺旋桨，统称为主桨。主桨可以设置在主机翼的前沿，也可以设置在主机的后缘，主桨通过一个转动轴连接到电机的输出端，由电机输出动力带动主桨转动。

同样的设置，尾翼上包括有平尾和垂尾，在平尾和垂尾的前沿设置有直径较小的螺旋桨，统称为尾桨。

无论是尾翼上还是主机翼上，螺旋桨的初始位置均，其轴线与机身的轴线平行设置，每一个螺旋桨以与机身连接点为原点在在飞机对称面的平行面内，-10～110°范围内倾转，当螺旋桨距离机翼的位置刚好使得螺旋桨倾转90度时，其桨盘与机翼不重叠；本发明中的动力主要采用涡轮发动机进行发电然后供给每一个电机，螺旋桨采用纯电动的方式被驱动，从而实现整个飞行器的混合动力模式，提高航程航时。

在本发明中，每一个电机和螺旋桨均由飞行器的控制系统进行控制，控制系统可以同步控制所有的螺旋桨，也可以独立的控制单个螺旋桨，螺旋桨的控制使得螺旋桨之间相互不干涉，各自独立被控制。

这种飞机具有三种起飞方式

1）采用垂直起降方式，起飞时所有螺旋桨倾转90度，使得螺旋桨位于机翼上方，电机驱动螺旋桨转动，产生足够升力使得飞机升空，如图2所示。进入一定高度后，螺旋桨转向水平位置，飞机进入平飞模式；降落的过程刚好相反。起飞过程中，也可以保持垂尾和平尾上的螺旋桨仍然为水平位置，螺旋桨产生的气流流过平尾和垂尾，这是可以使用方向舵来控制飞机平衡,如图2所示。

2）超短距起降，主桨倾转一个特定的角度，即产生升力又产生拉力，使得飞机快速滑行。尾桨也倾转一个角度或者保持水平不变，产生推力，推动飞机滑行。同时尾桨产生的高速滑流，可以大幅提高平尾和垂尾的舵面效率，保证短距起飞时的飞机操控性能，如图3所示，如图3所示。

3）常规起降方式具有最大的起飞重量，由于本方案的桨叶尺寸较小，桨盘完全向前也不会导致桨叶打到地面的情况，所以可以按照常规方式起降,这种起降方式由于机翼和尾翼几乎全部被螺旋桨滑流覆盖，因此其起降距离仍然会大大小于常规运输机。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.一种垂直或短距起降固定翼飞行器，包括机头（8），机身（6）、机翼、螺旋桨（4,5）和发动机，所述机翼包括主机翼（7）、尾翼和鸭翼，所述尾翼包括平尾（1）和垂尾（2）；其特征在于所述主机翼、尾翼和鸭翼上分别设置有若干个可倾转的螺旋桨，每一个螺旋桨通过转向机构（3）与机翼相连，转向机构可以带着螺旋桨在-10°～110°范围内倾转。

2.根据权利要求1所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于主机翼、平尾、鸭翼上分别设置有不低于两个的螺旋桨，垂尾上设置有不低于一个的螺旋桨。

3.根据权利要求2所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于主机翼、尾翼和鸭翼上的螺旋桨沿着机身轴线对称设置。

4.根据权利要求3所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于所述尾翼上的垂尾和平尾的前沿设置螺旋桨。

5.根据权利要求3所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于所述螺旋桨设置在主机翼的前沿、或设置在主机翼的后缘。

6.根据权利要求1～5所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于所述每一个螺旋桨的倾转角度可独立控制，互不干涉。

7.根据权利要求6所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于所述螺旋桨距离机翼的位置为机翼倾转90°时，所述螺旋桨的桨盘与机翼不重叠。

8.根据权利要求6所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于主机翼、尾翼、鸭翼上的螺旋桨产生的滑流各自覆盖主机翼、尾翼、鸭翼。

9.根据权利要求6所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于所述相邻的螺旋桨相互反向转动。

10.根据权利要求1所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于所述主机翼采用超大展弦比布局，所述尾翼采用大展弦比布局。