CN105730676A - 一种飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器。该飞行器包括机身、设置于机身一侧的第一机翼、另一侧的第二机翼、设置在机身前端的旋翼装置、分别铰接于机身且对称于机身对称面的第一尾部结构和第二尾部结构。其中，在第一尾部结构与第二尾部结构从闭合状态转动至倒V型打开状态时，第一尾部结构、第二尾部结构、第一机翼的翼尖和第二机翼的翼尖处于同一平面。

Description

一种飞行器

技术领域

本发明涉及航空领域，尤其涉及一种飞行器。

背景技术

无人驾驶飞机简称“无人机”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。机上无驾驶舱，但安装有自动驾驶仪、程序控制装置等设备。地面、舰艇上或母机遥控站人员通过雷达等设备，对其进行跟踪、定位、遥控、遥测和数字传输。通常，无人机可以用于执行战场侦查、毁伤评估、目标指引等军事任务，以及作为载机平台用于空中航拍、大气采样、航空测绘等非军事任务。

一般而言，无人机按照飞行方式可以分为固定翼无人机和无人直升机。与无人直升机相比，固定翼无人机飞行速度高且航程较长，但是通常需要跑道用于滑跑起飞和降落，或者需要复杂的弹射装置，这种对起飞和降落条件的要求大大限制了固定翼飞机的应用场合。

发明内容

为此，本发明提供一种新的飞行器方案，有效的解决了上面至少一个问题。

根据本发明的一个方面，提供一种飞行器，包括机身、设置于机身一侧的第一机翼、另一侧的第二机翼、设置在机身前端的旋翼装置、分别铰接于机身且对称于机身对称面的第一尾部结构和第二尾部结构。其中，在第一尾部结构与第二尾部结构从闭合状态转动至倒V型打开状态时，第一尾部结构、第二尾部结构、第一机翼的翼尖和第二机翼的翼尖处于同一平面。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第一尾部结构包括铰接于机身的第一杆件和设置在第一杆件上的第一尾椎部。第二尾部结构包括铰接于机身的第二杆件和设置在第二杆件上的第二尾椎部。在第一尾部结构和第二尾部结构处于闭合状态时，第一尾椎部和第二尾椎部组成一个尾椎。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第一尾部结构还包括设置在第一尾椎部上的第一垂直尾翼。第二尾部结构还包括设置在第二尾椎部上的第二垂直尾翼。在第一尾部结构和第二尾部结构处于闭合状态时，第一垂直尾翼和第二垂直尾翼组成上下双垂尾构型。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第一机翼的翼尖设置有第一起落架，第二机翼的翼尖设置有第二起落架。尾椎具有空腔，机身后部还设置有容置于该空腔中的第三起落架。

可选地，在根据本发明的飞行器中，机身设置有容置第一杆件的第一凹槽和容置第二杆件的第二凹槽。

可选地，在根据本发明的飞行器中，旋翼装置具有周期变距机构，以便调节飞行器的飞行姿态。旋翼装置具有整流罩。

可选地，在根据本发明的飞行器中，旋翼装置具有第一驱动机构。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第一驱动机构包括电动机和储电单元。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第一驱动机构包括内燃机和油箱。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第一机翼上具有第一圆孔，第二机翼上具有第二圆孔。该飞行器还包括设置于第一圆孔中的第一螺旋桨和设置于第二圆孔中的第二螺旋桨。

可选地，在根据本发明的飞行器还包括第二驱动机构，适于在飞行器的飞行速度未达到阈值时，控制第一螺旋桨和第二螺旋桨的转速和螺距。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第二驱动机构还适于在飞行器的飞行速度达到阈值时，关闭第一螺旋桨和第二螺旋桨。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第一圆孔与第二圆孔相对于机身对称分布。

可选地，在根据本发明的飞行器中，第一机翼的后缘设置有第一襟副翼，第二机翼的后缘设置有第二襟副翼。

根据本发明的飞行器，具有铰接于机身的第一尾部结构和第二尾部结构。在飞行器水平飞行时，第一尾部结构和第二尾部结构处于闭合状态(类似于通常固定翼飞机的尾部)。在飞机需要垂直起降时，第一尾部结构和第二尾部结构可以转动成倒V型打开状态，可以与双机翼的翼尖共同对飞机进行十字支撑。这样，本发明的飞行器不仅具有高速度和远航程的飞行能力，而且可以进行垂直起降，从而不受限于飞行跑动、弹射器和降落伞。进一步，本发明的飞行器可以采用飞翼布局(相应地，第一尾部结构和第二尾部结构在闭合时可以组成尾椎和垂直尾翼的一体化结构)，使得本发明的飞行器飞行阻力很低，并进一步增加了远航程能力。进一步，根据本发明的飞行器还可以布置伸缩减震结构(例如，设置在双翼翼尖和尾部空腔中的起落架)，从而使得本发明的飞行器在竖直降落在地面时还可以通过伸缩减震结构来减小冲击。进一步，本发明的飞行器还可以在飞机的双翼上布置圆孔和设置在圆孔中的螺旋桨。这样，本发明的飞行器还可以在垂直起降或者悬停时，通过机翼上设置的螺旋桨平衡机身前端的主旋翼对机身的反扭力矩以及平衡大风对机身的干扰，以保持机身姿态的稳定。并且，在飞行水平速度未达到阈值时，机翼上设置的螺旋桨可以对机身的滚转姿态进行控制，以避免不受控制的滚转出现。

附图说明

为了实现上述以及相关目的，本文结合下面的描述和附图来描述某些说明性方面，这些方面指示了可以实践本文所公开的原理的各种方式，并且所有方面及其等效方面旨在落入所要求保护的主题的范围内。通过结合附图阅读下面的详细描述，本公开的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显。遍及本公开，相同的附图标记通常指代相同的部件或元素。

图1示出了根据本发明一些实施例的飞行器100的示意图；

图2示出了图1中飞行器100在尾部打开时的示意图；以及

图3示出了根据本发明又一个实施例的飞行器300的示意图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

图1示出了根据本发明一些实施例的飞行器100的示意图。图2示出了图1中飞行器100在尾部打开时的示意图。如图1和图2所示，飞行器100包括机身110、设置于机身110一侧的第一机翼120、机身110另一侧的第二机翼130、设置在机身110前端的旋翼装置140、分别铰接于机身110且对称于机身对称面的第一尾部结构150和第二尾部结构160。根据本发明的飞行器100为固定翼飞机。机身110形状可以采用多种设计选择，典型地例如为旋成体，但不限于此。第一机翼120和第二机翼130通常关于机身110的对称面对称分布。旋翼装置140适于向飞行器100提供飞行动力，其具体结构与本领域公知的直升机的旋翼一致。旋翼装置140具有周期变距机构(图中未示出)，能够方便的调节飞行器100的飞行方向和姿态。例如，旋翼装置140驱动飞行器100进行水平飞行、垂直(指机身110的中轴线竖直)起降或者悬停。周期变距机构可以采用多种公知的具体结构。例如，《航空科学技术》2009年第3期第37-41页公开了一种周期变距机构的示例，但不限于此。另外，旋翼装置140还具有第一驱动机构(图中未示出)。在根据本发明一个实施例中，第一驱动机构包括电动机和储电单元。储电单元例如为锂电池，但不限于此。储电单元可以设置在机身的内舱中。在又一个实施例中，第一驱动机构包括内燃机和油箱。应注意，第一驱动机构的具体方案并不限于上述举例，也可以是其他公知的驱动方式。可选地，旋翼装置140还设置有整流罩141。

根据本发明的飞行器100的尾部整体结构可以有多种公知的选择。需要说明的是，这里所说的尾部整体结构是指第一尾部结构150和第二尾部结构160在闭合状态(如图1)时所组成的整体形状。以图1所示为例，飞行器100的尾部整体结构包括尾椎和垂直尾翼，即飞行器100整体为飞翼布局。这样，机身110和尾部整体结构组成的整体形状可以呈现为“水滴形”，可以极大减小飞行阻力。应注意，图1所示的尾部整体结构是为了方便本领域技术人员理解而进行的示例性说明，根据本发明的飞行器的尾部整体结构不限于此。

另外，第一尾部结构150和第二尾部结构160不同于常规固定翼飞机的尾部，而是可以转动成倒V型打开状态。更具体而言，第一尾部结构150和第二尾部结构160可以在机翼(第一、第二机翼)平面的垂直平面内转动。第一尾部结构150和第二尾部结构160分别与机身110中轴线所成的夹角大致相同。第一尾部结构150和第二尾部结构160成倒V型打开状态时，第一尾部结构150、第二尾部结构160、第一机翼120的翼尖和第二机翼130的翼尖可以处于同一平面。这里，第一尾部结构150和第二尾部结构160的夹角取决于二者本身的长度和双机翼的翼尖位置。总而言之，第一尾部结构150和第二尾部结构160转动成倒V型打开状态时，可以和双翼的翼尖共同对飞行器100进行十字支撑。在此基础上，根据本发明的飞行器100可以选择垂直起降的方式。这样，根据本发明的飞行器100在进行飞行任务时，可以不受限于飞行跑道、弹射器或者降落伞。

如上所述，根据本发明的飞行器的尾部整体结构(即第一、第二尾部结构)可以有多种选择。相应地，第一尾部结构150和第二尾部结构160也会有多种选择。下面以图2示出的实施例进行示例性说明。在本实施例中，第一尾部结构150包括铰接于机身的第一杆件151和设置在第一杆件151上的第一尾椎部152。类似的，第二尾部结构160包括第二杆件161和设置于第二杆件161上的第二尾椎部162。这样，在第一尾部结构150和第二尾部结构160处于闭合状态(即第一杆件151和第二杆件161转动至与机身中轴线平行)时，第一尾椎部152和第二尾椎部162组成一个尾椎。可选地，第一尾椎部152上可以设置有第一垂直尾翼153，而第二尾椎部162上可设置有第二垂直尾翼163。第一垂直尾翼153和第二垂直尾翼163可以组成上下双垂尾构型。另外，第一杆件151和第二杆件161可以沿着垂直于机翼水平安定面的方向转动成倒V型打开状态，以便第一尾椎部152的外端、第二尾椎部162的外端和双翼的翼尖(一共4个支撑点)对整个飞行器100进行十字支撑。这里，关于第一杆件151和第二杆件161的转动控制方式，可以采用多种公知的驱动方式，例如通过电机和传动齿轮进行驱动，又例如通过电机和连杆传动方式，本发明对此不做限制。

可选地，机身110后部还可以设置能够容置第一杆件151的第一凹槽112和容置第二杆件161的第二凹槽(图中未示出)。换言之，在第一尾椎部152和第二尾椎部162闭合时，第一杆件151会进入第一凹槽，第二杆件161进入第二凹槽。通常，在第一杆件151和第二杆件161各自进入凹槽后，两个杆件的外表面与机身110的外表面平齐，以减小飞行阻力。

可选地，飞行器100还布置有伸缩减震结构，例如起落架，但不限于此。具体而言，第一机翼120的翼尖处设置有第一起落架121，第二机翼130的翼尖处设置有第二起落架131。另外，尾椎(第一尾椎部152和第二尾椎部162)具有空腔(图中未示出)。而机身110后部设置有容置于该空腔中的第三起落架111。这样，飞行器100竖直放置(机身前端朝上)在升降地面上时，三个起落架可以和第一、第二尾椎部一起支撑飞行器100。三个起落架还可以减小降落时的冲击力。另外，第三起落架111可以起到主要的支撑作用，以减小两侧机翼翼尖和两个尾椎部的受力。

图3示出了根据本发明又一个实施例的飞行器300的示意图。图3所示的飞行器300是在图2所示的飞行器100的基础上，进一步配置有调节飞行器滚转姿态的结构。具体而言，第一机翼120上设置有第一圆孔122，第二机翼130上设置有第二圆孔132。飞行器300在第一圆孔122中设置有第一螺旋桨170，在第二圆孔132中设置有第二螺旋桨180。飞行器300还包括控制这两个螺旋桨的第二驱动机构(图中未示出)。典型地，第一圆孔122和第二圆孔132相对于机身110对称分布，但不限于此。需要说明的是，旋翼装置140通常被配置为单轴旋翼结构。根据本发明的第一和第二螺旋桨可以在飞行器300升降或悬停时，平衡旋翼装置140施加到机身110的反扭力矩以及气流对机身110的干扰，以便机身保持姿态的稳定，从而避免了不受控制的机身110滚转。并且，第一螺旋桨170和第二螺旋桨180设置在机翼上下翼面间的圆孔中(即嵌入到机翼中)，不会增加额外的飞行阻力。

可选地，第二驱动机构可以在飞行器300的速度未达到阈值时，对第一螺旋桨170和第二螺旋桨180的转动参数进行控制，以便两个螺旋桨可以调节飞行器300的滚转姿态。这里，转动参数例如可以包括转速和螺距等。进一步，在飞行器300的飞行速度达到阈值时(表明飞行器可以在水平飞行时具有稳定的滚转姿态)，第二驱动机构可以选择关闭第一和第二螺旋桨。当然，根据本发明的实施例可以选择其他多种公知的驱动方式对第一、第二螺旋桨进行控制。

可选地，根据本发明的飞行器300还包括襟副翼。如图3所示，第一机翼120的后缘设置有第一襟副翼123、第二机翼130的后缘设置有第二襟副翼133。这样，在飞行器300处于水平飞行状态需要增加升力时，第一、第二襟副翼可以同时向机翼安定面下方偏转。在飞行器300需要调节滚转姿态时(特别是第一、第二螺旋桨关闭后)，第一、第二襟副翼通过差动偏转来调节飞行器300的滚转角。

A11、如A9所述的飞行器，其中，所述第一驱动机构包括内燃机和油箱。A12、如A1-A11中任一项所述的飞行器，其中所述第一机翼上具有第一圆孔，所述第二机翼上具有第二圆孔，该飞行器还包括设置于第一圆孔中的第一螺旋桨和设置于第二圆孔中的第二螺旋桨。A13、如A12所述的飞行器，还包括第二驱动机构，适于在所述飞行器的飞行速度未达到阈值时，控制所述第一螺旋桨和第二螺旋桨的转速和螺距。A14、如A13所述的飞行器，其中，所述第二驱动机构还适于在所述飞行器的飞行速度达到阈值时，关闭所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨。A15、如A12-A14中任一项所述的飞行器，其中所述第一圆孔与所述第二圆孔相对于所述机身左右对称分布。A16、如A1-A15中任一项所述的飞行器，其中，所述第一机翼的后缘设置有第一襟副翼，所述第二机翼的后缘设置有第二襟副翼。

在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下被实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。

类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本发明要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，发明方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。

本领域那些技术人员应当理解在本文所公开的示例中的设备的模块或单元或组件可以布置在如该实施例中所描述的设备中，或者可替换地可以定位在与该示例中的设备不同的一个或多个设备中。前述示例中的模块可以组合为一个模块或者此外可以分成多个子模块。

本领域那些技术人员可以理解，可以对实施例中的设备中的模块进行自适应性地改变并且把它们设置在与该实施例不同的一个或多个设备中。可以把实施例中的模块或单元或组件组合成一个模块或单元或组件，以及此外可以把它们分成多个子模块或子单元或子组件。除了这样的特征和/或过程或者单元中的至少一些是相互排斥之外，可以采用任何组合对本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征以及如此公开的任何方法或者设备的所有过程或单元进行组合。除非另外明确陈述，本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可以由提供相同、等同或相似目的的替代特征来代替。

此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在下面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。

此外，所述实施例中的一些在此被描述成可以由计算机系统的处理器或者由执行所述功能的其它装置实施的方法或方法元素的组合。因此，具有用于实施所述方法或方法元素的必要指令的处理器形成用于实施该方法或方法元素的装置。此外，装置实施例的在此所述的元素是如下装置的例子：该装置用于实施由为了实施该发明的目的的元素所执行的功能。

如在此所使用的那样，除非另行规定，使用序数词“第一”、“第二”、“第三”等等来描述普通对象仅仅表示涉及类似对象的不同实例，并且并不意图暗示这样被描述的对象必须具有时间上、空间上、排序方面或者以任意其它方式的给定顺序。

尽管根据有限数量的实施例描述了本发明，但是受益于上面的描述，本技术领域内的技术人员明白，在由此描述的本发明的范围内，可以设想其它实施例。此外，应当注意，本说明书中使用的语言主要是为了可读性和教导的目的而选择的，而不是为了解释或者限定本发明的主题而选择的。因此，在不偏离所附权利要求书的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。对于本发明的范围，对本发明所做的公开是说明性的，而非限制性的，本发明的范围由所附权利要求书限定。

Claims (10)

1.一种飞行器，包括：

机身；

设置于机身一侧的第一机翼和另一侧的第二机翼；

设置在机身前端的旋翼装置；以及

分别铰接于机身且对称于机身对称面的第一尾部结构和第二尾部结构；

其中，在第一尾部结构与第二尾部结构从闭合状态转动至倒V型打开状态时，第一尾部结构、第二尾部结构、第一机翼的翼尖和第二机翼的翼尖处于同一平面。

2.如权利要求1所述的飞行器，其中，

所述第一尾部结构包括铰接于所述机身的第一杆件和设置在第一杆件上的第一尾椎部；

所述第二尾部结构包括铰接于所述机身的第二杆件和设置在第二杆件上的第二尾椎部；

在所述第一尾部结构和所述第二尾部结构处于闭合状态时，第一尾椎部和第二尾椎部组成一个尾椎。

3.如权利要求2所述的飞行器，其中，

所述第一尾部结构还包括设置在所述第一尾椎部上的第一垂直尾翼；

所述第二尾部结构还包括设置在所述第二尾椎部上的第二垂直尾翼；

在所述第一尾部结构和所述第二尾部结构处于闭合状态时，第一垂直尾翼和第二垂直尾翼组成上下双垂尾构型。

4.如权利要求2或3所述的飞行器，其中，所述第一机翼的翼尖设置有第一起落架，所述第二机翼的翼尖设置有第二起落架。

5.如权利要求4所述的飞行器，其中所述尾椎具有空腔，所述机身后部还设置有容置于该空腔中的第三起落架。

6.如权利要求2-5中任一项所述的飞行器，其中，所述机身设置有容置所述第一杆件的第一凹槽和容置所述第二杆件的第二凹槽。

7.如权利要求1-6中任一项所述的飞行器，其中，所述旋翼装置具有周期变距机构，以便调节所述飞行器的飞行姿态。

8.如权利要求1-7中任一项所述的飞行器，其中，所述旋翼装置具有整流罩。

9.如权利要求1-8中任一项所述的飞行器，其中，所述旋翼装置具有第一驱动机构。

10.如权利要求9所述的飞行器，其中，所述第一驱动机构包括电动机和储电单元。