CN106043686A - 垂直起降固定翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种垂直起降固定翼飞行器，包括主机身、设备仓、安装在主机身左右两侧的左机翼和右机翼、安装在主机身前后两侧的上垂尾和下垂尾、四个以上的螺旋桨、数量与螺旋桨相同的动力系统和动力仓、控制系统。本发明的产品结构具有对称美观，同时结构简单，制造成本低；在飞行器的所有主要部件都是固定连接，因此结构更加稳固，降低了维护的成本。本发明飞行器垂直起降的控制方法上目前市面上所没有的，该方法通过控制动力输出来达到转向、翻转等操作，而无须像现有技术一样改变动力系统的方向，从而具有操作更加简单直接，同时使得飞行器的结构更加简单、稳固。

Description

垂直起降固定翼飞行器

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体是垂直起降的固定翼飞行器。

背景技术

常见飞行器一般分为直升机和固定翼飞行器。直升机可以垂直起降，对机场跑道要求不高，但航速、航程不及固定翼飞行器；后者起降时速度快，对机场跑道要求高，危险性较大。

因此使固定翼飞行器能够实现直升机飞行模式，从而提高固定翼飞行器起飞和降落的安全性能，并且降低了固定翼飞行器对于起飞和降落的场地要求，能够使固定翼飞行器的应用范围更加广阔，同时，该固定翼飞行器又有着飞行时间长、飞行距离大、飞行速度高等优点。

例如：专利申请号为201510073872 ；该专利公开了一种带倾转固定翼的多旋翼飞行器及其控制方法。其具体公开在飞行器的机身上设置多个对称的旋翼和固定翼，且旋翼对称设置在机身的前后端，并且通过调节旋翼的转速和浆距增加飞行器的升力，使飞行器实现直升机飞行模式。

例如专利申请号为2015104500114，该专利为一种多旋翼垂直起降的固定翼飞行器，其工作原理是：；当飞行器起飞之后，后旋翼从下向后倾转，倾转角度最大可为90°，当倾转角度达到90°时，同时可以关闭前旋翼节省动力，飞行器进入固定翼飞行模式，后旋翼可以向左或者向右倾转最大角度为45°，实现飞行器转弯。由此可见飞行器的转向是通过控制旋翼角度来实现的。

通过上述两项现有技术可以看出，现有的固定翼飞行器垂直起飞时，都是通过控制旋翼的转角来对飞行方向的调整，这样在飞行器在转向时，需要通过控制旋翼转向来实现，从而造成了飞行器自身的结构稳固性降低。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有固定翼飞行器在转向时存在需要转动旋翼，从而导致机身结构稳定性降低的不足，提供一种结构简单、稳固，飞行器转向方便平稳的垂直起降固定翼飞行器。

本发明为了实现上述目的，所采用的技术方案如下：

一种垂直起降固定翼飞行器，包括主机身、设备仓、安装在主机身左右两侧的左机翼和右机翼、安装在主机身前后两侧的上垂尾和下垂尾、四个以上的螺旋桨、数量与螺旋桨相同的动力系统和动力仓、控制系统；至少两个所述动力仓对称安装在左机翼和右机翼上；至少两个所述动力仓对称安装在上垂尾和下垂尾上；每一个动力仓内安装一组动力系统；每一个动力系统连接一个螺旋桨；所述左机翼和右机翼上的螺旋桨旋转方向相反；所述上垂尾和下垂尾上的螺旋桨旋转方向相反。所述控制系统连接动力系统并安装在设备仓内，设备仓位于主机身上。

本发明中进一步的优化结构是：所述螺旋桨、动力系统和动力仓都为四个，其中两组螺旋桨、动力系统和动力仓对称安装在左机翼和右机翼上，另外两组螺旋桨、动力系统和动力仓对称安装在上垂尾和下垂尾上。

其中所述安装左机翼和右机翼上的螺旋桨、动力系统和动力仓分别为第一主巡航浆、第二主巡航浆、第一主巡航动力系统、第二主巡航动力系统、第一主巡航动力仓和第二主巡航动力仓，整体构成主巡航系统。

所述安装上垂尾和下垂尾上的螺旋桨、动力系统和动力仓分别为第一主起降浆、第二主起降浆、第一主起降动力系统、第二主起降动力系统、第一主起降动力仓和第二主起降动力仓；整体构成主起降系统。

本发明中进一步的优化结构是：所述左机翼和右机翼上都设置有升降副翼，分别为左升降副翼和右升降副翼，具体是左升降副翼和右升降副翼分别铰接在左机翼和右机翼上，并且升降副翼连接控制系统。本发明操作人员通过控制系统，控制升降副翼的转动方向，从而来控制飞行器的滚转方向与俯仰方向。

本发明进一步的优化结构是在所述左机翼翼尖、右机翼翼尖以及上垂尾和下垂尾上的动力仓尾部设置有起降缓冲器，这样可以更好地保护飞行器，使得飞行器稳定性更好，维护成本更低。

本发明还提供了一种垂直起降固定翼飞行器飞行控制方法，该方法将飞行器飞行分为，垂直起飞、垂直飞行转到水平飞行、水平巡航飞行、水平巡航飞行到垂直飞行和垂直降落五个阶段，每个阶段具体如下：

飞行器垂直起飞阶段：由主起降动力系统带动主起降螺旋桨提供大于整机重量70%的静态拉力，主巡航系统提供小于整机重量30%的静态拉力，所有动力系统带动所有的螺旋桨同时工作，产生不小于飞行器重量的拉力，使飞行器离地并爬升，即完成飞行器垂直起飞；

飞行器由垂直飞行状态到水平飞行状态阶段：控制下垂尾上的动力系统输出动力小于上垂尾上的输出动力，这样飞行器就逐渐由垂直转变为水平，达到水平巡航；

水平巡航阶段：关闭主起降动力系统、折叠主起降螺旋桨，巡航动力由主巡航动力系统和主巡航螺旋桨提供，控制主巡航动力系统功率，使主巡航螺旋桨工作在巡航所需的转速下，保证飞机能在设定的速度下正常飞行。飞行器由水平巡航到垂直降落阶段：在水平巡航飞行状态下控制左右升降副翼向上偏转，使飞机产生一个抬头力矩，同时展开主起降螺旋桨，开启主起降动力系统，控制上垂尾上的动力输出小于下垂尾上的动力输出，这样飞行器就逐渐减小水平水平飞行速度，由水平飞行变成垂直飞行，当变成垂直飞行时，控制上下垂尾的主起降动力系统带动主起降螺旋桨提供大于整机重量70%的静态拉力，主巡航系统带动主巡航螺旋桨提供小于整机重量30%的静态拉力，所有动力系统带动所有的螺旋桨同时工作，产生不小于飞行器重量的拉力，这时飞行器即可保持垂直飞行状态；

飞行器垂直降落阶段：控制飞行器上的所有动力输出总和小于飞行器自重静态拉力，这样飞行器在重力的作用下，缓慢地降落，完成垂直降落；

在整个飞行的过程中通过控制两组主起降动力系统的动力输出差来调整飞行器的俯仰姿态，通过两个主巡航动力系统输出动力差调整飞行器航向姿态；通过控制系统控制左、右升降副翼的偏转角度来调整飞行器的滚转姿态，达到飞行器自身平衡目的。

本飞行器通过控制上垂尾和下垂尾上的动力输出差来控制飞行器的俯仰姿态，既飞行器向动力输出小的一侧偏转。

通过两个主巡航动力系统输出动力差调整飞行器航向姿态，既飞行器向动力输出小的一侧沉降。

调整左、右升降副翼的偏转方向从而产生相应的气动力矩来控制飞行器的转动方向，既是：控制系统控制左、右升降副翼的偏转方向一致，则飞行器绕机翼为轴（Y轴）转动，控制系统控制左、右升降副翼的偏转方向不一致，则飞行器绕机身为轴（X轴）转动。

本发明的产品结构具有对称美观，同时结构简单，制造成本低；在飞行器的所有主要部件都是固定连接，因此结构更加稳固，降低了维护的成本。本发明飞行器垂直起降的控制方法上目前市面上所没有的，该方法通过控制动力输出来达到转向、翻转等操作，而无须像现有技术一样改变动力系统的方向，从而具有操作更加简单直接，同时使得飞行器的结构更加简单、稳固。

附图说明

图1是本发明的主视结构示意图。

图2是本发明侧视结构示意图。

图3是本发明飞行器垂直起飞模态图。

图4是本发明飞行器水平巡航飞行模态示意图。

图5是本发明垂直飞行到水平巡航转换过程示意图。

图6是本发明水平巡航到垂直降落转换过程示意图。

图中：1、第一主巡航浆，2、第一主巡航动力系统，3、第一主巡航动力仓，4、左机翼，5、主机身，6、设备仓，7、右机翼，8、第二主巡航浆，9、第二主巡航动力系统，10、第二主巡航动力仓，11、第一主起降浆，12、第一主起降动力系统，13、第二主起降浆，14、第二主起降动力系统，15、第二主起降动力仓，16、19、21、24起降缓冲器，17、上垂尾，18、下垂尾，20、第一主起降动力仓，22、右升降副翼，23、左升降副翼。

具体实施方式

为了使得本发明更加清楚明白，下面结合附图对本发明的技术方案做进一步说明，但本发明并不仅限于以下实施方式。

如图1、2所示：垂直起降固定翼飞行器包括主机身5、设备仓6、安装在主机身5左右两侧的左机翼4和右机翼7、安装在主机身5前后两侧的上垂尾17和下垂尾18、四个以上的螺旋桨、数量与螺旋桨相同的动力系统和动力仓、控制系统。动力系统为整个飞行器提供动力源。所述设备仓6设置在主机身5上，然后控制系统安装在设备仓内，并连接动力系统和左右升降副翼，这样操作人员可以通过控制系统发出指令，改变动力输出、螺旋桨转向，以及左右升降副翼的偏转方向和角度。其中左升降副翼23安装在左机翼4上并采用铰接的形式或采用其他活动链接方式；右升降副翼22同样采用铰接或其他活动链接的方式安装在右机翼7上。

本实施例中螺旋桨、动力系统和动力仓都以采用4个为例，下面具体说明本产品的组装结构。在实际制作过程中，也可以成比例地增加相应的数量，也是能实现本发明的目的。

本发明中的动力系统，控制系统，动力仓结构等都上采用市场上现有的技术。

使用其中两个动力仓对称安装在左机翼4和右机翼7上，分别为第一主巡航动力仓3和第二主巡航动力仓10，分别在第一主巡航动力仓3和第二主巡航动力仓10的外部顶端安装第一主巡航桨1和第二主巡航桨8，在内部安装第一主巡航动力系统2和第二主巡航动力系统9。这样第一主巡航浆1、第二主巡航浆8、第一主巡航动力系统2、第二主巡航动力系统9、第一主巡航动力仓3和第二主巡航动力仓10，整体构成主巡航系统，成为主要控制飞行器的航姿，翻转。

剩余的另外两个动力仓对称安装在上垂尾17和下垂尾18上，分别为第一主起降动力仓20和第二主起降动力仓15。在每一个动力仓内安装一组动力系统，分别为第一主起降动力系统12和第二主起降动力系统14；每一个动力仓外部顶端安装一个螺旋桨，分别为第一主起降桨11和第二主起降浆13。安装在上垂尾和下垂尾上的第一主起降浆11、第二主起降浆13、第一主起降动力系统12、第二主起降动力系统14、第一主起降动力仓20和第二主起降动力仓15，整体构成了主起降系统，成为主要控制飞行器起降的动力系统。

飞行器的左机翼4和右机翼7上的螺旋桨旋转方向相反，上垂尾17和下垂尾18上的螺旋桨旋转方向相反。本发明中的主巡航系统和主起降系统的位置和作用都可以对换，既是通过控制他们的动力输出比例不同，从而使得两者的功能作用相互对换，改变成为主巡航或主起降的作用。

本发明分别在左右机翼和上下垂尾上的尾部设置了起降缓冲器，这样可以降低飞行器的碰损，降低维护成本。

本发明的上述动力系统可以采用电动或者油动，也可以电动和油动结合使用。动力系统中可以更改动力系统的应用，即也可以将主巡航动力系统和主巡航桨放在垂尾上面，将主起降动力系统和主起降桨放置在机翼上面，也可以同时使用四套动力系统和四套螺旋桨同时用于起降和巡航。

如图3和5所示：本发明中控制飞行器飞行的方法，在垂直起飞过程中：当飞行器准备起飞时，由四个动力系统带动四只螺旋桨同时工作，产生不小于飞行器重量的拉力，使飞行器离地并爬升。在此过程中，主起降桨和主起降动力系统只用于飞行器垂直起降的时候提供不小于70%整机重量的静态拉力，并通过控制上下动力差（既控制第一主起降动力系统12和第二主起降动力系统14的输出动力差）来调整飞行器的俯仰姿态（即飞行器绕Y轴的转动），既是那一侧的动力输出小，飞行器就往这一侧偏转。主巡航桨和主巡航动力系统在垂直起降的时候提供不大于30%整机重量的静态拉力，并通过控制左右动力差（既第一主巡航动力系统2和第二主巡航动力系统9的输出动力差）来调整飞行器航向姿态（即飞行器绕Z轴的钻洞），哪侧的动力输出小则往那侧偏转。同时主巡航桨所产生的螺旋桨滑流高速流过左、右升降副翼，通过控制左、右升降副翼的偏转角度来调整飞行器的滚转姿态（即飞行器绕x轴的转动）。

如图4所示所示：飞行器处于固定翼巡航飞行模态，在巡航飞行过程中，关闭动力系统同时折叠主起降桨，只需启动主巡航动力系统，由主巡航桨提供用于飞行器在固定翼模态巡航飞行时的必要前飞动力即可。调节主巡航动力系统（第一主巡航动力系统2和第二主巡航动力系统9）的功率差可以控制飞行器的航向姿态（即飞行器沿Z轴的转动）；当调节左、右升降副翼上下反向偏转时，可控制飞行器的滚转姿态（即飞行器沿X轴的转动）；当调节左、右升降副翼上下同向偏转时，可控制飞行器的俯仰姿态（即飞行器沿Y轴的转动），控制系统控制左、右升降副翼的偏转方向一致时，则飞行器以主机身为轴转动；控制系统控制左、右升降副翼的偏转方向不一致时，则飞行器以机翼为轴转动。当飞机垂于垂直起降或者悬停的状态时，如果飞机沿X 轴右向（左向）旋转时，则左（右）升降副翼沿其转轴上偏，右（左）升降副翼沿其转轴下偏，这样便可产生气动力矩来阻止飞机沿X轴向右（左）旋转。因此其原理是飞行器根据左、右升降副翼的偏转方向从而产生气动力矩来控制飞行器的转动方向。

如图6所示：飞行器从水平巡航到垂直降落的过程，控制上垂尾上的动力输出小于下垂尾上的动力输出，这样飞行器就逐渐由水平方向变成垂直飞行，当变成垂直时，控制上下垂尾的动力输出一致即可且总输出大于飞行器自重，这时飞行器即可保持垂直飞行状态。这个时候控制飞行器上的所有动力输出总和略小于飞行器自重静态拉力，这样飞行器在重力的作用下，缓慢地降落，完成垂直降落。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，不能以此限定本发明的范围；对前述实施例所记载的技术方案进行的修改，或者对其中部分技术特征进行的等同替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，皆应仍属本发明专利涵盖的范围内。

Claims (9)

1.一种垂直起降固定翼飞行器，其特征在于：包括主机身、设备仓、安装在主机身左右两侧的左机翼和右机翼、安装在主机身前后上下两端的上垂尾和下垂尾、四个以上的螺旋桨、数量与螺旋桨相同的动力系统和动力仓、控制系统；

至少两个所述动力仓对称安装在左机翼和右机翼上；

至少两个所述动力仓对称安装在上垂尾和下垂尾上；

每一个动力仓内安装一组动力系统；

每一个动力系统连接一个螺旋桨；

所述左机翼和右机翼上的螺旋桨旋转方向相反；

所述上垂尾和下垂尾上的螺旋桨旋转方向相反；

所述控制系统连接动力系统并安装在设备仓内，设备仓位于主机身上。

2.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞行器；其特征在于：所述螺旋桨、动力系统和动力仓都为四个，其中两组螺旋桨、动力系统和动力仓对称安装在左机翼和右机翼上，另外两组螺旋桨、动力系统和动力仓对称安装在上垂尾和下垂尾上。

3.根据权利要求2所述的垂直起降固定翼飞行器；其特征在于：所述安装左机翼和右机翼上的螺旋桨、动力系统和动力仓分别为第一主巡航浆、第二主巡航浆、第一主巡航动力系统、第二主巡航动力系统、第一主巡航动力仓和第二主巡航动力仓，整体构成主巡航系统。

4.根据权利要求2所述的垂直起降固定翼飞行器；其特征在于：所述安装上垂尾和下垂尾上的螺旋桨、动力系统和动力仓分别为第一主起降浆、第二主起降浆、第一主起降动力系统、第二主起降动力系统、第一主起降动力仓和第二主起降动力仓；整体构成主起降系统。

5.根据权利要求1或2所述的垂直起降固定翼飞行器；其特征在于：所述左机翼和右机翼上都设置有升降副翼，分别为左升降副翼和右升降副翼；所述升降副翼连接控制系统。

6.根据权利要求5所述的垂直起降固定翼飞行器；其特征在于：所述左升降副翼和右升降副翼分别铰接在左机翼和右机翼上。

7.根据权利要求1或2所述的垂直起降固定翼飞行器；其特征在于：所述左机翼翼尖、右机翼翼尖以及上垂尾和下垂尾上的动力仓尾部设置有起降缓冲器。

8.一种垂直起降固定翼飞行器飞行控制方法，其特征在于:飞行器飞行分为：垂直起飞、垂直飞行转到水平飞行、水平巡航飞行、水平巡航飞行到垂直飞行和垂直降落五个阶段；

飞行器垂直起飞阶段：由主起降动力系统带动主起降螺旋桨提供大于整机重量70%的静态拉力，主巡航系统提供小于整机重量30%的静态拉力，所有动力系统带动所有的螺旋桨同时工作，产生不小于飞行器重量的拉力，使飞行器离地并爬升，即完成飞行器垂直起飞；

飞行器由垂直飞行状态到水平飞行状态阶段：控制下垂尾上的动力系统输出动力小于上垂尾上的输出动力，这样飞行器就逐渐由垂直转变为水平，达到水平巡航；

水平巡航阶段：关闭主起降动力系统、折叠主起降螺旋桨，巡航动力由主巡航动力系统和主巡航螺旋桨提供，控制主巡航动力系统功率，使主巡航螺旋桨工作在巡航所需的转速下，保证飞机能在设定的速度下正常飞行；

飞行器由水平巡航到垂直降落阶段：在水平巡航飞行状态下控制左右升降副翼向上偏转，使飞机产生一个抬头力矩，同时展开主起降螺旋桨，开启主起降动力系统，控制上垂尾上的动力输出小于下垂尾上的动力输出，这样飞行器就逐渐减小水平水平飞行速度，由水平飞行变成垂直飞行，当变成垂直飞行时，控制上下垂尾的主起降动力系统带动主起降螺旋桨提供大于整机重量70%的静态拉力，主巡航系统带动主巡航螺旋桨提供小于整机重量30%的静态拉力，所有动力系统带动所有的螺旋桨同时工作，产生不小于飞行器重量的拉力，这时飞行器即可保持垂直飞行状态；

飞行器垂直降落阶段：控制飞行器上的所有动力输出总和小于飞行器自重静态拉力，这样飞行器在重力的作用下，缓慢地降落，完成垂直降落；

在整个飞行的过程中通过控制两组主起降动力系统的动力输出差来调整飞行器的俯仰姿态，通过两个主巡航动力系统输出动力差调整飞行器航向姿态；通过控制系统控制左、右升降副翼的偏转角度来调整飞行器的滚转姿态，达到飞行器自身平衡目的。

9.根据权利要求8所述的垂直起降固定翼飞行器飞行控制方法，其特征在于: 控制飞行器的俯仰姿态是通过控制上垂尾和下垂尾上的动力输出差来控制，既飞行器向动力输出小的一侧偏转；

所述调整飞行器航向姿态通过两个主巡航动力系统输出动力差来控制，既飞行器向动力输出小的一侧沉降；

所述调整飞行器的滚转姿态是通过调整左、右升降副翼的偏转方向从而产生相应的气动力矩来控制飞行器的转动方向，既：

控制系统控制左、右升降副翼的偏转方向一致，则飞行器绕机翼为轴（Y轴）转动，

控制系统控制左、右升降副翼的偏转方向不一致，则飞行器绕机身为轴（X轴）转动。