CN108082466A - 一种倾转涵道连接翼布局垂直起降飞行器 - Google Patents

一种倾转涵道连接翼布局垂直起降飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种倾转涵道连接翼布局垂直起降飞行器，包括机身、倾转涵道风扇、连接翼、起落架和机尾配平风扇；连接翼分为前翼和后翼；所述倾转涵道风扇左右对称配置，通过可倾转结构与机身中部连接，由布置在机身内部的发动机通过布置在倾转结构中的传动机构驱动，可为飞行器提供向上的升力或向前的推力；所述连接翼结构前后翼面有高度差，后翼翼根连接至垂尾，后翼翼尖连接至前翼中段，在平飞阶段提供全机升力；本发明将倾转涵道风扇和连接翼布局结合，机翼结构完整。既可垂直起落、空中悬停，也可滑跑起落、像固定翼飞机一样进行高速巡航，涵道风扇推进方式安静高效，发动机安装在机身内部，飞机总体布置紧凑合理，传动装置精简，安全可靠，具有很高的应用价值。

Description

一种倾转涵道连接翼布局垂直起降飞行器
技术领域
本发明涉及一种倾转双涵道连接翼布局垂直起降无人飞行器，属于航空飞行器技术的无人空中飞行交通工具技术领域。
背景技术
倾转旋翼垂直起降固定翼飞行器兼具垂直起降能力和水平飞行能力，主要应用于缺乏机场支持的复杂起降环境，同时具备迅速的任务响应能力。
目前已有的推力定向类的垂直起降固定翼无人机选用多旋翼系统提供垂直起降阶段的拉力，平飞阶段切换到另一套动力系统，飞行器质量多在80kg以下，有效载荷在6kg以下。如专利公布号CN106741919A所涉及的一种垂直起降的固定翼无人机，采用四旋翼做为垂起动力，平飞阶段动力来自一个尾部的螺旋桨。多旋翼系统效率低，提供的拉力有限，为增加拉力只能进一步增加电机功率和旋翼直径，因此很难研制重量为100kg级别的固定翼旋翼复合式无人机。该类型飞行器的关键问题在于采用了垂直、水平两套升力/推力装置，在不同飞行模态下，一种推进系统不工作，成为废重，质量效率低，降低飞行器的有效载荷，旋翼系统会使飞行阻力增大，影响飞机的操作稳定性。
目前已有的推力换向类的垂直起降固定翼无人机如，V-22鱼鹰是目前应用最为广泛的倾转旋翼机，另外还有以色列研制的倾转旋翼无人机“美洲豹”(Panther)和“迷你美洲豹”(Mini Panther)和韩国开发的倾转旋翼无人机TR-60等，通过安装在机翼前端的可倾转的驱动装置来改变动力的方向。推力与机身轴线垂直时可以实现垂直起降，推力与机身轴线平行时可实现高速平飞。但这种形式的飞行器需要倾转整个动力系统，对于机翼的结构强度、抗弯刚度及抗扭刚度提出了很高的要求；外露的桨叶产生巨大噪声的同时也使得飞机周边活动非常危险，低空飞行时也有可能产生碰撞，安全性能不佳；旋翼、机翼气动干扰问题是推力换向类的垂起无人机上的显著问题，旋翼产生的下洗流直接冲击机翼表面，对机翼产生很大的向下载荷，随后气流反弹使旋翼效率下降，影响飞机的悬停性能和稳定性。目前也有一些推力换向类的垂直起降飞行器采用机翼结构内置涵道风扇，如公布号CN104176250B所公布的一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器就采用了这种布局形式，首先因为涵道倾转后机翼和涵道风扇之间的气动影响非常大，所以这种布置需要很大的机翼面积，机翼中部开口对翼型升力影响很大，同时对于机翼承力结构会产生较大的改变，在涵道布置区域需要局部加强，增加飞行器重量，推进装置效率低，飞行控制难度大。如公布号为CN105564633A所公布的近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，将涵道推进装置布置在机翼前缘，旋转电动风扇来实现垂直起降和水平飞行，对于机翼的结构强度有很高要求，只能安装尺寸很小推力有限的涵道风扇，且风扇冷喷流和机翼之间的影响非常大，对机翼前缘倾转结构的强度、刚度要求很高。如公告号CN106167096A所公布的一种改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，所有的涵道推进器都布置在前翼的前缘，尾部只有一个在机身开口内的配平风扇，垂直起降时前缘风扇会产生无法配平的俯仰力矩，使飞行器的垂起姿态无法保持。
综上，目前已有的垂直起降固定翼飞行器使用性能都存在一定的缺陷，有必要设计一种新型飞行器，总体设计采用可倾转动力兼顾垂直起降与高速巡航，推进系统方面采用涵道风扇兼顾低速大推力与巡航高效率，气动布局采用高效非常规紧凑的连接翼布局形式，飞行控制采用尾部配平风扇、连接翼舵面和涵道风扇变桨距的综合多模态操控方式。通过以上关键技术的加持，倾转涵道连接翼布局垂直起降飞行器是一种应用范围广，使用性能好的无人垂起固定翼飞行器。
发明内容
针对上述问题，本发明提出一种全新结构的连接翼倾转涵道垂直起降飞行器。将连接翼气动布局与倾转涵道动力装置有效结合起来，提高整机推进效率。使得飞机具有垂直起降和水平高速飞行的能力的同时保持飞机各部分结构完整。
本发明采用的技术方案如下：
一种倾转涵道连接翼布局的垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器包括机身、连接翼、倾转涵道风扇、尾部配平风扇和起落架；所述连接翼分为连接翼前翼和连接翼后翼，其在机身轴线上为前后布置，在竖直空间上为上下布置：所述连接翼前翼和连接翼后翼两翼片之间有一定高度差，且沿机身方向距离机头有不同的距离，在空间中形成交错布置；所述连接翼后翼翼根由垂直尾翼连接至机身后部，所述连接翼后翼翼尖通过垂直连接结构连接到所述连接翼前翼中部；
所述倾转涵道风扇包括主涵道和主风扇；所述倾转涵道风扇布置在机身中部，且左右对称布置在连接翼前翼和连接翼后翼竖直投影区域之间；发动机安装在机身内部中部，通过所述布置在主涵道倾转轴内的传动装置驱动所述主涵道内的主风扇，所述主涵道围绕连接至机身的主涵道倾转轴转动一定角度；所述尾部配平风扇布置在机身尾部；
该垂直起降飞行器具有垂直起落和水平飞行两种飞行模式；垂直起落时，倾转涵道轴线与机身轴线垂直，产生向下的推力，通过所述尾部配平风扇调节俯仰，实现稳定的垂直起落；水平飞行时，连接翼提供升力，涵道轴线与机身轴线接近平行，产生向前的推力，可以实现和固定翼飞机一样的水平飞行。飞行器采用连接翼布局，无水平尾翼，垂直起落时采用所述尾部配平风扇配平，水平飞行时采用连接翼的操纵舵面和所述倾转涵道风扇的偏转组合控制实现飞行姿态的调整。
优选的，所述起落架包括避震系统和刹车装置；为所述飞行器的离地、接地提供缓冲和支撑；同时具备正常的滑跑起降能力，能够保证飞行器的接地姿态稳定，刹车装置可以缩短滑跑距离。
优选的，所述起落架为后三点式；所述起落架包括前起落架和后起落架；前起落架左右对称布置在连接翼连接位置，后起落架布置在机身尾部。
优选的，所述倾转涵道风扇可变桨距。
优选的，左右对称安置的主风扇旋向相反，驱动主涵道内主风扇的传动装置布置在偏转轴内部。
发动机布置在机身中部，通过涵道倾转轴驱动涵道相对机身转动，左右对称安置的风扇旋向相反，消除旋转部件对整机产生的与该部件旋转方向相反的扭矩，驱动涵道内风扇的传动装置布置在偏转轴内部。
飞行器尾部配平风扇布置在全机尾部，在垂直起落时工作可相对直升机有更强大的整机俯仰调节能力，水平飞行时相对传统固定翼飞机可以有更强大的俯仰操控能力；左右涵道风扇无差速结构，在工作期间的转速保持相同，垂直起落时对于飞行器的滚转操作依靠风扇的桨距变化，改变左右涵道拉力差，产生操纵飞行器的滚转力矩。水平飞行时改变桨距使飞行器产生偏航力矩，改变涵道风扇与机身轴线的夹角可对飞行器进行俯仰操控。由此可实现整机操控方式多元化，提高飞行器的操控性能和安全性能。
飞行器可以具有垂直起落、空中悬停、空中悬停和平飞互相切换、盘旋和水平飞行的能力，在不同的工况下可以选择不同的飞行策略，使用方便灵活，应用场景多，实用性强，结构紧凑可靠，是一种可发展的空中飞行交通工具。
本发明的优点在于：
(1)将倾转涵道风扇与连接翼结合，把涵道风扇布置在连接翼的水平和垂直投影之间的区域，不改变各结构之间原有的完整性，布置简单合理，结构紧凑；有效减小了推进装置的冷喷流与机翼表面流场的相互影响，起降时无机翼遮挡，拉力损失小。提高推进装置效率的同时改善固定翼的升阻特性，连接翼布局易于调节焦点与重心位置，使转轴位于重心附近，减小起降的配平力矩，安全性和可控性好。
(2)将发动机布置在机身中部，大大简化传动装置结构，模态转换时只倾转涵道部分，发动机不动，避免转换过程中对发动机的高速旋转部件的不利影响，简化涵道与机身之间的倾转机构，减小倾转部分的结构重量，减小倾转结构的受力，提高飞行器的可靠性。
(3)采用双涵道风扇左右对称布置的推进装置，风扇旋转方向相反，消除反扭矩，实现小直径大推力，风扇和短舱的设计兼顾低速大推力和巡航高效率，大幅减少飞行噪声，旋转部件无外露，保证在飞行器周围活动的安全。
(4)利用尾部配平风扇和气动舵面的双重调节方式，在垂直起降、过渡阶段和平飞阶段都可以产生额外的控制力矩，增加飞行器的抗扰动能力。
(5)可以实现垂直起落、滑跑起落多种使用方式，在起飞着陆条件不同的情况下都有很好的实用性能，同时可以实现空中悬停、盘旋和高速巡航增强飞行器的适应能力。
附图说明
图1是本发明的飞行器在垂直起降模式下的轴视图。
图2是本发明的飞行器在垂直起降模式下的状态图。
图3是本发明的飞行器在垂直飞行状态下的俯视图。
图4是本发明的飞行器在倾转涵道时的状态示意图。
图5是本发明的飞行器在水平飞行时的侧视示意图。
图中：1-机头、2-连接翼前翼、3-前起落架、4-前翼舵面、5-主涵道、6-主风扇、7-连接翼连接段、8-连接翼后翼、9-后翼舵面、10-垂直尾翼、11-机身、12-进气道、13-后起落架、14-尾部配平风扇、15-方向舵、16-涵道倾转轴。
具体实施方式
如图1所示，一种由倾转涵道风扇连接翼布局垂直起降的飞行器，如图1-图5所示，该飞行器包括机身1、连接翼2、倾转涵道风扇、尾部配平风扇14和起落架。连接翼包括前翼2和后翼8，两个翼片之间有一定的高度差和沿机身方向距离机头有不同的距离，在空间中形成交错布置。后翼翼根由垂直尾翼10连接至机身后部，后翼翼尖通过垂直连接结构7连接到前翼2中部。倾转涵道风扇由主涵道5和主风扇6组成，布置在机身中部，避开连接翼的垂直投影区域，左右对称布置。发动机安装在机身内部，通过传动装置驱动主涵道5的主风扇6。涵道风扇可以实现围绕涵道倾转轴16旋转一定角度。尾部配平风扇14安装在整机后部，通过风扇产生的俯仰操纵力保持飞机在垂起、平飞、机动时的整机俯仰姿态，提升飞行器的飞行品质和飞行性能。起落架由前起落架3和后起落架13构成，充分利用连接翼布局采用后三点式，起落架有液压减震系统和刹车系统，既能满足飞行器的垂起、垂落要求也满足飞行器在起落条件较好情况下的滑跑起降要求。
倾转涵道连接翼飞行器具有垂直起降和水平飞行两种模式。
垂直起降(如图1)与水平飞行(如图5)两种状态之间的转换是通过涵道倾转轴(传动装置)16调节主涵道5和主风扇6轴线与机身轴线方向的关系，并结合连接翼产生的升力和涵道推力来实现平稳的过渡状态，如图4的平稳过渡。
在垂直起降时，涵道轴线与机身轴线垂直，出口朝向地面，发动机通过传动装置16将动力输出至涵道中的风扇6，产生垂直于地面的推力，同时尾部配平风扇14配合主涵道5共同提供升力、协同调整，保证垂直起降过程中飞行器姿态的稳定。
在水平飞行时，涵道轴线与机身轴线平行，出口与飞行速度方向相反，产生向前的推力。利用前翼舵面4、后翼舵面5、方向舵15和尾部配平风扇14保持飞行姿态，倾转涵道轴线与飞机轴线之间可以有一定夹角，满足不同装载情况下升力的需求，在提供前飞推力的同时也可以提供俯仰操纵力。
当飞行器俯仰姿态调整时，由尾部配平风扇14的推力增减和前翼舵面4、后翼舵面9的舵偏角以及主涵道5与机身轴线之间的夹角来实现。
当飞行器航向姿态调整时，通过方向舵15的舵偏角产生偏航力矩来实现。
当飞行器滚转调节姿态时，通过左右对称布置的前翼舵面4和后翼舵面9舵偏角的不同导致的左右升力差产生滚转操纵力矩。
参见附图1-5，本飞行器设计最大起飞重量20kg，任务载荷4kg，设计空重10kg，燃油6kg，最大飞行速度120km/h，巡航速度70km/h，最大续航时间2.5小时，最大悬停高度200m，单个涵道最大推力11kg。垂直起降阶段，涵道风扇推力最大，发动机输出功率最大，通过机尾配平风扇完成飞行器的俯仰操纵，通过涵道风扇的桨距调节完成飞行器的滚转操纵，保证飞行器垂直起落姿态稳定。悬停和平飞相互转换的过渡阶段，涵道风扇倾转，水平速度逐渐增加，由机翼升力、涵道风扇推力的垂直分量和机尾配平风扇共同调节维持过渡阶段飞行器的姿态平稳。平飞巡航阶段，发动机处于输出水平较低的工况，通过动力匹配获得整机最佳的巡航效率，提高飞行器的航程和航时。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。本发明的上述实施例是对方案的说明而不能用于限制本发明，与本发明有保护范围相当的含义和范围内的任何改变，都应认为是包括在本发明保护的范围内。

Claims (5)

1.一种倾转涵道连接翼布局的垂直起降飞行器，其特征在于，该垂直起降飞行器包括机身(11)、连接翼、倾转涵道、尾部配平风扇(14)和起落架(3、13)；所述连接翼分为连接翼前翼(2)和连接翼后翼(8)，在机身轴线方向上前后布置，在飞行器高度方向上为上下布置：所述连接翼前翼(2)和连接翼后翼(8)之间有一定高度差，且沿机身(11)轴线方向上距离机头(1)有不同的距离，在空间中形成交错布置；所述连接翼后翼(8)翼根连接至垂直尾翼(10)顶部，垂直尾翼(10)连接至机身(11)，所述连接翼后翼(8)翼梢通过垂直连接结构(7)连接到所述连接翼前翼(2)展向中间位置；
所述倾转涵道包括主涵道(5)和主风扇(6)；所述倾转涵道布置在机身(11)中部，且左右对称布置在连接翼前翼(2)和连接翼后翼(8)竖直投影区域之间；发动机安装在机身(11)内，在机身中部位置，通过所述布置在主涵道倾转轴(16)内的传动装置驱动所述主涵道(5)内的主风扇(6)，所述主涵道(5)围绕连接至机身(11)的主涵道倾转轴(16)转动一定角度；所述尾部配平风扇(14)布置在机身(11)尾部；
该垂直起降飞行器具有垂直起落和水平飞行两种飞行模式；垂直起落时，倾转涵道轴线与机身轴线垂直，产生向下的推力，通过所述尾部配平风扇(14)改变其推力大小或围绕其固定轴线转动以改变其推力方向来调节飞行器的俯仰，实现稳定的垂直起落；水平飞行时，连接翼提供升力，涵道轴线与机身轴线接近平行，产生向前的推力，可以实现和固定翼飞机一样的水平飞行；飞行器采用连接翼布局，无水平尾翼，垂直起落时采用所述尾部配平风扇(14)配平，水平飞行时采用连接翼的操纵舵面和所述倾转涵道的偏转组合控制实现飞行姿态的调整。
2.一种如权利要求1中所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述起落架(3、13)包括避震系统和刹车装置；为所述飞行器的离地、接地提供缓冲和支撑；同时具备正常的滑跑起降能力，能够保证飞行器的接地姿态稳定，刹车装置可以缩短滑跑距离。
3.一种如权利要求1-2任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述起落架(3、13)为后三点式；所述起落架(3、13)包括前起落架(3)和后起落架(13)；前起落架(3)左右对称布置在连接翼连接段(7)与连接翼前翼(2)的结合处，后起落架(13)布置在机身(11)尾部。
4.一种如权利要求1-3任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述倾转涵道的主风扇(6)叶片可变桨距。
5.一种如权利要求1-4任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于，左右对称安置的主风扇(6)旋向相反，驱动主涵道(5)内主风扇(6)的传动装置布置在所述主涵道倾转轴(16)内部。
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