CN108688803A - 一种可垂直起降的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可垂直起降的飞行器，该飞行器包括机身、机翼和推进系统；机翼包括两个对称设于机身的两侧的前翼和两个对称设于机身的两侧的主翼，前翼位于主翼的前侧；推进系统包括驱动系统和动力组，各主翼和前翼分别设有动力组，各动力组分别包括至少四个涵道风扇，驱动系统包括电池系统和与各动力组相适配的电机，电池系统用于为涵道风扇和电机供电，各动力组均能够在电机的驱动下绕主翼或前翼的轴向转动。该飞行器可垂直起降，噪音低、飞行速度快、电能使用率高且安全性能好。

Description

一种可垂直起降的飞行器

技术领域

本发明涉及飞行设备技术领域，具体涉及一种可垂直起降的飞行器。

背景技术

近年来伴随着燃料电池及锂电池技术的逐渐成熟、电池能量密度逐年增大，目前全电动汽车已经大量进入市场，而全电动飞机(如空客E-Fan)即将进入市场推广。由于电动飞行器具有节能环保、低噪声、低振动、高可靠及高安全等特征，因此电动飞行器将是未来绿色航空的一个主要发展方向。

目前，飞行器按照结构可分为多种类型，起降形式区分主要分为需要跑道(或水面)和垂直起降两种，传统机场的高昂停机成本、有限的跑道资源以及高使用成本限制了飞行器的快速发展。目前尚无投入运营的民用垂直起降电动飞机，而且基于多轴电动螺旋桨方案的垂直起落飞行器存在噪音高、飞行速度慢且安全余度低等问题。

因此，如何提供一种能够垂直起降，且噪音低、飞行速度快且安全性能好的飞行器，是本领域技术人员需要解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种可垂直起降的飞行器，噪音低、飞行速度快且安全性能好。

为解决上述技术问题，本发明提供一种可垂直起降的飞行器，该飞行器包括机身、机翼和推进系统；所述机翼包括两个对称设于所述机身的两侧的前翼和两个对称设于所述机身的两侧的主翼，所述前翼位于所述主翼的前侧；所述推进系统包括驱动系统和动力组，各所述主翼和所述前翼分别设有所述动力组，各所述动力组分别包括至少四个涵道风扇，所述驱动系统包括电池系统和与各所述动力组相适配的电机，所述电池系统用于为各所述涵道风扇和所述电机供电，各所述动力组均能够在所述电机的驱动下绕所述主翼或所述前翼的轴向转动。

机身的两侧对称设有两个主翼和两个前翼，其中，各主翼和各前翼均安装有动力组，各动力组均由多个(至少四个)涵道风扇组成，其中，主翼的动力组能够在电机的驱动下绕主翼的轴向(长度方向)转动，前翼的动力组能够在电机的驱动下绕前翼的轴向(长度方向)转动。

该飞行器具有三种阶段，垂直起飞阶段、高效巡航阶段和垂直降落阶段，其中，垂直起飞阶段是指在起飞时，各动力组均在电机的驱动下转动至垂直状态(即涵道风扇的旋转轴与水平面垂直)，此时，动力组以接近全功率状态为飞行器提供推力，使飞行器垂直起飞；当飞行器飞至预定高度时，动力组在电机的驱动下逐步由垂直位置转至水平状态(即涵道风扇的旋转轴与水平面平行)，完成从垂直起飞到平飞的过渡，此时，飞行器进入高效巡航阶段，主翼和前翼的动力组小功率巡航状态，飞行器升力由主翼和前翼提供，该飞行器相较于多轴飞行器来说可有效提高其飞行速度；垂直降落阶段是指飞行器在降落时，飞行器逐渐降低飞行速度，同时，主翼和前翼的动力组在电机的作用下由水平状态转动至垂直状态，并以接近全功率状态工作为飞行器提供升力以实现垂直降落。

该飞行器在垂直起飞阶段，各动力组为其提供升力需大于该飞行器的自身重力以实现上升，而在高效巡航阶段和垂直降落阶段，对于动力组为飞行器所提供的升力的要求相对较小，因此，即便是在飞行过程中，个别涵道风扇发生损坏等导致失效的情况，也能够保证该飞行器安全降落，或者在极端情况下，各动力组均失效，该飞行器还可通过跑道降落，安全性能良好。

由于各动力组的推力角度均可控，通过对动力组的推力角度的控制，即可实现飞行器从一个状态自动平滑地过渡到另一个状态，有利于灵活的控制飞行状态，并且飞行器的自身稳定，安全性高。并且，该飞行器的纵向稳定是通过控制机翼左右两边动力组的推力差异实现的；空中转向是由飞行器两侧的动力组的差异化推力及主翼、前翼共同控制的，采用无尾翼设计，可有效减轻飞行器整体结构的重量。该飞行器可以像直升机一样低速垂直运动，通过涵道风扇的推力方向变化实现空中旋转、进而实现精准定点降落。

两个主翼和两个前翼分别设有动力组，即通过四组动力组为飞行器提供推力，各动力组包括至少四个涵道风扇，即涵道风扇的数量较多，其中，各涵道风扇均为多叶片结构(各涵道风扇的叶片至少为十片)，使得该动力组的承载力强，相对于传统活塞发动机驱动螺旋桨推进的飞行器效率更高，动力组分布于两个主翼和两个前翼的顶端后部，使机翼升力系数更高，该飞行器能够实现垂直起降，无需跑道、扩大了该飞行器的适用范围和使用环境。同时，由于多涵道风扇和多叶片的设置，使得该推进系统的震动较传统活塞发动机及螺旋桨要小很多，并且由于涵道风扇转动时有涵道的包覆，风扇叶尖的涡流噪声也将大大降低的同时，地勤人员的安全性也将较传统螺旋桨飞行器高，另外，由于涵道风扇位于机翼之上，机翼也对涵道风扇噪音有遮蔽效果，可有效降低该飞行器在升降过程中的噪声。

另外，本实施例中，电池系统可以是燃料电池也可以是锂电池，在此不做具体限制，此时，飞行器是通过电池系统驱动涵道风扇以为飞行器提供推力，因此飞行过程中无任何污染物排放，环保效果好，另外，该电池系统为高能量密度电池系统，可降低使用成本，由于没有燃油及产生高温的部件，因此，可提高安全性能。

该飞行器的机身可设有前货仓、后货舱和客舱，能够适用于短程客运、公共交通(如空中出租车等)、灾区救援、紧急医疗、私人飞行等领域。

可选地，各所述主翼和所述前翼分别包括至少两个所述动力组。

可选地，各所述动力组还包括沿所述主翼或所述前翼的轴向设置的转轴，所述涵道风扇与所述转轴固定，且所述转轴能够在所述电机的驱动下转动。

可选地，各所述动力组的后侧均设有舵面。

可选地，所述机身的顶部还设有降落伞。

可选地，所述电池系统包括主电池系统和副电池系统。

可选地，所述驱动系统还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和发电机，所述发电机用于为各所述涵道风扇和所述电机供电。

可选地，所述前翼的高度小于所述主翼的高度。

可选地，所述主翼和所述前翼的展弦比不小于6。

可选地，所述机翼与所述机身之间的连接处平滑过渡。

可选地，所述机身、所述主翼和所述前翼的材质均为碳纤维复合材料。

附图说明

图1是本发明实施例所提供的飞行器的结构示意图；

图2是图1中动力组位于垂直状态时的结构示意图；

图3是图1中动力组位于水平状态时的结构示意图；

图4是图3的另一角度的示意图；

图5是电机可带动机翼转动时的动力组位于垂直状态时的结构示意图；

图6是电机可带动机翼转动时的动力组位于水平状态时的结构示意图；

图7是另一种机翼及动力组的结构示意图；

图8是降落伞展开时的飞行器的结构示意图。

附图1-8中，附图标记说明如下：

1-机身，11-前货舱，12-后货舱，13-客舱；2-主翼；3-前翼；4-动力组，41-涵道风扇，42-舵面；5-降落伞；6-主电池系统；7-副电池系统。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。

请参考图1-8，图1是本发明实施例所提供的飞行器的结构示意图；图2是图1中动力组位于垂直状态时的结构示意图；图3是图1中动力组位于水平状态时的结构示意图；图4是图3的另一角度的示意图；图5是电机可带动机翼转动时的动力组位于垂直状态时的结构示意图；图6是电机可带动机翼转动时的动力组位于水平状态时的结构示意图；图7是另一种机翼及动力组的结构示意图；图8是降落伞展开时的飞行器的结构示意图。

本发明实施例提供了一种可垂直起降的飞行器，如图1所示，该飞行器包括机身1、机翼和推进系统，其中，机翼包括两个对称设于机身1的两侧的前翼3和两个对称设于机身1的两侧的主翼2，前翼3位于主翼2的前侧；推进系统包括驱动系统和动力组4，各主翼2和前翼3分别设有动力组4，各动力组4分别包括至少四个涵道风扇41，驱动系统包括电池系统和与各动力组4相适配的电机，其中，电池系统用于为各涵道风扇41和电机供电，各动力组4均能够在电机的驱动下绕主翼2或前翼3的轴向转动。

也就是说，机身1的两个侧对称设有两个主翼2和两个前翼3，其中，各主翼2和各前翼3均安装有动力组4，各动力组4均由多个(至少四个)涵道风扇41组成，其中，主翼2的动力组4能够在电机的驱动下绕主翼2的轴向(长度方向)转动，前翼3的动力组4能够在电机的驱动下绕前翼3的轴向(长度方向)转动。

本实施例所提供的飞行器具有三种阶段，垂直起飞阶段、高效巡航阶段和垂直降落阶段，其中，垂直起飞阶段是指在起飞时，各动力组4均在电机的驱动下转动至垂直状态(即涵道风扇41的旋转轴与水平面垂直)，如图2所示，此时，动力组4以接近全功率状态为飞行器提供推力，使飞行器垂直起飞；当飞行器飞至预定高度时，动力组4在电机的驱动下逐步由垂直位置转至水平状态(即涵道风扇41的旋转轴与水平面平行)，如图3和图4所示，完成从垂直起飞到平飞的过渡，此时，飞行器进入高效巡航阶段，主翼2和前翼3的动力组4小功率巡航状态，飞行器升力由主翼2和前翼3提供，该飞行器相较于多轴飞行器来说可有效提高其飞行速度；垂直降落阶段是指飞行器在降落时，飞行器逐渐降低飞行速度，同时，主翼2和前翼3的动力组4在电机的作用下由水平状态转动至垂直状态，并以接近全功率状态工作为飞行器提供升力以实现垂直降落。

该飞行器在垂直起飞阶段，各动力组4为其提供升力需大于该飞行器的自身重力以实现上升，而在高效巡航阶段和垂直降落阶段，对于动力组4为飞行器所提供的升力的要求相对较小，因此，即便是在飞行过程中，个别涵道风扇41发生损坏等导致失效的情况，也能够保证该飞行器安全降落，或者在极端情况下，各动力组4均失效，该飞行器还可通过跑道降落，安全性能良好。

由于各动力组4的推力角度均可控，通过对动力组4的推力角度的控制，即可实现飞行器从一个状态自动平滑地过渡到另一个状态，有利于灵活的控制飞行状态，并且飞行器的自身稳定，安全性高。并且，该飞行器的纵向稳定是通过控制机翼左右两边动力组4的推力差异实现的、空中转向是由飞行器两侧的动力组4的差异化推力及主翼2、前翼3共同控制的，采用无尾翼设计，可有效减轻飞行器整体结构的重量。该飞行器可以像直升机一样低速垂直运动，通过涵道风扇41的推力方向变化实现空中旋转、进而实现精准定点降落。

两个主翼2和两个前翼3分别设有动力组4，即通过四组动力组4为飞行器提供推力，各动力组4包括至少四个涵道风扇41，即涵道风扇41的数量较多，其中，各涵道风扇41均为多叶片结构(本实施例中，各涵道风扇41的叶片至少为十片)，使得该动力组4的承载力强，相对于传统活塞发动机驱动螺旋桨推进的飞行器效率更高，动力组4分布于两个主翼2和两个前翼3的顶端后侧，使机翼升力系数更高，该飞行器能够实现垂直起降，无需跑道、扩大了该飞行器的适用范围和使用环境。同时，由于多涵道风扇41和多叶片的设置，使得该推进系统的震动较传统活塞发动机及螺旋桨要小很多，并且由于涵道风扇41转动时有涵道的包覆，风扇叶尖的涡流噪声也将大大降低的同时，地勤人员的安全性也将较传统螺旋桨飞行器高，另外，由于涵道风扇41位于机翼之上，机翼也对涵道风扇41噪音有遮蔽效果，可有效降低该飞行器在升降过程中的噪声。

另外，本实施例中，电池系统可以是燃料电池也可以是锂电池，在此不做具体限制，此时，飞行器是通过电池系统供电以提供其所需动力，因此飞行过程中无任何污染物排放，环保效果好，另外，该电池系统为高能量密度电池系统，可降低使用成本，由于没有产生高温的部件，因此，可提高安全性能。

该飞行器的机身1可设有前货仓11、后货舱12和客舱13，能够适用于短程客运、公共交通(如空中出租车等)、灾区救援、紧急医疗、私人飞行等领域。

在上述实施例中，各主翼2和前翼3分别包括至少两个动力组4。至少两组动力组4使得各动力组4互为冗余，即任一动力组4内的涵道风扇41故障均不影响整机的安全飞行，保证该飞行器运行的稳定性及安全性。

在上述实施例中，各动力组4还包括沿主翼2或前翼3的轴向设置的转轴，涵道风扇41与转轴固定，且转轴能够在电机的驱动下转动。当然，在本实施例中，还可以将机翼(包括主翼2和前翼3)设置为如图5和图6所示的结构，即机翼能够在电机的驱动下绕其轴向转动，而上述设置转轴相对于机翼转动的结构相对于机翼整体转动的结构方案来说，可减小电机的驱动力，降低对电机的负荷要求，且涵道风扇41转动的更为灵活。

另外，当主翼2和前翼3分别设有不止一组动力组4时，各动力组4分别设有转轴，方便实现各动力组4的单独驱动。

在上述实施例中，各动力组4的后侧均设有舵面42，如图4所示，电机带动动力组4转动时，舵面42也随之转动，以实现对各涵道风扇41的

MP1813381气流方向的精确控制。当然，在本实施例中，还可以将各动力组4设为分体式结构，如图7所示，并且各分体结构均通过一个与其对应的电机控制转动，以实现对气流方向的控制，而设置舵面42的方案能够简化整体结构，减少电机的数量，便于实现控制、经济性好。

在上述实施例中，如图1所示，机身1的顶部还设有降落伞5，该降落伞5设于机身1的顶部，在驱动系统完全故障的极端情况下，如图8所示，降落伞5可保证该飞行器安全降落，进而提高该飞行器的安全系数。

在上述实施例中，电池系统包括主电池系统6和副电池系统7，其中，主电池系统6和副电池系统7互为冗余，即主电池系统6在使用时，副电池系统7可以做为备用，能够保证该电池系统的整体续航能力，保证安全飞行的同时，便于实现远距离飞行。

在上述实施例中，驱动系统还包括燃油供电系统，其中，燃油供电系统包括燃油发动机和发电机，发电机用于为各所述涵道风扇41和所述电机供电.也就是说，本实施例中，该飞行器可以是纯电动驱动，即驱动系统仅包括电池系统的情况，也可以是混合动力驱动，即驱动系统包括电池系统和燃油供电系统的情况。通过混合动力驱动时，驱动系统包括电池系统和燃油系统，可提升驱动系统的续航能力，适于远航。具体可根据使用情况(如机身内的存储空间、航行距离等)进行设置。

在上述实施例中，前翼3的高度小于主翼2的高度，即该飞行器为机翼呈前低后高的串列翼布局飞行器，能够避开下洗气流的影响，避免前翼3和主翼2之间的交互作用。

在上述实施例中，主翼2和前翼3的展弦比均不小于6，也就是说，该飞行器采用展弦比较大的机翼，可减小飞行器在飞行过程中的阻力，降低动力要求，使得飞行器的结构强度和气动效率更高。当然，在本实施例中，机翼的展弦比也可以小于6，而在动力要求相同的情况下，使用展弦比较大的飞行器能够具有更大的机身1，进而具有更大的客舱13或货仓(包括前货仓11和后货舱12)的容积。

在上述实施例中，机身1、主翼2和前翼3的材质均为碳纤维复合材料，当然，机身1、主翼2和前翼3也可以选用玻璃纤维或其它材料以及多种材料混合使用均可，而以碳纤维复合材料为主可减轻该飞行器的整体结构重量的同时，提高有效载荷，即电能使用率高。

在上述实施例中，如图1所示，机翼与机身1之间无需发生相对转动，且机翼与机身1之间的连接处平滑过渡，提升了机翼与机身1之间的连接强度，减少连接对内部空间的影响，同时减少机翼与机身1之间的诱导阻力。

另外，对于机身1的结构设置以及电池系统等部件的设置位置并不做具体要求，本实施例中，该飞行器的机身1的外形延其轴线方向是均匀变化的，机身1的前段可以设有空调系统和电池热管理系统，机身1中段大部分空间是载荷区、机身1底部是主电池系统6，机身1尾部的后货舱12可以是行李舱、下部是副电池系统7，整个机身1是流线型设计减少飞行阻力。

以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (11)

1.一种可垂直起降的飞行器，其特征在于，包括机身(1)、机翼和推进系统；

所述机翼包括两个对称设于所述机身(1)的两侧的前翼(3)和两个对称设于所述机身(1)的两侧的主翼(2)，所述前翼(3)位于所述主翼(2)的前侧；

所述推进系统包括驱动系统和动力组(4)，各所述主翼(2)和所述前翼(3)分别设有所述动力组(4)，各所述动力组(4)分别包括至少四个涵道风扇(41)，所述驱动系统包括电池系统和与各所述动力组(4)相适配的电机，所述电池系统用于为各所述涵道风扇(41)和所述电机供电，各所述动力组(4)均能够在所述电机的驱动下绕所述主翼(2)或所述前翼(3)的轴向转动。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，各所述主翼(2)和所述前翼(3)分别包括至少两个所述动力组(4)。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，各所述动力组(4)还包括沿所述主翼(2)或所述前翼(3)的轴向设置的转轴，所述涵道风扇(41)与所述转轴固定，且所述转轴能够在所述电机的驱动下转动。

4.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，各所述动力组(4)的后侧均设有舵面(42)。

5.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述机身(1)的顶部还设有降落伞(5)。

6.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述电池系统包括主电池系统(6)和副电池系统(7)。

7.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述驱动系统还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和发电机，所述发电机用于为各所述涵道风扇(41)和所述电机供电。

8.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述前翼(3)的高度小于所述主翼(2)的高度。

9.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述主翼(2)和所述前翼(3)的展弦比不小于6。

10.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述机翼与所述机身(1)之间的连接处平滑过渡。

11.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述机身(1)、所述主翼(2)和所述前翼(3)的材质均为碳纤维复合材料。