CN108791876B - 一种可以垂直起飞和降落的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种可以垂直起飞和降落(“垂直起降”)的飞行器，其具有混合动力或电驱动系统，用于将人或货物从一点运输到另一点，而不必需要机场跑道。一种可以垂直起飞和降落的飞行器1，包括机身2和一些可延伸的机翼3，分列机身2两侧。机身2包含驾驶舱4，驾驶舱4具有符合空气动力学设计的外形并且延伸到两个构件5，两者之间由开口6隔开。飞行器1使用模块化推进系统7，推进系统7包含两组多个螺旋桨推进器8，其可旋转地安装在机翼3前部的驾驶舱4上，分列机身2两侧。还有另一组多螺旋桨推进器9位于开口6中，其可旋转地安装在两个构件5之间。

Description

一种可以垂直起飞和降落的飞行器

相关申请的交叉引用

本申请要求2016年9月27日提交的罗马尼亚临时申请A/00676/2016的权益，并通过引用整体合并于此。

技术领域

本发明提供一种可以垂直起飞和降落(“垂直起降”)的飞行器，其具有混合动力或电驱动系统，用于将人或货物从一点运输到另一点，而不必需要机场跑道。

背景技术

垂直起降飞行器结合了直升机垂直飞行的能力，以及传统(固定翼)飞行器高速向前行驶时的高效率。此前虽然提出过一些解决方案，但还没有取得重大进展。

Aurora Flight Sciences(极光飞行科学公司)采用了一项创新的解决方案，该解决方案提出使用一些电动的涵道风扇，位于主翼和鸭翼(前翼)上。这种解决方案的缺点在于，重型机翼主要靠非常复杂和笨重的机制起作用。另一方面，这种机翼不能折叠，飞行器的占地面积很大。这限制了飞行器在市区的使用，停机坪也必须有一个很大的面积。这种推进和驱动形式无法在非常大的飞行器上使用。

德国Lilium GMBH公司提出了类似的解决方案，但具有相同的缺点。

因此，有必要使用高效的推进系统来运行垂直起降(VTOL)飞行器，可以方便地进行操作和控制，并且具有较小的占地面积以便于在城市环境中操作和运行。

发明内容

在一个实例中，垂直起降飞行器包含一个模块化推进系统。该系统包括三组多个螺旋桨推进器，一组位于飞行器前部，分别沿着飞行器中线布置，另外两组位于飞行器后部，在机身两侧。每组多个螺旋桨推进器包括至少两个连接在一起的涵道风扇，沿着飞行器的中线重合或平行的主轴线上布置。多个螺旋桨推进器可以绕轴线旋转，分别安装于垂直主轴线的方向。多个螺旋桨推进器的位置可以根据飞行阶段，通过旋转来改变。飞行器机身被分成两个半机体，并由具有一定厚度和符合空气动力学原理的形状的桥接器连接。前部的多螺旋桨推进器可旋转地安装在两个半机体之间。对于向前飞行来说，飞行器使用两个固定在机身中部区域的主翼来提供升力。每个主翼包括一个固定在机身的机翼，以及一个可移动的机翼，其可以缩回到固定机翼的内部，或者可以从固定机翼中伸展出来。在飞行器后方，有一个水平的稳定器，它是由两个垂直的稳定器来固定的，而这两个垂直的稳定器则由半机身来支撑。

在第二个实例中，飞行器包括一个模块化的推进系统，该系统包括三组多个螺旋桨推进器，两组位于飞行器前方，分列在机身两侧，另一组位于飞行器的后部，沿着飞行器的中线布置。后部多个螺旋桨推进器安装在与机身相连的两个部件之间。

所描述的实例为垂直起降飞行器提供了一种安全、安静、高效、易于控制、高度紧凑的构型，即使在城市环境中，也能够完成垂直起飞降落以及转换到向前飞行。

附图说明

图1是两组多螺旋桨推进器位于飞行器前部，一组位于飞行器后部类型的垂直起降飞行器的轴测图

图2是图1所示的飞行器的垂直剖面图

图3是图1中所示飞行器的后视图

图4是图1所示的飞行器在多个螺旋桨推进器处于转换位置时的轴测图

图5是图1所示的飞行器的多个螺旋桨推进器在其向前飞行时所处位置的轴测图

图6是简化的一组多螺旋桨推进器的部分截面图

图7是每个涵道有两个转子的多螺旋桨推进器的部分截面图

图8是在两个同心涵道中工作的两个转子的多螺旋桨推进器的部分截面图

图9是两组多螺旋桨推进器位于飞行器后部，一组位于飞行器前部类型的垂直起降飞行器在垂直起飞时候的轴测图

图10是图9中所示的飞行器的垂直截面图

图11是图9中所示的飞行器在多个螺旋桨推进器处于转换位置时的轴测图

图12是图9中所示的飞行器在多个螺旋桨推进器处于向前飞行时的位置的轴测图

图13是混合动力推进图

具体实施方式

在第一个实例中，具有垂直起飞和降落的飞行器1，包括机身2和一些可延展的机翼3，位于机身2两侧，如图1、2、3、4所示。机身2包含驾驶舱4，其具有符合空气动力学的形状并且延伸到两个部件5，中间隔了一个开口6。飞行器1使用模块化的推进系统7，其包含两组多个螺旋桨推进器8，其可旋转地安装在前部机翼3的驾驶舱4上，位列机身2两侧，另一组多螺旋桨推进器9位于开口6中，并且可旋转地安装在两个构件5之间。在驾驶舱4的后侧，使用斜面10和11，它们在多个螺旋桨推进器9的前部的某处相交。向前飞行时，斜面10和11引导空气流通过多个螺旋桨推进器9。每组多个螺旋桨推进器8或9具有平行于飞行器1的中线的主轴。在每组多螺旋桨推进器8的中间区域中，固定着一个可以与多个螺旋桨推进器8一起旋转的轴12。在多个螺旋桨推进器9的中间区域中固定着两个轴13，可以与多个螺旋桨推进器9一起旋转。轴12或13可通过一些执行器(未示出)起作用。在每组多个螺旋桨8或9的前部，通过支架15固定着轮子14。每个机翼3包含一个固定的部件16，和可移动的部件17，该部件可以缩回到固定部件16里面。飞行器1的后部，有两个垂直稳定器18固定在构件5上，这两个稳定器支撑一个倒置的水平稳定器19。在与多个螺旋桨推进器8对齐的在机身2上可旋转地安装着两个翼片20。在多个螺旋桨推进器9的后部，并排可旋转地在构件5上安装两个翼片20和21。翼片20和21通过执行器(未示出)起作用。在操作中，在从有限的空间起飞时，翼3的可移动部件17缩回到固定部分16的内部，以便飞行器1(图1)有最小化的占地面积。与此同时，多个螺旋桨推进器8和9处于水平位置，而且它们的空气流矢量向下。当飞行器1到达某个适应高度时，移动部件17被延伸到它们的最大长度，以准备在前进飞行中获得最大气动升力。在从垂直提升到向前飞行的过渡中，多个螺旋桨推进器8和9以倾斜的位置起作用，该倾斜位置开始将飞行器1推向向前飞行(图4)。随着飞行器1的水平速度的增加，升力开始仅由翼3提供，在水平稳定器19的帮助下。当飞行器1到接近巡航速度时，多个螺旋桨推进器8和9到达垂直位置并且空气流变成水平导向(图5)。在着陆时，这个过程是相反的。飞行器控制是通过改变多个螺旋桨推进器8和9所含的转子的速度来实现的。为了使飞行器1有利地(旋转)或者在起飞或着陆时补偿侧风，可以使用翼片20和21的倾斜在一定程度上改变气流方向。在高速下，通过改变多个螺旋桨推进器8和9所包含的转子的速度，或者让多个螺旋桨推进器8和9的倾斜程度不同来实现对飞行器的控制。在模块化推进系统7部分故障的情况下，飞行器1可以在固定翼3的帮助下作为固定翼飞行器滑行，并且可以使用轮子14在机场跑道上着陆。另一方面，飞行器1由于其机身2的自然浮力可以从水中起飞和降落。多个螺旋桨推进器8或9包含多个转子41，每个转子41如图6所述各自在涵道42内旋转。每个转子41由电机43起作用，优选是无刷电机。电机43使用一些托架44悬挂在涵道42中。涵道42壁的横截面是符合空气动力学的形状。涵道44彼此相切并且一起形成涵道墙45。涵道内的转子41与主轴对齐。

在另一个变型中，具有类似的结构，多个螺旋桨推进器50包含多个涵道51，如图7所示。在每个涵道51中分别工作着两个反向转动的转子52和53。转子52在电机54的作用下旋转，转子53在电机55的作用下旋转。涵道51彼此相切并且一起形成涵道墙56。通过涵道51的空气流由于转子52和53的存在而增强。

在第三个变型中，多个螺旋桨推进器60包含多个涵道61，如图8所示。每个涵道61的内部都有一个工作在涵道61下部的转子62。转子62在电机63的作用下旋转。每个涵道61通过另一个涵道64内部的一些支架65固定，与涵道61同心。涵道64的壁的是符合空气动力学的形状。涵道64彼此相切并且一起形成涵道墙66。每个涵道64内部，有一个在电机68作用下旋转的转子67。电机68可以与电机63固定，并通过一些支架69来固定在一起。转子62和67旋转方向相反的。通过涵道61的空气流分别由于转子62和67的安装而增加。另一方面，涵道64内的转子67产生旁路空气流，与在涵道61中产生的空气流平行。

多个螺旋桨推进器50和60分别可以产生高功率密度，分别用于多个螺旋桨推进器8和9中。

在第二实例中，垂直起降的飞行器80包括一个机身81，两个半机体82，如图9、10、11和12所示。两个半机体82是通过桥接器83联接，具有符合空气动力学的外形。在飞行器80上固定有一些翼片84，其可伸展，位于机身81两侧。飞行器80使用模块化推进系统85，其包含多个螺旋桨推进器86，可旋转地安装在飞行器80前部的两个半机体82之间，位于飞行器80后部的其他多个螺旋桨推进器87分别可旋转地安装在机身81的两侧，分别在机翼84的后面。在多个螺旋桨推进器86的中间区域中固定有两个轴88，其可以与多个螺旋桨推进器86一起旋转。在每组多个螺旋桨推进器87的中间区域中固定有一个轴89，其可以与多个螺旋桨推进器87一起旋转。轴88或89可通过一些执行器(未示出)起作用。在每组多个螺旋桨推进器86或87的前部通过支架91固定一个轮子90。每个机翼94包含固定部分92和可以缩回固定部分92内部的可移动部分93。在飞行器80后部，固定在半机体82上，有两个垂直稳定器94，他们共同支撑水平稳定器95。与多个螺旋桨推进器86对齐，并分列两侧的是两个翼片97，可转动的安装在机身81上。在多个螺旋桨推进器87的后部，是可旋转地安装在半机体82上的两个翼片97。翼片97和98通过执行器(未示出)起作用。在操作中，在从有限的空间起飞时，机翼84的移动部件93缩回到固定部分92的内部，以便使飞行器80的占地面积最小化(图9)。与此同时，多个螺旋桨推进器86和87处于水平位置，并且它们的空气流动矢量向下。当飞行器80到达某个适应高度时，可移动的部件93被延伸到其最大长度以备在前进飞行中获得最大的空气动力学升力。在从垂直提升到向前飞行的过渡中，多个螺旋桨推进器86和87作用在倾斜位置，开始推动飞行器80向前飞行(图11)。随着飞行器80的水平速度的增加，升力开始仅由机翼84在水平稳定器95的帮助下实现。当飞行器80接近巡航速度时，多个螺旋桨推进器86和87到达垂直位置并且空气向变成水平导向(图12)。降落的时候，这个过程是相反的。飞行器的控制是通过改变由多个螺旋桨推进器86和87所含的转子的速度来实现的。为了有利地(旋转)飞行器80或者在起飞或降落时补偿侧风，翼片97和98可以倾斜以在一定程度上改变气流方向。在高速下，通过改变多个螺旋桨推进器86和87所包含的转子的速度来控制飞行器80，或者让多个螺旋桨推进器87和86的倾斜程度不同。在模块化推进系统85部分故障的情况下，飞行器80可以凭借机翼84作为固定翼飞行器而滑行，并且可以使用轮子90降落在机场跑道上。另一方面，由于机身81的自然浮力，飞行器80可以从水中起飞和降落。

飞行器1和80，可以具有较小的尺寸，在这种情况下可用作无人机。当用于运输人员或货物时可以具有中等尺寸，或者是大型和超大尺寸，在这种情况下可以用于提升重载或其他用途。

在飞行器1或80具有大尺寸的情况下，机身2或81可以填充比空气更轻的气体，比如氦气。气体可以部分或全部地补偿飞行器1或80的重量。具有更大尺寸的飞行器1或80可以在其上表面上使用一些太阳能电池，可以部分地产生用于推进的必要能量。

多个螺旋桨推进器50和60可以产生高功率密度，可以用于多个螺旋桨推进器86和87中。

所有公开的模块化推进系统可以使用如图13所示的冗余型的混合动力单元110。混合动力单元110向三组电机M1-1，M1-2，...，M1-nM2-1；M2-2，...，M2-n；以及M3-1，M3-2，...，M3-n提供电能，每组对应于多个螺旋桨推进器。混合动力单元110可以通过燃料电池111单独或与电池112一起工作来提供推进器所需的电能。燃料电池111将产生的能量传递到控制器113。

控制器113将调节的电能给到电池112，或者直接给到分配器114。分配器114分别为电动机M1-1，M1-2，...，M1-n；M2-1，M2-2，...，M3-1，M3-2，...以及M3-n...分配必要的电能，并必要的考虑到飞行员的命令。混合动力单元110是冗余的，可以在仅由燃料电池111输送能量或仅由电池112输送的能量或使用两个能量源一起工作。由于混合动力单元110的构型，此前描述的飞行器可以安全地运行，即使在一个或几个电机损坏的情况下。燃料电池111的供给来自罐115，通过转换器116将来自罐115的燃料转换为氢气和其他残留物质。这些残留物质排放到大气中。电池112的能量可以由覆盖飞行器1或80的外表面的一些太阳能电池117产生的能量补充。在运行期间，如果飞行器1或80的速度降低(减速)，电机M1-1，M1-2，...；M1-n，M2-1，M2-2，...，M2-n以及M3-1，M3-2，...，M3-n的一部分或者甚至全部都可以作为涡轮交流发电机工作，并且产生的能量被用来对电池112充电。

在另一个变型中，燃料电池111可以直接供应氢气，从而消除转换器116。

任何可能的来自己发布的解决方案的组合都可以被认为是描述和权利要求的一部分。

Claims (9)

1.一种能够垂直起飞和降落的飞行器，包含多个电动涵道风扇，使用模块化推进系统，包括三组多螺旋桨推进器，每组多螺旋桨推进器具有多个线性排布的螺旋桨，所述模块化推进系统包括位于飞行器前部的一组多螺旋桨推进器和位于飞行器后部的两组多螺旋桨推进器，其特征在于，飞行器包括机身，被分成两个半机体，两个半机体彼此由桥接器相连，半机体的横截面为符合空气动力学的形状，在飞行器上固定着可延伸的机翼，分列机身两旁，并且每个机翼包含固定部分和可缩进固定部分的可移动部分，在飞行器的后部，有两个垂直稳定器固定在半机体上，两个垂直稳定器共同支撑水平稳定器；位于飞行器前部的一组多螺旋桨推进器可旋转地安装在飞行器前部的两个半机体之间，位于飞行器后部的两组多螺旋桨推进器可旋转地分别安装在机身两侧，在机翼的后面；在位于飞行器前部的一组多螺旋桨推进器的中间区域是固定的两个第一轴，其与该组多螺旋桨推进器一起旋转，在位于飞行器后部的每组多螺旋桨推进器的中间区域中是固定的一个能够与该组多螺旋桨推进器一起旋转的第二轴；第一轴和第二轴通过执行器起作用；在每组多螺旋桨推进器的前部，通过支架固定着一个轮子，两个翼片与位于飞行器前部的一组多螺旋桨推进器对齐，并且分别可转动地安装在机身两侧，在位于飞行器后部的多螺旋桨推进器的后部，两个翼片可旋转地安装在半机体两侧，所有翼片通过执行器起作用。

2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在操作中，在从有限的空间起飞时，机翼的可移动部分缩回在固定部分的内部，使得飞行器的占地面积最小化，同时每组多螺旋桨推进器均处于水平位置，并且其空气流导向向下；当飞行器到达某个适应高度时，可移动部分延伸到其最大长度，以准备在前进飞行中获得最大气动升力，在从垂直提升到向前飞行的过渡中，每组多螺旋桨推进器均以倾斜的位置起作用，推动飞行器向前，倾斜的角度和飞行器水平速度的增加成比例，直到升力在水平稳定器帮助下仅由机翼获得；当飞行器接近巡航速度时，每组多螺旋桨推进器均到达垂直位置，空气流水平导向，同时机翼和水平稳定器完全保持飞行器状态。

3.如权利要求2所述的飞行器，其特征在于，在低速和靠近地面的操作中，通过分别使用翼片来实现对飞行器的控制，通过对翼片的导向来消除侧风的影响或让飞行器绕垂直轴旋转；在高速运行时，通过改变每组多螺旋桨推进器的倾斜角度以及作用于螺旋桨的电机的转速来对飞行器进行控制，在模块化推进系统部分故障的情况下，飞行器能够借助于机翼作为固定翼飞行器滑行，并且能够使用轮子降落在机场跑道上，飞行器由于其机身的自然浮力而能够从水中起飞和降落。

4.一种能够垂直起飞和降落的飞行器，包含：多个电动涵道风扇，使用模块化推进系统，包括三组多个线性排布的螺旋桨推进器；两组多螺旋桨推进器位于飞行器的前部，并且一组多螺旋桨推进器位于飞行器的后部；所述飞行器具有机身和分列在机身两侧的可伸缩的机翼，机体包含驾驶舱，其具有符合空气动力学的外形并且延伸为两个部件，中间用开口隔开，每个机翼包含固定部分以及能够收缩到固定部分之内的可移动部分；在飞行器的后部，有两个垂直稳定器固定在所述部件上，其支撑着倒置型的水平稳定器；两组多螺旋桨推进器可旋转地安装在驾驶舱上机翼的前部，分列机身两侧，位于飞行器的后部的一组多螺旋桨推进器位于所述开口中，并且可旋转地安装在两个部件之间，每组多螺旋桨推进器具有与飞行器的纵向中间面平行的主轴线，在机身前部的两组多螺旋桨推进器的中部固定有能够与多螺旋桨推进器一起旋转的第一轴，在飞行器后部的一组多螺旋桨推进器的中部是固定的两个第二轴，其能够与该组多螺旋桨推进器一起旋转，并且第一轴和第二轴通过一些执行器起作用，在每组多螺旋桨推进器的前部通过支架固定着轮子，在位于飞行器的前部的多螺旋桨推进器的后部，两个翼片沿着多螺旋桨推进器可旋转地安装在机身上，在位于飞行器的后部的多螺旋桨推进器的后部，分列着两个翼片，可旋转地安装在部件上，并且所有翼片通过执行器起作用；在操作中，在从有限的空间起飞时，机翼的可移动部分缩回到固定部分的内部，以使飞行器的占地面积最小化，同时每组多螺旋桨推进器处于水平位置，并且其空气流向矢量向下，当飞行器到达某个适应高度时，可移动部分延伸到其最大长度以准备在前进飞行中获得最大气动升力，在从垂直提升到向前飞行的过渡中，每组多螺旋桨推进器作用在倾斜的位置，其开始推动飞行器向前飞行，随着飞行器的水平速度的增加，升力开始仅通过机翼来实现，在水平稳定器的帮助下，当飞行器接近巡航速度时，每组多螺旋桨推进器到达垂直位置，气流水平导向，同时机翼和水平稳定器维持飞行器状态。

5.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，在低速和靠近地面的运行中，通过分别使用翼片来实现对飞行器的控制，通过对翼片的导向来消除侧风的影响或让飞行器绕垂直轴旋转；在高速运行时，通过改变每组多螺旋桨推进器的倾斜角度以及作用于螺旋桨的电机的转速来实现对飞行器控制，在模块化推进系统的部分故障的情况下，飞行器能够在机翼的帮助下作为固定翼飞行器滑行，并且能够使用轮子降落在机场跑道上，而且飞行器由于其机身的自然浮力能够从水中起飞和降落。

6.如权利要求5所述的飞行器，其特征在于，在飞行器具有较大或非常大的尺寸的情况下，机身填充比空气更轻的气体，具体为氦气，气体能够部分地或完全地补偿飞行器的重量，通过增大体积，飞行器能够在其上表面上使用一些能够部分产生推进所需能量的太阳能电池。

7.一种应用于权利要求1或权利要求4所述飞行器的模块化推进系统，其中：模块化推进系统使用冗余型混合动力单元，该混合动力单元向三组电机M1-1，M1-2，...，M1-n；M2-1，M2-2，...，M2-n以及M3-1，M3-2，...，M3-n提供电能，每组电机对应多个螺旋桨推进器；混合动力单元是冗余的，并且能够通过燃料电池单独或与可充电电池一起工作提供用于推进所需的电能，燃料电池将产生的能量传递到控制器，控制器将调节的电能传送递到可充电电池或直接传递到分配器；分配器分别为电机M1-1，M1-2，...，M1-n和M2-1，M2-2，...，M2-n以及M3-1，M3-2，...，M3-n分配必要的电能，并且会考虑到飞行员的要求；并且由于混合动力单元的构型，即使一个或几个电机损坏，所述飞行器仍可以安全地运行；在运行中，如果所述飞行器在减速，则电机M1-1，M1-2，...，M1-n和M2-1，M2-2，...，M2-n以及M3-1，M3-2，...，M3-n的一部分甚至全部都可以作为涡轮交流发电机运行，并且产生和恢复的能量被传输给可充电电池充电。

8.如权利要求7所述的系统，其中所述燃料电池是通过罐供应的，通过转换器将来自罐的燃料转换为氢气和其它残余物质，残余物质排放到大气中。

9.如权利要求7所述的系统，其中所述燃料电池直接由氢罐供应。

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