CN109131867A - 飞行器 - Google Patents

飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN109131867A
CN109131867A CN201810787530.3A CN201810787530A CN109131867A CN 109131867 A CN109131867 A CN 109131867A CN 201810787530 A CN201810787530 A CN 201810787530A CN 109131867 A CN109131867 A CN 109131867A
Authority
CN
China
Prior art keywords
power
power device
tilting drive
fuselage
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810787530.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109131867B (zh
Inventor
饶大林
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenzhen Douyun Intelligent Technology Co Ltd
Original Assignee
Shenzhen Douyun Intelligent Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenzhen Douyun Intelligent Technology Co Ltd filed Critical Shenzhen Douyun Intelligent Technology Co Ltd
Priority to CN201810787530.3A priority Critical patent/CN109131867B/zh
Publication of CN109131867A publication Critical patent/CN109131867A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109131867B publication Critical patent/CN109131867B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/26—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft characterised by provision of fixed wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/28—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with forward-propulsion propellers pivotable to act as lifting rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明实施例公开了一种飞行器，用于可进行飞行模式的切换。本发明实施例的飞行器包括左机身、右机身、和中翼，左机身的一侧设有左翼，左机身的尾部设有左垂尾，左机身上设有左前动力倾转驱动装置，左前动力倾转驱动装置上设有左前动力装置，左垂尾上设有左后动力倾转驱动装置，左后动力倾转驱动装置上设有左后动力装置；右机身的一侧设有右翼，右机身的尾部设有右垂尾，右机身上设有右前动力倾转驱动装置，右前动力倾转驱动装置上设有右前动力装置，右垂尾上设有右后动力倾转驱动装置，右后动力倾转驱动装置上设有右后动力装置；动力倾转驱动装置用于驱动动力装置倾转。这样，飞行器具有多种可用的飞行模式，在使用过程中实现飞行模式的切换。

Description

飞行器
技术领域
本发明涉及飞行器械领域，尤其涉及一种飞行器。
背景技术
飞行器具有多种类型，例如有地效飞行器、倾转旋翼飞行器等，不同类型的飞行器具有不同的特点。
例如，地效飞行器是一种利用翼地效应飞行的飞行器。地效飞行器有以下优点：(1)当飞行器贴近水面、冰面或平坦陆面(统称支撑面)飞行时，飞行器的机翼和支撑面之间形成高压气垫，可大幅度提升飞行器的升阻比(升力系数升高，诱导阻力减小)，从而使飞行器具有更高气动效率和更大的载重能力；(2)地效飞行器可在极低高度飞行，因此还具有较高的飞行安全性；(3)由于载重能力强、安全性高，因此运营成本较低；(4)地效飞行器能当作船舶使用，但比普通船舶具有更高的航行速度；(5)由于飞行高度低，因此不易被雷达探测，隐蔽性较好。C类地效飞行器是能够在长期在地效区外自由飞行，且飞行高度超出国际航空组织(ICAO)规定的最小安全高度的地效飞行器。C类地效飞行器虽然能在陆地上降落，但他和常规固定翼飞行器一样，需要跑道，因此其使用灵活性不如旋翼类飞行器，使用场景受到一定限制。
倾转旋翼飞行器是可垂直起降固定翼飞行器的一种，是一种将固定翼飞行器和多旋翼飞行器融为一体的飞行器，装有可在水平位置与垂直位置之间转动的旋翼倾转系统组件，当飞行器垂直起飞或着陆时，旋翼轴垂直于地面，当飞行器巡航飞行时，旋翼轴平行于地面。倾转旋翼飞行器的优点在于：(1)起飞降落不需要跑道，环境适应性较强；(2)由于采用固定翼模式巡航，比纯多旋翼飞行器或直升机有更大的续航能力；(3)起飞降落不需跑道。目前世界上最具代表性的倾转旋翼飞行器是V22“鱼鹰”，它的续航能力能达到普通直升机的近10倍，但是其旋翼系统过载能力仅为1.4，远小于直升机的3.5，因此机动能力较差；此外，V22的发动机和旋翼倾转系统组件安装于翼梢，需要机翼付出巨大的结构重量代价。国内已开始出现具有四旋翼的微型/轻型倾转旋翼飞行器，飞行稳定性在理论上有所提升，但仅仅是多旋翼飞行器和固定翼飞行器的机械式结合，需要单独的动力设备安装结构。而且，在固定翼巡航状态下，如果四个动力装置同时工作的话，需要变距结构才能保证四个动力装置具有较高的效率，常用的做法是不采用变距结构，而使后置的两个动力装置停止工作成为“死重”，因此续航能力较低。
发明内容
针对上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞行器，用于可进行飞行模式的切换。
本发明实施例的第一方面提供一种飞行器，包括：
左机身，右机身，和设置在所述左机身和所述右机身之间的中翼，
所述左机身远离所述中翼的一侧设有左翼，所述左机身的尾部设有左垂尾，所述左机身上设有左前动力倾转驱动装置，所述左前动力倾转驱动装置上设有左前动力装置，所述左垂尾上设有左后动力倾转驱动装置，所述左后动力倾转驱动装置上设有左后动力装置；
所述右机身远离所述中翼的一侧设有右翼，所述右机身的尾部设有右垂尾，所述右机身上设有右前动力倾转驱动装置，所述右前动力倾转驱动装置上设有右前动力装置，所述右垂尾上设有右后动力倾转驱动装置，所述右后动力倾转驱动装置上设有右后动力装置；
所述左前动力倾转驱动装置用于驱动所述左前动力装置倾转；
所述左后动力倾转驱动装置用于驱动所述左后动力装置倾转；
所述右前动力倾转驱动装置用于驱动所述右前动力装置倾转；
所述右后动力倾转驱动装置用于驱动所述右后动力装置倾转。
可选地，所述左前动力装置、所述左后动力装置、所述右前动力装置、和所述右后动力装置能分别在第一方向和第二方向之间倾转，所述第一方向为平行于机身且指向飞行器前方的方向，所述第一方向和所述第二方向之间的夹角大于90°。
可选地，所述左前动力倾转驱动装置设置在所述左机身的头部；
所述左后动力倾转驱动装置设置在所述左垂尾的顶端前缘；
所述右前动力倾转驱动装置设置在所述右机身的头部；
所述右后动力倾转驱动装置设置在所述右垂尾的顶端前缘。
可选地，所述飞行器为地效翼飞行器，所述中翼的展弦比范围为0.3～2；
所述中翼的长度与所述左机身或所述右机身的长度的比值为0.3～0.8。
可选地，所述飞行器为地效翼飞行器，所述左机身和所述右机身的腹部为船体结构。
可选地，所述左翼的翼梢下方和所述右翼的翼梢下方对称地设置有挡板。
可选地，所述左前动力倾转驱动装置和所述右前动力倾转驱动装置用于驱动所述左前动力装置和所述右前动力装置进行差动；
所述左后动力倾转驱动装置和所述右后动力倾转驱动装置用于驱动所述左后动力装置和所述右后动力装置进行差动。
可选地，所述左前动力装置、所述左后动力装置、所述右前动力装置和所述右后动力装置分别为可变距螺旋桨。
可选地，所述飞行器为地效翼飞行器，所述左前动力装置和所述右前动力装置为涵道式螺旋桨。
可选地，所述飞行器为无人驾驶飞行器。
本发明实施例提供的技术方案中，飞行器包括左机身，右机身，和设置在左机身和右机身之间的中翼。左机身远离中翼的一侧设有左翼，左机身的尾部设有左垂尾，左机身上设有左前动力倾转驱动装置，左前动力倾转驱动装置上设有左前动力装置，左垂尾上设有左后动力倾转驱动装置，左后动力倾转驱动装置上设有左后动力装置；右机身远离中翼的一侧设有右翼，右机身的尾部设有右垂尾，右机身上设有右前动力倾转驱动装置，右前动力倾转驱动装置上设有右前动力装置，右垂尾上设有右后动力倾转驱动装置，右后动力倾转驱动装置上设有右后动力装置；左前动力倾转驱动装置用于驱动左前动力装置倾转；左后动力倾转驱动装置用于驱动左后动力装置倾转；右前动力倾转驱动装置用于驱动右前动力装置倾转；右后动力倾转驱动装置用于驱动右后动力装置倾转。因此相对于现有技术，本发明实施例的飞行器通过左前动力倾转驱动装置、左后动力倾转驱动装置、右前动力倾转驱动装置、右后动力倾转驱动装置可分别驱动左前动力装置、左后动力装置、右前动力装置、和右后动力装置倾转，从而改变飞行器的动力装置的推力方向，使得飞行器具有多种可用的飞行模式，在使用过程中可实现飞行模式的切换。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种飞行器的示意图；
图2为图1所示飞行器的多旋翼模式示意图；
图3为图1所示飞行器的多旋翼模式动力装置差动控制示意图；
图4为图1所示飞行器的固定翼模式示意图；
图5为图1所示飞行器的地效翼模式示意图；
图6为图1所示飞行器的一飞行过程示意图；
图7为图1所示飞行器的另一飞行过程示意图；
图8为图1所示飞行器的另一飞行过程示意图。
其中，11、左机身；12、左翼；13、左垂尾；14、左前动力倾转驱动装置；15、左前动力装置；16、左后动力倾转驱动装置；17、左后动力装置；21、右机身；22、右翼；23、右垂尾；24、右前动力倾转驱动装置；25、右前动力装置；26、右后动力倾转驱动装置；27、右后动力装置；3、中翼；4、挡板。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，本发明实施例提供了一种飞行器。本发明实施例的飞行器例如可以为无人驾驶飞行器，例如为可垂直起降的C类地效飞行器。
在本发明实施例中，飞行器包括左机身11，右机身21，和设置在左机身11和右机身21之间的中翼3。其中，左机身11和右机身21可左右对称设置。左机身11和右机身21结构可相同。中翼3两端可分别连接左机身11和右机身21。
本发明在飞行器为地效翼飞行器的实施例中，左机身11和右机身21的腹部为船体结构，以使飞行器可在水面滑行，使飞行器具备了三栖能力。
其中，左机身11远离中翼3的一侧设有左翼12，左机身11的尾部设有左垂尾13，左机身11上设有左前动力倾转驱动装置14，左前动力倾转驱动装置14上设有左前动力装置15，左垂尾13上设有左后动力倾转驱动装置16，左后动力倾转驱动装置16上设有左后动力装置17。右机身21远离中翼3的一侧设有右翼22，右机身21的尾部设有右垂尾23，右机身21上设有右前动力倾转驱动装置24，右前动力倾转驱动装置24上设有右前动力装置25，右垂尾23上设有右后动力倾转驱动装置26，右后动力倾转驱动装置26上设有右后动力装置27。在本发明实施例中，各个动力装置可为飞行器提供飞行的动力。这些动力装置可以为螺旋桨等结构。各个倾转驱动装置可用于驱动动力装置倾转。
例如，左前动力装置15、左后动力装置17、右前动力装置25和右后动力装置27分别为可变距螺旋桨。这样，飞行器在不同的模式下采用最优的螺旋桨螺距，从而使飞行器具有较高的气动效率，提高航时航程和运载能力。
可选地，在飞行器为地效翼飞行器时，左前动力装置15和右前动力装置25为涵道式螺旋桨。采用涵道式螺旋桨一方面能提高螺旋桨的气动效率，另一方面能起到保护螺旋桨的作用，尤其在飞行器以地效翼模式在水面、冰面或平坦陆地上飞行时，防止异物撞击动力装置。
在一具体示例中，左前动力倾转驱动装置14设置在左机身11的头部，左后动力倾转驱动装置16设置在左垂尾13的顶端前缘。右前动力倾转驱动装置24设置在右机身21的头部，右后动力倾转驱动装置26设置在右垂尾23的顶端前缘。从而，通过各个动力倾转驱动装置的连接，左前动力装置15位于左机身11的头部，左后动力装置17位于左垂尾13的顶端前缘，右前动力装置25位于右机身21的头部，右后动力装置27位于右垂尾23的顶端前缘。这样，通过将飞行器重心前部的左前动力装置15和右前动力装置25分别设置在左机身11和右机身21的头部，一方面利用了机身强度较高的优势，为飞行器减重简化结构，另一方面，在地效翼模式时，左前动力装置15和右前动力装置25的拉力线朝斜前方，拉力线穿过机翼下方。从而，在地效翼模式时，不仅提供了前拉动力，还使其动力装置的滑流有一部分流向中翼3的下方，也有一部分流向左翼12和右翼22的下方，使三段机翼下方均有稳定充足的压缩气垫，提高升力系数、减小诱导阻力，提升整个飞行器的气动性能。而左后动力装置17和右后动力装置27分别设置于左垂尾13和右垂尾23顶端前缘，这样，既可以简化结构，也可以避免动力装置倾转时与其他结构干涉。
可选地，左翼12的翼梢下方和右翼22的翼梢下方对称地设置有挡板4。这样，当飞行器以地效翼模式飞行时，能阻挡左翼12和右翼22下方气流的扩散，加速形成压缩气垫，提高升力系数、减小诱导阻力，而当飞行器以固定翼模式飞行时，也具有减小诱导阻力的作用。
例如，如图1所示，左机身11左侧设有左翼12，右机身21右侧设有右翼22，左翼12翼梢下方设有挡板4，右翼22翼梢下方设有挡板4，两挡板4对称设置。在左机身11尾部设置有左垂尾13，在右机身21尾部设置有右垂尾23。通过各个动力倾转驱动装置的连接，在左机身11头部设置有左前动力装置15，在右机身21头部设置有右前动力装置25，在左垂尾13顶端前缘设置有左后动力装置17，在右垂尾23顶端前缘设置有右后动力装置27。
在本发明实施例中，左前动力倾转驱动装置14用于驱动左前动力装置15倾转，左后动力倾转驱动装置16用于驱动左后动力装置17倾转，右前动力倾转驱动装置24用于驱动右前动力装置25倾转，右后动力倾转驱动装置26用于驱动右后动力装置27倾转。这样，各个动力装置在动力倾转驱动装置的驱动下，有不同的倾转角度，从而使得飞行器具有多种飞行模式。
在本发明实施例中，左前动力倾转驱动装置14、左后动力倾转驱动装置16、右前动力倾转驱动装置24、以及右后动力倾转驱动装置26这些动力倾转驱动装置有多种结构。例如，这些倾转驱动装置是一个闭环的机电控制系统，可包括控制电路、电机、减速传动机构、位置传感器。这些倾转驱动装置可以根据输入信号来输出角位移，该角位移通过减速传动机构的输出轴来输出。其中，减速传动机构的输出轴与动力装置的安装基座相连，减速传动机构的输出轴转动，则动力装置也转动。
工作时，控制电路接收飞行控制器发出的倾转信号(该信号包括倾转的方向、倾转的角度和倾转的速度)，并向电机发出工作指令，电机转动，驱动减速传动机构工作，减速传动机构的输出轴转动，带动动力装置转动。工作时，位置传感器可以向控制电路反馈减速传动机构的输出轴所转动的角度和所处的位置，控制电路根据该反馈信息进一步向电机发出工作指令，从而形成闭环控制。
本发明实施例的倾转驱动装置能根据飞行控制器的指令，准确地将动力装置倾转到所需的位置。
可选地，左前动力装置15、左后动力装置17、右前动力装置25、和右后动力装置27能分别在第一方向和第二方向之间倾转，第一方向为平行于机身且指向飞行器前方的方向，第一方向和第二方向之间的夹角大于90°。例如，第一方向平行于机身且指向飞行器前方时，第二方向可在螺旋桨旋转轴垂直向上偏后10°，从而第一方向和第二方向之间的夹角为100°范围内，该范围包含了飞行器在垂直起降过程中进行差动倾转的±10°。这样，本发明实施例的飞行器通过各个动力装置的倾转可具有多种飞行模型。在本发明实施例中，差动表示倾转方向相反，但角速度大小相等。例如，左前动力装置15以0.8rad/s的倾转速度向前倾转，同时右前动力装置25以0.8rad/s的倾转速度向后倾转。
本发明实施例的飞行器的机翼可采用地效翼，如图1所示，动力布局为四旋翼动力布局，四个动力装置左右对称地设置在飞行器重心的前部和后部，四个动力装置可以在倾转驱动装置的驱动下绕转轴倾转，使其推力方向至少可以在垂直向上和平行向前之间的范围内任意调节，从而使飞行器具有固定翼模式、多旋翼模式和地效翼模式等多种飞行模式。这样，飞行器起飞降落不需要跑道，且飞行器能在不同的地理环境下以最优的模式飞行而具有较高的气动效率和很强的环境适应性。另外，各种飞行模式均使用同一套动力装置，从而本发明实施例的飞行器具有较高的结构效率。
可选地，左前动力倾转驱动装置14和右前动力倾转驱动装置24用于驱动左前动力装置15和右前动力装置25进行差动。左后动力倾转驱动装置16和右后动力倾转驱动装置26用于驱动左后动力装置17和右后动力装置27进行差动。其中，动力装置差动倾转角度范围可以为±10°。动力装置差动的优势在于能在多旋翼模式时为飞行器提供充足的姿态控制动力。
可选地，本发明在飞行器为地效翼飞行器的实施例中，中翼3采用宽度较大的小展弦比机翼，中翼3的展弦比范围为0.3～2，优选为1.77。以及，中翼3的长度与左机身11或右机身21的长度的比值为0.3～0.8，优选为0.425。这样的中翼3采用大宽度、小展弦比，从而，使得飞行器具有较好的整体强度，并在地效翼模式时在机翼下方形成有效的压缩气垫，并具有较高的升阻比。
本发明实施例的飞行器具有多种飞行模式，例如多旋翼模式、固定翼模式和地效翼模式三种典型的飞行模式，下面对飞行器的各种飞行模式进一步说明。
多旋翼模式，如图2所示，此时，四个动力倾转驱动装置分别驱动四个动力组件，使每个旋翼的转轴均垂直于机身方向，四个动力组件一起工作为飞行器提供向上的拉力。
在多旋翼模式时，左前动力组件和右前动力组件可以在左前动力倾转驱动装置14和右前动力倾转驱动装置24的驱动下进行差动，左后动力组件和右后动力组件可以在左后动力倾转驱动装置16和右后动力倾转驱动装置26的驱动下进行差动。其中，动力组件差动倾转角度范围可以为±10°，如图3所示。这样，通过差动，可以为飞行器姿态控制提供更强的动力。
固定翼模式，如图4所示，左前动力倾转驱动装置14和右前动力倾转驱动装置24驱动左前动力装置15和右前动力装置25，使左前动力装置15和右前动力装置25的旋翼的旋转轴平行于机身方向，当左前动力装置15和右前动力装置25工作时，提供向前的拉力。左后动力装置17和右后动力装置27可以选择工作或不工作，如果左后动力装置17和右后动力装置27工作，左后动力倾转驱动装置16和右后动力倾转驱动装置26分别驱动左后动力装置17和右后动力装置27偏转使其旋翼的旋转轴平行于机身方向。如果左后动力装置17和右后动力装置27不工作，左后动力装置17和右后动力装置27的螺旋桨旋转轴既可平行于机身方向，也可垂直于机身方向。
地效翼模式，飞行器在地效区内飞行，机翼下方会形成压缩气垫，如图5所示，左前动力倾转驱动装置14和右前动力倾转驱动装置24驱动左前动力装置15和右前动力装置25，使左前动力装置15和右前动力装置25的旋翼的旋转轴与机身呈一个夹角，穿过机翼下方。左前动力装置15和右前动力装置25的拉力线向斜上方，从而，旋翼后方的滑流流向机翼下方。此时，动力装置的滑流能增强机翼下方的压缩气垫，飞行器具有较高的升阻比。其中，拉力线是拉力方向所在的直线。
地效翼模式，左后动力倾转驱动装置16和右后动力倾转驱动装置26可驱动左后动力装置17和右后动力装置27，使左后动力装置17和右后动力装置27处于第一方向，以使左后动力装置17和右后动力装置27同时工作为飞行器提供向前的推力。
结合上文对本发明实施例的飞行器的说明，下面对本发明实施例的飞行器的飞行过程进行说明。
一个完整的飞行过程可以分成起飞、巡航和降落三个阶段，每个阶段都有多种模式可以选择：
起飞阶段可选的飞行模式包括：多旋翼模式、地效翼模式。
巡航阶段可选的飞行模式包括：固定翼模式、地效翼模式、多旋翼模式。
降落阶段可选的飞行模式包括：多旋翼模式、地效翼模式。
本发明实施例的飞行器可以有多种典型的飞行过程，例如：
如图6所示，飞行器的飞行过程为：多旋翼模式起飞，固定翼模式巡航，多旋翼模式降落。
如图7所示，飞行器的飞行过程为：多旋翼模式起飞，固定翼模式巡航，地效翼模式巡航，地效翼模式降落。
如图8所示，飞行器的飞行过程为：地效翼模式起飞，地效翼模式巡航，固定翼模式巡航，多旋翼模式降落。
本发明实施例的飞行器由于有多种飞行模式可以选择，尤其具备了垂直起降模式和地效翼模式，因此起飞降落不需要跑道，在水面、冰面或平坦陆地面飞行时可以采用具有飞行效率很高的地效翼模式，因此总体而言具有很强的环境适应性和飞行效率。具体飞行过程需要根据任务需求和地理环境进行优化制定。
这样，本发明实施例的飞行器的动力装置按照可垂直起降飞行器所需的动力进行布局，结合双体飞机的气动布局来确保地效翼模式所需的地面效应，同时加装可驱动动力装置倾转的机构，使飞行器具有地效翼模式和固定翼模式，同时还具备垂直起降的功能。另外，能根据任务需求和地理环境进行飞行模式切换，从而该飞行器具有较强的环境适应性和飞行性能。以及，所有飞行模式均使用同一套动力装置，只需在地效飞行器的动力装置上增加一套倾转驱动装置即可实现。没有明显的复杂的结构，但能显著提高飞行效率和环境适应能力。
综上所述，本发明实施例提供的技术方案中，飞行器包括左机身11，右机身21，和设置在左机身11和右机身21之间的中翼3。左机身11远离中翼3的一侧设有左翼12，左机身11的尾部设有左垂尾13，左机身11上设有左前动力倾转驱动装置14，左前动力倾转驱动装置14上设有左前动力装置15，左垂尾13上设有左后动力倾转驱动装置16，左后动力倾转驱动装置16上设有左后动力装置17；右机身21远离中翼3的一侧设有右翼22，右机身21的尾部设有右垂尾23，右机身21上设有右前动力倾转驱动装置24，右前动力倾转驱动装置24上设有右前动力装置25，右垂尾23上设有右后动力倾转驱动装置26，右后动力倾转驱动装置26上设有右后动力装置27；左前动力倾转驱动装置14用于驱动左前动力装置15倾转；左后动力倾转驱动装置16用于驱动左后动力装置17倾转；右前动力倾转驱动装置24用于驱动右前动力装置25倾转；右后动力倾转驱动装置26用于驱动右后动力装置27倾转。因此相对于现有技术，本发明实施例的飞行器通过左前动力倾转驱动装置14、左后动力倾转驱动装置16、右前动力倾转驱动装置24、右后动力倾转驱动装置26可分别驱动左前动力装置15、左后动力装置17、右前动力装置25、和右后动力装置27倾转，从而改变飞行器的动力装置的推力方向，使得飞行器具有多种可用的飞行模式，在使用过程中可实现飞行模式的切换。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，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。

Claims (10)

1.一种飞行器，其特征在于，包括：
左机身，右机身，和设置在所述左机身和所述右机身之间的中翼，
所述左机身远离所述中翼的一侧设有左翼，所述左机身的尾部设有左垂尾，所述左机身上设有左前动力倾转驱动装置，所述左前动力倾转驱动装置上设有左前动力装置，所述左垂尾上设有左后动力倾转驱动装置，所述左后动力倾转驱动装置上设有左后动力装置；
所述右机身远离所述中翼的一侧设有右翼，所述右机身的尾部设有右垂尾，所述右机身上设有右前动力倾转驱动装置，所述右前动力倾转驱动装置上设有右前动力装置，所述右垂尾上设有右后动力倾转驱动装置，所述右后动力倾转驱动装置上设有右后动力装置；
所述左前动力倾转驱动装置用于驱动所述左前动力装置倾转；
所述左后动力倾转驱动装置用于驱动所述左后动力装置倾转；
所述右前动力倾转驱动装置用于驱动所述右前动力装置倾转；
所述右后动力倾转驱动装置用于驱动所述右后动力装置倾转。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述左前动力装置、所述左后动力装置、所述右前动力装置、和所述右后动力装置能分别在第一方向和第二方向之间倾转，所述第一方向为平行于机身且指向飞行器前方的方向，所述第一方向和所述第二方向之间的夹角大于90°。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述左前动力倾转驱动装置设置在所述左机身的头部；
所述左后动力倾转驱动装置设置在所述左垂尾的顶端前缘；
所述右前动力倾转驱动装置设置在所述右机身的头部；
所述右后动力倾转驱动装置设置在所述右垂尾的顶端前缘。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述飞行器为地效翼飞行器，所述中翼的展弦比范围为0.3～2；
所述中翼的长度与所述左机身或所述右机身的长度的比值为0.3～0.8。
5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述飞行器为地效翼飞行器，所述左机身和所述右机身的腹部为船体结构。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述左翼的翼梢下方和所述右翼的翼梢下方对称地设置有挡板。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述左前动力倾转驱动装置和所述右前动力倾转驱动装置用于驱动所述左前动力装置和所述右前动力装置进行差动；
所述左后动力倾转驱动装置和所述右后动力倾转驱动装置用于驱动所述左后动力装置和所述右后动力装置进行差动。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述左前动力装置、所述左后动力装置、所述右前动力装置和所述右后动力装置分别为可变距螺旋桨。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述飞行器为地效翼飞行器，所述左前动力装置和所述右前动力装置为涵道式螺旋桨。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述飞行器为无人驾驶飞行器。
CN201810787530.3A 2018-07-18 2018-07-18 飞行器 Active CN109131867B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810787530.3A CN109131867B (zh) 2018-07-18 2018-07-18 飞行器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810787530.3A CN109131867B (zh) 2018-07-18 2018-07-18 飞行器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109131867A true CN109131867A (zh) 2019-01-04
CN109131867B CN109131867B (zh) 2023-10-27

Family

ID=64800958

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810787530.3A Active CN109131867B (zh) 2018-07-18 2018-07-18 飞行器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109131867B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109573013A (zh) * 2019-01-24 2019-04-05 猎鸢科技(厦门)有限公司 一种基于多组合式动力系统的无人机及其飞行方法
CN110450949A (zh) * 2019-08-19 2019-11-15 西安因诺航空科技有限公司 一种双机身垂直起降飞行器
CN110901906A (zh) * 2019-12-04 2020-03-24 中国直升机设计研究所 一种地面效应旋翼飞行器及飞行模式切换方法
CN111532428A (zh) * 2020-04-28 2020-08-14 北京航空航天大学 一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机
CN111792027A (zh) * 2020-07-03 2020-10-20 中国空气动力研究与发展中心 一种双机身串列翼垂直起降布局的飞行器
WO2023087038A1 (de) * 2021-11-17 2023-05-25 Glass Knuth Bodeneffektfahrzeug
US20230278704A1 (en) * 2022-03-04 2023-09-07 Aurora Flight Sciences Corporation, a subsidiary of The Boeing Company Air vehicles including freewings and related methods

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2120991A (en) * 1982-05-28 1983-12-14 Kjoelseth Paul Tail structure for ground effect vehicle
CN103192989A (zh) * 2013-04-08 2013-07-10 孙亮 陆地地效飞行器
US9120560B1 (en) * 2011-10-13 2015-09-01 Latitude Engineering, LLC Vertical take-off and landing aircraft
CN105270620A (zh) * 2015-10-29 2016-01-27 西北工业大学 一种升浮一体式垂直起降通用飞行器
CN107416200A (zh) * 2017-03-20 2017-12-01 长光卫星技术有限公司 一种电动复合翼飞行器
CN108033013A (zh) * 2017-12-14 2018-05-15 邵文远 一种垂直起降固定翼无人机

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2120991A (en) * 1982-05-28 1983-12-14 Kjoelseth Paul Tail structure for ground effect vehicle
US9120560B1 (en) * 2011-10-13 2015-09-01 Latitude Engineering, LLC Vertical take-off and landing aircraft
CN103192989A (zh) * 2013-04-08 2013-07-10 孙亮 陆地地效飞行器
CN105270620A (zh) * 2015-10-29 2016-01-27 西北工业大学 一种升浮一体式垂直起降通用飞行器
CN107416200A (zh) * 2017-03-20 2017-12-01 长光卫星技术有限公司 一种电动复合翼飞行器
CN108033013A (zh) * 2017-12-14 2018-05-15 邵文远 一种垂直起降固定翼无人机

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109573013A (zh) * 2019-01-24 2019-04-05 猎鸢科技(厦门)有限公司 一种基于多组合式动力系统的无人机及其飞行方法
CN110450949A (zh) * 2019-08-19 2019-11-15 西安因诺航空科技有限公司 一种双机身垂直起降飞行器
CN110901906A (zh) * 2019-12-04 2020-03-24 中国直升机设计研究所 一种地面效应旋翼飞行器及飞行模式切换方法
WO2021109311A1 (zh) * 2019-12-04 2021-06-10 中国直升机设计研究所 一种地面效应旋翼飞行器及飞行模式切换控制方法
CN111532428A (zh) * 2020-04-28 2020-08-14 北京航空航天大学 一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机
CN111532428B (zh) * 2020-04-28 2021-12-28 北京航空航天大学 一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机
CN111792027A (zh) * 2020-07-03 2020-10-20 中国空气动力研究与发展中心 一种双机身串列翼垂直起降布局的飞行器
WO2023087038A1 (de) * 2021-11-17 2023-05-25 Glass Knuth Bodeneffektfahrzeug
US20230278704A1 (en) * 2022-03-04 2023-09-07 Aurora Flight Sciences Corporation, a subsidiary of The Boeing Company Air vehicles including freewings and related methods

Also Published As

Publication number Publication date
CN109131867B (zh) 2023-10-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109131867A (zh) 飞行器
US20200407060A1 (en) Novel aircraft design using tandem wings and a distributed propulsion system
US8540184B2 (en) Long-range aircraft with high forward speed in cruising flight
CN107074358B (zh) 垂直起降的飞行器
US20150360775A1 (en) Vertical take-off and landing flight vehicle
US7118066B2 (en) Tall V/STOL aircraft
CN103043212B (zh) 固定翼与电动多旋翼组成的复合飞行器
US11673643B2 (en) Low stall or minimum control speed aircraft
JP2022551562A (ja) 異なる飛行モードのためのハイブリット電力システム
CN202728574U (zh) 固定翼与电动多桨组成的具有直升机功能的复合飞行器
CN104743112B (zh) 一种新型倾转翼飞机
CN105711832B (zh) 一种倾转三旋翼长航时复合式飞行器
KR20150086398A (ko) 2개의 덕트 로터와 1개의 수평 팬이 각각 날개 끝과 동체에 장착된 전환식 항공기
CN106882371A (zh) 一种混合式倾转旋翼无人机
CN109665094A (zh) 具有机身和至少一个机翼的多旋翼飞行器
CN101423117A (zh) 采用推力尾桨和滑流舵进行操纵和推进的倾转旋翼飞机
CA2195581A1 (en) Gyro stabilized triple mode aircraft
CN102336267A (zh) 一种飞行模式可变的旋转机翼飞机
CN103979104A (zh) 一种可变体x型机翼垂直起降微型飞行器
CN111332465B (zh) 一种螺旋桨与涵道风扇复合式倾转旋翼无人飞行器及飞行方式
CN102673780A (zh) 双构型飞行器
CN205738073U (zh) 一种垂直起降水平飞行的直升飞机
CN103754360A (zh) 一种类飞碟式旋翼机
CN107021208A (zh) 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法
CN112498660B (zh) 一种鸭翼高速倾转旋翼飞行器及其操纵方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant