CN109533304A - 兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器及模式切换方法 - Google Patents

兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器及模式切换方法 Download PDF

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CN109533304A CN201811222322.5A CN201811222322A CN109533304A CN 109533304 A CN109533304 A CN 109533304A CN 201811222322 A CN201811222322 A CN 201811222322A CN 109533304 A CN109533304 A CN 109533304A
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Abstract

本发明涉及飞行器技术领域的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞机器及模式切换方法，通过翼端喷气孔可控组合喷气流，可实现无人机减速、增速以及机翼旋转增速和减速，自主切换旋翼—垂直升降、固定翼—高速巡航模式，降低飞行过程中的能源消耗；在驱使机翼旋转时，涡喷发动机形成的高压气流流经主轴的空腔并通到翼端喷气孔，主轴通过旋转接头与接气管路连通，使其中两个呈对角线排布的翼端喷气孔喷排高速气流，形成反向扭距驱动机翼绕主轴旋转；机翼旋转仅施加机身提升力，可实现旋翼垂直起降功能；主轴配置有不完全齿轮定位机构和刹车机构，实现旋翼、固定翼模式快速切换以及精确定位功能且互相独立；在调节机翼攻角时供气管路可进行适应性变形。

Description

兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器及模式切换方法
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体来说，是一种可切换飞行模式的无人飞行器。
背景技术
无人飞行器机翼类型大体可分为固定翼、旋翼、扑翼、伞翼等几类；无人飞行器按机翼数量还可分为单翼飞行器和复合翼飞行器。目前，常见复合翼飞行器大多是旋翼和固定翼的组合，旋翼既可实现飞行器垂直起降功能，也可实现巡航功能；固定翼大多实现巡航功能。专利CN107719659A公开了一种可以垂直起降固定翼飞行器，使该飞行器综合了多旋翼飞行器可以垂直起降以及悬停的优势和固定翼飞行器巡航速度快的优势；专利CN108045576A公开了一种可变形仿生旋翼扑翼固定翼一体飞行器，机身能通过变形或复位的方式切换飞行器工作状态。
复合翼飞行器通常以冗余多机翼或可变结构机翼来实现配合垂直起降(包括空中悬停)及固定翼巡航模式飞行，其控制系统较复杂。
单翼飞行器通常结构简单，重量轻能耗低，所公开的翼端对置式喷气，以翼端喷口喷气作为飞行器单机翼旋转动力，以及单机翼结构、攻角调节机构、主轴结构配置、动力切换机理将是单机翼飞行器设计的关键问题，该解决方案也是单机翼飞行器实现垂直起降(包括空中悬停)、固定翼巡航多飞行模式及其切换的前提。其垂直起降、停泊空间小、巡航能耗低的优势将使其具有广阔应用领域。
发明内容
本发明的目的是提供兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器及模式切换方法，能够灵活切换飞行模式，飞行的平稳性和切换效率很高。
本发明的目的是这样实现的：兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，包括机身、尾翼、轮组、带有电源的可接收远程控制信号的控制箱，以及设置在机身上的燃油动力系统、旋转主轴系统，以及与旋转主轴系统相结合的机翼系统，所述旋转主轴系统包括用于制动主轴的刹车机构、固定在机身上的轴基座以及可转动地安装在轴基座上的主轴，所述主轴向上穿过机身且可相对机身转动；所述机翼系统包括一固定在主轴上端的翼根座，以及一对攻角可调地安装在翼根座两相反侧的机翼；所述燃油动力系统配套设有接气管路、供气管路，所述燃油动力系统包括一对分别安装在机身两侧的涡喷发动机，所述涡喷发动机排气端设有与控制箱控制连接的尾喷光圈阀，所述接气管路进气侧与涡喷发动机排气端相接通且接通位置处于尾喷光圈阀密封侧，所述主轴为空心结构且其空腔同时接通接气管路排气侧和供气管路进气侧，并且接气管路排气侧与主轴通过旋转接头连接，所述供气管路穿装机翼，每个机翼的翼端设有两个排气方向相反的、与供气管路排气侧相接的翼端喷气孔，其中两个呈对角线排布的翼端喷气孔在垂直升降时与供气管路排气侧形成通路关系。
进一步地，所述机翼纵向转动连接翼根座，所述机翼的旋转轴线与其延伸方向平行，所述机翼系统包括用于调整机翼攻角的攻角调节机构。
进一步地，所述主轴配置有切换机构，所述切换机构包括伺服电机、不完全齿轮、定位齿轮，所述伺服电机通过信号线与控制箱连接且安装在机身内，所述定位齿轮同轴套装在主轴上，所述不完全齿轮同轴套装在伺服电机的输排主轴上，所述不完全齿轮上设有齿面、非齿面，所述不完全齿轮的齿面在主轴停转时与定位齿轮形成啮合关系，所述不完全齿轮的非齿面始终与定位齿轮分离且在主轴正常旋转时正对定位齿轮。
进一步地，所述供气管路包括安装在主轴上端的三通转换管，以及一对分别相对活动地穿装在两个机翼内部的通气管，所述三通转换管具有一与主轴空腔相接通的进气端，所述三通转换管还具有两个分别接通两个通气管进气端的排气端，每个通气管排气端均旁通有两个分别插配两个翼端喷气孔的、可柔性变形的旁通管路，每个旁通管路均设有通过信号线与控制箱连接的通断阀。
进一步地，所述机翼系统包括一对分别作为两个机翼纵转支承的旋转支承筒，所述旋转支承筒为圆筒状结构，所述旋转支承筒轴线与机翼纵转轴线重合，所述旋转支承筒一端固定在三通转换管上，所述通气管穿过旋转支承筒并与旋转支承筒内壁之间保持间隙。
进一步地，所述接气管路包括三通接头组件、一对接气管，所述三通接头组件包括一个输排主管、两个进气支管,两个进气支管分别接通两个接气管，两个接气管分别接通两个涡喷发动机排气端，所述输排主管通过旋转接头与主轴形成相对转动配合关系且与主轴空腔相接通。
进一步地，上述用于调整机翼攻角的攻角调节机构包括调节平台、基于电驱动方式的调节伸缩杆，所述调节平台固定装配在主轴上侧位置，所述调节伸缩杆设有两组并分别对应两个机翼，每组包含多个调节伸缩杆，所述调节伸缩杆两端分别活动连接调节平台、机翼。
进一步地，所述燃油动力系统包括设置在机身上的储油箱，以及两个发动机输油管，所述发动机输油管进油端接通储油箱，所述发动机输油管排油端接通涡喷发动机的进油端。
进一步地，所述三通接头组件的每个进气支管均配套设有启闭单元，所述启闭单元包括球形阀门、球阀控制杆、球阀控制器，所述球形阀门可活动地设置在进气支管内且用于启闭进气支管，所述球形阀门与球阀控制杆固定连接，所述球阀控制器与球阀控制杆配套安装且用于驱使球阀控制杆进行旋转。
进一步地，每个可柔性变形的旁通管路均包括旁通支管、翼端软管、翼端喷气管，所述旁通支管、翼端软管、翼端喷气管依次接通，所述翼端喷气管插装在翼端喷气孔中，所述通断阀设置在旁通支管上。
兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器的模式切换方法,包括如下步骤：
(a)从停泊状态切换到垂直上升状态，燃油动力系统不运行，利用飞行器自带的电驱动系统作为驱动源驱使飞行器移动到起飞位置，利用两组调节伸缩杆同时调节两个机翼的攻角，解除刹车机构对主轴的锁定，伺服电机驱使不完全齿轮旋转，使得不完全齿轮的非齿面正对定位齿轮，完成停泊状态到垂直上升状态的切换准备工作；然后启动燃油动力系统，尾喷光圈阀处于关闭状态，涡喷发动机排气端产生的高压气流依次经过接气管、三通接头组件、主轴的空腔、三通转接管、通气管，同时打开两个旁通支管的通断阀，且两个机翼各有一个旁通管路处于通气状态，两个机翼各有一个翼端喷气孔排气，两个翼端喷气孔呈对角线排列，且两个翼端喷气孔的排气方向相反，两个机翼围绕主轴进行旋转，以使得飞行器处于垂直上升状态；
(b)从垂直上升状态切换到巡航状态，在飞行器处于预定高度时，另外两个呈对角线排列的翼端喷气孔排气，使得两个机翼逐步降速，两个机翼的转速接近为零时，利用两组调节伸缩杆同时调节两个机翼的攻角至水平状态或基本相等，让两个机翼与机身处于平行状态，利用刹车机构制动主轴，在主轴停止转动之时，启动伺服电机使得不完全齿轮与定位齿轮的齿面啮合，关闭所有的球形阀门，打开尾喷光圈阀，两个涡喷发动机向后喷射高压气流以切换到巡航状态；
(c)从巡航状态切换到垂直降落状态，先降低涡喷发动机的喷气压力，飞行器巡航速度逐渐减小至满足机翼可旋转的条件时，尾喷光圈阀关闭，所有球形阀门打开，刹车机构解除对主轴的制动，使得涡喷发动机排气端产生的高压气流依次经过接气管路、主轴空腔、供气管路，选择性地开启通断阀，使得两个机翼各有一个翼端喷气孔向前喷气以辅助加快降速，直至接近零速；然后利用攻角调节机构调整两个机翼，使得两个机翼的攻角恰好相反，然后选择性地开启通断阀使得对角线方向的两个翼端喷气孔以相反的方向喷气，使得两个机翼围绕主轴进行旋转以控制飞行器的垂直降落过程；
(d)从垂直降落状态切换到停泊状态，在飞行器接近地面时，另一对对角线排布的翼端喷气孔喷排与旋转方向相反的高速气流，降低机翼的旋转速度，使得重力和升力平衡并平稳降落，利用攻角调节机构调节两个机翼使得两个机翼的攻角基本相等或水平，刹车机构制动主轴，主轴在停转时不完全齿轮的齿面与定位齿轮啮合，完成对主轴的精确定位，使得机翼与机身在整体上处于平行状态；关闭燃油动力系统，利用飞行器自带的电驱动系统作为驱动源驱使飞行器移动到停泊位置。
本发明的有益效果在于：本发明结构简单，可通过翼端喷气的方式来切换旋翼与固定翼这两种模式，飞行器停泊空间小，飞行效率高，每片机翼可单独改变攻角；本发明综合了旋翼飞行器可以垂直起降以及悬停的优势和固定翼飞行器飞行速度快效率高的优势，具有更好的飞行效果。
附图说明
图1是本发明的整体结构立体示意图。
图2是机翼攻角的调整状态示意图。
图3是飞行器主轴不完全齿轮的齿面和定位齿轮的啮合状态示意图。
图4是飞行器主轴不完全齿轮的非齿面和定位齿轮的相对位置关系示意图。
图5是燃油动力系统的布置示意图。
图6是三通接头组件的示意图。
图7是旋转主轴系统的结构示意图。
图8是机翼的俯视示意图。
图9是机翼的局部纵剖示意图。
图10是图8中的B-B剖视图。
图11是供气管路与机翼的安装关系示意图。
图12是供气管路与机翼的连接关系示意图。
图13是本发明的停泊状态示意图。
图14是本发明的巡航状态示意图。
图中，1旋转主轴系统，101轴基座，102主轴，103主轴轴承组件，104伺服电机，105不完全齿轮，105a齿面，105b非齿面，106定位齿轮，2机翼系统，201翼根座，202机翼，202a翼端喷气孔，203旋转支承筒，204调节平台，205调节伸缩杆，3燃油动力系统，301涡喷发动机，301a尾喷光圈阀，302储油箱，303发动机输油箱，4接气管路，401三通接头组件，401a输排主管，401b进气支管，402接气管，403旋转接头，404球阀控制器，405球阀控制杆，406球形阀门，5供气管路，501通气管，502旁通支管，503通断阀，504翼端软管，505翼端喷气管，506三通转接管，6机身，7尾翼，8轮组，9控制箱，10刹车机构。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进一步说明。
如图1所示，兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，包括机身6、尾翼7、轮组8、带有电源的可接收远程控制信号的控制箱9，以及设置在机身6上的燃油动力系统3、旋转主轴系统1，以及与旋转主轴系统1相结合的机翼系统2；飞行器自带电驱动系统，通过一系列传动使得轮组8滚动，以驱使整个飞行器在地面上滑行，以便行驶到停泊位置或起飞位置。上述旋转主轴系统1包括用于制动主轴102的刹车机构10、固定在机身6上的轴基座101以及通过主轴轴承组件103可转动地安装在轴基座101上的主轴102，主轴102向上穿过机身6且可相对机身6转动。上述机翼系统2包括一固定在主轴102上端的翼根座201，以及一对攻角可调地安装在翼根座201两相反侧的机翼202。上述机翼202纵向转动连接翼根座201，机翼202的旋转轴线与其延伸方向平行，机翼系统2包括用于调整机翼202攻角的攻角调节机构。
结合图1、5、6、7、11所示，上述燃油动力系统3配套设有接气管路4、供气管路5，燃油动力系统3包括一对分别安装在机身6两侧的涡喷发动机301，涡喷发动机301排气端设有与控制箱9控制连接的尾喷光圈阀301a，接气管路4进气侧与涡喷发动机301排气端相接通且接通位置处于尾喷光圈阀301a密封侧，主轴102为空心结构且其空腔同时接通接气管路4排气侧和供气管路5进气侧，并且接气管路4排气侧与主轴102通过旋转接头403连接，供气管路5穿装机翼202，每个机翼202的翼端设有两个排气方向相反的、与供气管路5排气侧相接的翼端喷气孔202a，其中两个呈对角线排布的翼端喷气孔202a在垂直升降时与供气管路5排气侧形成通路关系。
结合图3、4、7所示，上述主轴102配置有切换机构，切换机构包括伺服电机104、不完全齿轮105、定位齿轮106，伺服电机104通过信号线与控制箱9连接且安装在机身6内，定位齿轮106同轴套装在主轴102上，不完全齿轮105同轴套装在伺服电机104的输排主轴上，不完全齿轮105上设有齿面105a、非齿面105b，不完全齿轮105的齿面105a在主轴102停转时与定位齿轮106形成啮合关系，不完全齿轮105的非齿面105b始终与定位齿轮106分离且在主轴102正常旋转时正对定位齿轮106。
结合图7、10、11所示，上述供气管路5包括安装在主轴102上端的三通转换管506，以及一对分别相对活动地穿装在两个机翼202内部的通气管501，三通转换管506具有一与主轴102空腔相接通的进气端，三通转换管506还具有两个分别接通两个通气管501进气端的排气端，每个通气管501排气端均旁通有两个分别插配两个翼端喷气孔202a的、可柔性变形的旁通管路，每个旁通管路均设有通过信号线与控制箱9连接的通断阀503。
结合图9、11、12所示，上述机翼系统2包括一对分别作为两个机翼202纵转支承的旋转支承筒203，旋转支承筒203为圆筒状结构，旋转支承筒203轴线与机翼202纵转轴线重合，旋转支承筒203一端固定在三通转换管506上，通气管501穿过旋转支承筒203并与旋转支承筒203内壁之间保持间隙。
结合图5、7所示，上述接气管路4包括三通接头组件401、一对接气管402，三通接头组件401包括一个输排主管401a、两个进气支管401b,两个进气支管401b分别接通两个接气管402，两个接气管402分别接通两个涡喷发动机301排气端，输排主管401a通过旋转接头403与主轴102形成相对转动配合关系且与主轴102空腔相接通。
结合图8、9所示，上述用于调整机翼202攻角的攻角调节机构包括调节平台204、基于电驱动方式的调节伸缩杆205，调节平台204固定装配在主轴102上侧位置的三通转接管506上，调节伸缩杆205设有两组并分别对应两个机翼202，每组包含三个调节伸缩杆205，调节伸缩杆205两端分别通过球铰活动连接调节平台204、机翼202，调节伸缩杆205为电动伸缩杆，可通过信号线与控制箱9连接，可通过控制调节伸缩杆205的伸缩长度来调整机翼202的攻角。
如图5-7所示，上述燃油动力系统3包括设置在机身6上的储油箱302，以及两个发动机输油管303，发动机输油管303进油端接通储油箱302，发动机输油管303排油端接通涡喷发动机301的进油端，以便向涡喷发动机301供油。上述三通接头组件401的每个进气支管401b均配套设有启闭单元，启闭单元包括球形阀门406、球阀控制杆405、球阀控制器404，球形阀门406可活动地设置在进气支管401b内且用于启闭进气支管401b，球形阀门406与球阀控制杆405固定连接，球阀控制器404与球阀控制杆405配套安装且用于驱使球阀控制杆405进行旋转。
如图10所示，每个可柔性变形的旁通管路均包括旁通支管502、翼端软管504、翼端喷气管505，旁通支管502、翼端软管504、翼端喷气管505依次接通，翼端喷气管505插装在翼端喷气孔202a中，通断阀503设置在旁通支管502上。在调节机翼202攻角时，翼端软管504会产生适应性变形，可根据垂直升降的需要选择性地打开通断阀503，以使得对角线排列的两个翼端喷气孔202a排气，以使得两机翼202绕主轴102旋转。
该飞行器在工作时，包括如下步骤：
(a)从停泊状态切换到垂直上升状态，燃油动力系统3不运行，利用飞行器自带的电驱动系统作为驱动源驱使飞行器移动到起飞位置，如图2所示，利用两组调节伸缩杆205同时调节两个机翼202的攻角，使得两个机翼202的攻角恰好相反，解除刹车机构10对主轴102的锁定，伺服电机104驱使不完全齿轮105旋转，使得不完全齿轮105的非齿面105b正对定位齿轮106，完成停泊状态到垂直上升状态的切换准备工作；然后启动燃油动力系统3，尾喷光圈阀301a处于关闭状态，涡喷发动机301排气端产生的高压气流依次经过接气管402、三通接头组件401、主轴102的空腔、三通转接管506、通气管501，同时打开两个旁通支管502的通断阀503，且两个机翼202各有一个旁通管路处于通气状态，两个机翼202各有一个翼端喷气孔202a排气，两个翼端喷气孔202a呈对角线排列，且两个翼端喷气孔202a的排气方向相反，两个机翼202围绕主轴102进行旋转，以使得飞行器处于垂直上升状态；
(b)从垂直上升状态切换到巡航状态，在飞行器处于预定高度时，另外两个呈对角线排列的翼端喷气孔202a排气，使得两个机翼202逐步降速，两个机翼202的转速接近为零时，利用两组调节伸缩杆205同时调节两个机翼202的攻角至水平状态或基本相等，让两个机翼202与机身6处于平行状态，利用刹车机构10制动主轴102，在主轴102停止转动之时，启动伺服电机104使得不完全齿轮105与定位齿轮106的齿面105a啮合，关闭所有的球形阀门406，打开尾喷光圈阀301a，如图14所示两个涡喷发动机301向后喷射高压气流以切换到巡航状态；
(c)从巡航状态切换到垂直降落状态，先降低涡喷发动机301的喷气压力，飞行器巡航速度逐渐减小至满足机翼202可旋转的条件时，尾喷光圈阀301a关闭，所有球形阀门406打开，刹车机构10解除对主轴102的制动，使得涡喷发动机301排气端产生的高压气流依次经过接气管路4、主轴102空腔、供气管路5，选择性地开启通断阀503，使得两个机翼202各有一个翼端喷气孔202a向前喷气以辅助加快降速，直至接近零速；然后利用攻角调节机构调整两个机翼202，使得两个机翼202的攻角恰好相反，然后选择性地开启通断阀503使得对角线方向的两个翼端喷气孔202a以相反的方向喷气，使得两个机翼202围绕主轴102进行旋转以控制飞行器的垂直降落过程；
(d)从垂直降落状态切换到停泊状态，在飞行器接近地面时，另一对对角线排布的翼端喷气孔202a喷排与旋转方向相反的高速气流，降低机翼202的旋转速度，使得重力和升力平衡并平稳降落，利用攻角调节机构调节两个机翼202使得两个机翼202的攻角基本相等或水平，刹车机构10制动主轴102，主轴102在停转时不完全齿轮105的齿面105a与定位齿轮106啮合，完成对主轴102的精确定位，使得机翼202与机身6在整体上处于平行状态，且机翼202的长度方向与机身6的整体长度方向平行，以节约停泊空间；关闭燃油动力系统3，利用飞行器自带的电驱动系统作为驱动源驱使飞行器移动到停泊位置。
以上是本发明的优选实施例，本领域普通技术人员还可以在此基础上进行各种变换或改进，在不脱离本发明总的构思的前提下，这些变换或改进都应当属于本发明要求保护范围之内。

Claims (11)

1.兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，包括机身(6)、尾翼(7)、轮组(8)、带有电源的可接收远程控制信号的控制箱(9)，以及设置在机身(6)上的燃油动力系统(3)、旋转主轴系统(1)，以及与旋转主轴系统(1)相结合的机翼系统(2)，其特征在于：
所述旋转主轴系统(1)包括用于制动主轴(102)的刹车机构(10)、固定在机身(6)上的轴基座(101)以及可转动地安装在轴基座(101)上的主轴(102)，所述主轴(102)向上穿过机身(6)且可相对机身(6)转动；
所述机翼系统(2)包括一固定在主轴(102)上端的翼根座(201)，以及一对攻角可调安装在翼根座(201)两相反侧的机翼(202)；
所述燃油动力系统(3)配套设有接气管路(4)、供气管路(5)，所述燃油动力系统(3)包括一对分别安装在机身(6)两侧的涡喷发动机(301)，所述涡喷发动机(301)排气端设有与控制箱(9)控制连接的尾喷光圈阀(301a)，所述接气管路(4)进气侧与涡喷发动机(301)排气端相接通且接通位置处于尾喷光圈阀(301a)密封侧，所述主轴(102)为空心结构且其空腔同时接通接气管路(4)排气侧和供气管路(5)进气侧，并且接气管路(4)排气侧与主轴(102)通过旋转接头(403)连接，所述供气管路(5)穿装机翼(202)，每个机翼(202)的翼端设有两个排气方向相反的、与供气管路(5)排气侧相接的翼端喷气孔(202a)，其中两个呈对角线排布的翼端喷气孔(202a)在垂直升降时与供气管路(5)排气侧形成通路关系。
2.根据权利要求1所述的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：所述机翼(202)纵向转动连接翼根座(201)，所述机翼(202)的旋转轴线与其延伸方向平行，所述机翼系统(2)包括用于调整机翼(202)攻角的攻角调节机构。
3.根据权利要求1所述的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：所述主轴(102)配置有切换机构，所述切换机构包括伺服电机(104)、不完全齿轮(105)、定位齿轮(106)，所述伺服电机(104)通过信号线与控制箱(9)连接且安装在机身(6)内，所述定位齿轮(106)同轴套装在主轴(102)上，所述不完全齿轮(105)同轴套装在伺服电机(104)的输排主轴上，所述不完全齿轮(105)上设有齿面(105a)、非齿面(105b)，所述不完全齿轮(105)的齿面(105a)在主轴(102)停转时与定位齿轮(106)形成啮合关系，所述不完全齿轮(105)的非齿面(105b)始终与定位齿轮(106)分离且在主轴(102)正常旋转时正对定位齿轮(106)。
4.根据权利要求1所述的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：所述供气管路(5)包括安装在主轴(102)上端的三通转换管(506)，以及一对分别相对活动地穿装在两个机翼(202)内部的通气管(501)，所述三通转换管(506)具有一与主轴(102)空腔相接通的进气端，所述三通转换管(506)还具有两个分别接通两个通气管(501)进气端的排气端，每个通气管(501)排气端均旁通有两个分别插配两个翼端喷气孔(202a)的、可柔性变形的旁通管路，每个旁通管路均设有通过信号线与控制箱(9)连接的通断阀(503)。
5.根据权利要求4所述的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：所述机翼系统(2)包括一对分别作为两个机翼(202)纵转支承的旋转支承筒(203)，所述旋转支承筒(203)为圆筒状结构，所述旋转支承筒(203)轴线与机翼(202)纵转轴线重合，所述旋转支承筒(203)一端固定在三通转换管(506)上，所述通气管(501)穿过旋转支承筒(203)并与旋转支承筒(203)内壁之间保持间隙。
6.根据权利要求1所述的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：所述接气管路(4)包括三通接头组件(401)、一对接气管(402)，所述三通接头组件(401)包括一个输排主管(401a)、两个进气支管(401b),两个进气支管(401b)分别接通两个接气管(402)，两个接气管(402)分别接通两个涡喷发动机(301)排气端，所述输排主管(401a)通过旋转接头(403)与主轴(102)形成相对转动配合关系且与主轴(102)空腔相接通。
7.根据权利要求2所述的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：上述用于调整机翼(202)攻角的攻角调节机构包括调节平台(204)、基于电驱动方式的调节伸缩杆(205)，所述调节平台(204)固定装配在主轴(102)上侧位置，所述调节伸缩杆(205)设有两组并分别对应两个机翼(202)，每组包含多个调节伸缩杆(205)，所述调节伸缩杆(205)两端分别活动连接调节平台(204)、机翼(202)。
8.根据权利要求1所述的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：所述燃油动力系统(3)包括设置在机身(6)上的储油箱(302)，以及两个发动机输油管(303)，所述发动机输油管(303)进油端接通储油箱(302)，所述发动机输油管(303)排油端接通涡喷发动机(301)的进油端。
9.根据权利要求6所述的兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：所述三通接头组件(401)的每个进气支管(401b)均配套设有启闭单元，所述启闭单元包括球形阀门(406)、球阀控制杆(405)、球阀控制器(404)，所述球形阀门(406)可活动地设置在进气支管(401b)内且用于启闭进气支管(401b)，所述球形阀门(406)与球阀控制杆(405)固定连接，所述球阀控制器(404)与球阀控制杆(405)配套安装且用于驱使球阀控制杆(405)进行旋转。
10.根据权利要求4所述的具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器，其特征在于：每个可柔性变形的旁通管路均包括旁通支管(502)、翼端软管(504)、翼端喷气管(505)，所述旁通支管(502)、翼端软管(504)、翼端喷气管(505)依次接通，所述翼端喷气管(505)插装在翼端喷气孔(202a)中，所述通断阀(503)设置在旁通支管(502)上。
11.兼具旋翼、固定翼飞行模式单机翼飞行器的模式切换方法,其特征在于，包括如下步骤：
(a)从停泊状态切换到垂直上升状态，燃油动力系统(3)不运行，利用飞行器自带的电驱动系统作为驱动源驱使飞行器移动到起飞位置，利用两组调节伸缩杆(205)同时调节两个机翼(202)的攻角，解除刹车机构(10)对主轴(102)的锁定，伺服电机(104)驱使不完全齿轮(105)旋转，使得不完全齿轮(105)的非齿面(105b)正对定位齿轮(106)，完成停泊状态到垂直上升状态的切换准备工作；然后启动燃油动力系统(3)，尾喷光圈阀(301a)处于关闭状态，涡喷发动机(301)排气端产生的高压气流依次经过接气管(402)、三通接头组件(401)、主轴(102)的空腔、三通转接管(506)、通气管(501)，同时打开两个旁通支管(502)的通断阀(503)，且两个机翼(202)各有一个旁通管路处于通气状态，两个机翼(202)各有一个翼端喷气孔(202a)排气，两个翼端喷气孔(202a)呈对角线排列，且两个翼端喷气孔(202a)的排气方向相反，两个机翼(202)围绕主轴(102)进行旋转，以使得飞行器处于垂直上升状态；
(b)从垂直上升状态切换到巡航状态，在飞行器处于预定高度时，另外两个呈对角线排列的翼端喷气孔(202a)排气，使得两个机翼(202)逐步降速，两个机翼(202)的转速接近为零时，利用两组调节伸缩杆(205)同时调节两个机翼(202)的攻角至水平状态或基本相等，让两个机翼(202)与机身(6)处于平行状态，利用刹车机构(10)制动主轴(102)，在主轴(102)停止转动之时，启动伺服电机(104)使得不完全齿轮(105)与定位齿轮(106)的齿面(105a)啮合，关闭所有的球形阀门(406)，打开尾喷光圈阀(301a)，两个涡喷发动机(301)向后喷射高压气流以切换到巡航状态；
(c)从巡航状态切换到垂直降落状态，先降低涡喷发动机(301)的喷气压力，飞行器巡航速度逐渐减小至满足机翼(202)可旋转的条件时，尾喷光圈阀(301a)关闭，所有球形阀门(406)打开，刹车机构(10)解除对主轴(102)的制动，使得涡喷发动机(301)排气端产生的高压气流依次经过接气管路(4)、主轴(102)空腔、供气管路(5)，选择性地开启通断阀(503)，使得两个机翼(202)各有一个翼端喷气孔(202a)向前喷气以辅助加快降速，直至接近零速；然后利用攻角调节机构调整两个机翼(202)，使得两个机翼(202)的攻角恰好相反，然后选择性地开启通断阀(503)使得对角线方向的两个翼端喷气孔(202a)以相反的方向喷气，使得两个机翼(202)围绕主轴(102)进行旋转以控制飞行器的垂直降落过程；
(d)从垂直降落状态切换到停泊状态，在飞行器接近地面时，另一对对角线排布的翼端喷气孔(202a)喷排与旋转方向相反的高速气流，降低机翼(202)的旋转速度，使得重力和升力平衡并平稳降落，利用攻角调节机构调节两个机翼(202)使得两个机翼(202)的攻角基本相等或水平，刹车机构(10)制动主轴(102)，主轴(102)在停转时不完全齿轮(105)的齿面(105a)与定位齿轮(106)啮合，完成对主轴(102)的精确定位，使得机翼(202)与机身(6)在整体上处于平行状态；关闭燃油动力系统(3)，利用飞行器自带的电驱动系统作为驱动源驱使飞行器移动到停泊位置。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110673640A (zh) * 2019-10-21 2020-01-10 深圳市道通智能航空技术有限公司 一种无人机控制方法、装置、设备和存储介质
CN111907710A (zh) * 2020-08-17 2020-11-10 来宾市农业科学院 一种甘蔗药剂喷淋系统
CN112009695A (zh) * 2019-05-30 2020-12-01 李秋辐 圆周喷气发动机装置
CN112650282A (zh) * 2020-12-15 2021-04-13 易瓦特科技股份公司 一种垂直起降固定翼飞行器反向转换定距刹车方法
CN113734424A (zh) * 2021-11-05 2021-12-03 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 一种无人直升机及其控制系统
CN113879547A (zh) * 2021-11-16 2022-01-04 西安觉天动力科技有限责任公司 微型涡喷发动机旋转支架

Citations (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB412487A (en) * 1933-01-26 1934-06-28 Claude Dornier Improvements in or relating to aircraft of the helicopter type
US2330056A (en) * 1938-12-29 1943-09-21 Frank A Howard Rotating wing aircraft
GB794795A (en) * 1955-08-12 1958-05-07 Westinghouse Electric Int Co Improvements in or relating to helicopter rotors
GB938459A (en) * 1961-06-09 1963-10-02 Sub Aviat Soc Nat De Const Aer Rotary-wing aircraft
US3451644A (en) * 1965-04-08 1969-06-24 Marchetti Soc Charles Vertical or short take-off aerodyne of high translation speed
US5454530A (en) * 1993-05-28 1995-10-03 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Canard rotor/wing
CN2873632Y (zh) * 2006-01-06 2007-02-28 张东山 喷气双层机翼直升机
CN1962361A (zh) * 2006-04-07 2007-05-16 赵钦 用动力直接推进旋翼的直升机
CN101048313A (zh) * 2004-09-28 2007-10-03 贝尔直升机泰克斯特龙公司 用于旋翼飞机的推进反扭矩系统
CN101117156A (zh) * 2007-09-14 2008-02-06 阮绍玉 喷气式直升机
US20090224096A1 (en) * 2008-03-06 2009-09-10 Karem Aircraft, Inc. Rotorcraft engine and rotor speed synchronization
CN101723091A (zh) * 2009-12-16 2010-06-09 李游 旋翼直升机的旋翼变距控制装置
CN102211666A (zh) * 2010-04-07 2011-10-12 上海工程技术大学 一种微型扑翼飞行器
CN102501969A (zh) * 2011-12-13 2012-06-20 北京君研院科技有限公司 一种旋翼桨尖喷气式单人飞行器
CN103043212A (zh) * 2011-10-17 2013-04-17 田瑜 固定翼与电动多旋翼组成的复合飞行器
US20140346283A1 (en) * 2013-04-22 2014-11-27 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system for multi-mode operation
CN104477377A (zh) * 2014-12-31 2015-04-01 北京航空航天大学 一种复合式多模态多用途飞行器
CN104527976A (zh) * 2014-12-18 2015-04-22 中国民航大学 翼膜伸缩的倾转翼飞行器
CN104608923A (zh) * 2015-01-31 2015-05-13 中南大学 一种蜂窝式六旋翼运输飞行器
CN105438461A (zh) * 2016-01-11 2016-03-30 成都学尚科技有限公司 一种构造飞行器的动力系统及飞行器
US20160090174A1 (en) * 2014-06-20 2016-03-31 David J. White Reaction drive blade tip with turning vanes
CN105501439A (zh) * 2015-12-31 2016-04-20 北京航空航天大学 一种用于旋翼固定翼复合式垂直起降飞行器的旋翼减速锁定装置
CN105667781A (zh) * 2016-04-06 2016-06-15 南京航空航天大学 一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器
CN206243476U (zh) * 2016-10-28 2017-06-13 易瓦特科技股份公司 垂直起降固定翼无人机
CN206766332U (zh) * 2017-03-15 2017-12-19 昆明理工大学 一种抓取用四旋翼无人机
US20180050796A1 (en) * 2016-08-19 2018-02-22 Bell Helicopter Textron Inc. Braking Systems for Rotorcraft
CN107719659A (zh) * 2017-08-28 2018-02-23 南京达索航空科技有限公司 一种垂直起降固定翼式飞行器
CN107757870A (zh) * 2016-08-21 2018-03-06 李海光 双系统垂直升降飞行器
CN108045576A (zh) * 2018-01-15 2018-05-18 缪顺文 可变形仿生旋翼扑翼固定翼一体飞行器
CN108177760A (zh) * 2016-12-08 2018-06-19 上海交通大学 垂直起降个人飞行器

Patent Citations (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB412487A (en) * 1933-01-26 1934-06-28 Claude Dornier Improvements in or relating to aircraft of the helicopter type
US2330056A (en) * 1938-12-29 1943-09-21 Frank A Howard Rotating wing aircraft
GB794795A (en) * 1955-08-12 1958-05-07 Westinghouse Electric Int Co Improvements in or relating to helicopter rotors
GB938459A (en) * 1961-06-09 1963-10-02 Sub Aviat Soc Nat De Const Aer Rotary-wing aircraft
US3451644A (en) * 1965-04-08 1969-06-24 Marchetti Soc Charles Vertical or short take-off aerodyne of high translation speed
US5454530A (en) * 1993-05-28 1995-10-03 Mcdonnell Douglas Helicopter Company Canard rotor/wing
CN101048313A (zh) * 2004-09-28 2007-10-03 贝尔直升机泰克斯特龙公司 用于旋翼飞机的推进反扭矩系统
CN2873632Y (zh) * 2006-01-06 2007-02-28 张东山 喷气双层机翼直升机
CN1962361A (zh) * 2006-04-07 2007-05-16 赵钦 用动力直接推进旋翼的直升机
CN101117156A (zh) * 2007-09-14 2008-02-06 阮绍玉 喷气式直升机
US20090224096A1 (en) * 2008-03-06 2009-09-10 Karem Aircraft, Inc. Rotorcraft engine and rotor speed synchronization
CN101723091A (zh) * 2009-12-16 2010-06-09 李游 旋翼直升机的旋翼变距控制装置
CN102211666A (zh) * 2010-04-07 2011-10-12 上海工程技术大学 一种微型扑翼飞行器
CN103043212A (zh) * 2011-10-17 2013-04-17 田瑜 固定翼与电动多旋翼组成的复合飞行器
CN102501969A (zh) * 2011-12-13 2012-06-20 北京君研院科技有限公司 一种旋翼桨尖喷气式单人飞行器
US20140346283A1 (en) * 2013-04-22 2014-11-27 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system for multi-mode operation
US20160090174A1 (en) * 2014-06-20 2016-03-31 David J. White Reaction drive blade tip with turning vanes
CN104527976A (zh) * 2014-12-18 2015-04-22 中国民航大学 翼膜伸缩的倾转翼飞行器
CN104477377A (zh) * 2014-12-31 2015-04-01 北京航空航天大学 一种复合式多模态多用途飞行器
CN104608923A (zh) * 2015-01-31 2015-05-13 中南大学 一种蜂窝式六旋翼运输飞行器
CN105501439A (zh) * 2015-12-31 2016-04-20 北京航空航天大学 一种用于旋翼固定翼复合式垂直起降飞行器的旋翼减速锁定装置
CN105438461A (zh) * 2016-01-11 2016-03-30 成都学尚科技有限公司 一种构造飞行器的动力系统及飞行器
CN105667781A (zh) * 2016-04-06 2016-06-15 南京航空航天大学 一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器
US20180050796A1 (en) * 2016-08-19 2018-02-22 Bell Helicopter Textron Inc. Braking Systems for Rotorcraft
CN107757870A (zh) * 2016-08-21 2018-03-06 李海光 双系统垂直升降飞行器
CN206243476U (zh) * 2016-10-28 2017-06-13 易瓦特科技股份公司 垂直起降固定翼无人机
CN108177760A (zh) * 2016-12-08 2018-06-19 上海交通大学 垂直起降个人飞行器
CN206766332U (zh) * 2017-03-15 2017-12-19 昆明理工大学 一种抓取用四旋翼无人机
CN107719659A (zh) * 2017-08-28 2018-02-23 南京达索航空科技有限公司 一种垂直起降固定翼式飞行器
CN108045576A (zh) * 2018-01-15 2018-05-18 缪顺文 可变形仿生旋翼扑翼固定翼一体飞行器

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
陈铭，武梅丽文，曹飞: "复合式直升机技术特点及发展概述", 《航空制造技术》 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112009695A (zh) * 2019-05-30 2020-12-01 李秋辐 圆周喷气发动机装置
CN110673640A (zh) * 2019-10-21 2020-01-10 深圳市道通智能航空技术有限公司 一种无人机控制方法、装置、设备和存储介质
CN110673640B (zh) * 2019-10-21 2022-02-08 深圳市道通智能航空技术股份有限公司 一种无人机控制方法、装置、设备和存储介质
CN111907710A (zh) * 2020-08-17 2020-11-10 来宾市农业科学院 一种甘蔗药剂喷淋系统
CN111907710B (zh) * 2020-08-17 2021-08-20 来宾市农业科学院 一种甘蔗药剂喷淋系统
CN112650282A (zh) * 2020-12-15 2021-04-13 易瓦特科技股份公司 一种垂直起降固定翼飞行器反向转换定距刹车方法
CN112650282B (zh) * 2020-12-15 2022-07-12 易瓦特科技股份公司 一种垂直起降固定翼飞行器反向转换定距刹车方法
CN113734424A (zh) * 2021-11-05 2021-12-03 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 一种无人直升机及其控制系统
CN113879547A (zh) * 2021-11-16 2022-01-04 西安觉天动力科技有限责任公司 微型涡喷发动机旋转支架

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