CN109606628A - 飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种飞行器。飞行器包括机身、机翼、机翼驱动机构、尾翼、发动机、前起落架、主起落架，其中：机翼通过活动连接的方式安装于机身中段上部，驱动机构分别与机身和机翼连接，通过驱动机构长度的变化实现机翼相对于机身的偏转；发动机安装于机身前段；前起落架安装于机身的腹部的前端；主起落架安装于机身的腹部的后端；在飞机低速滑行时，机翼能够偏转至小偏角，以减小加速滑行时的气动阻力；当飞机加速至一定速度后，机翼能够偏转至大偏角，使得机翼迎角增加使得升力增加，且使机身基本保持水平地离地。本发明实施例可实现较高的气动效率，可实现短距起降功能，配合使用辅助起降模块，可实现在低级道面的起降。

Description

飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器总体设计的技术领域，尤其是涉及一种飞行器、控制和起降方法,具体涉及一种飞行器的总体布置、机翼偏转方案、辅助起降模块方案及其使用控制方法。

背景技术

飞机凭借着速度优势在现在军民用运输领域都发挥着巨大的作用，而在军用领域，由于前线机场的条件较差，对短距起降的要求较高。

当今最接近本发明的飞行器包括两种：固定翼运输机与倾转旋翼机。这两种飞行器在起降方式、载重能力等方面有所不同。

固定翼运输机采用滑跑起飞方式，机翼固定安装于机身上，起飞时，当飞机加速至一定速度后，飞行员拉杆使得飞机抬头，随后离地；着陆时，主起落架先接地，飞行员操纵飞机缓慢低头至前起落架接地，随后减速。固定翼飞机具有较大的升阻比，气动效率较高，其载重能力和航程均较大，载重通常为数十吨至上百吨，航程几千公里至上万公里，最大飞行速度可达900公里每小时，但起飞着陆时滑跑距离较长，对机场的要求较高。

倾转旋翼机以美国V-22“鱼鹰”为代表，可以垂直起降，在直升机状态下，两个旋翼产生向上的拉力，实现垂直起降；在固定翼状态下，旋翼产生向前的拉力，由机翼产生升力。因此倾转旋翼机具有直升机和固定翼飞机的特点：可以垂直起降，其可以不需要机场，而巡航速度比直升机快。但是由于垂直起降对发动机功率要求很高，受目前发动机能力的限制其起飞总重量较小，因此其运载能力较低(V-22载重约9吨)，且其航程较短(V-22航程约2000公里)，飞行速度相对校对固定翼飞机低(V-22最大速度约500公里每小时)，同时还存在技术难度高，可靠性较低等缺点。倾转旋翼机目前仅有美国V-22“鱼鹰”一款飞机投入实际使用，且其事故率较高。

发明内容

鉴于此，为了解决现有技术中的至少一种技术问题，本发明提供了一种飞行器。

第一方面，本发明提供了一种飞行器。

该飞行器包括：机身，机翼，机翼驱动机构，尾翼，发动机，前起落架、主起落架，

机翼通过活动连接的方式安装于机身中段上部，

驱动机构分别与机身和机翼连接，通过驱动机构长度的变化实现机翼相对于机身的偏转；

发动机安装于机身前段；

前起落架安装于机身的腹部的前端；

主起落架安装于机身的腹部的后端；

在飞机低速滑行时，机翼能够偏转至小偏角，以减小加速滑行时的气动阻力；

当飞机加速至一定速度后，机翼能够偏转至大偏角，使得机翼迎角增加使得升力增加，且使机身基本保持水平地离地。

在一些实施例中，辅助起降模块，安装在机身的腹部，用于减小轮胎对道面的压强。

在一些实施例中，辅助起降模块包括：模块主体、引气管道、对接装置、导向机构、气囊、充气轮胎以及滑动舱门，其中：

引气管道分别与模块主体和机身连接，为模块主体提供气源；

对接装置分别与气囊和机身连接，为辅助起降模块在机身的安装提供接口；

导向机构分别于模块主体和机身连接，用于消除模块主体多余的运动自由度，保证模块主体与机身保持平行；

气囊分别与对接装置和模块主体连接，形成密闭空间以传递载荷和缓冲；

充气轮胎安装在模块主体上，起降时与地面接触以承担载荷；

滑动舱门安装在模块主体上，在充气轮胎泄气后滑动至指定位置，使得辅助起降模块下部平整，以降低气动阻力。

在一些实施例中，活动连接包括：模块主体内部安装有用于控制气囊压力和充气轮胎压力的压力控制系统。

在一些实施例中，活动连接包括：铰接、柔性连接。

第二方面，本发明提供了一种飞行器的可偏转机翼的控制方法。该方法包括以下步骤：

起飞阶段：

在飞机低速滑行时，将机翼偏转至小偏角，以减小加速滑行时的气动阻力；

当飞机加速至一定速度后，将机翼偏转至大偏角，机翼迎角增加使得升力增加，且使机身基本保持水平地离地；

巡航阶段：

根据飞行参数，计算出使得飞机气动效率最高的机翼偏角并使用此偏角；

降落阶段：

调整机翼至大偏角，同时控制机身基本保持水平，使得前起落架和主起落架(以及辅助起降模块)基本同时接地；

接地后，减小机翼偏角，使得机翼升力迅速降低，根据需要甚至可调整至机翼产生向下的压力，以缩短着陆滑跑距离。

在一些实施例中，飞行参数包括以下参数中的一种或者多种：

飞行器重量、飞行器空速、大气压力、大气温度。

第三方面，本发明提供了一种飞行器的起降方法。该方法包括以下步骤：

判断用于飞行器的道面的质量是否符合指定要求；

当确定道面的质量符合指定要求时，依靠在机身下部有前起落架和主起落架组成的前三点式起落架完成起飞和降落的动作；

当确定道面的质量不符合指定要求时，依靠辅助起降模块与原前起落架和主起落架配合完成起飞和降落的动作。

上述发明实施例通过可偏转机翼方案，可以实现较高的气动效率，可实现短距起降功能，同时配合使用辅助起降模块，可实现在低级道面的起降。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明一实施例的一种飞行器的组成示意图；

图2是本发明一实施例的一种飞行器的三视图；

图3是本发明一实施例的一种飞行器的机翼结构示意图；

图4是本发明一实施例的一种飞行器的机翼不同偏角的示意图；

图5是本发明一实施例的一种飞行器的辅助起降模块组成示意图；

图6是本发明一实施例的一种飞行器的起落架及辅助起降模块放下状态；

图7是本发明一实施例的一种飞行器的起落架及辅助起降模块收起状态。

其中：

机身1、机翼2、机翼驱动机构3、尾翼4、发动机5、前起落架6、主起落架7以及辅助起降模块8；

中央翼201、外翼202、铰接接头203、驱动接头204、襟翼205；

模块主体801、引气管道802、对接装置803、导向机构804、气囊805、充气轮胎806以及滑动舱门807。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示意性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域的技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。本发明决不限于下面所提出的任何具体设置和方法，而是在不脱离本发明的精神的前提下覆盖了结构、方法、器件的任何改进、替换和修改。在附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以避免对本发明造成不必要的模糊。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明实施例及实施例中的特征可以互相结合，各个实施例可以相互参考和引用。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1是本发明一实施例的一种飞行器的组成示意图。

图2(a)、(b)、(c)是本发明一实施例的一种飞行器的三视图。

如图1和图2所示，飞行器可以包括：机身1、机翼2、机翼驱动机构3、尾翼4、发动机5、前起落架6、主起落架7以及辅助起降模块8。机翼2通过活动连接的方式安装于机身1中段上部；驱动机构3分别与机身1和机翼2连接，通过驱动机构长度的变化实现机翼2相对于机身1的偏转；发动机5安装于机身前段；前起落架6安装于机身1的腹部的前端；主起落架7安装于机身1的腹部的后端；辅助起降模块8安装在机身1的腹部。

图3是本发明一实施例的一种飞行器的机翼结构示意图。

图4是本发明一实施例的一种飞行器的机翼不同偏角的示意图。

如图3和图4所示，可偏转机翼2由中央翼201和外翼202组成，中央翼后梁上有铰接接头203，与机身1铰接，中央翼前梁上有驱动接头204，通过作动器与机身2连接，通过作动器长度变化驱动可偏转机翼2偏转；外翼202上有襟翼205，当可偏转机翼2偏转至大偏角状态时，襟翼205放出后位于发动机5的喷流中，形成动力增升，有利于缩短起降距离。

在一些实施例中，辅助起降模块8安装在机身1的腹部，用于减小轮胎对道面的压强。

在一些实施例中，辅助起降模块8可以包括：模块主体801、引气管道802、对接装置803、导向机构804、气囊805、充气轮胎806以及滑动舱门807，其中：

引气管道802分别与模块主体801和机身1连接，为模块主体801提供气源；

对接装置803分别与气囊805和机身1连接，为辅助起降模块8在机身1的安装提供接口；

导向机构804分别于模块主体801和机身1连接，用于消除模块主体801多余的运动自由度，保证模块主体与机身保持平行；

气囊805分别与对接装置803和模块主体801连接，形成密闭空间以传递载荷和缓冲；

充气轮胎806安装在模块主体801上，起降时与地面接触以承担载荷；

滑动舱门807安装在模块主体801上，在充气轮胎806泄气后滑动至指定位置，使得辅助起降模块8下部平整，以降低气动阻力。

在一些实施例中，活动连接可以包括：模块主体801内部安装有用于控制气囊压力和充气轮胎压力的压力控制系统。

在一些实施例中，活动连接可以包括：铰接、柔性连接。

图5是本发明一实施例的一种飞行器的辅助起降模块组成示意图。

图6是本发明一实施例的一种飞行器的起落架及辅助起降模块放下状态。

图7是本发明一实施例的一种飞行器的起落架及辅助起降模块收起状态。

如图5、图6和图7所示，辅助降落模块8为选装模块，当飞机需要在土质跑道、草地、野战机场等道面质量差的地面起降时，通过安装辅助降落模块8增加飞机的轮胎数量，降低轮胎对道面的压力。辅助降落模块由模块主体801、引气管道802、对接装置803、导向机构804、气囊805、充气轮胎806以及滑动舱门807组成，其中引气管道802分别与模块主体801和机身1连接，为模块主体801提供气源；对接装置803分别与气囊805和机身1连接，为辅助起降模块8在机身1的安装提供接口；导向机构804分别于模块主体801和机身1连接，用于消除模块主体801多余的运动自由度，保证模块主体801与机身1保持平行；气囊805分别与对接装置803和模块主体801连接，起降阶段形成密闭空间以传递载荷和缓冲，巡航阶段内部抽真空以将模块主体801吸附在机身1腹部；充气轮胎806为特殊的易变性轮胎，内部压力释放后容易变形，在主体下部交错布置，充气轮胎通过万向轮结构与模块主体801相连，万向轮结构保证辅助起降模块8不会妨碍飞机的转弯动作；滑动舱门807在充气轮胎泄压后向后滑动，保证辅助起降模块8下部的平整性；模块主体801内部安装有用于控制气囊压力和充气轮胎压力的压力控制系统。

在一些实施例中，飞行器的可偏转机翼的控制方法可以包括以下步骤：

起飞阶段：在飞机低速滑行时，将机翼2偏转至小偏角，以减小加速滑行时的气动阻力；当飞机加速至一定速度后，将机翼2偏转至大偏角，机翼2迎角增加使得升力增加，且使机身1基本保持水平地离地；(小偏角指机身水平时，机翼翼根翼型弦线与水平面夹角在小于5°范围的状态；大偏角指机身水平时，机翼翼根翼型弦线与水平面夹角在大于5°范围的状态；机身基本保持水平指机身轴线与水平面夹角不超过±3°。

巡航阶段：根据飞行参数:飞行器重量、飞行器空速、大气压力、大气温度等，计算出使得飞机气动效率最高的机翼2偏角并使用此偏角；

降落阶段：调整机翼2至大偏角，同时控制机身基本保持水平，使得前起落架6和主起落架7(以及辅助起降模块8)基本同时接地；接地后，减小机翼偏角，使得机翼升力迅速降低，根据需要甚至可调整至机翼产生向下的压力，以缩短着陆滑跑距离。

在一些实施例中，飞行器的可偏转机翼的控制方法可以包括以下步骤：

判断用于飞行器的道面的质量是否符合指定要求；

当确定道面的质量符合指定要求时，依靠在机身1下部有前起落架6和主起落架7组成的前三点式起落架完成起飞和降落的动作；

当确定道面的质量不符合指定要求时，依靠辅助起降模块8与原前起落架6和主起落架7配合完成起飞和降落的动作。

道面的质量符合指定要求指道面使用品质达到高级道面或中级道面，道面的质量不符合指定要求指道面使用品质为低级道面。本发明所产生的有益效果：

起飞滑跑距离更短。固定翼运输机起飞滑跑时，为增大机翼的迎角，需要偏转平尾产生较大的向下的气动力使得飞机抬头，平尾向下的气动力需要靠机翼的升力平衡，因此需要机翼产生更多的升力，也就需要更高的离地速度，平尾向下的气动力一定程度上增加了起飞距离。而采用机翼可偏转方案后，起飞时可直接将机翼偏转至大迎角状态，机身保持水平，不需要平尾将整个飞机压至抬头状态，机翼所需产生的升力也就减少，离地速度更低、滑跑距离减小。

着陆滑跑距离更短。固定翼运输机着陆时，为降低着陆速度通常采用大迎角，飞机处于抬头状态，主起落架先接地，前起落架后接地，而为了防止前起落架冲击过大，飞机迎角需要缓慢减小，滑跑距离长。采用机翼可偏转方案，可保持机身基本处于水平状态，前起落架和主起落架可基本同时接地，且接地后，可迅速调整机翼至小迎角状态，使机翼产生的升力迅速降低甚至产生向下压力，增加起落架与地面的正压力，从而增大摩擦力，减小着陆滑跑距离。

对道面的适应性更强。采用辅助起降模块后，可增加轮胎数量和轮胎接地面积，减小轮胎对道面的压强，使得飞机可以在更软的道面上起降。辅助起降模块需要机身基本保持水平才能正常工作，而本发明中的机翼可偏转方案可使机身基本保持水平。

发动机效率更高。传统方案在飞机大迎角状态下，发动机推力方向为斜向下方，一部分推力用于平衡重力，推力的水平分量用于克服阻力和加速。本方案采用可偏转机翼，可保持机身基本处于水平状态，而发动机安装在机身上，发动机推力可保持在水平方向上，推力完全用于克服阻力和飞机加速，同时发动机进气道进气效率更高，因此本方案中发动机的效率更高、飞机加速更快，有利于减小起飞滑跑距离。

需要说明的是，上述实施例中所示的功能组件的实现方式可以为硬件、软件、固件或者它们的组合。当以硬件方式实现时，其可以例如是电子电路、专用集成电路(ASIC)、适当的固件、插件、功能卡等等。当以软件方式实现时，本发明的元素是被用于执行所需任务的程序或者代码段。程序或者代码段可以存储在机器可读介质中，或者通过载波中携带的数据信号在传输介质或者通信链路上传送。“机器可读介质”可以包括能够存储或传输信息的任何介质。机器可读介质的例子包括电子电路、半导体存储器设备、ROM、闪存、可擦除ROM(EROM)、软盘、CD-ROM、光盘、硬盘、光纤介质、射频(RF)链路，等等。代码段可以经由诸如因特网、内联网等的计算机网络被下载。

最后应该说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可以轻易想到各种等效的修改或者替换，这些修改或者替换都应该涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种飞行器，包括机身(1)，机翼(2)，机翼驱动机构(3)，尾翼(4)，发动机(5)，前起落架(6)、主起落架(7)，其特征在于：

机翼(2)通过活动连接的方式安装于机身(1)中段上部，

驱动机构(3)分别与机身(1)和机翼(2)连接，通过驱动机构长度的变化实现机翼(2)相对于机身(1)的偏转；

发动机(5)安装于机身前段；

前起落架(6)安装于机身(1)的腹部的前端；

主起落架(7)安装于机身(1)的腹部的后端；

在飞机低速滑行时，机翼(2)能够偏转至小偏角，以减小加速滑行时的气动阻力；

当飞机加速至一定速度后，机翼(2)能够偏转至大偏角，使得机翼(2)迎角增加使得升力增加，且使机身基本保持水平地离地。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，还包括：

辅助起降模块(8)，安装在机身(1)的腹部，用于减小轮胎对道面的压强。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，辅助起降模块(8)包括：

模块主体801、引气管道802、对接装置803、导向机构804、气囊805、充气轮胎806以及滑动舱门807，其中：

引气管道802分别与模块主体801和机身1连接，为模块主体801提供气源；

对接装置803分别与气囊805和机身(1)连接，为辅助起降模块(8)在机身(1)的安装提供接口；

导向机构804分别于模块主体801和机身(1)连接，用于消除模块主体801多余的运动自由度，保证模块主体与机身保持平行；

气囊805分别与对接装置803和模块主体801连接，形成密闭空间以传递载荷和缓冲；

充气轮胎806安装在模块主体801上，起降时与地面接触以承担载荷；

滑动舱门807安装在模块主体801上，在充气轮胎806泄气后滑动至指定位置，使得辅助起降模块(8)下部平整，以降低气动阻力。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，活动连接包括：

模块主体801内部安装有用于控制气囊压力和充气轮胎压力的压力控制系统。

5.根据权利要求1-4中的任意一项所述的飞行器，其特征在于，活动连接包括：

铰接、柔性连接。

6.根据权利要求1-4中的任意一项所述的飞行器，其特征在于，该飞行器的可偏转机翼的控制方法，包括以下步骤：

起飞阶段：

在飞机低速滑行时，将机翼(2)偏转至小偏角，以减小加速滑行时的气动阻力；

当飞机加速至一定速度后，将机翼(2)偏转至大偏角，机翼(2)迎角增加使得升力增加，且使机身基本保持水平地离地；

巡航阶段：

根据飞行参数，计算出使得飞机气动效率最高的机翼(2)偏角并使用此偏角；

降落阶段：

调整机翼(2)至大偏角，同时控制机身基本保持水平，使得前起落架(6)和主起落架(7)(以及辅助起降模块(8))基本同时接地；

接地后，减小机翼偏角，使得机翼升力迅速降低，根据需要甚至可调整至机翼产生向下的压力，以缩短着陆滑跑距离。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，飞行参数包括以下参数中的一种或者多种：

飞行器重量、飞行器空速、大气压力、大气温度。

8.根据权利要求1-4中的任意一项所述的飞行器，特征在于，该飞行器的起降方法，包括以下步骤：

判断用于飞行器的道面的质量是否符合指定要求；

当确定道面的质量符合指定要求时，依靠在机身(1)下部有前起落架(6)和主起落架(7)组成的前三点式起落架完成起飞和降落的动作；

当确定道面的质量不符合指定要求时，依靠辅助起降模块(8)与原前起落架(6)和主起落架(7)配合完成起飞和降落的动作。