CN109747819A - 一种升力风扇与倾转涵道融合的垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

一种升力风扇与倾转涵道融合的垂直起降飞行器属于飞行器领域，本发明采用倾转涵道及升力风扇融合的方式解决了固定翼飞行器的垂直起降问题。本发明的总体气动外形是一种混合翼身融合布局，同时拥有升力风扇、倾转涵道以及辅助控制动力这三种动力装置。在悬停及模态过度状态下，三种动力装置同时工作，升力风扇与倾转涵道是主要的升力来源，同时提供纵向和航向控制力矩，辅助控制动力产生横向控制力矩。在固定翼模式下，升力风扇及辅助控制动力关闭并隐藏在机体内部，倾转涵道倾转至水平姿态产生水平推力。本发明可垂直起降，同时具备良好的固定翼巡航性能及使用安全性。

Description

一种升力风扇与倾转涵道融合的垂直起降飞行器

技术领域

本发明属于一种飞行器，尤其属于一种可悬停、垂直起飞降落、快速高效飞行的垂直起降固定翼飞行器。

背景技术

目前的微型飞行器主要可以分为固定翼及直升机。固定翼在飞行时利用机翼产生升力，利用独立的推进系统产生前飞方向的推力以克服飞行过程中的阻力。固定翼飞机通常为滑跑起飞、降落，需要跑道完成起降。也有固定翼飞行器利用弹射架或手掷完成发射，利用回收网、阻拦索实现回收。固定翼的最大特点就是实现了推力与升力的分离，利用机翼的升力维持飞行可以实现高的飞行效率，因此目前使用最多的飞行器就是固定翼类飞行器。直升机类飞行器主要分为单旋翼及多旋翼。其最大的特点就是可垂直起降及空中悬停。在悬停状态下，利用其旋翼产生的拉力克服重力。在平飞状态下，机体前倾，利用旋翼的拉力在飞行方向的分量克服阻力实现平飞。直升机的优势在于无需跑道就可以实现起降，并可以悬停在空中执行任务，但是其飞行效率低下，能耗大，因此通常只用于某些特殊的场合。

垂直起降固定翼飞行器是一种可实现垂直起飞降落，并具备空中悬停能力的飞行器，其研究开始于1960年左右。到目前为止，全世界出现的较为成熟的垂直起降飞行器有V-22“鱼鹰“倾转旋翼机及F-35“闪电II”升力风扇式垂直起降战斗机。

目前国内成熟的垂直起降无人机产品主要是一种SLT构型（seperated lift &thrust 推力及升力分离式）。这种构型拥有固定翼外形、四旋翼支架及水平推进发动机。四旋翼支架用于在垂直起飞及悬停时提供升力，水平推进发动机用于在平飞时提供前飞动力，固定翼外形用于在平飞时提供升力。

但是SLT产品有着先天的缺陷，列举为以下三点：1）在平飞时需要携带四旋翼模块，造成飞机自身的结构重量大，可携带载荷能力明显变差；2）四旋翼模块在平飞时需要付出巨大的阻力代价，从而造成平飞状态下阻力大，飞行效率低；3）多旋翼的旋翼外露，危险性高；4）航向控制能力弱，飞机在悬停状态下的抗风能力弱。

为了设计出一种更适合市场的垂直起降固定翼无人机，必须规避以上的问题，并提出一种新的垂直起降构型来解决使用上的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题有三点，一是要求飞行器可以垂直起飞降落及空中悬停；二是飞行器能够以固定翼模式快速高效平飞；三是要求飞行器可以稳定的从悬停模式过渡到平飞模式。

本方案所述的倾转涵道及升力风扇融和的垂直起降飞行器中设计了两类发动机。其一是主动力，其二是辅助控制动力。

主动力包含升力风扇以及倾转涵道。升力风扇是一种内嵌于机身内部的可产生竖直向上升力的涵道发动机。倾转涵道是一种悬挂在机身外的，可竖直向上产生升力也可以向前倾转产生水平推力的涵道发动机。在悬停阶段，升力风扇工作，倾转涵道竖直向上产生升力，二者一共提供飞机80%以上的总升力。在平飞阶段，升力风扇关闭，倾转涵道向前倾转并提供100%的总水平推力。

本发明的升力风扇和倾转涵道在飞机的X方向上相距较远，绕Y轴的力臂长，因此在悬停模式及过渡状态下下，升力风扇和倾转涵道通过差速来产生俯仰力矩以控制飞机的俯仰稳定。

在过渡飞行过程中，倾转涵道和升力风扇的喷口同时向后调节，产生向前的推力分量以增加水平飞行速度。同时，两者依然可以通过差速来控制飞机俯仰。当空速增加到飞行器失速速度以上时，升力风扇关闭，倾转涵道完全倾转至水平，飞行器进入平飞模式。

倾转涵道可以进行侧向偏转，两个涵道同时同方向偏转，可以使涵道推力产生机体Y方向的分量，从而绕机体重心产生航向力矩。通过这种方式所产生的航向力矩相当于多旋翼所能产生的航向力矩的2.5倍，因此使飞机可以具备更强的抗侧风能力。在悬停及过渡飞行状态下，飞行器通过这种倾转涵道侧向偏转的方式进行航向控制。

辅助控制动力包含两台小尺寸的涵道风扇，布置在机翼外翼的中段。两台辅助控制动力在飞机的展向相距较远，绕机体x轴的力臂较长，可以产生很强的横滚力矩，因此来提供飞机悬停模式以及过渡飞行过程中的横滚控制能力。

本发明作为一种可垂直起降的固定翼飞行器，其基础构型是一种混合翼身融合布局的固定翼飞行器。

本发明所采用的混合翼身融合布局是一种将机翼与机身进行融合的，拥有平尾和垂尾的固定翼构型。其机翼分为内翼段和外翼段，内翼段与前、中机身完全融合。后机身从内翼段后缘伸出，并且在后机身尾部安装了平尾和垂尾。

混合翼身融合布局拥有副翼、方向舵和升降舵，用于飞行器在平飞模式下的操纵。其中，副翼用于平飞模式下的横滚操纵，方向舵用于平飞模式下的航向操纵，升降舵用于平飞模式下的俯仰操纵。

本发明具备以下的有益效果：本发明可实现飞行器的空中悬停及垂直起降，它的起飞和降落不需要机场或弹射架、火箭等辅助发射装置。它可以利用机翼以固定翼模式快速平飞。而固定翼自身的飞行效率高，因此其平飞状态的功耗小，飞行时间长、航程远。

相比于常规的固定翼飞行器，本发明具备垂直起降及空中悬停能力。

相比于常规的多旋翼飞行器，本发明具备相当于前者10倍左右的航时以及20倍左右的航程。

相比于常规的复合翼垂直起降飞行器，本发明在平飞模式下外形更为简洁，浸湿面积更小，气动效率更高。在同一起飞重量及飞行速度下，其平飞需用功率仅为前者的47%左右，具备前者两倍以上的航程。

本发明采用了混合翼身融合布局的基础固定翼构型，具备相当于常规的桶形固定翼机身2.5倍的内部空间，可以用于货物运输。

本发明所涉及的主动力及辅助控制动力全部为涵道式动力系统。其相当于在桨叶外沿包裹了一层外壳，因此具备更好的安全性以及更复杂环境下的飞行能力。

本发明设计了一种容错控制分配方案，在部分发动机失效情况下，使飞行器仍能具备安全飞行的能力。在悬停状态下，当一台辅助控制动力失效时，两台倾转涵道可以通过差速来控制横滚，飞行器的俯仰依然通过升力风扇与倾转涵道的差速进行控制。在悬停状态下，当一台倾转涵道失效时，另一台倾转涵道有一定的推力富裕，可以保证飞机在俯仰方向的平衡，而此时辅助控制动力对于横向的控制依然不受影响。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：

图1是本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例平飞模式结构示意图

图2是本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例悬停模式结构示意图

图3是本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例平飞模式结构示意图2

图4是本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例从悬停模式到平飞模式的过渡状态示意图

图5是本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例在悬停模式下的航向操纵示意图

图6是本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例在悬停模式到平飞模式的过渡飞行状态下的航向操纵示意图

图7是本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例的容错控制分配方案示意图1

图8是本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例的容错控制分配方案示意图2

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施实例做进一步详细说明：如图1至图3所示为本发明所述的垂直起降飞行器的一个实施例的结构示意图。包括左侧倾转涵道1，右侧倾转涵道1-2，左侧副翼2，右侧副翼2-2，左侧升降舵3，右侧升降舵3-2，水平尾翼4，机翼5，左侧辅助控制动力6，右侧辅助控制动力6-2，机身7，方向舵8，垂直尾翼9，升力风扇10，升力风扇舱盖11。

如图1及图2所示，倾转涵道1及1-2外挂于机身7的外部。机身7的前、中段与机翼5相融合。垂直尾翼9及水平尾翼4位于机身7的后体。水平尾翼上布置有升降舵3及3-2，垂直尾翼上布置有方向舵8，机翼7上布置有副翼2及2-2。机翼展向中段布置有辅助控制动力6及6-2。在机身7的头部布置有升力风扇10。

在平飞模式下，如图1所示，倾转涵道1及1-2处于水平位置，其推力线大致平行于机身轴线方向，为水平飞行提供推力，辅助控制动力6及6-2关闭，升力风扇10关闭。图1所示的本发明所述的垂直起降飞行器的一种实施例的平飞模式示意图中，升力风扇10的进气口有一可关闭的升力风扇舱盖11，用以在水平飞行模式下遮盖升力风扇的进气口，保证机身外形的平整。在本发明的其余实施例中，必须通过总体设计的权衡，来决定是否使用升力风扇的舱盖。因此本发明其余的实施例也可能没有设计此舱盖。

在平飞模式下，如图1所示，飞行器的副翼2及2-2用于横滚控制，升降舵3及3-2用于飞行器的俯仰操纵，方向舵8用于飞行器的航向操纵。

在平飞模式下，如图1所示，飞行器的机翼5产生升力以平衡飞行器重力。飞行器的机身7用以容纳内部装载。飞行器的垂尾9用以增加飞行器的航向安定性。飞行器的平尾4用以增加飞行器的俯仰稳定性。

在悬停模式下，如图2所示，倾转涵道1及1-2处于垂直位置，其推力线大致垂直于机身轴线方向，为飞行器提供垂直推力。升力风扇10在悬停模式下打开，为飞行器提供垂直推力。由于升力风扇10与倾转涵道1及1-2在飞行器的X方向相距较远，绕飞行器的Y轴具备较长的力臂，因此在悬停模式下，两者的推力差可以产生较强的俯仰力矩，用以进行俯仰控制。

如图4所示，在飞行器从悬停模式到平飞模式的过渡飞行状态下，倾转涵道1及1-2向前倾转，使其推力T在飞行器的X方向产生分量Fx，在飞行器的Z方向保持分量L。飞行器在Fx的推进下向前加速。在过渡飞行状态下，倾转涵道1及1-2在Z方向所产生的升力L以及升力风扇10所产生的升力，平衡全机的重力。俯仰操纵依然通过升力风扇及倾转涵道的推力差所产生的俯仰力矩实现。

值得强调的是，在本发明的其他实施例中，机翼所产生的升力也可以平衡过渡飞行状态下的部分重力。此外，飞行器在过渡飞行状态中增加到一定的空速后，升降舵具备足够的舵效，飞行器的俯仰操纵也可以通过升降舵来实现。

在悬停模式下，如图2所示，辅助控制动力6及6-2全部打开。辅助控制动力6及6-2是嵌入在机翼中段内部的微型涵道发动机，其推力方向大致沿机体轴Z方向，由于辅助控制动力在飞行器的Y方向相距较远，绕飞行器X轴的力臂较长，因此可以在6于6-2的推力存在小的推力差的情况下产生较大的横滚力矩。由于辅助控制动力所产生的横滚力矩不会耦合出其他方向的力矩，因此在飞行器的悬停模式及悬停模式到平飞模式的过渡飞行状态下，辅助控制动力都用来产生横滚控制。

值得强调的是，在本发明的其他实施例中，飞行器在过渡飞行状态下的空速增加到一定值后，机翼上的副翼2及2-2具备足够的舵效，其所产生的横滚控制力矩可能会超过辅助控制动力6及6-2所能产生的横滚控制力矩。此时，飞行器的横滚操纵可以通过副翼来实现，并提前关闭辅助控制动力。

如图5所示，飞行器在悬停状态下，倾转涵道1及1-2可以侧向偏转，使得倾转涵道的推力T可以在飞行器机体轴的Y方向产生分量Fy。由于倾转涵道距离重心c.g较远，因此Fy的作用点绕机体Z轴的力臂长，所产生的航向力矩大。而由于Fy的作用点在Z方向上距离重心的距离dH很小，因此其耦合出的绕X轴的滚转力矩很小，可以忽略。

如图6所示，在飞行器从悬停模式到平飞模式的过渡飞行状态下，倾转涵道1及1-2向前倾转了一定的角度。当涵道侧向偏转时，其推力T依然会产生侧向的分力Fy，而其作用点与悬停模式下的作用点一致。因此在过渡飞行状态下，涵道依然通过侧向偏转的方式来产生航向控制力矩。

如图7所示，在悬停模式下，当飞行器的一台倾转涵道失效时，另一台倾转涵道的推力适量增加，以继续维持全机的升力。两台辅助控制动力的推力适量进行调整，以平衡一台倾转涵道的失效所产生的横滚力矩。飞行器的纵向和横向以及航向的控制方式依然不变。

如图8所示，本发明所述的垂直起降飞行器一个实施例中，在悬停模式下，当飞行器的一台辅助控制动力失效时，两台倾转涵道之间形成推力差，以平衡一台辅助控制动力的失效所产生的横滚力矩。飞行器的纵向控制及航向控制方式不改变，而横滚的控制则通过另一台辅助控制动力的增减推力实现。例如，辅助控制动力6-2失效时，倾转涵道1-2适当增加推力，飞行器维持平衡。当辅助控制动力6增加推力时，可以产生绕X轴正向的滚转力矩，当辅助控制动力6的推力降低时，可以产生绕X轴负向的推力。

Claims (10)

1.一种升力风扇和倾转涵道融合的垂直起降飞行器，其特征在于将固定翼飞行器与倾转涵道以及升力风扇集成。

2.按权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于：固定翼飞行器拥有倾转涵道1及1-2，机翼5，左侧辅助控制动力6，右侧辅助控制动力6-2，机身7，升力风扇10。

3.按权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：倾转涵道1及1-2外挂于机身7的外部，机身7的前、中段与机翼5相融合。

4.按权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：机翼展向中段布置有辅助控制动力6及6-2，辅助控制动力6及6-2是嵌入在机翼两侧外翼段中段内部的微型涵道发动机。

5.按权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：机身7的头部布置有升力风扇10。

6.按权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：在平飞模式下，倾转涵道1及1-2处于水平位置，其推力线大致平行于机身轴线方向，为水平飞行提供推力，辅助控制动力6及6-2关闭，升力风扇10关闭。

7.按权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：在悬停模式下，倾转涵道1及1-2处于垂直位置，其推力线大致垂直于机身轴线方向，为飞行器提供垂直推力。

8.按权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其升力风扇10在悬停模式下打开，为飞行器提供垂直推力。

9.按权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：在悬停模式下，升力风扇10与倾转涵道1及1-2的推力差可以产生较强的俯仰力矩，用以进行俯仰控制。

10.按权利要求1或2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：在悬停模式下，辅助控制动力6及6-2全部打开，两侧辅助控制动力的推力方向大致沿机体轴Z方向，其可以通过两侧的推力差实现滚转控制。