CN111137450A - 一种具有分裂式升降副翼和四涵道变距旋翼的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种具有分裂式升降副翼和四涵道变距旋翼的飞行器，包括机身(10)、起落架(20)、分别设置于机身(10)左右两侧的左机翼(30)和右机翼(40)、分别安装于左机翼(30)和右机翼(40)延伸端的左动力装置(50)和右动力装置(55)、以及设置于机身(10)上的上动力装置(60)和下动力装置(65)。相较于其他垂直起降固定翼飞行器，本发明采用了分裂式升降副翼、涵道和旋翼变距系统，取消了尾翼，具有结构简单、阻力小、航程远、推力大、气动效率高、安全性高以及噪声小等优点。

Description

一种具有分裂式升降副翼和四涵道变距旋翼的飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种具有分裂式升降副翼和四涵道变距旋翼的飞行器。

背景技术

固定翼飞行器具有飞行时间长和航程远的特点，但是起飞和降落一般需要进行长距离滑行的跑道，因此对使用环境有较大的限制。某些小型固定翼飞行器采用了弹射起飞或手抛起飞，降落伞辅助降落的方式，虽然不需要专门的跑道，但是起飞时需要专门的弹射器或者经过专业训练的操作人员，降落时虽然降落伞能够减缓飞行器落地的冲击力，仍然对飞行器有一定的损伤，显然也不是理想的方式。

垂直起降固定翼飞行器能够解决以上问题。现有的垂直起降固定翼飞行器主要包括以下几种形式。第一种为倾转旋翼类型，典型代表是美国的V-22“鱼鹰”倾转旋翼机。起降时通过倾转机构改变旋翼的方向。第二种为旋翼螺旋桨型，飞行器同时具有水平方向和竖直方向的两套动力系统。在起飞和降落时，水平方向的旋翼旋转，产生向上的升力，在平飞时，竖直方向的螺旋桨旋转，产生向前的推力，依靠机翼产生升力。第三种为尾座式，通过飞行器舵面偏转来实现飞行器实现水平飞行和垂直起降的状态转换。

现有的垂直起降固定翼飞行器中，倾转旋翼类型和旋翼螺旋桨型结构复杂、飞行器重量大，可靠性低，飞行器的航程短，尾座式垂直起降飞行器大多采用多于2个旋翼和尾翼，结构复杂、重量大，隐身性低；并且没有旋翼变距系统，电机效率低，续航性能差。

发明内容

本发明目的在于设计了一种通过控制上、下旋翼的转速或左、右分裂式升降副翼，都能够控制飞行器的俯仰，通过控制左、右旋翼的转速或左、右分裂式升降副翼，都能够控制飞行器的偏航，当旋翼或分裂式升降副翼的控制发生故障时，仍然可以操纵飞行器，具有安全性高的优点的一种具有分裂式升降副翼和四涵道变距旋翼的飞行器，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种具有分裂式升降副翼和四涵道变距旋翼的飞行器，包括机身、起落架、分别设置于机身左右两侧的左机翼和右机翼、分别安装于左机翼和右机翼延伸端的左动力装置和右动力装置以及分别安装于机身上的上动力装置和下动力装置；

所述起落架设有两件以上，且分别设于机身、左机翼以及右机翼上；

所述上动力装置包括旋翼、旋转电机和旋翼变距机构；所述旋翼和旋转电机连接；所述旋翼变距机构与旋翼连接，用于调节旋翼的桨距角；

优选的，所述旋翼包括转轴、对称连接转轴两端的桨毂以及连接在桨毂端部的旋桨；旋转电机的输出轴连接在转轴的中部。

优选的，所述左动力装置、右动力装置、上动力装置、下动力装置结构均一致。

优选地，所述旋翼变距机构包括变距舵机、舵盘、舵盘连接杆、摇臂、变距机构连接架、变距连接支架和桨毂连接杆；变距舵机与机身相连；舵盘一端与变距舵机连接，另一端与舵盘连接杆的第一端铰接；变距机构连接架与机身固定连接；摇臂中部与变距机构连接架转动连接，摇臂一端与变距连接支架铰接，摇臂另一端与舵盘连接杆的第二端铰接；变距连接支架套设在旋转电机的转动轴上，变距连接支架的端部通过桨毂连接杆与桨毂连接，通过变距连接支架沿旋转电机的转动轴上下运动，带动桨毂绕着桨毂的轴线偏转。

作为本发明的进一步方案：所述起落架包括第一起落架、第二起落架、第三起落架及第四起落架，所述第一起落架设于左机翼的延伸端且向机身后端延伸设置，所述第二起落架设于右机翼的延伸端且向机身后端延伸设置，所述第三起落架、第四起落架分别固定设置于机身上且向机身后端延伸设置；

优选的，所述第三起落架、第四起落架分别设置于上动力装置、下动力装置的后侧。

所述左机翼与右机翼以机身对称设置，且所述左机翼上还设有左舵机组、以及通过左舵机组驱动的左分裂式升降副翼，所述右机翼上设有右舵机组、以及通过右舵机组驱动的右分裂式升降副翼。

优选的，所述右分裂式升降副翼的结构与左分裂式升降副翼的结构一致，所述右舵机组的结构与左舵机组的结构一致。作为本发明的进一步方案：所述左机翼上还设有左舵机组、以及通过左舵机组驱动的左分裂式升降副翼；

优选的，所述左分裂式升降副翼包括副翼主体、以及连接于副翼主体上的副翼上部和副翼下部，所述副翼上部通过第一转轴与副翼主体相连，所述副翼下部通过第二转轴与副翼主体相连，以实现副翼上部和副翼下部分别可相对于副翼主体进行相对转动；

优选的，所述左舵机组包括左上舵机、左下舵机、左上驱动杆以及左下驱动杆，所述左上舵机、左下舵机的安装端分别安装于左机翼的上、下表面上，驱动端分别连接有左上驱动杆、左下驱动杆；

优选的，所述左上驱动杆的一端与左上舵机的驱动端连接，另一端与副翼上部连接，以实现对副翼上部的驱动；

优选的，所述左下驱动杆的一端与左下舵机的驱动端连接，另一端与副翼下部连接，以实现对副翼下部的驱动。

作为本发明的进一步方案：所述上动力装置还包括套设于旋翼、旋转电机和旋翼变距机构上的涵道；

优选的，所述涵道与旋翼同轴设置，且所述涵道的轴线方向与机身的轴线方向相同。

应用本发明的技术方案，具有以下有益效果：

(1)本发明采用分裂式升降副翼，取消了尾翼，具有结构简单、重量轻、航程远和隐身性高的优点。

(2)本发明通过控制上、下旋翼的转速或左、右分裂式升降副翼，都能够控制飞行器的俯仰，并通过控制左、右旋翼的转速或左、右分裂式升降副翼，都能够控制飞行器的偏航；当旋翼或分裂式升降副翼的控制发生故障时，仍然可以操纵飞行器，具有安全性高的优点。

(3)本发明采用了旋翼变距系统，可以在不同的飞行状态下通过控制桨距角度获得最佳桨距角，提高了电机效率，增大了飞行器的航时。

(4)本发明采用了涵道旋翼设计，旋翼内置在涵道中，与孤立旋翼相比，涵道的存在改善了旋翼桨尖区域的绕流特性，减小了桨尖损失；相同转速情况下，涵道旋翼产生更大的拉力，而所需功率略小，涵道旋翼系统具有更高的气动效率，具有推力大、气动效率高、安全性高以及噪声小等优点。

(5)本发明采用了涵道旋翼，旋翼内置在涵道中，相较于只有旋翼没有涵道的飞行器，不仅可以避免旋翼伤害到他人，而且可以避免旋翼被外物损坏。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明的整体结构轴测示意图；

图2是本发明中左分裂式升降副翼的轴测示意图；

图3是本发明中上旋翼变距机构的轴测示意图；

图4是本发明中左分裂式升降副翼的上部和下部同时关闭的示意图；

图5是本发明中左分裂式升降副翼的上部在左上舵机的驱动下独立打开的示意图；

图6是本发明中左分裂式升降副翼的下部在左下舵机的驱动下独立打开的示意图；

图7是本发明中左分裂式升降副翼的上部和下部同时打开的示意图；

图8是本发明竖直升降阶段的飞行姿态示意图；

图9是本发明倾斜飞行的飞行姿态示意图；

图10是本发明巡航阶段的飞行姿态示意图；

图11是本发明增加涵道后的整体结构轴测示意图。

其中：

1、变距舵机，2、舵盘，3、舵盘连接杆，4、摇臂，5、变距机构连接架，6、变距连接支架，7、桨毂连接杆，101、转轴，102、桨毂，103、旋桨，10、机身，20、起落架，30、左机翼，40、右机翼，50、左涵道动力系统，501、左涵道，502、左旋翼，503、左旋转电机，504、左旋翼变距机构，55、右涵道动力系统，551、右涵道，552、右旋翼，553、右旋转电机，554、右旋翼变距机构，60、上涵道动力系统，601、上涵道，602、上旋翼，603、上旋转电机，604、上旋翼变距机构，65、下涵道动力系统，651、下涵道，652、下旋翼，653、下旋转电机，654、下旋翼变距机构，70：左分裂式升降副翼、701：副翼主体、702：上部副翼、703：下部副翼、704：第一转轴、705：第二转轴、71：左舵机组、711：左上舵机、712：左下舵机、721：左上驱动杆、722：左下驱动杆、80：右分裂式升降副翼。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以根据权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

除非另作定义，此处使用的技术术语或者科学术语应当为本公开所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本公开专利申请说明书以及权利要求书中使用的“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也相应地改变。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。

参见图1所示，一种具有分裂式升降副翼和四涵道变距旋翼的飞行器，包括机身10、起落架20、分别设置于机身10左右两侧的左机翼30和右机翼40、分别安装于左机翼30和右机翼40延伸端的左动力装置50和右动力装置55、以及分别安装于机身10上的上动力装置60和下动力装置65；

所述起落架20包括第一起落架(未标示)、第二起落架(未标示)、第三起落架(未标示)及第四起落架(未标示)，所述第一起落架(未标示)设于左机翼30的延伸端，所述第二起落架(未标示)设于右机翼40的延伸端，所述第三起落架(未标示)、第四起落架(未标示)分别设于机身10后端。

所述左机翼30与右机翼40以机身10对称设置，且设置于机身10的中间段；

作为本发明的进一步实施例：以左分裂式升降副翼70的结构为例，参见图1与图2所示，所述左机翼30上还设有左舵机组71、以及通过左舵机组71驱动的左分裂式升降副翼70，所述右机翼40上设有右舵机组81、以及通过右舵机组81驱动的右分裂式升降副翼80；

优选的，所述左分裂式升降副翼70包括副翼主体701、以及连接于副翼主体701上的副翼上部702和副翼下部703，所述副翼上部702通过第一转轴704与副翼主体701相连，所述副翼下部703通过第二转轴705与副翼主体701相连，以实现副翼上部702和副翼下部703分别可相对于副翼主体701进行相对转动；

所述左舵机组71包括左上舵机711、左下舵机712、左上驱动杆721以及左下驱动杆722，所述左上舵机711、左下舵机712的安装端分别安装于左机翼30的上、下表面上，所述左上舵机711的驱动端连接有左上驱动杆721，所述左下舵机712的驱动端连接有左下驱动杆722；

优选的，所述左上驱动杆721的一端与左上舵机711的驱动端连接，另一端与副翼上部702连接，以实现对副翼上部702的驱动；

优选的，所述左下驱动杆722的一端与左下舵机712的驱动端连接，另一端与副翼下部703连接，以实现对副翼下部703的驱动。

优选的，所述左机翼30与右机翼40的结构一致，所述左舵机组71与右舵机组81的结构一致，所述左分裂式升降副翼70和右分裂式升降副翼80的结构一致。

作为本发明的进一步实施例：以上动力装置60为例，参见图1与图3所示，所述上动力装置60包括旋翼602、旋转电机603和旋翼变距机构604；旋翼602和旋转电机603连接；旋翼变距机构604与旋翼602连接，用于调节旋翼602的桨距角。所述旋翼602包括转轴101、对称连接转轴两端的桨毂102以及连接在桨毂端部的旋桨103；旋转电机603的输出轴连接在转轴101的中部。

优选的，所述上旋翼变距机构604包括舵机1、舵盘2、舵盘连接杆3、摇臂4、变距系统连接架5、变距连接支架6和桨毂连接杆7。变距舵机1与机身10相连；舵盘2一端与变距舵机1连接，另一端与舵盘连接杆3的第一端铰接；变距机构连接架5与机身10固定连接；摇臂4中部与变距机构连接架5转动连接，摇臂4一端与变距连接支架6铰接，摇臂4另一端与舵盘连接杆3的第二端铰接；变距连接支架6套设在旋转电机603的转动轴上，变距连接支架6的端部通过桨毂连接杆7与桨毂102连接，通过变距连接支架6沿旋转电机603的转动轴上下运动，带动桨毂102绕着桨毂102的轴线偏转，达到变距的效果。变距旋翼系统可以在不同的飞行状态下通过控制桨距角度获得最佳桨距角，提高电机效率，增大飞行器的航时。

优选的，所述左动力装置50、右动力装置55、下动力装置65的结构与上动力装置60的结构一致。

优选的，所述左、右分裂式升降副翼的工作步骤及原理如下：

1、如图5所示，当左、右分裂式升降副翼的上部同时打开，或如图6所示，左、右分裂式升降副翼的下部同时打开，所述左、右分裂式升降副翼产生俯仰力矩，使飞行器抬头或低头，此时左、右分裂式升降副翼可实现升降舵的功能；

2、如图5所示，当左、右分裂式升降副翼的一边上部打开，以及如图6所示，左、右分裂式升降副翼的另一边下部也打开，所述左、右分裂式升降副翼产生滚转力矩，使飞行器左右滚转，此时左、右分裂式升降副翼可实现副翼的功能；

3、如图7所示，当左、右分裂式升降副翼的一边的上、下两部分同时打开，即上部分向上运动、下部分向下运动，而左、右分裂式升降副翼的另一边如图4所示的上、下两部分同时关闭，即保持贴合，所述左、右分裂式升降副翼产生偏航力矩，使飞行器左、右偏航，此时左、右分裂式升降副翼可实现方向舵的功能。

作为本发明的进一步实施例：参见图11所示，所述上动力装置60包括涵道601、旋翼602、旋转电机603和旋翼变距机构604；旋翼602和旋转电机603设置在涵道601内，旋翼602和旋转电机603连接；涵道601与旋翼602同轴设置，涵道601的轴线方向与机身10的轴线方向相同；旋翼变距机构604与旋翼602连接，用于调节旋翼602的桨距角。所述旋翼602包括转轴101、对称连接转轴两端的桨毂102以及连接在桨毂端部的旋桨103；旋转电机603的输出轴连接在转轴101的中部。

优选的，所述上旋翼变距机构604包括舵机1、舵盘2、舵盘连接杆3、摇臂4、变距系统连接架5、变距连接支架6和桨毂连接杆7。变距舵机1安装在涵道601上；舵盘2一端与变距舵机1连接，另一端与舵盘连接杆3的第一端铰接；变距机构连接架5与涵道601固定连接；摇臂4中部与变距机构连接架5转动连接，摇臂4一端与变距连接支架6铰接，摇臂4另一端与舵盘连接杆3的第二端铰接；变距连接支架6套设在旋转电机603的转动轴上，变距连接支架6的端部通过桨毂连接杆7与桨毂102连接，通过变距连接支架6沿旋转电机603的转动轴上下运动，带动桨毂102绕着桨毂102的轴线偏转，达到变距的效果。变距旋翼系统可以在不同的飞行状态下通过控制桨距角度获得最佳桨距角，提高电机效率，增大飞行器的航时。

作为本发明的进一步实施例：参见图8至图10所示，本发明的工作步骤及原理如下：

一、竖直起飞阶段

起飞阶段，飞行器通过起落架竖直地放置在起飞平面上，机身头部向上，尾部向下，旋翼位于水平平面内。启动旋转电机，旋转电机带动旋翼旋转，产生竖直向上的升力，当涵道旋翼的升力大于飞行器自身重力时，飞行器以旋翼模式竖直起飞。

二、巡航前调整阶段

当飞行器垂直起飞后，通过左、右下舵机控制左、右分裂式升降副翼的下部同时打开，或增大上旋翼的转速，产生低头力矩，使飞行器逐渐低头，可使飞行器从旋翼飞行器模式逐渐切换至固定翼飞行器模式。

三、巡航阶段

当飞行器的姿态调整到接近水平的某一位置时，飞行器以固定翼飞行器模式飞行。此时涵道旋翼产生向前的推力，机翼产生向上的升力，飞行器以一个较快的速度平飞。

通过左、右舵机组控制左、右分裂式升降副翼的一边的上、下两部同时打开，即上部向上运动、下部向下运动，而另一边同时关闭，即保持贴合，此时，左、右分裂式升降副翼产生偏航力矩，使飞行器左、右偏航，实现方向舵的功能。

通过左、右舵机组控制左、右分裂式升降副翼同时上部打开或下部打开，此时，左、右分裂式升降副翼产生俯仰力矩，使飞行器抬头或低头，此时分裂式升降副翼可实现升降舵的功能；也可以使左、右分裂式升降副翼的一边上部打开，另一边下部打开，此时，左、右分裂式升降副翼产生滚转力矩，使飞行器左右滚转，实现副翼的功能。

通过控制左旋转电机和右旋转电机的转速，可以控制左涵道旋翼和右涵道旋翼的推力。当左涵道旋翼和右涵道旋翼的推力不相等的时候，产生偏航力矩，使飞行器左、右偏航。通过控制上旋转电机和下旋转电机的转速，可以控制上涵道旋翼和下涵道旋翼的推力。当上涵道旋翼和下涵道旋翼的推力不相等的时候，产生俯仰力矩，使飞行器上仰、下俯。

四、降落前调整阶段

当飞行器准备要降落时，通过左、右上舵机控制左、右分裂式升降副翼同时上部打开，或减小上旋翼的转速，产生抬头力矩，使飞行器逐渐抬头，可使飞行器从固定翼飞行器模式逐渐切换至旋翼飞行器模式。

五、竖直降落阶段

降落阶段，飞行器处于旋翼飞行器模式。减小旋转电机的转速，当涵道旋翼的升力小于飞行器自身重力时，飞行器以旋翼飞行器模式竖直降落。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种具有分裂式升降副翼和四涵道变距旋翼的飞行器，其特征在于：包括机身(10)、起落架(20)、分别设置于机身(10)左右两侧的左机翼(30)和右机翼(40)、分别安装于左机翼(30)和右机翼(40)延伸端的左动力装置(50)和右动力装置(55)、以及设置于机身(10)上的上动力装置(60)和下动力装置(65)；

所述起落架(20)设有两件以上，且分别设于机身(10)、左机翼(30)以及右机翼(40)上；

所述左机翼(30)与右机翼(40)结构一致，且分别以机身对称设置；

所述左动力装置(50)、右动力装置(55)、上动力装置(60)以及下动力装置(65)结构一致。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述左机翼(30)上还设有左舵机组(71)及与左舵机组(71)相连的左分裂式升降副翼(70)，所述右机翼(40)设有右舵机组(81)、以及通过右舵机组(81)驱动的右分裂式升降副翼(80)。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于：所述左舵机组(71)和所述右舵机组(81)结构相同，所述左舵机组(71)包括左上舵机(711)、左下舵机(712)、左上驱动杆(721)以及左下驱动杆(722)，所述左上舵机(711)、左下舵机(712)的安装端分别安装于左机翼(30)的上、下表面上，驱动端分别连接有左上驱动杆(721)、左下驱动杆(722)。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于：所述左上驱动杆(721)的一端与左上舵机(711)的驱动端连接，另一端与副翼上部(702)连接，以实现对副翼上部(702)的驱动；所述左下驱动杆(722)的一端与左下舵机(712)的驱动端连接，另一端与副翼下部(703)连接，以实现对副翼下部(703)的驱动。

5.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于：所述左分裂式升降副翼(70)和所述右分裂式升降副翼(80)结构相同，所述左分裂式升降副翼(70)包括副翼主体(701)、以及连接于副翼主体(701)上的副翼上部(702)和副翼下部(703)，所述副翼上部(702)通过第一转轴(704)与副翼主体(701)相连，所述副翼下部(703)通过第二转轴(705)与副翼主体(701)相连，以实现副翼上部(702)和副翼下部(703)分别可相对于副翼主体(701)进行相对转动。

6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述上动力装置(60)包括旋翼(602)、旋转电机(603)和旋翼变距机构(604)；所述旋翼(602)和旋转电机(603)连接；所述旋翼变距机构(604)与旋翼(602)连接，用于调节旋翼(602)的桨距角；旋转电机(603)的输出轴连接在旋翼(602)的转轴(101)的中部。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于：所述旋翼(602)包括转轴(101)、对称连接转轴两端的桨毂(102)以及连接在桨毂端部的旋桨(103)。

8.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于：所述上旋翼变距机构(604)包括舵机(1)、舵盘(2)、舵盘连接杆(3)、摇臂(4)、变距系统连接架(5)、变距连接支架(6)和桨毂连接杆(7)；所述变距舵机(1)与机身(10)相连；所述舵盘(2)一端与变距舵机(1)连接，另一端与舵盘连接杆(3)的第一端铰接；所述变距机构连接架(5)与机身(10)固定连接；所述摇臂(4)中部与变距机构连接架(5)转动连接，且摇臂(4)一端与变距连接支架(6)铰接，另一端与舵盘连接杆(3)的第二端铰接；所述变距连接支架(6)套设在旋转电机(603)的转动轴上，且其端部通过桨毂连接杆(7)与桨毂(102)连接。

9.根据权利要求1-8任意一项所述的飞行器，其特征在于：所述上动力装置(60)还包括套设于旋翼(602)、旋转电机(603)和旋翼变距机构(604)上的涵道(601)，且所述涵道(601)与旋翼(602)同轴设置，所述涵道(601)的轴线方向与机身(10)的轴线方向相同。

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