CN111137452A - 一种具有分裂式升降副翼和双涵道旋翼的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种具有分裂式升降副翼和双涵道旋翼的飞行器，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)；所述起落架(20)分别设于机身(10)、左机翼(30)以及右机翼(40)上；且所述左机翼(30)与右机翼(40)的延伸端分别设有左涵道动力装置(50)和右涵道动力装置(55)。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和涵道，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，具有结构简单、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双涵道旋翼的飞行器

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双涵道旋翼的飞行器。

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；并且没有涵道，旋翼推力小、气动效率低、安全性低。

发明内容

本发明目的在于设计了一种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，减小了桨尖损失的一种具有分裂式升降副翼和双涵道旋翼的飞行器，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双涵道旋翼的飞行器，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、以及分别安装于左机翼和右机翼的延伸端的左涵道动力装置和右涵道动力装置；

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，所述起落架优选设有四件，第一起落架设于左机翼的延伸端，第二起落架设于右机翼的延伸端，第三起落架、第四起落架分别设于机身上，且固定设于机身的中后端。

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。

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：所述左涵道动力装置包括涵道、旋翼以及旋转电机，所述旋翼同轴套设于涵道内，所述旋翼连接于旋转电机的驱动端，以通过旋转电机驱动旋翼，所述涵道的轴线方向与所述机身的轴线方向相同。

作为本发明的进一步方案：本发明的工作原理如下：

左、右分裂式升降副翼可以同时上部分向上或下部分向下运动，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；当左、右分裂式升降副翼的一边上部分向上运动、另一边下部分向下运动时，产生滚转力矩，使飞行器左右滚转，实现飞行器滚转的功能；当左、右分裂式升降副翼的一边的上部分向上运动、下部分向下运动，而另一边不运动，即保持贴合，产生偏航力矩，使飞行器左、右偏航，实现方向舵的功能。

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)本发明采用了涵道旋翼设计，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。

(3)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。在相同转速情况下，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。

(4)本发明通过控制左、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。

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是本发明中左分裂式升降副翼的上部和下部同时关闭的示意图；

图4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5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6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7是本发明竖直升降阶段的飞行姿态示意图；

图8是本发明倾斜飞行的飞行姿态示意图；

图9是本发明巡航阶段的飞行姿态示意图。

其中：

10：机身、20：起落架、201：第一起落架、202：第二起落架、203：第三起落架、204：第四起落架、30：左机翼、40：右机翼、50：左涵道动力装置、501：左涵道、502：左旋翼、503：左旋转电机、60：右涵道动力装置、601：右涵道、602：右旋翼、603：右旋转电机、70：左分裂式升降副翼、701：副翼主体、702：副翼上部、703：副翼下部、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双涵道旋翼的飞行器，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的延伸端的左涵道动力装置50和右涵道动力装置60；

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以机身10对称设置，且所述左机翼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；

所述左涵道动力装置50的结构与所述右涵道动力装置60的结构一致。

优选的，所述起落架20优选设有四件，第一起落架201设于左机翼30的延伸端，第二起落架202设于右机翼40的延伸端，第三起落架203、第四起落架204分别设于机身10后端，且以机身10对称设置。

优选的，所述右分裂式升降副翼80的结构与左分裂式升降副翼70的结构一致，所述右舵机组81的结构与左舵机组71的结构一致。

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；

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；

优选的，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；

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。

作为本发明的进一步实施例：所述左涵道动力装置50包括涵道501、旋翼502以及旋转电机503，所述旋翼502同轴套设于涵道501内，所述旋翼502连接于旋转电机503的驱动端，以通过旋转电机503驱动旋翼502，涵道(501)的轴线方向与机身(10)的轴线方向相同；

优选的，所述涵道501固定设置于左机翼30的延伸。

优选的，所述左分裂式升降副翼70的工作步骤及原理如下：

1、如图4所示，当左、右分裂式升降副翼的上部同时打开，或如图5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，此时分裂式升降副翼可实现升降舵的功能；

2、当如图4所示，左、右分裂式升降副翼的一边上部打开，同时如图5所示，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，实现副翼的功能；

3、当如图6所示，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，而另一边如图3所示的上、下两部同时关闭，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，实现方向舵的功能。

作为本发明的进一步实施例：参见图7至图9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，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。

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，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 (8)

1.一种具有分裂式升降副翼和双涵道旋翼的飞行器，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)；

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)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)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)；

所述右机翼(40)的结构与左机翼(30)的结构一致，所述右舵机组(81)的结构与左舵机组(71)的结构一致，所述右分裂式升降副翼(80)的结构与左分裂式升降副翼(70)的结构一致。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：所述起落架(20)优选设有四件，第一起落架(201)设于左机翼(30)的延伸端，第二起落架(202)设于右机翼(40)的延伸端，第三起落架(203)、第四起落架(204)分别设于机身(10)上，且固定设于机身(10)的中后端。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：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，另一端与左分裂式升降副翼上部(702)连接，用于控制左分裂式升降副翼上部(702)。

5.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于：所述左下驱动杆(722)的一端与左下舵机(712)的驱动端连接，另一端与左分裂式升降副翼下部(703)连接，用于控制左分裂式升降副翼下部(703)。

6.根据权利要求1-5所述的飞行器，其特征在于：所述左机翼(30)的延伸端还固定设有左涵道动力装置(50)，所述右机翼(40)的延伸端还固定设有右涵道动力装置(60)。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于：所述左涵道动力装置(50)的结构与右涵道动力装置(60)的结构一致。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于：所述左涵道动力装置(50)包括涵道(501)、旋翼(502)以及旋转电机(503)，所述旋翼(502)同轴套设于涵道(501)内，所述旋翼(502)连接于旋转电机(503)的驱动端，以通过旋转电机(503)驱动旋翼(502)，涵道(501)的轴线方向与机身(10)的轴线方向相同。

Images