CN111164011A - 一种动力控制的飞行器推力转向方法，以及对应的飞机 - Google Patents
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Abstract
一种动力控制的飞行器推力转向方法，其步骤包括：A、在飞机本体(BT)的两侧分别设置一组以上的动力源，单组动力源包括在飞机长度方向上前后分布的两个以上的单个动力部件，且单个动力部件的输出功率可调，同组动力部件安装在同一载体上，载体和飞机本体转动连接且连接轴沿飞机本体的侧向延伸；B、通过调节同组动力部件之间的输出功率比，使载体发生转向，从而使动力部件产生的推力发生转向，实现飞机由动力部件提供升力状态，到机翼或者机体提供升力状态之间的转换。通过上述结构改进减少飞机重量、简化飞机操作、降低飞机制造复杂性。此外还包括一种对应的飞机。
Description
技术领域
本发明涉及飞机领域，具体涉及一种动力控制的飞行器推力转向方法。
背景技术
鱼鹰V22，是世界上第一种使用的倾转旋翼飞机，它可以用直升机的状态起降，也可以用固定翼飞机的方式巡航。
但是目前这类飞机有一个重要问题，就是改变推力方向时，需要额外的动力，在有人飞机中，通常是一个液压系统，在无人飞机中，通常是一个额外的电机，这个系统在飞行过程中，是一个“呆重”。
对于飞行器来说，每一克重量都是值得斤斤计较，减少不必要的无效重量，就可以增加有效的负荷，延长飞行距离。
同时，倾转旋翼飞机在飞行中，旋翼和翼面都需要进行频繁地调整，操作复杂且飞机制作也复杂。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明的发明目的在于提供一种通过结构改进减少飞机重量、简化飞机操作、降低飞机制造复杂性的动力控制的飞行器推力转向方法，以及对应的飞机。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种动力控制的飞行器推力转向方法，其步骤包括：
A、在飞机本体的两侧分别设置一组以上的动力源，单组动力源包括在飞机长度方向上前后分布的两个以上的单个动力部件，且单个部件的输出功率可调，同组动力部件安装在同一载体上，所述载体和飞机本体转动连接且连接轴沿飞机本体的侧向延伸；
B、通过调节同组动力部件之间的输出功率比，使所述载体绕所述连接轴发生转向，从而使动力部件产生的推力发生转向，实现飞机由动力部件提供升力状态，到机翼或者机体提供升力状态之间的转换。
通过把飞机本体的动力源输出功率的调整来实现动力源的输出角度调整，进而调整飞机的各种动作，比如，飞机从地面升起来以后(这个过程由动力部件提供升力)，飞机需要前进时，同时调整本体两侧的动力部件的输出功率，最终使同组动力部件之间的输出比变化，就单侧的同组动力部件而言，加大位于飞机后方的动力部件输出，提高动能，该组的载体则会进行一个偏转(相对本体)，使动力部件的动力输出方向从垂直变成斜向上，然后本体两侧的动力部件同时以此原理工作，则可以使飞机前进，且最终动力部件的推力水平，升力由机翼提供(动比部件的推力未完全水平之前，除机翼提供升力外，动力部件也提供部分升力)，即达到的这个过程的中间阶段，升力可以由机翼提供一部分，推力提供一部分，同理，完成后退动作。
同时，飞机需要转向时，通过动力部件的输出功率调整，飞机本体两侧的动力部件产生动力差，即可使飞机转向。
具体的动力部件可以是旋翼或喷气式发动机，二者在不同的实施例中可以相互替换。
其次，对于爬升或下降，比如在前进状态下，通过调整不同组的旋翼的转速，使飞机长度方向上前后分布的不同组的旋翼产生动力差(也就是说本体单侧至少两组旋翼，如果单组旋翼为两个的话，单侧的旋翼数量就为四个)，使飞机本体往前倾斜或往后倾斜，使飞机爬升或下降；飞机后退状态下同理。
所以，由上述，通过本申请在飞机本体上设置的旋翼(或喷气式发动机)，可以实现飞机的多种状态，且这些状态的改变不会造成背景技术中所述的“呆重”，通过结构改进减少飞机重量，而且飞机的各个状态的转变，通过调整旋翼的转速即可，简化飞机操作，同时也可以简化传统翼面的结构乃至其他功能相关结构，降低飞机制造复杂性。
作为本发明的优选方案，步骤B中，通过调整旋翼之间的转速比能够使飞机在停放、起飞、降落、前进、后退、转向、爬升或下降状态之间转换。
作为本发明的优选方案，步骤B中，通过调整不同旋翼的转速，使飞机本体两侧分别一组以上的旋翼对应的所述载体和飞机本体的相对角度改变，从而对应旋翼的推进方向改变，使飞机达到前进或后退的状态。
作为本发明的优选方案，通过调整不同旋翼的转速，使飞机本体两侧的旋翼产生动力差，使飞机转向。
作为本发明的优选方案，所述载体和飞机本体的相对角度能够通过一锁定装置锁定，为飞机姿态调整提供更多可能性，以及相比没有锁定功能结构，可以通过更简单的操作达到飞机的不同状态。
作为本发明的优选方案，步骤A中，在飞机本体单侧，飞机长度方向上前后分布有共两组以上的旋翼，是飞机除去正常垂直升降以及前进后退的情况，还能够实现前进或后退中的爬升或下降。
步骤B中，在飞机前进或后退时，通过调整不同组的旋翼的转速，使飞机长度方向上前后分布的不同组的旋翼产生动力差，使飞机本体往前倾斜或往后倾斜，使飞机达到爬升或下降的状态。
作为本发明的优选方案，步骤A中，在所述飞机本体和所述载体上均设置有若干加速度传感器；
步骤B中，所述加速度传感器工作，用于反应飞机本体以及载体的姿态；
便于对飞机姿态信息更好地把控。
本申请还公开了一种飞机，其包括飞机本体，所述飞机本体的两侧分别设置有一组以上的动力源，单组动力源包括在飞机长度方向上前后分布的两个以上的单个动力部件，且单个动力部件的输出功率可调，同组动力部件安装在同一载体上，所述载体和飞机本体转动连接且连接轴沿飞机本体的侧向延伸。
通过调整不同动力部件的输出功率，来改变动力部件的输出方向，进而实现飞机各种动作的调整。在采用旋翼作为动力部件的例子中，飞机需要前进时，同时调整本体两侧的旋翼的转速，就单侧的同组旋翼而言，加大位于飞机后方的旋翼，提高动能，该组的载体则会进行一个偏转(相对本体)，使旋翼的动力输出方向从垂直变成斜向上，然后本体两侧的旋翼同时以此原理工作，则可以使飞机前进，同理，完成后退动作。
同时，飞机需要转向时，通过旋翼的转速调整，飞机本体两侧的旋翼产生动力差，即可使飞机转向。
其次，对于爬升或下降，比如在前进状态下，通过调整不同组的旋翼的转速，使飞机长度方向上前后分布的不同组的旋翼产生动力差(也就是说本体单侧至少两组旋翼，如果单组旋翼为两个的话，单侧的旋翼数量就为四个)，使飞机本体往前倾斜或往后倾斜，使飞机爬升或下降；飞机后退状态下同理。
所以，由上述，通过本申请在飞机本体上设置且仅设置这种特别的旋翼，可以实现飞机的多种状态，且这些状态的改变不会造成背景技术中所述的“呆重”，通过结构改进减少飞机重量，而且飞机的各个状态的转变，通过调整旋翼的转速即可，简化飞机操作，同时也可以简化传统翼面的结构乃至其他功能相关结构，降低飞机制造复杂性。
作为本发明的优选方案，所述载体和飞机本体的相对角度能够通过一锁定装置锁定。
作为本发明的优选方案，在所述飞机本体和所述载体上均设置有若干加速度传感器。
附图说明
图1为本发明实施例1的结构示意图(俯视)；
图2为图1中的A处局部剖视图；
图3为实施例1涉及的飞机的各状态示意图；
图4为本发明实施例2的结构示意图(俯视)；
图5为实施例2涉及的飞机的各状态示意图；
图中标记：右发动机一-R1，右发动机二-R2，右发动机三-R3，右发动机四-R4，左发动机一-L1，左发动机二-L2，左发动机三-L3，左发动机四-L4，方向翼面一-FXY1，方向翼面二-FXY2，方向翼面三-FXY3，方向翼面四-FXY4，右旋翼一-RJY1，右旋翼二-RJY2，右旋翼三-RJY3，右旋翼四-RJY4，左旋翼一-LJY1，左旋翼二-LJY2，左旋翼三-LJY3，左旋翼四-LJY4，右连接轴一-RXZZ1，右连接轴二-RXZZ2，左连接轴一-LXZZ1，左连接轴二-LXZZ2，右前翼-RQY1，右后翼-RHY2，左前翼-LQY1，左后翼-LHY2，飞机本体-BT，升降轮-SJ，地面-DM，锁定装置-SD。
具体实施方式
下面结合实施例及具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明的发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。
实施例1
本实施例公开了一种动力控制的飞行器推力转向方法，其步骤包括：
A、在飞机本体BT的两侧分别设置一组以上的旋翼作为飞机本体BT的动力源，单组旋翼包括在飞机长度方向上前后分布的两个以上的单个旋翼，且单个旋翼的转速可调，同组旋翼安装在同一载体上，所述载体和飞机本体BT转动连接且连接轴与飞机本体BT竖向的对称平面垂直(即沿水平方向向飞机侧向延伸)或呈一定夹角，所述载体和飞机本体BT的相对角度能够通过一锁定装置锁定，在飞机本体BT单侧，飞机长度方向上前后分布有共两组以上的旋翼，本实施例中一共设置四组旋翼，设置在飞机本体BT(俯视角度)的右前、右后、左前和左后，每组的旋翼设置有两个，且在飞机长度方向上前后分布，在所述飞机本体BT和所述载体上均设置有若干加速度传感器，载体的两端也设置有加速度传感器，连接轴上设置有角度传感器，各个发动机上也设置有旋翼转速传感器，整体的具体方案为(如图1)：
右发动机一R1和右发动机二R2通过方向翼面一FXY1相连(这里的方向翼面一以及后面的方向翼面二、三和四，即所述的载体)，方向翼面一FXY1通过右连接轴一RXZZ1和飞机右前翼RQY1相连(右连接轴一、二和左连接轴一、二，即所述连接轴)。右旋翼一RJY1和右旋翼二RJY2，分别和右发动机一R1和右发动机二R2相连。这里的所述锁定装置SD通过右连接轴一RXZZ1，在需要的时候可以固定右连接轴一RXZZ1(如图2)。
右发动机三R3和右发动机四R4通过方向翼面二FXY2相连，方向翼面二FXY2通过右连接轴二RXZZ2和飞机右后翼RHY2相连。右旋翼三RJY3和右旋翼四RJY4，分别和右发动机三R3和右发动机四R4相连。锁定装置SD通过右连接轴二RXZZ2，在需要的时候可以固定右连接轴二RXZZ2。
左发动机一L1和左发动机二L2通过方向翼面三FXY3相连，方向翼面三FXY3通过左连接轴一LXZZ1和飞机左前翼LQY1相连。左旋翼一LJY1和左旋翼二LJY2，分别和左发动机一L1和左发动机二L2相连。锁定装置SD通过左连接轴一LXZZ1，在需要的时候可以固定左连接轴一LXZZ1。
左发动机三L3和左发动机四L4通过方向翼面四FXY4相连，方向翼面四FXY4通过左连接轴二LXZZ2和飞机左后翼LHY2相连。左旋翼三LJY3和左旋翼四LJY4，分别和左发动机三L3和左发动机四L4相连。锁定装置SD通过左连接轴二LXZZ2，在需要的时候可以固定连接轴LXZZ2；
B、对于飞机从地面上起飞的过程，飞机本体BT先通过下放的升降轮SJ停在地面DM上(如图3中第一小图)，先启动锁定装置SD，使各个旋翼均朝向上方，使所有发动机工作，各个旋翼均低速旋转，然后再松开锁定装置SD，装在可各个方向翼面两端的重力加速度传感器，可以提供发动机和地面DM之间的垂直度，然后旋翼提速，四个方向翼面被旋翼拉动保持水平，飞机飞离地面(如图3中第二小图)，如果同组的旋翼中，前后两个发动机之间的垂直度不一样，较低的那个发动机增加转速，增加输出的动力，直到方向翼面重新恢复平衡为止，当所有的方向翼面都平衡以后，通过分布在飞机本体BT四周的重力加速度传感器和连接轴上的角度传感器，可以推导出飞机上各个位置相对重力垂直方向的偏差，对于因为侧风引起的，超过允许角度的重力偏差，或者引起横移或者纵移的，通过加大那个方向的动力补偿(提高对应的发动机功率)。
通过调节同组旋翼之间的转速比，使所述载体发生转向，从而使旋翼产生的推力发生转向，实现飞机由旋翼提供升力状态，到机翼提供升力状态之间的转换，通过调整旋翼之间的转速比能够使飞机在停放、起飞、降落、前进、后退、转向、爬升或下降状态之间转换；
当飞机离开地面达到一定高度以后(升降轮SJ收起)，通过调整不同旋翼的转速，使飞机本体BT两侧分别一组以上的旋翼对应的所述载体和飞机本体BT的相对角度改变，从而对应旋翼的推进方向改变，使飞机达到前进或后退的状态，具体为：
由于右发动机一R1和右发动机二R2通过方向翼面一FXY1相连，以右连接轴一RXZZ1为支点，当右发动机二R2的输出动力大于右发动机一R1时，就会让方向翼面一沿右连接轴一RXZZ1旋转，右发动机二R2的位置会升高，右发动机一R1的位置会降低，从而使右发动机一R1和右发动机二R2的推进方向发生变化，在提供向上的升力的同时(这个过程机翼也会提供升力)，也提供向前的推力，其他的三组发动机和三个方向翼面同理，经过此过程，飞机完成前进动作，后退动作原理相同不再进一步阐述，上述的过程到达需要的情况时，右发动机一R1增加输出功率，右发动机二R2减少输出功率，再次达到平衡(如图3中第四小图)，就可以使方向翼面一FXY1和飞机本体BT维持在一个固定的角度，同理，其他几个旋转翼面，也可以通过这样的方式实现调整(如图3中第三小图)，当飞机前进到达一定速度时，发动机的推力方向可以达到水平，此时飞机本体BT靠本身的机翼提供升力，实现平飞，(如图3中第四小图)；
在飞行过程中，通过调整不同旋翼的转速，使飞机本体BT两侧的旋翼产生动力差，使飞机转向，当飞机需要转向的时候，飞机本体BT一侧的发动机同时加大输出，飞机就会像动力输出较小的一侧旋转；
在飞机前进或后退时，通过调整不同组的旋翼的转速，使飞机长度方向上前后分布的不同组的旋翼产生动力差(比如位于前方的组的旋翼动力和大于后方的组的旋翼，则飞机本体BT斜向上调整姿态，配合本身的机翼提供的升力，实现爬升，如图3中第五小图)，使飞机本体BT往前倾斜或往后倾斜，使飞机达到爬升或下降的状态。
上述过程中，所述加速度传感器工作，用于反应飞机本体BT以及载体的姿态。
本实施例还公开了一种飞机，其包括飞机本体BT，所述飞机本体BT的两侧分别设置有一组以上的旋翼作为飞机本体BT仅有的动力源，单组旋翼包括在飞机长度方向上前后分布的两个以上的单个旋翼，且单个旋翼的转速可调，同组旋翼安装在同一载体上，所述载体和飞机本体BT转动连接且连接轴与飞机本体BT竖向的对称平面垂直或呈一定夹角，所述载体和飞机本体BT的相对角度能够通过一锁定装置锁定，在所述飞机本体BT和所述载体上均设置有若干加速度传感器。
实施例2
如图4、5本实施例中，和实施例1的区别在于，飞机本体BT单侧只有一组旋翼，两侧总共四个旋翼，如图4，其能够实现飞机前进、后退、转向，原理和实施例1中的原理相同。
Claims (11)
1.一种动力控制的飞行器推力转向方法，其步骤包括：
A、在飞机本体的两侧分别设置一组以上的动力源，单组动力源包括在飞机长度方向上前后分布的两个以上的单个动力部件，且单个动力部件的输出功率可调，同组动力部件安装在同一载体上，所述载体和飞机本体转动连接且连接轴沿飞机本体的侧向延伸；
B、通过调节同组动力部件之间的输出功率比，使所述载体绕所述连接轴发生转向，从而使动力部件产生的推力发生转向，实现飞机由动力部件提供升力状态，到机翼和/或者机体提供升力状态之间的转换。
2.根据权利要求1所述的动力控制的飞行器推力转向方法，其特征在于，所述动力部件是旋翼或喷气式发动机。
3.根据权利要求2所述的动力控制的飞行器推力转向方法，其特征在于，步骤B中，通过调整旋翼之间的转速比能够使飞机在停放、起飞、降落、前进、后退、转向、爬升或下降状态之间转换。
4.根据权利要求1所述的动力控制的飞行器推力转向方法，其特征在于，步骤B中，通过调整不同动力部件的输出功率，使飞机本体两侧分别一组以上的动力部件对应的所述载体和飞机本体的相对角度改变，从而对应动力部件的推进方向改变，使飞机达到前进或后退的状态。
5.根据权利要求1所述的动力控制的飞行器推力转向方法，其特征在于，通过调整不同动力部件的转速，使飞机本体两侧的动力部件产生动力差，使飞机转向。
6.根据权利要求1所述的动力控制的飞行器推力转向方法，其特征在于，所述载体和飞机本体的相对角度能够通过锁定装置锁定。
7.根据权利要求1所述的动力控制的飞行器推力转向方法，其特征在于，步骤A中，在飞机本体单侧，飞机长度方向上前后分布有共两组以上的动力部件；
步骤B中，在飞机前进或后退时，通过调整不同组的动力部件的转速，使飞机长度方向上前后分布的不同组的动力部件产生动力差，使飞机本体往前倾斜或往后倾斜，使飞机达到爬升或下降的状态。
8.根据权利要求1所述的动力控制的飞行器推力转向方法，其特征在于，步骤A中，在所述飞机本体和所述载体上均设置有若干加速度传感器；
步骤B中，所述加速度传感器工作，用于反应飞机本体以及载体的姿态。
9.一种飞机，其包括飞机本体，其特征在于，所述飞机本体的两侧分别设置有一组以上的动力源，单组动力源包括在飞机长度方向上前后分布的两个以上的单个动力部件，且单个动力部件的输出功率可调，同组动力部件安装在同一载体上，所述载体和飞机本体转动连接且连接轴沿飞机本体的侧向延伸。
10.根据权利要求8所述的飞机，其特征在于，所述载体和飞机本体的相对角度能够通过一锁定装置锁定。
11.根据权利要求9所述的飞机，其特征在于，所述动力源安装在飞机本体的机翼端部，在所述飞机本体和所述载体上均设置有若干加速度传感器。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20200515 |