CN111252239A - 涵道直升飞机 - Google Patents

涵道直升飞机 Download PDF

Info

Publication number
CN111252239A
CN111252239A CN201911004536.XA CN201911004536A CN111252239A CN 111252239 A CN111252239 A CN 111252239A CN 201911004536 A CN201911004536 A CN 201911004536A CN 111252239 A CN111252239 A CN 111252239A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
tail
fuselage
rudder
sides
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201911004536.XA
Other languages
English (en)
Inventor
周武双
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Individual
Original Assignee
Individual
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Individual filed Critical Individual
Priority to CN201911004536.XA priority Critical patent/CN111252239A/zh
Publication of CN111252239A publication Critical patent/CN111252239A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/12—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders surfaces of different type or function being simultaneously adjusted

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明提供一种涵道直升飞机。该机由驾驶舱、机身、机尾、机翼、垂直尾翼、水平尾翼、方向舵、俯仰舵、升力系统、推力发动机、起落架和操纵机构组成。机翼设置在机身两侧顶部，升力系统由多台发动机和螺旋桨并列组成，安装在机身两侧的机翼下方，两台推力发动机和螺旋桨对称地安装在机翼前缘翼梁上。该机结构简单，性能优越，能垂直起降、空中悬停和巡航飞行，不受地理环境限制，适用范围广，可用于家庭私人飞机和公务机，也可用于物流快递、抢险救灾、警务巡逻、航空旅游等其他领域。

Description

涵道直升飞机
所属技术领域
本发明涉及一种涵道直升飞机。
背景技术
在现有的涵道直升飞机技术中，都没有把涵道螺旋桨的技术优势和机翼的升力作用很好地结合起来，其效率和飞行性能都不甚理想，具有实用价值的涵道直升飞机并不多见。
发明内容
本发明提供一种涵道直升飞机，所采用的技术方案是：该机由驾驶舱、机身、机尾、机翼、垂直尾翼、水平尾翼、方向舵、俯仰舵、升力系统、推力发动机、起落架和操纵机构组成。机翼设置在机身两侧顶部，垂直尾翼和水平尾翼设置在机尾后段，组成上单翼结构的常规布局。升力系统由多台发动机和螺旋桨并列组成，安装在机身两侧的机翼下方。两台推力发动机和螺旋桨对称地安装在机翼前缘翼梁上。采用机械式人工操纵方式，用驾驶杆进行俯仰操纵，用脚蹬进行方向操纵，用副翼操纵杆进行横滚操纵，用升降操纵柄进行升降操纵，用飞行操纵柄控制飞行速度。机身用复合材料制造。
有益效果
本发明具有以下有益效果：
1、结构简单，容易加工和组装。
2、飞行性能优越，能垂直起降、空中悬停和巡航飞行，不受地理环境限制。
3、由多台发动机组成的升力系统提供升力，能充分保障起降和飞行安全。
4、适用范围广，可用于家庭私人飞机和公务机，也可用于物流快递、抢险救灾、警务巡逻、航空旅游等其他领域。
5、制造成本低，经济效益高。
附图说明
图1是本发明的三面图。图中
上为俯视图 下左为正面图
下右为侧面图
图2是本发明的侧面布置图。图中
1、驾驶舱 2、推力发动机
3、进气口 4、机翼
5、升力系统 6、顶盖
7、垂直尾翼 8、方向舵
9、俯仰舵 10、水平尾翼
11、机尾 12、后起落架
13、机身 14、舱门
15、舷窗 16、前起落架
图3是本发明的俯视布置图。图中
1、驾驶舱 2、推力发动机
4、机翼 5、升力系统
13、机身 17a、右副翼
11、机尾 10、水平尾翼
9、俯仰舵 17b、左副翼
图4是本发明的正面布置图。图中
1、驾驶舱 2、推力发动机
3、进气口 4、机翼
5、升力系统 6、顶盖
18、撑杆 13、机身
图5是本发明的升力系统示意图。图中
5、升力系统 4、机翼
3、进气口 19、螺旋桨
6、顶盖 13、机身
20、涵道 21、升力发动机
图6是本发明的方向操纵机构示意图。图中
8、方向舵 22、方向舵转轴
23、安装环 24、方向舵摇柄
25、钢绳 26、右脚蹬
27、左脚蹬
图7是本发明的俯仰操纵机构示意图。图中
28、驾驶杆 29、钢绳
30、俯仰舵转轴 31、安装套筒
9、俯仰舵 32、俯仰舵摇柄
图8是本发明的横滚操纵机构示意图。图中
17b、左副翼 4、机翼
37、左副翼操纵杆 36、右副翼操纵杆
17a、右副翼 33、右副翼摇臂
35、复位弹簧 34、左副翼摇臂
图9是本发明的仪表板和操纵台布置图。图中
38、升力发动机转速表 39、地平仪
40、导航仪 41、空速表
42、高度表 43、推力发动机转速表
44、油门锁 36、右副翼操纵杆
45、推力发动机启动按钮 46、二号油箱油量表
47、飞行操纵柄 48、电压表
49、电源开关 50、指示灯
51、升降操纵柄 52、一号油箱油量表
53、升力发动机启动按钮 37、左副翼操纵杆
具体实施方式
下面参照附图，对本发明的实施例进行详细说明。
图1所示的实施例，是本发明的三面图，展示了本发明的气动布局特点，结构紧凑，造型美观大方。
图2所示的实施例，是本发明的侧面布置图。驾驶舱(1)、机身(13)和机尾(11)依次用螺丝连接。机翼(4)安装在机身(13)两侧顶部。升力系统(5)安在机身(13)两侧的机翼(4)下方。推力发动机(2)安装在机翼(4)前缘翼梁上。顶盖(6)安装在机身(13)顶部，其两边与机翼(4)之间设置进气口(3)。垂直尾翼(7)安装在机尾(11)后段顶部，其后缘安装方向舵(8)。水平尾翼(10)安装在机尾(11)后段两侧上方。俯仰舵(9)安装在机尾(11)末端。后起落架(12)安装在机身(13)后端底部两侧。机身(13)左侧设置舱门(14)，机身(13)两侧设置舷窗(15)。前起落架(16)安装在机身(13)前端的底盘中间位置。
图3所示的实施例，是本发明的俯视布置图(未安装顶盖)。驾驶舱(1)的迎风面安装挡风玻璃。推力发动机(2)安装在左、右机翼(4)前缘翼梁上。机身(13)顶部两边的机翼(4)开设圆孔用于安装升力系统(5)。机翼(4)后段安装左副翼(17b)和右副翼(17a)。三角形水平尾翼(10)安装在机尾(11)后段两侧。俯仰舵(9)安装在机尾(11)末端。
图4所示的实施例，是本发明的正面布置图。驾驶舱(1)的迎风面安装挡风玻璃。平板形机翼(4)两侧边缘向下弯曲，并用撑杆(18)与机身(13)连接。两台推力发动机(2)对称地安装在机翼(4)前缘的翼梁上。机翼(4)下方机身(13)两侧安装升力系统(5)。顶盖(6)两边与机翼(4)之间设置进气口(3)。
图5所示的实施例，是本发明的升力系统示意图。升力系统(5)由多台升力发动机(21)和螺旋桨(19)并列组成，安装在机身(13)两侧的机翼(4)下方。升力发动机(21)和螺旋桨(19)工作时，机翼(4)上表面的空气被吸入顶盖(6)和机翼(4)之间的进气口(3)，形成的气流对机翼(4)上表面产生吸力(伯努利原理)。气流通过涵道(20)向下冲出，产生向上的推力。机翼(4)上表面的吸力和下面的推力叠加合成总升力。
图6所示的实施例，是本发明的方向操纵机构示意图。方向舵转轴(22)用安装环(23)固定在垂直尾翼后缘骨架上。钢绳(25)固定在方向舵摇柄(24)上，其右端绕过定滑轮与右脚蹬(26)连接，左端绕过定滑轮与左脚蹬(27)连接。飞机飞行时，踩右脚蹬(26)，方向舵(8)向左偏转，在气流作用下，机尾向右摆，机头向左转。同样，踩左脚蹬(27)，机尾向左摆，机头向右转。
图7所示的实施例，是本发明的俯仰操纵机构示意图。俯仰舵转轴(30)用安装套筒(31)固定在机尾末端骨架上。钢绳(29)固定在俯仰舵摇柄(32)上，两端绕过定滑轮连接在驾驶杆(28)的轮盘上。飞机飞行时，前推驾驶杆(28)，俯仰舵(9)向下偏转，在气流作用下机尾向上翘起，飞机低头。同样，后拉驾驶杆(28)，俯仰舵(9)向上偏转，机尾下垂，飞机抬头。
图8所示的实施例，是本发明的横滚操纵机构示意图。左副翼(17b)和右副翼(17a)的转轴分别固定在机翼(4)左、右后段翼梁上。左副翼摇臂(34)和右副翼摇臂(33)与机翼(4)之间安装复位弹簧(35)。左副翼摇臂(34)用钢绳绕过定滑轮与左副翼操纵杆(37)的轮盘连接。右副翼摇臂(33)用钢绳绕过定滑轮与右副翼操纵杆(36)的轮盘连接。飞机飞行时，用右手向左压右副翼操纵杆(36)，右副翼(17a)向下偏转，在气流作用下，机身向左滚转，松手后右副翼(17a)复位，飞机回到水平状态。同样，用左手向右压左副翼操纵杆(37)，左副翼(17b)向下偏转，机身向右滚转，松手后左副翼(17b)复位，飞机回到水平状态。
图9所示的实施例，是本发明的仪表板和操纵台布置图。在仪表板上，安装升力发动机转速表(38)和推力发动机转速表(43)，在飞行中监控每台发动机的工作状态。安装地平仪(39)和导航仪(40)，在无目视飞行条件下操纵飞行姿态和航线。安装空速表(41)、高度表(42)和电压表(48)，用于观察飞行速度、高度和电池电压。安装一号油箱油量表(52)了解升力发动机的供油状况，安装二号油箱油量表(46)了解推力发动机的供油状况。在操纵台上，安装油门锁(44)、电源开关(49)、指示灯(50)、升力发动机启动按钮(53)、升降操纵柄(51)、推力发动机启动按钮(45)、飞行操纵柄(47)、左副翼操纵杆(37)和右副翼操纵杆(36)。用升降操纵柄(51)控制升力发动机总油门，操纵飞机进行起降、空中悬停和巡航飞行。用飞行操纵柄(47)控制推力发动机总油门，控制飞行速度。用左副翼操纵杆(37)和右副翼操纵杆(36)操纵飞机滚转。

Claims (6)

1.一种涵道直升飞机，其特征是：该机由驾驶舱、机身、机尾、机翼、垂直尾翼、水平尾翼、方向舵、俯仰舵、升力系统、推力发动机、起落架和操纵机构组成；机翼设置在机身两侧顶部，垂直尾翼和水平尾翼设置在机尾后段，组成上单翼结构的常规布局；升力系统由多台发动机和螺旋桨并列组成，安装在机身两侧的机翼下方；两台推力发动机和螺旋桨对称地安装在机翼前缘翼梁上；采用机械式人工操纵方式，用驾驶杆进行俯仰操纵，用脚蹬进行方向操纵，用副翼操纵杆进行横滚操纵，用升降操纵柄进行升降操纵，用飞行操纵柄控制飞行速度；机身用复合材料制造。
2.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征是：驾驶舱(1)、机身(13)和机尾(11)依次用螺丝连接，机翼(4)安装在机身(13)两侧顶部，升力系统(5)安装在机身(13)两侧的机翼(4)下方，推力发动机(2)安装在机翼(4)前缘翼梁上，顶盖(6)安装在机身(13)顶部，其两边与机翼(4)之间设置进气口(3)，垂直尾翼(7)安装在机尾(11)后段顶部，其后缘安装方向舵(8)，水平尾翼(10)安装在机尾(11)后段两侧上方，俯仰舵(9)安装在机尾(11)末端，后起落架(12)安装在机身(13)后端底部两侧，机身(13)左侧设置舱门(14)，机身(13)两侧设置舷窗(15)，前起落架(16)安装在机身(13)前端的底盘中间位置。
3.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征是：推力发动机(2)安装在左、右机翼(4)前缘翼梁上，机身(13)顶部两边的机翼(4)开设圆孔用于安装升力系统(5)，机翼(4)后段安装左副翼(17b)和右副翼(17a)，三角形水平尾翼(10)安装在机尾(11)后段两侧，俯仰舵(9)安装在机尾(11)末端。
4.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征是：平板形机翼(4)两侧边缘向下弯曲，并用撑杆(18)与机身(13)连接，两台推力发动机(2)对称地安装在机翼(4)前缘翼梁上，机翼(4)下方机身(13)两侧安装升力系统(5)，顶盖(6)两边与机翼(4)之间设置进气口(3)。
5.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征是：升力系统(5)由多台升力发动机(21)和螺旋桨(19)并列组成，安装在机身(13)两侧的机翼(4)下方；升力发动机(21)和螺旋桨(19)工作时，机翼(4)上表面的空气被吸入顶盖(6)和机翼(4)之间的进气口(3)，形成的气流对机翼(4)上表面产生吸力(伯努利原理)，气流通过涵道(20)向下冲出，产生向上的推力，机翼(4)上表面的吸力和下面的推力叠加合成总升力。
6.根据权利要求1所述的涵道直升飞机，其特征是：方向舵转轴(22)用安装环(23)固定在垂直尾翼后缘骨架上，钢绳(25)固定在方向舵摇柄(24)上，其右端绕过定滑轮与右脚蹬(26)连接，左端绕过定滑轮与左脚蹬(27)连接，飞机飞行时，踩右脚蹬(26)，方向舵(8)向左偏转，机头向左转，踩左脚蹬(27)，机头向右转；俯仰舵转轴(30)用安装套筒(31)固定在机尾末端骨架上，钢绳(29)固定在俯仰舵摇柄(32)上，两端绕过定滑轮连接在驾驶杆(28)的轮盘上，飞机飞行时，前推驾驶杆(28)，俯仰舵(9)向下偏转，飞机低头，后拉驾驶杆(28)，俯仰舵(9)向上偏转，飞机抬头；左副翼(17b)和右副翼(17a)的转轴分别固定在机翼(4)左、右后段翼梁上，左副翼摇臂(34)和右副翼摇臂(33)与机翼(4)之间安装复位弹簧(35)，左副翼摇臂(34)用钢绳绕过定滑轮与左副翼操纵杆(37)轮盘连接，右副翼摇臂(33)用钢绳绕过定滑轮与右副翼操纵杆(36)的轮盘连接，飞机飞行时，用右手向左压右副翼操纵杆(36)，右副翼(17a)向下偏转，机身向左滚转，松手后右副翼(17a)复位，飞机回到水平状态，用左手向右压左副翼操纵杆(37)，左副翼(17b)向下偏转，机身向右滚转，松手后左副翼(17b)复位，飞机回到水平状态。
CN201911004536.XA 2019-10-12 2019-10-12 涵道直升飞机 Pending CN111252239A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911004536.XA CN111252239A (zh) 2019-10-12 2019-10-12 涵道直升飞机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911004536.XA CN111252239A (zh) 2019-10-12 2019-10-12 涵道直升飞机

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111252239A true CN111252239A (zh) 2020-06-09

Family

ID=70923614

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911004536.XA Pending CN111252239A (zh) 2019-10-12 2019-10-12 涵道直升飞机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111252239A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2021154759A (ja) * 2020-03-25 2021-10-07 三菱重工業株式会社 翼及び航空機

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH1191693A (ja) * 1997-06-10 1999-04-06 Mitsuyoshi Yoneda 補助動力機付き人力小型ヘリコプター
US5899416A (en) * 1996-10-18 1999-05-04 Daimler Chrysler Aerospace Airbus Gmbh Rudder assembly with a controlled boundary layer control for an aircraft
CN101080345A (zh) * 2004-12-16 2007-11-28 法国空中巴士公司 改进飞机的侧倾操纵的方法和应用该方法的飞机
CN101905744A (zh) * 2009-06-04 2010-12-08 尤洛考普特公司 控制混合式直升机的偏航程度的方法以及混合式直升机
CN204956906U (zh) * 2015-09-05 2016-01-13 周武双 一种电动直升飞机
CN205273857U (zh) * 2016-01-05 2016-06-01 周武双 一种复合式直升机
CN108674647A (zh) * 2018-05-31 2018-10-19 江苏常探机器人有限公司 带双涵道推力复合辅翼和辅翼的后单桨式复合翼载人飞机
US20190291860A1 (en) * 2016-10-27 2019-09-26 Mono Aerospace Ip Ltd Vertical take-off and landing aircraft and control method

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5899416A (en) * 1996-10-18 1999-05-04 Daimler Chrysler Aerospace Airbus Gmbh Rudder assembly with a controlled boundary layer control for an aircraft
JPH1191693A (ja) * 1997-06-10 1999-04-06 Mitsuyoshi Yoneda 補助動力機付き人力小型ヘリコプター
CN101080345A (zh) * 2004-12-16 2007-11-28 法国空中巴士公司 改进飞机的侧倾操纵的方法和应用该方法的飞机
US20090250551A1 (en) * 2004-12-16 2009-10-08 Airbus France Method for improving roll steering of an aircraft and aircraft using same
CN101905744A (zh) * 2009-06-04 2010-12-08 尤洛考普特公司 控制混合式直升机的偏航程度的方法以及混合式直升机
CN204956906U (zh) * 2015-09-05 2016-01-13 周武双 一种电动直升飞机
CN205273857U (zh) * 2016-01-05 2016-06-01 周武双 一种复合式直升机
US20190291860A1 (en) * 2016-10-27 2019-09-26 Mono Aerospace Ip Ltd Vertical take-off and landing aircraft and control method
CN108674647A (zh) * 2018-05-31 2018-10-19 江苏常探机器人有限公司 带双涵道推力复合辅翼和辅翼的后单桨式复合翼载人飞机

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2021154759A (ja) * 2020-03-25 2021-10-07 三菱重工業株式会社 翼及び航空機
JP7346347B2 (ja) 2020-03-25 2023-09-19 三菱重工業株式会社 翼及び航空機

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11634222B2 (en) Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle having foldable fixed wing and based on twin-ducted fan power system
US6089501A (en) Tandem-rotor gyroplane
US11142309B2 (en) Convertible airplane with exposable rotors
US4116405A (en) Airplane
EP3604122B1 (en) Aircraft with super high aspect ratio based on self-unfolding folding wing technology
US9676479B2 (en) VTOL aircraft
US5086993A (en) Airplane with variable-incidence wing
US8616492B2 (en) Three wing, six tilt-propulsion units, VTOL aircraft
US8708273B2 (en) Three-wing, six tilt-propulsion unit, VTOL aircraft
US6592073B1 (en) Amphibious aircraft
CN202728574U (zh) 固定翼与电动多桨组成的具有直升机功能的复合飞行器
CN101314409A (zh) 燕式倾转旋翼机
US20200262557A1 (en) Tandem Wing Aircraft With Variable Lift And Enhanced Safety
CN107089328A (zh) 混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机及其飞行控制方法
USRE36487E (en) Airplane with variable-incidence wing
CN206857002U (zh) 混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机
CN103979104A (zh) 一种可变体x型机翼垂直起降微型飞行器
CN105905295A (zh) 垂直起降固定翼飞行器
CN106628168A (zh) 一种新型倾转旋翼飞机
US20220258859A1 (en) Vertical take-off and landing aircraft and related control method
CN107021208A (zh) 一种利用涵道的尾坐式垂直起降无人机及控制方法
WO2012047337A1 (en) Three wing, six tilt-propulsion unit, vtol aircraft
US2940693A (en) Aircraft fins
CN111252239A (zh) 涵道直升飞机
CN103192977A (zh) 一种高速飞飘飞行器

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
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20200609

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication