CN111591440A - 一种镰刀翼垂直起降飞机 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种镰刀翼垂直起降飞机，其为上单翼结构，其机翼包括翼根部分和翼尖部分，所述翼根部分前缘整体平直，后缘呈外凸三角状，前缘部分设有分离式可倾转翼面；所述翼面上安装有动力系统及旋翼；所述翼尖部分的前缘与后缘均呈倾斜状，相较于翼根部分整体前掠；本发明具有兼具悬停效能高、稳定性好，平飞效率高的优点。

Description

一种镰刀翼垂直起降飞机
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种镰刀翼垂直起降飞机。
背景技术
近几年来对交通工具在环保低碳低噪等方面要求越来越高，城市电动垂直起降飞行器越来越流行。为了取消飞行员驾驶飞机的传统方式，实现无人驾驶飞行的目的，诸多公司及科研单位在其飞行控制上研究力度很大，手机连网启动，卫星导航，路线规划，资金支付等方面都要开发一套套软件系统，但在在飞行器本身的垂直起降布局，结构优化设计方面还是用的一些相对传统的布局，对提高飞行效率没有起到积极的作用。
目前，世界上的民用主流垂直起降飞机布局主要分7类，包括翼尖动力倾转布局、整个机翼倾转布局、旋翼与固定翼组合式布局、尾座式布局、后三点式旋翼布局、前后多点动力布局、纯旋翼布局。
其中，翼尖动力倾转布局主要特征是在两边机翼翼尖安装动力系统进行倾转垂直起降，这种布局的缺陷在于悬停状态时大量的下洗流吹到机翼上方,造成了内耗和紊流；而整个机翼倾转布局即将整个机翼进行倾转，这种飞机具有高效的平飞效率及悬停效率，但是缺陷在于悬停状态下巨大的竖立机翼像一块门板，稍微一点侧风都会对整个飞机的姿态产生影响，难以控制，且这种布局的飞机需要很大的倾转推动力，对整机的重量不利；旋翼与固定翼组合式布局近年来较流行，但其存在平飞状态下废物质量多的缺陷；尾座式布局是指靠尾部作为起落架支撑飞机，停机状态下飞机永远保持直立，像一枚火箭，这种布局的缺陷在于飞行员登下机困难，且停机状态易受侧风影响；后三点式旋翼布局的缺陷在于倾转轴离气动压(升)力线太远,此时飞机重心靠近其气动中心,这样必须在机身后面安装另外一个旋翼来平衡重心,要不然悬停状态重心相对倾转轴太远,非常危险，所以必须在尾部安装风扇平衡俯仰，但是这个尾部多余的风扇在平飞时为废物质量；前后多点动力布局式飞机平飞时部分或所有动力须向前倾转，假如部分倾转，那其他电机成为平飞风阻，若所有电机倾转则存在前进迎风桨面过大，提速困难，电量消耗过快，动力过剩，倾转驱动机构过多等问题，势必会影响平飞效率；而纯旋翼式布局的缺点在于平飞效率低。
发明内容
本发明针对现有技术下各布局下存在的问题，提出一种平飞效率高，悬停状态好的镰刀翼垂直起降飞机。
本发明采用以下技术方案：
一种镰刀翼垂直起降飞机，其为上单翼结构，其机翼包括翼根部分和翼尖部分，所述翼根部分前缘整体平直，后缘呈外凸三角状，前缘部分设有分离式可倾转翼面；所述翼面上安装有动力系统及旋翼；所述翼尖部分的前缘与后缘均呈倾斜状，相较于翼根部分整体前掠。
随着翼尖位置的前掠，机翼升力线会前移，接近机翼的转轴线，升力线与转轴线越接近，对飞机的平飞和悬停均有好处，控制升力线在翼根部分平均翼弦线从前向后方向的10％--30％为宜，转轴线在机翼的位置越靠前，理论上对飞行越有益，但过于靠前，则会影响机翼强度，综合考虑转轴线位置也在5％--35％位置，但升力线只能接近或重合转轴线，不能超过转轴线。翼尖部分前掠角大小，决定升力线位置，前掠角控制在5°--45°较为合适。本技术方案中所述的前、后，均是飞机飞行机头的方向为前，机尾部分为后。
进一步地，所述机翼为双梁结构，其前梁为普通平直翼梁，其后梁为中部随型弯曲翼梁；所述前梁即为所述分离式可倾转翼面的倾转轴。
进一步地，所述分离式可倾转翼面的倾转角范围为0～105°。
进一步地，所述垂直起降飞机的左、右两侧的前梁与后梁均穿过机身上部构成互插式连接。
进一步地，所述分离式可倾转翼面上固定有主着陆轮；所述主着陆轮和动力系统分别安装在翼面的不同端。
进一步地，所述垂直起降飞机的尾翼为V型尾翼。
进一步地，所述机翼沿翼根部分至翼尖部分呈向前弯折状。
本发明的有益效果在于：
(1)本发明翼根部分设有分离式半圆可倾转翼面，其可实现0～105°倾转，故在飞机悬停时，可保证旋翼下方为无遮挡空通状态，螺旋桨产生的下洗流绝大部分都为有效，故无内耗与紊流，悬停效率高且稳定；同时在飞机平飞时，分离式半圆可倾转翼面可与整个机翼合为一体，使飞机具备正常机翼平飞时的高效率。
(2)本发明的翼尖部分整体前掠，可使整个机翼的气动压(升)力线前移，这样就减小了压(升)力线与重心之间距离，平飞时只要平尾轻微产生向下偏转力矩即可使飞机高效巡航飞行，可提升飞行稳定性；与现有的飞机中升力线设置在翼根从前向后的40％左右位置，本发明中的升力线更靠前，飞行和悬停更稳定。同时翼尖部分前掠有助于翼根部分机翼变宽，有利于安装大直径桨叶，对悬停及周期变矩控制俯仰有利，且机翼后缘还能保留有较宽的机翼宽度提供足够的强度刚度保障；并且前掠设计带来了高升阻比，在低速状态下就会产生大的气动升力，具有好的失速可控制性，能够一定程度的增加航程；前掠设计也能够延迟失速时间，降低失速速度,有利于倾转动作的进行。
(3)本发明将主着陆轮也设计在分离式半圆可倾转翼面上，不需要额外再安装起落架，减轻了整机的重量，并且利用翼面倾转达到了自动收放着陆轮的目的，减小了平飞时的飞行阻力；同时，主着陆轮和动力系统分别安装在翼面的不同端，可以中和动力系统的单边重力扭矩，使倾转驱动力线性平稳，不受角度影响。
附图说明
图1为本发明镰刀翼垂直起降飞机结构示意图；
图2为本发明镰刀翼垂直起降飞机悬停状态示意图；
图3为本发明镰刀翼垂直起降飞机平飞状态示意图；
图4为平直翼与镰刀翼结构对比图；
图5为镰刀翼内部前后梁示意图；
图6为镰刀翼力矩示意图。
具体实施方式
下面结合附图以及实施例对本发明作进一步说明。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“轴向”、“径向”、等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
如图1-6所示，本发明提出一种镰刀翼垂直起降飞机，其为上单翼结构，其机翼包括翼根部分1和翼尖部分2，翼根部分1前缘整体平直，后缘呈外凸三角状，前缘部分设有分离式可倾转翼面3，翼面上安装有动力系统4及旋翼；翼尖部分2的前缘与后缘均呈倾斜状，相较于翼根部分1整体前掠；故在俯视状态下，本发明的一边机翼类似一把镰刀，称其为镰刀翼；飞机的单侧机翼沿翼根部分至翼尖部分呈向上弯折状；如图所示，机翼为双梁结构，其前梁5为普通平直翼梁，其后梁6为中部随型弯曲翼梁，前梁5即为分离式可倾转翼面的倾转轴C，安装有分离式可倾转翼面用于倾转的滑轮；分离式可倾转翼面3的倾转角范围至少为0～105°，这样可方便飞机平飞状态与悬停状态之间的切换，如图3所示，飞机处于平飞状态时，分离式可倾转翼面3与整个机翼合为一体，这样机翼与常规飞机正常平飞时形态无异，可保证较高的平飞效率；如图2所示，飞机处于悬停状态时，旋翼处于水平状态，并且旋翼下方为无遮挡空通状态，螺旋桨产生的下洗流绝大部分都为有效，故无内耗与紊流，悬停效率高且稳定。
如图4所示，相较于平直翼，本发明所提出的镰刀翼整体前掠，使得整个机翼的气动压(升)力线B1前移，最大化靠近但不超过倾转轴A1；为了能使翼根部分分离式半圆可倾转翼面的直径最大化，提高悬停效能，就需要将倾转轴最大化前移，但是对于平直翼而言，倾转轴A2过于前移，其与气动压(升)力线B2之间的距离将会被拉大，这样会引发很多不利于飞行的因素。
具体而言，当飞机的重心靠近倾转轴时，对于平直翼飞机而言，气动压(升)力线B2与重心之间距离变远，平飞时需要平尾产生很大的向下偏转平衡力矩才行，这样势必消耗过多的能量，不能达到高效巡航的目的；而对于本申请提出镰刀翼飞机而言，由于整个机翼的气动压(升)力线B1前移，这样就减小了气动压(升)力线B1与重心之间距离，平飞时只要平尾轻微产生向下偏转力矩即可使飞机高效巡航飞行。
当飞机重心靠近气动压(升)力线时，对于平直翼飞机而言，因倾转轴与重心之间距离变远，虽满足平飞时的高效率，但是这样对悬停时严重不利，重心远离倾转轴，悬停时两桨的吊拉力与重心不能平衡，机身将后翻，假如想通过周期变矩中和这种不平衡，则需要螺旋桨前后产生很大的力差，这样即不安全也不经济，所以只能在机身后方安装一个可以产生控制俯仰稳定的装置，但这个装置平飞时却又是个死重，即多余质量，将降低平飞效率；而对于本发明提出的镰刀翼飞机而言，因倾转轴A1与气动压(升)力线B1之间距离很窄或共线，所以无论重心在这两者之间靠近哪条线，对平飞与悬停都没很大的不良影响，是一种即满足高效平飞，又满足悬停下取消或减小机身尾部控制俯仰装置的方案，只需两个主旋翼同步周期变矩所产生的前后轻微俯仰力矩即可控制俯仰稳定。
故综上所述，本发明提出的镰刀翼的翼尖部分前掠有助于翼根部分机翼变宽，有利于安装大直径桨叶，提高悬停效能，并对悬停及周期变矩、控制机身俯仰有利；此外机翼后缘还能保留有较宽的机翼宽度提供足够的强度刚度保障；机翼前掠同时带来了高升阻比，在低速状态下就会产生大的气动升力，具有低波阻，能够一定程度的增加航程，并且降低失速速度,有利于倾转动作的进行。
此外，如图5、6所示，本发明中分离式可倾转翼面上固定有主着陆轮，这样无需再额外安装起落架，可达到减轻整机重量的目的，利用翼面倾转控制主着陆轮的自动收放可减小平飞时的飞行阻力；主着陆轮和动力系统分别安装在翼面的不同端，这样可以中和动力系统的单边重力扭矩,即力矩T1力矩T2相互抵消，使倾转驱动力线性平稳，不受角度影响；此外，当机身支持水上停降时，左右轮胎的浮力可防止飞机停在水面时被侧风吹翻。
显然，上述实例仅仅是为清楚地说明本发明的技术方案所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种镰刀翼垂直起降飞机，包括机翼，所述机翼包括翼根部分和翼尖部分，其特征在于，所述翼根部分设有分离式可倾转翼面；所述可倾转翼面上安装有动力系统及旋翼；所述翼尖部分相较于翼根部分整体前掠，所述前掠角为5°--45°；所述机翼的升力线控制在翼根部分平均翼弦的10％--30％位置。
2.根据权利要求1所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述机翼为双梁结构，其前梁为带有倾转装置的平直翼梁，其后梁为中部随型弯曲翼梁；所述前梁即为所述分离式可倾转翼面的倾转轴。
3.根据权利要求1所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述升力线位置控制在可倾转翼面的倾转轴后方。
4.根据权利要求1所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述分离式可倾转翼面的倾转角范围为0～105°。
5.根据权利要求2所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述垂直起降飞机的左、右两侧的前梁与后梁均穿过机身上部构成互插式连接。
6.根据权利要求1所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述分离式可倾转翼面上固定有主着陆轮；所述主着陆轮和动力系统分别安装在翼面的不同端。
7.根据权利要求1所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述垂直起降飞机的尾翼为V型尾翼。
8.根据权利要求1所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述翼根部分前缘呈直线型，后缘呈外凸三角状；所述分离式可倾转翼面设置在翼根部分的前缘。
9.根据权利要求1所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述机翼沿翼根部分至翼尖部分呈向前弯折状。
10.据权利要求1所述的镰刀翼垂直起降飞机，其特征在于，所述翼根面积占机翼面积的35％--70％。
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