CN112874758A - 一种膜翼折叠系统及其膜翼飞机 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种膜翼折叠系统，包括两个固设在机体顶部的内横梁，内横梁的两端均通过电动折叠机构连接有外横梁，两个内横梁之间以及两个外横梁之间均设有翼膜，电动折叠机构包括转动电机、推拉螺杆、动力螺旋套管和转动连杆，转动电机连接并驱动螺旋套管转动，螺旋套管套设在推拉螺杆上并与推拉螺杆螺纹连接，推拉螺杆滑动设置在内横梁中，转动连杆的一端与推拉螺杆的端部转动连接，转动连杆的另一端与外横梁转动连接，外横梁与内横梁转动连接，在起降前，将翼膜折叠收起，即可以起到降低机翼在竖直方向上对双模式飞机升降时的阻力的作用，进而实现确保应用该膜翼折叠系统的双模式飞机在垂直升降时具有高运行稳定性的目的。
Description
技术领域
本发明涉及低空飞行器技术领域，具体涉及一种膜翼折叠系统及其膜翼飞机。
背景技术
目前，现有的飞机较常见主要有两种结构形式，一种为固定翼滑跑起降式飞机，这种飞机的两侧有长固定翼，固定翼飞机的特点是速度快，节能效率高，巡航时间长，载重量大，但是起降均需要起降滑道辅助，使得这种固定翼的滑跑式飞机对起降时的场所要求非常高，通常需要有固定的机场进行起降，造价和维护成本非常高；另一种为旋浆翼垂直起降式飞机，即直升飞机，这类飞机的特点就是机动灵活，可以悬停，完成如吊装，野战输送等多种任务，不需要大的起飞降落场地和专用跑道等优点，适用性比较广，但这类飞机的旋翼巨大，航程短、油耗大和载重量低，并且在出现特殊情况时，很难安全降落。
随着经济的增长，低空(1000米以下)飞行运输工具的需求在普通民用领域的需求量越来越大，例如航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输、灾难救援、监控传染病、测绘、新闻报道、电力巡检、救灾等等领域的应用，但是上述两类飞机因其各有的特点，使得都很难实现直接应用于普通民用领域，虽然现今出现了将上述两种类型的飞机综合于一架飞机上的双模式飞机，例如中国专利申请号CN201620736090.5公开的一种推力式倾转旋翼飞机，其主要结构上是通过倾转机构直接将旋翼飞机的旋翼装设在固定翼飞机的机翼上，虽然该飞机实现了兼顾上述两种类型飞机的优点，既实现垂直起降的功能，又实现远距离高速巡航的功能，但是这种飞机在垂直起降时固定翼受到的阻力较大，易出现起降不稳定的问题，并且不使用时，占地空间较大，固定翼的结构还是采用原有的固定翼飞机结构，重量较大。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提出一种膜翼折叠系统及其膜翼飞机，以解决背景技术中提到的如下技术问题：现有的双模式飞机在垂直起降时固定翼受到的阻力较大，易出现起降不稳定的问题，并且不使用时，占地空间较大，固定翼的结构还是采用原有的固定翼飞机结构，重量较大。
本发明的技术方案是这样实现的：
本发明的目的之一在于公开一种膜翼折叠系统，包括两个相互平行且对称固设在机体顶部的内横梁，所述内横梁的两端均通过电动折叠机构连接有外横梁，两个所述内横梁之间以及两个所述外横梁之间均设有翼膜，其中，翼膜的两侧边缘均通过角钢固定压合在外横梁以及内横梁上，以实现固定安装翼膜的目的，以形成飞机的飞行机翼；内横梁之间以及外横梁之间固设翼膜，以形成飞机的机翼；
所述电动折叠机构包括转动电机、推拉螺杆、动力螺旋套管和转动连杆，所述转动电机固设于所述内横梁中，其中，内横梁中具有空腔，其空腔上设有检修盖，电动折叠机构装设在空腔中,检修盖板起到便于检修的作用，所述转动电机连接并驱动所述螺旋套管转动，所述螺旋套管转动安装在所述内横梁中，所述螺旋套管套设在所述推拉螺杆上并与所述推拉螺杆螺纹连接，所述推拉螺杆滑动设置在所述内横梁中，所述转动连杆的一端与所述推拉螺杆的端部转动连接，所述转动连杆的另一端与所述外横梁转动连接，所述外横梁与所述内横梁转动连接。转动电机的输出轴驱动螺旋套管转动，由于螺旋套管套设在滑动设置于内横梁中的推拉螺杆上，并与推拉螺杆螺纹连接，使得螺旋套管可以实现推动推拉螺杆在内横梁中移动的目的，推拉螺杆的端部通过转动连杆连接外横梁，而外横梁又与内横梁转动连接，因此，推动推拉螺杆往外横梁的方向移动时，转动连杆就可以推动外横梁以使外横梁绕着其与内横梁之间的转动铰接点转动，以使得外横梁可以实现相对于内横梁转动的目的，飞机在进行垂直升降的运动前，先通过转动电机控制外横梁4转动至与内横梁相垂直的状态或者控制外横梁折叠在内横梁上方的状态下，起到大幅减少飞机的旋翼与翼膜之间的干扰作用，即可以起到降低外横梁4在竖直方向上对飞机的阻力的作用，进而实现确保应用该膜翼折叠系统的飞机在垂直升降时具有高运行稳定性的目的，采用翼膜分别与内、外横梁相结合的形式用作飞机的机翼，以实现降低飞机整体重量的目的，外横梁可相对于内横梁的转动结构，在不使用时，还可以通过电动折叠机构将外横梁竖直折叠收起，以降低占地空间，即也起到方便入库停机的作用。
进一步的，所述转动连杆一端通过轴承与所述推拉螺杆铰接，所述转动连杆另一端通过轴承与所述外横梁铰接，所述外横梁通过轴承与所述内横梁铰接。
进一步的，所述外横梁与所述内横梁之间的铰接点位于所述转动连杆与所述外横梁之间的铰接点的上方。
进一步的，所述转动电机的输出轴通过若干减速齿轮与所述螺旋套管上的外齿圈啮合连接。
进一步的，所述翼膜的材料为碳纤维。
本发明的另一目的在于公开一种膜翼飞机，包括机体和装设在所述机体底部的起降轮，所述机体顶部设有上所述的膜翼折叠系统，所述机体的头部和/或尾部上对称设有与所述机体转动连接的动力翼梁；其中，动力翼梁的顶部和底部均设有驱动电机，且动力翼梁顶部和底部之间的驱动电机相背设置，相背设置，可以起到相互抵消自转扭矩的作用，提高运行稳定性，通过控制动力翼梁，使其上的旋翼处于竖直方向上时，动力翼梁上的驱动电机带动旋翼做高速转动，为飞机提供向上的升力；控制动力翼梁的转动角度，使其上的旋翼处于水平状态或着与水平面具有一定夹角时，在驱动电机的带动下，旋翼实现为机体提供水平的牵引力或者爬升力的目的，动力翼梁与机体之间的可转动连接设置，以及结合膜翼折叠系统中的电动折叠机构，实现了该膜翼飞机具有低阻力垂直升降的功能和水平高速巡航的功能，将动力翼梁设置在机体的头部和/或者尾部，起到尽量避免旋翼与翼膜之间相互影响的作用，提高该膜翼飞机的整体结构合理性，有利于安全度的提升，采用薄膜结构的翼膜，实现了大幅度降低机翼重量的目的，进而起到降低该膜翼飞机的整体质量的作用，以提升该膜翼飞机的整体承载力，也有利于节约能耗；
所述动力翼梁包括内动力翼梁和铰接于所述内动力翼梁两端部上的外动力翼梁，所述内动力翼梁对称设置在所述机体上，且与所述机体转动连接，所述动力翼梁和所述外动力翼梁上均装设有若干个驱动电机，所述驱动电机的输出轴上设有旋翼，内、外动力翼梁之间的相互转动结构，可以起到降低占地空间的作用，方便入库停机，以满足普通个体使用者对停机库房小型化的需求；
所述机体的尾部转动连接有尾桨动力梁，所述尾桨动力梁上设有尾桨电机，所述尾桨电机上设有尾桨旋翼，通过控制尾桨旋翼的转向，既可以实现控制该膜翼飞机的整体运行方向的目的。
通过在机体上设计可以相对于机体转动的动力翼梁，并在动力翼梁上装设多个旋翼，使得该膜翼飞机需要进行起飞或者降落操作时，只需控制动力翼梁的转动角度，使动力翼梁上的旋翼的方向转变与垂直于水平面的方向，从而实现类直升机的升降功能，使得该膜翼飞机无需固定的机场滑道就可以实现起降的目的，降低了对起降场所的要求，提高了适应性，同时也降低了造价成本，在进行升降前，先通过电动折叠机构，控制外横梁转动至与内横梁相垂直的状态或者控制外横梁折叠在内横梁上方的状态下，如此可以起到大幅减少飞机的旋翼与翼膜之间的相互干扰作用，即可以起到降低外横梁在竖直方向上对飞机的阻力的作用，进而实现确保该膜翼飞机在垂直升降时具有高运行稳定性的目的，采用翼膜分别与内、外横梁相结合的形式用作该膜翼飞机的机翼，以实现降低飞机整体重量的目的，起到提升装载能力的作用，外横梁可相对于内横梁的转动结构，在不使用时，还可以通过电动折叠机构将外横梁竖直折叠收起，以降低占地空间，即也起到方便入库停机的作用，以进一步提高适应性，使得该膜翼飞机同时兼具固定翼飞机和旋浆翼飞机的优点，从而使得该膜翼飞机可以很好的适用于普通民用领域。
进一步的，所述机体的操控室内设有动力翼梁转动控制机构，所述动力翼梁贯穿所述机体并与所述机体转动连接，所述动力翼梁转动控制机构包括滑动齿条、圆弧传动齿轮、第一套管钢拉索和传动轮盘，所述滑动齿条滑动设置在所述机体内，所述圆弧传动齿轮转动安装在所述机体内，所述圆弧传动齿轮上设有控制手杆，且所述圆弧传动齿轮与所述滑动齿条啮合连接，所述传动轮盘固定安装在所述动力翼梁上，所述第一套管钢拉索的第一钢拉索固定盘绕在所述传动轮盘上，所述第一套管钢拉索的第一钢拉索两端分别与所述滑动齿条的两端固定连接，所述第一套管钢拉索的第一套管固定在所述机体上。
进一步的，所述机体的操控室内设有方向盘，所述方向盘与所述尾桨动力梁之间设有尾桨转向控制机构，所述尾桨转向控制机构包括方向盘传动盘、第二套管钢拉索和尾桨传动盘，所述方向盘传动盘通过方向盘连杆固定连接所述方向盘，所述尾桨传动盘固定安装在所述尾桨动力桨上，所述第二套管钢拉索的第二钢拉索两端分别固定盘绕在所述方向盘传动盘和所述尾桨传动盘上，所述第二套管钢拉索的第二套管固定安装在所述机体中。
进一步的，还包括活动顶板和螺杆插销，所述活动顶板一端铰接在所述内动力翼梁上，所述活动顶板的另一端设有与所述螺杆插销相适配的锁定孔；
所述外动力翼梁上设有与所述螺杆插销相适配的展开插销孔，所述外动力翼梁与所述内动力翼梁相平行时，所述展开插销孔在所述外动力翼梁上的位置与所述锁定孔在所述外动力翼梁上的位置相对应，展开外动力翼梁至与内动力翼梁相平行，即外动力翼梁在内动力翼梁的延伸线上时，拨动活动顶板，使活动顶板转动至外动力翼梁的预制槽中，并使活动顶板上的锁定孔与展开插销孔相对应，然后将螺杆插销插入进锁定孔和展开插销孔中，从而实现将外动力翼梁水平固定在内动力翼梁上的目的，确保展开后外动力翼梁和内动力翼梁两者之间的连接稳定性；
所述外动力翼梁上还设有与所述螺杆插销相适配的折叠插销孔，所述外动力翼梁与所述内动力翼梁相垂直时，所述折叠插销孔在所述外动力翼梁上的位置与所述锁定孔在所述外动力翼梁上的位置相对应，需要对外动力翼梁进行折叠收起，拔出插入到锁定孔和展开插销孔中的螺杆插销，并拨开活动顶板，使其离开外动力翼梁内的预制槽，然后转动外动力翼梁至于内动力翼梁相垂直的状态下，接着拨动活动顶板，使活动顶板上锁定孔与外动力翼梁上的折叠插销孔相对应，最后将螺杆插销插入到锁定孔和折叠插销孔中，进而实现将外动力翼梁折叠收起至内动力翼梁上的目的，以确保外动力翼梁可以稳定的收起在内动力翼梁上。折叠收起外动力翼梁后膜翼飞机，起到降低占用空间的作用，方便入库停机，以满足普通个体使用者对停机库房小型化的需求。
通过外动力翼梁和内动力翼梁之间的相对转动结构，并结合活动顶板和螺杆插销的锁定作用，实现了稳定展开外动力翼梁或者稳定折叠收起外动力翼梁的目的。具体的，外动力翼梁通过与内动力翼梁的铰接结构上，可以采用轴承连接作为铰接中间件的连接方式，提高转动外动力翼梁时的顺畅性。
优选地，外动力翼梁上设有插销保险环，插销保险环通过插销保险绳连接螺杆插销。当螺杆插销处于展开插销孔或者处于折叠插销孔中时，均通过插销保险绳将螺杆插销扎紧锁紧在插销保险环上，以起到提高锁定安全性的作用。
进一步的，还包括若干高能电池包，所述转动电机、所述驱动电机和尾桨电机均与所述高能电池包电性连接。
本发明的有益效果：通过将机翼设计为可折叠式的翼膜结构，在起降前，将翼膜折叠收起，起到大幅减少飞机的旋翼与翼膜之间的干扰作用，即可以起到降低机翼在竖直方向上对双模式飞机升降时的阻力的作用，进而实现确保应用该膜翼折叠系统的双模式飞机在垂直升降时具有高运行稳定性的目的；高抗拉强度的翼膜具有重量轻的特点，可以起到大幅度减轻机翼重量的作用，有利于提升飞机的整体装载能力；通过电动折叠机构将外横梁竖直折叠收起，可以起到以降低占地空间的作用，方便入库停机；采用多组驱动电机均布在动力翼梁上并分别驱动旋翼的结构的结构方式，可以起到确保飞行稳定的作用；将动力翼梁设置在机体的头部和/或者尾部，起到尽量避免旋翼与翼膜之间相互影响的作用，提高该膜翼飞机的整体结构合理性，有利于安全度的提升，采用薄膜结构的翼膜，实现了大幅度降低机翼重量的目的，进而起到降低该膜翼飞机的整体质量的作用，以提升该膜翼飞机的整体承载力，也有利于节约能耗；动力翼梁转动控制机构中的套管钢拉索起到将滑动齿条的前后滑动转化为动力翼梁的转动的作用，只需通过控制圆弧传动齿轮即可以实现控制旋翼转动角度的目的，并且作为柔性传动件使用的套管钢拉索，可以起到便于安装的作用，并且传动结构简单，稳定性好。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明一种膜翼折叠系统及其膜翼飞机的俯视图；
图2为本发明一种膜翼折叠系统及其膜翼飞机的主视图；
图3为图2的左视图；
图4为所述电动折叠机构的结构示意图；
图5为所述电动折叠机构的内部结构示意图；
图6为在图5中当外横梁与内横梁之间呈水平时的1-1向剖视图；
图7为在图5中当外横梁与内横梁之间呈直角时的1-1向剖视图；
图8为在图5中当外横梁与内横梁之间呈水平时的2-2向剖视图；
图9为在图5中当外横梁与内横梁之间呈直角时的2-2向剖视图；
图10为图5中3-3向剖视图；
图11为图5中4-4向剖视图；
图12为本发明一种膜翼飞机的内部结构示意图；
图13为在图12中的5-5向剖视图；
图14为在图12中的6-6向剖视图；
图15为在图14中的A部分的局部放大图；
图16为动力翼梁转动控制机构的结构原理图；
图17为动力翼梁转动控制机构的顶平面示意图；
图18为图16中7-7向的顶平面示意图；
图19为该膜翼飞机的飞行姿态变化示意图；
图20为图2的右视图；
图21为活动顶板在内动力翼梁上的连接结构图；
图22为图21中内、外动力翼梁之间呈水平时的8-8向剖视图；
图23为图21中内、外动力翼梁之间呈直角时的8-8向剖视图；
图24为图21中将活动顶板拨开时的8-8向剖视图；
图25为将旋翼转至0°时且动力翼梁转动至90°时的主视图；
图26为图25的右视图；
图27为尾桨转向控制机构在机体上的总体布置图；
图28为图27中B部分的局部放大图；
图29为图27中C部分的局部放大图。
附图标识：1、机体；1-1、起降轮；2、内横梁；2-1、检修盖板；2-2、配型结构壳；3、电动折叠机构；3-1、转动电机；3-2、推拉螺杆；3-3、动力螺旋套管；3-4、转动连杆；3-5、减速齿轮；4、外横梁；5、翼膜；6、轴承；7、动力翼梁；7-1、内动力翼梁；7-2、外动力翼梁；8、驱动电机；9、旋翼；10、滑动齿条；11、圆弧传动齿轮；12、套管钢拉索；12-1、钢拉索；12-2、套管；13、传动轮盘；14、导向滑轮；15、控制手杆；16、弹性卡位器；17、尾桨旋翼；18、高能电池包；19、尾桨动力梁；20、尾桨电机；21、活动顶板；22、螺杆插销；23、锁定孔；24、展开插销孔；25、折叠插销孔；26、插销保险环；27、插销保险绳；28、方向盘；29、方向盘传动盘；30、第二套管钢拉索；30-1、第二钢拉索；30-2、第二套管；31、尾桨传动盘；32、方向盘连杆。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
参见图1、图2、图4至图11，一种膜翼折叠系统，包括两个相互平行且对称固设在机体1顶部的内横梁2，内横梁2的两端均通过电动折叠机构3连接有外横梁4，两个内横梁2之间以及两个外横梁4之间均设有翼膜5其中，在本实施例中，翼膜5的两侧边缘均通过角钢固定压合在外横梁以及内横梁上，以实现固定安装翼膜5的目的，以形成飞机的飞行机翼；内横梁之间以及外横梁之间固设翼膜，以形成飞机的机翼；
参见图4、图5、图10和图11，电动折叠机构3包括转动电机3-1、推拉螺杆3-2、动力螺旋套管3-3和转动连杆3-4，转动电机3-1固设于内横梁2中，其中，内横梁2中具有空腔，其空腔上设有检修盖2-1，电动折叠机构3装设在空腔中,检修盖板2-1起到便于检修的作用转动电机3-1连接并驱动螺旋套管3-3转动，螺旋套管3-1转动安装在内横梁2中，螺旋套管3-3套设在推拉螺杆3-2上并与推拉螺杆3-2螺纹连接，推拉螺杆3-2滑动设置在内横梁2中，转动连杆3-4到的一端与推拉螺杆3-2的端部转动连接，转动连杆3-4到的另一端与外横梁4转动连接，外横梁4与内横梁2转动连接。转动电机3-1的输出轴驱动螺旋套管3-3转动，由于螺旋套管3-3套设在滑动设置于内横梁2中的推拉螺杆3-2上，并与推拉螺杆3-2螺纹连接，使得螺旋套管3-3可以实现推动推拉螺杆3-2在内横梁2中移动的目的，推拉螺杆3-2的端部通过转动连杆3-4连接外横梁4，而外横梁4又与内横梁2转动连接，因此，推动推拉螺杆3-2往外横梁4的方向移动时，转动连杆3-4就可以推动外横梁4以使外横梁4绕着其与内横梁2之间的转动铰接点转动，以使得外横梁4可以实现相对于内横梁2转动的目的，飞机在进行垂直升降的运动前，先通过转动电机3-1控制外横梁4转动至与内横梁2相垂直的状态或者控制外横梁4折叠在内横梁2上方的状态下，起到大幅减少飞机的旋翼与翼膜5之间的干扰作用，即可以起到降低外横梁4在竖直方向上对飞机的阻力的作用，进而实现确保应用该膜翼折叠系统的飞机在垂直升降时具有高运行稳定性的目的，采用翼膜5分别与内、外横梁相结合的形式用作飞机的机翼，以实现降低飞机整体重量的目的，外横梁4可相对于内横梁2的转动结构，在不使用时，还可以通过电动折叠机构3将外横梁4竖直折叠收起，以降低占地空间，即也起到方便入库停机的作用。
优选地，参见图6至图8，转动连杆3-4一端通过轴承6与推拉螺杆3-2铰接，转动连杆3-4另一端通过轴承6与外横梁4铰接，外横梁4通过轴承6与内横梁2铰接。转动连杆3-4与推拉螺杆3-2之间、转动螺杆3-2与外横梁4之间以及外横梁4与内横梁2之间均分别通过轴承6铰接的形式实现转动连接的目的，可以起到确保转动结构之间的顺畅性和稳定性的作用，具体的，转动连杆3-4与推拉螺杆3-2之间的转动连接结构上，轴承6的外圈与转动连杆3-4固定连接，轴承6的内圈与推拉螺杆3-2的端部固定连接，以此实现相互之间铰接的关系，同样的，在推拉螺杆3-2与外横梁4之间的轴承连接关系上以及外横梁4与内横梁2之间的轴承连接关系上，均与转动连杆3-4与推拉螺杆3-2之间的转动连接结构相一致，在此不做过多赘述。
优选地，参见图6和图7，外横梁4与内横梁2之间的铰接点位于转动连杆3-4与外横梁3-2之间的铰接点的上方。使得推动外横梁4转动时，外横梁4可以往内横梁2的上方的方向转动，以确保转动至内横梁2上方后的外横梁4不会与飞机下方的机构发生干涉，特别是在飞机的垂直升降阶段，可以避免发生转动后的外横梁4干涉到地面的问题，进而起到确保飞机正常运行的作用。
优选地，参见图5，转动电机3-1的输出轴通过若干减速齿轮3-5与螺旋套管3-3上的外齿圈啮合连接。通过减速齿轮3-5，起到稳定输出扭矩的作用还包括配型结构壳2-2，配型结构壳2-2装设在内横梁2内部，螺旋套管3-3和若干减速齿轮3-5均转动安装在配型结构壳2-2内部，配型结构壳2-2起到安装固定螺旋套管3-3以及减速齿轮3-5的作用。
优选地，翼膜5的材料为碳纤维。碳纤维材料具有非常优异的抗拉特性，其抗拉平均强度可达到5000Mpa及以上，因此采用碳纤维材料制得的翼膜5，其抗拉强度足以适应低空飞行的需求，并且采用薄膜的形式可以实现大大减轻机翼重量的作用，此外，当然还可以采用超薄高铝合金板或者其他轻质高抗拉膜材。
进一步的，内横梁和外横梁均采用高强度铝合金航材，质量轻，且结构强度能够满足飞行需求。
本实施例的另一目的在于公开一种膜翼飞机，参见图1至图3、图12至图19，包括机体1和装设在机体底部的起降轮1-1，机体1顶部设有上述的膜翼折叠系统，机体1的头部和/或尾部上对称设有与机体1转动连接的动力翼梁7；其中，动力翼梁7的顶部和底部均设有驱动电机8，且动力翼梁7顶部和底部之间的驱动电机8相背设置，相背设置，可以起到相互抵消自转扭矩的作用，提高运行稳定性，通过控制动力翼梁7，使其上的旋翼9处于竖直方向上时，动力翼梁7上的驱动电机8带动旋翼9做高速转动，为飞机提供向上的升力；控制动力翼梁7的转动角度，使其上的旋翼9处于水平状态或着与水平面具有一定夹角时，在驱动电机8的带动下，旋翼9实现为机体提供水平的牵引力或者爬升力的目的，动力翼梁7与机体1之间的可转动连接设置，以及结合膜翼折叠系统中的电动折叠机构3，实现了该膜翼飞机具有低阻力垂直升降的功能和水平高速巡航的功能，将动力翼梁7设置在机体1的头部和/或者尾部，起到尽量避免旋翼9与翼膜5之间相互影响的作用，提高该膜翼飞机的整体结构合理性，有利于安全度的提升，采用薄膜结构的翼膜5，实现了大幅度降低机翼重量的目的，进而起到降低该膜翼飞机的整体质量的作用，以提升该膜翼飞机的整体承载力，也有利于节约能耗；
参见图1和图20，所述动力翼梁(7)包括内动力翼梁(7-1)和铰接于所述内动力翼梁(7-1)两端部上的外动力翼梁(7-2)，所述内动力翼梁(7-1)对称设置在所述机体(1)上，且与所述机体(1)转动连接，所述动力翼梁(7-1)和所述外动力翼梁(7-2)上均装设有若干个驱动电机(8)，所述驱动电机(8)的输出轴上设有旋翼(9)，内、外动力翼梁之间的相互转动结构，可以起到降低占地空间的作用，方便入库停机，以满足普通个体使用者对停机库房小型化的需求；
所述机体(1)的尾部转动连接有尾桨动力梁(19)，所述尾桨动力梁(19)上设有尾桨电机(20)，所述尾桨电机(20)上设有尾桨旋翼(17)，通过控制尾桨旋翼17的转向，既可以实现控制该膜翼飞机的整体运行方向的目的。
通过在机体上设计可以相对于机体转动的动力翼梁7，并在动力翼梁7上装设多个旋翼9，使得该膜翼飞机需要进行起飞或者降落操作时，只需控制动力翼梁7的转动角度，使动力翼梁7上的旋翼9的方向转变与垂直于水平面的方向，从而实现类直升机的升降功能，使得该膜翼飞机无需固定的机场滑道就可以实现起降的目的，降低了对起降场所的要求，提高了适应性，同时也降低了造价成本，在进行升降前，先通过电动折叠机构3，控制外横梁4转动至与内横梁2相垂直的状态或者控制外横梁折叠在内横梁上方的状态下，如此可以起到大幅减少飞机的旋翼与翼膜之间的相互干扰作用，即可以起到降低外横梁在竖直方向上对飞机的阻力的作用，进而实现确保该膜翼飞机在垂直升降时具有高运行稳定性的目的，采用翼膜分别与内、外横梁相结合的形式用作该膜翼飞机的机翼，以实现降低飞机整体重量的目的，起到提升装载能力的作用，外横梁可相对于内横梁的转动结构，在不使用时，还可以通过电动折叠机构将外横梁竖直折叠收起，以降低占地空间，即也起到方便入库停机的作用，以进一步提高适应性，使得该膜翼飞机同时兼具固定翼飞机和旋浆翼飞机的优点，从而使得该膜翼飞机可以很好的适用于普通民用领域。
优选地，参见图12至图18，机体1的操控室内设有动力翼梁转动控制机构，动力翼梁7贯穿机体1并与机体1转动连接，具体的，在机体1与动力翼梁7之间的转动连接的结构方案上，可以采用轴承作为中间件的转动连接结构，动力翼梁转动控制机构包括滑动齿条10、圆弧传动齿轮11、第一套管钢拉索12和传动轮盘13，滑动齿条10沿机体1的前后方向滑动设置在机体1内，圆弧传动齿轮11转动安装在机体1内，所述圆弧传动齿轮(11)上设有控制手杆(15)，且圆弧传动齿轮11与滑动齿条10啮合连接，传动轮盘13固定安装在动力翼梁7上，第一套管钢拉索12的第一钢拉索12-1固定盘绕在传动轮盘13上，第一套管钢拉索12的第一钢拉索12-1两端分别与滑动齿条10的两端固定连接，套管钢拉索12的第一套管12-2固定在机体1上。具体的，参见图16至图18，滑动齿条10沿机体1的头部到尾部的方向滑动设置在机体1的操控室内，其中，套管钢拉索12的第一套管12-2与第一钢拉索12-1本身可以相对滑动，此外，套管钢拉索12作为一种柔性传动件，可以起到安装方便的作用，并且在本实施例中，套管钢拉索12中的第一钢拉索12-1，除了与传动轮盘13、滑动齿条10以及导向滑轮14相连接接触的部分外，其余部分均被第一套管12-2所包绕覆盖，并且第一套管12-2部分固定在机体1上，如此可以起到稳定结构的作用，在进行动力翼梁7的转动控制过程中，通过转动圆弧传动齿轮11，圆弧传动齿轮11带动滑动齿条10前后滑动，又由于滑动齿条10的两端分别固接了套管钢拉索12的第一钢拉索12-1的两端，并且第一钢拉索12-1还固定盘绕在传动轮盘13上，进而使得滑动齿条10在前后滑动的过程中，可使滑动齿条10以带动第一钢拉索12-1在第一套管12-2内滑动，第一钢拉索12-1进而带动固接在第一钢拉索12-1上传动轮盘13转动，而传动轮盘13又固定安装在动力翼梁7上，从而实现将带动动力翼梁7转动的目的，进而实现控制动力翼梁上的旋翼9转动的目的，套管钢拉索12实现了将滑动齿条10的前后滑动转化为动力翼梁7的转动的目的，如此，只需控制圆弧传动齿轮11的转动弧度，即可实现控制旋翼9的转动角度的目的，采用作为柔性传动件使用的套管钢拉索12，可以起到便于安装的作用，并且传动结构简单，稳定性好。
优选地，参见图26至图29，机体1的操控室内设有方向盘28，方向盘28与尾桨动力梁19之间设有尾桨转向控制机构，尾桨转向控制机构包括方向盘传动盘29、第二套管钢拉索30和尾桨传动盘31，方向盘传动盘29通过方向盘连杆32固定连接方向盘28，尾桨传动盘31固定安装在尾桨动力桨19上，第二套管钢拉索30的第二钢拉索30-1两端分别固定盘绕在方向盘传动盘29和尾桨传动盘31上，第二套管钢拉索30的第二套管30-2固定安装在机体1中。同样的，由于在方向盘传动盘与尾桨传动盘之间固定套设有第二套管钢拉索，使得可以通过转动方向盘的形式即可起到控制尾桨动力梁19的转动角度的作用，又由于尾桨旋翼17装设在尾桨动力桨19上，进而实现控制该膜翼飞机的飞行方向的目的，结构简单，且便于安装，此外，第二套管钢拉索优选两条，两条第二套管钢拉索的第二钢拉索的两端以对称的方式分别固定在方向盘传动盘和尾桨传动盘上，即采用两条套管钢拉索的形式，实现闭环连接方向盘传动盘29和尾桨传动盘31的目的，以实现确保方向盘对尾桨旋翼19的正常转向操控的目的。
优选地，参见图21至图25，还包括活动顶板21和螺杆插销22，活动顶板21一端铰接在内动力翼梁7-1上，活动顶板21的另一端设有与螺杆插销22相适配的锁定孔23；
外动力翼梁7-2上设有与螺杆插销22相适配的展开插销孔24，外动力翼梁7-2与内动力翼梁7-1相平行时，展开插销孔24在外动力翼梁7-2上的位置与锁定孔23在外动力翼梁7-2上的位置相对应；展开外动力翼梁7-2至与内动力翼梁7-1相平行，即外动力翼梁7-2在内动力翼梁7-1的延伸线上时，拨动活动顶板，使活动顶板转动至外动力翼梁的预制槽中，并使活动顶板上的锁定孔与展开插销孔相对应，然后将螺杆插销插入进锁定孔和展开插销孔中，从而实现将外动力翼梁7-2水平固定在内动力翼梁7-1上的目的，确保展开后外动力翼梁7-2和内动力翼梁7-1两者之间的连接稳定性。
外动力翼梁7-2上还设有与螺杆插销22相适配的折叠插销孔25，外动力翼梁7-2与内动力翼梁7-1相垂直时，折叠插销孔25在外动力翼梁7-2上的位置与锁定孔23在外动力翼梁7-2上的位置相对应。需要对外动力翼梁7-2进行折叠收起，拔出插入到锁定孔和展开插销孔中的螺杆插销，并拨开活动顶板，使其离开外动力翼梁7-2内的预制槽，然后转动外动力翼梁7-2至于内动力翼梁7-1相垂直的状态下，接着拨动活动顶板，使活动顶板上锁定孔与外动力翼梁7-2上的折叠插销孔相对应，最后将螺杆插销插入到锁定孔和折叠插销孔中，进而实现将外动力翼梁7-2折叠收起至内动力翼梁7-1上的目的，以确保外动力翼梁7-2可以稳定的收起在内动力翼梁7-1上。折叠收起外动力翼梁7-2后膜翼飞机，起到降低占用空间的作用，方便入库停机，以满足普通个体使用者对停机库房小型化的需求。
通过外动力翼梁7-2和内动力翼梁7-1之间的相对转动结构，并结合活动顶板和螺杆插销的锁定作用，实现了稳定展开外动力翼梁7-2或者稳定折叠收起外动力翼梁7-2的目的。具体的，外动力翼梁7-2通过与内动力翼梁7-1的铰接结构上，可以采用轴承连接作为铰接中间件的连接方式，提高转动外动力翼梁7-2时的顺畅性。
优选地，参见图21，外动力翼梁7-2上设有插销保险环26，插销保险环26通过插销保险绳27连接螺杆插销22。当螺杆插销22处于展开插销孔24或者处于折叠插销孔25中时，均通过插销保险绳27将螺杆插销22扎紧锁紧在插销保险环26上，以起到提高锁定安全性的作用。
优选地，参见图12、图15和图16，圆弧传动齿轮11上设有控制手杆15，起到方便操控的目的，具体的，在机体1的操控室内还设有弹性卡位器16，控制手杆15位于弹性卡位器16内，弹性卡位器16上设有角度标尺，方便操控人员根据标记的转动角度来具体操控旋翼9的转动角度。
优选地，还包括若干高能电池包(18)，所述转动电机(3-1)、所述驱动电机(8)和尾桨电机(20)均与所述高能电池包(18)电性连接，通过高能电池包18实现为该膜翼飞机提供电力能源的目的，实现绿色环保的目的，此外，在本实施例中，根据实际的需求进行配备能源系统，包括强电系统：用于控制驱动电机3-1、转动电机8以及空调的配电；弱电系统：用于电池电量感应、升降轮脚1-1的伸缩感应与控制、膜翼角度感应与控制等；通信与信息显示系统：用于中控电脑、天地通信、显示屏、导航线路、高度、速度、航程、温度、电量、飞机姿态角度、载重、时间等的配电控制。
工作原理：参见图19，在进行垂直起飞时，先通过电动折叠机构3，将外横梁4上的翼膜5竖直折叠收起，接着控制旋翼9与水平面呈90°，并驱动旋翼9运转，从而实现低阻力垂直起飞的目的，当该膜翼飞机起飞至合适高度时，通过动力翼梁转动控制机构，控制并缓慢转动旋翼9，同时通过电动折叠机构3，将翼膜5下放至与内横梁2上翼膜相平行，在这个过程中，动力翼梁7上的旋翼9转动至0°、翼膜5完全展开、机身呈6°到10°向上，此时处于类固定翼飞机的向上爬升状态；后续需要控制水平巡航时，只需控制电动折叠机构3，调整旋翼9的最佳角度，即可实现水平巡航的目的；
降落过程中，控制动力翼梁7上的旋翼9缓慢转向向90°，同时加大升力并减速，此时为类固定翼飞机滑翔降落阶段，之后收起翼膜5，放下升降脚轮1-1，即可完成类直升机垂直降落的目的。
本实施例的有益效果：通过将机翼设计为可折叠式的翼膜结构，在起降前，将翼膜折叠收起，起到大幅减少飞机的旋翼与翼膜之间的干扰作用，即可以起到降低机翼在竖直方向上对双模式飞机升降时的阻力的作用，进而实现确保应用该膜翼折叠系统的双模式飞机在垂直升降时具有高运行稳定性的目的；高抗拉强度的翼膜具有重量轻的特点，可以起到大幅度减轻机翼重量的作用，有利于提升飞机的整体装载能力；通过电动折叠机构将外横梁竖直折叠收起，可以起到以降低占地空间的作用，方便入库停机；采用多组驱动电机均布在动力翼梁上并分别驱动旋翼的结构的结构方式，可以起到确保飞行稳定的作用；将动力翼梁设置在机体的头部和/或者尾部，起到尽量避免旋翼与翼膜之间相互影响的作用，提高该膜翼飞机的整体结构合理性，有利于安全度的提升，采用薄膜结构的翼膜，实现了大幅度降低机翼重量的目的，进而起到降低该膜翼飞机的整体质量的作用，以提升该膜翼飞机的整体承载力，也有利于节约能耗；动力翼梁转动控制机构中的套管钢拉索起到将滑动齿条的前后滑动转化为动力翼梁的转动的作用，只需通过控制圆弧传动齿轮即可以实现控制旋翼转动角度的目的，并且作为柔性传动件使用的套管钢拉索12，可以起到便于安装的作用，并且传动结构简单，稳定性好。
在本实施例中，以双座的膜翼飞机为例，计算相应的结构性能是否满足设计要求，其中，飞行阻力的计算公式如下：
fw＝A×CW×V2/16
其中，fw：飞行阻力(Kg)；A：风阻面积(m2)；CW：风阻系数(0.3-0.6)；V:速度(m/s)。
升力的计算公式：
Y＝P×C×S×V2/2
其中，Y：升力(N)；P：大气密度(按地区大气密度曲线，500m以下取1.2，以上逐渐减小)；C：升力系数约为1；S：机翼面积(m2)；V：速度(m/s)
以机体1内设置双座的膜翼飞机为例，该膜翼飞机的性能需求表如下：
| 有效载重 | 200kg | 正常巡航速度 | 140到200km/h |
| 最大载重 | 250kg | 最大飞行速度 | 300km/h |
| 正常飞行高度 | 600到800米 | 正常飞行时间 | 大于1h |
| 最大飞行高度 | 1000米 | 正常航程 | 大于200km |
在双座的膜翼飞机内配备相应的飞行部件表如下：
按上述外形布局和配置计算出双座的垂直起降膜翼飞机主要参数和性能表现：
均满足性能要求。
需要说明的是，当一个元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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。
此外，术语“第一”、“第二”、“元件Ⅰ”、“元件Ⅱ”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”、“元件Ⅰ”、“元件Ⅱ”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”、“若干个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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 (11)
1.一种膜翼折叠系统，其特征在于，包括两个相互平行且对称固设在机体(1)顶部的内横梁(2)，所述内横梁(2)的两端均通过电动折叠机构(3)连接有外横梁(4)，两个所述内横梁(2)之间以及两个所述外横梁(4)之间均设有翼膜(5)，以形成飞机的飞行机翼；
所述电动折叠机构(3)包括转动电机(3-1)、推拉螺杆(3-2)、动力螺旋套管(3-3)和转动连杆(3-4)，所述转动电机(3-1)固设于所述内横梁(2)中，所述转动电机(3-1)连接并驱动所述螺旋套管(3-3)转动，所述螺旋套管(3-1)转动安装在所述内横梁(2)中，所述螺旋套管(3-3)套设在所述推拉螺杆(3-2)上并与所述推拉螺杆(3-2)螺纹连接，所述推拉螺杆(3-2)滑动设置在所述内横梁(2)中，所述转动连杆(3-4)的一端与所述推拉螺杆(3-2)的端部转动连接，所述转动连杆(3-4)的另一端与所述外横梁(4)转动连接，所述外横梁(4)与所述内横梁(2)转动连接。
2.根据权利要求1所述的一种膜翼折叠系统，其特征在于，所述转动连杆(3-4)一端通过轴承(6)与所述推拉螺杆(3-2)铰接，所述转动连杆(3-4)另一端通过轴承(6)与所述外横梁(4)铰接，所述外横梁(4)通过轴承(6)与所述内横梁(2)铰接。
3.根据权利要求2所述的一种膜翼折叠系统，其特征在于，所述外横梁(4)与所述内横梁(2)之间的铰接点位于所述转动连杆(3-4)与所述外横梁(3-2)之间的铰接点的上方。
4.根据权利要求1至3任一项所述的一种膜翼折叠系统，其特征在于，所述转动电机(3-1)的输出轴通过若干减速齿轮(3-5)与所述螺旋套管(3-3)上的外齿圈啮合连接。
5.根据权利要求1至3任一项所述的一种膜翼折叠系统，其特征在于，所述翼膜(5)的材料为碳纤维。
6.一种膜翼飞机，包括机体(1)和装设在所述机体底部的起降轮(1-1)，其特征在于，所述机体(1)顶部设有根据权利要求1至5任一项所述的膜翼折叠系统，所述机体(1)的头部和/或尾部上对称设有与所述机体(1)转动连接的动力翼梁(7)；
所述动力翼梁(7)包括内动力翼梁(7-1)和铰接于所述内动力翼梁(7-1)两端部上的外动力翼梁(7-2)，所述内动力翼梁(7-1)对称设置在所述机体(1)上，且与所述机体(1)转动连接，所述动力翼梁(7-1)和所述外动力翼梁(7-2)上均装设有若干个驱动电机(8)，所述驱动电机(8)的输出轴上设有旋翼(9)；
所述机体(1)的尾部转动连接有尾桨动力梁(19)，所述尾桨动力梁(19)上设有尾桨电机(20)，所述尾桨电机(20)上设有尾桨旋翼(17)。
7.根据权利要求6所述的一种膜翼飞机，其特征在于，所述机体(1)的操控室内设有动力翼梁转动控制机构，所述动力翼梁(7)贯穿所述机体(1)并与所述机体(1)转动连接，所述动力翼梁转动控制机构包括滑动齿条(10)、圆弧传动齿轮(11)、第一套管钢拉索(12)和传动轮盘(13)，所述滑动齿条(10)滑动设置在所述机体(1)内，所述圆弧传动齿轮(11)转动安装在所述机体(1)内，所述圆弧传动齿轮(11)上设有控制手杆(15)，且所述圆弧传动齿轮(11)与所述滑动齿条(10)啮合连接，所述传动轮盘(13)固定安装在所述动力翼梁(7)上，所述第一套管钢拉索(12)的第一钢拉索(12-1)固定盘绕在所述传动轮盘(13)上，所述第一套管钢拉索(12)的第一钢拉索(12-1)两端分别与所述滑动齿条(10)的两端固定连接，所述第一套管钢拉索(12)的第一套管(12-2)固定在所述机体(1)上。
8.根据权利要求6或7所述的一种膜翼飞机，其特征在于，所述机体(1)的操控室内设有方向盘(28)，所述方向盘(28)与所述尾桨动力梁(19)之间设有尾桨转向控制机构，所述尾桨转向控制机构包括方向盘传动盘(29)、第二套管钢拉索(30)和尾桨传动盘(31)，所述方向盘传动盘(29)通过方向盘连杆(32)固定连接所述方向盘(28)，所述尾桨传动盘(31)固定安装在所述尾桨动力桨(19)上，所述第二套管钢拉索(30)的第二钢拉索(30-1)两端分别固定盘绕在所述方向盘传动盘(29)和所述尾桨传动盘(31)上，所述第二套管钢拉索(30)的第二套管(30-2)固定安装在所述机体(1)中。
9.根据权利要求6或7所述的一种膜翼飞机，其特征在于，还包括活动顶板(21)和螺杆插销(22)，所述活动顶板(21)一端铰接在所述内动力翼梁(7-1)上，所述活动顶板(21)的另一端设有与所述螺杆插销(22)相适配的锁定孔(23)；
所述外动力翼梁(7-2)上设有与所述螺杆插销(22)相适配的展开插销孔(24)，所述外动力翼梁(7-2)与所述内动力翼梁(7-1)相平行时，所述展开插销孔(24)在所述外动力翼梁(7-2)上的位置与所述锁定孔(23)在所述外动力翼梁(7-2)上的位置相对应；
所述外动力翼梁(7-2)上还设有与所述螺杆插销(22)相适配的折叠插销孔(25)，所述外动力翼梁(7-2)与所述内动力翼梁(7-1)相垂直时，所述折叠插销孔(25)在所述外动力翼梁(7-2)上的位置与所述锁定孔(23)在所述外动力翼梁(7-2)上的位置相对应。
10.根据权利要求9所述的一种膜翼飞机，其特征在于，所述外动力翼梁(7-2)上设有插销保险环(26)，所述插销保险环(26)通过插销保险绳(27)连接所述螺杆插销(22)。
11.根据权利要求6所述的一种膜翼飞机，其特征在于，还包括若干高能电池包(18)，所述转动电机(3-1)、所述驱动电机(8)和尾桨电机(20)均与所述高能电池包(18)电性连接。
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