CN112896500A - 一种四涵道倾转布局的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种四涵道倾转布局的飞行器，包括机身，机身前部和尾部分别设置有前部倾转涵道动力装置和尾部倾转涵道动力装置，所述的前部倾转涵道动力装置与尾部倾转涵道动力装置均在水平前进位置和垂直提升位置两个位置之间切换；机身上设置机翼，机翼上固定设置有平行于机身长度方向的撑杆，撑杆的后端设置有尾翼。本发明通过撑杆动力组件上的倾转涵道动力装置的组合，能够实现飞行器的垂直起降，平飞等动作，不仅能够大大的减小飞行器起飞所需的空间，还减小了平飞过程中受到的整体阻力。通过本发明提供的飞行器结构，大大地提高了飞行器的操控平稳性和飞行性能，提高了飞行器的使用灵活度。

Description

一种四涵道倾转布局的飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种四涵道倾转布局的飞行器。

背景技术

现有的飞行器要实现垂直升降，一般是通过提供多个垂直升力的旋翼实现，在旋翼旋转过程中使飞行器垂直上升或下降。如果飞行器需要前进飞行时，要么通过姿态倾斜，使升力分量提供前进动力，类似直升机的原理；要么还需要提供专用的前进动力装置实现水平飞行。这两种平飞方式，第一种的平飞推进仅靠垂直旋翼提供升力和推力，效率较低；而第二种的平飞方式需要在飞行器上分别设置升降和推进旋翼动力装置，势必会加大飞行器自身的重量，由于诸多外部结构的影响，还提高了飞行器在飞行过程中的阻力，增加飞行器在飞行过程中的能耗。旋翼一般分为类似直升机桨叶的较大尺寸桨叶和较小尺寸的涵道风扇，而利用涵道风扇类的垂起飞行器，平飞过程多采用倾转涵道至水平方向来降低巡航阻力，但倾转涵道类飞行器的一直无法较好解决垂起和巡航的控制问题，或者为解决控制与配平问题，造成结构重量过大，机身尺寸较长等缺点。

因此，现有垂直起降的飞行器总体设计并不完善，在具体应用过程中由于自身的布局形式会造成极大的前进阻力，推进效率也极低，为了提高飞行器的飞行效率，同时提高飞行性能，需要对飞行器的总体布局进行优化改进，故需要提出更为合理的技术方案，解决现有技术中的不足。

发明内容

为了解决上述内容中提到的现有技术缺陷，本发明公开了一种倾转涵道式布局的垂直起降飞行器，旨在对飞行器的动力布局进行优化，使飞行器在垂直起降过程中能够更加平稳灵活，在前行过程中的阻力更小，提高飞行器的飞行性能，增加使用的便捷性。

为了实现上述目的，本发明具体采用的技术方案是：

一种四涵道倾转布局的飞行器，包括机身，机身前部和尾部分别设置有前部倾转涵道动力装置和尾部倾转涵道动力装置，所述的前部倾转涵道动力装置与尾部倾转涵道动力装置均在水平前进位置和垂直提升位置两个位置之间切换；机身上设置机翼，机翼上固定设置有平行于机身长度方向的撑杆，撑杆的后端设置有尾翼。

上述公开的垂直起降飞行器，通过在机身的前部和尾部设置倾转涵道动力装置提供起降的动力和前进的动力。倾转涵道动力装置可在切换至垂直提升位置时提供向上的升力以实现垂直起飞或降落；在起飞过后，需要提供前进的动力时，倾转涵道动力装置逐渐往水平前进位置切换，不断增加前进方向的分力，使速度增加，同时机翼产生一定的升力以保持机身的升力需求，最终飞机达到平飞状态，此时倾转涵道动力装置切换至水平前进位置。涵道动力装置在垂直阶段悬停效率高、力效高、尺寸较小的优点，便于飞行器的布置；平飞时涵道倾转到垂直方向，巡航阻力较低，且四涵道平飞时推重比高，加速能力强，飞行速度快；用于载人飞行器时，涵道还有较为突出的安全优势，避免旋转叶片与人员或其他物体接触，提高安全性。

进一步的，本发明中所采用的撑杆连接飞行器的尾翼，属于飞行器的操纵控制构件，为了保证飞行器的操纵控制，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的撑杆动力组件的数量至少为二。采用如此方案时，撑杆对称分布在机身两侧的机翼上，即两侧的机翼各自布设一套撑杆用于连接尾翼。

进一步的，本发明中所公开的机翼可采用多种结构，并不唯一确定，此处进行优化并举出其中一种可行的选择：所述的机翼为固定式上单机翼。采用如此方案时，所述的撑杆设置于机翼的上部。上单机翼构型及上置的撑杆，抬高了尾部倾转涵道动力装置的水平推力线高度，减小了前部涵道的滑流干扰。

进一步的，本发明所采用的机翼还可采用更多结构，此处对机翼的结构进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的机翼的翼稍处设置有翼稍小翼。采用如此方案时，可提高飞行器巡航状态的气动效率，提高航程和航时。

再进一步，对机翼的结构进行细化改进，可采用如下一种可行的方案：所述的机翼的外侧舵面设置副翼。采用如此方案时，能够提高飞行器的飞行操控稳定性。还可采用后掠机翼布局设计，可以后移全机焦点，满足飞机纵向稳定性要求。平飞时，前部倾转涵道动力装置可以小范围改变推力矢量角，满足飞机纵向配平需求，动态俯仰控制可以依靠升降副翼或尾翼舵面协调协调控制完成。

再进一步，对机翼的结构还可进行细化，可采用如下一种可行的方案：机翼上从副翼靠近机身的位置还设置有襟翼。采用如此方案时，能够进一步提高飞行器的低速性能，缩短垂直和水平飞行的转换时间。

进一步的，本发明所采用的尾翼可以是多种结构，用于辅助飞行器的飞行控制，此处进行优化并举出其中一种可行的选择：所述的尾翼包括上侧尾翼，上侧尾翼的翼稍往远离机身的方向偏转，且上侧尾翼的后缘处设置上侧舵面。采用如此方案时，飞行器的尾翼能够对飞行器的飞行航向等进行控制，同时上侧舵面可提供航向稳定性，减少对垂直尾翼容量配置的需求。

再进一步，对飞行器的尾翼进行优化，并举出如下一种可行的方案：所述的尾翼包括下侧尾翼，下侧尾翼的翼稍往远离机身的方向偏转，且下侧尾翼的后缘处设置下侧舵面。采用如此方案时，飞行器的尾翼能够对飞行器的飞行航向等进行控制，同时下侧舵面可提供航向稳定性，减少对垂直尾翼容量配置的需求。

本发明中，两个尾撑的上侧尾翼和下侧尾翼共同构成X型尾翼，可以在平飞阶段组合控制飞行器俯仰、偏航和滚转，为飞行器提供多重舵面组合形式，保证飞行器控制系统的可靠。

进一步的，本发明所采用的涵道动力装置结构并不唯一确定，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的倾转涵道动力装置包括涵道涡扇。

再进一步，为方便飞行器停靠，对机身的结构进行优化，此处举出如下一种可行的选择：所述的机身下部设置有轮式起落架。采用如此方案时，该飞行器保留传统固定翼飞机起降模式，飞行器配置轮式起落架，在跑道上可实现超短距起降，节省动力能源；在动力能源不足或尾部升力螺旋桨失效情况下，可在跑道水平滑降；飞行器可借助倾转涵道动力装置提供水平推力，滑行到指定停机位进行能源补给。

按照本发明公开的方案，飞行器在起飞时，通过倾转涵道动力装置提供升力实现提升。从提升状态切换至平飞状态的过程中，倾转涵道动力装置逐渐由垂直提升位置切换至水平前进位置；由于涵道倾转后顺向气流方向，其造成的阻力较小，不会对飞行器的平飞造成过大的影响。在降落阶段，可逐渐切换倾转涵道动力装置的角度，将其由水平前进位置切换至垂直提升位置，最终实现垂直降落；当不足以提供垂直降落所需的燃料时，可不切换倾转涵道动力装置至垂直提升位置，通过短距滑行的方式实现降落。

本发明中，机翼、机身、尾部倾转涵道动力装置的支撑和撑杆形成闭合传力结构，增加了扭转刚度，减少了局部弯矩载荷，有利于减小结构重量。

与现有技术相比，本发明具有的有益效果是：

本发明通过撑杆动力组件上的倾转涵道动力装置的组合，能够实现飞行器的垂直起降，平飞等动作，不仅能够大大的减小飞行器起飞所需的空间，还减小了平飞过程中受到的整体阻力。通过本发明提供的飞行器结构，通过尾撑结构既解决了后部涵道布置安装的问题，缩短了机身长度，降低的机身结构重量，还解决了尾翼的布置，大大地提高了飞行器在垂起、水平阶段的操控能力和飞行性能，提升了飞行器的使用灵活度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅表示出了本发明的部分实施例，因此不应看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它相关的附图。

图1为飞行器的垂直升降状态的整体示意图(该状态下倾转动力装置位于垂直提升位置)。

图2为飞行器在平飞状态的整体示意图(该状态下倾转动力装置位于水平前进位置)。

上述附图中，各标记的含义是：1、尾部倾转涵道动力装置；2、上侧尾翼；3、下侧尾翼；4、翼稍小翼；5、轮式起落架；6、前部倾转涵道动力装置；7、机身；8、机翼；9、襟翼；10、撑杆。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步阐释。

在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本发明的示例实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本发明，并且不应当理解为本发明限制在本文阐述的实施例中。

实施例

针对现有垂直起降的飞行器存在操控可靠性交底，平飞阻力大的问题，本实施例提供了一种改进过后的飞行器。具体如下：

如图1、图2所示，本实施例公开了包括机身7，机身7前部和尾部分别设置有前部倾转涵道动力装置6和尾部倾转涵道动力装置1，所述的前部倾转涵道动力装置6与尾部倾转涵道动力装置1均在水平前进位置和垂直提升位置两个位置之间切换；机身7上设置机翼8，机翼8上固定设置有平行于机身7长度方向的撑杆10，撑杆10的后端设置有尾翼。

上述公开的垂直起降飞行器，通过在机身7的前部和尾部设置倾转涵道动力装置和升力螺旋桨提供起降的动力和前进的动力。倾转涵道动力装置可在切换至垂直提升位置时提供向上的升力，与式升力螺旋桨共同为机身7提供升力以实现垂直起飞或降落；在起飞过后，需要提供前进的动力时，倾转涵道动力装置逐渐往水平前进位置切换，不断增加前进方向的分力，同时机翼8产生一定的升力以保持机身7的升力需求，最终飞机达到平飞状态，此时倾转涵道动力装置切换至水平前进位置。倾转涵道动力装置在垂直阶段悬停效率高、力效高、尺寸较小的优点，便于飞行器的布置；平飞时涵道倾转到垂直方向，巡航阻力较低，且四涵道平飞时推重比高，飞行速度快；用于载人飞行器时，涵道还有较为突出的安全优势，避免旋转叶片与人员或其他物体接触，提高安全性。

本实施例中所采用的撑杆10连接飞行器的尾翼，属于飞行器的动力控制构件，为了保证飞行器的动力控制，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的撑杆10的数量为2。采用如此方案时，撑杆10对称分布在机身7两侧的机翼8上，即两侧的机翼8各自布设一套撑杆10用于连接尾翼。

本实施例中所公开的机翼8可采用多种结构，并不唯一确定，此处进行优化并采用其中一种可行的选择：所述的机翼8为固定式上单机翼8。采用如此方案时，所述的撑杆10设置于机翼8的上部。上单机翼8构型及上置的撑杆10，抬高了尾部倾转涵道动力装置1的水平推力线高度，减小了前部涵道的滑流干扰。

优选的，本实施例所采用的机翼8还可采用更多结构，此处对机翼8的结构进行优化并采用如下一种可行的选择：所述的机翼8的翼稍处设置有翼稍小翼4。采用如此方案时，可提高飞行器巡航状态的气动效率，提高航程和航时。

优选的，对机翼8的结构进行细化改进，本实施例采用如下一种可行的方案：所述的机翼8的外侧舵面设置副翼。采用如此方案时，能够提高飞行器的飞行操控稳定性。本实施例采用后掠机翼8布局设计，可以后移全机焦点，满足飞机纵向稳定性要求。平飞时，前部倾转涵道动力装置6可以小范围改变推力矢量角，满足飞机纵向配平需求，动态俯仰控制可以依靠升降副翼或尾翼舵面协调协调控制完成。

对机翼8的结构还可进行细化，本实施例采用如下一种可行的方案：机翼8上从副翼靠近机身7的位置还设置有襟翼9。采用如此方案时，能够进一步提高飞行器的低速性能，缩短垂直和水平飞行的转换时间。

本实施例所采用的尾翼可以是多种结构，用于辅助飞行器的飞行控制，此处进行优化并举出其中一种可行的选择：所述的尾翼包括上侧尾翼2，上侧尾翼2的翼稍往远离机身7的方向偏转，且上侧尾翼2的后缘处设置上侧舵面。采用如此方案时，飞行器的尾翼能够对飞行器的飞行航向等进行控制，同时上侧舵面可提供航向稳定性，减少对垂直尾翼容量配置的需求。同时后置的舵面可提供航向稳定性，减少对垂直尾翼容量配置的需求。

优选的，对飞行器的尾翼进行优化，并举出如下一种可行的方案：所述的尾翼包括下侧尾翼3，下侧尾翼3的翼稍往远离机身7的方向偏转，且下侧尾翼3的后缘处设置下侧舵面。采用如此方案时，飞行器的尾翼能够对飞行器的飞行航向等进行控制，同时下侧舵面可提供航向稳定性，减少对垂直尾翼容量配置的需求。

本实施例中，两个尾撑的上侧尾翼2和下侧尾翼3共同构成X型尾翼，可以在平飞阶段组合控制飞行器俯仰、偏航和滚转，为飞行器提供多重舵面组合形式，保证飞行器控制系统的可靠。

优选的，为方便飞行器起降和滑行，对机身7的结构进行优化，此处举出如下一种可行的选择：所述的机身7下部设置有轮式起落架5。采用如此方案时，该飞行器保留传统固定翼飞机起降模式，飞行器配置轮式起落架5，在跑道上可实现超短距起降，节省动力能源；在动力能源不足或尾部升力螺旋桨失效情况下，可在跑道水平滑降；飞行器可借助倾转涵道动力装置提供水平推力，滑行到指定停机位进行能源补给。

按照本实施例公开的方案，飞行器在起飞时，可通过倾转涵道动力装置实现提升。从提升状态切换至平飞状态的过程中，倾转涵道动力装置逐渐由垂直提升位置切换至水平前进位置；由于涵道倾转后顺向气流方向，其造成的阻力较小，不会对飞行器的平飞造成过大的影响。在降落阶段，可逐渐切换倾转涵道动力装置的角度，将其由水平前进位置切换至垂直提升位置，最终实现垂直降落；当不足以提供垂直降落所需的燃料时，可不切换倾转涵道动力装置至垂直提升位置，通过短距滑行的方式实现降落。

本实施例中，机翼8、机身7、尾部倾转涵道动力装置1的支撑和撑杆10形成闭合传力结构，增加了扭转刚度，减少了局部弯矩载荷，有利于减小结构重量。

以上即为本实施例列举的实施方式，但本实施例不局限于上述可选的实施方式，本领域技术人员可根据上述方式相互任意组合得到其他多种实施方式，任何人在本实施例的启示下都可得出其他各种形式的实施方式。上述具体实施方式不应理解成对本实施例的保护范围的限制，本实施例的保护范围应当以权利要求书中界定的为准，并且说明书可以用于解释权利要求书。

Claims (8)

1.一种四涵道倾转布局的飞行器，其特征在于：包括机身(7)，机身(7)前部和尾部分别设置有前部倾转涵道动力装置(6)和尾部倾转涵道动力装置(1)，所述的前部倾转涵道动力装置(6)与尾部倾转涵道动力装置(1)均在水平前进位置和垂直提升位置两个位置之间切换；机身(7)上设置机翼(8)，机翼(8)上固定设置有平行于机身(7)长度方向的撑杆(10)，撑杆(10)的后端设置有尾翼；所述的尾翼包括上侧尾翼(2)，上侧尾翼(2)的翼稍往远离机身(7)的方向偏转，且上侧尾翼(2)的后缘处设置上侧舵面；所述的尾翼包括下侧尾翼(3)，下侧尾翼(3)的翼稍往远离机身(7)的方向偏转，且下侧尾翼(3)的后缘处设置下侧舵面。

2.根据权利要求1所述的四涵道倾转布局的飞行器，其特征在于：所述的撑杆(10)的数量至少为2。

3.根据权利要求1所述的四涵道倾转布局的飞行器，其特征在于：所述的机翼(8)为固定式上单机翼(8)。

4.根据权利要求1所述的四涵道倾转布局的飞行器，其特征在于：所述的机翼(8)的翼稍处设置有翼稍小翼(4)。

5.根据权利要求1、3或4所述的四涵道倾转布局的飞行器，其特征在于：所述的机翼(8)的外侧舵面设置副翼。

6.根据权利要求5所述的四涵道倾转布局的飞行器，其特征在于：机翼(8)上从副翼靠近机身(7)的位置还设置有襟翼(9)。

7.根据权利要求1所述的四涵道倾转布局的飞行器，其特征在于：所述的倾转涵道动力装置包括涵道涡扇。

8.根据权利要求1所述的四涵道倾转布局的飞行器，其特征在于：所述的机身(7)下部设置有轮式起落架(5)。

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