CN113232840B - 一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，属于航空技术领域，包括机身、机翼、动力系统、串联式二段起落架和并联式二自由度起落架，串联式二段起落架和并联式二自由度起落架分布在机身上下两侧，机尾坐立式垂直起降飞行器可主动控制机身与串联式二段起落架和并联式二自由度起落架之间的角度，进行起落架的分置与对接的变体运动，串并混联式的起落架在保留结构简单的基础上，增加了机尾坐立式垂直起降飞行器起降时与地面的接触点，不仅提高了起降稳定性，同时通过配合起落架的变体运动，使得机尾坐立式垂直起降飞行器具备了有效的地面移动能力。

Description

一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器

技术领域

本发明属于航空技术领域，涉及一种机尾坐立式垂直起降飞行器，涉及一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器。

背景技术

机尾坐立式飞行器的推力方向固定在机身纵轴上，采用机尾坐地式起飞，达到一定高度后转入平飞，降落时先爬升并机头向上，随后减小推力垂直降落。在实现推力换向时，推力和机身同步转动。

机尾坐立式飞行器作为国内垂直起降固定翼飞行器研究领域的热门方向，随已有数十年的研究历史，截至目前仍有部分关键问题没有解决，尚未形成成熟的型号，机尾坐立式飞行器由于机身竖立，其起降稳定性较差，而目前已推出的试验机或民用机均采用的固定起落架，对于陆空两用的具备地面移动能力的起落架技术的开发更是较为空白，起降约束已经成为制约机尾坐立式飞行器发展的关键技术之一。

现有技术中，公开号CN109911182A的专利文件公开了一种尾坐式垂直起降飞行器的可收放尾撑起落架，由尾坐式垂直起降飞行器、主起落架、尾撑、支撑杆、尾撑驱动机构、支撑杆驱动机构组成，尾撑支撑机构和支撑杆驱动机构对称安装于飞行器机身两侧，用于驱动尾撑和支撑杆张开、闭合，在飞行器停放于地面时可收放尾撑起落架起支撑作用，在飞行器水平飞行状态起操纵和配平飞行器的作用。虽然该发明已初步涉及起落架结构变体技术，但更多的只是实现起落架的可收放功能，其起落架主体结构为直段式结构，由起落架结构重量进行配平和辅助操纵的能力差，且主起落架为轮式起落架，降落稳定性差更不具备自适应降落能力，同时因为轮式主起落架的存在，虽然飞行器与地面具备6个触点，但单侧起落架运动为飞行器移动提供动力时，轮式主起落架的滑动摩擦无法保证飞行器稳定性极易倾翻。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，该一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，包括机身、机翼、动力系统、串联式二段起落架和并联式二自由度起落架；

所述串联式二段起落架和并联式二自由度起落架对称设置在机翼的上下两侧，所述串联式二段起落架和并联式二自由度起落架均分为两个单组且对称安装在机身左右两侧的机翼上；

所述串联式二段起落架的单组包括依次铰接的第一支撑杆控制系统、第一支撑杆、第一尾撑杆控制系统和第一尾撑杆；所述第一支撑杆控制系统安装在机翼一侧，所述第一支撑杆控制系统和第一尾撑杆控制系统用于调整串联式二段起落架与机身之间的相对角度及形态；

所述并联式二自由度起落架的单组包括第二支撑杆控制系统、两个第二支撑杆、两个第二尾撑杆控制系统、两个第二尾撑杆、一个尾撑垂直尾翼和一个尾撑水平尾翼，所述第二支撑杆控制系统安装在机翼另一侧，所述两个第二支撑杆的顶端通过第二支撑杆控制系统与机翼铰接、末端分别设有第二尾撑杆控制系统，两个第二尾撑杆顶端分别通过一个第二尾撑杆控制系统与一个第二支撑杆末端饺接，所述两个第二尾撑杆的末端铰接且安装有尾撑垂直尾翼，所述尾撑水平尾翼安装在机身左右两侧的尾撑垂直尾翼之间，所述第二支撑杆控制系统和第二尾撑杆控制系统用于调整并联式二自由度起落架与机身之间的相对角度及形态。

优选的，所述机翼上安装有副翼。

优选的，还包括机轮，所述机轮与第二尾撑杆末端连接且对称设置在尾撑垂直尾翼的左右两侧。

优选的，所述第一支撑杆控制系统、第一尾撑杆控制系统、第二支撑杆控制系统和第二尾撑杆控制系统均设置有单片机，所述单片机与激光测距单元和惯性测量单元无线连接，所述激光测距单元和惯性量测量单元设置在机翼上。

有益效果：

1.创新性的采用串并混联式起落架，在机尾坐立式垂直起降飞行器停放于地面时起落架起支撑作用，待飞行器转平飞的巡航状态下，起落架可进行折收，最终将展开串联式二段起落架和并联式二自由度起落架分别合起，处于水平状态的起落架降低了结构自身带来的附加阻力。

2.由于主体位于机身尾部，尾撑垂直尾翼和尾撑水平尾翼距离飞行器重心较远，用于配平和操纵的力臂长，操纵能力强，且配平附加阻力小，提高了飞行器在飞行时的控制能力和飞行效率，有效解决了目前尾坐式垂直起降飞行器为降低飞行器的重心与地面的距离，提高飞行器支承于地面及起降过程中的稳定性，采用无水平尾翼布局而带来的水平飞行阶段纵向配平困难问题。

3.当机尾坐立式垂直起降飞行器模式转换及降落时，对称可控的起落架可进行自适应辅助配平调整和着陆，增强了机尾坐立式垂直起降飞行器的起降稳定性及对未来复杂环境下的任务工作的适应性。

4.串并混联式的起落架在保留结构简单的基础上，增加了机尾坐立式垂直起降飞行器起降时与地面的接触点，不仅提高了起降稳定性，同时通过配合起落架的变体运动，使得机尾坐立式垂直起降飞行器具备了有效的地面移动能力。

5.串并混联式的起落架两侧不对称结构，对于机身结构不对称的机尾坐立式垂直起降飞行器垂直起降/悬停到巡航过渡状态的配平带来了便利。

附图说明

图1为本发明地面停放结构示意图；

图2为本发明第一支撑杆控制系统和第二支撑杆控制系统在机翼上位置结构示意图；

图3本发明空中巡航正视结构示意图；

图4本发明空中巡航俯视结构示意图；

图5为本发明串联式二段起落架内收自适应降落状态示意图；

图6为本发明串联式二段起落架外扩自适应降落状态示意图；

图7为本发明地面移动状态示意图；

图中符号说明：1：机身；2：机翼；3：动力系统；4：串联式二段起落架；5：并联式二自由度起落架；401：第一支撑杆控制系统；402：第一支撑杆；403：第一尾撑杆控制系统；404：第一尾撑杆；501：第二支撑杆控制系统；502：第二支撑杆；503：第二尾撑杆控制系统；504：第二尾撑杆；505：尾撑垂直尾翼；506：尾撑水平尾翼；6：副翼；7：机轮。

具体实施方式

下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”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，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。

实施例1：

参考图1-2，本发明提供一种技术方案，一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，包括机身1、机翼2、动力系统3、串联式二段起落架4和并联式二自由度起落架5；串联式二段起落架4和并联式二自由度起落架5对称设置在机翼2的上下两侧，串联式二段起落架4和并联式二自由度起落架5均分为两个单组且对称安装在机身1左右两侧的机翼2上；串联式二段起落架4的单组包括依次铰接的第一支撑杆控制系统401、第一支撑杆402、第一尾撑杆控制系统403和第一尾撑杆404；第一支撑杆控制系统401安装在机翼2一侧，第一支撑杆控制系统401和第一尾撑杆控制系统403用于调整串联式二段起落架4与机身1之间的相对角度及形态；并联式二自由度起落架5的单组包括第二支撑杆控制系统501、两个第二支撑杆502、两个第二尾撑杆控制系统503、两个第二尾撑杆504、一个尾撑垂直尾翼505和一个尾撑水平尾翼506，第二支撑杆控制系统501安装在机翼2另一侧，两个第二支撑杆502的顶端通过第二支撑杆控制系统501与机翼2铰接、末端分别设有第二尾撑杆控制系统503，两个第二尾撑杆504顶端分别通过一个第二尾撑杆控制系统503与一个第二支撑杆502末端饺接；单组的第二支撑杆控制系统501、两个第二支撑杆502、两个第二尾撑杆控制系统503和两个第二尾撑杆504构成一个可活动的平行四边形结构；两个第二尾撑杆504的末端铰接且安装有尾撑垂直尾翼505，尾撑水平尾翼506安装在机身1左右两侧的尾撑垂直尾翼505之间，第二支撑杆控制系统501和第二尾撑杆控制系统503用于调整并联式二自由度起落架5与机身1之间的相对角度及形态；动力系统3的运动包络体与串联式二段起落架4和并联式二自由度起落架5的变体运动包络体不重叠，动力系统3为螺旋桨结构，第一支撑杆控制系统401、第一尾撑杆控制系统403、第二支撑杆控制系统501和第二尾撑杆控制系统503内均设置有动力驱动结构，能够驱动连接的结构进行转动；本发明起飞前及降落后，机尾坐立式垂直起降飞行器通过串联式二段起落架4和并联式二自由度起落架5支撑在起飞或停放区域表面，承担机尾坐立式垂直起降飞行器的主要重量及保持姿态平衡；

进一步地，机翼2上安装有副翼6，有利于与尾撑水平尾翼506配合调节适应气流方向。

进一步地，还包括机轮7，机轮7与第二尾撑杆504末端连接且对称设置在尾撑垂直尾翼505的左右两侧。

进一步地，第一支撑杆控制系统401、第一尾撑杆控制系统403、第二支撑杆控制系统501和第二尾撑杆控制系统503均设置有单片机，单片机与激光测距单元和惯性测量单元无线连接，激光测距单元和惯性量测量单元设置在机翼上能够测量相应的数据，通过无线传输给单片机，单片机控制动力驱动结构进行对第一支撑杆402、第一尾撑杆404、第二支撑杆502和第二尾撑杆504的驱动运动。

实施例2：

参考图3-4，在实施例1的基础上，本发明进入飞行状态时，第一支撑杆控制系统401和第一尾撑杆控制系统403分别控制第一支撑杆402和第一尾撑杆404转动，使其相对于机身1进行姿态调整，逐渐闭合，保持水平状态减少阻力；第二支撑杆控制系统501和第二尾撑杆控制系统504分别控制第二支撑杆502和第二尾撑杆504转动进行姿态调整，串联式二段起落架4和并联式二自由度起落架5可以辅助整个装置配平，而且尾撑水平尾翼506和副翼5配合调节适应气流方向，产生有助于机身1飞行的气动力，待整体稳定后，起落架完成闭合，尾撑垂直尾翼505和尾撑水平尾翼距506离飞行器重心较远，用于配平和操纵的力臂长，操纵能力强，且配平附加阻力小，提高了飞行器在飞行时的控制能力和飞行效率。

串联式二段起落架4和并联式二自由度起落架位于机身1尾端，尾撑水平尾翼506距机尾坐立式垂直起降飞行器重心的距离为第二支撑杆502与第二尾撑杆504的长度之和，第二支撑杆502与第二尾撑杆504的长度参数需保证尾撑水平尾翼506具备良好的操纵性能。

实施例3：

参考图5-6，在实施例1的基础上，本发明由飞行状态进入地面停放状态时，机尾坐立式垂直起降飞行器先进入空中悬停状态，由激光测距单元测量机身距离地面的距离值，然后将数据传输给设置在各个控制系统中的单片机，然后第一支撑杆控制系统401和第一尾撑杆控制系统403分别控制第一支撑杆402和第一尾撑杆404转动，使串联式二段起落架4张开，使其相对于机身1进行姿态调整，将其与对应降落地面调整至合适高度，第二支撑杆控制系统501和第二尾撑杆控制系统504分别控制第二支撑杆502和第二尾撑杆504转动使并联式二自由度起落架5张开进行姿态调整；尾撑水平尾翼506和副翼5配合调节适应气流方向，产生有助于机身1飞行的气动力，便于整体稳定降落，使第一尾撑杆404和第二尾撑杆504与地面接触进而支撑机身1，同时惯性测量单元进行检测，整体结构是否倾斜、是否处于稳定状态，将检测数据传输至单片机，进行对串联式二段起落架4和并联式二自由度起落架5进行控制，调节其状态与降落区域环境进行配合，从而实现自适应降落。

实施例4：

参考图7，在实施例1的基础上，当机尾坐立式垂直起降飞行器处于地面时，当其需要移动时，由串联式二段起落架4的变体运动为机尾坐立式垂直起降飞行器提供前进或后退的动力，也可以实现地面移动过程中的方向偏转，处于机翼2左右两侧的串联式二段起落架4的单组组成移动腿的结构配合进行运动，第一支撑杆控制系统401控制第一支撑杆402转动，第一尾撑杆控制系统403控制第一尾撑杆404像人腿一样在地面上移动，两个单组配合实现机尾坐立式垂直起降飞行器的移动；为防止串联式二段起落架4变体运动过程中机尾坐立式垂直起降飞行器发生倾翻或与地面的磨损，在第二尾撑杆504末端设置机轮7且对称设置在尾撑垂直尾翼505的左右两侧，在移动过程中，机轮7与地面接触，第二尾撑杆504、第二尾撑杆控制系统503和第二支撑杆502处于离地状态，方便整体移动，减少摩擦；当串联式二段起落架4在调整机尾坐立式垂直起降飞行器的姿态或者运动方向偏转时，第二尾撑杆504、第二尾撑杆控制系统503和第二支撑杆502处于触地状态，以增加整体结构与地面之间的支撑点，提高稳定性。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，其特征在于：包括机身(1)、机翼(2)、动力系统(3)、串联式二段起落架(4)和并联式二自由度起落架(5)；

所述串联式二段起落架(4)和并联式二自由度起落架(5)对称设置在机翼(2)的上下两侧，所述串联式二段起落架(4)和并联式二自由度起落架(5)均分为两个单组且对称安装在机身(1)左右两侧的机翼(2)上；

所述串联式二段起落架(4)的单组包括依次铰接的第一支撑杆控制系统(401)、第一支撑杆(402)、第一尾撑杆控制系统(403)和第一尾撑杆(404)；所述第一支撑杆控制系统(401)安装在机翼(2)一侧，所述第一支撑杆控制系统(401)和第一尾撑杆控制系统(403)用于调整串联式二段起落架(4)与机身(1)之间的相对角度及形态；

所述并联式二自由度起落架(5)的单组包括第二支撑杆控制系统(501)、两个第二支撑杆(502)、两个第二尾撑杆控制系统(503)、两个第二尾撑杆(504)、一个尾撑垂直尾翼(505)和一个尾撑水平尾翼(506)，所述第二支撑杆控制系统(501)安装在机翼(2)另一侧，所述两个第二支撑杆(502)的顶端通过第二支撑杆控制系统(501)与机翼(2)铰接、末端分别设有第二尾撑杆控制系统(503)，两个第二尾撑杆(504)顶端分别通过一个第二尾撑杆控制系统(503)与一个第二支撑杆(502)末端饺接，所述两个第二尾撑杆(504)的末端铰接且安装有尾撑垂直尾翼(505)，所述尾撑水平尾翼(506)安装在机身(1)左右两侧的尾撑垂直尾翼(505)之间，所述第二支撑杆控制系统(501)和第二尾撑杆控制系统(503)用于调整并联式二自由度起落架(5)与机身(1)之间的相对角度及形态。

2.根据权利要求1所述的一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，其特征在于：所述机翼(2)上安装有副翼(6)。

3.根据权利要求1所述的一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，其特征在于：还包括机轮(7)，所述机轮(7)与第二尾撑杆(504)末端连接且对称设置在尾撑垂直尾翼(505)的左右两侧。

4.根据权利要求1所述的一种采用串并混联式起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，其特征在于：所述第一支撑杆控制系统(401)、第一尾撑杆控制系统(403)、第二支撑杆控制系统(501)和第二尾撑杆控制系统(503)均设置有单片机，所述单片机与激光测距单元和惯性测量单元无线连接，所述激光测距单元和惯性量测量单元设置在机翼上。

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