CN113924250A - 非对称多旋翼机 - Google Patents

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Abstract

一种多旋翼飞机，包括：一机身、至少三个马达以及被连接至所述机身的至少一个机翼。所述机翼被设计成在所述多旋翼飞机的飞行期间折叠及伸展，并且被设计成在所述飞行期间将一低阻力创造位置转变为一升力创造位置，反之亦然。相较于另一个马达，至少一个马达具有一更大的马达功率，以及从所述强马达到所述多旋翼飞机的重心的距离短于从所述至少另一个马达到所述重心的距离。所述机翼被定位在所述至少马达之间的一几何区域。

Description

非对称多旋翼机
技术领域
本申请涉及一种具有可压缩及可折叠机翼的非对称多旋翼机(asymmetricmultirotor)。为了使具有垂直起降(vertical take-off and landing,VTOL)功能的机翼的多旋翼机保持稳定性，可以在起飞、着陆及盘旋等不稳定阶段折叠机翼，但折叠机翼涉及几个问题。第一个问题是在机翼折叠时保持飞机的稳定性。第二个问题是在不干扰推进器的情况下将折叠的机翼存放在何处。第三个问题是打开及展开机翼，同时保持所述飞机的稳定性，同时伸展所述机翼直至完全展开。本发明通过创新设计及新工艺提供了这些问题的解决方案。
背景技术
垂直起降(VTOL)飞机配备有机翼，与没有机翼的飞机相比，这种机翼可以使飞机在向前飞行时飞得更远、时间更长。在向前飞行过程中发挥巨大作用的机翼在恶劣天气或大风条件下的起飞、着陆及盘旋过程中造成难以忍受的不稳定，因而危及飞机及其乘客及在地面上的人员。几种方法可以解决这个问题，其中一种方法是在盘旋、起飞及着陆时折叠机翼，在开始向前飞行时，展开机翼并产生升力。在不危及飞机或影响飞机稳定性的情况下折叠及打开机翼需要创新及原始规划。
附图说明
本申请所附的附图并非旨在限制本发明的范围及其应用。附图仅旨在以图例说明本发明，所述附图只构成实施本发明的一种可能性。
图1A描绘处于锁定及展开模式下的一种具有刚性松散机翼的飞机。
图1B描绘当折叠开始时，刚性松散机翼处于释放状态的飞机。
图1C描绘刚性松散机翼处于折叠关闭位置的飞机，所述机翼在后螺旋桨下方运行。
图1D描绘具有刚性松散机翼的飞机，所述机翼在折叠过程中不与螺旋桨推力交叉。
图2A描绘具有类似帆状机翼的飞机，所述帆状机翼处于扩展及展开位置。
图2B描绘具有类似帆状展开机翼的飞机，所述帆状展开机翼处于折叠位置。
图2C描绘具有类似帆状机翼的飞机，所述帆状机翼处于压缩及折叠位置。
图3描绘飞机及多旋翼上的扭矩及力分布的图式。
图4A描绘具有卷起帆(rolled-up sail)的机翼。
图4B描绘卷起机翼的多个部件的说明。
图4B描绘卷起机翼的多个部件的说明。
图5描绘多旋翼飞机(500)。
具体实施方式
为了简化措辞，机翼垂直起降的飞机将被称为“飞机(aircraft)”或“多旋翼飞机(multirotor aircraft)”，飞机的推进系统可以是螺旋桨或喷气推力，并将被称为“马达(motors)”。
为了使带机翼的多旋翼飞机在大风条件下起飞及着陆时保持稳定性，机翼可以在不稳定阶段折叠，即起飞/着陆或盘旋，但这种带折叠机翼的多旋翼飞机组合存在许多问题，专利解决方案也存在问题。
图1及图2中所述的飞机包括：一机身(100)，数个机翼(200)以高展弦比与所述机身(100)相连，所述机翼(200)可绕折叠轴线(102)向后折叠，三个或四个垂直马达，其中至少两个马达(32、34)是更坚固的，在起飞或盘旋时承载飞机的大部分重量，并控制高度、俯仰及偏航，在后端是一个较弱的马达或多个马达(30、40)，所述马达(30、40)承载一小部分的重量及高度、俯仰及偏航控制，以及一个或多个马达(36)，仅在向前飞行时在计划配置中推动飞机向前。
当垂直马达像标准的多旋翼机控制所有轴线时，甚至可能有一架飞机。
所述飞机使用所述垂直马达(30、40、32、34)垂直起飞，然后牵引马达(36)开始运行，在机翼展开一定速度后开始水平飞行，然后在对准飞行方向后进入展开模式，所述机翼被锁定或扩展，并开始产生升力，然后垂直马达(30、40、32、34)停止运作，飞机继续作为由控制面、稳定器或前翼(104)控制的常规飞机飞行，前翼(104)控制俯仰，方向舵(106)控制偏航，直到它将飞行速度减慢到接近失速速度，然后所述垂直马达(30、40、32、34)再次开始运作并代替机翼承载飞机重量，所述机翼压缩、升力被破坏，机翼折叠并且飞机停靠，当然可以在地面上折叠机翼。
与垂直马达的功率相比，稳定器的面积相对较小，因此稳定器在大风条件下对飞机稳定性的干扰较小，但也可以折叠，甚至可以使用相同的机构使机翼及稳定器一起折叠。
所述机翼的折叠及展开可能需要较长的时间，如果飞机处于过渡阶段，可能会干扰稳定性，甚至可能危及飞机及其乘客，这就是为何本专利将分两个阶段展开机翼，第一阶段将破坏升力或阻力，第二阶段将折叠机翼，当飞机向前飞行时，整个机翼将被展开，然后扩展以产生升力，尽管低速是优先的，因为过快获得升力可能导致飞机结构过载，由于机翼在压缩或扩展时不会干扰飞行，所以在所有飞行阶段都可以打开机翼。
机翼通常是飞机的一个大的重要区域，当它们在推进器下面通过时，可能会干扰发动机的气流，并可能干扰飞机的稳定性，甚至危及飞机及其乘客，将机翼连接到螺旋桨上面会产生螺旋桨接近地面的高飞机，这可能会危及飞机的周围并被异物损坏，因此，使用本专利折叠机翼的设计应确保在机翼折叠时不会干扰推进器的气流，因为机翼不会在螺旋桨气流下通过，或者因为当机翼通过时，处于最小的阻力，所以在没有风阻挡的情况下，不会干扰推进气流。
图1A描绘在展开位置处具有两个机翼(200)的飞机，其中机翼围绕纵轴线(108)而被锁定，而图1B中的机翼(200)相对于折叠轴线(102)而被锁定，但相对于所述纵轴线(108)而言未处于锁定位置，因此它能够自由转动，因此风对机翼的影响较小，不会干扰飞机的稳定性，在围绕所述折叠轴线(102)折叠机翼时，它可以在后马达推进(30、40)之前停止并且如图1C所述处于松散模式(loose mode)，或者在马达之前通过，并且当它们彼此靠近时，可以处于锁定或部分锁定状态，如图1D所示。当所述机翼打开或扩展时，所述飞机可通过接合推进马达或牵引马达(36)向前推进，而机翼仍处于松散状态，因此所述机翼水平对齐，处于自然飞行状态，因此锁定它们更容易、更方便，所述锁定是通过移动锁定引线(lock lead)而实现的，锁定引线从所述纵轴线(108)的区域开始，当机翼相对水平时，轮廓的厚度相对相似，并且可以沿所述机翼的轮廓滑入滑出，直到所述机翼不能围绕其轴线旋转的位点，在锁定状态下，控制面需要被反转，并作为副翼(ailerons)运作，而不是像机翼处于松散状态时那样作为稳定器运作，当然，当所述机翼被进一步定位且机翼无法到达时，所述机翼也可能折叠到后马达的末端。
图2也是如此，图2描述了许多扩展机翼(200)设计中的一种，扩展机翼(200)由多个区段(121、122、123、124、125)构成，它们连接到织物帆(fabric sail)上，当进入向前飞行时，通过马达、电缆或活塞拉动最靠近机身(100)的第一区段，使其伸展，所有其他区段也随之打开，帆被扩展，机翼因此开始产生升力，利用转向连杆(112)来控制风向，经由伺服器或其他类型的致动器来操作所述转向连杆(112)，这种转向连杆(112)还可以扩展机翼的襟翼(flaps)，通过改变气流来作为平衡器，从而控制飞机的滚动情况；与盘悬相反，例如，在盘旋状态下，最后一个区段(121)被释放，然后机翼压缩，并在具有或不具有弹簧或橡皮筋或其他有助于更快折叠的气动或液压机构(114)的帮助下快速折叠，因此，维持一薄的翼刺(wing spur)，所述翼刺不会产生可能在盘旋或起飞及着陆时干扰飞机稳定性的升力或阻力，因此在薄的翼刺处与机翼(2C)的折叠速度不再相关，因为它不再是干扰；可能存在如图4A所示的卷起的机翼，类似于船舶的帆，其沿着主支撑件(204)的长度折叠成类似带有加强件(208)的百叶窗(202)，机翼通过围绕卷盘(206)运行的电缆展开及折叠如图4B所示，由转动主支撑件或卷盘或两者的马达供电。
降低升力也可以在机翼折叠过程中进行，而不仅仅是在打开位置，也可以在机翼在机身侧面完全折叠的情况下进行。当机翼压缩且在折叠前不产生升力或阻力时，它们允许机翼向前折叠，以便设计具有串联式机翼(tandem)及前翼的飞机，其中一个机翼向后展开，另一个向前展开。
机翼的压缩或释放允许机翼在来自推进器的气流下通过，因为此时机翼处于机翼面积已减少到可忽略不计程度的状态，因此，机翼阻挡来自推进器的少量气流。虽然有风时，大气风的影响与机翼上马达推力的影响之间存在冲突，这会导致不稳定，因而不建议使用，因此，有必要避免这种导致特定不稳定性的过渡，特别是当风来自不同方向时，当涉及到如图1所示的松散机翼而不是帆翼(sail wing)时，可能会导致两种力(推进器及风)之间的冲突。
升力机翼被压缩并处于低阻力位置，使得所述机翼在马达上的方向上折叠，因此，马达可以处于相同的高度，并且相对于地面处于令人满意的高度，而无需将后马达移动得更远，以便为机翼留出空间，并且由于机翼处于低阻力位置，因此在盘旋时仍然保持稳定。
此处描述的飞机前部具有一对大型马达，后部具有一个马达或一对相对较小的马达，重心是一个关键因素，如果不在正确的位置，可能会压碎飞机，由于本发明中的飞机是多旋翼及固定机翼的组合，如图3所示的飞机，两种组合的飞机具有共同的重心，并且由于重量轻的机翼，折叠的影响可以忽略不计。
具有高展弦比(aspect ratio)的单翼飞机在效率及飞行时间方面具有很大优势。在这种情况下，当需要折叠机翼时，避免在推进器气流下通过机翼可能是有益的，因此需要将马达放置在地面下方及附近，这会扬起大量灰尘并对周围环境造成危险，因此需要将后马达或数个马达移得更远。
当如图3所示盘旋时，所述数个马达的位置使力(50、60)的总和对臂(52、62)具有相同的力矩，但重心不在力的中心，因此一些马达可能会消耗更多的能量，而其他马达可能会消耗更少的能量，从而导致效率低下，在图1、图2及图3中，我们可以看到，所述马达(30、40)离重心(160)较远，而马达(32、42)离重心较近，这意味着要产生零扭矩，马达(30、40)需要的力(50)比马达(32，42)小，那里的力(60)的大小取决于臂(52)相较于长臂(60)的长度，因此这种不对称配置对于在盘旋及飞行模式之间实现更平稳的过渡是必要的。
在图1中，后马达(30、40)位于与机身成45度角的位置，其配置称为多转子V，它们控制飞机的偏航，这种马达具有小的直径及快速的旋转速度，以允许大的力来利用小区域，从而尽可能地允许一个最小的飞机。
数个马达(30、40)可以用一个单一的马达代替，所述单一的马达利用伺服装置围绕轴线移动，例如在标准的三旋翼配置中，或者利用图2中描述的一对水平马达，围绕轴线(116)以旋转所述飞机。
从上文的解释及附图中可以理解，本发明指的是一种多旋翼飞机(500)，它包括一机身(100)，至少三个马达(500)及被连接至所述机身的至少一个机翼(200)。所述多旋翼飞机可包括四个马达，如附图中所示，以及如图5所示，图5描绘所述多旋翼飞机(500)。多旋翼飞机(500)可包括一个或多个机翼，例如，如附图所示的两个机翼(200)。所述机翼(200)被设计用于在多旋翼飞机飞行期间折叠及伸展。在此方面，术语“折叠(folded)”如图1C、1D及2C所示，其中机翼在不用于产生升力时处于折叠位置，术语“伸展(unfolded)”如图1A、1B及2A所示，当机翼准备好用于产生升力时，机翼处于伸展位置。
所述机翼(200)还被设计用于在飞行期间将一低阻力创建位置转变为一升力创建位置，反之亦然。当所述机翼处于伸展位置时，它可以处于产生升力的状态，例如，如图1A所示，当所述机翼是一种自由机翼，可根据作用于其上的风绕其纵轴线自由旋转，并且当所述机翼与所述机身处于松散连接状态时，则其处于所述低阻力创建位置，如图1B所示，因为在那个位置没有有效的升力。但当所述机翼被锁定并被固定在所述机身上时，如图1A所示，所述机翼将起到固定机翼的作用，并且可以产生升力。
许多可能的方法可用于设计机翼，使机翼能够在飞行过程中从低阻力创建位置转换至升力创建位置。例如，如上所述的自由机翼以及图2A中所示的机翼，图2A描绘具有一框架状指状物的机翼，所述指状物可由扩展在框架上的薄板覆盖，并通过所述指状物使机翼能够产生升力或展开盖板，并将机翼的位置转换为低阻力创建位置。图4A及4B所示的机翼也是如此，其中盖板可以覆盖机翼上的孔并将盖板揭开。
本发明涉及一种多旋翼飞机(1000)，包括：一机身(100)、至少三个马达(32)(34)(30)(40)以及如上所述的至少一个机翼(200)；所述机翼(200)被设计成在飞行期间折叠及伸展，并且被设计成将一低阻力创造位置转变为一升力创造位置，反之亦然。相较于所述至少三个马达中的至少另一个马达(30)，所述至少三个马达中的至少一个马达(32)具有一更大的马达功率。从所述至少一个马达(32)到所述多旋翼飞机的一重心的一距离短于从所述至少另一个马达(30)到所述重心的一距离。以此方式，可以将弱马达(30)(40)定位在距离重心较远的位置，从而使发动机之间具有更多的几何面积，从而可以定位机翼。以此方式，所述多旋翼飞机(1000)将不会偏航，因为距离重心较远的弱马达(30)(40)的动量与距离重心较短的强马达(32)(34)的动量相同。可能具有两个强马达及两个弱马达或任何其他类型的组合。

Claims (6)

1.一种多旋翼飞机，其特征在于：所述多旋翼飞机包括：一机身、至少三个马达以及被连接至所述机身的至少一个机翼；其中所述至少一个机翼被设计成在所述多旋翼飞机的飞行期间折叠及伸展，并且被设计成在所述飞行期间将一低阻力创造位置转变为一升力创造位置，反之亦然。
2.如权利要求1所述的多旋翼飞机，其特征在于：当所述至少一个机翼在所述低阻力创造位置时，所述至少一个机翼与所述机身处于一松散连接状态，以及当所述至少一个机翼在所述升力创造位置时，所述至少一个机翼与所述机身处于一固定连接状态。
3.如权利要求1所述的多旋翼飞机，其特征在于：当所述至少一个机翼在所述低阻力创造位置时，所述至少一个机翼处于一非扩展状态，以及当所述至少一个机翼在所述升力创造位置时，所述至少一个机翼处于一扩展状态。
4.一种多旋翼飞机，其特征在于：所述多旋翼飞机包括：一机身、至少三个马达以及被连接至所述机身的至少一个机翼；其中所述机翼被设计成在所述多旋翼飞机的飞行期间折叠及伸展，并且被设计成在所述飞行期间将一低阻力创造位置转变为一升力创造位置，反之亦然；其中相较于所述至少三个马达中的至少另一个马达，所述至少三个马达中的至少一个马达具有一更大的马达功率；其中从所述至少一个马达到所述多旋翼飞机的一重心的一距离短于从所述至少另一个马达到所述重心的一距离；以及其中所述机翼被定位在所述至少三个马达之间的一几何区域。
5.如权利要求4所述的多旋翼飞机，其特征在于：当所述机翼在所述低阻力创造位置时，所述机翼与所述机身处于一松散连接状态，以及当所述机翼在所述升力创造位置时，所述机翼与所述机身处于一固定连接状态。
6.如权利要求4所述的多旋翼飞机，其特征在于：当所述机翼在所述低阻力创造位置时，所述机翼处于一非扩展状态，以及当所述机翼在所述升力创造位置时，所述机翼处于一扩展状态。
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