CN113978714B - 垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了可垂直起降的高速飞行器用的倾转轮缘涵道推进装置，包括盘式可倾转涵道推进结构，C形固定涵道推进结构，飞行姿态调整装置，轮缘驱动电机及集成风扇。本发明利用盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构可以实现多级串联，提高了涵道的风扇压力比，满足高速飞行的推力需求。在垂直起降过程中，利用双涵道结构提高向下推力的稳定，同时C形固定涵道推进结构的推力可以利用盘式可倾转涵道推进结构也转换成向下的推力。在垂直起降转换平飞姿态时，通过C形涵道上下挡板的调节和对4个涵道轮缘推进电机不同的控制，可以增强飞行器自身姿态的平衡能力，极大的增强了安全性和稳定性。

Description

垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置
技术领域
本发明涉及轮缘涵道推进装置，尤其涉及垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置。
背景技术
随着电推进技术的发展，许多垂直起降飞行器和飞行汽车的垂直起降方式都是推力固定朝下的升力风扇，例如丰田的SD-03飞行汽车，这种设计难以满足飞行器高速飞行的需求，而且升力风扇桨叶过大，所占空间较大，也易受到外界影响，对人员安全性和设备安全性都难以保证。
传统的可倾转旋翼采用轴驱电机驱动风扇，通过旋转轴驱电机及其风扇而实现垂直起降和平飞的姿态切换，或者是只旋转传动机构和风扇来改变推力方向，因此风扇多选择为无涵道大叶径的自由扇叶，例如美军未来直升机计划中的V-280。但传统可倾转旋翼在飞行姿态转换时比较困难，容易失事，安全性能低，而且对于电推进载人飞行器，保留传统的动力布局和大旋翼设计难以通过电机驱动而实现。
如贝尔Nexus公司的飞行汽车，采用了六个独立的可倾转的轴驱涵道布局，因为电机在涵道内会影响气动性能，垂直起降用的轴驱涵道很少会设计成高转速小内径的涵道；然而大叶径的涵道不适合高速飞行，并且整体结构所占空间大，而且独立的可倾转涵道在飞行姿态转换时比较困难，容易失事，安全性能低。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是针对背景技术的缺陷，本发明提出一种垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置，简化倾转推进结构的同时，利用涵道轮缘电机无轴驱动且轴向较短的特征，实现多级多方向的对转推进效果，保留倾转推进飞行器的气动机动性能的同时，不仅增强了推进器的垂直方向的升力，也增强飞行器平飞速度的上限。该推进器即适合垂直起降，也适合高速飞行，而且结构简单，飞行姿态转换容易，安全性高。装置总体体积小，装配简单，适配性高，有很广的应用前景。
本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：
可垂直起降的高速飞行器用的倾转轮缘涵道推进装置，两台或者四台分别安装在飞行器两侧或四周，包括盘式可倾转涵道推进结构，C形固定涵道推进结构，飞行姿态转换装置，轮缘驱动电机，推力风扇。飞行姿态转换装置置于飞行器机体内，盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构紧紧贴近机身。
按照上述方案进一步地，盘式可倾转涵道推进结构主体形状为底面竖直的圆柱体外壳，圆柱体侧面竖直排列着两个内径相等的涵道通孔。涵道通孔的轴向中点位置有环形槽。上下涵道通孔之间的盘式涵道外壳中有加固结构以提升整体结构强度。
进一步地，加固结构包括盘式可倾转涵道推进结构的圆心中心处的钛合金支柱，以及支柱外侧圆周分布的多个钛合金中空支柱，这些支柱在盘式外壳两侧有加固片，将支柱和盘式外壳以及一侧的转动齿轮结构固定。支柱间可设有网状加固结构。环形槽外侧有加固棱和支柱相连。
进一步地，两台轮缘驱动电机分别安装在各自涵道通孔轴向中点处的环状槽内，轮缘电机的定子和盘式涵道结构相固定，轮缘电机的转子和推力风扇集成到一起，随盘式涵道结构倾转而倾转。上下两台电机的走线是通过中心支柱周围的支柱引出。减少因扭转而造成的导线用量增多。
进一步地，C形固定涵道推进结构主体形状为一侧竖直面一侧是圆弧凹槽面的C形外壳，并竖直排列着两个内径相等的涵道通孔。两个涵道通孔的内径及相对位置和盘式可倾转涵道推进结构的涵道通孔内径与位置相同。涵道通孔轴向上设有环形槽。C形固定涵道推进结构是固定的，不可倾转的。
进一步地，两台轮缘驱动电机分别安装在C形固定涵道推进结构的涵道通孔轴向中点处的环状槽内，轮缘电机的定子和C形涵道结构相固定，轮缘电机的转子和推力风扇集成到一起。
进一步地，C形固定涵道推进结构主体形状的C形的上下挡板是活动的，其角度是可控。挡板的开启和倾转过程是同步进行，开启角度的大小根据飞行姿态和飞行速度调整，以扩大飞行器的安全倾转速度范围。
进一步地，飞行姿态转换结构包括：扭转传动结构，扭转伺服电机，电机控制器，和盘式倾转涵道推进结构集成的转动齿轮。通过电机控制器控制扭转伺服电机输出扭力，经过扭转传动结构带动倾转涵道的转动齿轮，即而在水平到垂直的90度区间内调节盘式倾转涵道推进结构的倾转角度。
进一步地，盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构可以组成一个整体，组合方式可以是盘式可倾转涵道推进结构居中，两台C形固定涵道推进结构分列两侧；也可以是盘式可倾转涵道推进结构仅一侧有C形固定涵道推进结构；通过旋转盘式可倾转涵道推进结构来改变涵道推力方向。当盘式可倾转涵道推进结构处于水平姿态时，其涵道通空和C形固定涵道推进结构的涵道通孔处于同一轴向，可以构成一个两级推进的轮缘涵道结构。当盘式可倾转涵道推进结构处于垂直姿态时,C形固定涵道推进结构的上下挡板打开，C型固定涵道推进结构中的推进器和盘式涵道推进器的一侧涵道组成了F形涵道，三台轮缘电机的推力合并朝下。
本发明的有益效果：
1)本发明利用盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构可以实现多级串联，提高了涵道的风扇压力比，满足高速飞行的推力需求；
2)在垂直起降过程中，本发明利用双涵道结构提高向下推力的稳定，同时C形固定涵道推进结构的推力可以利用盘式可倾转涵道推进结构也转换成向下的推力；
3)在垂直起降转换平飞姿态时，本发明通过C形涵道上下挡板的调节和对4个涵道轮缘推进电机不同的控制，可以增强飞行器自身姿态的平衡能力，极大的增强了安全性和稳定性。
附图说明
图1是本发明垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置，(a)是高速飞行模式，(b)是垂直起降模式。
图2是本发明垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置的剖视图，(a)是高速飞行模式，(b)是垂直起降模式。
图3是本发明盘式可倾转涵道推进结构。
图4是本发明C形固定涵道推进结构。
图5是本发明盘式可倾转涵道推进结构的上下涵道环形槽加固结构。
图6是本发明盘式可倾转涵道推进结构的上下涵道间的加固结构。
图7是本发明不同工作状态下的涵道气流剖视图。
具体实施方式
可垂直起降的高速飞行器用的倾转轮缘涵道推进装置，两台或者四台分别安装在飞行器两侧或四周，包括盘式可倾转涵道推进结构，C形固定涵道推进结构，飞行姿态转换装置，轮缘驱动电机，推力风扇。飞行姿态转换装置置于飞行器机体内，盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构紧紧贴近机身。
按照上述方案进一步地，盘式可倾转涵道推进结构主体形状为底面竖直的圆柱体外壳，圆柱体侧面竖直排列着两个内径相等的涵道通孔。涵道通孔的轴向中点位置有环形槽。上下涵道通孔之间的盘式涵道外壳中有加固结构以提升整体结构强度。
进一步地，加固结构包括盘式可倾转涵道推进结构的圆心中心处的钛合金支柱，以及支柱外侧圆周分布的多个钛合金中空支柱，这些支柱在盘式外壳两侧有加固片，将支柱和盘式外壳以及一侧的转动齿轮结构固定。支柱间可设有网状加固结构。环形槽外侧有加固棱和支柱相连。
进一步地，两台轮缘驱动电机分别安装在各自涵道通孔轴向中点处的环状槽内，轮缘电机的定子和盘式涵道结构相固定，轮缘电机的转子和推力风扇集成到一起，随盘式涵道结构倾转而倾转。上下两台电机的走线是通过中心支柱周围的支柱引出。减少因扭转而造成的导线用量增多。
进一步地，C形固定涵道推进结构主体形状为一侧竖直面一侧是圆弧凹槽面的C形外壳，并竖直排列着两个内径相等的涵道通孔。两个涵道通孔的内径及相对位置和盘式可倾转涵道推进结构的涵道通孔内径与位置相同。涵道通孔轴向上设有环形槽。C形固定涵道推进结构是固定的，不可倾转的。
进一步地，两台轮缘驱动电机分别安装在C形固定涵道推进结构的涵道通孔轴向中点处的环状槽内，轮缘电机的定子和C形涵道结构相固定，轮缘电机的转子和推力风扇集成到一起。
进一步地，C形固定涵道推进结构主体形状的C形的上下挡板是活动的，其角度是可控。
进一步地，飞行姿态转换结构包括：扭转传动结构，扭转伺服电机，电机控制器，和盘式倾转涵道推进结构集成的转动齿轮。通过电机控制器控制扭转伺服电机输出扭力，经过扭转传动结构带动倾转涵道的转动齿轮，即而在水平到垂直的90度区间内调节盘式倾转涵道推进结构的倾转角度。
进一步地，盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构可以组成一个整体，组合方式可以是盘式可倾转涵道推进结构居中，两台C形固定涵道推进结构分列两侧；也可以是盘式可倾转涵道推进结构居中，仅有一侧设有C形固定涵道推进结构；通过旋转盘式可倾转涵道推进结构来改变涵道推力方向。当盘式可倾转涵道推进结构处于水平姿态时，其涵道通空和C形固定涵道推进结构的涵道通孔处于同一轴向，可以构成一个两级推进的轮缘涵道结构。当盘式可倾转涵道推进结构处于垂直姿态时,C形固定涵道推进结构的上下挡板打开，C型固定涵道推进结构中的推进器和盘式涵道推进器的一侧涵道组成了F形涵道，三台轮缘电机的推力合并朝下。
下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步的说明。如图1所示，为本发明所述的垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置，图1(a)为平飞时推进装置的姿态，图1(b)为垂直起降时推进装置的姿态。如图1和图2所示，该装置包括：盘式可倾转涵道推进结构11，C形固定涵道推进结构12，传动结构13，飞行姿态转换装置14，轮缘驱动电机15，16，推力风扇17以及加固结构18。轮缘电机重量轻，散热性能好，两台垂直排布的机械结构强度高，且倾旋过程中叶片不会抖振；采用轮缘涵道结构可以减少涵道内径及叶片内径，减少整体体积，提高对人员和设备的安全性；采用盘式可倾转涵道相比于独立旋翼的倾旋，对飞机四周的气动变化影响小，安全性高；通过盘式可倾转涵道和C形固定涵道的风道组合，实现推力集成以保证姿态转换过程的推力方向平稳；盘式可倾转涵道和C形固定涵道的紧贴机身，迎风面小，且4个轮缘电机组成双电机双推力通道，风扇压力比更大，更适合高速飞行。
如图3所示盘式可倾转涵道推进结构11主体形状为底面竖直的圆柱体外壳，圆柱体侧面竖直排列着两个内径相等的涵道通孔111和112。涵道通孔的轴向中点位置有环形槽。上下涵道通孔之间的盘式涵道外壳中有加固结构以提升整体结构强度。
如图5和图6所示，加固结构18包括盘式可倾转涵道推进结构的圆心中心处的钛合金支柱181，以及支柱外侧圆周分布的多个钛合金中空支柱182，这些支柱在盘式外壳两侧有加固片183，将支柱和盘式外壳以及一侧的传动结构13固定。支柱间可设有网状加固结构184。环形槽外侧有加固棱185和中心钛合金支柱181相连。
如图2所示，两台轮缘驱动电机15分别安装在各自涵道通孔111和112的轴向中点处的环状槽内，轮缘电机的定子和盘式涵道结构相固定，轮缘电机的转子和推力风扇集成到一起，随盘式涵道结构11倾转而倾转。上下两台电机的走线是通过中心支柱周围的支柱182引出。减少因扭转而造成的导线用量增多。
如图4所示，C形固定涵道推进结构12主体形状为一侧竖直面一侧是圆弧凹槽面的C形外壳，并竖直排列着两个内径相等的涵道通孔121和122。两个涵道通孔的内径及相对位置和盘式可倾转涵道推进结构的涵道通孔内径与位置相同。涵道通孔轴向上设有环形槽。C形固定涵道推进结构是固定的，不可倾转的。
如图2所示，两台轮缘驱动电机16分别安装在C形固定涵道推进结构的涵道通孔轴向中点处的环状槽内，轮缘电机的定子和C形涵道结构相固定，轮缘电机的转子和推力风扇集成到一起。C形固定涵道推进结构主体形状的C形上下挡板19是活动的，其角度是可控。飞行姿态转换结构包括：扭转传动结构142和扭转伺服电机141，电机控制器，和盘式倾转涵道推进结构集成的传动齿轮13。通过电机控制器控制扭转伺服电机141输出扭力，经过扭转传动结构142带动倾转涵道的传动齿轮13，即而在水平到垂直的90度区间内调节盘式倾转涵道推进结构11的倾转角度。盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构可以组成一个整体，组合方式可以是盘式可倾转涵道推进结构居中，两台C形固定涵道推进结构分列两侧；也可以是盘式可倾转涵道推进结构仅一侧有C形固定涵道推进结构；本实例是第二种组合方式。
图图7(a)所示，当盘式可倾转涵道推进结构11处于水平姿态时，其涵道通空和C形固定涵道推进结构12的涵道通孔处于同一轴向，此时111和121以及112和122可以分别构成一个两级推进的轮缘涵道结构，即一个涵道内有两台轮缘推进电机。111-121涵道内是151和161两台轮缘电机，112-122涵道内是152和162两台轮缘电机。如图7(b)所示，当盘式可倾转涵道推进结构11处于垂直姿态时,C形固定涵道推进结构12的上下挡板19打开，C型固定涵道推进结构中的涵道121，122和盘式涵道推进器的一侧涵道112组成了F形涵道，三台轮缘电机152,161,162的推力合并朝下。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置，其特征在于：安装于飞行器两侧或者四周，包括盘式可倾转涵道推进结构，C形固定涵道推进结构，飞行姿态转换装置，轮缘驱动电机，推力风扇；飞行姿态转换装置置于飞行器机体内，盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构紧紧贴近机身；
盘式可倾转涵道推进结构主体形状为底面竖直的圆柱体外壳，圆柱体侧面竖直排列着两个内径相等的涵道通孔；涵道通孔的轴向中点位置有环形槽；上下涵道通孔之间的盘式涵道外壳中有加固结构以提升整体结构强度；
盘式可倾转涵道推进结构的圆心中心处设有钛合金支柱，支柱外侧圆周分布了多个钛合金中空支柱，这些支柱两端延伸出盘式外壳两侧并设有加固片，将支柱和盘式外壳以及一侧的转动齿轮结构固定；支柱间设有网状加固结构；环形槽外侧有加固棱和支柱相连；
C形固定涵道推进结构主体形状为一侧竖直面一侧是圆弧凹槽面的C形外壳，并竖直排列着两个内径相等的涵道通孔；两个涵道通孔的内径及相对位置和盘式可倾转涵道推进结构的涵道通孔内径与位置相同；涵道通孔轴向上设有环形槽；C形固定涵道推进结构是固定的，不可倾转的；
C形固定涵道推进结构主体形状的上下挡板是活动的，其角度是可控；挡板的开启和倾转过程是同步进行，开启角度的大小根据飞行姿态和飞行速度调整，以扩大飞行器的安全倾转速度范围；
盘式可倾转涵道推进结构和C形固定涵道推进结构组成一个整体，组合方式为盘式可倾转涵道推进结构居中，两台C形固定涵道推进结构分列两侧；或者为盘式可倾转涵道推进结构居中，仅一侧有C形固定涵道推进结构；
通过旋转盘式可倾转涵道推进结构来改变涵道推力方向；当盘式可倾转涵道推进结构处于水平姿态时，其涵道通孔和C形固定涵道推进结构的涵道通孔处于同一轴向，构成一个两级推进的轮缘涵道结构；当盘式可倾转涵道推进结构处于垂直姿态时，C形固定涵道推进结构的上下挡板打开，C型固定涵道推进结构中的推进器和盘式涵道推进器的一侧涵道组成了F形涵道，三台轮缘电机的推力合并朝下。
2.根据权利要求1所述的垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置，其特征在于：两台轮缘驱动电机分别安装在盘式倾转涵道推进结构上下涵道通孔轴向中点处的环状槽内，轮缘电机的定子和盘式涵道结构相固定，轮缘电机的转子和推力风扇集成到一起，随盘式涵道结构倾转而倾转；上下两台电机的走线是通过中心支柱周围的支柱引出；减少因扭转而造成的导线用量增多。
3.根据权利要求1所述的垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置，其特征在于：两台轮缘驱动电机分别安装在C形固定涵道推进结构涵道通孔轴向中点处的环状槽内，轮缘电机的定子和C形涵道结构相固定，轮缘电机的转子和推力风扇集成到一起。
4.根据权利要求1所述的垂直起降的高速飞行器用的可倾转轮缘涵道推进装置，其特征在于：飞行姿态调整结构包括：扭转传动结构，扭转伺服电机，电机控制器，和盘式倾转涵道推进结构集成的转动齿轮，通过电机控制器控制扭转伺服电机输出扭力，经过扭转传动结构带动倾转涵道的转动齿轮，进而在水平到垂直的90度区间内调节盘式倾转涵道推进结构的倾转角度。
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JP3712961B2 (ja) * 2001-07-16 2005-11-02 勝昭 富安 垂直離着陸機
JP2008075582A (ja) * 2006-09-22 2008-04-03 Japan Aerospace Exploration Agency Ｖ／ｓｔｏｌ機用推進システム
IL199009A (en) * 2009-05-27 2013-11-28 Israel Aerospace Ind Ltd aircraft
AU2017224522B2 (en) * 2016-02-26 2019-08-01 Ihi Corporation Vertical takeoff and landing aircraft
US11208197B2 (en) * 2017-03-31 2021-12-28 Heka Aero LLC Gimbaled fan
CN113022845B (zh) * 2021-05-27 2021-08-10 北京航空航天大学 一种共轴倾转旋翼飞行器及其组合的薄膜类飞行器

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