CN114771821A - 一种用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，所述垂直起降飞机包括设置于机身的上方的机翼、位于机身的尾部的末端的推进螺旋桨、设置于机身的尾部的两侧的水平尾翼以及位于机身的下方的起落架，其中，位于机身的两侧的机翼的下方各连接有一根平行于机身的轴线方向延伸的升力支撑梁，升力支撑梁的前后两端各设置有一个电动机舱，电动机舱上设置有一对共轴反桨的升力螺旋桨，升力支撑梁可拆卸地连接在机翼的下方。本发明的飞机采用了常规布局，升力支撑梁可以方便地从机翼上整体拆卸下来，使得本发明的飞机可以转换成普通飞机，而且也方便将升力结构整体拆卸下来方便返厂检修，而且也很方便将升力支撑梁卡接安装到机翼的下方。

Description

一种用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构

技术领域

本发明涉及一种垂直起降飞机，尤其是一种用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构。

背景技术

US 5839691 A公开了一种垂直起降飞机，该飞机没有传统意义上的机翼，机头设置有鸭翼，尾部是T型尾翼，中部的可倾转支撑臂的端部各安装一台发动机以及螺旋桨，飞机的垂直起降和平飞通过机械机构驱动支撑臂偏转来实现。该现有技术的飞机需要笨重的机械机构驱动偏转，不但占据大量的机身空间，而且结构和控制都很复杂，可靠性不高。

US 4789115 A公开了一种可以垂直起降的常规布局飞机，其包括一台位于机身中部的喷气发动机，喷气发动机通过机械结构驱动机翼两端的垂直起降螺旋桨，同时还驱动飞机尾部的推进螺旋桨。该现有技术的垂直起降飞机采用的机械式传动机构十分笨重且占据了大量的机身空间，使得该飞机载荷空间非常有限。另外该飞机缺乏平衡尾部的推进螺旋桨的转矩的垂直翼面，飞行中需要依赖两侧的垂直起降螺旋桨的推力差平衡这部分转矩，因而导致平飞时垂直起降螺旋桨也需要工作，在高速平飞的过程中，垂直起降螺旋桨的翼尖很容易失速，大大降低了飞机的飞行可靠性。

CN 111907698 A公开了一种电驱动的垂直起降飞机，包括机身，机身下部设置滑撬，机身设置有前对左舷和右舷空气动力学机翼以及后对左舷和右舷空气动力学机翼；这些动力学机翼实际上包括前对左舷和右舷旋翼吊舱以及后对左舷和右舷旋翼吊舱端部设置的前后一对旋翼组件。另外，该飞机还设置有两个水平推进螺旋桨。该现有技术的电驱动飞机总共需要八个独立的垂直起降电机以及两个水平推进电机，电机占据的重量很大，驱动效率不高，而且由于电机数量众多，现有电池技术恐怕只能维持非常少的飞行时间。另外该飞机采用的不是常规布局，空气动力学结构复杂，可靠性也很差。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，以减少或避免前面所提到的问题。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，所述垂直起降飞机包括设置于机身上的机翼，其中，位于机身的两侧的机翼的下方各连接有一根平行于机身的轴线方向延伸的升力支撑梁，升力支撑梁的前后两端各设置有一个电动机舱，电动机舱上设置有一对共轴反桨的升力螺旋桨，升力支撑梁可拆卸地连接在机翼的下方；所述升力支撑梁包括通过铰接头连接在一起的第一梁和第二梁；所述第一梁与铰接头的第一连接部固定连接，所述第二梁与铰接头的第二连接部固定连接；第一连接部和第二连接部可相互转动地铰接在一起；铰接头可拆卸地卡接在机翼的下方伸出的卡接头上。

优选地，第一连接部具有插接在第一梁的内部的第一连接管；第二连接部具有插接在第二梁的内部的第二连接管；第一连接管和第二连接管具有相互贯通的通孔。

优选地，卡接头包括固定在机翼的内部的安装底座以及从安装底座向下延伸的尖顶部，尖顶部具有向下方倾斜相交的第一斜面和第二斜面；第一斜面与第一连接部的第一结合面相互贴合；第二斜面与第二连接部的第二结合面相互贴合。

优选地，第一斜面上具有插接在第一连接管的内部的突出管，突出管具有贯穿整个尖顶部的通孔。

优选地，第一结合面延伸形成有一个面向卡接头的凸缘，卡接头上形成有与所述凸缘相互插接的凹槽。

优选地，第二结合面延伸形成有连接耳片，连接耳片上形成有耳片孔；卡接头上形成有容纳所述连接耳片的凹坑，凹坑中设置有插接在耳片孔的卡销。

优选地，卡销通过卡销杆与一根伸缩杆固定连接，伸缩杆通过弹簧可弹性伸缩地设置在安装底座的一个长槽中。

优选地，卡销杆垂直于伸缩杆向外延伸，卡销垂直于卡销杆螺纹连接在卡销杆的端部；伸缩杆的上方设置了两个卡块；伸缩杆的上方一体形成有一个具有导向孔的凸起部，弹簧穿设在一个导向杆上，导向杆穿过凸起部的导向孔与一个卡块连接，弹簧设置在凸起部和另一个卡块之间。

优选地，长槽的底部设置有供卡销杆穿过其中活动的槽口，槽口的侧壁设置有供卡销穿过的孔洞。

优选地，所述卡接头夹持安装在机翼的两个腹板之间，腹板上形成有供伸缩杆活动的孔洞和/或开口。

本发明的飞机采用了常规布局，升力支撑梁可以方便地从机翼上整体拆卸下来，使得本发明的飞机可以转换成普通飞机，而且也方便将升力结构整体拆卸下来方便返厂检修，而且也很方便将升力支撑梁卡接安装到机翼的下方。

附图说明

以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。

其中，图1显示的是根据本发明的一个具体实施例的垂直起降飞机的俯视图。

图2显示的是根据本发明的升力支撑梁与机翼的连接结构剖视图。

图3显示的是根据本发明的另一个具体实施例的升力支撑梁与机翼的连接结构的分解透视图。

图4和图5分别以不同视角显示了本发明的铰接头和卡接头的配合示意图。

图6显示的是根据本发明的另一个具体实施例的铰接头和卡接头的装配状态部分剖开示意图。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

如图1所示，本发明提供了一种垂直起降飞机，具有常规上单翼布局，包括设置于机身1上的机翼2、位于机身1的尾部的末端的推进螺旋桨3、设置于机身1的尾部的两侧的水平尾翼4，机身1的下方设置有常规的起落架结构（图中未示出）。本发明的垂直起降飞机采用了常规布局，可以像普通飞机一样滑行起飞，这种设计的优点是结构简单，技术成熟可靠。后置的推进螺旋桨噪音低，乘坐体验好，适合于客运领域。本发明的推进螺旋桨可以采用常规燃油动力，可以保持较大的续航里程和续航时间。当然，随着环保要求的提高，也可以在需要的情况下换装成电推进或者混合动力推进。

为了实现短距或者垂直起降，本发明的垂直起降飞机在位于机身1的两侧的机翼2的下方各连接有一根平行于机身1的轴线方向延伸的升力支撑梁6，升力支撑梁6的前后两端各设置有一个电动机舱7，电动机舱7上设置有一对共轴反桨的升力螺旋桨8。本发明的升力螺旋桨虽然有八个之多，但是只需要设置四个电动机舱7，也就是只需要四个升力电机，相较于单电机驱动一个螺旋桨的结构，重量更轻，起降效率更高。同样的，由于本发明的垂直起降飞机采用常规结构布局，因而升力螺旋桨8仅在起降时发挥作用，平飞时八个升力螺旋桨8不工作，避免了翼尖失速的问题。

应当说明的是，电机与燃油发动机相比具有重量轻、运行平稳、易于控制的优点，但是前提条件是要在等同升力条件下尽量减少电机的数量，并非无限叠加电机的数量也能达到燃油发动机同样的技术效果的。因而，作为经济性、可靠性要求更高的客运飞机而言，本发明对升力电机的数量、布局、结构重量的轻量化做了更加优化的设计，相较于现有技术的异想天开，本发明可以获得更适用于客运的经济效益和可靠性。

进一步地，为了使垂直起降飞机可以常规滑行起降和正常平飞，本发明的垂直起降飞机的水平尾翼4设置了翼尖梁41，翼尖梁41的外侧分别设置有向斜上方和斜下方延伸的偏航翼面42。所述偏航翼面42中至少有一个是具有操纵舵面的翼面或全动翼面，以利于垂直起降飞机可以正常操作偏转航向。

作为一款具有常规布局的垂直起降飞机，本发明的水平尾翼4主要提供稳定力矩和俯仰操纵力矩，因而水平尾翼4的尺寸相对机翼2小很多，原本不需要很大的结构强度。为了能够在水平尾翼4的翼尖部分设置偏航翼面42（由于推进螺旋桨3设置在机身1的尾部的末端，在机身1的尾部设置常规的垂直尾翼会比较困难，而且会影响推进螺旋桨3的推进效率，因而本发明优选在水平尾翼4的翼尖设置偏航翼面42），本发明在水平尾翼4的翼尖设置了翼尖梁41，用以对相对薄弱的翼尖部分进行结构加强，以承担位置改进之后的偏航翼面42的额外结构应力。

如前所述，机翼2的下方连接的升力支撑梁6的前后各设置有一对升力螺旋桨8，虽然在平飞过程中升力螺旋桨8是不工作的，但是在高速飞行过程中，这些升力螺旋桨8突出的外形对流场的破坏很大，因而升力支撑梁6的末端需要承受非常大的气动冲击，在平飞过程中的扭曲振幅也很大。为了降低升力支撑梁6的振动，在图示具体实施例中，可以设置将升力支撑梁6的末端连接在水平尾翼4的翼尖梁41上，利用加强偏航翼面42的翼尖梁41对升力支撑梁6提供额外的支撑。

进一步地，如前所述，本发明的垂直起降飞机由于具有常规布局结构，因而在特殊情况下，优选其上的升力支撑梁6整体上是可以拆卸的。例如，在滑行起降为主的应用场景下，可以将升力支撑梁6连同其上的电动机舱7、升力螺旋桨8等从飞机上拆下来，使其类似于普通飞机一样滑行起降飞行。又比如，在需要对升力支撑梁6以及其上的电气部件进行检修的时候，也可以将升力结构整体拆卸下来方便返厂检修。

此时，升力支撑梁6的末端与翼尖梁41可以采用常规可拆卸连接结构，另外升力支撑梁6也需要可拆卸地连接在机翼2的下方。

在图2所示升力支撑梁6与机翼2的连接结构剖视图中，升力支撑梁6包括通过铰接头10连接在一起的第一梁61和第二梁62；第一梁61与铰接头10的第一连接部11固定连接，第二梁62与铰接头10的第二连接部12固定连接；第一连接部11和第二连接部12可相互转动地通过铰接轴13铰接在一起；铰接头10可拆卸地卡接在机翼2的下方伸出的卡接头20上。为了维持铰接头10和卡接头20的连接位置的气动外形，第一梁61和第二梁62的外侧可以包裹设置第一整流罩611和第二整流罩621。

进一步地，图3显示了升力支撑梁6与机翼2的连接结构的分解透视图，为了显示清楚便于理解，图中省略了机翼2，仅以两个腹板40示意性代表整个机翼。图4和图5分别以不同视角显示了铰接头10和卡接头20的配合示意图。图6显示的是铰接头和卡接头的装配状态部分剖开示意图。

如图2-6所示，第一连接部11具有插接在第一梁61的内部的第一连接管111；第二连接部12具有插接在第二梁62的内部的第二连接管121；第一连接管111和第二连接管121具有相互贯通的通孔，相互贯通的通孔中可以穿设供电和信号线缆，以方便连接飞机内部的供电和控制装置。

卡接头20包括固定在机翼2的内部的安装底座21以及从安装底座21向下延伸的尖顶部22，尖顶部22具有向下方倾斜相交的第一斜面221和第二斜面222；第一斜面221与第一连接部11的第一结合面112相互贴合；第二斜面222与第二连接部12的第二结合面122相互贴合。装配时，先使第一结合面112贴合到第一斜面221上，然后转动第二结合面122贴合到第二斜面222上，第一结合面112和第二结合面122通过尖顶部22的两个斜面进行了定位，从而确保第一连接管111和第二连接管121相互对准，以保持升力支撑梁6处于正常的工作姿态。

进一步地，第一斜面221上具有插接在第一连接管111的内部的突出管223，突出管223具有贯穿整个尖顶部22的通孔，同样是为了方便穿设供电和信号线缆以连接飞机内部的供电和控制装置。突出管223插接在第一连接管111中，一方面增强了第一连接部11与卡接头20之间的承载力，另一方面可以起到定位对准的作用。

进一步地，为了避免围绕升力支撑梁6的轴线的扭矩过大破坏铰接轴13，第一结合面112延伸形成有一个面向卡接头20的凸缘113，卡接头20上形成有与所述凸缘113相互插接的凹槽224。凸缘113偏离升力支撑梁6的轴线的距离越大，抵抗扭矩破坏的能力越大，根据这种原则可以通过实验确定凸缘113的尺寸和位置，最终确定卡接头20的结构大小和外形。

进一步地，为了定位和卡接第二连接部12，第二结合面122延伸形成有连接耳片123，连接耳片123上形成有耳片孔124；卡接头20上形成有容纳所述连接耳片123的凹坑225，凹坑225中设置有插接在耳片孔124的卡销226。在图示具体实施例中，第二结合面122延伸形成了两个连接耳片123，每个连接耳片123上设置有对应的耳片孔124。对应的，卡接头20上形成了两个凹坑225，两个凹坑225中均设置了对应于两个耳片孔124的卡销226。本领域技术人员应当理解，根据连接结构的受力情况的不同，可以设置一个连接耳片123以及耳片孔124，也可以设置两个以上的连接耳片123以及耳片孔124。

如图3、6所示，卡销226通过卡销杆30与一根伸缩杆31固定连接，伸缩杆31通过弹簧32可弹性伸缩地设置在安装底座21的一个长槽33中。卡销杆30垂直于伸缩杆31向外延伸，卡销226垂直于卡销杆30螺纹连接在卡销杆30的端部，使得卡销226的轴线平行于伸缩杆31的轴线。当伸缩杆31左右移动的时候，卡销226会随着伸缩杆31一起移动。为了避免伸缩杆31从长槽33中脱出，在伸缩杆31的上方设置了两个卡块36，卡块36通过螺钉（图中未示出）从侧面安装在长槽33的开口的两端，伸缩杆31被两个卡块36夹持住，只能在两个卡块36的下方左右运动。伸缩杆31的上方一体形成有一个具有导向孔的凸起部35，弹簧32穿设在一个端部具有螺纹的导向杆37上，导向杆37穿过凸起部35的导向孔与一个卡块36连接，弹簧32设置在凸起部35和另一个卡块36之间，通过弹簧32对凸起部35的弹力作用将伸缩杆31偏压至一侧，使得与伸缩杆31同步移动的卡销226在正常状态下保持向外突出的状态。

当连接耳片123转向凹坑225的时候，向外突出的卡销226会阻挡连接耳片123进入凹坑225，此时需要通过外力按压伸缩杆31，使得伸缩杆31上的凸起部35挤压弹簧32，伸缩杆31带动卡销226回缩露出凹坑225，耳片123就可以进入凹坑225中。此后，松开按压伸缩杆31的外力，在弹簧32的作用下，伸缩杆31带动卡销226复位，卡销226插入连接耳片123的耳片孔124，从而完成了对第二连接部12的卡接操作。

进一步地，在图5、6所示具体实施例中，长槽33的底部设置有供卡销杆30穿过其中活动的槽口34，槽口34的侧壁设置有供卡销226穿过的孔洞。图中所示的槽口34是贯穿的，以方便查看卡销226对准卡销杆30上的螺纹孔进行安装，同时检修时也方便查看长槽33的内部的卡销226与卡销杆30是否存在松脱等安全隐患。

进一步地，卡接头20夹持安装在机翼2的两个腹板40之间，例如通过螺栓（图中未示出）与两个腹板40固定连接。为了便于伸缩杆31的左右伸缩活动，腹板40上可以形成有供伸缩杆31活动的孔洞和/或开口等结构。另外，为了便于按压伸缩杆31，还需要在伸缩杆31的端部对应的机翼2的下方设置操作口和盖板等结构（图中未示出）。

下面参照图2-6进一步说明本发明的升力支撑梁6的安装和拆卸步骤。如图，首先，升力支撑梁6的第一梁61和第二梁62分别固定连接在铰接头10的第一连接部11和第二连接部12上，卡接头20在飞机组装的时候已经预埋安装在了机翼2的下方，仅仅露出了卡接头20的尖顶部22。

向机翼2的下方安装升力支撑梁6的时候，首先使第一梁61和第二梁62相对转动，以打开铰接头10呈现图4或图5所示的状态。然后，使第一连接部11的第一连接管111对准卡接头20的突出管223插接进去，调整第一连接部11的方位，进一步使凸缘113插入到凹槽224中，最后使第一结合面112贴合到尖顶部22的第一斜面221上，从而完成了第一连接部11的安装。

之后，使第二连接部12围绕铰接轴13转动，将连接耳片123向凹坑225中推，同时按压伸缩杆31的端部，使卡销226内缩并露出凹坑225，然后将连接耳片123推入到凹坑225的底部，直至第二结合面122与第二斜面222相互贴合。此时松开对伸缩杆31的按压，卡销226通过弹簧32的弹力作用回弹并插入到耳片孔124中，从而完成了第二连接部12的安装。

当需要将升力支撑梁6从机翼2的下方拆下的时候，首先按压伸缩杆31的端部，使卡销226内缩，卡销226脱离耳片孔124，就可以将第二连接部12向下扳动围绕铰接轴13转动，第二连接部12就脱离下来了。然后向后推第一连接部11，使凸缘113从凹槽224中脱离，继续后推使第一连接管111与突出管223脱离，第一连接部11也脱离拆下了。整个升力支撑梁6就很容易地拆下下来了。

当然，第一梁61和第二梁62内部存在电路线缆的情况下，这些线缆需要设置方便拆装的插接接头。另外，在拆卸升力支撑梁6之前，也需要先将升力支撑梁6与水平尾翼4之间的连接断开，升力支撑梁6安装到机翼2的下方之后，也需要将升力支撑梁6与水平尾翼4之间的连接恢复。

本发明的飞机采用了常规布局，升力支撑梁可以方便地从机翼上整体拆卸下来，使得本发明的飞机可以转换成普通飞机，而且也方便将升力结构整体拆卸下来方便返厂检修，而且也很方便将升力支撑梁卡接安装到机翼的下方。

本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，所述垂直起降飞机包括设置于机身（1）上的机翼（2），其特征在于，位于机身（1）的两侧的机翼（2）的下方各连接有一根平行于机身（1）的轴线方向延伸的升力支撑梁（6），升力支撑梁（6）的前后两端各设置有一个电动机舱（7），升力支撑梁（6）可拆卸地连接在机翼（2）的下方；所述升力支撑梁（6）包括通过铰接头（10）连接在一起的第一梁（61）和第二梁（62）；所述第一梁（61）与铰接头（10）的第一连接部（11）固定连接，所述第二梁（62）与铰接头（10）的第二连接部（12）固定连接；第一连接部（11）和第二连接部（12）可相互转动地铰接在一起；铰接头（10）可拆卸地卡接在机翼（2）的下方伸出的卡接头（20）上。

2.如权利要求1所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，第一连接部（11）具有插接在第一梁（61）的内部的第一连接管（111）；第二连接部（12）具有插接在第二梁（62）的内部的第二连接管（121）；第一连接管（111）和第二连接管（121）具有相互贯通的通孔。

3.如权利要求2所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，卡接头（20）包括固定在机翼（2）的内部的安装底座（21）以及从安装底座（21）向下延伸的尖顶部（22），尖顶部（22）具有向下方倾斜相交的第一斜面（221）和第二斜面（222）；第一斜面（221）与第一连接部（11）的第一结合面（112）相互贴合；第二斜面（222）与第二连接部（12）的第二结合面（122）相互贴合。

4.如权利要求3所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，第一斜面（221）上具有插接在第一连接管（111）的内部的突出管（223），突出管（223）具有贯穿整个尖顶部（22）的通孔。

5.如权利要求4所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，第一结合面（112）延伸形成有一个面向卡接头（20）的凸缘（113），卡接头（20）上形成有与所述凸缘（113）相互插接的凹槽（224）。

6.如权利要求5所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，第二结合面（122）延伸形成有连接耳片（123），连接耳片（123）上形成有耳片孔（124）；卡接头（20）上形成有容纳所述连接耳片（123）的凹坑（225），凹坑（225）中设置有插接在耳片孔（124）的卡销（226）。

7.如权利要求6所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，卡销（226）通过卡销杆（30）与一根伸缩杆（31）固定连接，伸缩杆（31）通过弹簧（32）可弹性伸缩地设置在安装底座（21）的一个长槽（33）中。

8.如权利要求7所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，卡销杆（30）垂直于伸缩杆（31）向外延伸，卡销（226）垂直于卡销杆（30）螺纹连接在卡销杆（30）的端部；伸缩杆（31）的上方设置了两个卡块（36）；伸缩杆（31）的上方一体形成有一个具有导向孔的凸起部（35），弹簧（32）穿设在一个导向杆（37）上，导向杆（37）穿过凸起部（35）的导向孔与一个卡块（36）连接，弹簧（32）设置在凸起部（35）和另一个卡块（36）之间。

9.如权利要求8所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，长槽（33）的底部设置有供卡销杆（30）穿过其中活动的槽口（34），槽口（34）的侧壁设置有供卡销（226）穿过的孔洞。

10.如权利要求1-9之一所述的用于垂直起降飞机的升力支撑梁的连接结构，其特征在于，所述卡接头（20）夹持安装在机翼（2）的两个腹板（40）之间，腹板（40）上形成有供伸缩杆（31）活动的孔洞和/或开口。

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