CN114802742A - 一种基于倾转动力的垂平两用飞行器 - Google Patents

一种基于倾转动力的垂平两用飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明属于航空飞行器技术领域，具体为一种基于倾转动力的垂平两用飞行器。该垂直起降飞机包括机身、两个主机翼、两个前置鸭翼、垂直尾翼、N个倾转涵道风扇、嵌入式升力涵道风扇和起落架。该垂直起降飞行器采用鸭翼布局和升/推/控一体化动力系统，可实现由垂直飞行到水平飞行的状态转换，可在较小的空间进行起降，部署灵活。动力与机翼分离且采用鸭翼布局，可有效增大展弦比提高升阻比，相比常见的垂直起降飞行器具有高航程和低能耗的优势，在空中侦察，测绘以及监视等领域有着巨大的发展前景。

Description

一种基于倾转动力的垂平两用飞行器
技术领域
本发明属于航空飞行器技术领域，具体为一种基于倾转动力的垂平两用飞行器。
背景技术
固定翼飞机航程远，有效载荷大，但是由于其起飞和降落过程需要进行滑跑，因而对起降场地要求较高，限制了其应用范围。
常规直升机通过旋翼产生升力，实现了垂直起降，从而摆脱了起降场地的限制，大大扩展了飞行器的可使用场景，但是由于直升机飞行能耗高，导致其航程较短，难以执行长时间和大范围的飞行任务。
垂直起降飞行器同时兼具直升机和固定翼飞机的优点，起降方便，航程远，续航时间长，在军事和民用领域均具有极高的应用价值。长期以来，国内外提出了许多构型方案，典型的如美国的V-22“鱼鹰”，其虽然实现了垂直起降和水平飞行的结合，但是其也存在一些问题如在过渡飞行阶段时动力稳定性差，旋翼与机翼间气动干扰严重导致旋翼效率较低，动力系统对机翼压力过大限制大展弦比机翼应用，旋翼直径大且外露影响安全性，过渡飞行阶段控制复杂控制难度高问题。
发明内容
为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种新型的基于倾转动力的垂平两用飞行器。
为了达到上述目的，本发明的实例采用如下技术方案。
一种基于倾转动力的垂平两用飞行器，可实现垂直起降状态到飞行状态的转换，包括机身，其特征在于，还包括：两个主机翼，用于产生升力，对称设置在所述机身的中后部的两侧；
两个前置鸭翼，用于产生升力和配平力矩，对称设置在所述机身的前部；
垂直尾翼，设置在所述机身尾部；
N个倾转涵道风扇，用于提供垂直起降阶段的升力和进行姿态控制，同时提供水平飞行阶段的推力，N为偶数且分为N/2组，每组倾转涵道风扇对称安装在所述机身后部的两侧，每个倾转涵道风扇通过连接件与所述机身连接且可绕垂直于机身纵向对称面的轴进行转动，在垂直起降阶段，所述倾转涵道风扇的轴线大致垂直于地面以产生升力，在水平飞行阶段，所述倾转涵道风扇的轴线平行于飞机航向以产生推力；
嵌入式升力涵道风扇，嵌入在所述机身的前部正中，用于在提供部分升力和进行纵向的配平和俯仰控制；
起落架，设置在所述机身的底部，且配置成前三点式起落架。
进一步地，所述嵌入式升力风扇的底部设置可动的导流叶片，所述导流叶片用于提供额外的偏航力矩。
进一步地，每一主机翼的后缘形成副翼，用于提供滚转力矩。
进一步地，垂直尾翼上安装有控制舵面，提供偏航力矩。
进一步地，每个倾转涵道风扇以及嵌入式升力涵道风扇通过电动机、涡轴发动机或活塞发动机驱动。
进一步地，所述两个主机翼为大展弦比长直翼。
进一步地，所述两个前置鸭翼后缘形成副翼，提供控制力矩。
进一步地，所述N个倾转涵道风扇可采用螺旋桨代替。
进一步地，所述嵌入式升力涵道风扇的数量选用不少于2个，以提供更大升力。
一种基于倾转动力的垂平两用飞行器的工作方法，步骤如下：
第一步：在垂直起降状态，所述N个倾转涵道风扇和嵌入式升力涵道风扇的推力轴均向下，通过调节所述N个倾转涵道风扇的偏转角度和推力大小，以及所述嵌入式升力涵道风扇的推力大小，为所述垂平两用飞行器提供升力，俯仰力矩和滚转力矩。
第二步：在由垂直飞行到水平飞行的转换过程中，所述N个倾转涵道风扇逐渐改变角度和推力大小，使所述垂平两用飞行器逐渐具有水平方向上的速度和加速度。
第三步：随着飞行速度增高，所述两个主机翼和两个前置鸭翼逐渐产生升力，所述嵌入式升力涵道风扇推力逐渐减小直至关闭，所述N个倾转涵道风扇推力方向由向下变为向后，飞行器进入水平飞行状态使所述垂平两用飞行器飞行能耗降低，以获得较大航程和续航时间。
该飞行器也可进行水平滑跑起飞，且在水平起飞状态下，可通过启动位于机身前部的嵌入式升力涵道风扇和偏转位于机身后部的N个倾转涵道风扇来提供额外升力，减少滑跑距离。
本发明的有益效果：
本发明所述的垂直起降飞行器，采用鸭式的气动布局和前置的嵌入式升力风扇与后置的倾转涵道风扇的动力布局，使其在水平飞行阶段和垂直起降阶段的升力分布具有一致性，降低了过渡飞行阶段的控制难度，安全性和可控性好。推力装置和机翼分离布置，在任何飞行阶段，推力装置产生的向下和向后的洗流均不会作用于机翼，大大降低了推力装置与机翼间的气动干扰，降低了控制难度，有利于提高飞行器飞行的安全性和可靠性，同时有利于减轻机翼的结构重量和大展弦，大升阻比机翼的应用，提升飞行器的续航能力。
附图说明
图1是根据本发明一个实施例的基于倾转涵道的垂直起降飞机的示意性轴侧图；
图2是根据本发明一个实施例的基于倾转涵道的垂直起降飞机垂直起降状态的示意性立体图；
图3是图1所示基于倾转涵道的垂直起降飞机的示意性轴侧图；
图4是图1所示基于倾转涵道的垂直起降飞机的示意性主视图；
图5是图1所示基于倾转涵道的垂直起降飞机的示意性俯视图；
图6是图1所示基于倾转涵道的垂直起降飞机的示意性侧视图。
附图标记：1.机身；2.主机翼；3.前置鸭翼；4.垂直尾翼；5.可倾转涵道风扇；6.嵌入式升力涵道风扇；7.起落架。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施的实力在附图中出示，其中自始自终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是实例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等只是的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于藐视本发明和简化描述，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，翼特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制
如图1所示，本发明提出了一种垂直起降飞行器，包括：机身(1)、两个主机翼(2)、两个前置鸭翼、垂直尾翼(4)、N个倾转涵道风扇(5)、嵌入式升力涵道风扇(6)和起落架(7)。
具体的，本发明所述垂直起降飞行器机身(1)内部一般性布置有发动机系统、燃料系统，有效载荷舱，航电系统等飞行器的必备系统。两个主机翼(2) 沿机身(1)纵向对称面对称设置在机身(1)中后方两侧，两个前置鸭翼(3) 沿机身(1)纵向对称面对称设置在机身(1)前部两侧，主机翼(2)和前置鸭翼(3) 用于产生升力。N个倾转涵道风扇(5)，用于提供垂直起降阶段的升力和进行姿态控制，同时提供水平飞行阶段的推力，N为偶数且分为N/2组，每组倾转涵道风扇对称安装在所述机身(1)后部的两侧，每个倾转涵道风扇通过连接件与所述机身(1)连接且可绕垂直于机身(1)纵向对称面的轴进行转动，在垂直起降阶段，所述倾转涵道风扇(5)的轴线大致垂直于地面以产生升力，在水平飞行阶段，所述倾转涵道风扇(5)的轴线平行于飞机航向以产生推力。本例中设置有两个倾转涵道风扇(5)，且布置于主机翼(2)后上方。同时，在其他实施例中，N可以是四个，且分成两组，两组倾转涵道风扇分别设置在所述机身(1)的后部两侧。嵌入式升力涵道风扇(6)，嵌入在所述机身(1)的前部正中，用于提供部分升力和进行纵向的配平和俯仰控制。垂直尾翼(4)布置在机身(1)后部上方。起落架(7)布置于机身(1)底部，配置为前三点轮式起落架。
其中，本实施例中所述的上、下、左、右、前、后均是按照视图方向定义的。
本发明所述的垂直起降飞行器，采用鸭式的气动布局和前置的嵌入式升力风扇与后置的倾转涵道风扇的动力布局，使其在水平飞行阶段和垂直起降阶段的升力分布具有一致性，降低了过渡飞行阶段的控制难度，安全性和可控性好。推力装置和机翼分离布置，在任何飞行阶段，推力装置产生的向下和向后的洗流均不会作用于机翼，大大降低了推力装置与机翼间的气动干扰，降低了控制难度，有利于提高飞行器飞行的安全性和可靠性，同时有利于减轻机翼的结构重量和大展弦，大升阻比机翼的应用，提升飞行器的续航能力。发展潜力巨大。
本实例中，倾转涵道风扇(5)和嵌入式升力涵道风扇(6)均通过电动机进行驱动，调速灵敏，利用机身(1)内的电池进行供电，也可使用涡轴发动机或活塞发动机进行直接或间接驱动，使用燃油作为能量来源，以获得更好的续航能力。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但是本发明的保护范围并不局限于此，任何本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下对上述实例进行多种变化、修改、替换和变形，本发明的保护范围应由权利要求及其等同物限定。

Claims (8)

1.一种基于倾转动力的垂平两用飞行器，包括机身(1)，其特征在于，还包括：两个主机翼(2)，用于产生升力，对称设置在所述机身(1)的中后部的两侧；两个前置鸭翼(3)，用于产生升力和配平力矩，对称设置在所述机身(1)的前部；垂直尾翼(4)，设置在所述机身(1)尾部；N个倾转涵道风扇(5)，用于提供垂直起降阶段的升力和进行姿态控制，同时提供水平飞行阶段的推力，N为偶数且分为N/2组，每组倾转涵道风扇对称安装在所述机身(1)后部的两侧，每个倾转涵道风扇(5)通过连接件与所述机身(1)连接且可绕垂直于机身(1)纵向对称面的轴进行转动，在垂直起降阶段，所述倾转涵道风扇(5)的轴线大致垂直于地面以产生升力，在水平飞行阶段，所述倾转涵道风扇(5)的轴线平行于飞机航向以产生推力；嵌入式升力涵道风扇(6)，嵌入在所述机身(1)的前部正中，用于在提供部分升力和进行纵向的配平和俯仰控制；起落架(7)，设置在所述机身(1)的底部，且配置成前三点式起落架。
2.如权利要求1所述的一种基于倾转动力的垂平两用飞行器，其特征在于，所述嵌入式升力风扇(6)的底部设置可动的导流叶片，所述导流叶片用于提供额外的偏航力矩。
3.如权利要求1所述的一种基于倾转动力的垂平两用飞行器，其特征在于，所述的主机翼(2)的后缘形成副翼，用于提供滚转力矩；所述两个前置鸭翼(3)后缘形成副翼，提供控制力矩。
4.如权利要求1所述的一种基于倾转动力的垂平两用飞行器，其特征在于，所述的垂直尾翼(4)上安装有控制舵面，提供偏航力矩。
5.如权利要求1所述的一种基于倾转动力的垂平两用飞行器，其特征在于，所述的两个主机翼(2)为大展弦比长直翼。
6.如权利要求1所述的一种基于倾转动力的垂平两用飞行器，其特征在于，所述的N个倾转涵道风扇(5)可采用螺旋桨代替。
7.如权利要求1所述的一种基于倾转动力的垂平两用飞行器，其特征在于，所述的嵌入式升力涵道风扇(6)的数量选用不少于2个，以提供更大升力。
8.根据权利要求1～7任一所述的一种基于倾转动力的垂平两用飞行器的工作方法，其特征在于，步骤如下：
第一步：在垂直起降状态，所述N个倾转涵道风扇(5)和嵌入式升力涵道风扇(6)的推力轴均向下，通过调节所述N个倾转涵道风扇(5)的偏转角度和推力大小，以及所述嵌入式升力涵道风扇(6)的推力大小，为垂平两用飞行器提供升力，俯仰力矩和滚转力矩；
第二步：在由垂直飞行到水平飞行的转换过程中，所述N个倾转涵道风扇(5)逐渐改变角度和推力大小，使所述垂平两用飞行器逐渐具有水平方向上的速度和加速度；
第三步：随着飞行速度增高，所述两个主机翼(2)和两个前置鸭翼(3)逐渐产生升力，所述嵌入式升力涵道风扇(6)推力逐渐减小直至关闭，所述N个倾转涵道风扇(5)推力方向由向下变为向后，飞行器进入水平飞行状态使所述垂平两用飞行器飞行能耗降低，以获得较大航程和续航时间；
该飞行器也可进行水平滑跑起飞，且在水平起飞状态下，通过启动位于机身(1)前部的嵌入式升力涵道风扇(6)和偏转位于机身(1)后部的N个倾转涵道风扇(5)来提供额外升力，减少滑跑距离。
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