CN115123534B - 一种新型旋翼飞行器及其工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种新型旋翼飞行器及其工作方法，包括机身，机身底部对称固定连接有一套起落架，机身尾部通过连接件固定连接有尾梁，尾梁远离机身的一端固定连接有尾翼，机身的有推动组件，尾梁上安装有顶端安装有旋翼系统，连接件上安装控制机身方向的转向控制机构和平，尾梁为中衡机身扭矩力的反扭矩组下为反扭矩组件提供动力的自件空结构，连接件内设有在直升机模式吸部，转向控制机构包括直升机模式转向控制组件和自转旋翼机模式转向控制组件。本发明结合旋翼机和直升机模式的优点，通过旋翼系统和推动组件的设置使得飞行器可垂直起飞，又能实现悬停。

Description

一种新型旋翼飞行器及其工作方法

技术领域

本发明涉及飞行器领域，特别是涉及一种新型旋翼飞行器及其工作方法。

背景技术

当前,直升机虽能垂直起降悬停,载重量大，但存在航时航程短、速度慢、载荷占比能力有限等局限，同时一但发动机停车对整个飞行器而言都是非常危险的；自转旋翼机具备较高的安全性的同时也具有很高的稳定性，可自动调节，使机身具有良好的俯仰稳定性、滚转稳定性和速度稳定性，但旋翼机无法悬停并且自身载重受旋翼影响较大，并且旋翼机只可以向前飞行，而且旋翼总是向后倾斜的；直升机则可以向任意方向飞行。

人们同时注意到直升机与自转旋翼机的优点，想将二者的优点结合在一起，通过对旋翼机旋翼进行预旋转可使旋翼机近似垂直起飞，但预旋机构不能使旋翼机悬停。

发明内容

本发明的目的是提供一种新型旋翼飞行器及其工作方法，以解决现有技术存在的问题。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种新型旋翼飞行器，包括机身，所述机身底部对称固定连接有一套起落架，所述机身尾部通过连接件固定连接有尾梁，所述尾梁远离所述机身的一端固定连接有尾翼，所述机身的顶端安装有旋翼系统，所述连接件上安装有推动组件，所述尾梁上安装有控制机身方向的转向控制机构和平衡所述机身扭矩力的反扭矩组件，所述尾梁为中空结构，所述连接件内设有在直升机模式下为所述反扭矩组件提供动力的自吸部，所述转向控制机构包括直升机模式转向控制组件和自转旋翼机模式转向控制组件。

优选的，所述连接件为连接管，所述机身尾部和所述尾梁的内壁与所述连接管两端的外壁固定连接，所述机身与所述尾梁之间设置有间隔。

优选的，所述旋翼系统包括转动连接在所述机身顶端的桨毂，所述桨毂侧壁周向等间距固定连接有若干旋翼桨叶，所述桨毂与所述机身的发动机传动配合。

优选的，所述直升机模式转向控制组件包括操纵舵面，所述操纵舵面通过转轴转动连接在所述尾梁远离所述机身一端外壁的底部，所述尾梁内固定连接有第一驱动电机，所述第一驱动电机的输出端固定连接有输出齿轮，所述转轴一端固定连接有从动齿轮，所述输出齿轮与所述从动齿轮啮合。

优选的，所述自转旋翼机模式转向控制组件包括垂直舵面，所述垂直舵面通过转轴转动连接在所述尾梁远离所述机身一端外壁的底部，所述尾梁内固定连接有第二驱动电机，所述第二驱动电机的输出端固定连接有输出锥齿轮，所述转轴一端固定连接有从动锥齿轮，所述输出锥齿轮与所述从动锥齿轮啮合。

优选的，所述反扭矩组件包括开设在所述尾梁尾端左侧的气体喷口，所述机身末端开设有进气口，所述进气口与所述气体喷口对应设置，所述自吸部位于所述进气口与所述气体喷口之间。

优选的，所述自吸部包括固定连接在所述连接件内壁的无轴涵道电机定子，所述无轴涵道电机定子上转动连接有无轴涵道电机转子，所述无轴涵道电机转子的内壁周向等间距固定连接有若干无轴涵道桨叶，若干所述无轴涵道桨叶分别位于所述进气口与所述气体喷口之间。

优选的，所述推动组件包括固定连接在所述连接件外壁的尾推电机定子，所述尾推电机定子外壁转动连接有尾推电机转子，所述尾推电机转子外壁铰接有若干尾推螺旋桨桨叶。

优选的，所述尾翼包括水平尾翼，所述水平尾翼的中部与所述尾梁远离所述机身的一端固定连接，所述水平尾翼的两端分别固定连接有垂直尾翼。

一种新型旋翼飞行器的工作方法，包括直升机模式和自转旋翼机模式，所述直升机模式和所述自转旋翼机模式之间可自由切换；

所述直升机模式下，所述推动组件关闭，所述旋翼系统有动力输入，为所述机身提供垂直升力，所述自吸部配合所述反扭矩组件平衡所述机身所受的扭矩力，所述直升机模式转向控制组件控制机身航向；

所述自转旋翼机模式下，所述旋翼系统无动力输入，所述推动组件打开，所述推动组件为所述机身提供推力，同时所述旋翼系统由迎面吹来的气流驱使其转动产生升力，所述自吸部关闭，所述自转旋翼机模式转向控制组件控制机身航向。

本发明公开了以下技术效果：本发明存在两种模式，自转旋翼机模式和直升机模式，两种模式可交替进行，自转旋翼机模式时，旋翼系统无动力输入，推动组件打开，推动组件为机身提供推力，同时旋翼系统由迎面吹来的气流驱使其转动产生升力，自吸部关闭，自转旋翼机模式转向控制组件控制机身航向；直升机模式时，旋翼系统运动，推动组件关闭，旋翼系统有动力输入，为机身提供垂直升力，自吸部配合反扭矩组件平衡机身所受的扭矩力，直升机模式转向控制组件控制机身航向。本发明结合旋翼机和直升机模式的优点，通过旋翼系统和推动组件的设置使得飞行器可垂直起飞，又能实现悬停；同时使用新型的无尾桨系统，使飞行器具有更高的安全性，以及更小的噪音。同时直升机模式与自转旋翼机模式配合使用使得飞行器拥有远航程与多环境使用的优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明新型旋翼飞行器自转旋翼机模式时的结构示图。

图2本发明新型旋翼飞行器正示图。

图3本发明新型旋翼飞行器左示图。

图4本发明新型旋翼飞行器俯示图。

图5本发明新型旋翼飞行器直升机模式时的示图。

图6为本发明尾推螺旋桨部分各组件示图。

图7为本发明尾推螺旋桨内部结构示图。

图8为本发明操纵舵面的结构示意图。

图9为本发明操纵舵面内部结构示图。

图10为本发明尾梁末端气体喷口的开口形状示图。

图11为本发明操纵舵面截面的气动示图。

图12为本发明气体喷口截面的气动示图。

其中，1、起落架；2、机身；3、旋翼；4、桨毂；5、尾推螺旋桨；6、进气口；7、尾推电机转子；8、尾梁；9、操纵舵面；10、水平尾翼；11、垂直尾翼；12、无轴涵道电机定子；13、连接件；14、尾推电机定子；15、无轴涵道电机转子；16、无轴涵道桨叶；17、第一驱动电机；18、输出齿轮；19、从动齿轮；20、气体喷口；21、垂直舵面；22、第二驱动电机；23、输出锥齿轮；24、从动锥齿轮。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

参照图1-12，本发明提供一种新型旋翼飞行器，包括机身2，机身2底部对称固定连接有一套起落架1，机身2尾部通过连接件13固定连接有尾梁8，尾梁8远离机身2的一端固定连接有尾翼，机身2的顶端安装有旋翼系统，连接件13上安装有推动组件，尾梁8上安装有控制机身2方向的转向控制机构和平衡机身2扭矩力的反扭矩组件，尾梁8为中空结构，连接件13内设有在直升机模式为反扭矩组件提供动力的自吸部，转向控制机构包括直升机模式转向控制组件和自转旋翼机模式转向控制组件。

工作时，当处于直升机模式下，推动组件关闭，旋翼系统有动力输入，为机身2提供垂直升力，自吸部配合反扭矩组件平衡机身2所受的扭矩力，直升机模式转向控制组件控制机身2航向；自转旋翼机模式下，旋翼系统无动力输入，推动组件打开，推动组件为机身2提供推力，同时旋翼系统由迎面吹来的气流驱使其转动产生升力，自吸部关闭，自转旋翼机模式转向控制组件控制机身2航向。

进一步优化方案，连接件13为连接管，机身2尾部和尾梁8的内壁与连接管两端的外壁固定连接，机身2与尾梁8之间设置有间隔。

进一步优化方案，旋翼系统包括转动连接在机身2顶端的桨毂4，桨毂4侧壁周向等间距固定连接有若干旋翼3桨叶，桨毂4与机身2的发动机传动配合。机身2的发动机在附图内未体现出。

进一步优化方案，直升机模式转向控制组件包括操纵舵面9，操纵舵面9通过转轴转动连接在尾梁8远离机身2一端外壁的底部，尾梁8内固定连接有第一驱动电机17，第一驱动电机17的输出端固定连接有输出齿轮18，转轴一端固定连接有从动齿轮19，输出齿轮18与从动齿轮19啮合。

直升机模式时航向控制由操纵舵面9来实现，第一驱动电机17旋转带动输出齿轮18旋转，输出齿轮18将力矩传递给从动齿轮19，从动齿轮19带动操纵舵面9向右/左旋转(从后往前看)，及旋翼3产生的下洗气流从尾梁8两侧流经尾梁8，左侧气流的流速大于/小于右侧，产生向左/右的侧推力，实现没有尾桨的航向控制。

进一步优化方案，自转旋翼机模式转向控制组件包括垂直舵面21，垂直舵面21通过转轴转动连接在尾梁8远离机身2一端外壁的底部，尾梁8内固定连接有第二驱动电机22，第二驱动电机22的输出端固定连接有输出锥齿轮23，转轴一端固定连接有从动锥齿轮24，输出锥齿轮23与从动锥齿轮24啮合。

自转旋翼机模式航向控制由垂直舵面21来实现，第二驱动电机22旋转带动输出锥齿轮23旋转，输出锥齿轮23将力矩传递给从动锥齿轮24，从动锥齿轮24带动垂直舵面21向右/左旋转(从后往前看)，及飞行器前飞时的前方来流从垂直舵面21两侧流经垂直舵面21，左侧气流的流速大于/小于右侧，产生向左/右的侧推力，实现航向控制。

进一步优化方案，反扭矩组件包括开设在尾梁8尾端左侧的气体喷口20，机身2末端开设有进气口6，进气口6与气体喷口20对应设置，自吸部位于进气口6与气体喷口20之间。

进一步优化方案，自吸部包括固定连接在连接件13内壁的无轴涵道电机定子12，无轴涵道电机定子12上转动连接有无轴涵道电机转子15，无轴涵道电机转子15的内壁周向等间距固定连接有若干无轴涵道桨叶16，若干无轴涵道桨叶16分别位于进气口6与气体喷口20之间。

提供反扭力由尾梁8中的自吸部与气体喷口20来实现，无轴涵道桨叶16压缩的气体从气体喷口20向下喷出，促使这一侧的下洗气流向尾梁8表面吸附并加速即所谓射流效应或Coanda效应，形成尾梁8两侧气流的速度差，产生向左的侧推力，实现没有尾桨的反扭力。

进一步优化方案，推动组件包括固定连接在连接件13外壁的尾推电机定子14，尾推电机定子14外壁转动连接有尾推电机转子7，尾推电机转子7外壁铰接有若干尾推螺旋桨5桨叶。

尾推电机转子7绕尾推电机定子14带动尾推螺旋桨5旋转，尾推螺旋桨5因旋转时产生的离心力自动打开并且产生推力，推动飞行器继续向前飞行。

进一步优化方案，尾翼包括水平尾翼10，水平尾翼10的中部与尾梁8远离机身2的一端固定连接，水平尾翼10的两端分别固定连接有垂直尾翼11。

一种新型旋翼飞行器的工作方法，包括直升机模式和自转旋翼机模式，以及直升机模式和自转旋翼机模式之间的切换；

直升机模式时：

桨毂4由发动机驱动带动旋翼3旋转，从而产生克服飞行器重力的升力，同时为在直升机模式下的飞行器姿态改变提供气动力；

旋翼系统控制飞行器的横滚与俯仰姿态，同时控制飞行器在直升机模式的飞行高度；直升机模式转向控制组控制飞行器的航向。自吸部配合反扭矩组件为飞行器平衡旋翼所受的扭矩力。

自转旋翼机模式时：

尾推电机转子7绕尾推电机定子14带动尾推螺旋桨5旋转，尾推螺旋桨5产生向前的推力，推动飞行器继续向前飞行。

旋翼系统控制飞行器的横滚与俯仰姿态；自转旋翼机模式转向控制组件控制飞行器的航向。推动组件为自转旋翼机提供动力，推动飞行器前进；推动组件不为旋翼系统提供动力。

直升机模式转为自转旋翼机模式过渡制作：

尾推电机转子7绕尾推电机定子14带动尾推螺旋桨5旋转，尾推螺旋桨5因旋转时产生的离心力自动打开并且产生推力，推动飞行器继续向前飞行。

此时，桨毂4不在由发动机提供动力，旋翼3由迎面吹来的气流驱使其转动产生升力。

同时在自转旋翼机模式时旋翼3传递给机身2的扭矩很小，飞行器不需要进行反扭矩平衡。则无轴涵道电机转子15断电，无轴涵道桨叶16停止旋转，就没有气体从进气口6吸入，从气体喷口20喷出。自转旋翼机模式时：

尾推电机转子7绕尾推电机定子14带动尾推螺旋桨5旋转，尾推螺旋桨5产生向前的推力，推动飞行器继续向前飞行。

旋翼3由迎面吹来的气流驱使其转动产生升力。同时旋翼3带动桨毂4做无动力旋转。

自转旋翼机模式转为直升机模式过渡制作：

尾推电机转子7停止旋转，则螺旋桨停止旋转，飞行器因为惯性继续向前飞行，螺旋桨因前方来流逐渐收缩并贴在尾梁8外表面。

桨毂4由发动机驱动带动旋翼3旋转，从而产生克服飞行器重力的升力，同时为在直升机模式下的飞行器姿态改变提供气动力；

无轴涵道电机转子15通电带动无轴涵道桨叶16旋转，将气体从进气口6吸入加速压缩后送向尾梁8末端的气体喷口20，使气体从气体喷口20向下喷出。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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，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，因此不能理解为对本发明的限制。

以上的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (8)

1.一种新型旋翼飞行器，其特征在于，包括机身(2)，所述机身(2)底部对称固定连接有一套起落架(1)，所述机身(2)尾部通过连接件(13)固定连接有尾梁(8)，所述尾梁(8)远离所述机身(2)的一端固定连接有尾翼，所述机身(2)的顶端安装有旋翼系统，所述连接件(13)上安装有推动组件，所述尾梁(8)上安装有控制机身(2)方向的转向控制机构和平衡所述机身(2)扭矩力的反扭矩组件，所述尾梁(8)为中空结构，所述连接件(13)内设有在直升机模式下为所述反扭矩组件提供动力的自吸部，所述转向控制机构包括直升机模式转向控制组件和自转旋翼机模式转向控制组件；

所述反扭矩组件包括开设在所述尾梁(8)尾端左侧的气体喷口(20)，所述机身(2)末端开设有进气口(6)，所述进气口(6)与所述气体喷口(20)对应设置，所述自吸部位于所述进气口(6)与所述气体喷口(20)之间；

所述自吸部包括固定连接在所述连接件(13)内壁的无轴涵道电机定子(12)，所述无轴涵道电机定子(12)上转动连接有无轴涵道电机转子(15)，所述无轴涵道电机转子(15)的内壁周向等间距固定连接有若干无轴涵道桨叶(16)，若干所述无轴涵道桨叶(16)分别位于所述进气口(6)与所述气体喷口(20)之间。

2.根据权利要求1所述的一种新型旋翼飞行器，其特征在于：所述连接件(13)为连接管，所述机身(2)尾部和所述尾梁(8)的内壁与所述连接管两端的外壁固定连接，所述机身(2)与所述尾梁(8)之间设置有间隔。

3.根据权利要求1所述的一种新型旋翼飞行器，其特征在于：所述旋翼系统包括转动连接在所述机身(2)顶端的桨毂(4)，所述桨毂(4)侧壁周向等间距固定连接有若干旋翼(3)桨叶，所述桨毂(4)与所述机身(2)的发动机传动配合。

4.根据权利要求1所述的一种新型旋翼飞行器，其特征在于：所述直升机模式转向控制组件包括操纵舵面(9)，所述操纵舵面(9)通过转轴转动连接在所述尾梁(8)远离所述机身(2)一端外壁的底部，所述尾梁(8)内固定连接有第一驱动电机(17)，所述第一驱动电机(17)的输出端固定连接有输出齿轮(18)，所述转轴一端固定连接有从动齿轮(19)，所述输出齿轮(18)与所述从动齿轮(19)啮合。

5.根据权利要求1所述的一种新型旋翼飞行器，其特征在于：所述自转旋翼机模式转向控制组件包括垂直舵面(21)，所述垂直舵面(21)通过转轴转动连接在所述尾梁(8)远离所述机身(2)一端外壁的底部，所述尾梁(8)内固定连接有第二驱动电机(22)，所述第二驱动电机(22)的输出端固定连接有输出锥齿轮(23)，所述转轴一端固定连接有从动锥齿轮(24)，所述输出锥齿轮(23)与所述从动锥齿轮(24)啮合。

6.根据权利要求1所述的一种新型旋翼飞行器，其特征在于：所述推动组件包括固定连接在所述连接件(13)外壁的尾推电机定子(14)，所述尾推电机定子(14)外壁转动连接有尾推电机转子(7)，所述尾推电机转子(7)外壁铰接有若干尾推螺旋桨(5)桨叶。

7.根据权利要求1所述的一种新型旋翼飞行器，其特征在于：所述尾翼包括水平尾翼(10)，所述水平尾翼(10)的中部与所述尾梁(8)远离所述机身(2)的一端固定连接，所述水平尾翼(10)的两端分别固定连接有垂直尾翼(11)。

8.一种新型旋翼飞行器的工作方法，基于权利要求1-7任意一项所述的一种新型旋翼飞行器，其特征在于：包括直升机模式和自转旋翼机模式，所述直升机模式和所述自转旋翼机模式之间可自由切换；

所述直升机模式下，所述推动组件关闭，所述旋翼系统有动力输入，为所述机身(2)提供垂直升力，所述自吸部配合所述反扭矩组件平衡所述机身(2)所受的扭矩力，所述直升机模式转向控制组件控制机身(2)航向；

所述自转旋翼机模式下，所述旋翼系统无动力输入，所述推动组件打开，所述推动组件为所述机身(2)提供推力，同时所述旋翼系统由迎面吹来的气流驱使其转动产生升力，所述自吸部关闭，所述自转旋翼机模式转向控制组件控制机身(2)航向。