CN115447786A - 一种垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器 - Google Patents

Abstract

一种垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，包括飞行器本体，所述飞行器本体两侧设置有前翼和后翼，还包括至少一对前翼发动机、两组涵道风扇发动机和飞行控制装置，飞行控制装置在飞行器本体需要垂直起升或降落时，能够控制所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机翻转至垂直推力方向，在飞行器本体需要滑跃起飞或降落时或飞行时，所述飞行控制装置能够控制所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机翻转至平直推力方向。本公开垂直起降时，前翼发动机和涵道风扇发动机翻转至垂直推力方向；平推起降时，前翼发动机和涵道风扇发动机翻转至平直推力方向。

Description

一种垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器

技术领域

本公开属于飞行器技术领域，具体涉及一种垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器。

背景技术

倾转旋翼机是一种可以变换飞行模式的飞行器，是一种兼顾了直升机的“垂直起降”与固定翼飞机“高飞行效率”和“高巡航速度”的飞行器。美国V-22“鱼鹰”倾转旋翼机利用此原理实现了垂直起降和高速飞行的“并存”。

传统的倾转旋翼机都需要倾转庞大的旋翼，以至于旋翼在地面时不能以0度姿态实现“平推”。

发明内容

为了解决上述技术问题，本公开的目在于提供一种实现能够“垂直起降”和“平推起降”的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器。

为了实现本公开的目的，本公开所采用的技术方案如下：

一种垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，包括飞行器本体，所述飞行器本体两侧设置有前翼和后翼，还包括：

至少一对前翼发动机，所述前翼发动机均布在所述飞行器本体前部两侧，所述前翼发动机能够翻转至垂直推力方向或平直推力方向；

两组涵道风扇发动机，所述飞行器本体两侧的每个后翼上均设置有一组涵道风扇发动机，每组所述涵道发动机均能够翻转至垂直推力方向或平直推力方向；

飞行控制装置，分别与前翼发动机和涵道风扇发动机连接，在飞行器本体需要垂直起升或降落时，能够控制所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机翻转至垂直推力方向，在飞行器本体需要滑跃起飞或降落时或飞行时，所述飞行控制装置能够控制所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机翻转至平直推力方向。

可选地，还包括：

稳定控制模块，设置在所述飞行控制装置中，在其中一个所述前翼发动机失效时，所述稳定控制模块能够控制处于对角线的有效的所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机提供推力，所述稳定控制模块控制处于对角线的失效的所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机不工作，或控制失效的所述前翼发动机对角线的所述涵道风扇发动机维持所述飞行器本体平衡。

可选地，所述飞行器本体包括机身，所述机身前部两侧具有前翼，所述机身的后部两侧具有后翼，所述前翼和所述后翼为联翼布局，所述前翼后掠，所述后翼前掠，所述前翼为翼身融合中单翼，所述后翼构成高平尾。

可选地，所述后翼上设置有后缘襟翼，所述涵道风扇发动机安装在后缘襟翼上，所述后缘襟翼能够沿所述后翼翻转，所述涵道风扇发动机能够随着后缘襟翼翻转至直推力方向或平直推力方向。

可选地，所述涵道风扇发动机出口位置设置有矢量格栅。

可选地，所述机身的中部至所述机身外段依次采用NACA0016、NACA0020和NACA0025的外形；所述机身外段的根部的采用WORTMANN FX77-W-258的外形。

可选地，所述前翼的中部采用WORTMANN FX 77-W-153的外形，所述前翼的尖部采用NASA-LANGLEY-NLF-0215F的外形。

可选地，所述前翼的外端还设置有伸缩翼，所述后翼和伸缩翼采用NASA-LANGLEY-NLF-0215F的外形。

可选地，所述前翼发动机与涡轮燃油动力系统连接，所述涵道风扇发动机与分布式电推进系统连接，所述前翼发动机上安装有启动发电一体机，所述启动发电一体机、涡轮燃油动力系统和分布式电推进系统与混合动力系统连接。

可选地，所述前翼为折叠翼，所述前翼的外侧还安装有伸缩翼。

本公开飞机的动力采用至少一对前翼发动机和两组涵道风扇发动机的布局；

垂直起降时，前翼发动机和涵道风扇发动机翻转至垂直推力方向，前翼发动机和涵道风扇发动机在四个方向对飞行器本体提供垂直起降的动力；

平推起降时，前翼发动机和涵道风扇发动机翻转至平直推力方向，前翼发动机和涵道风扇发动机可以共同提供飞行器本体平推得动力，也可以由前翼发动机作为平推的主动力，涵道风扇发动机作为辅助。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1为本公开中垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器平推起降时的俯视图；

图2为本公开中垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器垂直起降时的三维图；

图3为本公开中垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器的翼型的选型的结构示意图；

图4为本公开中的翼型的升阻比与俯仰力矩的示意图；

图5为本公开中的翼型的升力系数与阻力系数的示意图；

图6为本公开中前翼发动机的结构简图；

图7为本公开中涵道风扇发动机的结构简图；

图8为本公开中伸缩翼位置的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

参阅图1、图2所示，一种垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，包括飞行器本体1，飞行器本体1两侧设置有前翼2和后翼3。

本公开中的飞行器本体可以采用现有技术中的布局结构；优选的，本公开的飞行器本体1包括机身6，机身6前部两侧具有前翼2，机身6的后部两侧具有后翼3，前翼2和后翼3为联翼布局，前翼2后掠，后翼3前掠，前翼2为翼身融合中单翼，后翼3构成高平尾。前翼2中内段布置了襟翼，外段布置了副翼。后翼3内段布置了水平安定面配平舵面。后翼3外段是倾转动力襟翼。全机采用联翼布局与翼身融合结合的形式，气动特性良好，三轴静稳定特性优异，巡航速度下的静稳定度较好。

垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器还包括至少一对前翼发动机4、两组涵道风扇发动机5和飞行控制装置，飞行控制装置分别与前翼发动机4和涵道风扇发动机5连接。

前翼发动机4均布在飞行器本体1前部两侧，前翼发动机4可以安装在机身侧面，也可以安装在前翼2上，前翼发动机4能够翻转至垂直推力方向或平直推力方向；前翼发动机4优选使用两台涡轮螺旋桨发动机，产生垂直起降时飞机前部的50％推力。其组成包括涡轮发动机、能量回收系统、启动发电一体机。

两组涵道风扇发动机5分别设置在飞行器本体1两侧的每个后翼3上，每组涵道发动机5均能够翻转至垂直推力方向或平直推力方向；每组涵道风扇发动机5均可以包括多个单台涵道风扇发动机5，例如两组涵道风扇发动机5一共使用12台分布式电动涵道风扇，产生垂直起降时飞机后部的50％推力。其组成包括风扇系统、高瞬时推力电机、涵道风扇定子。

前翼发动机4可以从0°至+90°倾转使螺旋桨拉力向上，实现垂直推力方向，涵道风扇发动机5靠襟翼偏转0°至-90°使推力垂直向下，实现垂直推力方向。

在飞行器本体需要垂直起升或降落时，飞行控制装置能够控制前翼发动机4和涵道风扇发动机5翻转至垂直推力方向，在飞行器本体1需要滑跃起飞或降落时或飞行时，飞行控制装置能够控制前翼发动机4和涵道风扇发动机5翻转至平直推力方向。

结合图2所示，垂直起降时，前翼发动机4和涵道风扇发动机5翻转至垂直推力方向，前翼发动机4和涵道风扇发动机5在四个方向对飞行器本体1提供垂直起降的动力；

结合图1所示，平推起降时，前翼发动机4和涵道风扇发动机5翻转至平直推力方向，前翼发动机4和涵道风扇发动机5可以共同提供飞行器本体1平推得动力，也可以由前翼发动机4作为平推的主动力，涵道风扇发动机5作为辅助。

在另一实施例中，结合图2所示，垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器还包括稳定控制模块，稳定控制模块设置在飞行控制装置中，在其中一个前翼发动机4a失效时，稳定控制模块能够控制处于对角线的有效的前翼发动机4b和涵道风扇发动机5b提供推力，稳定控制模块控制处于对角线的失效的前翼发动机4a和涵道风扇发动机5a不工作，或控制失效的前翼发动机4对角线的涵道风扇发动机5维持飞行器本体1平衡。

美国V-22鱼鹰因为害怕单发失效带来灾难性事故，在对称的两台发动机之间做了一个大号的传动轴，重量又大难度又高成本又昂贵。本公开可以取消笨重的传动轴，在最坏的情况——单台前翼发动机4失效时：处于对角线的有效的前翼发动机4和涵道风扇发动机5提供推力，失效的前翼发动机4和涵道风扇发动机5不工作，使得全机推重比约为1的情况下让飞机缓缓落地。或者在特殊情况下另外一台有效的涵道风扇发动机5用于维持飞行器本体1平衡。

在一实施例中，后翼3上设置有后缘襟翼，涵道风扇发动机5安装在后缘襟翼7上，后缘襟翼7能够沿后翼3翻转，涵道风扇发动机5能够随着后缘襟翼7翻转至直推力方向或平直推力方向。

因为涵道风扇发动机5装在后缘襟翼7上，襟翼存在前掠角，所以涵道风扇发动机5下偏后的推力线变成“内八字”，因此在每个涵道风扇发动机5喷口装有矢量格栅55，类似F35B升力风扇的百叶窗，通过调转速和喷口百叶窗±20°方向调整，综合进行推力矢量控制。

涵道风扇发动机5也可以由单独的翻转装置控制翻转。

在另一实施例中，参阅图3所示，可以在Profili软件选择翼型，选用了最高效的飞行状态下的雷诺数进行计算。机翼升力系数最初定为0.9。最终飞机用了六个翼型，多气动扭转的激进设计。机身选择了3种NACA 4系列对称翼型，机身6的中部至机身6外段依次采用NACA0016、NACA0020和NACA0025的外形；机身6外段的根部的采用气动效率较高、阻力较低、超大厚度层流翼型WORTMANN FX77-W-258的外形，这样可以装更多的燃油，结构强度也较好。

参阅图4、图5所示，在中段和外段翼型，翼型选用了阻力较低的层流翼型。根据后翼后失速，翼尖后失速的原则。在前翼2的中部选择了“先失速”的WORTMANN FX 77-W-153的外形，前翼2的尖部采用了“后失速”的NASA-LANGLEY-NLF-0215F的外形。前翼2的外端还设置有伸缩翼8，后翼3和伸缩翼8采用NASA-LANGLEY-NLF-0215F的外形。

扭转角方面，(WORTMANN FX 77-W-258)为4度扭转，(WORTMANN FX 77-W-153)为6度扭转(此翼型在大迎角下反倒阻力低)，【NASA-LANGLEY-NLF-0215F】为2度扭转。

根据翼型的选择与气动布局设计，飞机的最佳升阻比迎角和平飞迎角为0至2度，失速迎角应≥8度。飞机在去掉引擎影响的情况下，全机升力系数应为0.6左右，考虑到涡格法估算的结果阻力小升力大，升阻比该应≥18。在排除动力和伸缩翼的情况下，利用OpenVSP的涡格法简单计算功能进行气动估算。计算了从-8度到12度迎角的升阻比(单一变量为迎角)。马赫数根据高度和速度计算为0.498，雷诺数为8812000。

在一实施例中，前翼发动机4与涡轮燃油动力系统连接，涵道风扇发动机5与分布式电推进系统连接，前翼发动机4上安装有启动发电一体机9，启动发电一体机9、涡轮燃油动力系统和分布式电推进系统与混合动力系统连接，混合动力系统是插电混动Plug-in系统。

飞机采用燃油和电池双能源方式，起飞前加油并进行充电。燃油装在前翼2的中央翼盒和机翼中。电池装在后翼3中。混合动力的飞行器更节油、环保。垂直起降模式下起飞的电提前地面充好，降落的电可以靠空中保存能量或急减速时的能量回收，油电并联工作，得到最大推力(其它大推力模式也适用)。平飞时发动机螺旋桨调桨矩为顺桨，用“涡轴模式”向电池发电，再转变成涵道的分布式动力输出，结合了电机的功率密度高和燃油的能量密度高，大幅度发挥优势。这让得到高效率、高可靠性的同时也降低了多余的重量，提高了飞行速度。

参阅图6所示，前翼发动机4包括依次连接的螺旋桨41、等速万向节42、齿轮传动组件43和发动机44，启动发电一体机9安装在齿轮传动组件43和发动机44之间，发动机44包括高压压气机441、低压压气机442、燃烧室443、高压涡轮444、低压涡轮445和自由涡轮446。其中高压涡轮444与高压压气机441为一个转子，低压涡轮445与低压压气机442为一个转子。自由涡轮446负责做工，发电模式下连接发电机，让螺旋桨41处于顺桨状态。自由涡轮446与螺旋桨41之间有齿轮箱(减速器)。不发电时，启动发电一体机9为惯量盘。启动发电一体机9的发电功率高，但启动发电一体机9只能在启动时短时提供瞬时力。

参阅图7所示，涵道风扇发动机5包括涵道风扇51、电机52、定子叶片53与矢量喷口54，矢量喷口54中安装有矢量格栅55，矢量喷口54是因为飞机后翼存在前掠角，所以垂直起降时推力不垂直于地面，需要矢量格栅55调整喷口方向，使其垂直于地面。

前飞时，前面前翼发动机4的螺旋桨顺桨，油动涡桨变成了涡轴，并工作在最高效转速和状态，用来拖动其内置的启动发电机一体机9发电。后翼3上的涵道风扇发动机5提供推进动力，构成分布式电推进，实现动力增升，推力轴线略高于机身中线，产生微低头力矩。前涡桨后电动风扇阵列的形式构成了动力余度，可以应对部分发动机失效，避免了超大功率机械同步传动系统。全机三轴静稳定，滚转静稳定，航向靠V尾和联翼端板构成静稳定，纵向气动焦点和重心也采用静稳定布局。全机采用无液压，全电动作动器设计，其中电来自电池。从动力到作动，全部使用高压直流电，高电压低电流，降低了飞机重量。

在另一实施例中，参阅图8所示，前翼2外段设置有伸缩翼8，巡航平飞的时候展开，在重载和低空低速盘旋时增加升力。前翼2外段可折叠。适应舰上环境。飞行器的货舱可以分为气密的主货舱和2个非气密分货舱，这样能适应不同的载荷与任务并且有着更高的气动效率。为适应油电混合动力的需求，燃油与电池分别放置在靠近动力源的地方。这样放也是为了配平，让垂直起降时动力分布合理。起落架采用前三点式布局，一共6个轮胎。在机体两侧安装的浮筒模块是主浮筒，机体尾部安装一个小浮筒，组成“后三点式浮筒”，飞机可以在水上进行垂直起降。

本公开中的飞行器，其内容可以设置大型货舱/弹舱存储载荷，主货舱是气密舱，例如设置为长5.8m宽2m高1.5m，尾部采用标准的运输机尾舱门，货舱地板可打开作为弹舱门投弹，因此主货舱可以装载人员、车辆、散货、集装箱、火炮、导弹与旋转担架、托盘化弹药等货物和武器载荷。其次，在主货舱两侧，利用翼身融合过渡段，设计有副货舱，它是非气密的散货仓：例如设置为宽0.8m长约3m，可运输散货、可加载雷达、无人机、激光武器等任务载荷，可增加增程油箱。

本公开还提供一种垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器的稳定控制方法，用于控制上述垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器；在其中一个前翼发动机4a失效时，稳定控制模块能够控制处于对角线的有效的前翼发动机4b和涵道风扇发动机5b提供推力，稳定控制模块控制处于对角线的失效的前翼发动机4a和涵道风扇发动机5a不工作，或控制失效的前翼发动机4对角线的涵道风扇发动机5维持飞行器本体1平衡。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于，包括飞行器本体，所述飞行器本体两侧设置有前翼和后翼，还包括：

至少一对前翼发动机，所述前翼发动机均布在所述飞行器本体前部两侧，所述前翼发动机能够翻转至垂直推力方向或平直推力方向；

两组涵道风扇发动机，所述飞行器本体两侧的每个后翼上均设置有一组涵道风扇发动机，每组所述涵道发动机均能够翻转至垂直推力方向或平直推力方向；

飞行控制装置，分别与前翼发动机和涵道风扇发动机连接，在飞行器本体需要垂直起升或降落时，能够控制所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机翻转至垂直推力方向，在飞行器本体需要滑跃起飞或降落时或飞行时，所述飞行控制装置能够控制所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机翻转至平直推力方向。

2.如权利要求1所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于，还包括：

稳定控制模块，设置在所述飞行控制装置中，在其中一个所述前翼发动机失效时，所述稳定控制模块能够控制处于对角线的有效的所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机提供推力，所述稳定控制模块控制处于对角线的失效的所述前翼发动机和所述涵道风扇发动机不工作，或控制失效的所述前翼发动机对角线的所述涵道风扇发动机维持所述飞行器本体平衡。

3.如权利要求2所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于：所述飞行器本体包括机身，所述机身前部两侧具有前翼，所述机身的后部两侧具有后翼，所述前翼和所述后翼为联翼布局，所述前翼后掠，所述后翼前掠，所述前翼为翼身融合中单翼，所述后翼构成高平尾。

4.如权利要求3所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于：所述后翼上设置有后缘襟翼，所述涵道风扇发动机安装在后缘襟翼上，所述后缘襟翼能够沿所述后翼翻转，所述涵道风扇发动机能够随着后缘襟翼翻转至直推力方向或平直推力方向。

5.如权利要求4所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于：所述涵道风扇发动机出口位置设置有矢量格栅。

6.如权利要求3所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于：所述机身的中部至所述机身外段依次采用NACA0016、NACA0020和NACA0025的外形；所述机身外段的根部的采用WORTMANN FX77-W-258的外形。

7.如权利要求3所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于：所述前翼的中部采用WORTMANN FX 77-W-153的外形，所述前翼的尖部采用NASA-LANGLEY-NLF-0215F的外形。

8.如权利要求3所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于：所述前翼的外端还设置有伸缩翼，所述后翼和伸缩翼采用NASA-LANGLEY-NLF-0215F的外形。

9.如权利要求1所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于：所述前翼发动机与涡轮燃油动力系统连接，所述涵道风扇发动机与分布式电推进系统连接，所述前翼发动机上安装有启动发电一体机，所述启动发电一体机、涡轮燃油动力系统和分布式电推进系统与混合动力系统连接。

10.如权利要求3所述的垂直起降多用途攻击运输一体化飞行器，其特征在于：所述前翼为折叠翼，所述前翼的外侧还安装有伸缩翼。

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