CN116923690A - 一种自倾转垂直起降飞行器、起飞及降落方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种自倾转垂直起降飞行器、起飞及降落方法，包括飞行器本体，以及第一组起落架和第二组起落架，第一组起落架和第二组起落架沿着飞行器的长度方向分布；第一组起落架的高度大于第二组起落架的高度，第一组起落架和第二组起落架均至少包括缓冲柱和机轮，缓冲柱设在飞行器本体上，缓冲柱远离飞行器本体的一端设有机轮上，第二组起落架还包括设在机轮上的锁止机构。第一组起落架的高度大于第二组起落架的高度，这样可以使飞行器的机头部分高于机尾部分，给飞行器提供了较大停机角，能够使飞行器在起飞或者降落时前翼螺旋桨距离地面有一定的高度，并且使得飞行器起飞离地或降落接地的姿态变化较小。

Description

一种自倾转垂直起降飞行器、起飞及降落方法

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种自倾转垂直起降飞行器、起飞及降落方法。

背景技术

自倾转垂直起降飞行器是利用自身的分布式动力，来实现从起飞阶段到平飞阶段，以及从平飞阶段到降落阶段的姿态切换，从而到达使用固定的动力组来兼顾起降和平飞阶段的动力需求的目的。

现有的自倾转垂直起降飞行器设置有弧形机腹或者弧形滑橇，弧形机腹在起降阶段飞机的接地点仅为机腹上的一点，因此它的稳定性较差，在翻滚的过程中机体横侧向姿态难以控制，并且这种方式起降会反复磨损机腹部分，难以承受较大的冲击，导致机体快速磨损变得不可靠。弧形滑橇效的提高了自倾转垂直起降飞行器的起降稳定性，但是同样存在起降磨损和无法承受冲击的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种自倾转垂直起降飞行器、起飞及降落方法，用于提升自倾转垂直起降飞行器的起降稳定性和安全性。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种垂直起降飞行器，包括飞行器本体，以及设置于所述飞行器本体上的第一组起落架和第二组起落架，所述第一组起落架和所述第二组起落架沿着所述飞行器的长度方向分布；

所述第一组起落架的高度大于所述第二组起落架的高度，所述第一组起落架和所述第二组起落架均至少包括缓冲柱和机轮，所述缓冲柱设在所述飞行器本体上，所述缓冲柱远离所述飞行器本体的一端设有所述机轮上，所述第二组起落架还包括设在所述机轮上的锁止机构。

进一步，所述第一组起落架包括的缓冲柱的长度大于所述第二组起落架包括的缓冲柱的长度。

进一步，所述第一组起落架和/或所述第二组起落架还包括起落架支柱，所述起落架支柱的一端铰接于所述飞行器本体上，所述起落架支柱远离所述飞行器本体的一端设置在所述机轮上，所述起落架支柱远离所述飞行器本体的一端与所述缓冲柱远离所述飞行器本体的一端铰接。

进一步，当所述第一组起落架和/或所述第二组起落架均包括起落架支柱时，所述第一组起落架包括的起落架支柱的长度大于所述第二组起落架包括的起落架支柱的长度。

进一步，当所述第一组起落架包括的起落架数量为一个时，所述第二组起落架包括的起落架数量为两个。

进一步，当所述第二组起落架包括的起落架数量为一个时，所述第一组起落架包括的起落架数量为两个。

进一步，所述第一组起落架和所述第二组起落架包括的起落架数量均为两个。

进一步，所述飞行器本体具有机身以及设在所述机身上的第一组机翼以及第二组机翼，所述第一组机翼和所述第二组机翼沿着所述飞行器本体的长度方向间隔设置；所述飞行器还包括：

第一动力部，所述第一动力部设置于第一机翼上，用于为所述飞行器提供拉力；

第二动力部，所述第一动力部设置于第二机翼上，用于为所述飞行器提供拉力。

与现有技术相比，本发明提供的垂直起降飞行器中，飞行器本体上设置第一组起落架和第二组起落架，使得第一组起落架和第二组起落架可以用于支撑垂直起降飞行器。而第一组起落架的高度大于第二组起落架的高度，这样可以使垂直起降飞行器与水平地面呈一定角度倾斜，可以为垂直起降飞行器提供较大的停机角，便于飞行器起飞；基于此，当垂直起降飞行器在起飞或者降落时前翼螺旋桨距离地面有一定的高度，避免螺旋桨触地的危险，并且使得垂直起降飞行器起飞离地或降落接地的姿态变化较小，对于可能的载人型号，乘员的乘坐体验较好，并且在起降时具备一定的前向的视野。

而由于第一组起落架和所述第二组起落架均至少包括缓冲柱和机轮，所述缓冲柱设在所述飞行器本体上，缓冲柱远离所述飞行器本体的一端设有机轮上，所述第二组起落架还包括设在所述机轮上的锁止机构。当飞行器在降落时，缓冲柱也可以在飞行器落地时受力时压缩，减少飞行器降落时的作用于飞行器上的冲击力，机轮也可以在降落阶段为飞行器本体提供缓冲力。可见，本发明提供的垂直起降飞行器可以通过第一组起落架和所述第二组起落架所包括的缓冲柱将垂直起降飞行器在降落时与地面的接触从刚性接触变为非刚性接触，从而降低在降落阶段的冲击力，以减轻降落时的冲击力对飞行器机体造成损伤或磨损，提升了垂直起降飞行器的使用寿命。另外，锁止机构用于限制机轮的移动，在起飞或降落时锁止机轮能够使飞行器产生不必要的的滑动，使飞行器的起飞或降落更平稳，更安全。

本发明还提供一种自倾转垂直起降飞行器的起飞方法，应用于所述自倾转垂直起降飞行器，所述方法包括：

当所述自倾转垂直起降飞行器起飞时，控制所述第二组起落架包括的锁止机构锁止所述第二组起落架的机轮转动，直至自倾转垂直起降飞行器从停机姿态转至竖直姿态并且所述第二组起落架机轮顺利离开地面，所述锁止机构解锁。

本发明还提供一种自倾转垂直起降飞行器的降落方法，应用于所述自倾转垂直起降飞行器，所述方法包括：

当所述自倾转垂直起降飞行器降落时，所述第二组起落架锁止机构锁止机轮，直至所述第一组起落架包括的机轮与地面接触，所述锁止机构解锁。

与现有技术相比，本发明提供的垂直起降飞行器的起飞控制方法和降落方法的有益效果与上述技术方案所述垂直起降飞行器的有益效果相同，此处不做赘述。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例中垂直起降飞行器的结构示意图；

图2为本发明实施例中垂直起降飞行器的结构示意图一；

图3为本发明实施例中垂直起降飞行器的结构示意图二；

图4为本发明实施例中垂直起降飞行器的结构示意图三。

附图标记：

100-垂直起降飞行器，10-飞行器本体，11-第一机翼，12-第二机翼，13-第一动力部，14-第二动力部，20-第一组起落架，21-缓冲柱，22-前机轮，24-起落架支柱，30-第二组起落架，31-后缓冲柱，32-后机轮，33-锁止机构。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

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一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”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、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。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

垂直起降是飞机不需要滑跑就可以起飞和着陆的技术，垂直起降飞机减少或基本摆脱了对跑道的依赖，只需要很小的平地就可以拔地而起和垂直着陆，所以在战争中飞机可以分散配置，便于灵活出击、转移和伪装隐蔽，不易被敌方发现，出勤率也大幅提高，并且对敌方的打击具有很高的突然性，大大提高了飞机的战场生存率。

自倾转垂直起降飞行器是利用自身的分布式动力，来实现从起飞阶段到平飞阶段，以及从平飞阶段到降落阶段的姿态切换，从而到达使用固定的动力组来兼顾起降和平飞阶段的动力需求的目的。

现有的自倾转垂直起降飞行器设置有弧形机腹或者弧形滑橇，弧形机腹在起降阶段飞机的接地点仅为机腹上的一点，因此它的稳定性较差，在翻滚的过程中机体横侧向姿态难以控制，并且这种方式起降会反复磨损机腹部分，难以承受较大的冲击，导致机体快速磨损变得不可靠景。弧形滑橇效提高了自倾转垂直起降飞行器的起降稳定性，但是同样存在起降磨损和无法承受冲击的问题。

请参阅图1，本发明实施例提供一种垂直起降飞行器100，包括飞行器本体10，以及设置于飞行器本体10上的第一组起落架20和第二组起落架30，第一组起落架20和第二组起落架30沿着飞行器的长度方向分布；第一组起落架20的高度大于第二组起落架30的高度，第一组起落架20和第二组起落架30均至少包括缓冲柱21和前机轮22，缓冲柱21设在飞行器本体10上，缓冲柱21远离飞行器本体10的一端设有前机轮22，第二组起落架30还包括设在后机轮32上的锁止机构33。

可以理解的，第一组起落架20和第二组起落架30用于支撑飞行器；第一组起落架20的高度大于第二组起落架30的高度，这样可以使飞行器的机头部分高于机尾部分，给飞行器提供了较大停机角，能够使飞行器在起飞或者降落时前翼螺旋桨距离地面有一定的高度，当垂直起降飞行器在起飞或者降落时前翼螺旋桨距离地面有一定的高度，避免螺旋桨触地的危险，并且使得垂直起降飞行器起飞离地或降落接地的姿态变化较小，对于可能的载人型号，乘员的乘坐体验较好，并且在起降时具备一定的前向的视野。

第一组起落架20和第二组起落架30起落架由缓冲柱21和前机轮22，缓冲柱21的一端设置于机身上，其另一端设置有前机轮22，前机轮22与地面接触；当飞行器在降落时，橡胶制成的前机轮22可以在降落阶段为飞行器本体10提供缓冲力；缓冲柱21也可以在受力时压缩，减少在降落时的作用于飞行器上的冲击力；前机轮22和缓冲柱21将垂直起降飞行器100的降落方式变为非刚性降落，能够降低在降落阶段的冲击力，降低了在降落阶段对飞行器机体的磨损，进而提升了垂直起降飞行器100的使用寿命。

锁止机构33用于限制后机轮32的转动，在起飞或降落时锁止后机轮32能够使飞行器产生不必要的的滑动，使飞行器的起飞或降落更平稳，更安全。

该缓冲柱21和后缓冲柱31可为液压、气压、弹簧等可能的具有减震吸能的装置。

在一些实施例中，第一组起落架20包括的缓冲柱21的长度大于第二组起落架30包括的缓冲柱31的长度。

可以理解的，第一组起落架20包括的缓冲柱21为第一缓冲柱，第二组起落架30包括的缓冲柱31为第二缓冲柱；第一缓冲柱靠近飞行器本体10机头设置，第二缓冲柱靠近飞行器本体10机尾设置；第一组起落架20包括的缓冲柱21的长度大于第二组起落架30包括的缓冲柱31的长度，即第一缓冲柱的高度高于第二缓冲柱的高度，使飞行器的机头部分高于飞行器的机尾部分，这样可以使飞行器具有较大的停机角，便于飞行器起飞或降落。

在一些实施例中，第一组起落架20和/或第二组起落架30还包括起落架支柱24，起落架支柱24的一端铰接于飞行器本体10上，起落架支柱24远离飞行器本体10的一端设置在前机轮22上，起落架支柱24远离飞行器本体10的一端与缓冲柱21远离飞行器本体10的一端铰接。起落架支柱24为可选择设置，第一组起落架20或第二组起落架30可根据不同飞行器的重量选择安装或不安装起落架支柱24。

可以理解的，第一组起落架20包括的起落架支柱24为第一起落架支柱，第一起落支柱靠近飞行器本体10机头设置；第二组起落架30包括的起落架支柱24为第二起落架支柱24，第二起落架支柱24靠近飞行器本体10机尾设置；第一起落架支柱的一端铰接于飞行器本体10上，其另一端与第一缓冲柱铰接，前机轮22设置于铰接处；第二起落架支柱24的一端铰接于飞行器本体10上，其另一端与第二缓冲柱铰接，前机轮22设置于铰接处；起落架支柱24与缓冲柱21铰接能使起落架支柱24跟随缓冲柱21发生移动，并且为缓冲柱21提供结构强度，使起落架能够承受较高强度的冲击力。

在一些实施例中，当第一组起落架20和/或第二组起落架30均包括起落架支柱24时，第一组起落架20包括的起落架支柱24的长度大于第二组起落架30包括的起落架支柱24的长度。通过设置起落架支柱24可以提升第一组起落架20或第二组起落架30的结构强度。

当第一组起落架20和第二组起落架30均包括起落架支柱24时，第一组起落架20所包括的起落架支柱24的长度大于第二组起落架30所包括的起落架支柱24的长度，其目的是为了使起落架支柱24的长度与缓冲柱21的长度相适配，以使起落架具有更好的缓冲减震效果。

请参阅图3至图4，在一些实施例中，当第一组起落架20包括的起落架数量为一个时，第二组起落架30包括的起落架数量为两个。

可以理解的，第一组起落架20可以包括一个起落架，当第一组起落架20为一个时，第二组起落架30需要为两个(即前起落架为一个，后起落架为两个)，以形成前三点式支撑为飞行器提供支撑力；当前起落架为一个，后起落架为两个时，在降落阶段能够为飞行器提供更强的支撑力，使飞行器在降落时能够承受强度较高的侧风，以使飞行器在气象条件相对较差的地方也能降落，以提升飞机的适用范围。

在一些实施例中，当第二组起落架30包括的起落架数量为一个时，第一组起落架20包括的起落架数量为两个。可以理解的，第一组起落架20可以包括两个起落架，当第一组起落架20为两个时，第二组起落架30为一个(即前起落架为两个，后起落架为一个)，以形成后三点式支撑为飞行器提供支撑力，后三点式支撑使飞行器的迎角较大，可使飞行器快速起飞或快速降落。

请参阅图1和图2，在一些实施例中，飞行器本体10具有机身以及设在机身上的第一组机翼以及第二组机翼，第一组机翼和第二组机翼沿着飞行器本体10的长度方向间隔设置；飞行器还包括：第一动力部13，第一动力部13设置于第一机翼11上，用于为飞行器提供拉力；第二动力部14，第一动力部13设置于第二机翼12上，用于为飞行器提供拉力。

可以理解的，第一动力部13和第二动力部14用于为飞行器提供拉力，第一动力部13和第二动力部14可以是螺旋桨发动机、喷气式发动机等动力设备；当以飞行器本体10的前上方作为X轴正向(即拉力线)，与X轴方向垂直的所述飞行器本体10升力方向为Z轴正向。

第一动力部13能够提供X轴正向的拉力Fx1，X轴正向的拉力Fx1提供飞行器起降阶段和平飞阶段的动力；

同理，第二动力部14能够提供X正向的拉力Fx2，X轴正向的拉力Fx2提供飞行器起降阶段和平飞阶段的动力。

在一优选实施例中，第一动力部13和第二动力部14均为变距螺旋桨发动机。

且第一机翼11上安装有舵面，在起降阶段地速为零时，第一动力部13提供X轴正向的拉力Fx1的同时，产生向后喷射的高速气流，通过控制第一机翼11上的舵面产生偏转，就可以产生Z轴方向的操纵力Fz1；

同理，第二机翼12上安装有舵面，在起降阶段地速为零时，第二动力部14提供X向拉力Fx2的同时，产生向后喷射的高速气流，通过控制第一机翼12上的舵面产生偏转，就可以产生Z轴方向的操纵力Fz2。

本发明还提供一种垂直起降飞行器100的起飞方法，所述方法包括：当所述自倾转垂直起降飞行器100起飞时，控制所述第二组起落架30包括的锁止机构33锁止所述第二组起落架的后机轮32转动，直至自倾转垂直起降飞行器100从停机姿态转至竖直姿态并且所述第二组起落架后机轮32顺利离开地面，所述锁止机构33解锁。

可以理解的，在起飞阶段，在第一动力部13拉力的作用下，第一组起落架20逐渐离开地面，此时第二组起落架30中的锁止机构33使第二组起落架30中的后机轮32锁止，飞行器100以第二组起落架30为支点转动，动态的，第一动力部13的拉力Fx1、第一机翼11的操纵力Fz1和所述第二组起落架30的后机轮32摩擦力f在水平方向保持平衡，因此飞行器100从停机姿态转至竖直姿态阶段不产生水平位移。此后，同时第一动力部13和第二动力部14产生的拉力逐渐增大，飞行器100离开地面。

可以理解的，飞行器若需悬停，此时第一动力部13产生拉力Fx1，第二动力部14产生拉力Fx2，用以抵消飞行器100的重力；第一机翼11的舵面偏转产生操纵力Fz1，第二机翼12的舵面偏转产生操纵力Fz2，操纵力Fz1和Fz2提供抵抗风的干扰以及水平机动的能力。

本发明还提供一种垂直起降飞行器100的降落方法，所述方法包括：当所述自倾转垂直起降飞行器100降落时，所述第二组起落架30锁止机构33锁止机轮，直至所述第一组起落架20包括的前机轮22与地面接触，所述锁止机构33解锁。

可以理解的，在降落阶段，飞行器100以竖直姿态接近地面，当第二组起落架30的后机轮32接地后，第二动力部14产生的拉力Fx2变为零，第一动力部13的拉力Fx1逐渐减小，动态的，第一动力部13的拉力Fx1、第一机翼11的操纵力Fz1和所述第二组起落架30的后机轮32摩擦力f在水平方向保持平衡，因此飞行器100从竖直姿态转至停机姿态阶段不产生水平位移。

值得注意的，锁止机构使飞行器在地面使用自主动力进行滑行时，锁止机构不作动，后机轮32可以自由转动。此时不排除采用滑跑起降方式。

可以理解的，上述锁止机构可以为刹车或其他能够限制后机轮转动的部件。

在上述实施方式的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种自倾转垂直起降飞行器，其特征在于，包括飞行器本体，以及设置于所述飞行器本体上的第一组起落架和第二组起落架，所述第一组起落架和所述第二组起落架沿着所述飞行器的长度方向分布；

所述第一组起落架的高度大于所述第二组起落架的高度，所述第一组起落架和所述第二组起落架均至少包括缓冲柱和机轮，所述缓冲柱设在所述飞行器本体上，所述缓冲柱远离所述飞行器本体的一端设有所述机轮上，所述第二组起落架还包括设在所述机轮上的锁止机构。

2.根据权利要求1所述的自倾转垂直起降飞行器，其特征在于，所述第一组起落架包括的缓冲柱的长度大于所述第二组起落架包括的缓冲柱的长度。

3.根据权利要求1所述的自倾转垂直起降飞行器，其特征在于，所述第一组起落架和/或所述第二组起落架还包括起落架支柱，所述起落架支柱的一端铰接于所述飞行器本体上，所述起落架支柱远离所述飞行器本体的一端设置在所述机轮上，所述起落架支柱远离所述飞行器本体的一端与所述缓冲柱远离所述飞行器本体的一端铰接。

4.根据权利要求3所述的自倾转垂直起降飞行器，其特征在于，当所述第一组起落架和/或所述第二组起落架均包括起落架支柱时，所述第一组起落架包括的起落架支柱的长度大于所述第二组起落架包括的起落架支柱的长度。

5.根据权利要求1所述的自倾转垂直起降飞行器，其特征在于，当所述第一组起落架包括的起落架数量为一个时，所述第二组起落架包括的起落架数量至少为两个。

6.根据权利要求1所述的自倾转垂直起降飞行器，其特征在于，当所述第二组起落架包括的起落架数量为一个时，所述第一组起落架包括的起落架数量至少为两个。

7.根据权利要求1所述的自倾转垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器本体具有机身以及设在所述机身上的第一组机翼以及第二组机翼，所述第一组机翼和所述第二组机翼沿着所述飞行器本体的长度方向间隔设置；所述飞行器还包括：

第一动力部，所述第一动力部设置于第一机翼上，用于为所述飞行器提供拉力；

第二动力部，所述第一动力部设置于第二机翼上，用于为所述飞行器提供拉力。

8.一种自倾转垂直起降飞行器的起飞方法，其特征在于，应用于权利要求1-7任一项所述自倾转垂直起降飞行器，所述方法包括：

当所述自倾转垂直起降飞行器起飞时，控制所述第二组起落架包括的锁止机构锁止所述第二组起落架的机轮转动，直至自倾转垂直起降飞行器从停机姿态转至竖直姿态并且所述第二组起落架机轮顺利离开地面，所述锁止机构解锁。

9.一种自倾转垂直起降飞行器的降落方法，其特征在于，应用于权利要求1-7任一项所述自倾转垂直起降飞行器，所述方法包括：

当所述自倾转垂直起降飞行器降落时，所述第二组起落架锁止机构锁止机轮，直至所述第一组起落架包括的机轮与地面接触，所述锁止机构解锁。