CN202491918U

CN202491918U - 垂直起降固定翼飞机

Info

Publication number: CN202491918U
Application number: CN2011205654259U
Authority: CN
Inventors: 缪宁川
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2011-12-30
Filing date: 2011-12-30
Publication date: 2012-10-17
Anticipated expiration: 2021-12-30

Abstract

本实用新型公开一种垂直起降固定翼飞机，包括飞机机体、机电控制系统、舵面控制机构、电源系统以及矢量控制动力系统，矢量控制动力系统包括至少三套矢量控制动力输出装置；机电控制系统包括用于控制陀螺仪传感器的感度方向与被控矢量控制动力输出装置的气动推力或拉力方向的转变保持同步的陀螺仪同步组合装置。本实用新型使用多套相对独立的动力输出装置，以合理气动布局，使飞机具有固定翼飞行模式及悬浮模式；通过改变各矢量控制动力输出装置的气动推力或拉力方向，可使飞机在两种模式间平稳转换，且通过相互间的同步转向和变换转速、差动转向和变换转速、异步转向和变换转速及其不同组合，完成各种飞行状态及模式中的姿态平衡和机动飞行动作。

Description

垂直起降固定翼飞机

技术领域

本实用新型涉及飞机技术领域，尤其涉及一种垂直起降固定翼飞机。

背景技术

现有的具有两个或多个动力输出装置的垂直起降飞机，其动力输出装置或者只是部分转向，或者仅是单纯的同时同向转向，在动力输出装置转向的过程中，由于平衡控制维数不足，飞机的三维姿态无法平稳控制，或控制难度过大，同时其气动布局也丧失了许多固定翼飞机的气动性能，由此，使得该垂直起降飞机没有实用应用价值，无法称之为垂直起降固定翼飞机。

此外，现有的多轴飞行器，由于没有固定翼飞机的气动布局，因此也不具备固定翼飞机的飞行能力。

实用新型内容

本实用新型的主要目的在于提供一种可在固定翼飞行模式与垂直起降悬浮模式之间转换、且飞行平稳的垂直起降固定翼飞机。

为了达到上述目的，本实用新型提出一种垂直起降固定翼飞机，包括飞机机体、机电控制系统、与所述机电控制系统连接、用于控制飞机的横向、升降和方向的舵面控制机构，以及用于为所述飞机供电的电源系统，该飞机还包括设置在所述飞机机体上、与所述机电控制系统连接的矢量控制动力系统，其中：

所述矢量控制动力系统包括至少三套用于对所述飞机机体产生气动推力或拉力、并能独立改变所述气动推力或拉力的大小和方向的矢量控制动力输出装置；

所述机电控制系统包括用于控制至少一个陀螺仪传感器的感度方向与被控的所述矢量控制动力输出装置的气动推力或拉力方向的转变保持同步的陀螺仪同步组合装置。

优选地，所述矢量控制动力输出装置为三套，其中一套矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之前的机身前方，另二套矢量控制动力输出装置分别布置在所述飞机机体的重心之后并位于飞机机体的重心左右两侧的主机翼的后方。

优选地，所述矢量控制动力输出装置为三套，其中两套矢量动力输出装置分别布置在所述飞机机体的重心之前并位于飞机机体的重心左右两侧的主机翼的前方，另一套矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之后的机翼后方或机身尾部，或布置在垂直尾翼的上方。

优选地，所述矢量控制动力输出装置为四套，其中两套矢量控制动力输出装置分别布置在所述飞机机体的重心之前并位于飞机机体的重心左右两侧的主机翼的前方，另外两套矢量控制动力输出装置分别布置在所述飞机机体的重心之后并位于飞机机体的重心左右两侧的主机翼的后方。

优选地，所述矢量控制动力输出装置为四套，其中一套矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之前的机身前方，另一套矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之后的机身尾部，另外两套矢量控制动力输出装置分别布置在飞机机体的机身左右两侧。

优选地，还包括用于驱动所述矢量控制动力输出装置的发动机，每一所述矢量控制动力输出装置连接一所述发动机；或者，一套以上所述矢量控制动力输出装置均与一所述发动机连接。

优选地，所述发动机为电动机；或者，两个或多个所述发动机中，其中一部分发动机为电动机，其余发动机为燃油发动机。

优选地，所述矢量控制动力输出装置包括：动力输出组件、发动机或由发动机驱动的动力输入轴，以及连接在所述动力输出组件与发动机或动力输入轴之间、用于实现动力输出的推力或拉力的方向转变的动力输出转向机构，其中：

所述动力输出组件为螺旋桨组件或涡轮喷射口组件，由所述发动机或动力输入轴驱动，由所述动力输出转向机构控制转向；

所述动力输出转向机构包括与所述动力输出组件连接的舵机以及连接在舵机上的支架。

优选地，所述电源系统包括：动力电池、为所述动力电池发电的机载发电机，以及控制电源的电源控制电路。

优选地，至少一套所述矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之后的机身尾部的垂直尾翼上方。

本实用新型提出的一种垂直起降固定翼飞机，使用多套相对独立的矢量控制动力输出装置的矢量控制动力系统，并进行合理的气动布局，最大限度保持具有常规的固定翼飞行性能和飞行模式，同时又具有能平稳垂直起降的悬浮模式；通过改变各矢量控制动力输出装置的气动推力或拉力的方向，不仅可使飞机平稳的在上述两种模式之间相互转换，而且通过相互间的同步转向和变换转速、差动转向和变换转速、异步转向和变换转速及其不同组合，完成各种飞行状态和飞行模式中的姿态平衡和机动飞行动作；该垂直起降固定翼飞机可广泛应用于遥控模型飞机、无人机和载人飞机领域。

附图说明

图1是本实用新型垂直起降固定翼飞机较佳实施例的原理框图；

图2a是本实用新型垂直起降固定翼飞机较佳实施例在矢量控制动力输出装置的第一种气动布局中飞机机体处于飞行模式下的俯视图；

图2b是图2a所示的飞机机体的侧视图；

图2c是本实用新型垂直起降固定翼飞机较佳实施例在矢量控制动力输出装置的第一种气动布局中飞机机体处于悬浮模式下的俯视图；

图2d是图2c所示的飞机机体的侧视图；

图3a是本实用新型垂直起降固定翼飞机较佳实施例在矢量控制动力输出装置的第二种气动布局中飞机机体处于飞行模式下的俯视图；

图3b是图3a所示的飞机机体的侧视图；

图3c是本实用新型垂直起降固定翼飞机较佳实施例在矢量控制动力输出装置的第二种气动布局中飞机机体处于悬浮模式下的俯视图；

图3d是图3c所示的飞机机体的侧视图；

图4a是本实用新型垂直起降固定翼飞机较佳实施例在矢量控制动力输出装置的第三种气动布局中飞机机体处于飞行模式下的俯视图；

图4b是图4a所示的飞机机体的侧视图；

图4c是本实用新型垂直起降固定翼飞机较佳实施例在矢量控制动力输出装置的第三种气动布局中飞机机体处于悬浮模式下的俯视图；

图4d是图4c所示的飞机机体的侧视图。

为了使本实用新型的技术方案更加清楚、明了，下面将结合附图作进一步详述。

具体实施方式

本实用新型实施例的解决方案主要是：使用多套相对独立的矢量控制动力输出装置的矢量控制动力系统，并进行合理的气动布局，最大限度保持具有常规的固定翼飞行性能和飞行模式，同时又具有能平稳垂直起降的悬浮模式；通过改变各矢量控制动力输出装置的气动推力或拉力的方向，不仅可使飞机平稳的在上述两种模式之间相互转换，而且通过相互间的同步转向和变换转速、差动转向和变换转速、异步转向和变换转速及其不同组合，完成各种飞行状态和飞行模式中的姿态平衡和机动飞行动作。

如图1所示，图1是本实用新型垂直起降固定翼飞机的矢量控制动力输出装置的第一种气动布局示意图；本实用新型较佳实施例提出一种垂直起降固定翼飞机，包括飞机机体、均设置在该飞机机体上的机电控制系统102、舵面控制机构101、电源系统104以及矢量控制动力系统103，其中：

电源系统104用于给飞机各系统提供电力，该电源系统104包括：动力电池、为动力电池发电的机载发电机，以及控制电源的电源控制电路等。其中，机载发电机主要用于油电混合动力方式中，由其中一台或多台燃油发动机驱动，其通过飞机地面待飞和空中巡航飞行时的富余动力为机载电池充电，尤其为垂直降落补足电力储备。

本实施例飞机为可以使用多套相对独立的矢量控制动力系统103的固定翼飞机，其飞机机体的外型可有多种多样。飞机的主机翼的布局可以是上单翼、中单翼、下单翼、双翼或三角翼等多种形式；飞机的副翼、方向稳定翼及方向舵和水平稳定翼及升降舵可以是多种形式。

舵面控制机构101与机电控制系统102及电源系统104连接，主要用于固定翼飞行模式下，控制飞机的横向、升降和方向，其包括舵机、摇臂、连杆和舵面等。

矢量控制动力系统103分别与电源系统104、机电控制系统102连接，主要用于飞机在低速飞行和垂直起降的悬浮模式下，稳定飞机的姿态和控制飞机的横向、前后、升降和方向运动，同时为飞机飞行提供动力。本实施例中，矢量控制动力系统103包括三套或三套以上用于对飞机机体产生气动推力或拉力、并能独立改变气动推力或拉力的大小和方向的矢量控制动力输出装置。

矢量控制动力系统103中的每套矢量控制动力输出装置的转向功能，不只是完成飞行模式的转换，而是通过相互间的同步转向和变换转速、差动转向和变换转速、异步转向和变换转速及其不同组合，完成各种飞行状态和飞行模式中的姿态平衡与机动飞行动作。

每套矢量控制动力输出装置中包括动力输出组件、动力输出转向机构以及发动机或由发动机驱动的动力输入轴，其中，动力输出转向机构连接在动力输出组件与发动机或动力输入轴之间，用于实现动力输出的推力或拉力的方向转变。

动力输出组件由发动机或动力输入轴驱动，由动力输出转向机构控制转向，其可以采用螺旋桨组件或涡轮喷射口组件，螺旋桨可以是双叶桨、多叶桨和变矩桨等。

动力输出转向机构包括与动力输出组件连接的舵机以及连接在舵机上的支架。

上述发动机含有转速控制部件，主要由电子调速器或油门舵机等构成，用于实现动力输出的推力或拉力大小的改变。

本实施例中每套矢量控制动力输出装置可以单独使用一台发动机，也可多套矢量控制动力输出装置共用一台发动机；多台发动机中可以都为电动机，也可以是部分电动机与部分燃油发动机等配合的混合动力组合，比如可以是其中一部分发动机为电动机，其余发动机为燃油发动机。

当一套或一套以上的矢量控制动力输出装置的推力或拉力的方向转向接近水平方向时，则飞机具有常规的固定翼的飞行模式，当三套或三套以上的矢量控制动力输出装置的推力或拉力的方向转向接近垂直方向时，则飞机由固定翼飞行模式转换为垂直起降的悬浮模式，同时，各矢量控制输出装置通过相互间的同步转向和变换转速、差动转向和变换转速、异步转向和变换转速及其组合，完成各种飞行状态和飞行模式中的姿态平衡和机动飞行动作。

本实施例中机电控制系统102由动力输出转向舵机、陀螺仪同步组合、电子调速器、油门舵机、舵面舵机、电子稳定及控制信号电子处理系统、无线遥控遥测信号接收、回传系统等组成，用于飞机的机电控制。

其中，陀螺仪同步组合装置用于控制至少一个陀螺仪传感器的感度方向与被控的矢量控制动力输出装置的气动推力或拉力方向的转变保持同步。陀螺仪同步组合装置由陀螺传感器及电路和舵机组成，其也可以和矢量控制动力输出装置中的动力输出转向机构连接，由该动力输出转向机构驱动实现控制至少一个陀螺仪传感器的感度方向与被控的矢量控制动力输出装置的气动推力或拉力方向的转变保持同步。

本实施例中多个矢量控制动力输出装置在飞机机体上可以采用多种气动布局方式。下面以螺旋桨动力输出方式中，分别以三套和四套矢量控制动力输出装置的平面布局进行举例说明。

具体地，如图2a、图2b、图2c及图2d所示，其为本实施例中矢量控制动力输出装置的第一种气动布局示意图，该气动布局方式中，矢量控制动力输出装置为三套，具体为后三点平面布局方式，其中，飞机机体包括：机身1、主机翼2、水平尾翼3、垂直尾翼4、副翼5、升降舵6、方向舵7等。

本实施例以M1、M2、M3分别表示三套矢量控制动力输出装置，每套动力输出装置中主要包括：螺旋桨式动力输出组件9，动力输出转向机构10、发动机或动力输入轴11。

在该种气动布局中，三套矢量控制动力输出装置中，其中两套矢量动力输出装置M1、M2分别布置在飞机机体的重心8之前，且位于飞机机体的重心8左右两侧的主机翼2的前方，另一套矢量控制动力输出装置M3布置在飞机机体的重心8之后的机身1尾部的垂直尾翼4的上方。

上述三套动力输出装置M1、M2、M3为螺旋桨式，其螺旋桨设置为：M1和M2的螺旋桨为拉力桨，且最好是一个正桨正转，另一个反桨反转，M3的螺旋桨为拉力桨，可以是正桨正转也可以是反桨反转。

如图2a及图2b所示，图2a和图2b分别是该第一种气动布局中飞机机体处于飞行模式下的俯视图和侧视图，在此种固定翼飞行模式下，各矢量控制动力输出装置的推力或拉力的方向转向接近水平方向，当各矢量控制动力输出装置的推力或拉力的方向转向接近垂直方向时，则飞机由固定翼飞行模式转换为垂直起降的悬浮模式，如图2c和图2d所示，图2c和图2d分别是该第一种气动布局中飞机机体处于悬浮模式下的俯视图和侧视图。

如图3a、图3b、图3c及图3d所示，其为本实施例中矢量控制动力输出装置的第二种气动布局示意图，该气动布局方式中，矢量控制动力输出装置为三套，具体为前三点平面布局方式，以M1、M2、M3分别表示三套矢量控制动力输出装置，在该种气动布局中，其中一套矢量控制动力输出装置M1布置在飞机机体的重心8之前的机身1前方，另二套矢量控制动力输出装置M2、M3分别布置在飞机机体的重心8之后，且位于飞机机体的重心8左右两侧的主机翼2的后方。

上述三套动力输出装置M1、M2、M3为螺旋桨式，其螺旋桨可以设置为：M1的螺旋桨为拉力桨，可以是正桨正转或反桨反转，M2和M3的螺旋桨为推力桨，且最好是一个正桨反转，另一个反桨正转。

如图3a和图3b所示，图3a和图3b分别是该第二种气动布局中飞机机体处于飞行模式下的俯视图和侧视图，在此种固定翼飞行模式下，各矢量控制动力输出装置的推力或拉力的方向转向接近水平方向，当各矢量控制动力输出装置的推力或拉力的方向转向接近垂直方向时，则飞机由固定翼飞行模式转换为垂直起降的悬浮模式，如图3c和图3d所示。图3c和图3d分别是该第二种气动布局中飞机机体处于悬浮模式下的俯视图和侧视图。

如图4a、图4b、图4c及图4d所示，其为本实施例中矢量控制动力输出装置的第三种气动布局示意图，该气动布局方式中，矢量控制动力输出装置为四套，具体为“X式”平面布局方式，以M1、M2、M3、M4分别表示四套矢量控制动力输出装置，在该种气动布局中，其中两套矢量控制动力输出装置M1、M2分别布置在飞机机体的重心8之前，且位于飞机机体的重心8左右两侧的主机翼的前方，另外两套矢量控制动力输出装置M3、M4分别布置在飞机机体的重心8之后，且位于飞机机体的重心8左右两侧的主机翼2的后方。上述四套动力输出装置M1、M2、M3、M4为螺旋桨式，其螺旋桨可以设置为：两个正桨正转，两个反桨反转，且对角同向设置。

如图4a和图4b所示，图4a和图4b分别是该第三种气动布局中飞机机体处于飞行模式下的俯视图和侧视图，在此种固定翼飞行模式下，各矢量控制动力输出装置的推力或拉力的方向转向接近水平方向，当各矢量控制动力输出装置的推力或拉力的方向转向接近垂直方向时，则飞机由固定翼飞行模式转换为垂直起降的悬浮模式，如图4c和图4d所示。图4c和图4d分别是该第三种气动布局中飞机机体处于悬浮模式下的俯视图和侧视图。

需要说明的是，所有平面布局方式中，在飞机重心8之前布置的矢量控制动力输出装置，在飞机垂直面中应尽量布置在飞机重心8之下。反之，所有平面布局方式中，在飞机重心8之后布置的矢量控制动力输出装置，在飞机垂直面中应尽量布置在飞机重心8之上。此外，对于特技飞行飞机的所有动力输出装置，在飞机垂直面中应尽量布置在飞机重心8的延长线上。

此外，还可以设置至少一套矢量控制动力输出装置布置在飞机机体的重心8之后的机身1尾部的垂直尾翼4上方。

本实用新型垂直起降固定翼飞机采用多套相对独立的矢量控制动力系统103并进行合理的气动布局，最大限度的保持有常规的固定翼飞行性能和飞行模式，又具有能平稳垂直起降的悬浮模式，并能平稳的在上述两种模式之间转换。可广泛应用于遥控模型飞机、无人机和载人飞机领域。飞机外型有多种样式，应用于遥控模型飞机和无人机中，还包括地面无线遥控遥测设备。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例，并非因此限制本实用新型的专利范围，凡是利用本实用新型说明书及附图内容所作的等效结构或流程变换，或直接或间接运用在其它相关的技术领域，均同理包括在本实用新型的专利保护范围内。

Claims

1.一种垂直起降固定翼飞机，包括飞机机体、机电控制系统、与所述机电控制系统连接、用于控制飞机的横向、升降和方向的舵面控制机构，以及用于为所述飞机供电的电源系统，其特征在于，还包括设置在所述飞机机体上、与所述机电控制系统连接的矢量控制动力系统，其中：

2.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述矢量控制动力输出装置为三套，其中一套矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之前的机身前方，另二套矢量控制动力输出装置分别布置在所述飞机机体的重心之后并位于飞机机体的重心左右两侧的主机翼的后方。

3.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述矢量控制动力输出装置为三套，其中两套矢量动力输出装置分别布置在所述飞机机体的重心之前并位于飞机机体的重心左右两侧的主机翼的前方，另一套矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之后的机翼后方或机身尾部，或布置在垂直尾翼的上方。

4.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述矢量控制动力输出装置为四套，其中两套矢量控制动力输出装置分别布置在所述飞机机体的重心之前并位于飞机机体的重心左右两侧的主机翼的前方，另外两套矢量控制动力输出装置分别布置在所述飞机机体的重心之后并位于飞机机体的重心左右两侧的主机翼的后方。

5.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述矢量控制动力输出装置为四套，其中一套矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之前的机身前方，另一套矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之后的机身尾部，另外两套矢量控制动力输出装置分别布置在飞机机体的机身左右两侧。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，还包括用于驱动所述矢量控制动力输出装置的发动机，每一所述矢量控制动力输出装置连接一所述发动机；或者，一套以上所述矢量控制动力输出装置均与一所述发动机连接。

7.根据权利要求6所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述发动机为电动机；或者，两个或多个所述发动机中，其中一部分发动机为电动机，其余发动机为燃油发动机。

8.根据权利要求7所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述矢量控制动力输出装置包括：动力输出组件、发动机或由发动机驱动的动力输入轴，以及连接在所述动力输出组件与发动机或动力输入轴之间、用于实现动力输出的推力或拉力的方向转变的动力输出转向机构，其中：

9.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，所述电源系统包括：动力电池、为所述动力电池发电的机载发电机，以及控制电源的电源控制电路。

10.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼飞机，其特征在于，至少一套所述矢量控制动力输出装置布置在所述飞机机体的重心之后的机身尾部的垂直尾翼上方。