CN211033016U - 一种可垂直起降的飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种可垂直起降的飞行器，该飞行器包括机身、机翼和推进系统；机翼包括两个对称设于机身的两侧的前翼和两个对称设于机身的两侧的主翼，前翼位于主翼的前侧；推进系统包括驱动系统和动力组，各主翼和前翼分别设有动力组，各动力组分别包括四个涵道风扇，驱动系统包括电池系统和与各动力组相适配的电机，电池系统用于为涵道风扇和电机供电，各动力组均能够在电机的驱动下绕主翼或前翼的轴向转动。该飞行器可垂直起降，噪音低、飞行速度快、电能使用率高且安全性能好。

Description

一种可垂直起降的飞行器

技术领域

本实用新型涉及飞行设备技术领域，具体涉及一种可垂直起降的飞行器。

背景技术

近年来伴随着燃料电池及锂电池技术的逐渐成熟、电池能量密度逐年增大，目前全电动汽车已经大量进入市场，而全电动飞机(如空客E-Fan) 即将进入市场推广。由于电动飞行器具有节能环保、低噪声、低振动、高可靠及高安全等特征，因此电动飞行器将是未来绿色航空的一个主要发展方向。

目前，飞行器按照结构可分为多种类型，起降形式区分主要分为需要跑道(或水面)和垂直起降两种，传统机场的高昂停机成本、有限的跑道资源以及高使用成本限制了飞行器的快速发展。目前尚无投入运营的民用垂直起降电动飞机，而且基于多轴电动螺旋桨方案的垂直起落飞行器存在噪音高、飞行速度慢且安全余度低等问题。

因此，如何提供一种能够垂直起降，且噪音低、飞行速度快且安全性能好的飞行器，是本领域技术人员需要解决的技术问题。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种可垂直起降的飞行器，噪音低、飞行速度快且安全性能好。

为解决上述技术问题，本实用新型提供一种可垂直起降的飞行器，该飞行器包括机身、机翼和推进系统；所述机翼包括两个对称设于所述机身的两侧的前翼和两个对称设于所述机身的两侧的主翼，所述前翼位于所述主翼的前侧；所述推进系统包括驱动系统和动力组，各所述主翼和所述前翼分别设有所述动力组，各所述动力组分别包括至少四个涵道风扇，所述驱动系统包括电池系统和与各所述动力组相适配的电机，所述电池系统用于为各所述涵道风扇和所述电机供电，各所述动力组均能够在所述电机的驱动下绕所述主翼或所述前翼的轴向转动。

机身的两侧对称设有两个主翼和两个前翼，其中，各主翼和各前翼均安装有动力组，各动力组均由多个(至少四个)涵道风扇组成，其中，主翼的动力组能够在电机的驱动下绕主翼的轴向(长度方向)转动，前翼的动力组能够在电机的驱动下绕前翼的轴向(长度方向)转动。

该飞行器具有三种阶段，垂直起飞阶段、高效巡航阶段和垂直降落阶段，其中，垂直起飞阶段是指在起飞时，各动力组均在电机的驱动下转动至垂直状态(即涵道风扇的旋转轴与水平面垂直)，此时，动力组以接近全功率状态为飞行器提供推力，使飞行器垂直起飞；当飞行器飞至预定高度时，动力组在电机的驱动下逐步由垂直位置转至水平状态(即涵道风扇的旋转轴与水平面平行)，完成从垂直起飞到平飞的过渡，此时，飞行器进入高效巡航阶段，主翼和前翼的动力组小功率巡航状态，飞行器升力由主翼和前翼提供，该飞行器相较于多轴飞行器来说可有效提高其飞行速度；垂直降落阶段是指飞行器在降落时，飞行器逐渐降低飞行速度，同时，主翼和前翼的动力组在电机的作用下由水平状态转动至垂直状态，并以接近全功率状态工作为飞行器提供升力以实现垂直降落。

该飞行器在垂直起飞阶段，各动力组为其提供升力需大于该飞行器的自身重力以实现上升，而在高效巡航阶段和垂直降落阶段，对于动力组为飞行器所提供的升力的要求相对较小，因此，即便是在飞行过程中，单个或几个涵道风扇发生损坏等导致失效的情况，也能够保证该飞行器安全降落，或者在极端情况下，各动力组均失效，该飞行器还可通过整机降落伞降落，安全性能良好。

由于各动力组的推力角度均可控，通过对动力组的推力角度的控制，即可实现飞行器从一个状态自动平滑地过渡到另一个状态，有利于灵活的控制飞行状态，并且飞行器的自身稳定，安全性高。并且，该飞行器的纵向稳定是通过控制机翼左右两边动力组的推力差异实现的；空中转向是由飞行器两侧的动力组的差异化推力及主翼动力组推力方向偏转、前翼动力组推力方向偏转共同控制的，采用无尾翼设计，可有效减轻飞行器整体结构的重量。该飞行器可以像直升机一样低速垂直运动，通过涵道风扇的推力方向变化实现空中旋转、进而实现精准定点降落。

两个主翼和两个前翼分别设有动力组，即通过多组动力组为飞行器提供推力，各动力组包括至少四个涵道风扇，即涵道风扇的数量较多，其中，各涵道风扇均为多叶片结构(各涵道风扇的叶片至少为十片)，使得该动力组的承载力强，相对于传统活塞发动机驱动螺旋桨推进的飞行器效率更高，动力组分布于两个主翼和两个前翼的顶端后部，使机翼升力系数更高，该飞行器能够实现垂直起降，无需跑道、扩大了该飞行器的适用范围和使用环境。同时，由于多涵道风扇和多叶片的设置，使得该推进系统的震动较传统活塞发动机及螺旋桨要小很多，并且由于涵道风扇转动时有涵道的包覆，风扇叶尖的涡流噪声也将大大降低的同时，地勤人员的安全性也将较传统螺旋桨飞行器高，另外，由于涵道风扇位于机翼之上，机翼也对涵道风扇噪音有遮蔽效果，可有效降低该飞行器在升降过程中的噪声。

另外，本实施例中，电池系统可以是燃料电池也可以是锂电池，在此不做具体限制，此时，飞行器是通过电池系统驱动涵道风扇以为飞行器提供推力，因此飞行过程中无任何污染物排放，环保效果好，另外，该电池系统为高能量密度电池系统，可降低使用成本，由于没有燃油及产生高温的部件，因此，可提高安全性能。

该飞行器的机身可设有前货仓、后货舱和客舱，能够适用于短程客运、公共交通(如空中出租车等)、灾区救援、紧急医疗、私人飞行等领域。

可选地，各所述动力组还包括沿所述主翼或所述前翼的轴向设置的转轴，所述涵道风扇与所述转轴固定，且所述转轴能够在所述电机的驱动下转动。

可选地，各所述动力组的后侧均设有舵面。

可选地，所述机身的顶部还设有降落伞。

可选地，所述电池系统包括主电池系统和副电池系统。

可选地，所述驱动系统还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和发电机，所述发电机用于为各所述涵道风扇和所述电机供电。

可选地，所述前翼的高度小于所述主翼的高度。

可选地，所述主翼和所述前翼的展弦比不小于6。

可选地，所述机翼与所述机身之间的连接处平滑过渡。

可选地，所述机身、所述主翼和所述前翼的材质均为碳纤维复合材料。

可选的，所述涵道风扇包括具有进气口和排气口的壳体，所述进气口和所述排气口通过所述壳体内腔连通，所述壳体内腔中部设置有动力电机，所述动力电机上设置有风扇叶片，所述进气口和所述排气口通过所述壳体内腔连通，所述排气口位置设置有横向分流板，所述横向分流板将所述排气口分成第一排气口和第二排气口，还包括驱动件，用于驱动所述横向分流板或所述壳体二者之一在纵向面内转动以改变所述第一排气口和所述第二排气口的比例大小及排气方向。

可选的，所述横向分流板与壳体转动连接，所述驱动件驱动所述横向分流板向对所述壳体摆动以改变所述第一排气口和所述第二排气口的大小。

可选的，所述横向分流板包括第一横向分流板和第二横向分流板，所述第一横向分流板和所述第二横向分流板的相邻端部均转动连接至所述壳体，所述第一横向分流板另一端部向所述壳体内部延伸并且自内向外所述第一横向分流板的横截面外轮廓逐渐增大，所述第二横向分流板的另一端部向所述壳体外部延伸且自内向外所述第二横向分流板的横截面外轮廓尺寸逐渐减小；

所述驱动件包括第一驱动件和第二驱动件，所述第一驱动件驱动所述第一横向分流板内端部相对转动端往复摆动；所述第二驱动件驱动所述第二横向分流板外端部相对转动端往复摆动。

可选的，每个所述动力组仅设置有一个所述横向导流板，所述横向导流板纵向延伸横跨该所述动力组中的所有涵道风扇的排气口；或者，每个涵道风扇的排气口均设置有一个所述横向导流板，各所述横向导流板相对独立。

可选的，所述横向分流板与所述动力组固定连接，所述驱动件驱动所述壳体相对所述横向分流板转动以改变所述第一排气口和所述第二排气口的大小。

可选的，所述壳体还包括主体和至少两个尾板，所述主体围成所述空腔，各所述尾板转动连接于所述主体的排气位置并围成所述排气口，各所述尾板的外端部可相对内端转动轴转动以相对靠近或远离，所述横向分流板设置于所述尾板围成的空间内。

可选的，所述动力电机外形为具有预定纵向长度的纺锤体，所述进气口和所述排气口非同轴设置，所述动力电机靠近所述排气口的端部外表面设置有导流部，用于将风扇叶片吸入的气流引导至所述排气口。

可选的，各所述动力组还包括沿所述主翼或所述前翼的轴向设置的转轴，同一动力组中的所有所述涵道风扇均与所述转轴固定，且所述电机驱动所述转轴转动。

可选的，各所述动力组中涵道风扇均固定于相应所述动力组，所述动力组均与所述主翼和前翼转动连接，转动轴沿所述主翼和所述前翼长度延伸方向，所述电机驱动所述动力组绕主翼和所述前翼轴向转动。

可选的，所述的飞行器，整个飞行器的机身是升力体，机身沿长度方向的竖直中心剖面的外轮廓大致为翼型。

附图说明

图1是本实用新型实施例所提供的飞行器的结构示意图；

图2是图1中动力组位于垂直状态时的结构示意图；

图3是图1中动力组位于水平状态时的结构示意图；

图4是图3的另一角度的示意图；

图5是电机可带动机翼转动时的动力组位于垂直状态时的结构示意图；

图6是电机可带动机翼转动时的动力组位于水平状态时的结构示意图；

图7是另一种机翼及动力组的结构示意图；

图8是降落伞展开时的飞行器的结构示意图；

图9是本实用新型一种实施例中飞行器处于低速巡航状态动力组内部结构侧面剖视示意图；

图10是本实用新型一种实施例中飞行器处于高速巡航状态动力组内部结构侧面剖视示意图；

图11是本实用新型一种实施例中飞行器低速巡航状态推力矢量向下偏转示意图；

图12是本实用新型一种实施例中动力组俯视局部示意图；

图13是本实用新型一种动力组后视示意图；

图14是另一种动力组——尾部无推力矢量方式外部结构示意图；

图15是本实用新型另一实施例中动力组内部结构示意图；

图16是图15所示动力组的后视结构示意图；

图17是高速平飞时横向分流片均处于水平位置时涵道风扇内部剖面空气流场示意图；

附图1-17中，附图标记说明如下：

1-机身，11-前货舱，12-后货舱，13-客舱；2-主翼；3-前翼；4-动力组，41- 涵道风扇，411-动力电机；42-舵面组；421-尾板；43-风扇叶片；44-导流部； 45-动力组旋转轴；46-第一横向分流片；47-第二横向分流片；48-转轴；49- 横向分流片；4a-第一排气口；4b-第二排气口；5-降落伞；6-主电池系统；7- 副电池系统。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本实用新型的技术方案，下面结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步的详细说明。

请参考图1-8，图1是本实用新型实施例所提供的飞行器的结构示意图；图2是图1中动力组位于垂直状态时的结构示意图；图3是图1中动力组位于水平状态时的结构示意图；图4是图3的另一角度的示意图；图 5是电机可带动机翼转动时的动力组位于垂直状态时的结构示意图；图6 是电机可带动机翼转动时的动力组位于水平状态时的结构示意图；图7是另一种机翼及动力组的结构示意图；图8是降落伞展开时的飞行器的结构示意图。

本实用新型实施例提供了一种可垂直起降的飞行器，如图1所示，该飞行器包括机身1、机翼和推进系统，其中，机翼包括两个对称设于机身1 的两侧的前翼3和两个对称设于机身1的两侧的主翼2，前翼3位于主翼2 的前侧；推进系统包括驱动系统和动力组4，各主翼2和前翼3分别设有动力组4，各动力组4分别包括至少四个涵道风扇41，驱动系统包括电池系统和与各动力组4相适配的电机，其中，电池系统用于为各涵道风扇41 和电机供电，各动力组4均能够在电机的驱动下绕主翼2或前翼3的轴向转动。

也就是说，机身1的两个侧对称设有两个主翼2和两个前翼3，其中，各主翼2和各前翼3均安装有动力组4，各动力组4均由多个涵道风扇41 组成，其中，主翼2的动力组4能够在电机的驱动下绕主翼2的轴向(长度方向)转动，前翼3的动力组4能够在电机的驱动下绕前翼3的轴向(长度方向)转动。

动力组4可以为四个或者四个以上或者其他数量，本文优选动力组4 至少为4个。

众所周知，涵道风扇41为一种推进装置，也就是说，每一个动力组4 包括四个涵道风扇41形成的推进装置。对于本领域内技术人员而言，涵道风扇必然包括具有进气口和排气口的壳体，进气口和排气口通过壳体的内腔连通，内腔中还设置有动力电机及风扇叶片，当动力电机带动风扇叶片转动时，排气口可产生推动力。

本实施例所提供的飞行器具有三种阶段，垂直起飞阶段、高效巡航阶段和垂直降落阶段，其中，垂直起飞阶段是指在起飞时，各动力组4均在电机的驱动下转动至垂直状态(即涵道风扇41的旋转轴与水平面垂直)，此时各动力组4中的所有涵道风扇的推力方向与水平面垂直，即竖直向上，如图2所示，此时，动力组4以接近全功率状态为飞行器提供推力，使飞行器垂直起飞；当飞行器飞至预定高度时，动力组4在电机的驱动下逐步由垂直位置转至水平状态(即涵道风扇41的旋转轴与水平面平行)，在转换过程中由于涵道风扇组产生了向飞行器后方的推力分量使飞行器逐渐加速，同时主翼2和前翼3逐渐产生升力代替涵道风扇组产生的向下推力为飞行器提供升力，当转换结束即各动力组4的所有涵道风扇的推力方向与水平面平行时，即推力方向沿水平方向，飞行器过渡到高速平飞；如图3 和图4所示，飞行器完成从垂直起飞到平飞的过渡，此时，飞行器进入高效巡航阶段，主翼2和前翼3的动力组4因仅需为飞行器提供向前的推力而无需为飞行器提供向上的升力而进入小功率巡航状态，该飞行器相较于多轴飞行器来说可有效提高其飞行速度、降低能耗及增加续航里程。

垂直降落阶段是指飞行器在降落时，飞行器逐渐降低飞行速度，同时，主翼2和前翼3的动力组4在电机的作用下由水平状态转动至垂直状态，在此过程中飞行器逐渐减速，同时飞行器的所需升力在转换过程中逐渐由主翼2和前翼3过渡到动力组4提供，并且各动力组以接近全功率状态工作以实现垂直降落。

本实用新型中的飞行器具有前翼、主翼，以及设置于前翼和主翼上的涵道风扇；这种架构设计使机翼上表面空气流速大于常规机翼，使机翼下表面较常规机翼产生向上的压力更大而使机翼升力更大,并且动力组的各涵道风扇在平飞时也能产生升力；因此机翼与位于机翼尾部上方的动力组构成高升力系数机翼系统，可有效减少机翼面积、降低机翼结构重量并减少空气阻力。

该飞行器在垂直起飞阶段，各动力组4为其提供升力需大于该飞行器的自身重力以实现上升，而在高效巡航阶段和垂直降落阶段，对于动力组 4为飞行器所提供的升力的要求相对较小，因此，即便是在飞行过程中，个别涵道风扇41发生损坏等导致失效的情况，也能够保证该飞行器安全降落，或者在极端情况下，各动力组4均失效，该飞行器还可通过整机降落伞降落，安全性能良好。

本实用新型中各动力组4可以在电机的驱动下绕其安装在相应主翼2 或前翼3的轴向转动，涵道风扇41的排气口可以与水平方向处于0-90度间的任意夹角，使施加于飞行器上的推力方向可以改变，以满足飞行器飞行控制和飞行器三种阶段的平滑过渡，即由于各动力组4的推力大小和角度均可控，通过对动力组4的推力大小和角度的控制，即可实现飞行器从一个状态自动平滑地过渡到另一个状态，有利于灵活的控制飞行状态，并且飞行器的自身稳定，安全性高。并且，该飞行器的纵向稳定是通过控制机翼左右两边动力组4的推力差异实现的、空中转向是由飞行器两侧的动力组4的差异化推力以及推力方向变化来实现，采用无尾翼设计，可有效减轻飞行器整体结构的重量。该飞行器可以像直升机一样低速垂直运动，通过涵道风扇41的推力方向变化实现空中旋转、进而实现精准定点降落。两个主翼2和两个前翼3分别设有动力组4，即通过各动力组4为飞行器提供推力，各动力组4包括至少四个涵道风扇41，即涵道风扇41的数量较多，其中，各涵道风扇41均为多叶片结构(本实施例中，各涵道风扇41的叶片至少为十片)，使得该动力组4的承载力强，相对于传统活塞发动机驱动螺旋桨推进的飞行器效率更高，动力组4分布于两个主翼2和两个前翼3的顶端后侧，即动力组4分布于两个主翼2和两个前翼3的尾端上部构成高升力系数机翼系统可减少机翼总面积从而减少机翼结构重量和空气阻力；该飞行器能够实现垂直起降，无需跑道、扩大了该飞行器的适用范围和使用环境。同时，由于多涵道风扇41和多叶片的设置，使得该推进系统的震动较传统活塞发动机及螺旋桨要小很多，并且由于涵道风扇41转动时有涵道的包覆，风扇叶尖的涡流噪声也将大大降低的同时，地勤人员的安全性也将较传统螺旋桨飞行器高，另外，由于涵道风扇41位于机翼之上，机翼也对涵道风扇41噪音有遮蔽效果，可有效降低该飞行器在升降过程中的噪声。

另外，本实施例中，电池系统可以是燃料电池也可以是锂电池，在此不做具体限制，此时，飞行器是通过电池系统供电以提供其所需动力，因此飞行过程中无任何污染物排放，环保效果好，另外，该电池系统为高能量密度电池系统，可降低使用成本，由于没有产生高温的部件，因此，可提高安全性能。

该飞行器的机身1可设有前货仓11、后货舱12和客舱13，能够适用于短程客运、公共交通(如空中出租车等)、灾区救援、紧急医疗、私人飞行等领域。

在上述实施例中，各主翼2和前翼3分别包括至少一个动力组4。并且各动力组4内涵道风扇互为冗余，即任一动力组4内的涵道风扇41单点或多点故障均不影响整机的安全飞行，保证该飞行器运行的稳定性及安全性。

在上述实施例中，各动力组4还包括沿主翼2或前翼3的轴向设置的转轴，涵道风扇41与转轴固定，且转轴能够在电机的驱动下转动。当然，在本实施例中，还可以将机翼(包括主翼2和前翼3)设置为如图5和图6 所示的结构，即机翼能够在电机的驱动下绕其轴向转动，而上述设置转轴相对于机翼转动的结构相对于机翼整体转动的结构方案来说，可减小电机的驱动力，降低对电机的负荷要求，并且在各飞行状态过渡空中受空中突变的侧风影响更小，且涵道风扇41转动更为灵活。

另外，当主翼2和前翼3分别设有不止一组动力组4时，各动力组4 分别设有转轴，方便实现各动力组4的单独驱动。

在上述实施例中，各动力组4的后侧均设有舵面组42，如图4所示，电机带动动力组4转动时，舵面组42也随之转动，以实现对各涵道风扇 41的气流方向和气流量的精确控制。当然，在本实施例中，还可以将各动力组4设为分体式结构，如图7所示，并且各分体结构均通过一个与其对应的电机控制转动，以实现对气流方向的控制，而设置舵面42的方案能够简化整体结构、减少电机的数量、降低飞行阻力，便于实现控制、经济性好。

在上述实施例中，如图1所示，机身1的顶部还设有降落伞5，该降落伞5设于机身1的顶部，在驱动系统完全故障的极端情况下，如图8所示，降落伞5可保证该飞行器安全降落，进而提高该飞行器的安全系数。

在上述实施例中，电池系统包括主电池系统6和副电池系统7，其中，主电池系统6和副电池系统7互为冗余，即主电池系统6在使用时，副电池系统7可以做为备用，能够保证该电池系统的整体续航能力，保证安全飞行的同时，便于实现远距离飞行。

在上述实施例中，驱动系统还包括燃油供电系统，其中，燃油供电系统包括燃油发动机和发电机，发电机用于为各所述涵道风扇41和所述电机供电；也就是说，本实施例中，该飞行器可以是纯电动驱动，即驱动系统仅包括电池系统的情况，也可以是混合动力驱动，即驱动系统包括电池系统和燃油供电系统的情况。通过混合动力驱动时，驱动系统包括电池系统和燃油系统，可提升驱动系统的续航能力，适于远航。具体可根据使用情况(如机身内的存储空间、航行距离等)进行设置。

在上述实施例中，前翼3的高度小于主翼2的高度，即该飞行器为机翼呈前低后高的串列翼布局飞行器，能够使主翼避开前翼不良下洗气流的影响，避免前翼3和主翼2之间的交互作用。

在上述实施例中，主翼2和前翼3的展弦比均不小于6，也就是说，该飞行器采用展弦比较大的机翼，可减小飞行器在飞行过程中的阻力，更节能，使得飞行器的结构强度和气动效率更高。当然，在本实施例中，机翼的展弦比也可以小于6，而在动力要求相同的情况下，使用展弦比较大的飞行器能够具有更小的空气阻力和更大的机身1，进而具有更大的客舱 13或货仓(包括前货仓11和后货舱12)的容积。

在上述实施例中，机身1、主翼2和前翼3的材质均为碳纤维复合材料，当然，机身1、主翼2和前翼3也可以选用玻璃纤维或其它材料以及多种材料混合使用均可，而以碳纤维复合材料为主可减轻该飞行器的整体结构重量的同时，提高有效载荷，即电能使用率高。

在上述实施例中，如图1所示，机翼与机身1之间无需发生相对转动，且机翼与机身1之间的连接处平滑过渡，提升了机翼与机身1之间的连接强度，减少连接对内部空间的影响，同时减少机翼与机身1之间的诱导阻力。

另外，对于机身1的结构设置以及电池系统等部件的设置位置并不做具体要求，本实施例中，该飞行器的机身1的外形延其轴线方向是均匀变化的，机身1的前段可以设有空调系统和电池热管理系统，机身1中段大部分空间是载荷区、机身1底部是主电池系统6，机身1尾部的后货舱12 可以是行李舱、下部是副电池系统7，整个机身1是流线型设计减少飞行阻力。

在一种具体实施方式中，涵道风扇41包括具有进气口和排气口的壳体，进风口和所述出风口通过壳体内腔连通，壳体内腔设置有动力电机 411，动力电机411上设置有风扇叶片，内腔从风扇叶片后部圆形截面过渡到两个排气口前的方形截面，排气口位置设置有横向分流板，横向分流板将排气口分成第一排气口4a和第二排气口4b，以图13为例，第一排气口 4a和第二排气口4b上下布置。

飞行器还包括驱动件，用于驱动横向分流板或壳体二者之一在纵向面内转动以改变第一排气口4a和第二排气口4b的比例大小。也就是说，驱动件可以驱动横向分流板转动，以改变第一排气口4a和第二排气口4b的大小，驱动件可以驱动壳体相对横向分流板转动，以改变第一排气口4a 和第二排气口4b的大小及排气方向以形成沿垂直机翼表面上下方向的二维矢量推进系统即推力方向可在排气口上下动态调整。

上述实施例中，通过横向分流板将排气口隔成第一排气口4a和第二出风口4b，并且通过设置横向风流板的外表面形状可以实现改变第一排气口 4a和第二排气口4b排气流量和排气方向，这样可以获取涵道风扇对沿垂直机翼上下方向的不同推力角度的控制，以满足飞行器飞行控制的需求。

在一种实施例中，横向分流板与壳体转动连接，驱动件驱动横向分流板向对壳体摆动以改变第一排气口4a和第二排气口4b的大小进而控制推力方向。

具体地，横向分流板可以包括第一横向分流板46和第二横向分流板 47，第一横向分流板46和第二横向分流板47的相邻端部均转动连接壳体，图9至图11示出了两分流板的转轴48，转轴48沿纵向布置。第一横向分流板46另一端部向壳体内部延伸并且自内向外第一横向分流板46的纵向截面外轮廓逐渐增大，第一横向风流板46的横截面外轮廓可以为纺锤形结构。第二横向分流板47的另一端部向壳体外部延伸且自内向外第二横向分流板47的横截面外轮廓尺寸逐渐减小。第二横向分流板47的横截面的外轮廓可以为三角形。需要说明的是，此处横截面是指垂直于机翼宽度方向的截面。

上述实施例中，驱动件也进一步包括第一驱动件和第二驱动件，第一驱动件驱动第一横向分流板内端部相对转动端往复摆动；第二驱动件驱动第二横向分流板外端部相对转动端往复摆动。

第一驱动件和第二驱动件可以为液压驱动，也可以为电驱动系统。本文不示出驱动件的结构并不影响本领域内技术人员对于技术方案的理解和实施。

各动力组4的后侧设置有可分别动作的第一横向分流板46和第二横向分流板47，具体地第一横向分流板46的转动角度范围可为以水平为基准正负15度摆动，第二横向分流板47的转动角度可以为以水平为基准正负 30度摆动，这样第一横向分流板46和第二横向分流板47二者同向按比例转动以实现动力组推力方向的正负30度变化。

上述实施例中，第一驱动件驱动第一横向分流板46转动，第二驱动件驱动第二横向分流板转动，第一横向分流板46和第二横向分流板47转动相对独立，这样第一横向分流板46的上下两侧表面、第二横向分流板47 的上下测表面二者与相应壳体内壁共同形成第一排气口4a和第二排气口 4b，可以使涵道风扇内部气流更平顺流动并且在机翼后部形成低扰动的空气流场，减少前翼和主翼空气流场的干扰和降低空气阻力。

每个动力组仅设置有一个横向导流板，横向导流板纵向延伸横跨该动力组中的所有涵道风扇的排气口。也就是说，仅设置一个横向导流板实现同一个动力组中所有涵道风扇排气口划分为第一排气口和第二排气口统一控制整个动力组的推力方向，结构简单，并且易于简化控制系统。

请参考图15和图16，在另一种具体实施方式中，横向分流板49与主翼2或前翼3固定连接，驱动件驱动壳体相对横向分流板转动以改变第一排气口4a和第二排气口4b的大小和排气方向。

如图11所示，各动力组4的后侧的用于控制排气口空气流量的排气口的通流面积可变，进而可以改变动力组出口速度和推力大小，具体设置如下。

上述各实施方式中，壳体还包括主体和至少两个尾板421，主体围成空腔，各尾板421转动连接于主体的出风位置并围成排气口，各尾板421 的外端部可相对内端转动点以相对靠近或远离，横向分流板设置于尾板 421围成的空间。

图10和图11中给出了主体的排气位置设置上下两个尾板的具体实施方式，上下两尾板的内端部铰接于主体，上下两尾板421的外端部相对展开和靠近以改变排气口的大小。上下两尾板421可以单独作为一组通过等比例反方向开合角度控制动力组气流出口截面积以改变动力组4的排气速度以改变推力大小。其中尾板、第一横向分流板46、第二横向分流板47 动作相对独立。

涵道风扇内部涵道腔体是圆形转方形结构，方便设置第一横向分流板 46、第二横向分流板47。

将动力组的排气口改进为可变截面以改变排气速度进而改变推力大小、并设置第一横向分流板46和第二横向分流板47以改变排气方向进而改变推力方向，这样使飞行器能够根据飞行高度和飞行速度的变化以及姿态控制需求经由飞控改变动力组4排气出口截面积和排气方向方便调整飞机所需推力大小和推力方向，减少控制旋转动力组电机的数量，简化控制机构。

进一步地，上述各实施方式中进气口和排气口非同轴设置，动力电机 411外形为具有预定纵向长度的纺锤体，动力电机靠近排气口的端部外表面设置有导流部，用于将风扇叶片吸入的气流引导至排气口。

上述各实施方式中，各动力组4还可以包括沿主翼2或翼3的轴向设置的动力组旋转轴45，同一动力组中的所有涵道风扇41均与动力组旋转轴45固定，且电机驱动动力组旋转轴45转动。

另一种实施例中，各动力组中涵道风扇均固定于相应主翼2或所述前翼3，主翼和前翼均与机体转动连接，转动轴沿主翼和前翼长度延伸方向，电机驱动主翼和前翼绕轴向转动。

综上与传统飞行器相比，本实用新型中的各动力组4是二维矢量推进系统，以下按平飞(图3所示)和垂直起降(图2所示)两个阶段讲述飞行器的飞行控制。在平飞阶段：飞行器上所有动力组4均已绕各自旋转轴45转至水平0度位置(机头机尾轴线方向)；位于飞行器两个前翼3的动力组4的矢量推力相当于传统鸭式飞机的前翼升降舵功能，即平飞时两个动力组4矢量推力同时向下偏转时飞行器抬头，向上偏转则飞行器低头；位于飞行器每个主翼2上两个动力组4的推力矢量相当于传统机翼的高速副翼(靠近机身内侧的那组)和低速副翼(靠近翼稍的那组)，以低速巡航为例，控制右翼翼稍侧的动力组4矢量推力向下偏转则飞行器延沿机头机尾轴线逆时针滚转，控制右翼翼稍侧的动力组4矢量推力向上偏转则飞行器延沿机头机尾轴线顺时针滚转，也可以依据需求与左侧翼稍动力组推力矢量反向联动实现同样的操纵滚转；通过改变飞行器两侧前主翼动力组4总的推力差实现飞行器左右偏航，即机身左侧所有动力组4总推力大于右侧所有动力组4总推力飞机向右偏航，反之向左偏航，与主翼2上的动力组4推力矢量配合完成飞行器空中转向。在垂直起降阶段：飞行器上所有动力组4均已绕各自旋转轴45 转至垂直90度位置；此阶段平移飞行控制类似于多轴飞行器，飞行器沿机头机尾轴线的左右平移控制通过飞行器左右两侧的整体推力差异实现，即减少飞行器左侧推力(即降低左前翼和左主翼所有动力组4的推力)同时增加右侧推力(即增加右前翼3和右主翼2所有动力组的推力)使飞行器整体向下推力保持不变，飞行器向左侧平移；反向操作飞行器向右平移。飞行器沿机头机尾轴线的前后平移控制通过飞行器前翼3和主翼2动力组4整体推力差异实现，即减少飞行器前侧推力(即减少左右前翼所有动力组4的推力)，同时增加后推力(即增加左右主翼所有动力组4)使飞行器整体向下推力保持不变，飞行器向前平移；反向操作飞行器向后平移。飞行器沿机头机尾轴线向左前、右前、左后、右后平移依据同样的控制逻辑实现；飞行器的空中沿自身轴(垂直地面方向)向左旋转通过控制两个主翼2翼稍侧动力组4反向推力矢量(及左侧动力组4推力矢量向飞机前侧偏转，右侧动力组4向飞机尾部偏转，同时加大这两个动力组4推力保持向下整体推力不变)来实现，反之飞行器向右旋转。通过对动力组4旋转和推力矢量方向的精准控制，即可实现飞行器从一个状态自动平滑地过渡到另一个状态，而且整个飞行控制过程在任何飞行阶段完全可逆，有利于灵活的控制飞行状态，并且飞行器的自身稳定，安全性高。并且，该飞行器采用无垂直尾翼设计，即没有立起来的尾巴，可有效减轻飞行器整体结构的重量。该飞行器可以像直升机一样低速垂直运动，通过各动力组4推力差异及推力方向变化实现空中旋转、平移进而实现精准定点降落。

上述各实施例中，整个飞行器的机身可以为升力体，从机翼两侧方向看机身剖面是接近翼型的形状，即机身沿长度方向的竖直中心剖面的外轮廓大致为翼型，可减少机翼总面降低飞行器结构重量。

以上仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。

Claims (12)

1.一种可垂直起降的飞行器，其特征在于，包括机身(1)、机翼和推进系统；

所述机翼包括两个对称设于所述机身(1)的两侧的前翼(3)和两个对称设于所述机身(1)的两侧的主翼(2)，所述前翼(3)位于所述主翼(2)的前侧；

所述推进系统包括驱动系统和动力组(4)，各所述主翼(2)和所述前翼(3)均设有所述动力组(4)，各所述动力组(4)分别包括四个涵道风扇(41)，所述驱动系统包括电池系统和与各所述动力组(4)相适配的电机，所述电池系统用于为各所述涵道风扇(41)和所述电机供电，各所述动力组(4)均能够在所述电机的驱动下绕所述主翼(2)或所述前翼(3)的轴向转动；所述涵道风扇(41)包括具有进气口和排气口的壳体，所述进气口和所述排气口通过壳体内腔连通，所述壳体内腔中部设置有动力电机，所述动力电机上设置有风扇叶片，所述排气口位置设置有横向分流板，所述横向分流板将所述排气口分成第一排气口(4a)和第二排气口(4b)，还包括驱动件，用于驱动所述横向分流板或所述壳体二者之一在纵向面内转动以改变所述第一排气口(4a)和所述第二排气口(4b)的比例大小及排气方向。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，各所述主翼(2)和所述前翼(3)分别包括至少一个所述动力组(4)。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，各所述动力组(4)还包括沿所述主翼(2)或所述前翼(3)的轴向设置的转轴，所述涵道风扇(41)与所述转轴固定，且所述转轴能够在所述电机的驱动下转动；

或者，各所述动力组(4)的后侧均设有舵面(42)；

或者，所述机身(1)的顶部还设有降落伞(5)；

或者，所述电池系统包括主电池系统(6)和副电池系统(7)；

或者，所述驱动系统还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和发电机，所述发电机用于为各所述涵道风扇(41)和所述电机供电；

或者，所述前翼(3)的高度小于所述主翼(2)的高度；

或者，所述主翼(2)和所述前翼(3)的展弦比不小于6；

或者，所述机翼与所述机身(1)之间的连接处平滑过渡；

或者，所述机身(1)、所述主翼(2)和所述前翼(3)的材质均为碳纤维复合材料。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述横向分流板与壳体转动连接，所述驱动件驱动所述横向分流板相对所述壳体上下摆动以改变所述第一排气口(4a)和所述第二排气口(4b)的大小及排气方向。

5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述横向分流板包括第一横向分流板(46)和第二横向分流板(47)，所述第一横向分流板(46)和所述第二横向分流板(47)的相邻端部均转动连接于所述壳体，所述第一横向分流板(46)另一端部向所述壳体内部延伸并且自内向外所述第一横向分流板(46)的横截面外轮廓逐渐增大，所述第二横向分流板(47)的另一端部向所述壳体外部延伸且自内向外所述第二横向分流板(47)的横截面外轮廓尺寸逐渐减小；

所述驱动件包括第一驱动件和第二驱动件，所述第一驱动件驱动所述第一横向分流板(46)内端部相对转动端往复摆动；所述第二驱动件驱动所述第二横向分流板(47)外端部相对转动端往复摆动。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，每个所述动力组(4)仅设置有一个所述横向分流板，所述横向分流板纵向延伸横跨该所述动力组中的所有涵道风扇的排气口；或者，每个涵道风扇的排气口均设置有一个所述横向分流板，各所述横向分流板相对独立。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述横向分流板与所述主翼(2)或所述前翼(3)固定连接，所述驱动件驱动所述壳体相对所述横向分流板转动以改变所述第一排气口和所述第二排气口的大小。

8.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述壳体还包括主体和至少两个尾板(421)，所述主体围成所述壳体内腔，各所述尾板(421)转动连接于所述主体的排气位置并围成所述排气口，各所述尾板的外端部可相对内端转动轴转动以相对靠近或远离，所述横向分流板设置于所述尾板(421)围成的空间内。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，动力电机(411)为具有预定纵向长度的纺锤体，所述进气口和所述排气口非同轴设置，所述动力电机靠近所述排气口的端部外表面设置有导流部，用于将风扇叶片吸入的气流引导至所述排气口。

10.根据权利要求1至2、4至9任一项所述的飞行器，其特征在于，各所述动力组(4)还包括沿所述主翼(2)或所述前翼(3)的轴向设置的动力组旋转轴(45)，同一动力组中的所有所述涵道风扇(41)均与所述动力组旋转轴(45)固定，且所述电机驱动所述动力组旋转轴(45)转动。

11.根据权利要求1至2、4至9任一项所述的飞行器，其特征在于，各所述动力组中涵道风扇均固定于相应所述主翼(2)或所述前翼(3)，所述主翼和所述前翼均与机体转动连接，转动轴沿所述主翼和所述前翼长度延伸方向，所述电机驱动所述主翼和所述前翼绕轴向转动。

12.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，整个飞行器的机身为升力体，机身沿长度方向的竖直中心剖面的外轮廓大致为翼型。

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