CN212500996U

CN212500996U - 一种垂直起降飞机用机翼及垂直起降飞机

Info

Publication number: CN212500996U
Application number: CN202020927859.8U
Authority: CN
Inventors: 高文; 赵轶; 何杨; 聂俊; 沈政
Original assignee: Hunan Xianniao Technology Co ltd
Current assignee: Hunan Xianniao Technology Co ltd
Priority date: 2020-05-27
Filing date: 2020-05-27
Publication date: 2021-02-09
Anticipated expiration: 2030-05-27

Abstract

本实用新型提出一种垂直起降飞机用机翼，包括翼根部分和翼尖部分，所述翼根部分前缘整体平直，后缘呈外凸三角状，前缘部分设有分离式可倾转翼面；所述翼面上安装有动力系统及旋翼；所述翼尖部分的前缘与后缘均呈倾斜状，相较于翼根部分整体前掠；所述分离式可倾转翼面上固定有主着陆轮；所述主着陆轮和动力系统分别安装在翼面的不同端；本实用新型可确保垂直起降飞机兼具平飞效率高以及悬停状态好的优点。

Description

一种垂直起降飞机用机翼及垂直起降飞机

技术领域

本实用新型涉及垂直起降飞机技术领域，具体涉及一种垂直起降飞机用机翼。

背景技术

近几年来对交通工具在环保低碳低噪等方面要求越来越高，城市电动垂直起降飞行器越来越流行。为了取消飞行员驾驶飞机的传统方式，实现无人驾驶飞行的目的，诸多公司及科研单位在其飞行控制上研究力度很大，手机连网启动，卫星导航，路线规划，资金支付等方面都要开发一套套软件系统，但在在飞行器本身的垂直起降布局，结构优化设计方面还是用的一些相对传统的布局，对提高飞行效率没有起到积极的作用。

发明内容

本实用新型针对现有技术存在的问题，提出一种可有效提高飞行效率、飞行稳定性的垂直起降飞机用机翼。

本实用新型采用以下技术方案：

一种垂直起降飞机用机翼，包括翼根部分和翼尖部分，所述翼根部分前缘整体平直，后缘呈外凸三角状，前缘部分设有分离式可倾转翼面；所述翼面上安装有动力系统及旋翼；所述翼尖部分的前缘与后缘均呈倾斜状，相较于翼根部分整体前掠；所述分离式可倾转翼面上固定有主着陆轮；所述主着陆轮和动力系统分别安装在翼面的不同端。

进一步地，所述翼尖部分的前掠角为5°--45°；所述机翼的升力线控制在翼根从前向后方向的10％--30％位置。

进一步地，所述机翼为双梁结构，其前梁为带有倾转装置平直翼梁，其后梁为中部随型弯曲翼梁；所述前梁即为所述分离式可倾转翼面的倾转轴。

进一步地，左、右两侧机翼的前梁与后梁均穿过机身构成互插式连接。

进一步地，所述分离式可倾转翼面的倾转角范围为0～105°。

进一步地，所述机翼沿翼根部分至翼尖部分呈向前弯折状。

进一步地，所述翼根面积占机翼面积的40％--70％。

本实用新型提出一种垂直起降飞机用机翼，其翼根部分设有分离式半圆可倾转翼面，其可实现0～105°倾转，故在飞机悬停时，可保证旋翼下方为无遮挡空通状态，螺旋桨产生的下洗流绝大部分都为有效，故无内耗与紊流，悬停效率高且稳定；同时在飞机平飞时，分离式半圆可倾转翼面可与整个机翼合为一体，使飞机具备正常机翼平飞时的高效率；并且主着陆轮也设计在分离式半圆可倾转翼面上，不需要额外再安装起落架，减轻了整机的重量，并且利用翼面倾转达到了自动收放着陆轮的目的，减小了平飞时的飞行阻力；同时，主着陆轮和动力系统分别安装在翼面的不同端，可以中和动力系统的单边重力扭矩，使倾转驱动力线性平稳，不受角度影响。

附图说明

图1为本实用新型在平飞状态及悬停状态下的示意图；

图2为本实用新型结构示意图；

图3为本实用新型结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图以及实施例对本发明作进一步说明。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“轴向”、“径向”、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。

如图1所示，本实施例中提出一种垂直起降飞机用机翼，该机翼包括翼根部分1和翼尖部分2，翼根部分1占机翼面积的的40％--70％，其中翼根部分前缘整体平直，后缘呈外凸三角状，前缘部分设有分离式可倾转翼面3，该翼面为半圆形，其一端安装有动力系统4及旋翼，相对的另一端安装有主着陆轮；机翼的翼尖部分2的前缘和后缘均呈倾斜状，相较于翼根部分整体前掠；机翼为双梁结构，其前梁5为带有倾转装置平直翼梁，其后梁6为中部随型弯曲翼梁；前梁即为所述分离式可倾转翼面的倾转轴A1，分离式可倾转翼面的倾转角范围为0～105°；应用于整机中时，其左、右两侧机翼的前梁与后梁均穿过机身构成互插式连接。

本实用新型的具体实施方式如下：当飞机处于平飞状态时，分离式可倾转翼面3与整个机翼合为一体，这样机翼与常规飞机正常平飞时形态无异，如图1所示，故该状态下飞机仍具有良好的平飞效率；当飞机处于悬停状态时，分离式可倾转翼面3与机翼其他部分相互垂直，此时旋翼处于水平状态，并且旋翼下方为无遮挡空通状态，螺旋桨产生的下洗流绝大部分都为有效，故无内耗与紊流，悬停效率高且稳定；另外本实用新型的分离式可倾转翼面3上固定有主着陆轮，这样无需再额外安装起落架，可达到减轻整机重量的目的，利用翼面倾转控制主着陆轮的自动收放可减小平飞时的飞行阻力；主着陆轮和动力系统4分别安装在翼面的不同端，这样可以中和动力系统的单边重力扭矩，即力矩T1与力矩T2相互抵消使倾转驱动力线性平稳，不受角度影响。

另外，随着翼尖位置的前掠，机翼升力线会前移，接近机翼的转轴线，升力线与转轴线越接近，对飞机的平飞和悬停均有好处，控制升力线在翼根从前向后方向的10％--30％为宜，转轴线在机翼的位置越靠前，理论上对飞行越有益，但过于靠前，则会影响机翼强度，综合考虑转轴线位置也在10％--30％位置，但升力线只能接近转轴线，不能重合或超过转轴线。翼尖部分前掠角大小，决定升力线位置，前掠角控制在5°--45°较为合适。本技术方案中所述的前、后，均是飞机飞行机头的方向为前，机尾部分为后。

显然，上述实例仅仅是为清楚地说明本发明的技术方案所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims

1.一种垂直起降飞机用机翼，包括翼根部分和翼尖部分，其特征在于，所述翼根部分设有分离式可倾转翼面；所述翼面上安装有动力系统及旋翼；所述翼尖部分相较于翼根部分整体前掠；所述分离式可倾转翼面上固定有主着陆轮；所述主着陆轮和动力系统分别安装在翼面的两端。

2.根据权利要求1所述的垂直起降飞机用机翼，其特征在于，所述翼尖部分的前掠角为5°--45°；所述机翼的升力线控制在翼根平均翼弦线从前向后方向的10％--30％位置。

3.根据权利要求1所述的垂直起降飞机用机翼，其特征在于，所述机翼为双梁结构，其前梁为带有倾转装置平直翼梁，其后梁为中部随型弯曲翼梁；所述前梁即为所述分离式可倾转翼面的倾转轴。

4.根据权利要求1所述的垂直起降飞机用机翼，其特征在于，所述翼根部分前缘整体平直，后缘呈外凸三角状；所述分离式可倾转翼面设置在翼根部分的前缘；所述翼尖部分的前缘与后缘均呈倾斜状。

5.根据权利要求3所述的垂直起降飞机用机翼，其特征在于，左、右两侧机翼的前梁与后梁均穿过机身构成互插式连接。

6.根据权利要求1所述的垂直起降飞机用机翼，其特征在于，所述分离式可倾转翼面的倾转角范围为0～105°。

7.根据权利要求1所述的垂直起降飞机用机翼，其特征在于，所述机翼沿翼根部分至翼尖部分呈向前弯折状。

8.根据权利要求1所述的垂直起降飞机用机翼，其特征在于，所述翼根面积占机翼面积的40％--70％。

9.一种垂直起降飞机，其特征在于，采用权利要求1-7任一所述机翼。