CN212501012U - 一种三倾转飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种三倾转飞行器，包括机身，主机翼，倾转外翼，副翼，尾翼，动力系统，倾转动力系统。其中主机翼在机身前部，两个倾转外翼对称安装在主机翼两侧可以沿主机翼轴向旋转0到90度，两个动力系统对称安装在两个倾转外翼上，倾转动力系统水平安装在机身尾部，使得倾转舵机转轴轴线与尾翼的后缘距离大于等于螺旋桨的半径。垂直起降阶段，采用三旋翼控制模式加上副翼辅助控制；巡航阶段，采用固定翼控制模式。本实用新型垂直阶段采用三旋翼的控制模式，控制简单，同时增加副翼控制，而且只有倾转外翼竖直，减小的迎风面积，解决倾转飞行器稳定性问题。外翼一直在螺旋桨滑流下解决桨叶对机翼气流干扰的问题。

Description

一种三倾转飞行器

技术领域

本实用新型涉及一种三倾转飞行器。

背景技术

倾转飞行器既可以垂直起降又可以高速飞行。倾转飞行器可以分为倾转旋翼和倾转机翼两大类，倾转旋翼市将动力系统安装在翼梢，只倾转动力系统，机构比较复杂，而且旋翼对机翼有严重的气动干扰；倾转机翼，是将整个机翼进行倾转，在垂直阶段迎风面大，稳定性差，而且倾转力矩较大。

实用新型内容

为了克服现有技术的缺陷，本实用新型提出一种三倾转飞行器。

本实用新型通过以下技术方案得以实现。

一种三倾转飞行器包括机身1，主机翼2，倾转外翼3，副翼4，尾翼5，动力系统6，倾转动力系统7。

所述主机翼2安装在机身1前部。

进一步的，所述主机翼2为矩形机翼。

进一步的，所述倾转外翼3为直角梯形，长边为翼根，短边为翼梢，其翼根与主机翼的翼梢一致。

两个所述倾转外翼3对称安装在主机翼2两侧可以沿主机翼2轴向旋转0到90度；所述动力系统6 包括电机8和螺旋桨9，所述螺旋桨9安装在所述电机8上；两个所述动力系统6对称安装在两个所述倾转外翼3上；所述动力系统6的中轴线到所述倾转外翼3的翼梢的距离小于所述螺旋桨9半径；所述倾转外翼3的长度大于所述螺旋桨9半径与所述动力系统6的中轴线到所述倾转外翼3的翼梢的距离之和；优选地，所述倾转外翼3的长度为所述螺旋桨9直径的0.8倍；所述动力系统7的中轴线到所述倾转外翼3 的翼根距离为所述倾转外翼3的长度。

所述副翼4在所述倾转外翼3后部分，在整个飞行过程中都参与控制飞机姿态，优选地，所述副翼4 宽为所述倾转外翼3弦长的25％，长度等于所述倾转外翼3的长度。

所述倾转动力系统7包括倾转舵机10，电机11和螺旋桨12；所述倾转舵机10水平安装在所述机身1 尾部；所述倾转舵机10转轴轴线与所述尾翼的后缘距离大于等于所述螺旋桨12的半径，优选地，等于所述螺旋桨12半径；所述电机11安装在所述倾转舵机轴10上，所述螺旋桨12安装在所述电机11上。

优选地，所述尾翼5为V型尾翼。

垂直起降阶段，采用三旋翼控制模式加上副翼控制，两个所述倾转外翼3竖直，所述螺旋桨12水平，两个所述动力系统6和所述倾转动力系统7共同提供垂直上升的力；过渡阶段，两个所述倾转外翼3和所述倾转动力系统7逆时针旋转；巡航阶段，采用固定翼控制模式，两个所述倾转外翼3水平，所述螺旋桨 12竖直，两个所述动力系统6和所述倾转动力系统7共同提供前飞的拉力。

本实用新型的有益效果是：垂直阶段采用三旋翼的控制模式，控制简单，同时增加副翼控制，增强了垂直稳定性。垂直阶段只有倾转外翼竖直，减小的迎风面积，进一步增加稳定性。垂直转水平飞行时，只对外翼和动力倾转，相对于一般的倾转机翼的飞行器，倾转力矩较小。动力系统跟随倾转外翼一起倾转，不对主机翼产生气动干扰，同时外翼一直在螺旋桨滑流下，在没有来流情况下可以产生升力，且不易失速。副翼在一直保持在螺旋桨滑流下，提高了舵效，同时在垂直阶段也能产生舵效，参与垂直阶段的控制。

附图说明

图1为本实用新型一种三倾转飞行器的水平飞行阶段示意图；

图2为本实用新型一种三倾转飞行器倾转外翼的安装结构示意图；

图3为本实用新型一种三倾转飞行器的垂直阶段示意图；

图4为本实用新型一种三倾转飞行器的过渡阶段示意图。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

需要说明的是，在本文中，术语“包括”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。术语“前部”、“后部”、“水平”、“逆时针”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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。

如图1所示，一种三倾转飞行器包括机身1，主机翼2，倾转外翼3，副翼4，尾翼5，动力系统6，倾转动力系统7。

进一步的，主机翼2为矩形机翼，在机身1前部，翼型选取clark-y，优选地，矩形机翼的翼弦比为 6.92。

进一步的，倾转外翼3为直角梯形，直角梯形高为倾转外翼3的长，直角边为前缘，长边为翼根与主机翼2的翼梢一致，短边为翼梢，翼型选取与主机翼2一致，进一步的，根梢比为1.25。

倾转动力系统7包括倾转舵机10，电机11和螺旋桨12；所述倾转舵机10水平安装在机身尾部，与尾翼5的后缘距离，优选地，等于螺旋桨12半径。电机11安装在倾转舵机轴10上，螺旋桨12安装在电机11上。

优选地，尾翼5为V型尾翼，翼型为NACA006。

如图1和图2所示，两个倾转外翼3通过碳管13对称安装在主机翼2两侧，其可以通过倾转机构14 绕碳管轴向旋转0到90度；动力系统6包括电机8和螺旋桨9，螺旋桨9安装在电机8上，为了减小阻力在动力系统外部增加整流罩15；两个动力系统6对称安装在两个倾转外翼3上；优选地，倾转外翼3的长度为所述螺旋桨9直径的0.8倍；动力系统7的中轴线到倾转外翼3的翼根距离为倾转外翼3的长度。

副翼4在倾转外翼3后部分，在整个飞行过程中都参与控制飞机姿态，优选地，副翼宽为倾转外翼3 弦长的25％，长度为倾转外翼3的长度的0.8倍。

如图1，3，4所示，垂直起降阶段，采用三旋翼控制模式加上副翼4控制，两个倾转外翼3竖直，螺旋桨12水平，两个动力系统6和倾转动力系统7共同提供垂直上升的力；过渡阶段，两个倾转外翼3和倾转动力系统7逆时针旋转；巡航阶段，采用固定翼控制模式，两个倾转外翼3水平，螺旋桨12竖直，两个动力系统6和倾转动力系统7共同提供前飞的拉力。

Claims (4)

1.一种三倾转飞行器，其特征在于，包括机身(1)，主机翼(2)，倾转外翼(3)，副翼(4)，尾翼(5)，动力系统(6)，倾转动力系统(7)，所述主机翼(2)安装在机身(1)前部；两个所述倾转外翼(3)对称安装在主机翼(2)两侧可以沿主机翼轴向旋转0到90度；所述动力系统(6)包括电机(8)和螺旋桨(9)，所述螺旋桨(9)安装在电机(8)上；两个所述动力系统(6)对称安装在两个所述倾转外翼(3)上；所述动力系统(6)的中轴线到所述倾转外翼(3)的翼梢的距离小于所述螺旋桨(9)半径；所述倾转外翼(3)的长度大于所述螺旋桨(9)半径与所述动力系统(6)的中轴线到所述倾转外翼(3)的翼梢的距离之和。

2.根据权利要求1所述三倾转飞行器，其特征在于，所述副翼(4)在所述倾转外翼(3)后部分，在整个飞行过程中都参与控制飞机姿态。

3.根据权利要求1所述三倾转飞行器，其特征在于，所述倾转动力系统(7)包括倾转舵机(10)，电机(11)和螺旋桨(12)；所述倾转舵机(10)水平安装在所述机身(1)尾部，所述倾转舵机(10)转轴轴线与所述尾翼(5)的后缘距离大于等于所述螺旋桨(12)的半径；所述电机安装在所述倾转舵机(10)轴上，所述螺旋桨(12)安装在所述电机(11)上。

4.根据权利要求1所述三倾转飞行器，其特征在于，垂直起降阶段，采用三旋翼控制模式加上所述副翼(4)辅助控制，两个所述倾转外翼(3)竖直，所述螺旋桨(12)水平，两个所述动力系统(6)和所述倾转动力系统(7)共同提供垂直上升的力；过渡阶段，两个所述倾转外翼(3)和所述倾转动力系统(7)逆时针旋转；巡航阶段，采用固定翼控制模式，两个所述倾转外翼(3)水平与所述主机翼(2)形成一体，所述螺旋桨(12)桨叶竖直，两个所述动力系统(6)和所述倾转动力系统(7)共同提供前飞的拉力。

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