CN215098247U - 一种垂直起降固定翼飞行器 - Google Patents

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Abstract

本实用新型公开了一种垂直起降固定翼飞行器,包括机身、机尾和安装在机身两侧的机翼,机尾上安装有尾翼,机身内设有动力转换装置和动力装置,动力转换装置包括箱体,以及设置于箱体内的变速齿轮、换向伞齿和离合器;动力装置与动力转换装置连接;机翼内设置有主升力旋翼,主升力旋翼固定安装在机翼内;主升力旋翼通过主升力旋翼驱动轴与换向伞齿连接;尾翼内设有姿态稳定旋翼组件,姿态稳定旋翼组件包括旋翼、姿态控制电机和双向调节器,姿态控制电机与双向调节器连接,旋翼与姿态控制电机连接。通过内置主升力旋翼、姿态稳定旋翼组件,避免飞行器在飞行时由于旋翼和其他结构外置产生的空气阻力和扰流,提高飞行器的飞行性能和稳定性。

Description

一种垂直起降固定翼飞行器
技术领域
本实用新型涉及一种木工工具,具体涉及一种垂直起降固定翼飞行器。
背景技术
传统垂直起降固定翼飞行器有发动机-旋翼倾转式、发动机-旋翼-机翼倾转式、固定旋翼外置式等几种。前两种需要发动机舱和旋翼由水平至垂直转动改变拉力线实现直升机和固定翼飞行器的融合,其缺点就是发动机和旋翼旋转时重力重心、空气动力中心、拉力方向、旋翼扰流、发动机舱翼尖布置、发动机旋转供油供电等等,这种布局如美国V22“鱼鹰”自1989年试飞目前坠机事故频频,保养维护极难原因就如上述那些方面。而近几年出现的垂直起降固定翼是简单结合了多旋翼飞行器和固定翼飞行器,直接在固定翼飞行器机体上叠加多旋翼飞行器机臂、旋翼等部件而成,虽能够达到垂直起降和固定翼的全部功能,但是其飞行性能和稳定性有待提高,外置的旋翼和结构件在固定翼模式飞行时产生的空气阻力和扰流,严重的干扰和降低了飞行器空气动力性能,而且能耗大、载荷小、操控性差;而在垂直起降模式时由于固定翼飞行器机翼、水平尾翼、垂直尾翼、机身等结构面积大受气流扰动也就大,仅靠旋翼之间速度差产生的修正扭矩不能完全抵消扰动力矩,起飞降落悬停时稳定性不能保证,操控难度高、安全隐患大。
实用新型内容
本实用新型目的在于提供一种垂直起降固定翼飞行器,通过内置主升力旋翼、姿态稳定旋翼组件,避免飞行器在飞行时由于旋翼和其他结构外置产生的空气阻力和扰流,提高飞行器工作在垂直起降模式和固定翼飞行模式时的飞行性能和稳定性。
本实用新型通过下述技术方案实现:
一种垂直起降固定翼飞行器,包括机身、机尾和安装在机身两侧的机翼,所述机尾上安装有尾翼,机身内设有动力转换装置和动力装置,所述动力转换装置包括箱体,以及设置于箱体内的变速齿轮、换向伞齿和离合器;所述动力装置与离合器连接,所述变速齿轮和换向伞齿连接;机翼内设置有主升力旋翼,所述主升力旋翼通过固定支架固定安装在机翼内;所述主升力旋翼通过主升力旋翼驱动轴与换向伞齿连接;所述尾翼内设有姿态稳定旋翼组件,所述姿态稳定旋翼组件包括旋翼、姿态控制电机和双向调节器,所述姿态控制电机与双向调节器连接,所述旋翼与姿态控制电机连接。
在上述方案中,进一步地,所述尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼,所述姿态稳定旋翼组件分为俯仰姿态动力组件和航向姿态动力组件,所述俯仰姿态动力组件设于水平尾翼内,航向姿态动力组件设于垂直尾翼内,俯仰姿态动力组件和航向姿态动力组件均包括旋翼、姿态控制电机和双向调节器。
在上述方案中,进一步地,还包括推力螺旋桨,所述推力螺旋桨通过整流罩固定在靠近机尾的机身外平面,所述机身内还设有固定翼模式动力组件,所述固定翼模式动力组件通过推力螺旋桨驱动轴与所述动力转换装置连接,所述推力螺旋桨与固定翼模式动力组件连接。
在上述方案中,进一步地,还包括旋翼舱保形装置,所述主升力旋翼设于旋翼舱保形装置内,旋翼舱保形装置包括旋翼舱体、主升力旋翼上舱盖、主升力旋翼下舱盖、上舱盖伺服推拉杆、下舱盖伺服推拉杆、舱盖轴和舱盖位置传感器,所述主升力旋翼上舱盖和主升力旋翼下舱盖分别通过舱盖轴安装在旋翼舱体两侧,所述上舱盖伺服推拉杆一端活动安装在旋翼舱体上,另一端安装在主升力旋翼上舱盖上;所述下舱盖伺服推拉杆一端活动安装在旋翼舱体上,另一端安装在主升力旋翼下舱盖上,所述舱盖位置传感器安装在舱盖轴上。
进一步地,机身内还设有电池组,当发电机不工作时如地面调试和准备阶段为飞行器用电设备提供电能,也可在飞行器飞行时为发电机调峰,消除用电设备启动、功率增大等情况下出现的电路电压波动。
进一步地,所述主升力旋翼为2个及以上。
进一步地,所述俯仰姿态动力组件为1组及以上。
进一步地,所述航向姿态动力组件为1组及以上。
俯仰姿态动力组件和航向姿态动力组件的数量和飞行器固定翼气动外形布局有关。
现有技术中,垂直起降固定翼飞行器的旋翼和结构件通常是外置的,然而外置的旋翼和结构件在飞行器固定翼模式飞行时产生的空气阻力和扰流,会干扰和降低飞行器空气动力性能,而且能耗大、载荷小、操控性差;而且在垂直起降模式时由于固定翼飞行器机翼、水平尾翼、垂直尾翼、机身等结构面积大受气流扰动也就大,仅靠旋翼之间速度差产生的修正扭矩不能完全抵消扰动力矩,起飞降落悬停时增加不稳定性,本实用新型通过将主升力旋翼、姿态稳定旋翼组件分别安装在机翼和尾翼内,并通过设置旋翼舱保形装置,当飞行器以固定翼模式飞行时主升力旋翼被封闭在旋翼舱体内,此时飞行器形成一个完整的固定翼飞行器,阻力小、无附加扰流,有效提高空气动力性能。姿态稳定旋翼组件包括俯仰姿态动力组件和航向姿态动力组件,俯仰姿态动力组件和航向姿态动力组件分别安装于水平尾翼和垂直尾翼内,充分利用固定翼飞行器尾力臂增加其扭力,有效的增加了灵敏度减小了体积和功率。并且飞行器的垂直起降模式和固定翼模式的动力系统不同,垂直起降模式时主升力旋翼将机械动能转换为飞行器垂直起飞、降落和空中悬停时的升力,固定翼模式飞行时姿态稳定旋翼组件将电能转化为机械能带动旋翼转动产生相应方向和大小的推力,控制飞行器飞行姿态的变化,推力螺旋桨驱动轴带动推力螺旋桨工作推动飞行器向前飞行,这样当飞行器处于不同工作模式时,动力系统只需通过控制系统简单切换,提高了飞行器的稳定性和安全可靠性;由于设置于机身内的发动机动力输出轴与主升力旋翼驱动轴存在夹角,故需要用换向伞齿进行变向。设置离合器以实现飞行器在不同工作模式下的动力分配,离合器为两组分别控制主升力旋翼和推力螺旋桨的启停。
本实用新型与现有技术相比,具有如下的优点和有益效果:
1、本实用新型一种垂直起降固定翼飞行器,将主升力旋翼、姿态稳定旋翼组件分别安装在机翼和尾翼内,并通过设置旋翼舱保形装置,当飞行器以固定翼模式飞行时主升力旋翼被封闭在旋翼舱体内,此时飞行器形成一个完整的固定翼飞行器,阻力小、无附加扰流,有效提高空气动力性能。且全部动力组件、旋翼都是固定于各自位置,在不同的飞行模式下重心和气动中心不发生改变,故无论是飞行姿态转换或者是固定翼飞行时都非常稳定可靠;
2、本实用新型一种垂直起降固定翼飞行器,垂直起降模式和固定翼飞行模式在空中切换时,旋翼拉力线没有发生变化只是调整其工作状态,故切换中控制过程快速、顺滑、简单、安全可靠;并且飞行器的垂直起降模式和固定翼模式的动力系统不同,垂直起降模式和固定翼模式分别配置升力旋翼系统和推进系统,这样当飞行器处于不同工作模式时,动力系统独立工作只需通过控制系统简单切换,提高了飞行器的稳定性和安全可靠性;
3、本实用新型一种垂直起降固定翼飞行器,俯仰姿态动力组件和航向姿态动力组件分别独立安装于水平尾翼和垂直尾翼内充分利用固定翼飞行器尾力臂增加其扭力,有效的增加了灵敏度减小了体积和功率。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本实用新型实施例的进一步理解,构成本申请的一部分,并不构成对本实用新型实施例的限定。在附图中:
图1为本实用新型结构示意图;
图2为固定翼飞行模式时飞行器外部结构俯视图;
图3为固定翼飞行模式时飞行器外部结构侧视图;
图4为垂直起降模式时飞行器外部结构侧视图;
图5为本实用新型控制连接结构。
附图中标记及对应的零部件名称:
1-机翼,2-机身,3-尾翼,4-主升力旋翼,5-动力转换装置,51-主升力旋翼驱动轴,52-推力螺旋桨驱动轴,6-旋翼舱保形装置,61-主升力旋翼上舱盖,62-主升力旋翼下舱盖,63-上舱盖伺服推拉杆,64-下舱盖伺服推拉杆,65-舱盖位置传感器,66-舱盖轴,7-推力螺旋桨,8-电池组,9-发动机,10-发电机,D1-航向姿态动力组件,D2-俯仰姿态动力组件,D3-固定翼模式动力组件,R1-升降舵伺服舵机,R2-方向舵伺服舵机,R3-副翼伺服舵机,R4-襟翼伺服舵机,R5-发动机油门伺服舵机。
具体实施方式
为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚明白,下面结合实施例和附图,对本实用新型作进一步的详细说明,本实用新型的示意性实施方式及其说明仅用于解释本实用新型,并不作为对本实用新型的限定。
在以下描述中,为了提供对本实用新型的透彻理解阐述了大量特定细节。然而,对于本领域普通技术人员显而易见的是:不必采用这些特定细节来实行本实用新型。在其他实例中,为了避免混淆本实用新型,未具体描述公知的结构、电路、材料或方法。
在整个说明书中,对“一个实施例”、“实施例”、“一个示例”或“示例”的提及意味着:结合该实施例或示例描述的特定特征、结构或特性被包含在本实用新型至少一个实施例中。因此,在整个说明书的各个地方出现的短语“一个实施例”、“实施例”、“一个示例”或“示例”不一定都指同一实施例或示例。此外,可以以任何适当的组合和、或子组合将特定的特征、结构或特性组合在一个或多个实施例或示例中。此外,本领域普通技术人员应当理解,在此提供的示图都是为了说明的目的,并且示图不一定是按比例绘制的。这里使用的术语“和/或”包括一个或多个相关列出的项目的任何和所有组合。
在本实用新型的描述中,术语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“高”、“低”“内”、“外”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保护范围的限制。
实施例1
如图1所示,本实用新型一种垂直起降固定翼飞行器,包括机身2、机尾和安装在机身2两侧的机翼1,所述机尾上安装有尾翼3,机身2内设有动力转换装置5和动力装置,所述动力转换装置5包括箱体,以及设置于箱体内的变速齿轮、换向伞齿和离合器;所述动力装置与离合器连接,所述变速齿轮和换向伞齿连接;机翼1内设置有主升力旋翼4,所述主升力旋翼4通过固定支架固定安装在机翼1内;所述主升力旋翼4通过主升力旋翼驱动轴51与换向伞齿连接;所述尾翼3内设有姿态稳定旋翼组件,所述姿态稳定旋翼组件包括旋翼、姿态控制电机和双向调节器,所述姿态控制电机与双向调节器连接,所述旋翼与姿态控制电机连接。主升力旋翼4为2个及以上。本实施例的主升力旋翼4为两个。
在一种实施例中,尾翼3又包括水平尾翼和垂直尾翼,所述姿态稳定旋翼组件分为俯仰姿态动力组件D2和航向姿态动力组件D1,所述俯仰姿态动力组件D2设于水平尾翼内,航向姿态动力组件D1设于垂直尾翼内,俯仰姿态动力组件D2和航向姿态动力组件D1均包括旋翼、姿态控制电机和双向调节器。具体实施时,俯仰姿态动力组件D2和航向姿态动力组件D1为1组及以上,本实施例只展现了俯仰姿态动力组件D2和航向姿态动力组件D1分别为一组的情况。
在一种实施例中,上述垂直起降固定翼飞行器还包括推力螺旋桨7,推力螺旋桨7通过整流罩固定在靠近机尾的机身2外平面,所述机身2内还设有固定翼模式动力组件D3,固定翼模式动力组件D3通过推力螺旋桨驱动轴52与所述动力转换装置5连接,所述推力螺旋桨7与固定翼模式动力组件D3连接。
在一种实施例中,上述垂直起降固定翼飞行器还包括旋翼舱保形装置6,如图4所示,主升力旋翼4设于旋翼舱保形装置6内,旋翼舱保形装置6包括旋翼舱体、主升力旋翼上舱盖61、主升力旋翼下舱盖62、上舱盖伺服推拉杆63、下舱盖伺服推拉杆64、舱盖轴66和舱盖位置传感器65,所述主升力旋翼上舱盖61和主升力旋翼下舱盖62分别通过舱盖轴66安装在旋翼舱体两侧,所述上舱盖伺服推拉杆63一端活动安装在旋翼舱体上,另一端安装在主升力旋翼上舱盖61上;所述下舱盖伺服推拉杆64一端活动安装在旋翼舱体上,另一端安装在主升力旋翼下舱盖62上,所述舱盖位置传感器65安装在舱盖轴66上。当中央控制器输出控制信号后上下舱盖伺服推拉杆分别动作,伸出或缩回带动主升力旋翼上下舱盖打开和关闭,或者根据指令信号结合舱盖位置传感器65角度数据对主升力旋翼上下舱盖进行角度控制,使之工作于飞行器飞行状态所需角度。
还有一种实施例中,机身2内还设有电池组8,当发电机10不工作时如地面调试和准备阶段为飞行器用电设备提供电能,也可在飞行器飞行时为发电机10调峰,消除用电设备启动、功率增大等情况下出现的电路电压波动。
工作时,上述主升力旋翼4将机械动能转换为飞行器垂直起飞、降落和空中悬停时的升力,上述动力装置包括发动机9和发电机10,发动机9是飞行器的主要动力来源,为飞行器提供飞行动力,发电机10与发动机动力输出轴相连并与之同步转动,将发动机9机械能转化为电能供给飞行器各用电设备使用。由于设置于机身2内的发动机动力输出轴与主升力旋翼驱动轴51存在夹角,故需要用换向伞齿进行变向,飞行器不同工作模式下需要对动力进行分配,故动力转换装置5设置有离合器,离合器设置两组分别控制主升力旋翼4和推力螺旋桨7的启停,则动力转换装置5分为两条动力传递路径,一条为发动机动力经离合器控制通断,后传送至变速齿轮转换为主升力旋翼4所需转速,再由伞齿90度换向后传送给升力旋翼驱动轴,带动主升力旋翼4工作;另一条动力传递路径为发动机动力经离合器控制通断,后传送至推力螺旋桨驱动轴52带动推力螺旋桨7工作推动飞行器向前飞行。
在本实用新型中,飞行器的控制系统通过中央控制器控制飞行器切换工作模式,如图5所述,中央控制器与飞行器各部分连接控制飞行器的飞行情况,俯仰姿态动力组件D2将中央控制器传来的俯仰控制信号经调速器调节成所需电流送入姿态控制电机转化为机械能带动俯仰姿态动力组件D2内的旋翼转动产生相应方向和大小的推力,控制飞行器俯仰姿态的变化从而控制或稳定其俯仰姿态。航向姿态动力组件D1将中央控制器传来的航向控制信号经调速器调节成所需电流送入姿态控制电机转化为机械能带动航向姿态动力组件D1内的旋翼转动产生相应方向和大小的推力,控制飞行器航向姿态的变化从而控制或稳定其航向姿态。
本实用新型飞行器的不同工作模式过程具体如下:
当飞行器垂直起飞时:各工作设备检查完毕发动机9启动并预热,地面控制系统发出垂直起飞指令经遥控系统传送至飞行器机载遥控接收模块,机载遥控接收模块输出垂直起飞指令至中央控制器,中央控制器输出相应控制信号,此时机翼1两侧的主升力旋翼4上下舱盖同时打开至垂直起降位置,主升力旋翼上舱盖61向后打开至78度,主升力旋翼下舱盖62分为前后两部分,前部向前打开至90度,下舱盖后部向后打开至90度,各舱盖位置传感器65将舱盖角度信号传回中央处理器,当达到垂直起飞程序预设角度后上下舱盖伺服推拉杆64停止工作并保持当前位置;接着,离合器得到中央控制器指令使动力转换装置5与发动机9连通,则主升力旋翼驱动轴(51)转动带动主升力旋翼4转动;进一步,中央控制器控制发动机油门伺服舵机R5使发动机9转速逐渐升高带动主升力旋翼4转速提高,当主升力旋翼4产生的升力大于飞行器重量时飞行器离地起飞,此时发动机9转速继续升高直至飞行器达到预设垂直起飞爬升速率,同时飞行器姿态稳定旋翼组件控制部分启动,控制飞行器航向、俯仰、横滚保持在预设稳定状态。
飞行器成功起飞后,需要转换为固定翼飞行模式,当飞行器升高到预设高度时,地面控制系统发出垂直起飞转换为固定翼飞行模式指令经遥控系统传送至飞行器机载遥控接收模块,机载遥控接收模块输出垂直起飞转换为固定翼飞行模式指令信号至中央控制器,中央控制器输出相应控制信号,此时在保持垂直起飞模式下设备状态的情况下进入转换过程,固定翼模式动力组件D3中的推力电机工作,逐渐提高功率,保持飞行器的稳定加速,带动推力螺旋桨7工作,推动飞行器向前飞行;当飞行器出现向前且水平运动后,固定翼模式动力组件D3全功率工作,飞行器开始加速;根据空速管和气压高度模块传回的信息,中央控制器根据内置计算程序计算出飞行器升力气动面产生的升力,再通过运算得出主升力旋翼4需要提供的升力,计算公式和逻辑关系如下:
若飞行器总升力为F,F1=旋翼升力主升力旋翼升力+俯仰姿态旋翼升力;
F2=气动面升力机翼、水平尾翼、机身或者当固定翼飞行器为鸭翼布局时等产生升力总和;
F=F1+F2
垂直起飞模式:F=F1
垂直起飞转换为固定翼飞行模式:F=F1—0 F=0—F2
固定翼飞行模式:F=F2;
随着飞行器水平飞行速度的提高气动升力面所产生的升力越来越大,中央控制器控制主升力旋翼4升力逐渐减小,同时旋翼舱保形装置6的主升力旋翼4上下舱盖也随之逐渐关闭以减少空气阻力。当F1=F2时旋翼升力已经是起飞时50%,中央控制器控制离合器使发动机9动力经推力螺旋桨驱动轴52传递至推力螺旋桨7驱动其转动,固定翼模式动力组件D3中的推力电机关闭,飞行器获得更大推力,飞行速度更快提高。当飞行器飞行速度不断提高,达到固定翼飞行模式需要的升力F=F2时,飞行器飞行所需升力完全由气动升力面产生,主升力旋翼4停止工作同时主升力旋翼上舱盖61和主升力旋翼下舱盖62完全关闭,主升力旋翼4被装入旋翼舱保形装置6中,此时飞行器为完整的固定翼飞行器,主升力旋翼内置于旋翼舱保型装置中,如图2、图3所示,此时垂直起飞模式完全转换到固定翼飞行模式。
若飞行器在飞行中需要从固定翼飞行模式转换悬停时,地面控制系统发出固定翼飞行模式转换悬停模式指令,经遥控系统传送至飞行器机载遥控接收模块,接收模块输出固定翼飞行模式转换悬停模式指令信号至中央控制器,中央控制器输出相应控制信号,此时在保持固定翼飞行模式下各设备状态的情况下进入转换过程。中央控制器控制离合器切断推力螺旋桨7动力输出,飞行器减速。接着,主升力旋翼4上下舱盖同时打开至垂直起降位置,主升力旋翼4上下舱盖打开后增加了飞行器飞行阻力,则飞行器继续减速,同时中央控制器控制离合器将发动机9与动力转换装置5连通。当飞行器减速到F2≤F时主升力旋翼4开始工作,随着飞行速度降低,固定翼气动面升力逐渐减小,中央控制器控制主升力旋翼4增大转速从而补充气动面因减速而失去的那一部分升力,保持飞行器飞行的总升力不变。进一步,俯仰姿态控制组件工作产生一个尾翼3下压力使飞行器机翼1迎角加大,帮助减速;此时由于主升力旋翼4与机翼1位于同一平面,机翼1迎角加大相当于机翼1整体后倾,主升力旋翼4升力线随之向后倾斜产生一个向后的分力,最终抵消了飞行器的惯性,使飞行器完全悬停在空中,飞行器进入悬停模式。当飞行器进入悬停模式时,F=F1,升力由主升力旋翼4提供,升力与飞行器重量相同使其悬停在空中;飞行器的横滚方向稳定由布置在两侧机翼1内主升力旋翼4升力差实现,也就是一侧机翼1方向有下沉趋势时陀螺仪控制加大该侧升力旋翼螺距增加升力抵消下沉趋势,使飞行器横滚方向稳定。飞行器俯仰姿态稳定是由布置于水平尾翼内的俯仰姿态动力组完成,当飞行器有低头俯趋势时陀螺仪控制俯仰姿态动力组电机带动旋翼转动产生一个向下的力,抵消低头力,有抬头仰趋势时原理相同只是方向相反。飞行器航向姿态稳定是由布置于垂直尾翼内的航向姿态动力组完成,当飞行器有航向偏航趋势时陀螺仪控制航向姿态动力组电机带动旋翼转动产生一个垂直于垂直尾翼的力,抵消偏航力。
若飞行器需要垂直降落,则飞行器进入垂直降落模式,飞行器在保持悬停模式各设备状态的情况下进入转换过程,减小主升力旋翼4升力使飞行器下降;进一步,根据设定的下降速率控制主升力旋翼4升力与飞行器重量差,实现飞行器垂直降落。
需要说明的是,上述实施例描述的飞行器的固定翼外形布局不仅限于图示所述结构,本实用新型还适用于常规布局或者鸭翼布局的固定翼飞行器。
以上所述的具体实施方式,对本实用新型的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明,所应理解的是,以上所述仅为本实用新型的具体实施方式而已,并不用于限定本实用新型的保护范围,凡在本实用新型的精神和原则之内,所做的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种垂直起降固定翼飞行器,其特征在于,包括机身(2)、机尾和安装在机身(2)两侧的机翼(1),所述机尾上安装有尾翼(3),机身(2)内设有动力转换装置(5)和动力装置,所述动力转换装置(5)包括箱体,以及设置于箱体内的变速齿轮、换向伞齿和离合器;所述动力装置与离合器连接,离合器与变速齿轮连接,所述变速齿轮和换向伞齿连接;机翼(1)内设置有主升力旋翼(4),所述主升力旋翼(4)通过固定支架固定安装在机翼(1)内;所述主升力旋翼(4)通过主升力旋翼驱动轴(51)与换向伞齿连接;所述尾翼(3)内设有姿态稳定旋翼组件,所述姿态稳定旋翼组件包括旋翼、姿态控制电机和双向调节器,所述姿态控制电机与双向调节器连接,所述旋翼与姿态控制电机连接。
2.根据权利要求1所述的一种垂直起降固定翼飞行器,其特征在于,所述尾翼(3)包括水平尾翼和垂直尾翼,所述姿态稳定旋翼组件分为俯仰姿态动力组件(D2)和航向姿态动力组件(D1),俯仰姿态动力组件(D2)和航向姿态动力组件(D1)均包括旋翼、姿态控制电机和双向调节器,所述姿态控制电机与双向调节器连接,所述旋翼与姿态控制电机连接,所述俯仰姿态动力组件(D2)设于水平尾翼内,航向姿态动力组件(D1)设于垂直尾翼内。
3.根据权利要求1所述的一种垂直起降固定翼飞行器,其特征在于,还包括推力螺旋桨(7),所述推力螺旋桨(7)通过整流罩固定在靠近机尾的机身(2)外平面,所述机身(2)内还设有固定翼模式动力组件(D3),所述固定翼模式动力组件(D3)通过推力螺旋桨驱动轴(52)与所述动力转换装置(5)的离合器连接,所述推力螺旋桨(7)与固定翼模式动力组件(D3)连接。
4.根据权利要求1所述的一种垂直起降固定翼飞行器,其特征在于,还包括旋翼舱保形装置(6),所述主升力旋翼(4)设于旋翼舱保形装置(6)内,旋翼舱保形装置(6)包括旋翼舱体、主升力旋翼上舱盖(61)、主升力旋翼下舱盖(62)、上舱盖伺服推拉杆(63)、下舱盖伺服推拉杆(64)、舱盖轴(66)和舱盖位置传感器(65),所述主升力旋翼上舱盖(61)和主升力旋翼下舱盖(62)分别通过舱盖轴(66)安装在旋翼舱体两侧,所述上舱盖伺服推拉杆(63)一端活动安装在旋翼舱体上,另一端安装在主升力旋翼上舱盖(61)上;所述下舱盖伺服推拉杆(64)一端活动安装在旋翼舱体上,另一端安装在主升力旋翼下舱盖(62)上,所述舱盖位置传感器(65)安装在舱盖轴(66)上。
5.根据权利要求1所述的一种垂直起降固定翼飞行器,其特征在于,机身(2)内还设有电池组(8)。
6.根据权利要求1所述的一种垂直起降固定翼飞行器,其特征在于,所述主升力旋翼(4)为2个及以上。
7.根据权利要求2所述的一种垂直起降固定翼飞行器,其特征在于,所述俯仰姿态动力组件(D2)为1组及以上。
8.根据权利要求2所述的一种垂直起降固定翼飞行器,其特征在于,所述航向姿态动力组件(D1)为1组及以上。
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CN117842342A (zh) * 2024-03-06 2024-04-09 四川迅联达智能科技有限公司 一种固定翼飞行器的外表面保形系统及飞行器

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