CN218368284U - 一种垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种垂直起降飞行器，其技术方案要点是包括机体、尾推系统和升力系统；升力系统包括升力桁梁、结构桁梁和旋翼结构，升力桁梁沿机翼的翼展方向对称设置，结构桁梁与机翼连接并介于升力桁梁和机体之间，结构桁梁上还连接有尾翼结构，结构桁梁和升力桁梁上均连接多个旋翼结构，旋翼结构位于机体的上部并且倾斜设置尾推系统包括尾推螺旋桨，尾推螺旋桨设置于机体为尾部并介于机体和尾翼结构之间。本实用新型一种垂直起降飞行器，具有提供便利的飞行操控提高姿态控制的稳定性并提高安全性的效果。

Description

一种垂直起降飞行器

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，更具体的说是涉及一种垂直起降飞行器。

背景技术

随着航空技术的不断发展，为一定程度的减小地面交通的出行压力，也推出了不同类型的载人飞行器来缓解地面出行的交通压力，但是由于现有很多的飞行器需要通过滑跑助力进行起飞，导致在城市内不方便进行运用，对此垂直起降式的飞行器便尤为重要，也成为了目前飞行器最主要的推进内容。

现有公布号为CN111731475A的中国专利公开了一种垂直起降倾转复合翼飞行器，它包括机身、机翼以及尾翼，机身中部设有电池舱、中后部设有飞行控制舱、后部设有推进引擎舱、底部设有载荷舱和航测相机镜头；电池舱内均对插布置有动力电池组件，飞行控制舱内布置有飞控模块和集成控制电路板，推进引擎舱内安装有推进电机和推进控制电调，载荷舱内搭载有可更换载荷舱模块；机翼前后侧布设有多根旋翼撑杆、上部设有机翼折叠机构、底部设有襟副翼舵机、外端后延设有襟副翼混合舵面、两侧外端设有翼梢小翼。

这种飞行器虽然能够进行垂直起降，但是在多旋翼模式下的偏转控制时，由于旋翼处于下部，在进行偏转操控时容易出现偏转立力矩不足，需要耗费更多电能，并且由于旋翼处于下部，导致在旋翼出现断裂时有射入驾驶座座舱的风险，还会存在射入其他动力单元的风险，使得整体的飞行控制上不便利以及安全性低的情况，对此一种安全并方便操作的垂直起降飞行器亟待解决。

实用新型内容

针对现有技术存在的不足，本实用新型的目的在于提供一种垂直起降飞行器，具有提供便利的飞行操控提高姿态控制的稳定性并提高安全性的效果。

为实现上述目的，本实用新型提供了如下技术方案：

一种垂直起降飞行器，包括：机体、尾推系统和升力系统；

所述机体上设置有机翼，所述升力系统包括升力桁梁、结构桁梁和旋翼结构，所述升力桁梁沿机翼的翼展方向对称设置，所述结构桁梁与机翼连接并介于升力桁梁和机体之间，所述结构桁梁和升力桁梁上均连接多个旋翼结构，位于所述结构桁梁和升力桁梁上的旋翼结构分别沿机翼宽度方向对称设置；

所述旋翼结构位于机体的上部并且倾斜设置，位于所述结构桁梁上的旋翼结构形成有第一旋转平面，位于所述升力桁梁上的旋翼结构形成有第二旋转平面，所述第一旋转平面与所述第二旋转平面交叉设置，所述第一旋转平面和第二旋转平面还均沿机体航行方向倾斜设置，倾斜方向为朝向尾翼结构的一侧高于朝向机体前端的一侧；

所述尾推系统包括尾推螺旋桨，所述尾推螺旋桨设置于机体为尾部并介于机体和尾翼结构之间，所述尾推螺旋桨用于提供尾推推力。

作为本实用新型的进一步改进，位于所述结构桁梁上且靠近尾翼结构的旋翼结构至机体质心的距离大于位于所述升力桁梁上且靠近尾翼结构的旋翼结构至机体质心的距离。

作为本实用新型的进一步改进，所述第一旋转平面和第二旋转平面与机翼形成的倾斜夹角相同。

作为本实用新型的进一步改进，位于所述结构桁梁上的旋翼结构和位于升力桁梁上的旋翼结构的旋转方向相反，位于同一所述结构桁梁上的旋翼结构的旋转方向相反，位于同一所述升力桁梁上的旋翼结构的旋转方向相反。

作为本实用新型的进一步改进，所述结构桁梁上还连接有尾翼结构，所述尾翼结构包括立尾翼和水平尾翼，所述水平尾翼连接位于机体两侧的立尾翼。

作为本实用新型的进一步改进，所述旋翼结构的工作模式包括旋翼模式；

所述旋翼结构为旋翼模式时，沿逆时针旋转的所述旋翼结构产生第一扭矩，沿顺时针旋转的所述结构旋翼产生第二扭矩，所述第一扭矩与所述第二扭矩的大小相等，所述旋翼结构产生的总升力值大小与所述机体的重力相等。

作为本实用新型的进一步改进，所述旋翼模式时进行偏转控制时；

若提高产生所述第一扭矩的旋翼结构提供的升力时，则降低产生所述第二扭矩的旋翼结构提供的升力，所述旋翼结构产生的总升力值大小保持与所述机体的重力相等，所述第一扭矩大于所述第二扭矩，控制所述飞行器沿产生第一扭矩的逆时针方向旋转；

若提高产生所述第二扭矩的旋翼结构提供的升力时，则降低产生所述第一扭矩的旋翼结构提供的升力，所述旋翼结构产生的总升力值大小保持与所述机体的重力相等，所述第二扭矩大于所述第一扭矩，控制所述飞行器沿产生第二扭矩的顺时针方向旋转。

作为本实用新型的进一步改进，所述旋翼结构的工作模式还包括固定翼模式；

所述旋翼结构从旋翼模式切换为固定翼模式时，所述尾推螺旋桨启动并提供尾推力，以使所述机翼产生升力，降低所述旋翼结构产生的升力，当所述机体的升力由机翼替代时，关闭所述旋翼结构，此时所述旋翼结构的桨叶保持与机体航行方向一致，所述机体航行时旋翼结构产生用于削弱阻力的辅助力。

作为本实用新型的进一步改进，所述升力桁梁上的旋翼结构还用于提供在机体受沿机翼方向的侧风时的回正力。

作为本实用新型的进一步改进，所述机体底部还设置有前三点式起落架。

本实用新型的有益效果：通过在结构桁梁和升力桁梁上对称设置的旋翼结构，能够在进行垂直起降时提供垂直起降的升力，位于结构桁梁和升力桁梁上的旋翼结构处于倾斜设置，分别形成了第一旋转平面和第二旋转平面，并且沿航行方向倾斜设置呈前倾状态，使得在控制升降和偏转时能够提供稳定的升力，整体在进行控制时由于第一旋转平面和第二旋转平面的交叉设置，实现不仅能够方便控制机体进行姿态的改变还能保持机体的稳定性，实现了便利的飞行操控提高姿态控制的稳定性并提高安全性的效果。

附图说明

图1为体现机体的结构示意图；

图2为体现机体的正视结构示意图；

图3为体现机体的俯视结构示意图；

图4为体现机体前飞时旋翼结构产生的气流结构示意图；

图5为体现旋翼结构倾斜设置的示意图；

图6为体现旋翼结构前倾设置的示意图；

图7为体现机体受侧风时的示意图；

图8为体现旋翼结构旋转方向的示意图。

附图标记：1、机体；11、机翼；12、起落架；2、升力桁梁；3、结构桁梁；4、旋翼结构；5、尾翼结构；51、立尾翼；52、水平尾翼；53、分流尾角；6、尾推螺旋桨。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本实用新型进一步详细说明。其中相同的零部件用相同的附图标记表示。需要说明的是，下面描述中使用的词语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”和“下”指的是附图中的方向，词语“底面”和“顶面”、“内”和“外”分别指的是朝向或远离特定部件几何中心的方向。

参考图1至图8所示：

为本实用新型一种垂直起降飞行器的具体实施方式，包括机体1、尾推系统和升力系统，所述机体1上设置有机翼11，所述升力系统包括升力桁梁2、结构桁梁3和旋翼结构4，所述升力桁梁2沿机翼11的翼展方向对称设置，所述结构桁梁3与机翼11连接并介于升力桁梁2和机体1之间，所述结构桁梁3上还连接有尾翼结构5，所述尾翼结构5包括立尾翼51和水平尾翼52，所述立尾翼51与结构桁梁3一体成型，所述立尾翼51与结构桁梁3之间形成有分流尾角53，在分流尾角53的作用下使得能够对气流进行引导分流，所述水平尾翼52连接位于机体1两侧的立尾翼51，所述结构桁梁3和升力桁梁2上均连接多个旋翼结构4，位于所述结构桁梁3和升力桁梁2上的旋翼结构4分别沿机翼11宽度方向对称设置，升力桁梁2和结构桁梁3分别可以设置为多个，本实施例中提供的升力桁梁2和结构桁梁3分别为两个，升力桁梁2和结构桁梁3上设置的旋翼结构4本实施例中分别提供为两个，机体1底部还设置有前三点式起落架12，使得能够提供机体1进行滑跑。

所述旋翼结构4位于机体1的上部并且倾斜设置，位于机体1上部的设置，使得旋翼结构4在出现断裂时不易出现碎片射入座舱和其它动力单元的风险，位于所述结构桁梁3上的旋翼结构4形成有第一旋转平面，位于所述升力桁梁2上的旋翼结构4形成有第二旋转平面，所述第一旋转平面与所述第二旋转平面交叉设置，所述第一旋转平面和第二旋转平面还均沿机体1航行方向倾斜设置，倾斜方向为朝向尾翼结构5的一侧高于朝向机体1前端的一侧，以机体1航行方向为X轴且航向为正轴，以机翼11的翼展方向为Y轴且位于机体1右侧的方向为正轴，以垂直机翼11的方向为Z轴且垂直向上为正轴方向时，即位于结构桁梁3上的旋翼结构4产生的第一旋转平面与XY平面产生的夹角沿Z轴方向且朝向机体1的一侧为正数，位于升力桁梁2上的旋翼机构产生的第二旋转平面与XY平面产生的夹角沿Z轴方向且朝向机体1的一侧为负数，并且位于升力桁梁2和结构桁梁3上的旋翼结构4分别向前倾斜设置。

所述第一旋转平面和第二旋转平面与机翼11形成的倾斜夹角相同，位于所述结构桁梁3上且靠近尾翼结构5的旋翼结构4至机体1质心的距离大于位于所述升力桁梁2上且靠近尾翼结构5的旋翼结构4至机体1质心的距离，位于所述结构桁梁3上的旋翼结构4和位于升力桁梁2上的旋翼结构4的旋转方向相反，位于同一所述结构桁梁3上的旋翼结构4的旋转方向相反，位于同一所述升力桁梁2上的旋翼结构4的旋转方向相反。

所述旋翼结构4的工作模式包括旋翼模式；

所述旋翼结构4为旋翼模式时，沿逆时针旋转的所述旋翼结构4产生第一扭矩，沿顺时针旋转的所述结构旋翼产生第二扭矩，所述第一扭矩与所述第二扭矩的大小相等，所述旋翼结构4产生的总升力值大小与所述机体1的重力相等，所述旋翼模式时进行偏转控制时。

若提高产生所述第一扭矩的旋翼结构4提供的升力时，则降低产生所述第二扭矩的旋翼结构4提供的升力，所述旋翼结构4产生的总升力值大小保持与所述机体1的重力相等，所述第一扭矩大于所述第二扭矩，控制所述飞行器沿产生第一扭矩的逆时针方向旋转。

若提高产生所述第二扭矩的旋翼结构4提供的升力时，则降低产生所述第一扭矩的旋翼结构4提供的升力，所述旋翼结构4产生的总升力值大小保持与所述机体1的重力相等，所述第二扭矩大于所述第一扭矩，控制所述飞行器沿产生第二扭矩的顺时针方向旋转。

记产生的第一扭矩为Ma，产生的第二扭矩为Mb，在不进行偏转控制时Ma与Mb相等，产生的升力值总和L与机体1的重力相等，在进行偏转控制时，例如进行逆时针偏转是，增大产生第一扭矩的旋翼结构4提供的升力值为L1，降低产生第二扭矩的旋翼结构4提供的升力值为L2，第一扭矩增大至Ma’，第二扭矩降低为Mb’，此时L1-L＝L-L2，升力值总和L任然与机体1的重力相等，并且此时机体1绕Z轴旋转的总扭矩记为M合，M合＝4*(Ma’-Mb’),由于Ma’大于Mb’，因此机体1整体沿着逆时针的方向转动，同理在控制机体1进行顺时针转动时，通过增大第二扭矩，降低第一扭矩实现控制机体1进行顺时针转动，而现有的飞行器由于Z轴的转动惯量都偏大，导致单靠旋翼以反扭矩提供转动力矩使飞行器进行转动的加速度很低，导致在进行偏转控制时不便于进行控制，本实施例中旋翼结构4为倾斜的设置，倾斜后旋翼结构4提供的升力会产生水平分力，记旋翼结构4与Z轴倾斜角度为X°时，产生的水平分力F＝sinx°*L，产生第一扭矩的旋翼结构4提供的水平分离为F1，F1＝sinx°*L1，产生第二扭矩的旋翼结构4提供的水平分离为F2，F2＝sinx°*L2，在水平分力的作用下通过提高机体1航向偏转的力矩从而达到能够快速便利的对飞行姿态进行改变，同时还能够在水平分力的作用下保持机体1的整体稳定。

所述尾推系统包括尾推螺旋桨6，所述尾推螺旋桨6设置于机体1为尾部并介于机体1和尾翼结构5之间，所述尾推螺旋桨6用于提供尾推推力，所述旋翼结构4的工作模式还包括固定翼模式；

所述旋翼结构4从旋翼模式切换为固定翼模式时，所述尾推螺旋桨6启动并提供尾推力，以使所述机翼11产生升力，降低所述旋翼结构4产生的升力，当所述机体1的升力由机翼11替代时，关闭所述旋翼结构4，此时所述旋翼结构4的桨叶保持与机体1航行方向一致，所述机体1航行时旋翼结构4产生用于削弱阻力的辅助力，通过尾推螺旋桨6启动提供推力的同时降低旋翼结构4的转速，从而在保持总升力不变的情况下，快速的切换为由机翼11代替旋翼结构4提供机体1航行时的升力控制，从而有效的节约电能，提高整体航程，并且旋翼结构4向前倾斜，记倾斜角度为y°时，在转换至固定翼模式时，旋翼结构4的桨叶与机体1的航行方向保持一致，在转换过程中，旋翼结构4由于是向前倾斜的状态，使得旋翼结构4产生升力形成向前的水平分力，此时旋翼结构4能够产生气流的流动并产生辅助力F2，此时F2＝siny°*L，辅助力F2能够抵消部分的飞行阻力，从而提高增速的加速度，减少从旋翼模式至固定翼模式转换的时间，进一步的节约电能提高航程。

所述升力桁梁2上的旋翼结构4还用于提供在机体1受沿机翼11方向的侧风时的回正力，当机体1受侧向风影响时机体1会产生倾斜，记倾斜的角度为z°时，机体1整体的重力G在水平方向上会产生分力F3，F3＝sinz°，并且分力的方向指向机体1回正方向，倾斜后升力桁梁2上的旋翼结构4产生的竖直分力为F4，F4＝L*sin(x+z)°，F4小于L，在旋翼结构4产生的竖直分力F4的作用下使得右侧的旋翼结构4能够下落回正，从而使得整机在受到侧向风时在倾斜的旋翼结构4作用下实现机体1能够快速进行回正，不易出现受侧向风大幅度翻转的情况。

工作原理及其效果：

通过在结构桁梁3和升力桁梁2上对称设置的旋翼结构4，能够在进行垂直起降时提供垂直起降的升力，位于结构桁梁3和升力桁梁2上的旋翼结构4处于倾斜设置，分别形成了第一旋转平面和第二旋转平面，并且沿航行方向倾斜设置呈前倾状态，使得在控制升降和偏转时能够提供稳定的升力，整体在进行控制时由于第一旋转平面和第二旋转平面的交叉设置，实现不仅能够方便控制机体1进行姿态的改变还能保持机体1的稳定性，实现了便利的飞行操控提高姿态控制的稳定性并提高安全性的效果。

以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，本实用新型的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本实用新型思路下的技术方案均属于本实用新型的保护范围。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前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。

Claims (10)

1.一种垂直起降飞行器，其特征在于，包括：机体(1)、尾推系统和升力系统；

所述机体(1)上设置有机翼(11)，所述升力系统包括升力桁梁(2)、结构桁梁(3)和旋翼结构(4)，所述升力桁梁(2)沿机翼(11)的翼展方向对称设置，所述结构桁梁(3)与机翼(11)连接并介于升力桁梁(2)和机体(1)之间，所述结构桁梁(3)和升力桁梁(2)上均连接多个旋翼结构(4)，位于所述结构桁梁(3)和升力桁梁(2)上的旋翼结构(4)分别沿机翼(11)宽度方向对称设置；

所述旋翼结构(4)位于机体(1)的上部并且倾斜设置，位于所述结构桁梁(3)上的旋翼结构(4)形成有第一旋转平面，位于所述升力桁梁(2)上的旋翼结构(4)形成有第二旋转平面，所述第一旋转平面与所述第二旋转平面交叉设置，所述第一旋转平面和第二旋转平面还均沿机体(1)航行方向倾斜设置，倾斜方向为朝向尾翼结构(5)的一侧高于朝向机体(1)前端的一侧；

所述尾推系统包括尾推螺旋桨(6)，所述尾推螺旋桨(6)设置于机体(1)为尾部并介于机体(1)和尾翼结构(5)之间，所述尾推螺旋桨(6)用于提供尾推推力。

2.根据权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：位于所述结构桁梁(3)上且靠近尾翼结构(5)的旋翼结构(4)至机体(1)质心的距离大于位于所述升力桁梁(2)上且靠近尾翼结构(5)的旋翼结构(4)至机体(1)质心的距离。

3.根据权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：所述第一旋转平面和第二旋转平面与机翼(11)形成的倾斜夹角相同。

4.根据权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：位于所述结构桁梁(3)上的旋翼结构(4)和位于升力桁梁(2)上的旋翼结构(4)的旋转方向相反，位于同一所述结构桁梁(3)上的旋翼结构(4)的旋转方向相反，位于同一所述升力桁梁(2)上的旋翼结构(4)的旋转方向相反。

5.根据权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：所述结构桁梁(3)上还连接有尾翼结构(5)，所述尾翼结构(5)包括立尾翼(51)和水平尾翼(52)，所述水平尾翼(52)连接位于机体(1)两侧的立尾翼(51)。

6.根据权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：所述旋翼结构(4)的工作模式包括旋翼模式；

所述旋翼结构(4)为旋翼模式时，沿逆时针旋转的所述旋翼结构(4)产生第一扭矩，沿顺时针旋转的所述旋翼结构(4)产生第二扭矩，所述第一扭矩与所述第二扭矩的大小相等，所述旋翼结构(4)产生的总升力值大小与所述机体(1)的重力相等。

7.根据权利要求6所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：所述旋翼模式时进行偏转控制时；

若提高产生所述第一扭矩的旋翼结构(4)提供的升力时，则降低产生所述第二扭矩的旋翼结构(4)提供的升力，所述旋翼结构(4)产生的总升力值大小保持与所述机体(1)的重力相等，所述第一扭矩大于所述第二扭矩，控制所述飞行器沿产生第一扭矩的逆时针方向旋转；

若提高产生所述第二扭矩的旋翼结构(4)提供的升力时，则降低产生所述第一扭矩的旋翼结构(4)提供的升力，所述旋翼结构(4)产生的总升力值大小保持与所述机体(1)的重力相等，所述第二扭矩大于所述第一扭矩，控制所述飞行器沿产生第二扭矩的顺时针方向旋转。

8.根据权利要求7所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：所述旋翼结构(4)的工作模式还包括固定翼模式；

所述旋翼结构(4)从旋翼模式切换为固定翼模式时，所述尾推螺旋桨(6)启动并提供尾推力，以使所述机翼(11)产生升力，降低所述旋翼结构(4)产生的升力，当所述机体(1)的升力由机翼(11)替代时，关闭所述旋翼结构(4)，此时所述旋翼结构(4)的桨叶保持与机体(1)航行方向一致，所述机体(1)航行时旋翼结构(4)产生用于削弱阻力的辅助力。

9.根据权利要求8所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：所述升力桁梁(2)上的旋翼结构(4)还用于提供在机体(1)受沿机翼(11)方向的侧风时的回正力。

10.根据权利要求1-9中任意一项所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：所述机体(1)底部还设置有前三点式起落架(12)。

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