CN221091223U - 一种可旋转折叠固定翼飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型属于航空飞行器技术领域，公开了一种可旋转折叠固定翼飞机，飞机由机体、可旋转折叠固定翼、飞控系统、动力及分配系统、推进器、任务设备等组成，在机体上至少设置一组纵列式旋翼，解决飞机垂直起降、低速飞行与空中悬停，把固定翼设计成可旋转、可折叠结构，方便于储存与运输；通过增加水平推进器系统，解决飞机高速飞行与经济航速飞行，选择不同的起落架以适应不同的机场和平台完成飞机起降，通过飞控系统控制动力系统完成旋翼与水平推进器的动力分配以应用于不同的飞行状态，利用机载任务设备完成不同的执飞任务。

Description

一种可旋转折叠固定翼飞机

技术领域

本实用新型属于航空飞行器技术领域，具体涉及一种可旋转折叠固定翼飞机。

背景技术

飞机已广泛用于巡逻、大地测量、运输、气象监测、地质勘探以及执行军事任务等，由于一些船舶甲板平台、高山、海岛等狭窄地方起降就成了航空界要一直妥善解决的痛点。目前大部分固定翼航空飞机虽然巡航飞行经济性较好，但是不具备垂直起降功能，必须有机场、跑道才行，不适合石油平台、舰载等应用场景，其固定翼一般也不方便折叠，需要更大的存放空间做机库，直升机具备垂直起降方便，也有悬停的功能，但是需要大功率发动机，耗油量大，续航力少，巡航飞行经济性较差，无法执行长航时飞行等缺点，因此需要一种既能垂直起降又具备经济性能好的固定翼飞机来解决这一难题，目前部分有垂直起降功能的小型飞机大多采用油电混合的动力分配方式，由电动旋翼解决垂直起降，油动发动机完成平飞，由于电动机功率较小，载荷低，所以只适应微型飞机，而且燃油动力与电池动力系统无法在油电混合动力系统中互相转换使用，两种动力系统都必须存在，无疑增加了动力系统的综合重量，增大了飞机自重，减少了有效载荷。

单旋翼飞机由于需要尾桨反转抵消反扭矩，不但长尾布局增加机体重量，减少有效荷载，也牺牲了一部分能量，是一种无奈的选择。

横列式倾旋翼飞机因为螺旋桨叶直径受到限制，又临近机体中部，其产生的涡流严重影响到机体的空气动力学性能，影响飞行安全，尤其在变化飞行姿态时(如转向、爬升、降落等)飞行状态极其不稳定，事故较多，实践也证明其横列式倾旋翼布局不如纵列式旋翼稳定性好。

多旋翼飞行器大都是电池驱动，能量密度低，载重量小，续航力差，多为消费品类，无法执行长航时大荷载任务。

因此，研制出一种能够进行大载重、可折叠、方便运输的固定翼与纵列式旋翼复合体飞机是本领域技术人员所急需解决的难题。

实用新型内容

为解决背景技术中存在的问题，本实用新型提供一种可旋转折叠固定翼飞机，其中：

一种可旋转折叠固定翼飞机，其包括机体结构1、可旋转折叠固定翼2、飞控系统4、动力及分配系统3、推进器5、任务设备7，其中：

机体结构1中部设置可旋转折叠固定翼2，可旋转折叠固定翼2通过固定翼旋转折叠机构2-2进行展开与折叠，如图2、图3、图4；

固定翼旋转折叠机构2-2连接旋转控制器2-2-5，由旋转控制器2-2-5驱动其旋转，如图4、图5；

可旋转折叠固定翼2通过固定翼旋转折叠机构2-2和旋转控制器2-2-5实现向机体1顺向三维空间折叠，如图2、图3、图4；

在机身上设置的至少一个纵列式旋翼组5-1，每一个纵列式旋翼组5-1含有结构相同、同步旋转但旋转方向相反的两个旋翼；纵列式旋翼组5-1根据布局分为前纵列式旋翼组5-1-A、后纵列式旋翼组5-1-B；纵列式旋翼组5-1由旋翼叶桨5-1-1、旋翼轴5-1-2、旋翼组塔座5-1-3、旋翼倾斜控制盘5-1-4组成；纵列式旋翼组旋翼叶桨5-1-1可以向机体1顺向折叠与展开，如图1、如图2、图3；

进一步的，所述机体1结构上设置有水平推进器5-2，充分利用飞行中固定翼飞机产生升力的特长，用于飞机的经济航速飞行，提高留空时间和续航力，如图1、图5；

进一步的，所述水平推进器5-2与纵列式旋翼组5-1共用一套动力及分配系统3，水平推进器5-2与纵列式旋翼组5-1之间的动力转换和组合使用由飞控系统4通过动力及分配系统3完成，如图6。

进一步的，所述旋翼5-1设置有攻角角度正负可调的旋翼叶桨5-1-1，用于在水平推进器5-2工作状态时旋翼5-1自由旋转攻角角度为负时会产生升力的原理，进一步提高本实用新型的升力值，提高其飞行安全可靠性，改善飞行性能指标，如图8。

进一步的，所述固定翼旋转折叠机构2-2是由旋转固定叉2-2-1、连接插头2-2-2、固定销栓2-2-3、连接套管组成2-2-4组成，旋转固定叉2-2-1、连接插头2-2-2、连接套管2-2-4均设有同心组装孔2-2-6，旋转固定叉2-2-1、连接插头2-2-2、连接套管2-2-4是通过固定销栓2-2-3组装在一起；当连接插头2-2-2在旋转固定叉2-2-1内保留一个固定销栓2-2-3时，固定翼2则可以围绕安装在连接插头2-2-2内的固定销栓2-2-3为轴进行旋转展开或折叠，展开后把其余的固定销栓2-2-3安装完毕其固定翼主轴2-1-3就止旋定向处于可飞行状态；旋转固定叉2-2-1由旋转控制器2-2-5带动固定翼翼面2-1-1旋转；旋转固定叉2-2-1、连接插头2-2-2能互相换位成对设置，也就是说旋转固定叉2-2-1也可以与固定翼主轴2-1-3一体设置，连接插头2-2-2也可以换位与机体安装在一起，如图4；固定翼主体2-1上设置固定翼减震浮筒2-3，用于提高飞机水中的抗颠覆性，如图5。

进一步的，所述固定翼2翼尖立面2-1-4，在翼尖立面2-1-4上设置有固定翼方向舵2-1-5，利用固定翼方向舵2-1-5越远离机体力矩越大的原理，进一步提高其航向操纵性能，如图1。

进一步的，所述纵列式旋翼组5-1包括旋翼倾斜控制盘5-1-4、旋翼叶桨5-1-1、旋翼轴5-1-2、旋翼组塔座5-1-3及旋翼配套机构组成；旋翼组塔座5-1-3上设置塔座方向舵5-1-5；有利于飞机的航向控制，如图1、图2。

进一步的，所述旋翼组塔座5-1-3上设置有内置天线的综合天线罩8，当内置多频段收发天线时，可用于宽频带接收和发送信息，也可以做电子对抗天线群使用，如图1、图2、图3、图5。

进一步的，所述动力及分配系统3包括飞控系统4可控制运行的发动机3-1、启动电机3-2、功率控制器3-3、变速箱3-4、离合器3-5等配套系统，如图6。

进一步的，所述变速箱3-4设置动力输入轴3-4-1、垂直动力输出轴3-4-2和水平推进器动力输出轴3-4-3。

进一步的，所述垂直动力输出轴3-4-2设置垂直输出轴离合器3-5-1，水平推进器动力输出轴3-4-3设置水平推进器输出轴离合器3-5-2。

进一步的，所述垂直动力输出轴3-4-2和水平推进器动力输出轴3-4-3通过离合器3-5-1与3-5-2分别传递到垂直推进器和水平推进器5-2上，如图6。

进一步的，所述飞控系统4设有动力启动控制线4-1、动力功率控制线4-2、垂直动力离合器控制线4-3、水平推进器动力离合器控制线4-4；设置这几种特殊功能布局为了有效控制纵列式旋翼组5-1与水平推进器5-2的动力分配与转换，如图6。

其动力输入可以是多路汇集同步支持，动力输出也可以是多路输出，方便适应不同转速比的推进器，动力输出轴通过联轴器与推进器轴进行连接的。

进一步的，所述起落架根据需要选择轮式起落架6-1、雪橇起落架6-2与浮筒起落架6-3；轮式起落架6-1适合于有机场跑道或短距起降条件，更进一步节省油耗，增加续航力；雪橇起落架6-2更适合舰载、小平台、狭窄地带与野外复杂地形起降；浮筒起落架6-3适用于海洋、湖泊、水库、沼泽地水面起降，如图2、图3、图5；

进一步的，所述轮式起落架6-1由起落架支撑6-1-1、万向轮6-1-2、起落架副翼6-1-3组成，起落架支撑6-1-1上部安装在机身1-1上，底部安装万向轮6-1-2，方便飞机起降滑跑，起落架副翼6-1-3安装在起落架支撑6-1-1中部，可做舵面控制偏转与复位，增加飞机的操纵性能；万向轮6-1-2上设置有刹车装置，如图2；

进一步的，所述机体1分为机身1-1、机头1-2和机尾1-3；机头1-2和机尾1-3为多球面结构，内置镶嵌式多自由度任务平台7，这种设置可以充分利用1-2机头、1-3机尾特殊结构实现三维扫描探测，增大测量范围，同时又降低了机体1外设平台的风阻，如图1；

进一步的，所述机身1-1设置条形舱1-4、筒舱1-5，设置这种机舱有利于存放长条形和圆及圆柱体结构的任务设备，便于飞行配重，减少因重心不稳造成的飞行操纵困难；对于大型运输机还设置舱门1-6、舱窗1-7，方便内部装卸与维修，如图3；

进一步的，所述可旋转固定翼2上设置有固定翼挂架2-1-6，方便安装多种任务设备7，常见的任务设备包括光学侦测平台、雷达、磁探仪、气象采样器、副油箱等，这项设备部分可以内置也可以外挂，如图1。

本实用新型所达到的有益效果为：

第一、本实用新型提供了一种可旋转折叠固定翼飞机，充分利用纵列式旋翼飞机大荷载垂直起降与固定翼飞机航行经济性能好优势进行综合利用与技术改进，成功地解决了飞机既可以短距起飞也可以垂直起降的难题；

第二、固定翼翼面可以旋转，在垂直起降时可以让旋翼产生的风阻降到最小，平飞时产生的升力最大；

第三、固定翼翼面可以旋转顺向折叠，方便储存和运输；

第四、旋翼组塔座上设置方向舵，改善其航向的操纵性能；

第五、利用旋翼内侧风阻小在旋翼组塔座上设置综合天线罩，可内置多波段天线组，不但容易实现宽带信号的收发，还可进行电子干扰与对抗；

第六、动力分配可以多种组合方式，有利于执行各种复杂的任务；

第七、旋翼组在自由旋转状态通过改变叶桨攻角使其变为旋翼机产生升力，改善了飞行性能，可以大荷载远距离飞行，当动力出现问题时可以作为滑翔机进行降落，为空中停车再启动提供了宝贵的时间段，提高了飞行安全可靠性。

第八、旋翼动力系统与水平推进器的动力系统使用一套动力系统，可减轻多种动力系统共存时的重量；飞控系统通过专用控制设备实现旋翼动力与水平推进器动力的分配和自由转换，这套体系为今后航空动力多用途打开了新的途径。

第九、适用多种起落架，可在多种复杂条件下进行起降，用途广泛，市场潜力巨大。

附图说明

图1是本实用新型可旋转折叠固定翼飞机展开示意图；

图2是本实用新型可旋转折叠固定翼飞机后折叠状态示意图；

图3是本实用新型可旋转折叠固定翼飞机前折叠状态示意图；

图4是本实用新型可旋转折叠固定翼折叠机构大样图；

图5是本实用新型应用于水上飞机大样图；

图6是本实用新型动力分配原理图；

图7是纵列式双旋翼飞行工作状态示意图；

图8是固定翼飞行工作状态示意图。

图中标号：

机体结构1；机身1-1；机头1-2；机尾1-3；条形舱1-4；筒舱1-5；舱门1-6；舱窗1-7；

可旋转折叠固定翼2；固定翼主体2-1；固定翼翼面2-1-1；固定翼副翼兼升降舵2-1-2；固定翼主轴2-1-3；固定翼翼尖立面2-1-4；固定翼方向舵2-1-5；固定翼挂架2-1-6；固定翼折叠机构2-2；旋转固定叉2-2-1；连接插头2-2-2；固定销栓2-2-3；连接套管2-2-4；旋转控制器2-2-5；组装孔2-2-6；减震浮筒2-3；

动力及分配系统3；发动机3-1；启动电机3-2；功率控制器3-3；变速箱3-4、动力输入轴3-4-1、垂直动力输出轴3-4-2；水平推进器输出轴3-4-3；离合器3-5，垂直动力离合器3-5-1；水平推进器动力离合器3-5-2；

飞控系统4；动力启动控制线4-1；动力功率控制线4-2；垂直动力离合器控制线4-3；水平推进器动力离合器控制线4-4；

推进器5；纵列式旋翼组5-1；旋翼叶桨5-1-1；旋翼轴5-1-2；旋翼组塔座5-1-3；旋翼倾斜控制盘5-1-4；塔座方向舵5-1-5；前纵列式旋翼组5-1-A；后纵列式旋翼组5-1-B；水平推进器5-2；

起落架6；轮式起落架6-1；起落架支撑6-1-1；万向轮6-1-2；起落架副翼6-1-3；雪橇起落架6-2；浮筒起落架6-3；

任务设备7；

综合天线罩8。

具体实施方式

下面将结合本实用新型中的附图，对本实用新型中的技术方案进行清楚、完整地描述，另外，在以下的实施方式中记载的各结构的形态只不过是例示，本实用新型并不限定于在以下的实施方式中记载的各结构，在本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施方式都属于本实用新型保护的范围。

参照图1-8，本实用新型提供的一种可旋转折叠固定翼飞机，其包括机体结构1、可旋转折叠固定翼2、动力及分配系统3、飞控系统4、推进器5、任务设备7等；机体结构1由机身1-1、机头1-2、机尾1-3、起落架6组成；推进器5是由垂直推进器即纵列式旋翼组5-1和水平推进器5-2组成，纵列式旋翼组5-1由旋翼叶桨5-1-1、旋翼轴5-1-2、旋翼组塔座5-1-3、旋翼倾斜控制盘5-1-4等组成，机头1-2方向的纵列式旋翼组5-1称作前纵列式旋翼组5-1-A，机尾1-3方向的纵列式旋翼组5-1称作后纵列式旋翼组5-1-B；在机身1-1上设置不少于一组纵列式旋翼组5-1，纵列式旋翼组5-1成对布置，每对结构相同、同步旋转但旋转方向相反；

可旋转折叠固定翼2设置在机身中部，其设置有固定翼主体2-1；固定翼主体2-1上设置有固定翼翼面2-1-1、固定翼副翼兼升降舵2-1-2、固定翼主轴2-1-3、固定翼翼尖立面2-1-4、固定翼方向舵2-1-5、固定翼挂架2-1-6等；可旋转折叠固定翼2通过固定翼折叠机构2-2与机身1-1连接，固定翼折叠机构2-2包括旋转固定叉2-2-1、连接插头2-2-2、固定销栓2-2-3、连接套管2-2-4、旋转控制器2-2-5、组装孔2-2-6等，固定翼主体2-1上设置减震浮筒2-3，提高飞机在水面工作时的稳性；

纵列式旋翼组5-1与水平推进器5-2使用同一组动力系统，纵列式旋翼组5-1与水平推进器5-2的动力组合与转换是由飞控系统4通过动力及分配系统3完成的。

旋翼叶桨5-1-1攻角通过挥舞桨可以进行正负角度调整。

所述水平推进器5-2在机头1-2或机尾1-3纵向布局；布局在机头1-2前面的要产生拉力，设置在机尾1-3后面的要产生推力。

固定翼2的结构中，因旋翼产生的气流影响其升力靠近机体部分做悬挑或镂空处理，改善复合翼系统因相互干渉产生的流体动力学性能。

固定翼翼尖立面2-1-4设置固定翼方向舵2-1-5，解决飞机航向操纵性能，这种布局因远离机体，减少了舵面尾流对机体空气动力学性能的影响；固定翼主结构2-1-1下面设置固定翼挂架2-1-6，方便外挂多种任务设备7。

所述飞控系统4设有动力启动控制线4-1、动力功率控制线4-2、垂直动力离合器控制线4-3；水平推进器动力离合器控制线4-4；设置这几种特殊功能布局为了有效控制纵列式旋翼组5-1与水平推进器5-2的动力分配与转换。

所述动力及分配系统3由发动机3-1、启动电机3-2、功率控制器3-3、变速箱3-4、离合器3-5等组成，变速箱3-4设置有动力输入轴3-4-1、垂直动力输出轴3-4-2、水平推进器输出轴3-4-3；离合器3-5设置有垂直动力离合器3-5-1、水平推进器动力离合器3-5-2；

这些设备的运行均受飞控系统4控制，设计这套组合是实现垂直推进器与水平推进器5-2动力分配与转换的必要条件。

所述变速箱3-4其动力输入可以是多路动力系统串联、并联等形式汇集同步支持，动力输出也可以是多路输出，以适应不同类型的推进器。

起落架根据需要选择轮式起落架6-1、雪橇起落架6-2与浮筒起落架6-3；轮式起落架6-1适合于有机场跑道或短距起降条件，更进一步节省油耗，增加续航力；雪橇起落架6-2更适合舰载、小平台、狭窄地带与野外复杂地形起降；浮筒起落架6-3适用于海洋、湖泊、水库、沼泽地水面起降；

所述轮式起落架6-1由起落架支撑6-1-1、万向轮6-1-2、起落架副翼6-1-3组成，起落架支撑6-1-1上部安装在机身1-1上，底部安装万向轮6-1-2，方便飞机起降滑跑，起落架副翼6-1-3安装在起落架支撑6-1-1中部，可做舵面控制偏转与复位，增加飞机的操纵性能。

所述机头1-2、机尾1-3为多球面结构，内置镶嵌式多自由度任务平台7，这种设置可以充分利用1-2机头、1-3机尾特殊结构实现三维扫描探测，可以获得更大的探测范围，同时又降低了机体1外设平台的风阻。

所述机身1-1设置条形舱1-4、筒舱1-5，设置这种机舱有利于存放长条形和圆及圆柱体结构的任务设备，便于飞行配重，减少因重心不稳造成的飞行操纵困难；对于大型无人运输机还设置舱门1-6、舱窗1-7，方便内部装卸与维修。

根据图4介绍可旋转折叠固定翼2的组装、折叠与展开原理：

可旋转折叠固定翼2的组装：如图4，在固定翼折叠机构2-2的旋转固定叉2-2-1安装在机身1-1上的前提下，先将连接套管2-2-4套入固定翼主轴2-1-3中，再将固定翼主轴2-1-3前端的连接插头2-2-2插入旋转固定叉2-2-1中，使其对应的组装孔2-2-6同心，然后将固定销栓2-2-3逐一安装，留有远离机体1-1的组装孔2-2-6暂不安装，将连接套管2-2-4由固定翼主轴2-1-3推向旋转固定叉2-2-1至根部并让其组装孔2-2-6与固定叉2-2-1的组装孔2-2-6同心对齐，再将固定销栓2-2-3分别穿过连接套管2-2-4、旋转固定叉2-2-1、连接插头2-2-2、旋转固定叉2-2-1后旋紧固定，同样方法将飞机另一侧面可旋转折叠固定翼2进行对称组装，则完成了飞机的可旋转折叠固定翼2的组装。

可旋转折叠固定翼2的折叠：当飞机飞行完需要入库时要对可旋转折叠固定翼2进行折叠，其步骤是：先把连接套管2-2-4远离机体部位的固定销栓2-2-3拆卸下来解脱连接套管2-2-4，再将连接套管2-2-4退到固定翼主轴2-1-3中待旋转固定叉2-2-1完全露出，继续拆除靠近机体1-1的固定销栓2-2-3，只保留一个中间的固定销栓2-2-3，转动固定翼使其向前或者向后旋转折叠直到顺向靠近机体1-1为止，用专用限位器使其固定不发生旋转展开即可。

可旋转折叠固定翼2的展开：首先解脱可旋转折叠固定翼2的限位器，使其能远离机体1-1进行横向展开，待连接插头2-2-2与旋转固定叉2-2-1的组装孔2-2-6同心时将固定销栓2-2-3插入，由机体1-1向外依次安装，保留远离机体1-1的组装孔2-2-6暂不安装，将连接套管2-2-4由固定翼主轴2-1-3推向旋转固定叉2-2-1至根部并让其组装孔2-2-6与固定叉2-2-1的组装孔2-2-6同心对齐，再将固定销栓2-2-3分别穿过连接套管2-2-4、旋转固定叉2-2-1、连接插头2-2-2、旋转固定叉2-2-1旋紧固定，同样方法将飞机另一侧面可旋转折叠固定翼2进行展开固定，则完成了飞机的可旋转折叠固定翼2的展开。

下面介绍纵列式双旋翼飞机的飞行工作状态：

如图1、图2、图3、图4，图7，飞机在纵列式双旋翼的飞行工作状态主要是通过飞控系统4来控制前后旋翼5-1的姿态和动力功率输出配合来完成的，完成飞机的飞行功能；纵列式双旋翼5-1提供的不仅仅是升力，在旋翼5-1稍微倾转一定角度后，还可以提供向不同方向的拉力，完成更多类型的空中机动动作，这样飞机就可以沿着一定的路线进行飞行或机动了。

1、纵列式双旋翼系统飞行准备：如图6、图7所示，①动力系统启动前检查：检查供油、供电、冷却系统等正常，断开变速箱3-4的离合器3-5，保证发动机空载启动；将折叠旋翼叶桨5-1-1展开并固定；将可旋转折叠固定翼2展开并固定，通过旋转控制器2-2-5调整固定翼翼面2-1-1初始基准后再将固定翼翼面2-1-1调整成下垂状态以便降低旋翼启动时的风阻；②发动机启动：由飞控系统4通过动力启动控制线4-1向启动电机3-2发出指令启动发动机3-1，并通过动力功率控制线4-2调整好发动机3-1的输出功率；③旋翼启动：校正前纵列式旋翼组5-1-A和后纵列式旋翼组5-1-B中的旋翼倾斜控制盘5-1-4与旋翼组塔座5-1-3底部基准面的初始零位，前后旋翼对应空间最小干涉角度，调整旋翼叶桨5-1-1攻角为动力启动规定角度，再由飞控系统4通过垂直动力离合器控制线4-3向垂直动力离合器3-5-1发出指令，使得垂直动力输出轴3-4-2同步带动前纵列式旋翼组5-1-A和后纵列式旋翼组5-1-B旋翼转动，预热一定时间检查各系统运行正常后就可以转入飞行。

2、旋翼飞机的起降与悬停：如图7，校正前纵列式旋翼组5-1-A和后纵列式旋翼组5-1-B中的旋翼倾斜控制盘5-1-4处于水平状态，调整旋翼叶桨5-1-1同向改变前后旋翼的总距，飞控系统4通过动力功率控制线4-2操控功率控制器3-3逐渐增大输出功率，等于同时改变前后旋翼的升力来实现高度轴的操纵，当升力大于机体总重量时就处于上升状态，可以完成飞机的起飞和爬高，如图7-a，当升力等于机体总重量时就处于悬停状态，当升力小于机体总重量时就处于下降状态，这样就完成飞机的垂直起飞、升高、空中悬停和垂直降落。

3、前进飞行：当飞机爬升到一定安全高度时，调整前纵列式旋翼组5-1-A和后纵列式旋翼组5-1-B中的旋翼倾斜控制盘5-1-4都向前倾斜的时候，前纵列式旋翼组5-1-A和后纵列式旋翼组5-1-B中的旋翼桨盘在产生向上拉力的同时，也在水平方向向前产生一个分力，即引导飞机前进的拉力，这样飞机可以获得响度较高的前进速度，如图7-b。

4、后退飞行：调整前纵列式旋翼组5-1-A和后纵列式旋翼组5-1-B中的旋翼倾斜控制盘5-1-4都向后倾斜的时候，前纵列式旋翼组5-1-A和后纵列式旋翼组5-1-B中的旋翼桨盘在产生向上拉力的同时，也在水平方向向机体1的后面产生一个分力，即引导飞机后退的拉力，飞机可以获得响度较高的后退速度，如图7-c。

7、转向：当两个前后纵列式旋翼组5-1-A、5-1-B的旋翼倾斜控制盘5-1-4交叉倾斜的时候，这时飞机可以以机身正中为轴线旋转转向，若是悬停状态就可以原地旋转转向，如图7-d向右转向，图7-e向左转向。

固定翼飞行状态的短距起飞与降落，如图8所示：

1、固定翼系统飞行准备：①动力系统启动前检查：检查供油、供电、冷却系统等正常，飞机通电后断开变速箱3-4的离合器3-5，保证发动机3-1空载启动；将折叠旋翼叶桨5-1-1展开并固定，调整旋翼叶桨5-1-1攻角为负值规定的角度，再将旋翼倾斜控制盘5-1-4调整为后仰姿态，前后旋翼组均处于自由旋转状态；将可旋转折叠固定翼2展开并固定，通过旋转控制器2-2-5调整固定翼翼面2-1-1初始基准后再将固定翼翼面2-1-1调整成水平状态；校正固定翼副翼兼升降舵2-1-2舵面角归零，校正固定翼方向舵2-1-5舵面角归零；控制轮式起落架6-1的万向轮6-1-2处于刹车状态；②发动机启动：由飞控系统4通过动力启动控制线4-1向启动电机3-2发出指令启动发动机3-1，并适当调整好发动机3-1的输出功率；③短距滑跑起飞：待发动机3-1预热后，再由飞控系统4通过水平推进器动力离合器控制线4-4向水平推进器动力离合器3-5-2发出指令，使得变速箱3-4与水平推进器输出轴3-4-3联动，从而带动水平推进器5-2转动，动力系统3初始为怠速状态，预热一定时间检查各系统运行正常后就可以转入飞行。

2、固定翼飞机的起飞与爬升：如图8，将固定翼飞机置于飞行跑道初始位置准备起飞，解除轮式起落架6-1的万向轮6-1-2的刹车状态，飞控系统4通过动力功率控制线4-2操控功率控制器3-3逐渐增大输出功率，使得固定翼飞机在飞机跑道上加速滑跑，如图8-1，当滑跑速度使得固定翼2和旋翼5-1共同产生的升力大于机体总重量时，飞控系统4就对固定翼副翼兼升降舵2-1-2发出爬升指令，各升降舵舵面同时上翻产生机头1-2抬头的力矩，飞机就以这个爬升角向空中爬升飞行，如图8-2，这样就完成了固定翼飞机的起飞和爬高；

3、固定翼飞机的平飞：当飞机爬升到一定高度后飞控系统4就对固定翼副翼兼升降舵2-1-2发出平飞指令，这时固定翼副翼兼升降舵2-1-2舵面归零，飞机就处于平飞状态，如图8-1；

4、固定翼飞机的转向：在平飞状态，控系统4对固定翼翼尖立面2-1-4的固定翼方向舵2-1-5发出转向指令，右转向舵面就向右偏转，舵面产生的扭矩使得机头1-2向右偏转，如图8-4，左转向舵面就向左偏转，舵面产生的扭矩使得机头1-2向左偏转，如图8-5；在平飞状态，通过操纵塔座方向舵5-1-5或者起落架支撑6-1-1上的起落架副翼6-1-3偏转也可以起到修正航向的功能；

5、固定翼飞机的俯冲：当飞控系统4发出俯冲指令后，飞控系统4就对固定翼副翼兼升降舵2-1-2或折叠翼升降舵2-2-2各升降舵舵面同时下翻操作，随即产生机头1-2向下的力矩，飞机就处于俯冲飞行姿态，如图8-3；

6、固定翼飞机的降落：当飞机降低高度远距离对准飞行跑道时，将旋翼倾斜控制盘5-1-4调整为水平姿态，再降低旋翼叶桨5-1-1攻角负值的绝对值，随着动力系统的减弱飞机速度也随着降低，其升力减弱，飞机高度自然下降，根据下降速度推算出飞机降落在飞机跑道的初始点触地后发动机降到怠速状态，飞机在跑道上进行减速滑跑，通过点刹车使得飞机最后停下来，则完成飞机的降落过程，如图8-1；当飞机着陆后可以通过改变旋翼叶桨5-1-1攻角为正值提高前进中的飞行阻力，缩短降落过程的距离，或者通过改变固定翼2垂直角度增大固定翼翼面2-1-1的迎风面积从而起到减速的目的，实现短距降落。

纵列式旋翼组5-1与水平推进器5-2的动力分配与转换，如图1、图5、图6、所示：

1、动力系统3启动前检查：检查供油、供电、冷却系统正常，断开所有输出轴离合器3-4，保证发动机3-1空载启动；把可旋转折叠固定翼2由折叠状态变成展开固定状态，并通过旋转控制器2-2-5校正固定翼翼面2-1-1的初始基准零位状态，根据载荷决定可旋转折叠固定翼翼面2-1-1是处于水平或者垂直状态；旋翼叶桨5-1-1攻角为零或接近水平状态；

S2、发动机3-1启动：由飞控系统4通过动力启动控制线4-1向启动电机3-2发出指令启动发动机3-1，并通过发动机3-1的功率控制器3-3调整好发动机输出功率；

S3、垂直推力器工作：由飞控系统4通过向垂直推进器离合器3-5-1发出指令，使得垂直动力输出轴3-4-2与旋翼轴连接，从而带动旋翼转动，正向调整旋翼叶桨5-1-1攻角并随着功率加大使得旋翼产生的升力大于自重，飞机就处于起飞升高阶段，通过飞控系统4控制旋翼的工作状态从而完成飞机的垂直起降、悬停、转向、与低速飞行任务；

S4、垂直推力器与水平推力器5-2共同工作：当旋翼将飞机拉升一定安全高度后，将固定翼翼面2-1-1调整为接近水平可产生升力状态，然后再把前纵列式旋翼组5-1-A、后纵列式旋翼组5-1-B调整为前进飞行状态，并保持一定的平飞速度，使得固定翼2产生足够的升力保证稳定飞行时，再将水平推进器输出轴3-4-3与水平推力输出轴离合器3-5-2连接，把动力输出传送到水平推进器输出轴3-4-3上，水平推进器输出轴3-4-3随即带动水平推进器5-2运转产生拉力或推力，使得飞机继续前进飞行，这时候飞机可获得最大飞行速度。

S5、水平推进器5-2工作：当需要进行经济航速飞行时，在S4状态下让飞控系统4通过垂直动力离合器控制线4-3发出指令把垂直动力离合器3-5-1断开，这时旋翼组5-1就处于无动力自由旋转状态，再将旋翼叶桨5-1-1攻角调整成负角度，随着前进速度加大，旋翼将发生反转，因旋翼叶桨5-1-1攻角成了负角度，旋翼反向旋转就产生了升力，其原理等同旋翼机产生升力一致，加上可旋转折叠固定翼2产生的升力使得飞机整体升力增加，从而只需要水平推进器5-2小功率状态就可以完成飞机的正常飞行，不但节约油耗，在经济航速飞行状态下还增大了航程；还可以通过旋翼倾斜控制盘5-1-4将叶桨盘面向后倾斜一定角度增大自由旋翼状态下的升力，进一步提高经济航速下载荷能力与节约油耗。

反之操作就可以完成水平推进器5-2与垂直推进器的转换或组合使用。

最后应说明的几点是：首先，在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变，则相对位置关系可能发生改变；其次：本实用新型公开实施例附图中，只涉及到与本公开实施例涉及到的结构，其他结构可参考通常设计，在不冲突情况下，本实用新型同一实施例及不同实施例可以相互组合；最后：

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、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 (9)

1.一种可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于，其包括机体结构、可旋转折叠固定翼、飞控系统、动力及分配系统、推进器、任务设备，其中：

可旋转折叠固定翼设置在机体结构中部，可旋转折叠固定翼通过固定翼旋转折叠机构进行展开与折叠；

固定翼旋转折叠机构连接旋转控制器，由旋转控制器驱动其旋转；

可旋转折叠固定翼通过固定翼旋转折叠机构和旋转控制器实现向机体顺向三维空间折叠；

推进器包括设置于机体结构上的垂直推进器。

2.根据权利要求1所述的可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于：所述垂直推进器为至少一个纵列式旋翼组，每一个纵列式旋翼组含有结构相同、同步旋转但旋转方向相反的两个旋翼。

3.根据权利要求2所述的可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于：所述纵列式旋翼组包括旋翼倾斜控制盘、旋翼叶桨、旋翼轴、旋翼组塔座及旋翼配套机构；旋翼组塔座上设置塔座方向舵；旋翼设置有攻角角度正负可调的旋翼叶桨；旋翼叶桨可以向机体顺向折叠与展开。

4.根据权利要求3所述的可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于：所述旋翼组塔座上设置有内置天线的综合天线罩。

5.根据权利要求1所述的可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于：推进器包括设置于机体结构上的水平推进器。

6.根据权利要求5所述的可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于：水平推进器与垂直推进器共用一套动力及分配系统，水平推进器与垂直推进器之间的动力转换和组合使用由飞控系统通过动力及分配系统完成。

7.根据权利要求1所述的可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于：所述固定翼旋转折叠机构是由旋转固定叉、连接插头、固定销栓、连接套管组成，旋转固定叉、连接插头、连接套管均设有同心安装孔，旋转固定叉、连接插头、连接套管是通过固定销栓组装在一起；当连接插头在旋转固定叉内保留一个固定销栓时，固定翼则可以围绕安装在连接插头内的固定销栓为轴进行旋转展开或折叠，展开后把其余的固定销栓安装完毕其固定翼主轴就止旋定向处于可飞行状态；旋转固定叉由旋转控制器带动固定翼翼面旋转；旋转固定叉、连接插头能互相换位成对设置。

8.根据权利要求1所述的可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于：所述可旋转折叠固定翼的翼尖设置有立面，在立面上设置有方向舵；可旋转折叠固定翼上安装减震浮筒。

9.根据权利要求1所述的可旋转折叠固定翼飞机，其特征在于：

所述动力及分配系统包括飞控系统可控制运行的发动机、启动电机、功率控制器、变速箱、离合器与配套系统；

变速箱设置动力输入轴、垂直动力输出轴和水平推进器动力输出轴；

垂直动力输出轴设置垂直输出轴离合器，水平推进器动力输出轴设置水平推进器输出轴离合器；

垂直动力输出轴和水平推进器动力输出轴分别通过离合器将动力传递到垂直推进器和水平推进器上。