CN106697257B - 一种倾转旋翼飞行器结构 - Google Patents

Abstract

一种倾转旋翼飞行器的总体设计，该技术方案提供一种飞行器的机翼布局结构以及动力布置，该飞行器包括机身、前翼和T型尾翼，所述飞行器还包括翼尖小翼和后翼，其中所述前翼的端部设有翼尖小翼，后翼与主翼通过连接板连接，所述后翼与机身联接，T型尾翼置于全机后部。并装有三台发动机，分别独立运动。发动机在垂直起降时轴向为相对水平80°‑100°，依靠飞行控制系统进行转速、角度调整，辅助控制姿态。倾转时，向前旋转至相对水平0°。

Description

一种倾转旋翼飞行器结构

技术领域：

本发明属于飞行器设计领域，特别是一种涉及飞行器的结构。

背景技术：

现有倾转旋翼飞行器具有相对于常规固定翼飞行器对跑道依赖度低、相对于直升机飞行距离远、最大平飞速度大等优势，但由于布局上的局限性，仍具有较多缺点。

从飞行器总体布局角度看，由于常规倾转旋翼机大多采用常规布局，会产生如下问题：

1.考虑实际对场地的适应性，常规倾转旋翼机翼展较小，滑翔性能较差，出现空中发动机停车后较难利用飞行器滑翔安全迫降。

2.较小的翼展使得翼面积较小，如鱼鹰运输机(MV-22)翼展仅为14米，机翼面积28平方米。使得飞行器的升力难以保证。

由动力角度看，常规倾转旋翼机一般将动力置于机翼翼尖，采用螺旋桨为主要推进方法。会产生问题如下：

1.旋翼、机翼相互遮挡产生气动干扰问题，如鱼鹰运输机(MV-22)机翼的干扰作用使得在悬停状态下损失了20％—30％的升力，导致其悬停效率远低于常规直升机。

2.发动机置于翼尖导致机翼内部设计复杂、供油/供电困难、传动设计困难等问题

3.旋翼置于翼尖在倾转过程中的复杂动力学情况导致旋翼与机翼耦合动载荷大和稳定性不良。

4.飞行控制技术及操纵系统设计困难。

5.两个旋翼相距较远，一台失效后对飞行器稳定影响严重，装有补偿系统后传动效率损失较大。

发明内容：

本发明为克服现有倾转旋翼机在动力、总体布局设计上的不足，设计了一种新的一种倾转旋翼飞行器结构，有效解决了上述问题。

本发明从现有飞行器出发，以最小代价进行改进，以保障设计的可行性以及对成本的控制。

本发明的技术方案提供了一种倾转旋翼飞行器结构，该飞行器包括机身、前翼和后翼，采用连翼布局前后翼联结，后翼与前翼通过连接板连接，其特征在于，装有一副前部推进装置和两副后部推进装置。

其中，前部推进装置位于机头前端，包含前部发动机和前部螺旋桨，前部发动机及螺旋桨轴线可从水平0°向上旋转至相对水平100°；后部推进装置包括包含后部发动机和后部螺旋桨，两台后部发动机布置于机身(0)内部，由两组独立圆锥形齿轮向外传动，后部螺旋桨由传动机构传导动力，安装于机身外侧，后部螺旋桨轴线可从水平0°向上旋转至相对水平100°；前部发动机与后部发动机在垂直起降时轴向为相对水平80°-100°，依靠飞行控制系统进行转速、角度调整，辅助控制姿态，倾转时，向前旋转至相对水平0°；两副后部螺旋桨位于机身、前翼和后翼形成的三角空间中，当后部螺旋桨平面倾转到与机身垂直时，后部螺旋桨平面位于前翼之后、后翼之前；所述飞行器还包括翼尖小翼、T型尾翼，其中所述前翼的端部设有翼尖小翼。

本发明的有益效果是采用连翼布局前后翼联结，显著提高机翼强度和刚度，其中后翼除了提供一部分升力外，还承担一部分机翼的弯曲力矩，可以减少机翼的尺寸和重量；本发明设计成大展弦比，以提高升力线斜率和最大升力系数，在给定翼展和重量的情况下，可降低诱导阻力。与相同绝对翼展的飞机相比，可以提供更大的升力，减少诱导阻力，提高滑翔能力。

动力系统为三台发动机，后部两台发动机使用方法与常规倾转旋翼机相同，但发动机内置，独立于机翼，使用传动系统向外传动，降低转动惯量，减少对机翼结构强度的要求，冗余度提高，减少供油、供电的设计难度，使用已经成熟的直升机传动方法降低风险，提高可靠性。前部发动机在垂直起降时轴向为相对水平80°-100°，依靠飞行控制系统进行转速、角度调整，辅助控制姿态，倾转时，向前旋转至相对水平0°；且在后部两台发动机失效时充当主要动力，使飞机仍具有较好的水平飞行控制能力与安全常规降落能力。

相对于已有的倾转旋翼运输机，本发明有如下优势：

由飞行器总体布局角度看：

本发明安装T型尾翼，俯仰操控性优于已有设计。在相同弦长情况下，本设计可以减小副翼弦长，减小对机翼结构的干扰，机翼强度、刚度以及安全性能优于已有设计。

进一步地，本发明没有采用滑流舵及滑流舵舵面，相比于已有设计减少了结构重量，减少了操作复杂性，提高了技术可行性，降低了成本，提高了可靠性。

进一步地，本发明前后翼高度相距较大，相对于已有设计减小了前后翼的气动干扰。

进一步地，本发明安装有翼尖小翼，相对于已有设计减小了诱导阻力，增强了巡航性能。

进一步地，本发明在连接板装有阻尼板，转弯时效率优于已有设计。

由动力角度看：

本发明发动机内置，由传动装置将轴功输出，相对于已有设计减小了动力部分的转动惯量，提高了结构强度与刚度，增加了可靠性。

进一步地，本发明相对于已有设计在机头再增加一副旋翼，相对于已有设计允许重心在更大的范围内变化，设计上也更符合运输类飞行器的设计要求。

进一步地，在机头增加的一副旋翼在飞行器后两部发动机同时失效时仍可提供水平飞行所需动力，飞行器可常规着陆，相对于已有设计增加了安全性能。

附图说明：

图1，飞行器结构示意图；

图2，飞行器局部放大示意图。

具体实施方式：

以下内容结合说明书附图对本发明的具体实施方式作详细说明：

参见图1、图2，飞行器包括机身0，前翼1和T型尾翼4，其中前翼1的端部装设有翼尖小翼2，连接板5上装有阻尼板8，在转向时协助T型尾翼4联动；后翼3前掠含下反角，该角度为1-2度，装有襟翼(图中未标出)，与前翼1的连接位置在前翼1上离机身的70％位置处，后翼3与前翼1通过连接板5连接。

前翼1后掠上反，装有襟翼(图中未标出)，前缘可调缝翼(图中未标出)。

前翼1与后翼3组合形成结构，该结构具有较大展弦比，展弦比为8-12。

前部发动机6与后部发动机7在飞行时相互配合，垂直起降时轴向为相对水平80°-100°，依靠飞行控制系统进行转速、角度调整，辅助控制姿态，倾转时，向前旋转至相对水平0°。

本发明的有益效果是采用连翼布局前后翼联结，显著提高机翼强度和刚度，其中后部机翼除了提供一部分升力外，还承担一部分机翼的弯曲力矩，可以减少机翼的尺寸和重量；本发明设计成大展弦比，提高升力线斜率和最大升力系数，在给定翼展和重量的情况下，可降低诱导阻力。与相同绝对翼展的飞机相比，提供更大的升力，减少诱导阻力，提高滑翔能力。

动力系统为三台发动机，在后部两台发动机使用方法与常规倾转旋翼机相同，但发动机内置，独立于机翼，使用传动系统向外传动，降低转动惯量，减少对机翼结构强度的要求，冗余度提高，减少供油、供电的设计难度，使用已经成熟的直升机传动方法降低风险，提高可靠性。前部发动机在垂直起降时轴向为相对水平80°-100°，依靠飞行控制系统进行转速、角度调整，辅助控制姿态，倾转时，向前旋转至相对水平0°；且在后部两台发动机失效时充当主要动力，使飞机仍具有较好的水平飞行控制能力与安全常规降落能力。

以上内容是结合具体实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种倾转旋翼飞行器结构，该飞行器包括机身(0)、前翼(1)和后翼(3)，采用连翼布局前后翼联结，后翼(3)与前翼(1)通过连接板(5)连接，其特征在于，装有一副前部推进装置和两副后部推进装置：

其中，前部推进装置位于机头前端，包含前部发动机(6)和前部螺旋桨，前部发动机及螺旋桨轴线可从水平0°向上旋转至相对水平100°；后部推进装置包括包含后部发动机(7)和后部螺旋桨，两台后部发动机布置于机身(0)内部，由两组独立圆锥形齿轮向外传动，后部螺旋桨由传动机构传导动力，安装于机身外侧，后部螺旋桨轴线可从水平0°向上旋转至相对水平100°；前部发动机(6)与后部发动机(7)在垂直起降时轴向为相对水平80°-100°，依靠飞行控制系统进行转速、角度调整，辅助控制姿态，倾转时，向前旋转至相对水平0°；两副后部螺旋桨位于机身(0)、前翼(1)和后翼(3)形成的三角空间中，当后部螺旋桨平面倾转到与机身垂直时，后部螺旋桨平面位于前翼(1)之后、后翼(3)之前；所述飞行器还包括翼尖小翼(2)、T型尾翼(4)，其中所述前翼(1)的端部设有翼尖小翼(2)。

2.根据权利要求1所述的倾转旋翼飞行器结构，其特征在于，所述连接板(5)上装有外侧阻尼板(8)，在转向时协助T型尾翼(4)联动。

3.根据权利要求1所述的倾转旋翼飞行器结构，其特征在于，所述后翼(3)前掠含下反角并装有襟翼，所述下反角的角度为1-2度。

4.根据权利要求1所述的倾转旋翼飞行器结构，其特征在于，所述前翼(1)后掠上反，装有襟翼，前缘可调缝翼。

5.根据权利要求1所述的倾转旋翼飞行器结构，其特征在于，所述前翼(1)与后翼(3)形成的结构的展弦比为8-12。