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CN110267876B - 具有倾斜旋翼的多旋翼升力体飞机 - Google Patents

具有倾斜旋翼的多旋翼升力体飞机 Download PDF

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CN110267876B CN201880008630.XA CN201880008630A CN110267876B CN 110267876 B CN110267876 B CN 110267876B CN 201880008630 A CN201880008630 A CN 201880008630A CN 110267876 B CN110267876 B CN 110267876B
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Abstract

多旋翼升力体飞机具有升力体，该升力体在前后横截面上具有第一翼型形状。该升力体具有机头和机尾。多旋翼螺旋桨安装在升力体上。在低速时该多旋翼螺旋桨提供升力，并且在高速时升力体提供升力。该多旋翼螺旋桨安装在轴上。在多旋翼螺旋桨上形成轴角，并且轴角提供前向推力。轴角向上和向前倾斜，并且轴角不垂直于升力体的弦线。航空电子设备存储在升力体的空腔中。该航空电子设备包括控制电路、电池和无线电接收器。

Description

具有倾斜旋翼的多旋翼升力体飞机
技术领域
本发明属于多旋翼飞机领域。
背景技术
在于2006年1月26日公布的名称为“天空跳跃者(Sky Hopper)”的号美国专利公开20060016930A1中，发明人Pak描述了使用反向旋转扇叶以实现稳定性的垂直起飞和着陆(vertical takeoff and landing，VTOL)飞机设计。单独的水平和垂直倾斜机构被传送到风机盘，其公开的内容通过引用并入本申请。
发明人Walton也在他的VTOL飞机的前、左、右和后部的一组四个涵道风扇单元中使用反向旋转扇叶。2006年10月12日公布的名称为“涵道风扇垂直起飞和着陆车辆”的美国专利公开20060226281指出由风扇单元产生的垂直力“具有使得飞机可以在最多两个推进器不工作的情况下悬停的冗余度”。此外，风扇单元可通过一组伺服系统和齿轮在垂直提升位置和水平推力位置之间移动，其公开的内容通过引用并入本申请。
如于2011年1月6日公布的美国专利公开20110001001，飞翼飞机，中所示，在发明人Bryant的VTOL飞机上，通过臂在边条上枢转的四个风扇单元通过链驱动或连杆相互耦合。为了空气动力学稳定性，飞机的飞翼形状可以利用翼片、缝翼、襟翼和其他控制表面，其公开的内容通过引用并入本申请。
类似地，在发明人Bothe的1998年10月20日公布的名称为“混合式飞机”美国专利5,823,468中描述的VTOL飞机使用安装在四个外伸支架上的涡轮电动螺旋桨，其被设计以将力从螺旋桨分布到机身。升力体机身产生空气动力学升力并且最小化对其结构中具有不同曲率的板的需要，其公开的内容通过引用并入本申请。
在发明人Kawai的2003年5月1日公布的名称为“垂直起飞和着陆飞机”美国专利公开20030080242中描述了安装在后翼和前翼两侧的具有单独的核心发动机的涡轮风扇发动机。这些风扇发动机能够进行双轴旋转，以便为巡航和悬停提供动力，其公开的内容通过引用并入本申请。
发明人Austen-Brown在2003年5月22日公布的美国公开20030094537中描述了在具有四个倾转旋翼(tiltmotor)的个人悬浮飞机中在VTOL上使用倾转旋翼。这些倾转旋翼可以垂直倾斜，以使飞机保持陡峭的下降。所有倾转旋翼在倾斜时都具有侧向倾斜以便减小发动机侧负载，并且所有倾转旋翼配备有应急电机，其公开的内容通过引用并入本申请。
在1965年5月4日由发明人Olson发表的名称为“VTOL飞机姿态控制系统”的美国专利3,181,810中，一种VTOL飞机的姿态控制系统通过螺旋桨、旋翼、涵道风扇或喷气发动机从垂直到水平位置的逐渐倾斜选择性地调整它们的推力，其公开的内容通过引用并入本申请。
如发明人Ducan在1995年5月30日公开的名称为“VTOL飞机控制方法”的美国专利5,419,514中所描述的，推力产生设备的选定倾斜角度改善了VTOL飞机的悬停稳定性。此外，以与飞机机身中心线成固定角度安装的翼梁支撑推力发生设备，以通过翼梁的简单旋转实现它们所需的倾斜度，其公开的内容通过引用并入本申请。
两个主螺旋桨上的机构围绕发明人Raposo发明的俯仰、侧倾和偏转轴倾斜，其公开的内容通过引用并入本申请。在2010年12月2日公布的名称为“独立控制三个平移和三个旋转轴的矢量推进系统和过程”的美国公开20100301168A1中，Raposo指出这些倾斜机构可用于执行横向移动、向上或向下移动以及围绕飞行器偏航轴的旋转。
发明人Rowe在1962年6月12日公布的名称为“VTOL飞机”的美国专利3038683A中描述的VTOL飞机中使用的涡轮风扇由单独的发电机驱动，并且围绕飞机的纵向中心线对称地布置。风扇枢转以为垂直升力和水平巡航提供推力。风扇均相同且可互换，其公开的内容通过引用并入本申请。
发明内容
多旋翼升力体飞机包括在前后横截面上具有第一翼型形状的升力体。所述升力体具有机头和机尾。多旋翼螺旋桨安装到所述升力体上。在低速时安装在所述升力体上的多旋翼螺旋桨提供多旋翼螺旋桨升力，在高速时所述升力体提供升力体升力。所述多旋翼螺旋桨安装到轴上。在多旋翼螺旋桨上形成轴角，并且所述轴角提供前向推力。所述轴角向上并向前倾斜，并且所述轴角度不垂直于所述升力体的弦线。航空电子设备存储在所述升力体的空腔中。所述航空电子设备包括控制电路、电池和无线电接收器。当空速增加时，所述多旋翼螺旋桨升力随着升力体升力的增加而减小，以使所述飞机在任何速度直到最高速度下均保持相同的高度。所述轴角不垂直于所述升力体的弦线。所述轴角有利于Fx前向力和Fy升力。所述Fx前向力是所述轴角的正弦值。
所述升力体由一对壳体制成，所述壳体具有一种结构，即顶壳和底壳，两者都可以由塑料制成。所述升力体在巡航速度下具有最优迎角，并且所述升力体提供组合升力模式。所述升力体包括鸭翼前向控制表面。多旋翼模式的重心是翼型模式的重心，其中所述翼型重心距所述机头大约1/3。安装在升力体上的控制面包括方向舵、副翼以及升降舵。多旋翼叶片的锁定装置包括使用霍尔传感器或编码器。所述升力体具有开放的凹曲率。当推进螺旋桨安装到所述升力体的机尾时，所述升力体包括在所述升力体的机头中的摄像头。
附图说明
图1是本发明的透视图。
图2是本发明的顶视图。
图3是本发明的后视图。
图4是沿侧线29的本发明的正面剖视图。
图5是本发明的侧视图。
图6是沿着中线的本发明的侧面剖视图。
图7是升力体与升力旋翼的相对升力图。
图8是四旋翼升力体的示意图。
图9是六旋翼升力体的示意图。
在参考附图中的元件时，以下的元件名称列表可以是有用的指南。
20主体
21机身
22机头
23摄像头
24传感器
25机尾
26机尾推进式螺旋桨
27机尾电机
28垂直稳定器
29方向舵
30机翼
31右翼
32左翼
33右翼汇合处
34左翼汇合处
35机翼汇合间隙
36右翼上壳
37右翼下壳
38左翼上壳
39左翼下壳
41机身上壳
42机身下壳
43机翼到机身汇合处
44机身汇合处
45机翼汇合处
46接合汇合处
47副翼
48鸭翼
49升降舵
50多旋翼系统
51右前延伸臂
52右后延伸臂
53左前延伸臂
54左后延伸臂
55右前延伸臂连接处
56右后延伸臂连接处
57左后延伸臂连接处
58左前延伸臂连接处
60升力螺旋桨
61右前升力螺旋桨
62右后升力螺旋桨
63左前升力螺旋桨
64左后升力螺旋桨
65飞行控制器
66电源
67倾斜传感器
68航空电子设备和收发器
69天线
70升力体
71第一翼型剖面
72第二翼型剖面
73翼型剖面交叉处
74重心
75前缘线外侧升力体
76锁定螺旋桨前缘线
77前缘凹部
78后缘凹部
79前尖端
80电机
81右前电机
82右后电机
83左前电机
84左后电机
85外尖端
86后缘
87前缘外侧部
88中间点
90水平线
91迎角
92翼型下表面
93翼型上表面
94弦线
95升力
96空速
97升力螺旋桨力
98升力体翼型力
99失速
100霍尔传感器
101编码器
194垂直平面
195固定前向角
196固定前向角汇合点
197后升力螺旋桨轴线
198前升力螺旋桨轴线
Fx前向力
Fy升力
具体实施方式
本发明是一种具有主体20的多旋翼垂直升空飞机，主体20包括机身21。机身21具有机头22和机尾25。传感器24和摄像头23可以安装在机头22中。机尾电机27可以安装在机尾25上，为机尾推进式螺旋桨26提供动力。机尾推进式螺旋桨26可以独立于其他螺旋桨启动并且可以向前推动多旋翼飞机。
机翼30集成到机身21。右翼31和左翼32在右翼汇合处33和左翼汇合处34连接到机身21。在右翼汇合处33和左翼汇合处34之间，可有机翼汇合间隙35。机翼汇合间隙35沿着侧线29和中线28形成翼型剖面。主体20的构造优选为一对部件，即上壳和下壳。上壳可以具有各个部分，下壳可以具有各个部分。例如，上壳可以具有右翼上壳36和左翼上壳38。类似地，下壳可以具有右翼下壳37和左翼下壳39。主体20的机身可以具有机身上壳41和机身下壳42。机身上壳41可以与右翼上壳35和左翼上壳38一体形成。机翼汇合处45可以将机翼上壳接合到机翼下壳。各汇合处可以是卡扣配合或通过粘合剂连接。这对壳可以是注塑成型的也可以是由层压材料制成的。
各上壳部分可以在接合连接处46接合到各下壳部分。接合汇合处46可具有机翼到机身汇合处43，在此处机翼的接合汇合处连接到机身的接合汇合处。而且，接合汇合处可以具有机身汇合处44，在此处机身上壳体41接合到机身下壳体42。多旋翼系统50具有安装在延伸臂上的升力螺旋桨60。右前延伸臂51在右前延伸臂连接处55从主体20延伸。右后延伸臂52在右后延伸臂连接处56从主体20延伸。左前延伸臂53在左前延伸臂连接处58从主体20延伸。左后延伸臂54在左后延伸臂连接处57从主体20延伸。
升力螺旋桨60安装到电机80上。右前升力螺旋桨61安装到右前电机81上，右前电机81安装在右前延伸臂51上。右后升力降螺旋桨62安装到右后电机82上，右后电机82安装到右后延伸臂52上。左前升力螺旋桨63安装到左前电机83上，左前电机83安装在到左前延伸臂53上。左后升力螺旋桨64安装到左后电机84上，左后电机84安装到左后延伸臂54上。
主体20的各上壳部分和各下壳部分形成空腔。空腔可以保持航空电子设备和电子设备，例如飞行控制器65、电源66、倾斜传感器67以及其他航空电子设备和收发器68。此外，天线69可以安装在主体20的空腔中。电源66可以是诸如可充电电池的电池或用于为可充电电池充电的内燃机。优选地，飞行控制器65为多旋翼控制器，用于控制电机输出、接收收发器信号并保持飞机的稳定性和控制。主体20具有多于一个方向的翼型形状，使得其形成升力体70。升力体70具有沿着中线28的第一翼型剖面71，还具有沿侧线29的第二翼型剖面72。第一翼型剖面71和第二翼型剖面72在翼型剖面交叉处73相交。翼型剖面交叉处73位于重心74后面。重心74位于机头22和翼型剖面交叉处73之间。
该飞机具有起飞模式和巡航模式。在巡航模式中，机尾推进式螺旋桨26向前推进飞机并且升力螺旋桨60处于锁定位置。锁定的螺旋桨具有锁定螺旋桨前缘线76，其通常延伸到前缘线75外侧的升力体。螺旋桨可以通过使用步进电机或可以保持位置的其他电机用闩锁、伺服机构锁定。多旋翼叶片可以，例如通过使用霍尔传感器100或编码器101，在旋转模式中旋转并且在锁定模式中被锁定。
升力体70包括与后缘凹部78相对的前缘凹部77。优选地，前缘凹部77终止于前尖端79。外尖端85可以限定前缘和后缘86之间的过渡。前缘具有前缘外侧部87，其在外尖端85处过渡到后缘86。前缘外侧部87在前尖端79处过渡到前缘凹部77。优选地，前缘凹部77和后缘凹部78对气流开放。
当从侧面看本发明时，升力螺旋桨60优选地平行于水平线90。升力体70的翼型下表面92与翼型上表面93相对。翼型下表面92和弦线94都相对于水平线90倾斜，倾斜角度例如是迎角91。如图3所示，固定前向角产生Fx前向力和Fy升力。Fx前向力是轴角的正弦值。
当多旋翼升力螺旋桨60提供大部分升力时，飞行控制器65维持适当的迎角91。随着飞机速度的增加，升力体70相对于升力螺旋桨60提供更大的升力。当空速96低时，升力95在垂直起飞期间是100％的升力螺旋桨力97。随着空速96增加，升力体70具有超过升力螺旋桨力97的升力体翼型力98。在较高速度时，当升力螺旋桨力97相对于升力体翼型力98更小时，飞行控制器65可以关闭升力螺旋桨60并将它们锁定在巡航模式位置。在中间点88处，由于升力95一半来自升力体翼型力98，且一半来自升力螺旋桨力97，使得由升力体翼型引起的升力95等于由升力螺旋桨力引起的升力95。中间点88的速度高于升力体70的失速99。为了在通过升力体70的失速99的同时提高性能，附加的控制和稳定表面如副翼47、鸭翼48、升降舵49和方向舵29可以改善控制和稳定性。
后升力螺旋桨与垂直平面194呈固定前向角195安装。后升力螺旋桨轴线197是后升力螺旋桨轴的旋转轴。后电机以固定角度安装，固定角度向前倾斜，以提供前向推力。垂直平面194在固定前向角汇合点196与后升力螺旋桨轴线197相交，固定前向角连接点196位于翼型下表面92下方。
优选地，前升力螺旋桨具有前升力螺旋桨轴线198，其通常竖直而非与后升力螺旋桨一样向前倾斜。前升力螺旋桨与后升力螺旋桨的角度不同，这使得飞机调整俯仰角和迎角。固定前向角195产生前向推力，因此机尾推进螺旋桨不是必需的，并且可以省略。固定前向角195的前向推力产生升力体翼型力98，升力体翼型力98根据升力体70的速度而增加。随着升力体70的速度增加，升力螺旋桨力97以及升力螺旋桨力97引起的能量消耗也随之降低。另一方面，升力体翼型力98随着速度增加而增加，使得它超过升力螺旋桨力97。固定前向角195的前向推力用于为升力体70提供最优迎角。
飞机可以在中间点88处保持稳定飞行。尽管升力体翼型力98更节能，但飞机仍然可以通过具有至少部分升力体翼型力98来节省大量能量。例如，升力体翼型力98可以是50％、80％或100％。本发明可以实现为三旋翼、四旋翼、五旋翼或更多。例如，图8是六旋翼升力体的示意图。六旋翼升力体也可以具有稳定的混合模式巡航状态，其中升力体翼型力98作为总升力的一部分。
如图所示，延伸臂可以在延伸臂连接处连接到机翼或机身。延伸臂可以垂直或平行于机身定向。由于升力体在前向方向以及垂直于前向方向的侧向方向上具有翼型剖面，因此升力体70可以在前向方向上以及在与前向方向侧面的方向上具有升力。
前向和侧向方向上的翼型剖面允许升力体从，例如从前、前左、前右、左或右到达的气流产生升力。这在，例如由于风或飞机方向的变化导致的相对空速突然变化期间保持升力。升力体和升力旋翼的组合在整个空速范围内从各种不同方向提供稳定的升力。
旋翼的数量可以改变。如图8所示，六旋翼升力体提供六个旋翼而不是仅四个旋翼。可以使用各种不同数量的旋翼。
在运载货物时，重心可能会因货物重心不在中心位置而发生偏移。可以改变升力螺旋桨速度以适应由于货物不居中引起的偏移的重心。例如，如果货物向前移动，则前向螺旋桨可以更快地旋转以产生更大的升力以补偿过大的前向重心。例如，在这种情况下，后螺旋桨可以照常工作。
在向前飞行期间，为了控制姿态，各种升力螺旋桨可以以不同的速度旋转以控制飞机的飞行，而不是使用控制表面来控制姿态。升力体不需要具有任何控制表面。当由升力体产生大部分升力时，升力螺旋桨可以以低RPM旋转以进行姿态控制。升力螺旋桨可以在大约200-500RPM的转速下空转，以便可以在必要时加速。当升力体产生大部分升力时，这种情况就会发生。

Claims (19)

1.一种多旋翼升力体飞机，包括：
a.在前后横截面上具有第一翼型形状的升力体，其中所述升力体具有机头和机尾；
b.安装到所述升力体上的多旋翼螺旋桨，其中在低速时所述多旋翼螺旋桨提供多旋翼螺旋桨升力，在高速时所述升力体提供升力体升力，所述多旋翼螺旋桨安装到轴上，所述多旋翼螺旋桨包括前多旋翼螺旋桨和后多旋翼螺旋桨；
c.在所述后多旋翼螺旋桨上形成的轴角，其中所述轴角提供前向推力，所述轴角是固定的并且向上和向前倾斜，所述轴角不垂直于所述升力体的弦线，所述轴角有利于Fx前向力和Fy升力，所述Fx前向力是所述轴角的正弦值；以及
d.存储在所述升力体的空腔中的航空电子设备，其中所述航空电子设备包括控制电路、电池和无线电接收器，在所述升力体产生大部分升力的向前飞行期间，升力螺旋桨以不同的速度旋转以控制姿态，所述升力体不具有控制表面，所述升力体升力随着空速增加而增加，而所述多旋翼螺旋桨升力减小，以使所述飞机在任何速度直到最高速度下均保持相同的姿态，
其中，所述多旋翼螺旋桨包括前升力螺旋桨和后升力螺旋桨，并且所述前升力螺旋桨与所述后升力螺旋桨的角度不同，被配置为使得所述飞机调整俯仰角和迎角。
2.根据权利要求1所述的多旋翼升力体飞机，其中所述升力螺旋桨以不同的速度旋转以协助控制所述飞机的飞行，当运载货物时，所述升力螺旋桨速度变化以适应由位于中心的货物导致的偏移的重心。
3.根据权利要求1所述的多旋翼升力体飞机，其中所述升力体在巡航速度下具有最优迎角，所述升力体提供组合升力模式。
4.根据权利要求1所述的多旋翼升力体飞机，其中所述升力体包括鸭翼。
5.根据权利要求1所述的多旋翼升力体飞机，其中多旋翼模式的重心是翼型模式的重心。
6.根据权利要求1所述的多旋翼升力体飞机，还包括用于多旋翼叶片的锁定装置，所述锁定装置包括使用霍尔传感器或编码器。
7.根据权利要求1所述的多旋翼升力体飞机，其中所述升力体具有开放的凹曲率。
8.根据权利要求1所述的多旋翼升力体飞机，其中当推进螺旋桨安装到所述升力体的机尾时，所述升力体包括在所述升力体的机头中的摄像头。
9.一种多旋翼升力体飞机，包括：
e.在前后横截面上具有第一翼型形状的升力体，其中所述升力体具有机头和机尾；
f.安装到所述升力体上的多旋翼螺旋桨，其中在低速时所述多旋翼螺旋桨提供多旋翼螺旋桨升力，在高速时所述述升力体提供升力体升力，所述多旋翼螺旋桨安装到轴上；
g.在所述多旋翼螺旋桨上形成的轴角，其中所述轴角提供前向推力，所述轴角是固定的并且向上和向前成角度，所述轴角不垂直于所述升力体的弦线，所述轴角有利于Fx前向力和Fy升力，所述Fx前向力是所述轴角的正弦值；以及
h.存储在所述升力体的空腔中的航空电子设备，其中所述航空电子设备包括控制电路、电池和无线电接收器，在所述升力体产生大部分升力的向前飞行期间，升力螺旋桨以不同的速度旋转以控制姿态，所述升力体具有有效的控制表面，所述升力体升力随着空速增加而增加，而所述多旋翼螺旋桨升力减小，以使所述飞机在任何速度直到最高速度下均保持相同的姿态，
其中，所述多旋翼螺旋桨包括前升力螺旋桨和后升力螺旋桨，并且所述前升力螺旋桨与所述后升力螺旋桨的角度不同，被配置为使得所述飞机调整俯仰角和迎角。
10.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，其中所述升力体由顶壳和底壳制成。
11.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，其中所述升力体在巡航速度下具有最优迎角，所述升力体提供组合升力模式。
12.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，其中所述升力体包括鸭翼前向控制表面。
13.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，其中多旋翼模式的重心是翼型模式的重心，翼型重心距所述机头1/3。
14.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，还包括安装在所述升力体上的控制表面，所述控制表面包括方向舵、副翼以及升降舵。
15.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，还包括用于多旋翼叶片的锁定装置，所述锁定装置包括使用霍尔传感器或编码器。
16.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，其中当推进螺旋桨安装到所述升力体的机尾时，所述升力体包括在所述升力体的机头中的摄像头。
17.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，还包括朝向所述多旋翼螺旋桨倾斜的第二多旋翼螺旋桨。
18.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，还包括与所述多旋翼螺旋桨平行的第二多旋翼螺旋桨。
19.根据权利要求9所述的多旋翼升力体飞机，还包括远离所述多旋翼螺旋桨倾斜的第二多旋翼螺旋桨。
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