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CN110282128A - 一种垂直起降飞行器 - Google Patents

一种垂直起降飞行器 Download PDF

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CN110282128A
CN110282128A CN201910723907.3A CN201910723907A CN110282128A CN 110282128 A CN110282128 A CN 110282128A CN 201910723907 A CN201910723907 A CN 201910723907A CN 110282128 A CN110282128 A CN 110282128A
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CN
China
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fuselage
wing
landing
aircraft
propeller
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Pending
Application number
CN201910723907.3A
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English (en)
Inventor
何光强
曾体贤
李志西
李和婷
刘瑶
杨明
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Nanchong Yuntuo Technology Co Ltd
China West Normal University
Original Assignee
Nanchong Yuntuo Technology Co Ltd
China West Normal University
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Abstract

本发明公开了一种垂直起降飞行器，包括机身和机翼，机翼垂直设置在机身上，飞行器前端设置有螺旋桨，螺旋桨与机身内的主发动机传动连接，机身内设置有若干变距舵机，机身内设置有涵道风扇，涵道风扇与增压电机传动连接，涵道风扇与导流管连接，导流管对称设置在机翼内，导流管末端设置有喷管，机翼外侧均设置有副翼，且内侧均设置有襟翼，机身末端设置有起落架；还包括飞行控制系统和通信系统，主发动机、变距舵机、风扇增压机、副翼、襟翼、起落架和通信系统均与飞行控制系统连接。本发明以单发动力进行垂直起降，具有高机动性、长航时、高载荷、低诱导阻力的特点。

Description

一种垂直起降飞行器
技术领域
本发明属于飞行器技术领域，具体涉及到一种垂直起降飞行器。
背景技术
垂直起降飞行器由于场地要求低，只需要很小的平地就可以垂直起降，近年来深受青睐。垂直起降飞行器减少或基本摆脱了对跑道的依赖，只需要很小的平地就可以拔地而起和垂直着陆，所以在战争中飞机可以分散配置，便于灵活出击、转移和伪装隐蔽，不易被敌方发现，出勤率也大幅提高，并且对敌方的打击具有很高的突然性，大大提高了飞机的战场生存率。
目前我国基于四旋翼平台的固定翼垂直起降方案已较成熟，三轴、二轴控制和舵面控制的单发固定翼航模也屡见报刊。但由于发动机限制，大尺寸的无人机方案都难以实施。基于此，本技术方案提出一种单发动力垂直起降固定翼方案，既兼具了传统直升机高机动性的优点，又拥有固定翼长航时、高载荷的特点，同时能根据现有条件实现大尺寸机体验证。
发明内容
针对上述不足，本发明提供一种垂直起降飞行器，以单发动力进行垂直起降，具有高机动性、长航时、高载荷、低诱导阻力的特点。
为实现上述目的，本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：提供了一种垂直起降飞行器，包括机身和机翼，机翼垂直设置在机身上，飞行器前端设置有螺旋桨，螺旋桨与机身内的主发动机传动连接，机身内设置有若干变距舵机，机身内设置有涵道风扇，涵道风扇与增压电机传动连接，涵道风扇与导流管连接，导流管对称设置在机翼内，导流管末端设置有喷管，机翼外侧均设置有副翼，且内侧均设置有襟翼，机身下部设置有起落架；还包括飞行控制系统和通信系统，主发动机、变距舵机、涵道风扇、副翼、襟翼、起落架和通信系统均与飞行控制系统连接。
进一步，机身和机翼平滑连接。
进一步，机翼的翼展和平均气动弦长之比为8～13:1。
进一步，机身内的主发动机只有一个。
进一步，飞行器前端设置的螺旋桨可以实现周期变距和变总距。
进一步，导流管末端设置的喷管参与姿态控制。
本发明具有以下优点：
1、本发明提供的飞行器只有一个主发动机，以单发动力布局，可以实现稳定可控的垂直起降，主发动机驱动螺旋桨旋转，同时飞行控制系统根据飞行器实时姿态，控制多个变距舵机的偏转角度，实现周期变距和变总距。
2、机身内设置的涵道风扇通过导流管与喷管连接，高速气流从喷管流出，喷出垂直于(或斜于后方)机翼方向的气流，可以抵消螺旋桨的反扭矩，实现垂直起降阶段航向的稳定控制和平飞阶段横滚的稳定控制。
3、飞行器飞行模式分为垂直起降模式和固定翼模式两个模态。垂直起降模式：通过变总螺距和主发动机转速改变旋翼升力，控制飞机上升下降；通过周期变距控制飞行器俯仰和横滚；通过机翼舵面(襟翼)控制飞机偏航。固定翼模式：该模式下，飞机升力由机翼提供，通过增大螺旋桨迎角和主发动机转速使飞机拉力变大，提供前进动力；通过机翼舵面(副翼)控制飞机横滚，具体措施为：右侧副翼上偏，左侧机翼下偏则飞机向右滚转，右侧副翼下偏、左侧机翼上偏则飞机向左滚转，内侧襟翼下偏，增大升力系数。
4、飞行器无尾翼，同等情况下可以减小雷达散射截面积，偏航、俯仰和升降通过周期变距实现；翼展和平均气动弦长之比为8～13：1，即为大展弦比，机翼和机身连接处平滑连接，减小诱导阻力，可以达到长航时、高升限的目的。
附图说明
图1为本发明的示意图；
其中，1、机身；2、机翼；3、涵道风扇；4、螺旋桨；5、襟翼；6、副翼；7、导流管；8、喷管；9、起落架。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。
本发明的一个实施例中，如图1所示，提供了一种垂直起降飞行器，包括机身1和机翼2，机翼2垂直设置在机身1上，且机身1和机翼2平滑连接飞行器前端设置有螺旋桨4，机翼2的翼展和平均气动弦长之比为12:1，螺旋桨4与机身1内的主发动机传动连接，机身1内设置有若干变距舵机，机身1内设置有涵道风扇3，涵道风扇3与增压电机传动连接，涵道风扇3与导流管7连接，导流管7对称设置在机翼2内，导流管7末端设置有喷管8，机翼2外侧均设置有副翼6，且内侧均设置有襟翼5，机身1下部设置有起落架9；还包括飞行控制系统和通信系统，主发动机、变距舵机、涵道风扇3、副翼6、襟翼5、起落架9和通信系统均与飞行控制系统连接。
飞行器飞行模式分为垂直起降模式和固定翼模式两个模态。垂直起降模式：通过变总螺距和主发动机转速改变旋翼升力，控制飞机上升下降；通过周期变距控制飞行器俯仰和横滚；通过机翼2舵面(襟翼5)控制飞机偏航。固定翼模式：该模式下，飞机升力由机翼2提供，通过增大螺旋桨4迎角和主发动机转速使飞机拉力变大，提供前进动力；通过机翼2舵面(副翼6)控制飞机横滚，具体措施为：右侧副翼6上偏，左侧机翼2下偏则飞机向右滚转，右侧副翼6下偏、左侧机翼2上偏则飞机向左滚转，内侧襟翼5下偏，增大升力系数。
飞行控制系统通过接收姿态切换信号，控制襟翼5的不同工作模式。在垂起模式下，襟翼5为航向调节舵面；在固定翼模式下，副翼6控制横滚，襟翼5下偏，同时下偏角度与飞机空速成负相关。即空速大，偏转角度小；空速小，偏转角度大，但固定翼模式下襟翼5最大下偏角度为垂起模式的一半。
虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了详细地描述，但不应理解为对本专利的保护范围的限定。在权利要求书所描述的范围内，本领域技术人员不经创造性劳动即可作出的各种修改和变形仍属本专利的保护范围。

Claims (6)

1.一种垂直起降飞行器，其特征在于，包括机身(1)和机翼(2)，所述机翼(2)垂直设置在所述机身(1)上，所述飞行器前端设置有螺旋桨(4)，所述螺旋桨(4)与所述机身(1)内的主发动机传动连接，所述机身(1)内设置有若干变距舵机，所述机身(1)内设置有涵道风扇(3)，所述涵道(3)风扇与增压电机传动连接，所述涵道风扇(3)与导流管(7)连接，所述导流管(7)对称设置在所述机翼(2)内，所述导流管(7)末端设置有喷管(8)，所述机翼(2)外侧均设置有副翼(6)，且内侧均设置有襟翼(5)，所述机身(1)下部设置有起落架(9)；还包括飞行控制系统和通信系统(数传/图传)，所述主发动机、所述变距舵机、所述涵道风扇(3)、所述副翼(6)、所述襟翼(5)、所述起落架(9)和所述通信系统均与所述飞行控制系统连接。
2.如权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述机身(1)和所述机翼(2)平滑连接(翼身融合)。
3.如权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述机翼(2)的翼展和平均气动弦长之比为11～13:1。
4.如权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述机身(1)内的主发动机只有一个。
5.如权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器前端设置的螺旋桨(4)可以实现周期变距和变总距。
6.如权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述导流管(7)末端设置的喷管(8)参与姿态控制。
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