CN206520754U - 可调配升力分布的垂直起降飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型是关于一种可调配升力分布的垂直起降飞机，其具有一机身、一对第一推进器、一对第二推进器及一对第一机翼。第一推进器及第二推进器可倾转地设置于机身。第一机翼固设于机身，并具有一根部端及一外侧端，且外侧端的宽度大于根部端的宽度。因此，本实用新型的垂直起降飞机在起飞或降落时，气流可流经第一机翼的根部端，并在巡航或滑翔时利用第一机翼产生升力。藉此，因此第一推进器及第二推进器可以以较低的功率运作并节约垂直起降飞机的能源，还能在推进器故障时安全着陆。

Description

可调配升力分布的垂直起降飞机

技术领域

本实用新型是关于一种飞机，特别是一种能垂直起降的飞机。

背景技术

鸟类的翅膀天生在张开时便能提供升力，而能在飞行时进行滑翔，因此能在长距离飞行时减少能量的消耗。在此概念下，传统的飞机是利用机翼来创造升力，且这也是一种能在长距离飞行节约能源的手段。许多航空公司宣称旗下洲际航班飞机的油耗相当于甚至小于一般客车的油耗。而机翼已在航空工业界长久发展下，机翼的升力系数(liftcoefficient，Cl)与阻力系数(drag coefficient，Cd)的比值及机翼能提供升力的攻角已在发展下优化。藉此具有机翼的飞机能通过机翼的升力滑翔，在长距离飞行时节约能源。

然而，现有技术的垂直起降飞机，无论是使用中或是仍在测试阶段者，多数并不是通过机翼产生升力来飞行，而是通过如螺旋桨或喷射引擎等推进器持续地提供推进力对抗重力来飞行。具体而言，推进器可藉由调整相对于水平线的夹角，来改变向前的推进力的大小。换言之，推进器所产生的推进力会分出垂直分量及水平分量，推进力的垂直分量可作为对抗飞机重量的升力，而推进力的水平分量可作为使飞机前进的推力。

因此，现有技术的垂直起降飞机的使机翼体积最小化，甚至放弃了控制机翼的观念，因此已无法进行一般飞机的许多动作，例如滑翔。

更有许多设计中的垂直起降飞机已不具有机翼，因此在设计垂直起降飞机时升力系数与阻力系数的比值时也被忽视。同时，垂直起降飞机也较少具有节能相关的设计。例如，传统的飞机在起飞时使油门保持全开，而进入巡航高度能将油门转小并维持巡航速率，因此具有省油的优点。而垂直起降飞机大部分的燃料都被推进器用于持续产生升力，因此为了持续产生升力，燃料将持续被消耗的情况下，致使飞行距离无法提升。虽然可藉由加大燃料槽或电池的体积来提升飞行距离，但过度加大燃料槽或电池反而有压缩飞机的可用空间等诸多缺点。

现今垂直起降飞机有两种较常见的类型，一种是具有一对可倾转的螺旋桨，其设置于两机翼的最外端，而另一种是只具有四具垂直推进器的四轴飞行器。

在前者中，垂直起降飞机通常具有可提供升力的机翼，也因此在长距离飞行时较为节能。然而，这种通过动态调整推进器角度来调整升力及推力的配置，例如加在机翼两端可倾转的螺旋桨或四轴飞行器，虽使推进器同时提供升力及推力，但这样的机构较脆弱而容易损坏，且只要故障后螺旋桨所提供的升力便无法平衡,而曾发生数起事故，因此有安全性不足的隐忧。

在后者(四轴飞行器)中，仅有少数还具有可操控的前翼(canard wings)以产生附加升力，而大部分的垂直起降飞机通常具有多个推进器提供备援升力，藉此在部份推进器失效时仍能平稳地对抗重力。且出于安全性的考虑，现有的垂直起降飞机往往设置了较多的推进器，以在部分推进器故障时仍能提供稳定的升力，也在转向及上升或下降时可稳定地进行控制。然而，却没有在长距离飞行航程中节约能源的飞行方法，也因此仅被考虑用在同一城市内进行短途运输。

随着未来大型垂直起降飞机启用，节能变成为一个无法避免的问题。近来许多垂直起降飞机陆续上线提供载客、载货服务，因此将机翼的优点整合至现有的垂直起降飞机，以达到环保、节能的效果，便是当前所面临的一大课题。而在飞行的过程中，还可调整机翼的攻角来提升升力系数或降低阻力系数。民间航空公司也在寻找能在着陆时能通过可令现有机型滑翔来降低油耗的新进场航道模式。

有鉴于此，对垂直起降飞机提供一种更佳的改善方案，达到安全又节能的效果乃为航空业界亟待解决的问题。

实用新型内容

本实用新型的主要目的在于，提出一种垂直起降飞机，其在水平飞行时可较为节约能量，又能在机件故障下顾及飞行安全。

为达上述目的，本实用新型所提出的垂直起降飞机具有：

一机身，其具有一长度方向；

一对第一推进器，其可转动地设置于所述机身的上部，并分别位于所述机身的两侧；

一对第一机翼，其固设于所述机身的上部，并分别位于所述机身的两侧，更位于所述第一推进器的后方及上方，各所述第一机翼具有：

一根部端，其固设于所述机身；及

一外侧端，其相对于所述第一机翼的所述根部端；所述第一机翼的所述外侧端平行于所述长度方向的宽度大于所述第一机翼的所述根部端平行于所述长度方向的宽度；以及

一对第二推进器，其可转动地设置于所述机身的下部，并分别位于所述机身的两侧，更位于所述第一推进器后方。

因此，本实用新型的优点在于垂直起降飞机的第一推进器及第二推进器在起降时可倾转、气流可由机翼的根部端流过，因此能减少机翼的阻力。而当本实用新型的垂直起降飞机于巡航或滑翔时，机翼可提供升力，因此第一推进器及第二推进器可以较低的功率运作，节约垂直起降飞机的能源。此外，即使一个或数个推进器发生故障，本实用新型的垂直起降飞机仍可通过滑翔而安全着陆。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，所述垂直起降飞机更具有：

一对第二机翼，其固设于所述机身的下部，并分别位于所述机身的两侧，更位于所述第二推进器的后方及上方；各所述第二机翼具有：

一根部端，其固设于所述机身；以及

一外侧端，其相对于所述第二机翼的所述根部端；所述第二机翼的所述外侧端平行于所述长度方向的宽度大于所述第二机翼的所述根部端平行于所述长度方向的宽度。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，各所述第一机翼具有一翼尖小翼，其固设于所述第一机翼的所述外侧端，且所述翼尖小翼向上延伸。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，所述翼尖小翼更向后延伸。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，各所述第一机翼具有一连接部，其位于所述第一机翼的所述根部端，所述第一机翼透过所述连接部固设于所述机身；所述连接部的截面为一圆形，椭圆形或翼剖面形。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，各所述第一机翼为单片式翼身，其具有一翼片，该翼片的前缘向前延伸的比率等于该翼片的后缘向后延伸的比率。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，各所述第一机翼为多片式翼身，其具有：

一前翼片，其设置于所述第一机翼的所述根部端及所述第一机翼的所述外侧端间，并能平行于所述机身的长度方向移动；以及

一后翼片，其设置于所述第一机翼的所述根部端及所述第一机翼的所述外侧端间，并能平行于所述机身的长度方向移动。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，各所述第一机翼为多片式翼身，其具有：

一第一翼片，其可转动地设置于所述第一机翼的所述根部端及所述第一机翼的所述外侧端间；以及

一第二翼片，其可转动地设置于所述第一机翼的所述根部端及所述第一机翼的所述外侧端间，并位于所述第一翼片后方。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，所述机身具有一驾驶舱，其在所述机身的长度方向上位于所述第一推进器及所述第一机翼的前方。

如前所述的可调配升力分布的垂直起降飞机中，所述机身具有一机尾杆，其位于所述机身的尾端并沿水平方向延伸。

附图说明

图1为本实用新型第一实施例的立体示意图。

图2为本实用新型第一实施例的前视图。

图3为本实用新型第一实施例的侧视图。

图4为本实用新型第一实施例的上视图。

图5为本实用新型第一实施例中推进器倾转后的侧视图。

图6a至图6e为本实用新型的中，各种连接部于图4的6-6割面线的剖视图。

图7a至图7e为本实用新型的中，各种机翼的翼身及翼尖小翼的上视图。

图8为本实用新型中机翼的翼身的其中一样式。

图9为本实用新型第二实施例的侧视图。

主要组件符号说明

10机身 11驾驶舱

111驾驶座 112窗户

12通道 13舱房

14承载舱 15机尾杆

16起落架 21第一推进器

22第二推进器 30机翼

301第一机翼 302第二机翼

31根部端 310连接部

310a～310e连接部 32外侧端

320翼尖小翼 33翼身

33a～33e翼身 331d、331e前翼片

332d、332e后翼片 α1前伸角

α2后伸角

10A机身 14A承载舱

30A机翼

具体实施方式

以下配合图式及本实用新型之较佳实施例，进一步阐述本实用新型为达成预定实用新型目的所采取的技术手段。

首先请参考图1至图4。本实用新型提出一种可调配升力分布的垂直起飞机(vertical taking-off and landing aircraft，VTOL aircraft)，其具有一机身10，多对推进器及至少一对机翼30。

在第一实施例中，机身10具有一驾驶舱11、一通道12、一两舱房13、一承载舱14、一机尾杆15及一起落架16。机身10具有一长度方向。

驾驶舱11位于机身10的前端并具有两并列的驾驶座111及一窗户112。两驾驶座111相邻并设置于驾驶舱11内。窗户112位于驾驶座111前并延伸至两驾驶座111的两侧。换句话说，如图4所示，窗户112的后缘位于飞行员的后方，使驾驶舱11内的飞行员的视角θ可超过180度，甚至可达270度。

通道12设置于驾驶座111后方并与驾驶座111间隔，且通道12的一端连通于驾驶舱11，另一端连通于承载舱14。舱房13位于驾驶舱11后方并位于通道12两侧。舱房13内可具有伺服马达、步进马达或线性致动器。

驾驶舱11、通道12及承载舱14沿机身10长度方向上依序排成一列。承载舱14内的空间能容纳乘客或货物。承载舱14具有一地板及位于所述地板下的另一空间，所述另一空间能容纳电池、超电容器、燃油或燃料电池。

机尾杆15形成于机身10后端并水平延伸。起落架16位于机身10的底面以抬高机身10，使推进器能顺利产生气流。

由于本实施例的垂直起降飞机在着陆时不需要轮胎或吸收着陆时冲击力的缓冲机构，因此能腾出更多空间，使驾驶舱11、通道12及承载舱14能更为宽敞。

本实施例的垂直起降飞机的机身10内更具有一飞行计算机，其可用于搜集飞行时的各项数据以辅助飞行员监控飞机的高度及姿态并据以调整推进器。

接着请参考图1及图5。本实用新型的多对推进器为一对第一推进器21及一对第二推进器22。第一推进器21及第二推进器22皆位于机身10的两侧。在飞行时，第一推进器21及第二推进器22相对于垂直起降飞机的一纵轴的倾角(incidence angle)可通过舱房13内的伺服马达、步进马达或线性致动器进行控制，且可分为同步控制模式或各别控制模试。同步控制模式时，第一推进器21及第二推进器22具有相同的倾角；在各别控制模式，第一推进器21及第二推进器22可被独立地控制。因此，垂直起降飞机的推进角可藉由控制第一推进器21及第二推进器22的倾角而进行调整。

第一推进器21可倾转的设置于机身10的上部。具体而言，第一推进器21位于驾驶舱11后方并高于驾驶座111。因此，飞行员的向后视线将不会完全被第一推进器21所遮挡。

第二推进器22可倾转的设置于机身10的下部且位于第一推进器21后方。

在本实用新型的垂直起降飞机中，各机翼可为外向扩展翼(Extended OutwardExpansion Wing，EOEW)，其形状类似于枫树种子、蜻蜓、蝴蝶或蜜蜂等的翅膀。在蜂鸟或蜜蜂四周，空气是垂直其身体中心线方向流动，而蜂鸟或蜜蜂翅膀与身体连接的根部的宽度短于翅膀端部的宽度。因此，这些生物在空中停留时能减少阻力及能量的消耗。

因此，本实用新型的垂直起降飞机中，各机翼30可包含一根部端31、一相对于根部端31的外侧端32及一翼身33，而外侧端32平行机身10长度方向的宽度大于根部端31平行机身10长度方向的宽度。换言之，机翼30的翼形(airfoil)在翼展方向向外渐宽，使外侧端32的翼形宽度大于根部端31的翼形宽度。藉由此一结构，可提升各机翼30的升力系数及降低阻力系数，并优化升力与阻力的比值。此外，各机翼30具有一位于根部端31的连接部310及一位于外侧端32的翼尖小翼320。

为了提升结构的整体性，各机翼30被固设于机身10而无法相对于机身10移动或转动。特别是在飞机起飞或降落时，机翼30有机会受到较大的扭力，因此机身10与机翼30间的连接部310较佳是以一碳纤维强化高分子复合材料(carbon fiber reinforced polymer，CFRP)所制成。

接着请参考图6a至6e。连接部310并非用于产生升力，而是用于使气流容易流过以在垂直飞行或水平飞行时减小阻力，因此，经由空气动力学的计算优化后，连接部310的截面形状可为特定的曲线(curves or splines)。藉此，连接部310平行机身10长度方向的翼形宽度(即弦线长度)可为现有飞机的机翼的35％至80％，且厚度为现有飞机的机翼的两倍至三倍间。如图6a或图6b所示，连接部310的尺寸比可为1至3间，若尺寸比为1时其截面即为圆形。此外，还可如图6c至图6e所示，连接部310的截面如美国国家航空咨询委员会(National Advisory Committee for Aeronautics，NACA)所提出的翼形族的截面形状。

具体而言，连接部310形状可为圆形连接部310a、椭圆形连接部310b、翼剖面形连接部310c、另一翼剖面形连接部310d或再一翼剖面形连接部310e。其中，翼剖面形连接部310c的弦线为水平，而翼剖面形连接部310d为倾斜。换句话说，翼剖面形连接部310d的轮廓线可为依据垂直起降飞机的起飞轨迹或巡航路径进行优化设计。而翼剖面形连接部310e的轮廓线可具有圆角。

换句话说，本实用新型的垂直起降飞机的连接部310的弦线不同于一般传统飞机机翼的弦线，以使气流仅单纯流经连接部310而不会产生明显的升力。藉此垂直起降飞机在垂直起降时气流能轻易地通过连接部310。

各机翼30为上反角机翼，即，如图2所示，各机翼30向外延伸时并稍微向上翘起。

接着请参考图7a至图7e。在图中，驾驶舱11是位于各图所绘示的机翼30的上方，而机尾杆15位于图式的下方。各机翼30的翼尖小翼320固设于机翼30的外侧端32。在一实施例中，翼尖小翼320a为矩形向上延伸。在另一实施例中，翼尖小翼320b除且沿一上反角方向延伸还向后方延伸，因此翼尖小翼320b呈三角形且前缘为弧形。

翼身33内部的结构可如同传统飞机机翼的四边形形状的翼盒(wing box)、六边形形状的翼盒或随机形状的翼盒，而上述翼盒可依需求组合配置而对抗机翼承受的各种力。

翼身33同样可具有许多不同的样式。在一实施例中，翼身33a为单片式翼身，其具有一翼片。翼身33a前缘向前延伸的比率等于翼身33a后缘向后延伸的比率。具体而言，翼身33a的前伸角α1为翼身33a前缘与垂直机身10长度方向间的夹角，而后伸角α2为翼身33a后缘与垂直机身10长度方向间的夹角。此实施例中，前伸角α1等于后伸角α2，因此翼身33a在一垂直机身10长度方向的轴在线对称。

在另一实施例中，翼身33b同样为单片式翼身，但翼身33b前缘向前延伸的比率大于翼身33c后缘向后延伸的比率，即前伸角α1大于后伸角α2，因此翼身33b的前缘是向前突出的。相反的，在再一实施例中，翼身33c前缘向前延伸的比率小于翼身33c后缘向后延伸的比率，即前伸角α1小于后伸角α2，因此翼身33c的后缘是向后突出的。藉由前述前伸角α1及后伸角α2的变化，翼身33a、33b及33c的前缘在气流的流速低时仍可制造出涡流来产生升力，如同蝴蝶或枫树的种子。

翼身33还可为多片式翼身。如图7d所示，在另一实施例中，翼身33d具有一前翼片331d及一后翼片332d，而前翼片331d及后翼片332d设置于机翼30的根部端31及外侧端32间。因此，翼身33d可分裂出三个较短的弦线，即使在低速飞行时翼身33d能制造出层流。

前翼片331d及后翼片332d可平行机身10的长度方向移动。当本实施例的垂直起降飞机升空或着陆时，前翼片331d及后翼片332d分别向机翼30的外侧移动，藉此在进行垂直飞行时让气流更容易通过机翼30并降低阻力。而在飞机起飞或进行水平飞行时，前翼片331d向后移动，而后翼片332d向前移动，以使机翼30整合为一体，藉此能提升机翼30所产生的升力以进行巡航。前翼片331d或后翼片332d可由一线性致动器驱动。

接着请同时参考图7e及图8。在机翼30的另一实施例中，前翼片331e及后翼片332e可转动至平行弦线方向或垂直地面方向。在垂直起降飞机起降前，前翼片331e及后翼片332e垂直地面方向，并在前翼片331e及后翼片332e间形成一间隙以供气流通过，藉此能降低阻力并进行垂直飞行。而在垂直起降飞机升空后而进行水平飞行时，前翼片331e及后翼片332e便枢转至互相连接，而间隙即被前翼片331e及后翼片332e所遮盖，因此形成连续的机翼30而适于巡航飞行。

前翼片331e或后翼片332e可被一转动驱动器、一伺服马达、一步进马达、一直接驱动式转子马达(Direct Drive Rotary motor，DDR)或具减速机构的一直流马达(DirectCurrent motor，DC motor)所带动。

此外，此实施例中，翼片的数量可为二个或更多。

接着请参考图1至图4。在本实用新型的第一实施例中共有两对机翼30，其可为前后并排的一对第一机翼301及一对第二机翼302。第一机翼301及第二机翼302皆分别位于机身10的两侧。

第一机翼301固设于机身10上部且稍微高出机身10的顶面。此外，第一机翼301位于第一推进器21上方及后方。换句话说，驾驶舱11在沿机身10的长度方向上位于第一推进器21及第一机翼301的前方。

第二机翼302固设于机身10并位于第一机翼301后方，因此第一机翼301、第二机翼302为前后并排。此外，第二机翼302位于第二推进器22的上方及后方。

接着请参考图9。本实用新型的垂直起降飞机的第二实施例相似于第一实施例，差异仅在于机身10A的长度较短，且仅具有一对机翼30A。换句话说，垂直起降飞机仍具有两对推进器，即同样为两个第一推进器21及两个第二推进器22。机翼30A固设于机身10A上并位于第一推进器21后方。此外，由于机身10A的长度较短，承载舱14A的长度也较短，但位于第一推进器21及第二推进器22间。

反过来说，在其他实施例中，机身(图未绘示)的长度可比第一实施例的机身10长度长。在此实施例中，垂直起降飞机可具有三对推进器及三对机翼。所述三对推进器可为一对第一推进器、一对中间推进器及一对第二推进器。第一推进器设置于机身上部，中间推进器设置于机身下部，而第二推进器设置于机身上部且与第一推进器高度相同。所述三对机翼固设于分别固设于所述三对推进器的后方及上方，因此所述三对推进器及所述三对机翼为前后并排。

其他实施例中，垂直起降飞机可为无人驾驶机(unmanned aerial vehicle，UAV)，因此整体体积可缩小而机身内不具有驾驶舱。

综上所述，垂直起降飞机起飞或降落时，第一推进器21及第二推进器22可倾转至垂直方向以稳定地提供上升推力。而机翼30根部端31平行于机身长度方向的宽度较小，因此可供气流流过机翼30而减少上升及降落的阻力。而当垂直起降飞机进行巡航或滑翔时，第一推进器21及第二推进器22则倾转至水平或可依据飞行路径调整角度，以通过第一推进器21及第二推进器22提供飞行所需要推进力及升力。同时，水平巡航时还可通过机翼产生升力，使第一推进器21及第二推进器22能以较低的功率运作而使垂直起降飞机较节省能源。此外，即使在飞行时有推进器固障，垂直起降飞机还可藉由机翼30进行滑翔而安全着陆。

以上所述仅是本实用新型的较佳实施例而已，并非对本实用新型做任何形式上的限制，虽然本实用新型已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本实用新型，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本实用新型技术方案的范围内，当可利用上述揭示的技术内容作出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本实用新型技术方案的内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本实用新型技术方案的范围内。

Claims (10)

1.一种可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，所述垂直起降飞机具有：

一机身，其具有一长度方向；

一对第一推进器，其可转动地设置于所述机身的上部，并分别位于所述机身的两侧；

一对第一机翼，其固设于所述机身的上部，并分别位于所述机身的两侧，更位于所述第一推进器的后方及上方，各所述第一机翼具有：

一根部端，其固设于所述机身；及

一外侧端，其相对于所述第一机翼的所述根部端；所述第一机翼的所述外侧端平行于所述长度方向的宽度大于所述第一机翼的所述根部端平行于所述长度方向的宽度；以及

一对第二推进器，其可转动地设置于所述机身的下部，并分别位于所述机身的两侧，更位于所述第一推进器后方。

2.根据权利要求1所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，所述垂直起降飞机更具有：

一对第二机翼，其固设于所述机身的下部，并分别位于所述机身的两侧，更位于所述第二推进器的后方及上方；各所述第二机翼具有：

一根部端，其固设于所述机身；以及

一外侧端，其相对于所述第二机翼的所述根部端；所述第二机翼的所述外侧端平行于所述长度方向的宽度大于所述第二机翼的所述根部端平行于所述长度方向的宽度。

3.根据权利要求1所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，各所述第一机翼具有一翼尖小翼，其固设于所述第一机翼的所述外侧端，且所述翼尖小翼向上延伸。

4.根据权利要求3所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，所述翼尖小翼更向后延伸。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，各所述第一机翼具有一连接部，其位于所述第一机翼的所述根部端，所述第一机翼通过所述连接部固设于所述机身；所述连接部的截面为一圆形，椭圆形或翼剖面形。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，各所述第一机翼为单片式翼身，其具有一翼片，该翼片的前缘向前延伸的比率等于该翼片的后缘向后延伸的比率。

7.根据权利要求1至4中任一项所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，各所述第一机翼为多片式翼身，其具有：

一前翼片，其设置于所述第一机翼的所述根部端及所述第一机翼的所述外侧端间，并能平行于所述机身的长度方向移动；以及

一后翼片，其设置于所述第一机翼的所述根部端及所述第一机翼的所述外侧端间，并能平行于所述机身的长度方向移动。

8.根据权利要求2至4中任一项所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，各所述第一机翼为多片式翼身，其具有：

一第一翼片，其可转动地设置于所述第一机翼的所述根部端及所述第一机翼的所述外侧端间；以及

一第二翼片，其可转动地设置于所述第一机翼的所述根部端及所述第一机翼的所述外侧端间，并位于所述第一翼片后方。

9.根据权利要求1至4中任一项所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，所述机身具有一驾驶舱，其在所述机身的长度方向上位于所述第一推进器及所述第一机翼的前方。

10.根据权利要求1至4中任一项所述的可调配升力分布的垂直起降飞机，其特征在于，所述机身具有一机尾杆，其位于所述机身的尾端并沿水平方向延伸。