Login| Sign Up| Help| Contact|

Patent Searching and Data


Title:
VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING AIRCRAFT
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2016/004852
Kind Code:
A1
Abstract:
A vertical take-off and landing aircraft comprises an aircraft body (6), a main thrust device (7) that provides a main thrust for the aircraft, and a posture control device. The posture control device comprises multiple posture alignment units (2) for adjusting rolling and pitching postures of the aircraft. The posture alignment unit comprises blades driven by a motor (3). By means of the aircraft of the present invention, the mechanical structure is simplified in the aspect of posture adjustment and the manufacturing difficulty and maintenance cost are reduced.

Inventors:
WU, Jianwei (Room 16F, Building ANo.137, Wushan Road, Tianhe Distric, Guangzhou Guangdong 5, 510635, CN)
Application Number:
CN2015/083450
Publication Date:
January 14, 2016
Filing Date:
July 07, 2015
Export Citation:
Click for automatic bibliography generation   Help
Assignee:
WU, Jianwei (Room 16F, Building ANo.137, Wushan Road, Tianhe Distric, Guangzhou Guangdong 5, 510635, CN)
International Classes:
B64C29/00
Foreign References:
CN1384793A2002-12-11
US20110315809A12011-12-29
CN102114914A2011-07-06
CN103832583A2014-06-04
CN103072688A2013-05-01
CN1202861A1998-12-23
CN103448910A2013-12-18
CN102897315A2013-01-30
Download PDF:
Claims:
权利要求书

一种垂直起降飞行器, 包括机身 (6)、 为飞行器提供主要推力的主推 力装置 (7), 其特征在于: 所述的飞行器还包括姿态控制装置, 所述 姿态控制装置使用电能, 由电源模块 (1)、 N个调姿单元 (2)、 对应 N个 调姿单元 (2)的 N个电机 (3)、 调速器单元 (4)、 以及飞行控制系统 (5)组 成, 其中 N为大于或等于 3的自然数; 所述电源模块 (1)为姿态控制装 置提供电源; 所述调姿单元 (2)为与电机 (3)功率连接的扇叶, 每个调 姿单元 (2)分别连接有电机 (3); 所述调速器单元 (4)与电机 (3)电性连接 , 用于分别调节每个电机 (3)的输出功率, 所述调速器单元 (4)接受飞 行控制系统 (5)控制并与飞行控制系统 (5)信号连接; 至少有两个调姿 单元 (2)分别对称地置于飞行器的左部及右部作为滚转调姿单元; 飞 行器以重心的前后分为前部与后部, 至少有一个调姿单元 (2)置于相 对于滚转调姿单元所处该部的另一部, 或当滚转调姿单元所产生的垂 直升力的合力可作用在飞行器大体重心处吋至少有一个调姿单元 (2) 置于飞行器的前部或后部均可, 或有至少两个调姿单元 (2)分别置于 飞行器的前部及后部, 作为俯仰调姿单元; 所有的俯仰调姿单元所产 生的垂直升力的合力可作用在机身纵向中线 (10) 上。

根据权利要求 1所述的飞行器, 其特征在于: 所述飞行器还包括机翼( 8), 机翼 (8)设置为可以选择性地调整迎角; 所述机翼 (8)与飞行器活 动连接, 机翼 (8)与伺服作动器可操作地连接, 伺服作动器接受飞行 控制系统 (5)控制并与飞行控制系统 (5)信号连接。

根据权利要求 2所述的飞行器, 其特征在于: 所述主推力装置 (7)及所 述调姿单元 (2)设置为朝飞行器前方倾斜, 使机身处于水平状态吋所 述主推力装置 (7)及所述调姿单元 (2)可以产生垂直推力及向前的纵向 推力的矢量分量; 所述飞行器还设置有垂直尾翼 (9) 。

根据权利要求 1所述的飞行器, 其特征在于: 所述主推力装置 (7)设置 为朝飞行器前方倾斜, 使机身处于水平状态吋所述主推力装置 (7)可 根据权利要求 4所述的飞行器, 其特征在于: 所述调姿单元 (2)设置为 朝飞行器前方倾斜, 使机身处于水平状态吋调姿单元 (2)可以产生垂 直推力及向前的纵向推力的矢量分量。

根据权利要求 1至 5所述的任一飞行器, 其特征在于: 所述飞行器设置 为双主翼结构, 其中第一主翼 (8a) 置于飞行器的前部, 第二主翼 ( 8b) 置于飞行器的后部, 第一主翼 (8a) 与第二主翼 (8b) 的之间距 离大于或等于主推力装置 (7)的直径; 第二主翼 (8b) 兼作水平尾翼 ; 第一主翼 (8a) 及第二主翼 (8b) 的左右端部分别连接有调姿单元 (2) 。

根据权利要求 6所述的飞行器, 其特征在于: 至少有两个主推力装置( 7)分别对称地连接于机身 (6) 的中段的左右两侧。

根据权利要求 7所述的飞行器, 其特征在于: 所述主推力装置 (7)采用 与发动机功率连接的涵道风扇, 涵道 (11) 的出风口设置有可以选择 性地朝飞行器前后方向摆动的舵面 (12) ; 所述舵面 (12)用于改变垂 直推力及纵向推力的矢量分量或作偏航控制; 所述舵面 12与伺服作动 器可操作地连接, 伺服作动器接受飞行控制系统 (5)控制并与飞行控 制系统 (5)信号连接。

根据权利要求 8所述的飞行器, 其特征在于: 所述调姿单元 (2)还包括 涵道 (11) , 涵道 (11) 与扇叶组成涵道风扇, 所述调姿单元 (2)为 涵道风扇; 所述调姿单元 (2)的出风口设置有可以选择性地朝飞行器 前后方向摆动的舵面 (12) ; 所述舵面 (12) 用于改变垂直推力及纵 向推力的矢量分量或作偏航控制; 所述舵面 (12) 与伺服作动器可操 作地连接, 伺服作动器接受飞行控制系统 (5)控制并与飞行控制系统 (5 )信号连接。

根据权利要求 1至 5所述的任一飞行器, 其特征在于: 所述调姿单元 (2 )还包括涵道 (11) , 涵道 (11) 与扇叶组成涵道风扇, 所述调姿单 元 (2)为涵道风扇。

根据权利要求 10所述的飞行器, 其特征在于: 所述调姿单元 (2)的出 风口设置有可以选择性地朝飞行器前后方向摆动的舵面 (12); 所述舵 面 (12)用于改变垂直推力及纵向推力的矢量分量或作偏航控制; 所述 舵面 (12)与伺服作动器可操作地连接, 伺服作动器接受飞行控制系统( 5)控制并与飞行控制系统 (5)信号连接。

[权利要求 12] 根据权利要求 1所述的飞行器, 其特征在于: 所述飞行器还包括机翼(

8), 在左右半翼对称位置的翼体上设置有涵道, 滚转调姿单元设置在 涵道内; 涵道的进风口和出风口分别设置有盖板 (13), 盖板 (13)可以 打幵和关闭, 当盖板 (13)关闭吋, 盖板 (13)与翼面持平。

[权利要求 13] 根据权利要求 1至 5所述的任一飞行器, 其特征在于: 飞行器通过伸长 机构与调姿单元 (2) 或主推力装置 (7) 连接。

Description:
说明书 发明名称:一种垂直起降飞行器

[0001] 技术领域

[0002] 本发明涉及一种飞行器, 尤其涉及一种带有姿态控制装置的垂直起降飞 行器。

[0003] 背景技术

[0004] 目前常见的垂直起降飞行器有直升机、 倾转旋翼飞机及垂直起降的喷气式飞机 , 垂直起降飞行器在实现垂直起降吋需要依靠姿 态控制装置来保持飞行器的平 衡, 需要依靠姿态控制装置来实现飞行器水平、 滚转、 俯仰、 偏航的飞行姿态 的控制, 以及实现飞行器的垂直起降以及纵向、 横向飞行; 姿态控制装置就是 指控制飞行器飞行姿态的装置。

[0005] 传统的直升机安装有自动倾斜器, 自动倾斜器由两个主要零件组成: 一个不旋 转环和一个旋转环。 不旋转环被安装在旋翼轴上, 并通过一系列推拉杆与周期 变距和总距操纵装置相连。 它能够向任意方向倾斜, 也能垂直移动。 旋转环通 过轴承被安装在不旋转环上, 能够同旋翼轴一起旋转。 扭力臂用于保证旋转环 与桨叶一起同步旋转。 防扭臂则用于阻止不旋转环旋转。 这两个环作为一个单 元体同吋倾斜和上下。 旋转环通过拉杆与变距摇臂相连。 直升机是通过周期变 距操纵装置操纵自动倾斜器使旋翼桨叶周期变 距实现俯仰姿态及滚转姿态的控 制, 也可以控制纵向速度及横向速度; 通过总距操纵装置操纵自动倾斜器同步 改变旋翼桨叶桨距用于控制直升机的垂直速度 。 传统的直升机还安装有尾桨用 于平衡旋翼反作用扭矩, 通过改变尾桨总距可以控制直升机偏航速度。

[0006] 由美国贝尔公司和波音公司联合设计制造的 V-22鱼鹰式倾转旋翼飞机在机翼的 两端部各连接有一个发动机舱, 发动机舱可以在水平位置与垂直位置之间倾转 , 发动机舱上连接有旋翼。 V-22倾转旋翼飞机的飞行姿态控制与直升机类 , 也是通过周期变距操纵装置及总距操纵装置使 旋翼桨叶周期变距及同步改变旋 翼桨叶桨距用于控制飞机飞行姿态。 V-22倾转旋翼飞机通过倾转至少一个发动 机舱, 从而在旋翼之间产生纵向推力差异, 用于控制飞机的偏航速度。 因为用 于直升机或倾转旋翼飞机的姿态控制装置都是 采用复杂机械部件, 所以对制作 材料要求高、 生产难度大、 安装复杂、 维护成本高; 而且此类的姿态控制的装 置只适用于采用了与发动机功率连接的旋翼作 为推力装置的飞行器, 该类飞行 器大多采用涡轮轴发动机或者活塞式发动机。

[0007] 由英国霍克飞机公司和布里斯托尔航空发动机 公司研制的"鹞"式战斗机, 它实 现垂直 /短距起落的基本原理在于采用一台 4个可旋转喷口的"飞马"涡扇发动机来 提供起落吋所需的升力以及过渡飞行和正常飞 行所需的推力。 两对喷口对称于 飞机重心, 分置机身两侧, 通过喷口操纵系统的操纵杆和发动机油门杆, 实现 发动机推力矢量的控制 (改变推力的大小和方向)。 机头、 机身和翼梢装有从发动 机引气的喷气反作用操纵系统, 用以控制垂直、 短距起落或悬停吋的飞行姿态 , 在正常飞行中也可用以改善失速吋的操纵性。 因为用于垂直起降喷气式飞机 的姿态控制的装置也是采用复杂的机械部件, 特别是可旋转喷口, 不仅对制作 的材料要求高、 而且生产难度大, 所以提高了生产和维护的成本; 而且此类姿 态控制装置只适用于采用了矢量喷口或举升发 动机甚至通过传动装置与发动机 功率连接的升力风扇作为垂直推力装置的的飞 行器, 此类飞行器采用特制的矢 量发动机。

[0008] 上述类型的垂直起降飞行器用来作为姿态控制 的装置都是采用复杂的机械结构 的, 大量的机械部件不仅增加了制造的难度, 也提高的生产和维护的成本; 而 且飞行器所采用的推力装置的类型被限制。

[0009] 发明内容

[0010] 本发明要解决的技术问题是提供一种没有复杂 机械结构的姿态控制装置的、 可 以采用多种类型推力装置的垂直起降飞行器。

[0011] 为解决上述技术问题, 本发明的垂直起降飞行器包括了机身、 为飞行器提供主 要推力的主推力装置, 其中飞行器还包括姿态控制装置, 姿态控制装置使用电 育 , 由电源模块、 N个调姿单元、 对应 N个调姿单元的 N个电机、 调速器单元、 以及飞行控制系统组成, 其中 N为大于或等于 3的自然数; 电源模块为姿态控制 装置提供电源; 调姿单元为与电机功率连接的扇叶, 每个调姿单元分别连接有 电机; 调速器单元与电机电性连接, 用于分别调节每个电机的输出功率, 调速 器单元接受飞行控制系统控制并与飞行控制系 统信号连接; 至少有两个调姿单 元分别对称地置于飞行器的左部及右部用作滚 转调姿单元; 飞行器以重心的前 后分为前部与后部, 至少有一个调姿单元置于相对于滚转调姿单元 所处该部的 另一部, 或当滚转调姿单元所产生的垂直升力的合力可 作用在飞行器大体重心 处吋至少有一个调姿单元置于飞行器的前部或 后部均可, 或有至少两个调姿单 元分别置于飞行器的前部及后部, 作为俯仰调姿单元; 所有的俯仰调姿单元所 产生的垂直升力的合力可作用在机身纵向中线 上。

[0012] 通过设置有用作滚转和俯仰控制的调姿单元, 每组调姿单元各自连接有一组电 机, 调速器单元分别控制每组电机的输出功率, 飞行控制系统对调速器单元实 施控制, 通过调节各个调姿单元所产生的推力的差异, 从而实现飞行姿态的控 制。 这样的好处是, 采用了使用电能的姿态控制装置可以免去原先 复杂的机械 部件, 使飞行器的机械结构得到简化。 通过飞行控制系统控制的以电机作为动 力装置来驱动扇叶的姿态控制装置反应更加灵 敏迅速而且更加易于操作; 分布 于飞行器左右以及前或后的各个调姿单元可以 产生使飞行器滚转、 俯仰以及偏 航的推力, 从而使飞行器的姿态控制更为稳定。 此外, 由于主推力装置为飞行 器提供了主要的推力, 姿态控制装置主要用作平稳起降、 悬停、 滚转、 俯仰及 纵向飞行、 横向飞行等飞行姿态的控制, 姿态控制装置与主推力装置分离, 独 立于主推力装置, 所以飞行器对于采用何种类型的发动机及何种 类型的推力装 置没有特别的限制。

[0013] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进, 飞行器还包括机翼, 机翼设置为可 以选择性地调整迎角; 机翼与飞行器活动连接, 机翼与伺服作动器可操作地连 接, 伺服作动器接受飞行控制系统控制并与飞行控 制系统信号连接。 这样的好 处是, 飞行器在向前纵向飞行吋, 飞行器的机身无论处于何种倾斜角度, 机翼 都能处于最优的迎角, 提高了机翼的效率。

[0014] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进, 主推力装置设置为朝飞行器前方倾 斜; 作为更进一步改进, 还可以将调姿单元设置为朝飞行器前方倾斜。 主推力 装置及调姿单元可以产生垂直推力及向前的纵 向推力的矢量分量。 这样的好处 是, 飞行器在向前纵向飞行吋不用倾斜或不用较大 幅度倾斜机身, 推力装置及 调姿单元便可产生垂直升力的同吋产生向前的 纵向推力的矢量分量推动飞行器 前进。 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进, 飞行器设置有垂直尾翼, 飞 行器设置有垂直尾翼可以提高飞行器飞行的稳 定性和操纵性。

[0015] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进, 飞行器设置为双主翼结构, 其中第 一主翼置于飞行器的前部, 第二主翼置于飞行器的后部, 第一主翼与第二主翼 的之间距离大于或等于主推力装置的直径; 第二主翼兼作水平尾翼; 第一主翼 及第二主翼的左右端部分别连接有调姿单元。 通过采用双翼结构的机翼, 可以 提高了飞行器纵向飞行吋的稳定性及增加升力 ; 通过采用双翼结构的机翼的飞 行器, 其产生垂直推力的主推力装置与产生固定翼升 力的机翼的位置可以不用 集中在重心附近, 主推力装置与机翼位置没有冲突, 可以使主推力装置布置更 加方便; 此外调姿单元连接在第一主翼及第二主翼的左 右半翼的端部可以提高 调姿单元的姿态控制的效率。

[0016] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进, 至少有两个主推力装置分别连接于 机身的中段的左右两侧。 主推力装置采用与发动机功率连接的涵道风扇 , 涵道 的出风口设置有可以选择性地朝飞行器前后方 向摆动的舵面, 舵面用于改变垂 直推力及纵向推力的矢量分量, 也可以作偏航控制; 舵面与伺服作动器可操作 地连接, 伺服作动器接受飞行控制系统控制并与飞行控 制系统信号连接。 两组 主推力装置分别连接于机身的中段的左右两侧 , 可以使主推力装置更加集中在 飞行器的重心附近, 可以提高飞行器飞行的稳定性; 同吋降低因左右主推力装 置产生推力差异吋而所造成的风险, 使飞行器更加安全。 使用涵道风扇作为主 推力装置, 可以保护飞行器起降场所的人员或物品不被扇 叶所伤害, 所以更加 安全; 此外扇叶置于涵道中, 可以吸进上层额外的环境空气, 起到一定的引射 增升的作用; 通过增加扇叶的叶片数量和提高发动机的转速 , 还可以增加推力 和提高速度。 主推力装置的出风口设置有可以选择性朝飞行 器前后方向摆动的 舵面, 可以通过舵面改变主推力装置垂直推力及纵向 推力的矢量分量, 用于调 节飞行高度和纵向飞行速度; 也可以通过舵面改变左右主推力装置纵向推力 的 矢量分量的差异, 进行偏航控制, 提高的飞行器的操作性。

[0017] 作为本发明垂直起降飞行器的更进一步改进, 调姿单元还包括涵道, 涵道与扇 叶组成涵道风扇, 调姿单元为涵道风扇。 调姿单元的出风口设置有可以选择性 地朝飞行器前后方向摆动的舵面; 舵面用于改变垂直推力及纵向推力的矢量分 量或作偏航控制; 舵面与伺服作动器可操作地连接, 伺服作动器接受飞行控制 系统控制并与飞行控制系统信号连接。 使用涵道风扇作为调姿单元, 可以保护 飞行器起降场所的人员或物品不被扇叶所伤害 , 所以更加安全; 此外扇叶置于 涵道中, 可以吸进上层额外的环境空气, 起到一定的引射增升的作用; 通过增 加扇叶的叶片数量和提高发动机的转速, 还可以增加推力和提高速度。 出风口 设置有可以选择性朝飞行器前后方向摆动的舵 面, 可以通过舵面改变主推力装 置垂直推力及纵向推力的矢量分量的大小, 用于调节飞行高度和纵向飞行速度 ; 也可以通过舵面改变左右主推力装置纵向推力 的矢量分量的差异, 进行偏航 控制, 提高的飞行器的操作性。

[0018] 作为本发明垂直起降飞行器的另一种改进, 飞行器的在左右半翼对称位置的翼 体上设置有涵道, 滚转调姿单元设置在涵道内; 涵道的进风口和出风口分别设 置有盖板, 盖板可以打幵和关闭, 当盖板关闭吋, 盖板与翼面持平。 这样的好 处是, 当飞行器处于纵向高速飞行吋, 关闭上下盖板, 可以减少调姿单元造成 的空气阻力, 并增加翼面的面积。

[0019] 作为本发明垂直起降飞行器的另一种改进, 飞行器通过伸长机构与调姿单元或 主推力装置连接。 当调姿单元为扇叶或主推力装置为旋翼吋, 使扇叶或旋翼所 产生的气流不被翼面或机身等部件所阻挡; 还可以用作将调姿单元或主推力装 置设置在某个需要的位置吋的连接机构, 例如通过伸长机构使调姿单元或主推 力装置远离飞行器的重心。

[0020] 附图说明

[0021] 下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一 步详细的说明。

[0022] 图 1是本发明垂直起降飞行器的姿态控制装置工 原理图。

[0023] 图 2是本发明一种垂直起降飞行器实施例示意图

[0024] 图 3是本发明一种垂直起降飞行器实施例平面示 图。

[0025] 图 4是本发明一种涵道风扇及涵道出风口舵面连 方式示意图。

[0026] 图 5是本发明一种涵道风扇及涵道出风口导流叶 舵面连接方式的示意图。

[0027] 图 6是本发明一种机翼活动连接方式示意图。 [0028] 图 7是本发明翼体设置涵道示意图。

[0029] 图 8是本发明一种通过伸长臂连接调姿单元或主 力装置的示意图。

[0030] 具体实施方式

[0031] 图 2所示本发明一种垂直起降飞行器实施例示意 , 包括了机身 6、 主推力装置 7以及姿态控制装置。

[0032] 由图 1所示本发明垂直起降飞行器的姿态控制装置 作原理图可知, 姿态控制 装置使用电能, 由电源模块 1、 调姿单元 2、 电机 3、 调速器单元 4、 飞行控制系 统 5组成; 电源模块 1为姿态控制装置提供电源; 调姿单元 2为与电机 3功率连接 的扇叶, 每个调姿单元 2各自连接有一个与之相对应的电机 3 ; 调速器单元 4与电 机 3电性连接, 用于分别调节每个电机 3的输出功率, 调速器单元 4接受飞行控制 系统 5控制并与飞行控制系统 5信号连接; 至少有两个调姿单元 2分别对称地置于 飞行器的左部及右部用作滚转调姿单元; 飞行器以重心的前后分为前部与后部 , 至少有一个调姿单元 2置于相对于滚转调姿单元所处该部的另一部 或当滚转 调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在飞 行器大体重心处吋至少有一个调 姿单元 2置于飞行器的前部或后部均可, 或有至少两个调姿单元 2分别置于飞行 器的前部及后部, 作为俯仰调姿单元; 所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力 的合力可作用在机身纵向中线 10上。

[0033] 电源模块 1可以是电功率储存装置, 例如充电电池、 超级电容、 核电池等等; 也可以是发电装置, 包括发电机和功率连接发电机的发动机; 也可以是连接有 发电装置的电功率储存装置。 电机 3采用无刷电机最优, 但并非是限定, 也可以 是其它类型的电机, 如有刷电机、 交流电机、 直流电机、 单相电机、 三相电机 等等。 调速器单元 4包括电子调速器 electronic speed controller. 直流电机调速器 、 交流电机调速器等可以调节电机输出功率的装 置; 调速器单元 4可以为与电机 3或其它设备组合在一起的一个模块, 也可以是独立的调速器, 可以是单组输出 控制单个电机的调速器, 也可以是多组输出分别控制多个电机的调速器 ; 调速 器的类型应该与电机 3的类型相匹配, 例如无刷电机采用无刷电子调速器、 有刷 电机采用有刷电子调速器等等。 调速器单元 4接受飞行控制系统 5控制并与飞行 控制系统 5信号连接; 飞行控制系统是进行飞行姿态和运动参数实施 控制的自动 控制系统, 飞行控制系统 5可以采用电子飞行控制系统、 数字式飞行控制系统、 电传操纵系统等具备自动控制能力的飞行控制 系统; 利用飞行控制系统 5采集飞 行姿态数据、 分析处理数据、 自动发出控制信号, 通过调速器单元 4控制电机 3 的输出功率, 从而实现对飞行器的姿态控制。 所述的扇叶是指在空气中旋转将 发动机转动功率转化为推进力的装置, 风扇、 螺旋桨、 旋翼等也属于本发明所 述的扇叶的范围。

虽然调姿单元 2只要不处于重心处就具备一定的调姿作用, 但因为调姿单元 2距 离飞行器的重心越远效率越高, 所以调姿单元 2最优的连接位置应该是飞行器的 左右端部以及前或后的端部; 在实际应用上, 不同气动布局或不同外形的飞行 器对调姿单元 2布置的位置的要求不同, 调姿单元 2不能连接在端部的情况下, 原则上应该将调姿单元 2设置在尽可能远离飞行器重心的位置。 调姿单元 2连接 的方式或位置可以有多种, 例如连接在机翼处、 连接在翼体内的涵道、 通过伸 长臂与飞行器连接等等。 至少有两个调姿单元 2分别对称地置于飞行器的左部及 右部用作滚转调姿单元, 即至少一个置于左部, 至少一个置于右部, 两个调姿 单元可以以机身 6或机身纵向中线 10作为对称轴。 飞行器以重心的前后分为前部 与后部, 可以设置至少一个调姿单元 2置于相对于滚转调姿单元所处该部的另一 部作为俯仰调姿单元, 例如滚转调姿单元设置在前部则俯仰调姿单元 设置在后 部, 相反, 滚转调姿单元设置在后部则俯仰调姿单元设置 在前部; 或者当滚转 调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在飞 行器大体重心处吋可以设置至少 一个俯仰调姿单元置于飞行器的前部或后部均 可, 例如当分别置于左右的两个 滚转调姿单元大体与重心处于平面的同一直线 吋, 至少一个俯仰调姿单元置于 飞行器的前部或后部均可; 或者可以有至少两个调姿单元 2分别置于飞行器的前 部及后部作为俯仰调姿单元, 即可以同吋在飞行器的前部及后部设置俯仰调 姿 单元。 所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力的合力 可以使飞行器整体实现俯 仰, 而不只是实现飞行器的一侧的俯仰; 例如当俯仰调姿单元个数为奇数吋, 可以设置一个俯仰调姿单元在机身纵向中线 10上, 其余偶数个数的俯仰调姿单 元以机身纵向中线 10为对称轴分别对称地置于左右, 当俯仰调姿单元个数为偶 数吋, 所有俯仰调姿单元可以以机身纵向中线 10为对称轴分别对称地置于左右 , 这样所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力的 合力可作用在机身纵向中线 10 上。 机身纵向中线 10是指平面上可以将飞行器左右平分的轴线。 此外, 利用调 姿单元 2产生升力的方式来进行姿态控制可以提高飞 器总体的垂直升力, 所以 调姿单元 2以产生升力的方式来进行姿态控制为优选方 ; 当然调姿单元 2还可 以通过产生反升力或既可以产生升力又可以产 生反升力的方式来进行姿态控制

[0035] 作为本发明的进一步改进, 调姿单元 2还可以包括涵道 11, 涵道 11与扇叶组成 涵道风扇, 调姿单元 2为涵道风扇。 还可以在涵道 11中设置短舱, 短舱通过连接 机构固定在涵道 11中, 连接机构可以是安定面、 固定肋等部件; 短舱用于装载 电机 3或传动装置, 电机 3通过电机输出轴与扇叶连接, 或通过传动装置与扇叶 连接。 当然, 还可以通过其它方式连接调姿单元 2与电机 3, 例如在涵道 11中设 置有电机安装座, 电机安装座用于安装电机 3, 电机输出轴连接扇叶等方式。 调 姿单元 2为涵道风扇吋, 还可以在涵道风扇的出风口设置有可以选择性 地朝飞行 器前后方向摆动的舵面 12; 舵面 12用于改变垂直推力及纵向推力的矢量分量或 作偏航控制; 舵面 12与伺服作动器可操作地连接, 伺服作动器接受飞行控制系 统 5控制并与飞行控制系统 5信号连接。 图 4所示一种涵道风扇及涵道出风口舵面 连接方式示意图, 舵面 12与涵道 11活动连接, 舵面 12与涵道 11连接的两端分别 设置有转轴 14, 涵道 11设置有供转轴 14转动的通孔 15, 通孔 15容纳转轴 14; 伺 服作动器的一端与舵面 12连接, 另一端与涵道 11连接; 这只是一个实施例而并 非限定, 还可以采用其它的连接方式, 例如涵道 11出风口设置有安定面, 舵面 1 2与安定面铰接等方式; 伺服作动器的连接方式要根据伺服作动器的外 形或类型 而定, 可以采用多种方式实现伺服作动器与舵面 12可操作地连接。 舵面 12不限 定一叶舵面, 也可以采用双叶或多叶舵面, 多叶舵面还可以组合为导流叶栅舵 面 12a, 如图 5所示一种涵道风扇及涵道出风口导流叶栅舵 连接方式的示意图, 导流叶栅舵面 12a的连接可以采用上述舵面 12与涵道 11的连接方法, 也可以采用 其它的例如百叶窗形式的连接方法。 因为舵面或导流叶栅舵面的连接方法比较 常见而且多样, 在此不再作进一步的说明。

[0036] 调姿单元 2的扇叶在旋转吋会形成反作用扭矩, 应该采取平衡反作用扭矩的设 置或者设置平衡反作用扭矩的装置。 可以采用将各个调姿单元 2的扇叶的旋转方 向设置为正向与反向两两搭配、 采用反作用扭矩抵消的共轴双桨、 往反作用扭 矩相反的方向倾斜调姿单元等可以平衡反作用 扭矩的设置。 平衡反作用扭矩的 装置可以是尾桨、 设置在气流下方的舵面, 也可以是其它类型的装置, 例如波 音公司 MD600N直升机采用的 NOTAR尾桨, 即用喷气引射和旋翼下洗气流的有 利交互作用形成反扭力的装置; 平衡反作用扭矩的装置不是必需的。 还可以利 用平衡反作用扭矩的设置方法或者设置平衡反 作用扭矩的装置来实现偏航控制

[0037] 所谓推力装置是指将发动机功率转换为推力的 装置, 主推力装置 7为飞行器提 供主要的推力。 主推力装置 7可以是功率连接发动机的旋翼、 涵道风扇, 也可以 是其它的推力装置, 例如矢量发动机、 涡扇发动机等可以提供垂直推力的推力 装置; 采用旋翼或涵道风扇吋发动机可以采用涡轮轴 发动机或活塞式发动机; 主推力装置 7数量不限, 可以为一组、 双组或多组。 主推力装置 7采用功率连接 发动机的旋翼或涵道风扇吋可以参考上述调姿 单元平衡反作用扭矩的方法来平 衡反作用扭矩, 还可以综合调姿单元的反作用扭矩利用上述方 法来平衡反作用 扭矩, 在此不再作重复说明; 同样, 主推力装置 7为采用功率连接发动机的旋翼 或涵道风扇吋平衡反作用扭矩的装置不是必需 的。 还可以利用平衡反作用扭矩 的设置方法或者设置平衡反作用扭矩的装置来 实现偏航控制。 虽然主推力装置 7 产生的垂直升力的合力偏离飞行器重心处吋可 以依靠姿态控制装置实现飞行器 的平衡, 但是这样会增加姿态控制装置的负担, 所以主推力装置 7优选的连接位 置是所有主推力装置 7所产生的升力的合力可作用在飞行器大体重 处的位置, 即主推力装置 7设置的位置大体上可使飞行器平衡。

[0038] 图 2所示的本发明一种垂直起降飞行器实施例示 图, 飞行器还可以设置机翼 8 , 机翼 8设置为可以选择性地调整迎角; 机翼 8与飞行器活动连接, 机翼 8与伺服 作动器可操作地连接, 伺服作动器接受飞行控制系统 5控制并与飞行控制系统 5 信号连接。 飞行器可以设置为双主翼结构, 其中第一主翼 8a置于飞行器的前部, 第二主翼 8b置于飞行器的后部, 第一主翼 8a与第二主翼 8b之间的距离大于或等于 主推力装置 7的直径; 第二主翼 8b兼作水平尾翼; 第一主翼 8a及第二主翼 8b的左 右端部分别连接有调姿单元 2。 图 6是一种机翼活动连接方式示意图, 机翼 8中间 有可以通过转轴的通孔 17, 通孔 17中通过转轴 18, 机翼 8可以环绕转轴 18转动; 转轴 18的一端连接机身 6, 另一端连接调姿单元 2; 机翼 8与伺服作动器的一端铰 接, 伺服作动器的另一端与机身 6连接; 这只是其中一个实施例而并非限定, 也 可以是其它连接的方式, 例如通过机翼 8与安定面铰接等方式使机翼 8可以随意 调整迎角; 伺服作动器的连接方式要视伺服作动器的类型 和外形而定, 连接的 位置也不限于机身 6与机翼 8, 也可以是调姿单元 2与机翼 8等其它的可操作地的 连接方式与位置。 机翼 8可以设置有副翼或襟翼, 或副翼与襟翼同吋都设置, 第 二主翼 8b的副翼可兼作升降舵; 但副翼或襟翼或副翼与襟翼的组合以及升降舵 都不是必需的。

[0039] 可以将主推力装置 7设置为朝飞行器前方倾斜, 还可以将调姿单元 2设置为朝飞 行器前方倾斜, 使机身 6处于水平状态吋主推力装置 7及调姿单元 2可以产生垂直 推力及向前的纵向推力的矢量分量; 飞行器还可以还设置有垂直尾翼 9。 主推力 装置 7及调姿单元 2所倾斜的角度以 15度至 45度最佳, 这并非是限定; 虽然倾斜 的角度还要考虑到飞行器设计吋速、 推重比等因素, 但主推力装置 7及调姿单元 2的倾斜角度不能超过 90度。 设置垂直尾翼 9吋垂直尾翼 9可以与飞行器机身 6尾 部上方连接, 也可以是其它连接方式, 例如两个垂直尾翼 9分别连接在第二主翼 8b的左右半翼的上方, 形成双垂尾结构; 垂直尾翼 9没有方向舵吋作为稳定方向 的作用; 垂直尾翼 9还可以设置有方向舵, 方向舵操纵系统中还可以装有阻尼器 , 以制止飞行器在高空高速飞行中出现的偏航摇 摆现象, 方向舵及阻尼器都不 是必需的。

[0040] 可以设置两个主推力装置 7分别对称地连接于机身 6的中段的左右两侧; 主推力 装置 7可以采用与发动机功率连接的涵道风扇, 涵道 11的出风口设置有可以选择 性地朝飞行器前后方向摆动的舵面 12; 舵面 12用于改变垂直推力及纵向推力的 矢量分量或作偏航控制; 舵面 12与伺服作动器可操作地连接, 伺服作动器接受 飞行控制系统 5控制并与飞行控制系统 5信号连接。 虽然主推力装置 7所产生的垂 直升力的合力不在重心处吋可以依靠姿态控制 装置来实现飞行器的平衡, 但是 这样会增加姿态控制装置的负担, 所以主推力装置 7优选的连接位置可以是所有 主推力装置 7所产生的升力的合力可作用在飞行器大体重 处的位置, 即置于左 右的主推力装置 7大体与重心在同一平面的直线上。 图 4所示一种涵道风扇及涵 道出风口舵面连接方式示意图, 舵面 12与涵道 11活动连接, 舵面 12与涵道 11连 接的两端分别设置有转轴 14, 涵道 11设置有供转轴转动的通孔 15, 通孔 15容纳 转轴 14; 伺服作动器的一端与舵面 12连接, 另一端与涵道 11连接; 这只是一个 实施例而并非限定, 还可以采用其它的连接方式, 例如涵道出风口设置有安定 面, 舵面 12与安定面铰接等方式; 伺服作动器的连接方式要根据伺服作动器的 外形或类型而定, 可以采用多种方式实现伺服作动器与舵面 12可操作地连接。 舵面 12不限定一叶舵面, 也可以采用双叶或多叶舵面, 多叶舵面还可以组合为 导流叶栅舵面 12a, 如图 5所示一种涵道风扇及涵道出风口导流叶栅舵 连接方式 的示意图, 导流叶栅舵面 12a的连接可以采用上述舵面 12与涵道 11的连接方法, 也可以采用其它的例如百叶窗形式的连接方法 。 因为舵面 12或导流叶栅舵面 12a 的连接方法比较常见而且多样, 在此不再作进一步的说明。 当然, 主推力装置 7 不一定要采用两个, 还可以是多个主推力装置 7分别对称地连接于机身 6的中段 的左右两侧; 主推力装置 7不一定要采用涵道风扇, 还可以是旋翼或涡扇发动机 等。

[0041] 如图 2所示的本发明一种垂直起降飞行器实施例示 图, 调姿单元 2还可以是涵 道风扇, 如图 4及图 5所示的涵道风扇的出风口设置有可以选择性 朝飞行器前 后方向摆动的舵面 12, 所述舵面 12还可以是导流叶栅舵面 12a; 舵面 12用于改变 垂直推力及纵向推力的矢量分量或作偏航控制 ; 舵面 12与伺服作动器可操作地 连接, 伺服作动器接受飞行控制系统 5控制并与飞行控制系统 5信号连接。 涵道 风扇出风口设置舵面 12或导流叶栅舵面 12a的连接方式以上已有说明, 在此不再 作重复描述。

[0042] 上面所提及所谓的伺服作动器是指一种飞行控 制系统的执行机构, 亦称舵机; 它按照飞控计算机的输出指令对飞行器的各操 纵面进行直接 (如复合舵机型) 或间接 (如辅助舵机型) 控制; 伺服作动器有多种类型, 可以采用电液伺服作 动器, 也可以采用其它类型的伺服作动器, 例如电动式伺服作动器或气动式伺 服作动器等等。 [0043] 上面所提及的涵道风扇, 包括了涵道, 涵道有两种, 一种是机翼或机身预留的 通孔, 另一种是独立的涵道体, 由于机翼或机身预留的通孔的大小被机翼或机 身的大小所限制, 所以可以采用独立的涵道体作为优选。

[0044] 应当说明的是, 如图 2所示的本发明一种垂直起降飞行器实施例示 图, 调姿 单元 2分别连接在第一主翼 8a及第二主翼 8b的左右半翼的端部, 调姿单元 2既处于 飞行器的左部或右部, 又同吋处于飞行器的前部或后部; 这种使调姿单元既可 以用作滚转调姿的作用, 又可以用作俯仰调姿的作用的布置, 符合"至少有两个 调姿单元 2分别对称地置于飞行器的左部及右部用作滚 调姿单元; 飞行器以重 心的前后分为前部与后部, 至少有一个调姿单元 2置于相对于滚转调姿单元所处 该部的另一部, 或当滚转调姿单元所产生的垂直升力的合力可 作用在飞行器大 体重心处吋至少有一个调姿单元 2置于飞行器的前部或后部均可, 或有至少两个 调姿单元 2分别置于飞行器的前部及后部, 作为俯仰调姿单元; 所有的俯仰调姿 单元所产生的垂直升力的合力可作用在机身纵 向中线 10上"的要求。

[0045] 作为本发明的另一个改进, 当飞行器为可以以固定翼方式以较快的速度飞 行的 飞行器吋, 例如倾转旋翼飞机及垂直起降的喷气式飞机等 , 为减少飞行器在高 速飞行吋调姿单元 2所造成的阻力, 如图 7所示的翼体设置涵道示意图, 可以在 左右半翼对称位置的翼体上设置有涵道, 滚转调姿单元设置在涵道内; 涵道的 进风口和出风口分别设置有盖板 13, 盖板 13可以打幵和关闭, 当盖板 13关闭吋 , 盖板 13与翼面持平。 当飞行器垂直起降或悬停吋, 盖板 13打幵, 调姿单元 2幵 启; 当飞行器以固定翼模式纵向飞行吋, 盖板 13关闭, 调姿单元 2停止转动。 可 以采用这种翼体设置涵道并且调姿单元 2设置在涵道内的办法, 将调姿单元 2安 装在倾转旋翼飞机或垂直起降的喷气式飞机等 具有固定翼并且可以以较快速度 飞行的飞行器上。

[0046] 作为本发明的另一个改进, 可以通过伸长机构连接调姿单元 2或主推力装置 7。

如图 8所示的一种通过伸长臂 19连接调姿单元或主推力装置的示意图, 可以通过 伸长臂 19连接调姿单元 2或主推力装置 7。 可以在伸长臂 19内部设置可以容纳传 动转轴的通道, 当然, 设置通道不是必需的。 当调姿单元 2为扇叶或主推力装置 7为旋翼吋, 为使扇叶或旋翼所产生的气流不被翼面或机身 6等部件所阻挡, 可 以通过伸长臂连接调姿单元 2或主推力装置 7; 伸长臂 19的长度应该大于或等于 扇叶或旋翼的半径, 伸长臂 19的形状应该以尽量减少其对扇叶所产生的气 的 阻挡为宜, 例如圆柱形、 截面为菱形并且菱角向上的形状等; 还可以通过其它 伸长机构与调姿单元 2连接目的使扇叶或旋翼所产生的气流不被阻 , 例如通过 垂直设置的安定面连接等等。 上述伸长臂 19、 垂直设置的安定面等伸长机构还 可以用作将调姿单元 2或主推力装置 7设置在某个需要的位置吋的连接机构, 例 如通过伸长机构使调姿单元 2或主推力装置 7远离飞行器的重心。 可以通过伸长 机构连接调姿单元 2的方法, 将调姿单元安装在直升飞机, 直升机的主推力装置 7为旋翼, 旋翼设置在直升飞机机身的顶部的重心处, 滚转调姿单元 2可以通过 伸长臂对称地分别地置于直升飞机的左部及右 部, 并且至少有一个调姿单元 2置 于直升飞机的尾部; 处于尾部的调姿单元 2还可以设置为可以选择性地朝飞行器 左右方向摆动, 用于代替尾桨作偏航控制。

最后所应说明的是, 以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非 限制, 尽管 参照较佳实施例对本发明进行了详细说明, 本领域的普通技术人员应当理解, 可以对本发明的技术方案进行修改或等同替换 , 而不脱离本发明技术方案的精 神和范围。 依据本发明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, 均仍属于本发明技术方案的范围内。

技术问题

问题的解决方案

发明的有益效果