雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，屬于航空飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域。所述飛行器由特型旋翼、機(jī)翼、矢量推進(jìn)槳、機(jī)身和尾翼組成。在垂直起降過程中，由特型旋翼提供主要升力，尾翼上的兩個(gè)矢量推進(jìn)槳推力方向分別水平向左向右，提供橫向推力來平衡特型旋翼反扭。由垂直起降模式轉(zhuǎn)換過渡到平飛模式的過程中，兩個(gè)矢量推進(jìn)槳向后水平偏轉(zhuǎn)90度，產(chǎn)生向前的推力，升力逐漸由機(jī)翼提供。本發(fā)明同時(shí)具有垂直起飛降落與高速平飛的能力，并且可在空中進(jìn)行這兩種模式的轉(zhuǎn)換；平飛速度、航程和航時(shí)將相比常規(guī)直升機(jī)提高約50％，具有更大的作業(yè)范圍和更高的作業(yè)能力，將來可代替直升機(jī)。
【專利說明】
雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及一種雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，其既具有與直升機(jī)一樣的垂直起降和空中懸停能力，又能像固定翼飛機(jī)那樣高速巡航飛行，屬于航空飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]目前直升機(jī)的突出特點(diǎn)是可以做低空(離地面數(shù)米)、低速(從懸停開始)和機(jī)頭方向不變的機(jī)動(dòng)飛行，特別是可在小面積場地垂直起降。但直升機(jī)存在速度障礙，無法實(shí)現(xiàn)高速飛行。
[0003]而復(fù)合式垂直起降飛行器布局使飛行器既能獲得旋翼飛行器特有的在低空低速條件下靈活機(jī)動(dòng)飛行以及垂直起降、懸停、后飛、側(cè)飛的優(yōu)異性能，又具備固定翼飛行器的高空、高速、高效、作戰(zhàn)半徑大等優(yōu)點(diǎn)。這種設(shè)計(jì)不僅融合了兩種不同種類飛機(jī)的飛行性能，提高了各自的飛行包線，而且還具有較低的信號(hào)特征值和很好的高速飛行生存性。所以相比普通直升機(jī)，有必要發(fā)明一種新型的復(fù)合式垂直起降飛行器布局。
[0004]目前成熟的垂直起降飛行器，具有以下不足:
[0005]1、基于傾轉(zhuǎn)旋翼技術(shù)的垂直起降飛行器轉(zhuǎn)換控制復(fù)雜。
[0006]2、基于停轉(zhuǎn)旋翼技術(shù)的垂直起降飛行器旋翼在平飛模式下是主要承力部件，而旋翼一般展弦比較大，整體結(jié)構(gòu)剛度較一般的固定翼面低，在飛行速度較快時(shí)容易發(fā)生顫振等氣動(dòng)彈性問題，不利于高速飛行。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]為了解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的問題，本發(fā)明提供一種雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，所述飛行器主要由特型旋翼、機(jī)翼、矢量推進(jìn)槳、機(jī)身和尾翼組成。在垂直起降過程中，由特型旋翼提供主要升力，尾翼上的兩個(gè)矢量推進(jìn)槳推力方向分別水平向左向右，提供橫向推力來平衡特型旋翼反扭。由垂直起降模式轉(zhuǎn)換過渡到平飛模式的過程中，兩個(gè)矢量推進(jìn)槳向后水平偏轉(zhuǎn)90度，產(chǎn)生向前的推力，飛行器逐漸加速平飛，升力逐漸由機(jī)翼提供，特型旋翼逐漸停止旋轉(zhuǎn)并鎖定在指定位置，與固定翼平行，形成雙翼布局。
[0008]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于:
[0009](I)可以實(shí)現(xiàn)快速地垂直起飛和降落，對(duì)起降場地要求較低。
[0010](2)可以實(shí)現(xiàn)高速的平飛，具有較大的航程和航時(shí)。
[0011](3)同時(shí)具有垂直起飛降落與高速平飛的能力，并且可在空中進(jìn)行這兩種模式的轉(zhuǎn)換。
[0012](4)特型旋翼與常規(guī)直升機(jī)的旋翼相似，具有相同的飛行效率，垂直起降飛行性能和低速飛行性能與常規(guī)直升機(jī)相近，而平飛速度、航程和航時(shí)將相比常規(guī)直升機(jī)提高約50%，具有更大的作業(yè)范圍和更高的作業(yè)能力，將來可代替直升機(jī)。
[0013](5)該飛行器的機(jī)翼和尾翼與與常規(guī)固定翼飛機(jī)的機(jī)翼和尾翼相似，該飛行器在平飛模式時(shí)與常規(guī)固定翼飛機(jī)具有相同的飛行效率，平飛性能與常規(guī)固定翼飛機(jī)相近，而與常規(guī)固定翼飛機(jī)相比則具有垂直起飛降落與低速飛行的能力，更適用于野外使用和低空低速作業(yè)。
[0014](6)該飛行器的特型旋翼、機(jī)翼、尾翼和矢量推進(jìn)槳可獨(dú)立控制，并且相互之間的干擾較小，垂直起降模式和平飛模式可在空中實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)的轉(zhuǎn)換過渡，相比尾坐式垂直起降飛行器、傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼式垂直起降飛行器等具有更高的安全性和舒適性。
【附圖說明】
[0015]圖1為垂直起降模式下的雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器。
[0016]圖2為平飛模式下的雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器。
[0017]圖中:
[0018]1.特型旋翼;2.機(jī)翼;3.矢量推進(jìn)槳;4.機(jī)身;5.尾翼。
【具體實(shí)施方式】
[0019]下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0020]本發(fā)明提供一種雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，如圖1所示，所述的飛行器包括特型旋翼1、機(jī)翼2、矢量推進(jìn)槳3、機(jī)身4和尾翼5。所述特型旋翼I位于機(jī)身4從前向后約40%長度處的上方，其葉片的平面形狀為等腰梯形，葉片長度與平均寬度比為6-10，相比常規(guī)直升機(jī)旋翼葉片(長寬比15-20)較寬，梢根比約0.6，選用相對(duì)厚度8%-12%、上下曲線皆為橢圓曲線的前后對(duì)稱的翼型。所述機(jī)翼2與機(jī)身4連接處位于機(jī)身下方，機(jī)翼2的幾何中心與特型旋翼I的中心重合，機(jī)翼2的面積為特型旋翼I旋轉(zhuǎn)狀態(tài)槳盤面積的20%-25%，機(jī)翼2的展弦比約13-17，選用相對(duì)厚度10%-15%的高升阻比翼型。所述尾翼5位于機(jī)身4尾部，尾翼5前緣根部到特型旋翼I中心的距離等于特型旋翼I的半徑，尾翼5面積為機(jī)翼2的面積的15%-20%，展弦比約為5-8，選用相對(duì)厚度8%-12%的上下對(duì)稱翼型。所述矢量推進(jìn)槳3有兩個(gè)，分別設(shè)置在尾翼5的左右兩端的后緣處，矢量推進(jìn)槳3可水平偏轉(zhuǎn)90度，在垂直起降模式時(shí)兩個(gè)的矢量推進(jìn)槳3的推力方向分別向左和向右，在垂直起降模式與平飛模式轉(zhuǎn)換過渡過程中，兩個(gè)矢量推進(jìn)槳3同時(shí)向后偏轉(zhuǎn)90度，平飛模式時(shí)兩個(gè)矢量推進(jìn)槳3的方向均向后，產(chǎn)生向前的推力。特型旋翼I和矢量推進(jìn)槳3均由機(jī)身4內(nèi)部的動(dòng)力系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)。
[0021]當(dāng)飛行器垂直起飛時(shí)，動(dòng)力系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)特型旋翼I旋轉(zhuǎn)提供升力，把飛行器舉托在空中，動(dòng)力系統(tǒng)同時(shí)也輸出動(dòng)力至矢量推進(jìn)槳3，通過調(diào)整兩個(gè)矢量推進(jìn)槳3向左和向右的推力大小可以抵消特型旋翼I產(chǎn)生的不同轉(zhuǎn)速下的反作用力，并產(chǎn)生偏航控制力矩。如圖2所示，到達(dá)一定高度后，當(dāng)飛行器由垂直起降模式轉(zhuǎn)換過渡到平飛模式飛行時(shí)，矢量推進(jìn)槳3的槳軸在機(jī)身平面內(nèi)向后旋轉(zhuǎn)90°，產(chǎn)生向前的推力，并增大推力，逐漸加大平飛速度，機(jī)翼2提供主要升力，為特型旋翼I減載，此時(shí)特型旋翼I轉(zhuǎn)速逐漸降低，當(dāng)平飛速度增至可以使機(jī)翼2產(chǎn)生足夠的升力時(shí)，特型旋翼I轉(zhuǎn)速降為零，停止轉(zhuǎn)動(dòng)并被鎖定在與機(jī)翼2保持平行的位置，整架飛機(jī)呈雙翼布局向前平飛，從而實(shí)現(xiàn)兩種飛行模式的平穩(wěn)切換。當(dāng)進(jìn)行平飛-垂直起降轉(zhuǎn)換過渡飛行時(shí)，特型旋翼I解除鎖定，逐漸提高轉(zhuǎn)速，增加向上的拉力，同時(shí)矢量推進(jìn)槳3分別向兩側(cè)偏轉(zhuǎn)90度并逐漸減小推力，通過調(diào)整推力最終能完全抵消特型旋翼I產(chǎn)生的不同轉(zhuǎn)速下的反作用力。此時(shí)飛行器轉(zhuǎn)換到垂直起降模式，并實(shí)現(xiàn)垂直降落。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，其特征在于:所述飛行器由特型旋翼、機(jī)翼、矢量推進(jìn)槳、機(jī)身和尾翼組成，在垂直起降過程中，由特型旋翼提供升力，尾翼上的兩個(gè)矢量推進(jìn)槳推力方向分別水平向左向右，提供橫向推力來平衡特型旋翼反扭；由垂直起降模式轉(zhuǎn)換過渡到平飛模式的過程中，兩個(gè)矢量推進(jìn)槳向后水平偏轉(zhuǎn)90度，產(chǎn)生向前的推力，飛行器逐漸加速平飛，升力逐漸由機(jī)翼提供，特型旋翼逐漸停止旋轉(zhuǎn)并鎖定在指定位置，與固定翼平行，形成雙翼布局。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，其特征在于:所述特型旋翼位于機(jī)身從前向后40%長度處的上方，其葉片的平面形狀為等腰梯形，葉片長度與平均寬度比為6-10，梢根比0.6，選用相對(duì)厚度8%-12%、上下曲線皆為橢圓曲線的前后對(duì)稱的翼型。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，其特征在于:所述機(jī)翼與機(jī)身連接處位于機(jī)身下方，機(jī)翼的幾何中心與特型旋翼的中心重合，機(jī)翼的面積為特型旋翼I旋轉(zhuǎn)狀態(tài)槳盤面積的20%-25%，機(jī)翼的展弦比13-17，選用相對(duì)厚度10%-15%的高升阻比翼型。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，其特征在于:所述尾翼位于機(jī)身尾部，尾翼前緣根部到特型旋翼中心的距離等于特型旋翼的半徑，尾翼面積為機(jī)翼的面積的15%-20%，展弦比為5-8，選用相對(duì)厚度8%-12%的上下對(duì)稱翼型。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙矢量推進(jìn)槳旋翼/固定翼復(fù)合式垂直起降飛行器，其特征在于:所述矢量推進(jìn)槳有兩個(gè)，分別設(shè)置在尾翼的左右兩端的后緣處，矢量推進(jìn)槳可水平偏轉(zhuǎn)90度，在垂直起降模式時(shí)兩個(gè)的矢量推進(jìn)槳的推力方向分別向左和向右，在垂直起降模式與平飛模式轉(zhuǎn)換過渡過程中，兩個(gè)矢量推進(jìn)槳同時(shí)向后偏轉(zhuǎn)90度，平飛模式時(shí)兩個(gè)矢量推進(jìn)槳的方向均向后，產(chǎn)生向前的推力。
【文檔編號(hào)】B64C27/22GK106043685SQ201610380319
【公開日】2016年10月26日
【申請(qǐng)日】2016年6月1日
【發(fā)明人】王耀坤, 李道春, 張嘯遲, 葛昕怡, 萬志強(qiáng), 蔣崇文, 鮑蕊, 嚴(yán)德
【申請(qǐng)人】北京航空航天大學(xué)