CN105346719A - 垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种垂直起降飞行器，其包括机身、机翼、尾翼、起落架和设置在机翼上的分别位于机身两侧的第一旋翼动力单元和第二旋翼动力单元，第一旋翼动力单元和第二旋翼动力单元对称的分布在机身的两侧，第一旋翼动力单元的旋转轴线和第二旋翼动力单元的旋转轴线指向机身的后下方，第三旋翼动力单元，可倾转地设置在尾翼宽度方向的中部。该飞行器的平衡性好，机动性强，环境应性强，姿态切换可靠性高且节能。

Description

垂直起降飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器，尤其涉及一种垂直起降飞行器，具体涉及一种具有旋翼动力单元的垂直起降飞行器。

背景技术

1991年，美国V22“鱼鹰”倾转旋翼机曾获得美国国家航空协会颁发的“重大航空进步奖”，同时由于倾转旋翼机重大事故频繁、研制费用高、技术复杂且难度大、研制周期长，也引起人们极大的争议。

“鱼鹰”包括机身、机翼、尾翼、起落架、发动机和倾转旋翼单元。机翼上设置有副翼，尾翼上设置有升降舵和方向舵,发动机位于机身内，倾转旋翼单元位于机翼的两端。倾转旋翼单元的旋翼的旋转轴线竖直时，旋翼提供垂直起降的动力；倾转旋翼单元的旋翼的旋转轴线水平时，旋翼提供水平飞行的动力，机翼提供升力，尾翼提供俯仰和偏航调节力矩。

由于“鱼鹰”只有一对旋翼，该机的质心位于倾转旋翼单元倾转轴所在的竖直平面内，以便垂直起降时保持机身平稳，竖直起降时，尾翼不能提供俯仰和偏航调节力矩，失去机动调节机身平衡的作用，因此“鱼鹰”对垂直起降的天气环境要求极高，若入到大风或强对流天气，便难以垂直起降。又因为“鱼鹰”的动力全部来自于位于机翼两个端部的旋翼，一旦有一边发生故障，便难以象固定翼机那样只靠一边的发动机来保持平衡而坠机，事故频发。

当然设置在尾翼的升降舵也可以由设置在机身上的前置翼替代。

鱼鹰的尾翼分别依靠升降舵和方向舵调节俯仰和偏航动作。目前也有采用V型尾翼(简称V尾)进行飞行姿态调整，如美军全球鹰。V尾由两个带舵面的、相互约成120度的翼片组成。V尾的主要特点是结构简单，可省去10％-30％的尾翼结构重量。另外由于它的V形结构，有效地避开了机翼或螺旋桨乱流的影响，使飞行稳定性有所提高。因此，在长留空以及特别讲究重量的模型飞机中得到广泛应用，例如滑翔机、电动飞机、室内飞机等。V尾是一种应用补偿原理的尾翼结构，通过两个相对倾斜的翼面产生水平及垂直安定面的效果；用两个舵面的顺动和差动实现飞机俯仰和偏航的控制。

多轴飞行器利用大致水平安装的旋翼提供垂直升力，通过旋翼转速的控制飞行姿态。参见图1和图2，飞行器001为“Y6”模式的六轴飞行器，飞行器001具有3根机臂011，每个机臂011的末端的上下两侧分别固定有一个电机，每个电机的转轴上安装有一个旋翼，每个机臂011末端的两个旋翼为一对正反旋翼，即，一对具有相同桨型但桨距角相反的旋翼。每个机臂011末端的上下两个旋翼具有相同的转速，产生的空气反扭矩相互抵消，从而防止飞行器001自旋。旋翼上下共轴布置即可提升拉力有可有效控制飞行器体积。但是，多轴飞行器的旋翼产生的拉力主要用于克服多轴飞行器受到的重力，续航时间极短。

发明内容

本发明目的在于提供一种平衡性好，机动性强，环境应性强，姿态切换可靠性高和节能的垂直起降飞行器。

本发明的垂直起降飞行器，包括机身、机翼、尾翼、起落架和设置在机翼上的分别位于机身两侧的第一旋翼动力单元和第二旋翼动力单元，第一旋翼动力单元和第二旋翼动力单元对称的分布在机身的两侧，第一旋翼动力单元的旋转轴线和第二旋翼动力单元的旋转轴线指向机身的后下方，第三旋翼动力单元，可倾转地设置在尾翼宽度方向的中部。

由上述方案可见，本发明的动力单元可以将气流集中地射向机身的中下侧，有效地增加机身下方的压强，提高机身上下侧之间的压差，从而提高垂直起飞速度和节省能源。对称地布置在机翼上的第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元和第三旋翼动力单元构成等腰三角形，为整机提供了稳定的动力支撑点，旋翼的旋转轴线可倾转的第三旋翼动力单元能够在机身中垂面内提供矢量气流，确保整机具备良好的自平衡能力和机动性能够克服复杂的天气环境，环境适应性强。可以通过同时启动第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元和第三旋翼动力单元作为高速平飞的动力，此时可以通过平置第三动力单元旋转轴线和降低第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元的转速来提高动力效率实现节能；也可以只启动第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元作为平飞动力动力，第三旋翼动力单元作为发电机或空转；也可以只启动第三旋翼动力单元作为平飞动力，第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元作为发电机或空转以便节能。旋翼的旋转轴线可倾转的第三旋翼动力单元能够在机身中垂面内提供矢量气流，垂直起飞后，第三旋翼动力单元将朝向机身内下侧的气流调节至水平向后或关闭即可实现垂直起飞向水平飞行姿态的切换。高速平飞时，将第三旋翼动力单元水平朝向后气流转置朝向机身内下侧或水平朝前即可实现快速的空中刹车，实现高效的机动性控制和高可靠性的飞行姿态切换。

进一步的方案是，第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元和第三旋翼动力单元等距分布；在机身高度方向上，第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元和第三旋翼动力单元大致分布在同一高度。这样可以提高飞行器在纵向和横向上的稳定性的均衡度。

另一进一步的方案是，第一旋翼动力单元的旋转轴线和第二旋翼动力单元的旋转轴线与机身的长度方向所在的直线的夹角恒为45°。该角度既可提供水平推力，又可提供垂直升力，第一旋翼动力单元的旋转轴线和第二旋翼动力单元的旋转轴线无需倾转，提高了垂直起降与平飞及悬停之间的飞行姿态切换的可靠性。

更进一步的方案是，第一旋翼动力单元和第二旋翼动力单元外侧分别设置有沿机身长度方向延伸的前导风筒，前导风筒为向后倾斜的斜切圆筒，前导风筒不但有利于稳定气流，还有利于增加机翼的有效承载面积，增加机翼的升力，前导风筒为向后倾斜的斜切圆筒有利于减少气流向机身后下方流动时的阻力。

又一进一步的方案是，第三旋翼动力单元的外侧设置有后导风筒，后导风筒为向前倾斜的斜切圆筒。后导风筒不但有利于稳定气流，还有利于增加机翼的有效承载面积，增加机翼的升力，后导风筒为向前倾斜的斜切圆筒有利于减少气流向机身前下方流动时的阻力。

再更进一步的方案是，斜切圆筒的内侧设置有一对避让开口。这样有利于进一步减少前导风筒为向后倾斜的斜切圆筒时，气流向机身后下方流动时的阻力，以及进一步减少后导风筒为向前倾斜的斜切圆筒时，气流向机身前下方流动时的阻力。

再进一步的，前导风筒嵌入并固定在机翼上。有利于降低飞行器高度，提高飞行器强度，减轻飞行器重量。进一步的，在机翼的宽度方向上，第一旋翼动力单元距离所在机翼一侧的末端的距离约为机翼翼展的六分之一，第二旋翼动力单元距离所在机翼末端的距离约为机翼翼展的六分之一，有利于加强机翼结构强度和保证机身横向平衡控制的。

另一再进一步的，机翼的副翼的水平投影面积与机翼的水平投影面积之比在35%到45%之间。垂直起飞时，将副翼下摆，有利于减少垂直起飞时的气流阻力。垂直降落时，将副翼展平，有利于增加飞行器下降时受到的气流阻力，提高降落平稳性。

又一再进一步的，第一驾驶摄像头，设置在机身的前上方，第二驾驶摄像头，设置在机身的底部。这样便于随时可以获取前进和升降行驶环境图像，提高飞行控制的可靠性。

再一再进一步的，第三旋翼动力单元的旋翼为变距旋翼。动力单元无需完全倾转即可实现气流的反向。气流变向切换迅速，可靠性高，提高飞行器的机动性。

附图说明

图1是现有的飞行器的立体图；

图2是现有的飞行器的后视图；

图3是本发明飞行器的俯视图；

图4是本发明飞行器的第一立体图；

图5是本发明飞行器的后视图；

图6是图5的A-A剖视图；

图7是图5的B处的省略整流片的局部放大视图；

图8本发明飞行器的第二立体图；

图9是图3的机尾部分的局部放大视图；

图10是本发明飞行器的机翼的舵机副翼系统；

图11是本发明飞行器的前起落架；

图12是本发明飞行器的垂直起降时的气流走势图;

图13是本发明飞行器的变距旋翼系统的俯视图；

图14是图13的C-C剖视图；

图15是本发明飞行器的变距旋翼系统的局部爆炸立体图。

具体实施方式

本发明的垂直起降飞行器（以下简称飞行器）能够实现垂直起降和水平高速飞行。

飞行器的宽度方向W即机身、机翼、尾翼和各动力单元的宽度方向，飞行器的长度方向L即机身、机翼、尾翼和各动力单元的宽度方向，飞行器的高度方向H即机身、机翼、尾翼和各动力单元的高度方向。

实施例一

如图3、图4和图5所示，本发明的飞行器100具有机身110，机翼120，尾翼130，由前脚架181和后脚架182组成的起落架180，对称的分布于机身110两侧的第一旋翼动力单元140和第二旋翼动力单元150，可倾转地设置在尾翼130的宽度方向的中部的第三旋翼动力单元160。第一旋翼动力单元140的旋转轴线和第二旋翼动力单元150的旋转轴线指向机身110的后下方。优选的，第一旋翼动力单元140、第二旋翼动力单元150和第三旋翼动力单元160等距分布，即，第一旋翼动力单元140、第二旋翼动力单元150和第三旋翼动力单元160的中心分布在等边三角形的定点上。进一步的，在高度方向H上，第一旋翼动力单元140、第二旋翼动力单元150和第三旋翼动力单元160的中心位于同一高度。

第一旋翼动力单元140、第二旋翼动力单元150和第三旋翼动力单元160均采用共轴双桨布局，每个动力单元均可实现空气反扭矩的自平衡。优选的，每个动力单元的旋翼由碳纤维制成，桨叶的内部填充有泡沫，此桨的质量轻，强度足，还能吸收旋翼的震动。尾翼130上设置有一对整流片131。

沿机身长度方向L，第一旋翼动力单元140外侧设置有前导风筒141和第二旋翼动力单元150外侧设置有前导风筒151，前导风筒141、151为向后倾斜的斜切圆筒；第三旋翼动力单元160的外侧设置有后导风筒161，后导风筒161为向前倾斜的斜切圆筒。斜切圆筒的内侧设置有一对用于减少气流阻力的避让开口，即，前导风筒141内侧设置有避让开口142和143，前导风筒151内侧设置有避让开口152和153，前导风筒161内侧设置有避让开口162和163。前导风筒151和后导风筒161与旋翼搭配能起到增压和导流的作用，有利于提高气动效率和动力。

前导风筒141、151嵌入并固定在机翼120上。优选的，前导风筒141、151成型在机翼120上。分别通过三根连接杆126将第一旋翼动力单元140和第二旋翼动力单元150安装在前导风筒141、151内，连接杆126的内端分别与第一旋翼动力单元140和第二旋翼动力单元150的安装盘连接，外端分别与前导风筒141、151的内壁连接。前导风筒141与其内的两根连接杆连接点分别靠近机翼120与前导风筒141的两个连接点，前导风筒151与其内的两根连接杆的连接点分别靠近机翼120与前导风筒151的两个连接点，这样可以提高机翼120的整体强度。进一步的，在机翼120的宽度方向上，第一旋翼动力单元140的旋转轴线与机翼120靠近所述第一旋翼动力单元140一侧的末端的距离约为机翼120翼展的六分之一；第二旋翼动力单元150的旋转轴线与机翼120靠近所述第一旋翼动力单元150一侧的末端的距离约为机翼120翼展的六分之一。

机翼120的副翼121的水平投影面积与机翼的水平投影面积之比在35%到45%之间。垂直起飞时，将副翼下摆，有利于减少垂直起飞时的气流阻力。垂直降落时，将副翼展平，有利于增加飞行器下降时受到的气流阻力，提高降落平稳性。

优选的，机翼120的副翼121的水平投影面积与机翼120的水平投影面积之比在35%到45%之间。垂直起飞时，将副翼121下摆，有利于减少垂直起飞时的气流阻力。垂直降落时，将副翼121展平，有利于增加飞行器下降时受到的气流阻力，提高降落平稳性。

机身110的前上方设置有透光挡风板171，其内设置有朝向前方的第一驾驶摄像头（未示出）。

如图6所示，优选的，第二旋翼动力单元150的旋转轴线154和机身110的长度方向L所在的直线所成的夹角恒为45°；同样的，第一旋翼动力单元140的旋转轴线和机身的长度方向L所在的直线所成的夹角也恒为45°。该角度既可提供水平推力，又可提供垂直升力，有利于飞行器实现左右平衡调节，有利于实现飞行器的稳定低飞。

如图7所示，第三旋翼动力单元160可旋转地安装在转轴164上，电机165通过蜗杆齿轮驱动转轴164和第三旋翼动力单元160倾转。显然，电机165还可以通过同步带传动，连杆传动或链传动等方式驱动第三旋翼动力单元160倾转。

如图8所示，机身110的下方设置有透光挡风板172，其内设置有朝向下方的第二驾驶摄像头172。机翼120的底部设置有用于收纳前脚架181的槽位183。

如图9所示，舵机166通过拨杆167控制安装在第三旋翼动力单元160上的可变距旋翼的桨距角。

如图10所示，舵机122输出轴上安装后摇臂123，副翼121上安装有拉臂125，摇臂123和拉臂125之间通过连杆124连接。

如图11所示，前脚架181具有套筒184、滑杆185、设置在套筒184和滑杆185之间的弹簧（未示出）、一对对置限位连杆186和位于滑杆185末端的轮187。对置限位连杆186可以提高前脚架181的整体强度。

本实施例的飞行器100垂直起飞时，第三旋翼动力单元160可绕转轴164倾转至其旋翼的旋转轴线指向机身110的前下方，优选的，第三旋翼动力单元160的转轴分别与第一旋翼动力单元140和第二旋翼动力单元150的旋转轴线垂直。起飞时，气流集中地射向机身的中下侧，有效地增加机身下方的压强，提高机身上下两侧之间的压差，从而提高垂直起飞速度和节省能源。垂直起飞到预定高度后，第三旋翼动力单元160停车，并绕转轴164倾转至其旋翼的旋转轴线指向机身110的后方，再启动，这样可以减少倾转阻力。第三旋翼动力单元160停转后，飞行器100在第一旋翼动力单元140和第二旋翼动力单元150驱动下获得前进的合力而前行，前行时，尾翼可以为机身后部提供升力，即便第三旋翼动力单元160停车倾转，机身后部也不会过度下沉。当第三旋翼动力单元160绕转轴164倾转至其旋翼的旋转轴线指向机身110的后方后，可以同时启动第一旋翼动力单元140、第二旋翼动力单元150和第三旋翼动力单元160为飞行器100提供前飞的动力，也可以只靠第一旋翼动力单元140、第二旋翼动力单元150为飞行器100提供前飞的动力，还可以只靠第三旋翼动力单元160为飞行器100提供前飞的动力。前飞时，通过倾转第三旋翼动力单元160，使得向后喷出的气流在竖直平面内上下偏移，能快速完成飞行器100的俯仰动作。前飞时，可以通过倾转第三旋翼动力单元160，使其旋翼的旋转轴线指向机身的前下方，从而为飞行器100提供刹车气流动力，实现空中紧急刹车，在倾转第三旋翼动力单元160时，可先停车，待倾转到位后再启动。当飞行器100需要垂直降落时，第三旋翼动力单元160停车，并绕转轴164倾转至其旋翼的旋转轴线指向机身110的前下方，再启动，这样可以减少倾转阻力，提高飞行器100下侧的气压，便于飞行器使用较小的电机功率进行降落。

参见图9和图12。进一步优选的，第三旋翼动力单元160的旋转轴线分别与第一旋翼动力单元140和第二旋翼动力单元150的旋转轴线垂直。起飞时，气流集中地射向机身的中下侧。垂直起飞到预定高度后，第三旋翼动力单元160绕转轴164倾转至其旋翼的旋转轴线指向机身110的前方，倾转过程中，舵机166控制变距旋翼168的桨距角反转，使气流迅速变向后喷。这样可以减少倾转阻力，气流变向迅速，提高飞行姿态切换的平稳性，可靠性和安全性。同样的，水平飞行时，可以同时启动第一旋翼动力单元140、第二旋翼动力单元150和第三旋翼动力单元160为飞行器100提供前飞的动力，也可以只靠第一旋翼动力单元140、第二旋翼动力单元150为飞行器100提供前飞的动力，还可以只靠第三旋翼动力单元160为飞行器100提供前飞的动力。前飞时，通过倾转第三旋翼动力单元160，使得向后喷出的气流在竖直平面内上下偏移，能快速完成飞行器100的俯仰动作。需要刹车时，只需控制舵机166将变距旋翼168的桨距角反转，使气流向前喷出即可，快速的气流方向切换可以在极短时间内实现空中刹车。当飞行器100需要垂直降落时，控制舵机166将变距旋翼168的桨距角反转，使气流向前喷出，同时控制变距旋翼168的旋转轴线倾转并指向机身110的前下方，这样可以减少倾转阻力，快速实现气流变向，提高飞行器100下侧的气压，便于飞行器使用较小的电机功率进行降落，进一步缩短降落时间并提高降落的安全性和可靠性。

优选的，第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元和第三旋翼动力单元分别具有一对正反旋翼，此种搭配下，垂直起降时，可以通过增大第三旋翼动力单元的旋翼的转速或桨距角来控制机身的前后平衡。当然，第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元的旋翼还可以是单旋翼，此时，第一旋翼动力单元、第二旋翼动力单元的旋翼为一对正反旋翼，同样的，垂直起降时，可以通过调整第三旋翼动力单元的旋翼的转速或桨距角来控制机身的前后平衡。第三旋翼动力单元的旋翼可以为一对共轴的正反旋翼；也可以采是单旋翼，此时第三旋翼动力单元需要能绕沿飞行器高度方向的旋转轴线转动。

本发明的机尾不限于V型机尾，还可以是分别包括升降舵和方向舵的U型或T型机尾。

如图13、图14和图15所示，变距旋翼系统包括舵机166，拨杆167，桨座191，压盖192，导流罩193，具有三片桨叶194的变距旋翼168，滑动套195，轴承196和轴承197。压盖192通过螺钉安装在桨座191上，轴承196的外圈被压紧在压盖192和桨座191之间。桨叶194的根部设置有转轴194a和转轴194b，转轴194a安装在轴承196内，桨叶194通过轴承196可旋转的安装在桨座191上。转轴194b插在滑动套195的孔198内。滑动套195可沿轴向滑动地套在桨座191的外侧，滑动套195外侧的一端与轴承197的内圈固定，轴承197的外圈与拨杆167固定。舵机166通过拨杆167可控制桨叶194的桨距角。

当然变距旋翼系统不限于上述具体结构，还可以是类似直升机的尾部的变距旋翼系统。

最后需要说明的是，本发明不限于上述的实施方式，在以上实施方式基础上经非创造性改动的实施方式仍在本申请的权利要求保护范围之内。

Claims (10)

1.垂直起降飞行器，包括机身、机翼、尾翼、起落架和设置在所述机翼上的分别位于所述机身两侧的第一旋翼动力单元和第二旋翼动力单元；

其特征在于：

第一旋翼动力单元和所述第二旋翼动力单元对称的分布在所述机身的两侧；

所述第一旋翼动力单元的旋转轴线和所述第二旋翼动力单元的旋转轴线指向所述机身的后下方；

第三旋翼动力单元，可倾转地设置在所述尾翼宽度方向的中部。

2.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

第一旋翼动力单元、所述第二旋翼动力单元和所述第三旋翼动力单元等距分布；

在所述机身高度方向上，所述第一旋翼动力单元、所述第二旋翼动力单元和所述第三旋翼动力单元大致分布在同一高度。

3.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述第一旋翼动力单元的旋转轴线和所述第二旋翼动力单元的旋转轴线与所述机身的长度方向所在的直线的夹角恒为45°。

4.根据权利要求3所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述第一旋翼动力单元和所述第二旋翼动力单元外侧分别设置有沿所述机身长度方向延伸的前导风筒；

所述前导风筒为向后倾斜的斜切圆筒。

5.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器：其特征在于：

所述第三旋翼动力单元的外侧设置有后导风筒；

所述后导风筒为向前倾斜的斜切圆筒。

6.根据权利要求4或5所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述斜切圆筒的内侧设置有一对避让开口。

7.根据权利要求4所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述前导风筒嵌入并固定在所述机翼上。

8.根据权利要求1至5任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述机翼的副翼的水平投影面积与所述机翼的水平投影面积之比在35%到45%之间。

9.根据权利要求1至5任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

第一驾驶摄像头，设置在所述机身的前上方；

第二驾驶摄像头，设置在所述机身的底部。

10.根据权利要求1至5任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述第三旋翼动力单元的旋翼为变距旋翼。