CN105667781A - 一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种在旋翼和固定翼之间可变布局的飞行器，包含机身、两侧机翼、两根机翼轴、驱动模块和传动模块；其中，机翼为后缘设有操纵舵面的上下对称的对称翼型，机翼上设置推力装置；两侧机翼分别通过一根机翼轴与机身相连；机翼轴一端与机翼或机身固定相连，另一端通过传动模块和驱动模块相连；驱动模块输出扭力给传动模块，传动模块带动机翼轴转动，使得机翼和机身之间相对转动，进而使得飞行器在旋翼和固定翼之间改变布局。本发明兼有直升机和固定翼飞机的优点，固定翼布局时巡航速度快，旋翼布局时可以悬停并垂直起降，对起降场地要求低，并能实现直升机的飞行效果，且在失去动力时，仍能够正常垂直降落。

Description

一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器

技术领域

本发明涉及航空系统技术领域，尤其涉及一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器。

背景技术

在传统领域，垂直起降飞行器分为两种，第一种是直升机，由顶部的旋翼产生升力实现垂直起降。直升机巡航时，则改变旋翼的拉力方向在空中机动；第二种是垂直起降飞机(VTOL)，该类飞机通过改变发动机推力方向(例如推力朝前变为朝下)来垂直起降，平飞时由机翼产生升力，与固定翼飞机相同。

第一种直升机的巡航速度较低，且在同样的发动机功率下，载荷比固定翼飞机要小。

第二种垂直起降飞机(VTOL)，代表飞机为“鹞”式战斗机(HarrierJet)和鱼鹰V-22倾转旋翼机。这两者为了实现垂直起降，在结构和效率上都做出了一些牺牲。在垂直起降阶段，机翼基本不发挥作用，成为了无用的载荷，对飞行器来说造成了额外的负担，导致了较高的耗油率。虽然这种飞行器的推进器经过特殊设计，可以兼顾垂直起降的要求，但是导致了飞行器在固定翼飞行阶段，推进效率的相对降低。

除此之外，直升机和固定翼的控制方式也有较大区别。

固定翼飞机依靠舵面的上下偏转，产生控制力。并且由于舵面距离飞机重心有一定的距离，就对飞行器产生了一个力矩，以此控制飞行姿态。

直升机的控制方式比较复杂。直升机静态悬停时，旋翼迎角的变化称为总距：当迎角为0°时，旋翼不产生升力；迎角大于或小于0°时，旋翼产生的升力与迎角成正比，与旋翼绕轴3旋转转速的平方成正比。

飞行器机动飞行时，旋翼的迎角变化称为旋翼的周期变距：假设飞行器向前飞行，旋翼旋转到与飞行方向平行时，两片旋翼的迎角相等，产生的升力也相等；当旋翼继续旋转90°时，旋翼与飞行方向垂直，前行桨叶(与飞行方向相同的桨叶)迎角取得极小值，产生的升力也较小；后行桨叶(与飞行方向相反的桨叶)迎角取得极大值，产生的升力也较大。

直升机向前机动时，在旋翼旋转的整个过程中，桨叶的迎角在极小值与极大值之间按照正弦曲线的规律不断变化，这样就在飞行器上产生了一个横滚轴上的偏转力矩，该偏转力矩在陀螺效应下，延后90°作用在飞行器上，控制两片旋翼所在的旋转平面(桨盘平面)产生的升力沿俯仰轴向前倾斜，构造出一个向前的分量，从而使飞行器向前飞行。

飞行器向其他方向机动时，控制方法也类似。

除此以外，使用后缘操纵舵面的上下偏转来代替旋翼迎角的变化，也可以实现对桨盘平面的控制，相当于改变旋翼的弯度以改变升力系数。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，能够在飞行全过程，包括起飞阶段、降落阶段和巡航阶段中，任意在旋翼和固定翼之间改变布局。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，包含机身、两侧机翼、两根机翼轴、驱动模块和传动模块；

所述机翼为后缘设有操纵舵面的上下对称的对称翼型，机翼上设置推力装置，且推力装置的推力线位于机翼的对称面内；

所述两侧机翼分别通过一根机翼轴与所述机身相连；

所述机翼轴一端与机翼或机身固定相连，另一端通过传动模块和驱动模块相连；

所述驱动模块用于输出扭力给所述传动模块；

所述传动模块用于根据受到的扭力带动机翼轴转动，使得机翼和机身之间相对转动，进而使得飞行器在旋翼和固定翼之间改变布局。

作为本发明一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器进一步的优化方案，所述驱动模块包含一个舵机，所述传动模块包含第一至第三锥齿轮；

所述舵机固定设置在机身内，其输出轴与所述第一锥齿轮固定相连；

所述第二锥齿轮、第三锥齿轮分别和两根机翼轴的一端固定相连；

所述两根机翼轴的另一端分别和其对应的机翼固定相连；

所述第一锥齿轮同时和第二锥齿轮、第三锥齿轮啮合。

作为本发明一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器进一步的优化方案，所述驱动模块包含两个舵机，所述传动模块包含两个联轴器；

所述两个舵机分别设置在两个机翼内；

所述两个机翼轴一端和机身固定相连，另一端均通过一个联轴器与其对应机翼内的舵机的输出端相连。

作为本发明一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器进一步的优化方案，所述推力装置包含螺旋桨和发动机。

作为本发明一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器进一步的优化方案，所述推力装置采用活塞式涵道风扇发动机、喷气式发动机、涡轮风扇发动机、桨尖喷气发动机中的任一种。

作为本发明一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器进一步的优化方案，所述机身上设有若干用于机翼轴旋转的轴承。

作为本发明一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器进一步的优化方案，所述两个机翼内均设有若干用于机翼轴旋转的轴承。

作为本发明一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器进一步的优化方案，所述机翼为实心结构，其翼根处开有凹槽；

所述机翼对应的机翼轴的一端伸入凹槽并固连在凹槽内；

所述机翼上还设有用于盖住凹槽的盖板。

作为本发明一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器进一步的优化方案，所述机翼为薄壳型结构，机翼薄壳内部设有翼肋、根部设有用于固定机翼轴的机翼轴固定座；

所述机翼对应的机翼轴穿过机翼轴固定座、机翼根部和翼肋，通过机翼轴固定座与机翼固定。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.兼有直升机和固定翼飞机的优点，实现了一机多用，一架飞机可以满足不同的飞行任务；

2.固定翼布局时巡航速度快，旋翼布局时可以悬停并垂直起降，对起降场地要求低，并能实现直升机的飞行效果；

3.无论是固定翼布局还是旋翼布局，机翼都处于工作状态，无用零部件少，飞行效率高，续航时间长；

4.在失去动力时，仍然可以依靠自旋作用，正常降落。

附图说明

图1是本发明中飞行器的固定翼布局示意图；

图2是本发明中飞行器的旋翼布局示意图；

图3是本发明中机翼为实心结构时的结构示意图；

图4是本发明中机翼为薄壳型结构时的结构示意图；

图5是本发明驱动模块在机身内时机身内部零件的爆炸图；

图6是本发明驱动模块在机身内时机身内部零件的总装图；

图7是小锥齿轮轴测图；

图8是大锥齿轮轴测图；

图9是本发明驱动模块在机翼内时机身内部零件的爆炸图；

图10是本发明驱动模块在机翼内时机身内部零件的总装图；

图11联轴器轴测图；

图12是机翼轴固定座轴测图；

图13是带有后掠角的固定翼示意图；

图14是带有后掠角的固定翼变成旋翼后的状态；

图15是带有机身的常规布局固定翼示意图；

图16是带有机身的常规布局固定翼变成旋翼后的状态。

图中，01-X轴，02-Y轴，03-Z轴，04-Z'轴，05-X'轴，06-机翼，07-发动机，08-螺旋桨，09-操纵舵面，10-机翼轴孔，11-凹槽，12-机翼轴，13-盖板，14-翼肋，15-机翼轴固定座，16-机翼轴固定座螺丝，17-机翼轴固定座弹性缝，18-机翼轴固定座锁定螺丝，19-机身，20-舵机，21-小锥齿轮，22-大锥齿轮，23-舵机安装座，24-舵机安装螺丝，25-小锥齿轮花键槽，26-机翼轴卡环，27-轴承垫环，28-机翼轴卡环弹性缝，29-机翼轴卡环凹槽，30-机翼轴卡环螺丝，31-机身隔框，32-外轴承孔，33-内轴承孔，34-外法兰轴承，35-内法兰轴承，36-机身轴孔，37-机翼轴机身固定座，38-机翼轴机身固定座螺丝，39-机翼轴机身固定座弹性缝，40-机翼轴机身固定座锁定螺丝，41-内轴承，42-外轴承，43-垫环，44-联轴器，45-联轴器弹性缝，46-联轴器凹槽，47-联轴器锁定螺丝，48-联轴器花键槽，49-左机翼后掠旋转轴线，50-右机翼后掠旋转轴线，51-左机翼旋转轴线，52-右机翼旋转轴线，53-旋转环。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

本发明公开了一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，包含机身19、两侧机翼06、机翼轴10、驱动模块和传动模块；

所述机翼为后缘设有操纵舵面的上下对称的对称翼型，机翼上设置推力装置，且推力装置的推力线位于机翼的对称面内；

所述两个机翼06分别通过一根机翼轴10与所述机身19相连；

所述机翼轴10一端与机翼06或机身19固定相连，另一端通过传动模块和驱动模块相连；

所述驱动模块用于输出扭力给所述传动模块；

所述传动模块用于根据受到的扭力带动机翼轴10转动，使得机翼06和机身19之间转动，进而使得飞行器在旋翼和固定翼之间改变布局。

所述机翼轴轴线可以与飞行器横滚轴平行，也可以与横滚轴成一定夹角。

图1是本发明中飞行器的固定翼布局示意图，横滚轴(X轴)01、俯仰轴(Y轴)02和航向轴(Z轴)03组成机体坐标系。在本发明中，左机翼与右机翼的机械结构相同，可以左右互换。现以其中一侧机翼为例进行说明。

机翼06为上下对称的对称翼型，目的是为了保证固定翼布局改变为旋翼布局后，两个机翼06产生的气动力一致。

机翼06上安装有发动机07，驱动螺旋桨08，为飞行器提供推力。螺旋桨08的拉力线处于机翼对称面内，以保证不对机翼产生俯仰方向的旋转力矩。机翼06后缘的操纵舵面09可以对飞行器进行控制。两侧机翼06与中央的机身19相连。飞行器没有垂直尾翼，依靠传统的阻力方向舵或两螺旋桨差动旋转来产生航向控制力矩。

发动机07可以是活塞式螺旋桨发动机、涡桨式发动机、电动螺旋桨发动机。

机翼06上的螺旋桨08和发动机07也可以置换成活塞式涵道风扇发动机、喷气式发动机、涡轮风扇发动机、桨尖喷气发动机等所有可以产生推力的装置。

图2是本发明中飞行器的旋翼布局示意图，左机翼和右机翼在驱动模块的作用下，分别向不同的方向旋转90°后，飞行器整体在空气动力和重力作用下，向下旋转90°，完成由固定翼布局向旋翼布局的转换。固定翼布局时的横滚轴(X轴)01和航向轴(Z轴)03分别变为旋翼布局时的航向轴(Z'轴)04和横滚轴(X'轴)05，飞行器俯仰轴(Y轴)02保持不变。

本发明驱动机翼旋转的驱动模块可以设置在机身19内，也可以设置在机翼06内。

当驱动模块设置在机身19内时，飞行器机翼06可以选择实心结构，也可以选择薄壳型结构。

如图3所示，飞行器机翼选择实心结构时，机翼06的翼根处开有凹槽11，机翼轴12的长度大于凹槽11的长度。机翼轴12的一端伸入凹槽11，同时使用胶水将机翼轴12固连在凹槽11内，并用盖板13填住缺口。机翼轴12另一端伸出机翼06。

如图4所示，机翼为薄壳型结构时，机翼06薄壳内部设置有翼肋14。机翼轴12穿过机翼轴固定座15，同时穿过机翼根部和翼肋14上的机翼轴孔10。

机翼轴固定座15通过机翼轴固定座螺丝16与固定在机翼根部。机翼轴固定座15侧面开有机翼轴固定座弹性缝17，可以通过旋紧机翼轴固定座锁定螺丝18，锁紧机翼轴12，将机翼06、机翼轴12和机翼轴固定座15连为一体。

驱动模块设置在机身19内的布局如图5和图6所示，机身19内，装有舵机20，作为机翼驱动模块。传动机构由一个小锥齿轮21同时啮合两个大锥齿轮22组成。小锥齿轮21的轴线与飞行器横滚轴(X轴)01平行；大锥齿轮22的轴线与机翼轴12的轴线重合。

小锥齿轮21即上文所述的第一锥齿轮，两个大锥齿轮22即上文所述的第二、第三锥齿轮。

机身19内部设有舵机安装座23。

舵机20通过舵机安装螺丝24安装在舵机安装座23上，从而完成舵机20在机身19上的定位与紧固。

如图7所示，小锥齿轮21安装在舵机20的输出轴上。小锥齿轮21的轴孔内有小锥齿轮花键槽25，与舵机20的输出轴相匹配。

大锥齿轮22与小锥齿轮21啮合，如图8所示，机翼轴卡环26则与大锥齿轮22的背面连为一体，轴承垫环27与机翼轴卡环26连为一体。机翼轴卡环26和轴承垫环27上开有机翼轴卡环弹性缝28，机翼轴卡环26圆周表面分布有机翼轴卡环凹槽29。通过旋紧机翼轴卡环凹槽29中的机翼轴卡环螺丝30，可以将机翼轴12固定在机翼轴卡环26中。

机身19的左侧面和右侧面，对应大锥齿轮22的轴线处，分别开有外轴承孔32。除此以外，在靠近大锥齿轮22的左侧和右侧机身隔框31上，也开有内轴承孔33。

在机身19两侧四个轴承孔内分别安装有法兰轴承。外轴承孔32中的外法兰轴承34，法兰朝向机身19外侧；内轴承孔33中的内法兰轴承35，法兰朝向机身19内侧。

机翼轴08伸出机翼的一端，依次插入外法兰轴承34和内法兰轴承35，然后插入与大锥齿轮22成为一体的轴承垫环27和机翼轴卡环26中。轴承垫环27有一定厚度，刚好可以与内法兰轴承35的内圈紧密接触。旋紧机翼轴卡环26上的机翼轴卡环螺丝30，让机翼轴卡环弹性缝28收缩，将机翼轴08卡紧在机翼轴卡环26中，完成机翼06与机身19的连接。

舵机20驱动的小锥齿轮21为主动齿轮，完成机翼与机身19的连接后，大锥齿轮22为从动齿轮，应与小锥齿轮21保持良好啮合。

当飞行器变形为旋翼布局时，舵机20开始工作，带动两片机翼分别绕飞行器俯仰轴(Y轴)02旋转90°。此时机翼的两台发动机07朝向相反的方向工作，两个螺旋桨08产生的力矩带动飞行器整体在空中绕旋翼布局时的航向轴(Z'轴)04高速旋转；随着旋翼绕航向轴(Z'轴)04的旋转，舵机20不断驱动机翼在小幅度范围内上下旋转，以便让旋翼与气流流动方向产生夹角，以提供旋翼在接下来的飞行中所需要的升力和操纵力矩。

当驱动模块设置在机翼06内时，如图9和图10所示，机翼轴12穿过机身19上的机身轴孔36，伸入到机身19内部的机翼轴机身固定座37中。机翼轴机身固定座螺丝38把机翼轴机身固定座37与机身19固连为一体，如图12所示，机翼轴机身固定座37上还开有机翼轴机身固定座弹性缝39，机翼轴12插入机翼轴机身固定座37后，旋紧机翼轴机身固定座锁定螺丝40，将机翼轴12、机身19和机翼轴机身固定座37固定在一起。

机翼06内部安装有内轴承41和外轴承42。舵机20通过舵机安装螺丝24固定在机翼内。

机翼轴12伸出机身的一端套有垫环43，并插入内轴承41和外轴承42中。垫环43一侧与机身19接触，垫环43另一侧和外轴承42的内圈接触。通过调整垫环43的轴向厚度，可以在机翼06翼根部位与机身19之间产生缝隙，防止机翼06与机身19的直接摩擦。

机翼轴12在机翼06内部的最末端插入联轴器44。如图11所示，联轴器44开有联轴器弹性缝45，联轴器44的圆周表面有联轴器凹槽46，旋紧联轴器凹槽46中的联轴器锁定螺丝47，可以将联轴器44和机翼轴12固定在一起。联轴器44另一侧有联轴器花键槽48，舵机20的输出端通过联轴器花键槽48与联轴器44相连接，将扭矩传递给机翼轴12，进而控制机翼06和机身19之间的旋转角度。

如图13和图14所示，飞行器机翼06带有后掠角时，其左机翼后掠旋转轴线49和右机翼后掠旋转轴线50不在同一条直线上，也不和飞行器俯仰轴02重合。

如图15和图16所示，飞行器机身带有尾翼时，其左机翼旋转轴线51和右机翼旋转轴线52不在同一条直线上，也不和飞行器俯仰轴02重合。飞行器机翼06通过旋转环53与机身连接。处在旋翼模式下时，机翼06和旋转环53一起旋转，机身19则与航向轴(Z'轴)04保持固定，并不会随着机翼06一起旋转。

旋翼布局时，飞行器的飞行原理和控制方法与传统直升机类似，需要随时驱动旋翼，随着旋翼绕航向轴(Z'轴)04的旋转而变化，在小角度范围之内不断调整旋，以满足飞行器气动控制方面的要求，即：让旋翼翼型与气流流动方向产生夹角(迎角)，以提供旋翼在接下来的飞行中所需要的升力和操纵力矩，即总距和周期变距的控制。

发动机输出的功率大小决定了飞行器绕航向轴(Z'轴)04旋转的转速。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，包含机身、两侧机翼、两根机翼轴、驱动模块和传动模块；

所述机翼为后缘设有操纵舵面的上下对称的对称翼型，机翼上设置推力装置，且推力装置的推力线位于机翼的对称面内；

所述两侧机翼分别通过一根机翼轴与所述机身相连；

所述机翼轴一端与机翼或机身固定相连，另一端通过传动模块和驱动模块相连；

所述驱动模块用于输出扭力给所述传动模块；

所述传动模块用于根据受到的扭力带动机翼轴转动，使得机翼和机身之间相对转动，进而使得飞行器在旋翼和固定翼之间改变布局。

2.根据权利要求1所述的在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，所述驱动模块包含一个舵机，所述传动模块包含第一至第三锥齿轮；

所述舵机固定设置在机身内，其输出轴与所述第一锥齿轮固定相连；

所述第二锥齿轮、第三锥齿轮分别和两根机翼轴的一端固定相连；

所述两根机翼轴的另一端分别和其对应的机翼固定相连；

所述第一锥齿轮同时和第二锥齿轮、第三锥齿轮啮合。

3.根据权利要求1所述的在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，所述驱动模块包含两个舵机，所述传动模块包含两个联轴器；

所述两个舵机分别设置在两个机翼内；

所述两个机翼轴一端和机身固定相连，另一端均通过一个联轴器与其对应机翼内的舵机的输出端相连。

4.根据权利要求1所述的在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，所述推力装置包含螺旋桨和发动机。

5.根据权利要求1所述的在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，所述推力装置采用活塞式涵道风扇发动机、喷气式发动机、涡轮风扇发动机、桨尖喷气发动机中的任一种。

6.根据权利要求2所述的在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，所述机身上设有若干用于机翼轴旋转的轴承。

7.根据权利要求3所述的在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，所述两个机翼内均设有若干用于机翼轴旋转的轴承。

8.根据权利要求2所述的在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，所述机翼为实心结构，其翼根处开有凹槽；

所述机翼对应的机翼轴的一端伸入凹槽并固连在凹槽内；

所述机翼上还设有用于盖住凹槽的盖板。

9.根据权利要求2所述的在旋翼和固定翼之间布局可变的飞行器，其特征在于，所述机翼为薄壳型结构，机翼薄壳内部设有翼肋、根部设有用于固定机翼轴的机翼轴固定座；

所述机翼对应的机翼轴穿过机翼轴固定座、机翼根部和翼肋，通过机翼轴固定座与机翼固定。