涵道式倾转飞行器的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种涵道式倾转飞行器，属于航空航天领域。包括机身、机尾和前机翼，所述前机翼对称安装在机身两侧，所述前机翼的翼尖上均安装可90°转动的可倾转螺旋翼，所述机身上设有涵道，涵道内安装涵道螺旋桨；所述前机翼后缘安装副翼。本发明在翼尖螺旋桨倾转过程中，通过提高机身内部涵道螺旋桨的转速增加飞行器的升力补给，提高飞行器在转换模式过程中的安全性、稳定性和可靠性，有效降低飞行事故率。同时，通过调整涵道螺旋桨的转速，还便于对飞行器的飞行姿态进行快速调节，以适应不同的飞行环境；在涵道的端口上活动安装端盖，在飞行器巡航模式下闭合涵道，可减小平飞阻力，提高飞行速度和效率。
【专利说明】涵道式倾转飞行器
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种倾转飞行器，具体讲是一种涵道式倾转飞行器，属于航空航天领域。
【背景技术】
[0002]目前，飞行器主要分为直升机和固定翼飞机两大类。直升机具有优越的低速低空性能，但是效率较低；固定翼飞机飞行半径大，效率高，但是低空低速性能较差，对机场条件要求较高。因此结合这两类飞行器的优点将直升机的垂直起降与悬停性能以及固定翼飞机的高速巡航性能结合起来，成为了当前飞行器研究的重点方向。
[0003]2007年美国海军陆战队开始装备由美国贝尔公司和波音公司联合设计制造的V-22 “鱼鹰”式倾转旋翼机。V-22的机体结构大部分采用新型复合材料，它的两个旋转螺旋桨各有3片桨叶，两副旋翼反向旋转并且可以折叠。V-22的固定机翼为悬臂式上单翼，等剖面翼型，略微前掠，并可90°转动放置。当飞机垂直起飞和着陆时，旋翼轴垂直于地面，呈横列式直升机飞行状态，并可在空中悬停、前后飞行和侧飞；在倾转旋翼机起飞达到一定速度后，旋翼轴可向前倾转90°角，呈水平状态，旋翼当作拉力螺旋桨使用，此时倾转旋翼机能像固定翼飞机那样以较高的速度作远程飞行。V-22倾转旋翼机融合了直升机与固定翼飞机的优点，它既具有普通直升机垂直起降和空中悬停的能力，又具有涡轮螺旋桨飞机的高速巡航飞行的能力。但其在正式投入使用以来事故频发，特别其在直升机模式与巡航模式相互转换过程中，易出现升力不足的现象，导致倾转旋翼机的整体稳定性较差，引起飞行事故。
【发明内容】
[0004]本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种能保证飞行器在直升机模式与巡航模式相互转换过程的升力持续补给，确保飞行安全的涵道式倾转飞行器。
[0005]为了解决上述技术问题，本发明提供的涵道式倾转飞行器，包括机身、机尾和前机翼，所述前机翼对称安装在机身两侧，所述前机翼的翼尖上均安装可90°转动的可倾转螺旋翼，其特征在于:所述机身上设有涵道，涵道内安装涵道螺旋桨；所述前机翼后缘安装副翼。
[0006]本发明中，所述机身两侧对称安装后机翼；所述后机翼的翼尖上均安装可90°度转动的可倾转螺旋翼，所述后机翼后缘安装副翼。
[0007]本发明中，所述涵道位于前机翼和后机翼之间，所述涵道的端口上活动安装端盖。
[0008]本发明中，所述可倾转螺旋翼包括翼尖螺旋桨、短舱、驱动电机、连杆和机翼舵机，所述翼尖螺旋桨固定连接驱动电机，驱动电机固定在短舱内，短舱连接连杆的一端，连杆的另一端与机翼舵机连接，所述机翼舵机通过连杆控制短舱倾转。
[0009]本发明中，所述涵道螺旋桨为上下两副共轴反转螺旋桨。
[0010]本发明中，所述机尾包括垂尾和平尾，所述垂尾一端固定连接机身，另一端与平尾垂直连接；所述垂尾上安装方向舵，平尾上安装升降舵。
[0011]本发明的有益效果在于:(I)、本发明在翼尖螺旋桨倾转过程中，通过提高机身内部涵道螺旋桨的转速增加飞行器的升力补给，提高飞行器在转换模式过程中的安全性、稳定性和可靠性，有效降低飞行事故率；同时，通过调整涵道螺旋桨的转速，还便于对飞行器的飞行姿态进行快速调节，以适应不同的飞行环境；(2)、通过操纵前机翼内的舵机对翼尖短舱以及螺旋桨进行转动可以实现飞行器由直升机/悬停模式转向飞机/巡航模式，扩大了飞行器的应用范围；通过倾转后机翼翼尖短舱，可以更进一步加快飞行器飞行模式转换时间和稳定性，以保证飞行器的飞行安全；(3)、涵道螺旋桨采用上下两副共轴反转螺旋桨，通过调整两副共螺旋桨不同的转速可实现不同的动力补给，进一步改善飞行器在飞行模式转换过程中的安全性和稳定性；(4)在涵道的端口上活动安装端盖，在飞行器巡航模式下闭合涵道，可减小平飞阻力，提高飞行速度和效率；(5)、本发明飞行器可以垂直起降且能高速巡航，对起飞着陆场地要求低，航程较一般多旋翼飞行器长，可广泛适用于边境侦察、监控等领域。
[0012]
【专利附图】
【附图说明】
图1为本发明涵道式倾转飞行器结构示意图；
图2为本发明涵道式倾转飞行器倾转过程示意图；
图3为本发明涵道式倾转飞行器前飞示意图；
图4为本发明涵道式倾转飞行器左视图；
图5为本发明涵道式倾转飞行器正视图；
图6为本发明涵道式倾转飞行器前飞时左视图；
图7为本发明共轴反转涵道螺旋桨结构图；
图8为本发明翼尖倾转螺旋桨结构图；
图9为本发明翼尖螺旋桨垂直状态透视图；
图10为本发明翼尖螺旋桨水平状态透视图；
图11为本发明控制系统框架图；
图中:1-机身，2-前机翼，3-支架，4-涵道螺旋桨，5-短舱，6-翼尖螺旋桨，7-整流罩，8_垂尾，9-平尾，10-升降航，11_方向航，12-后机翼，13-副翼，14-起落架，15-涵道端盖，16-连接杆，17-连接件，18-机翼舵机，19-驱动电机，20-连杆。
【具体实施方式】
[0013]下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
[0014]如图1、4、5和6所示，本发明涵道式倾转飞行器，包括机身1，机身I的前部左右两侧分别安装前机翼2，机身I的后部左右两侧分别安装后机翼12，前机翼2、后机翼12的后缘均安装副翼13 ;前机翼2、后机翼12的两侧翼尖处分别安装短舱5，短舱5内固定安装驱动电机19，驱动电机19与翼尖螺旋桨6固定连接，翼尖螺旋桨6上部安装整流罩7，翼尖螺旋桨6为3片桨叶。机身I顶部设有涵道，涵道位于前机翼2、后机翼12之间，涵道螺旋桨4通过机架3固定安装在涵道内；各驱动电机和机翼舵机18均电连接飞行器控制系统；驱动短舱5由机翼内机翼舵机18 (图中未显示)控制，可以在水平位置与垂直位置之间转动(即可向飞行器前进方向90°转动)，从而带动翼尖螺旋桨6倾转。本实施例中，所有驱动电机均采用无刷电机。
[0015]机尾包括垂尾8和平尾9，垂尾8—端固定连接机身I，另一端连接平尾9，垂尾8与机身1、平尾9相互垂直，垂尾8的后部设置方向舵11，方向舵11连接舵机，舵机连接控制系统；平尾9的后部安装升降舵10，升降舵10连接受控于舵机，舵机电连接控制系统。
[0016]机身I底部安装起落架14。
[0017]如图2所示，飞行器由直升机模式向巡航模式转换时舵机驱动短舱5向前倾转90。。
[0018]如图3所示，在涵道的端口上活动安装端盖15，端盖15在飞行器巡航模式时可以闭合涵道，减上飞行器平飞时的阻力，提高飞行速度和效率。
[0019]如图7所示，涵道螺旋桨4为上下两副共轴反转螺旋桨，均采用独立的电机驱动，机架3包括连接杆16和连接件17 ;两副共轴反转螺旋桨的驱动电机分别通过连接杆16以及各连接件17相互连接，并固定于机身I涵道内。
[0020]如图8、9所示，短舱5通过连杆20连接机翼舵机18，连杆20支撑在机翼上，机翼舵机18设置在机翼内以控制短舱5的倾转，在水平位置与垂直位置之间转动(即可向飞行器前进方向90°转动)，从而带动翼尖螺旋桨6倾转。
[0021]如图11所示，机身I的内部安装飞行器动力装置，控制系统包括飞行控制板、电源模块、电子调速器以及各操控模块。其中，飞行控制板分别通过电子调速器连接控制涵道螺旋桨的2个驱动电机和4个翼尖螺旋桨6的驱动电机；飞行控制板连接并控制副翼12的副翼舵机、垂尾8的垂尾舵机、平尾9的平尾舵机和用于分别控制4个翼尖螺旋桨6倾转的机翼舵机、
本涵道式倾转飞行器在起飞时，前机翼2、后机翼12两侧翼尖上的短舱5与地面垂直，机身I上涵道的端盖14打开，前机翼2、后机翼12上的副翼12放下，由电机带动、电子变速器控制转速使涵道螺旋桨4与4个翼尖螺旋桨6运转，当达到一定转速时，产生的升力大于飞行器自身重量，飞行器垂直起飞，此时连杆20舵机端位于舵机I号位，如图9所示。当飞行器到达预定高度后，由直升机模式转向巡航模式时，通过机翼舵机18带动4个短舱5同时向前倾转，在倾转过程中通过电子变速器提高机身内涵道螺旋桨4转速，加大升力，以弥补倾转过程中的升力损失，确保倾转过程中飞行器的稳定与安全。当短舱5向前倾转至90°时(即连杆20舵机端转动至2号位，短舱5与地面平行)，飞行器开始前飞，副翼12开始提起，当到一定前飞速度后前机翼2和后机翼12产生足够的升力能够平衡飞行器自身重量，机身内涵道螺旋桨4停止工作，端盖14关闭，以减少阻力。同时，通过操纵方向舵11、升降舵10调整飞行器飞行姿态，实现飞行器更好的机动性。
[0022]以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本【技术领域】的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
【权利要求】
1.一种涵道式倾转飞行器，包括机身(I)、机尾和前机翼(2)，所述前机翼(2)对称安装在机身(I)两侧，所述前机翼(2)的翼尖上均安装可90°转动的可倾转螺旋翼，其特征在于:所述机身(I)上设有涵道，涵道内安装涵道螺旋桨(4);所述前机翼(2)后缘安装副翼(13)。
2.根据权利要求1所述的涵道式倾转飞行器，其特征在于:所述机身(I)两侧对称安装后机翼(12);所述后机翼(12)的翼尖上均安装可90°度转动的可倾转螺旋翼，所述后机翼(12)后缘安装副翼(13)。
3.根据权利要求2所述的涵道式倾转飞行器，其特征在于:所述涵道位于前机翼(2)和后机翼(12)之间，所述涵道的端口上活动安装端盖(15)。
4.根据权利要求1至3任一项所述的涵道式倾转飞行器，其特征在于:所述可倾转螺旋翼包括翼尖螺旋桨(2)、短舱(5)、驱动电机(19)、连杆(20)和机翼舵机(18)，所述翼尖螺旋桨(2)固定连接驱动电机(19)，驱动电机(19)固定在短舱(5)内，短舱(5)连接连杆(20)的一端，连杆(20)的另一端与机翼舵机(18)连接，所述机翼舵机(18)通过连杆(20)控制短舱(5)倾转。
5.根据权利要求4所述的涵道式倾转飞行器，其特征在于:所述涵道螺旋桨(4)为上下两副共轴反转螺旋桨。
6.根据权利要求5所述的涵道式倾转飞行器，其特征在于:所述机尾包括垂尾(8)和平尾(9)，所述垂尾(8) —端固定连接机身(I)，另一端与平尾(9)垂直连接；所述垂尾(8)上安装方向舵(11)，平尾(9)上安装升降舵(10)。
【文档编号】B64C27/52GK104401480SQ201410618594
【公开日】2015年3月11日 申请日期:2014年11月6日 优先权日:2014年11月6日
【发明者】唐正飞, 杜思亮, 朱海东 申请人:南京航空航天大学