一种倾转三旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及航空机械技术领域。更具体地，涉及一种倾转三旋翼飞行器。

背景技术：

固定翼飞机具备快速平飞能力，但其对起降条件要求严格，限制了其应用范围，特别是在复杂地形、城市等领域的应用。直升机、多旋翼具备垂直起降功能，对起降条件要求相对较低，但是直升机、多旋翼向前飞行是通过桨盘平面或机身向前倾斜，从而使推力向期望的飞行方向倾斜来实现的，倾斜推力方向是产生前向推力的一种效率很低的方式，他需要很大的动力来保持水平飞行。

20世纪50年代以来，由于垂直起降技术的特殊优势，得到美国、俄罗斯、欧洲等国家和地区的高度重视，提出了倾转旋翼、倾转涵道、倾转机翼、尾座式等多种垂直起降方案，形成了“鱼鹰”等一系列代表性产品和样机。但是早期垂直起降飞行器主要集中在大型载人飞行器，由于受到过渡状态控制、倾转驱动力设计、安全性控制等关键技术瓶颈的制约，大型载人垂直起降飞行器一直未得到推广。

兼具垂直起降和快速前飞功能的飞行器主要有倾转旋翼式、倾转涵道式、倾转机翼式和尾座式等途径。

(1)倾转旋翼式(tilt-rotor)：通过倾转双旋翼、四旋翼等实现飞行器的垂直起降和快速前飞，而其机翼保持不变。这种方案的主要缺点是在过渡状态(起飞和着落)安全得不到保证。因桨盘载荷大，飞行器有很大的稳定垂直下降速度,在这种情况下不可避免发生事故。

(2)倾转函道式(tilt-ductedfan)：其垂直起降方式同倾转旋翼式，其主要不同是采用涵道风扇结构提升飞行效率。涵道本身在平飞状态也产生升力，这时圆形的涵道实际上就构成了环形机翼。

(3)倾转机翼式(tilt-wing)：它的垂直起降方式类似于倾转旋翼式，不同之处是将旋翼连同机翼一起偏转。

(4)尾坐式(tailsitter)

内涵：尾坐式就采用机尾坐地式垂直起飞，达到一定高度后转入平飞。降落时先爬升并将机头向上，随后减小推力垂直降落。

现有技术中，中国专利cn105346714a公开了一种垂直起降无人机，专利中飞行器中采用了两套动力系统分别用来实现垂直起降和水平飞行，整个动力系统的效率大大降低，无论垂直起降过程还是平飞过程中，总有一套动力系统处于不工作状态，飞行器死重太大。中国专利cn205396539u公开了一种倾转三旋翼飞行器倾转机构，但是该专利没有解决不同飞行模式下动力学效率和控制效率低的问题。此外，传统的垂直起降飞行器，由于动力系统中多个旋翼采用相同的规模，因此在不同的工作模态中产生的死重较大。

因此，需要提供一种在不同飞行模式下飞行效率高的倾转三旋翼飞行器。

技术实现要素：

本发明的一个目的在于提供一种倾转三旋翼飞行器。该倾转三旋翼飞行器在垂直起降模式、倾转模式、平飞模式三个不同的工作状态下均能实现较高的动力学效率和控制效率。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

一种倾转三旋翼飞行器，包括：

机身、位于机身两侧的机翼、位于机翼后端部的副翼、从机身后端部延伸出的尾撑、位于尾撑后端部的尾翼和位于尾翼上的尾舵；以及，

位于机身前端部的旋翼系统支撑杆；

位于旋翼系统支撑杆两端部的第一可倾转支撑台架和第二可倾转支撑台架；

分别位于第一可倾转支撑台架和第二可倾转支撑台架上的第一旋翼系统和第二旋翼系统；

位于尾撑末端部的第三可倾转支撑台架；

位于第三可倾转支撑台架上的第三旋翼系统；

其中，第三旋翼系统的尺寸小于第一旋翼系统或第二旋翼系统。

此外，作为优选地方案，所述旋翼系统支撑杆贯穿机身前端部，沿机身对称面对称设置。

此外，作为优选地方案，所述第一可倾转支撑台架的一端连接旋翼系统支撑杆的端部，所述第一可倾转支撑台架的另一端连接机翼。

此外，作为优选地方案，所述第二可倾转支撑台架的一端连接旋翼系统支撑杆的端部，所述第二可倾转支撑台架的另一端连接机翼。

此外，作为优选地方案，所述机翼为梯形平直中单翼。

此外，作为优选地方案，所述机翼为大展弦比机翼，所述展弦比的范围优选为5～10:1。

此外，作为优选地方案，所述尾翼沿机身对称面对称设置。

此外，作为优选地方案，所述第一旋翼系统和第二旋翼系统的尺寸相同。

此外，作为优选地方案，所述第一旋翼系统、第二旋翼系统和第三旋翼系统呈正三角形或等腰三角形布置。

此外，作为优选地方案，所述第三旋翼系统包括3d螺旋桨。

本发明的有益效果如下：

本发明采用不完全相同的三个旋翼系统，处于尾部的旋翼系统较小，且能够产生上升力/下降力，能够在垂直起降模式、倾转模式、平飞模式三个不同的工作状态下，均产生较高的动力学效率和控制效率。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1是本发明倾转三旋翼飞行器垂直起降模式轴测图；

图2是本发明倾转三旋翼飞行器倾转模式轴测图；

图3是本发明倾转三旋翼飞行器平飞模式轴测图；

其中，1-机身，2-机翼，3-副翼，4-尾撑，5-尾翼，6-尾舵，7-第一旋翼系统，8-第二旋翼系统，9-第三旋翼系统，10-第一可倾转支撑台架，11-第二可倾转支撑台架，12-第三可倾转支撑台架，13-旋翼系统支撑杆。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

为了解决现有技术中无人机在不同的工作模态中产生的死重较大，动力系统效率低的问题，本发明提供了一种倾转三旋翼飞行器，采用三个旋翼不全相同的y型布局布置动力系统，在保证足够升力和控制力的前提下，优化了整个飞行器的布局，简化了结构设计和控制方法，具有优良的可操控性，提高了动力系统的效率；不仅具有直升机/多旋翼飞行器垂直起降和固定翼飞机快速飞行的能力，而且具有稳定、可靠、安全等优势。

具体结合图1至图3，一种倾转三旋翼飞行器，包括：

机身1、位于机身1两侧的机翼2、位于机翼2后端部的副翼3、从机身1后端部延伸出的尾撑4、位于尾撑4后端部的尾翼5和位于尾翼5上的尾舵6；以及，

位于机身前端部的旋翼系统支撑杆13；

位于旋翼系统支撑杆13两端部的第一可倾转支撑台架10和第二可倾转支撑台架11；

分别位于第一可倾转支撑台架10和第二可倾转支撑台架11上的第一旋翼系统7和第二旋翼系统8；第一旋翼系统和第二旋翼系统主要作用为了产生垂直起降模式的升力和平飞模式的拉力

位于尾撑4末端部的第三可倾转支撑台架12；

位于第三可倾转支撑台架12上的第三旋翼系统9；第三旋翼系统的主要作用是在垂直起降模式和倾转模式下控制飞行器；

其中，第三旋翼系统9的尺寸小于第一旋翼系统7或第二旋翼系统8。

本发明中第三旋翼系统的规模最小，主要作用有：第一，在倾转模式下，由于第三旋翼系统不提供向前的拉力，因此增大第一旋翼系统和第一旋翼系统规模，减少第三旋翼系统的规模，有助于及早完成倾转模型；第二，在平飞模式下，第三旋翼系统在飞行器尾部，尾部质量小有利于整个飞行器的配平，第三，在平飞模式下，由于第三旋翼系统在第一旋翼系统、第二旋翼系统以及机翼的尾流影响下，效率较低，在总拉力不变前提下，提高第一旋翼系统和第二旋翼系统拉力，减小第三旋翼系统拉力，有助于提高整个飞行器的动力效率。

为降低飞行器由倾转模式向平飞模式转换时的最低转换速度的需求，所述机翼2可为沿机身对称面对称设置的大展弦比机翼，该展弦比优选范围为5～10：1。

从图1～3所示结构可知，所述第一可倾转支撑台架10的一端连接旋翼系统支撑杆的一端，所述第一可倾转支撑台架10的另一端连接位于机身一侧的机翼。所述第二可倾转支撑台架11的一端连接旋翼系统支撑杆的另一端，所述第二可倾转支撑台架11的另一端连接位于机身另一侧的机翼。这种连接方式使得旋翼系统安放更稳定。

在图中所示结构中，所述机翼2的布局形式为梯形平直中单翼布局形式，可以理解的是，所述机翼2也可为上单翼或者下单翼布局形式，对此本发明并不加以限制，优选中单翼布局形式。

在图中所示结构中，所述旋翼系统支撑杆13贯穿机身前端部，沿机身对称面对称设置，该设置方法稳定行更高。

为了进一步提高飞行器的稳定性，所述尾翼5沿机身对称面对称设置，优选v型尾翼。

进一步地，所述第一旋翼系统7和第二旋翼系统8的尺寸相同。

进一步地，所述第一旋翼系统7、第二旋翼系统8和第三旋翼系统9呈正三角形或等腰三角形布置。

下面介绍本发明中的倾转三旋翼飞行器的垂直起降模式、倾转模式和平飞模式，如图1～3所示：

1)垂直起降模式

在垂直起降状态情况下，三个旋翼系统的轴线均与水平面垂直，三个旋翼系统的产生的力方向均与水平面垂直，此时三个旋翼系统的倾转角均为90°。此时，第一旋翼系统和第二旋翼系统产生的力大小相同，产生的扭矩相反，升力主要有第一旋翼系统和第二旋翼系统产生；第三旋翼系统位于飞行器最后，优选使用3d螺旋桨，可以通过控制产生上升力/下降力，用于控制整个飞行器的俯仰方向。整个飞行器的动力有三个旋翼系统共同提供，可以实现垂直起降。

俯仰控制：通过调节第三旋翼系统产生上升力/下降力，进而产生俯仰力矩，实现俯仰角度的变化。

滚转控制：通过调节第一旋翼系统和第二旋翼系统的力差，进而产生滚转力矩，可实现对滚转角的控制。

偏航控制：通过调节第一旋翼系统和第二旋翼系统的旋转速度，产生偏航力矩，来实现对偏航角的控制。

2)倾转模式

垂直起飞后，通过三个可倾转支撑台架实现三个旋翼系统的倾转和锁定。倾转模式中，第一旋翼系统和第二旋翼系统的倾转角逐步从90°转到0°，第三旋翼系统倾转角保持90°不变。飞行器在倾转模式下，全机操作相对比较复杂，旋翼系统和气动舵面共同作用，使得各个通道之间存在着较强的藕合关系。

俯仰控制：通过调节第三旋翼系统产生上升力/下降力，进而产生俯仰力矩，同时辅以尾舵偏转产生控制力矩，实现俯仰角度的变化；

滚转控制：通过调节第一旋翼系统和第二旋翼系统的力差，进而产生滚转力矩，同时辅以副翼偏转产生滚转力矩，可实现对滚转角的控制。

偏航控制：通过调节第一旋翼系统和第二旋翼系统的旋转速度，产生偏航力矩，同时辅以尾舵偏转产生滚转力矩，来实现对偏航角的控制。

3)平飞模式

随着飞行器水平速度的增大，第一旋翼系统和第二旋翼系统的倾转角达到0°。依靠副翼和尾舵可以产生的控制力矩越来越大，依靠第三旋翼系统产生的控制力矩同副翼和舵面产生的控制力矩相比越来越小，就将第三旋翼系统的倾转角从90°转变成0°，飞行器的控制完全由副翼和尾舵完成。

本发明由于采用不完全相同的三个旋翼系统，处于尾部的旋翼系统较小，且能够产生上升力/下降力，能够在垂直起降模式、倾转模式、平飞模式三个不同的工作状态下，产生较高的动力学效率和控制效率。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。