一种地面效应旋翼飞行器及飞行模式切换方法与流程

本发明属于地面飞行器技术，具体涉及一种利用“地面效应”原理提高巡航升阻比和巡航速度的旋翼飞行器。
背景技术：
：目前以直升机为代表的传统旋翼飞行器普遍具有飞行速度低，航程短的不足，其最大限制因素就是升阻比小，传统直升机的升阻比多在3～8之间，巡航速度多在250km/h左右，航程在300～500km；而以v-22“鱼鹰”为代表的倾转旋翼机升阻比也只在10～12之间，巡航速度为500km/h左右，航程在650km左右。而传统地面效应飞机巡航速度快，航程远，但是无法实现垂直起降，只能在海面起降，难以在陆地及船舶上进行起降，因此实际使用受限较大，应用场合较为有限。us20040244331公开了一种用于倾转旋翼飞行器飞行控制的方法和装置，也能实现倾转控制飞行，然而其倾转发动机整个倾转，且机翼为常规机翼，其地面效应利用率低技术实现要素：本发明的目的：提供一种巡航速度快、航程大且能够实现垂直起降的地面效应旋翼飞行器。本发明的技术方案是：一种地面效应旋翼飞行器，机身1、旋翼系统2、地效翼3、侧端板4、尾翼5、发动机22、传动与倾转系统23，其中，地效翼对称设置在机身两侧，侧端板分别设置在低效翼外侧，尾翼位于机身后方，旋翼系统2至少有2对，分别对称设置在尾翼和侧端板上，所述发动机22与传动与倾转系统23连接，并与旋翼系统2相连。所述地效翼3与机身1融合连接，且为前掠设置，用于在前飞时提供全机所需的升力。地效翼采用高升力翼型、大扭转、小展弦比气动布局设计，与机身1和侧端板4在结构上进行融合设计，其中，地效翼采用大前缘半径，翼型中段相对厚度范围10％～15％,，利用地面效应可提升升阻比50％～100％；地效翼翼尖翼型安装角度与翼根翼型安装角度扭转差范围为-40°～-60°，可有效增强地面效应，提升地效翼升阻比20％～30％；地效翼的小展弦比的范围5～8，可有效提升地效翼的地面效应，提高低速时地效翼气动效率。所述地效翼后缘布置有襟副翼301，用于前飞时的滚转操纵和地效腔室的密闭，以增强地面效应。所述侧端板4沿机身纵向对称面对称布置于地效翼3翼尖部位，与地效翼固定连接，分为侧端板上端41和侧端板下端42两部分。侧端板上端41位于地效翼3上表面，顶部用于固定旋翼系统2。侧端板下端42位于地效翼3下表面，与地效翼3构成地效腔室，并作为浮筒。所述尾翼5位于机身1后部，包括平尾51和垂尾52；平尾布置与垂尾顶端，所述垂尾52为双垂尾，与机身1融合固定连接。每个垂尾后缘布置有方向舵521。平尾51布置于垂尾52顶部，与垂尾52固定连接，其中后缘设置有升降舵511。在垂直起降飞行状态下，所有旋翼均位于近似垂直方向，且飞行高度不脱离旋翼地效高度。在前飞状态下所有旋翼位于近似水平方向，且飞行高度不脱离地效翼作用高度。在前飞状态下，位于侧端板前缘的旋翼下流会部分地吹入所述地效腔室，增强地效翼的地面效应。在前飞状态下，位于平尾前缘的旋翼下洗流部分吹过平尾，增大平尾升力。所述的地面效应旋翼飞行器具有两种主要的飞行模式，直升机模式和地效飞行模式。所述的地面效应旋翼飞行器具有直升机飞行模式，在该模式下，旋翼21提供主要升力和控制，以四副旋翼21的总距变换控制其升降及偏航姿态，以前两副旋翼21与后两副旋翼21的总距差控制飞行器俯仰姿态，以左两副旋翼21与右两副旋翼21的总距差控制滚转姿态。所述的地面效应旋翼飞行器具有地效飞行模式，该模式下，以处于地面效应状态下的地效翼3提供升力，以襟副翼301控制滚转姿态，升降舵511控制俯仰姿态，方向舵521控制偏航姿态。所述的地面效应旋翼飞行器具有两种飞行模式切换方法，即由直升机模式向地效飞行模式过渡和由地效飞行模式“脱离地效”向直升机模式过渡。当由直升机模式向地效飞行模式过渡时，直升机降低飞行高度以使地效翼3捕获地效区，首先尾部两旋翼21先向前倾转以提高前飞速度，待地效翼3开始获得足够升力后前部两旋翼21开始向前倾转，从而实现飞行模式切换。一种基于所述的地面效应旋翼飞行器实现的飞行模式切换方法，当由地效飞行模式“脱离地效”向直升机模式过渡时，前部两旋翼21先向后倾转，以提高飞行高度，待地效翼3升力减小时，尾部两旋翼21开始向后倾转，从而实现飞行模式切换。本发明的有益效果：本发明地面效应旋翼飞行器结合旋翼飞行器和地面效应飞行器优点，通过控制旋翼的倾转，可以实现垂直起降和高速地效飞行，从而在具有垂直起降功能的同时，能够获得较大升阻比，使得旋翼飞行器获得较大的航程和巡航速度，有效提高旋翼飞行器的应用场景和功能作用。附图说明图1为本发明实施例提供的地面效应旋翼飞行器在垂直起降与悬停低速状态的轴测图；图2为本发明实施例提供的地面效应旋翼飞行器在垂直起降与悬停低速状态的俯视图；图3为本发明实施例提供的地面效应旋翼飞行器在垂直起降与悬停低速状态的正视图；图4为本发明实施例提供的地面效应旋翼飞行器在前飞状态的轴测图；图5为旋翼垂直时示意图；图6为旋翼水平时示意图；图7为本发明实施例提供的地面效应旋翼飞行器航程与飞行高度的关系曲线示意图；图中的标记分别为：机身1；旋翼系统2；旋翼21；发动机22；传动与倾转系统23；地效翼3；襟副翼301；侧端板4；侧端板上端41；侧端板下端42；尾翼5；平尾51；垂尾52；升降舵511；方向舵521。具体实施方式下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。请参阅图1至图4，本发明实施例提供的一种地面效应旋翼飞行器结构示意图。所述地面效应旋翼飞行器包括了机身1、2对旋翼系统2、地效翼3、侧端板4、尾翼5。其中，所述机身1外形为流线型，与地效翼3和尾翼5融合固定连接。所述侧端板4沿机身纵向对称面对称布置于地效翼3翼尖部位，分为侧端板上端41和侧端板下端42。所述尾翼5位于机身1后部，包括平尾51和垂尾52，平尾51位于垂尾52上方。2对旋翼系统2分别布置在侧端板上端41顶部和平尾51的翼尖处。所述旋翼系统2包含旋翼21、发动机22、传动与倾转系统23，所述旋翼21与传动与倾转系统23相连接，传动与倾转系统23与发动机22通过旋转轴相连接。发动机22驱动传动与倾转系统23，传动与倾转系统23固定安装于侧端板4上部，用于改变旋翼21转速大小和方向，将机械能转化为空气动能，产生升力。其中，发动机22和传动与倾转系统23主体均固定在侧端板4上，在旋翼21倾转时保持不变，而通过内部齿轮传动转向机构实现对旋翼21的倾转控制。所述传动与倾转系统23内部设置有倾转转向传动机构，通过倾转机构实现倾转，而通过转向齿轮实现水平与垂直方向的转动转化。请参阅图5和图6，其中，在传动与倾转系统23内部传动结构倾转下，可带动旋翼21在近似水平和近似垂直两个方向间倾转。当旋翼21处于近似垂直方向时，旋翼21作为升力桨为全机垂直起降及悬停低速飞行提供升力和姿态操纵力；当旋翼21处于近似水平方向时，旋翼21作为螺旋桨提供全机前飞的动力。地效翼为高升力翼型，同时要兼顾配合旋翼系统，因此其采用大前缘半径，翼型中段相对厚度范围10％～15％,，利用地面效应可提升升阻比50％～100％。地效翼翼尖翼型安装角度与翼根翼型安装角度扭转差范围为-40°～-60°，可有效增强地面效应，提升地效翼升阻比20％～30％。地效翼的小展弦比的范围5～8，可有效提升地效翼的地面效应，提高低速时地效翼气动效率。从而使得地效翼能够在前飞时提供全机所需的足够升力，实现快速地效飞行。另外，地效翼上布置有襟副翼301，用于前飞时的滚转操纵和地效腔室的密闭，以增强地面效应。如图3所示，所述侧端板上端41位于地效翼3上表面，顶部用于固定旋翼系统2，侧端板下端42位于地效翼3下表面，与地效翼3构成地效腔室，在前飞时增强地面效应。同时侧端板下端42可为空腔结构，因此能作为浮筒，用于保持全机在水面漂浮和滑行时的横向稳定。侧端板上端41翼型小前缘半径，相对厚度范围10％～12％,对称翼型，用于减小前飞阻力。如图4所示，所述垂尾52在本实施例中为v型双垂尾，与机身1融合固定连接，每个垂尾后缘布置有方向舵521，用于在前飞状态下保持航向稳定性和产生航向操纵力；平尾51布置于垂尾52顶部，与垂尾52固定连接，其中中部后缘设置有升降舵511，用于在前飞状态下保持横向稳定性和产生俯仰操纵力。本发明实施例提供的“地面效应”旋翼飞行器的飞行模式分为三种：直升机飞行模式、过渡飞行模式、地效飞行模式三种状态。在四旋翼直升机飞行模式中，旋翼21提供主要升力和控制，以四副旋翼21的总距变换控制其升降及偏航姿态，以前两副旋翼21与后两副旋翼21的总距差控制飞行器俯仰姿态，以左两副旋翼21与右两副旋翼21的总距差控制滚转姿态，在四旋翼状态下起飞达到所需速度和高度后，旋翼21开始倾转转换到过渡状态。过渡状态飞行模式主要有两种，一种为由直升机模式向地效飞行模式过渡，一种为由地效飞行模式“脱离地效”向直升机模式过渡。第一种过渡时直升机降低飞行高度以使地效翼3捕获地效区，首先尾部两旋翼21先向前倾转以提高前飞速度，待地效翼3开始获得足够升力后前部两旋翼21开始向前倾转，从而实现平稳过渡；第二种过渡状态时前部两旋翼21先向后倾转，以提高飞行高度，待地效翼3升力减小时，尾部两旋翼21开始向后倾转，从而实现平稳过渡。过渡飞行状态姿态操控由旋翼21和襟副翼301、升降舵511、方向舵521组合操纵。地效飞行状态下，以处于地面效应状态下的地效翼3提供升力，以襟副翼301控制滚转姿态，升降舵511控制俯仰姿态，方向舵521控制偏航姿态。该飞行模式主要用于在强地效区巡航飞行。本发明地面效应旋翼飞行器结合旋翼垂直飞行和地面效应，有效提高了飞行器性能，特别是在能够实现垂直起降的功能下，可大幅提升了旋翼飞行器升阻比。(1)巡航飞行利用地效翼的地面效应可提高所述旋翼飞行器的升阻比，从而可提高其航程。下表表明，所述旋翼飞行器全机升阻比得到了明显提高。各类旋翼飞行器全机升阻比对比类别全机升阻比直升机3～8倾转旋翼机10～12所述旋翼飞行器15～20请参阅图7，其给出了20吨级所述旋翼飞行器航程与飞行高度的关系曲线，从图中可以看出，所述旋翼飞行器的航程受飞行高度影响较大，飞行高度主要由海况决定。最佳巡航速度情况下适合三级以下海况。三级及以下海况航程可达1000km以上。(2)由于升阻比的提升，旋翼功率在前飞状态可更多的用于前飞速度的提高。所述旋翼飞行器与各其他装备平台性能估算对比起飞重量kg载重kg巡航速度km/h航程km倾转旋翼飞行器230004600510600地效旋翼飞行器2300046005001500地效飞机2300046004001500固定翼飞机2100045005001000(3)所述旋翼飞行器由于兼具直升机垂直起降特点，可满足复杂地形的两栖登陆。另外，该飞行器亦可在平坦的草原、沙漠、高速公路、内陆湖等地形做地效飞行，扩展了应用范围；(4)在相同吨位、同样载重条件下，所述旋翼飞行器航程为旋翼飞行器的近两倍，与固定翼飞机相当，因此拓展为大型飞行器时可用于长距离、点对点运输与远海垂直补给。以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。当前第1页1 2 3