一种垂直起降客运飞机的制作方法

1.本发明涉及一种客运飞机，尤其是一种可以垂直起降的客运飞机。


背景技术：

2.可以垂直起降的飞机通常应用于军用领域，例如鹞式飞机、鱼鹰倾转翼飞机以及f35，这三种军用飞机都具备动力转向机构，可以在垂直起降和正常平飞状态之间切换动力推进的方向，从而实现垂直或短距起降功能，同时具备平飞状态下常规推进的低油耗优点。例如，cn 112141328 a公开了一种垂直起降飞机，包括：机身，用于运输乘客和/或载荷；前翼，连接到机身上；尾翼，连接到机身上，尾翼在向前飞行的方向上位于前翼的后方；右连接梁和左连接梁，连接梁与前翼和尾翼在结构上相连接，连接梁与机身间隔布置；以及在每个连接梁上的至少两个推进单元，推进单元包括至少一个螺旋桨和至少一个驱动螺旋桨的驱动件，驱动件优选地为电动机，并且推进单元布置为相应的螺旋桨轴线在基本竖直的方向上。该现有技术的电动飞机至少设置了六个独立的垂直起降电机和两个水平推进电机，电机数量很多，驱动效率不是很高，导致其飞行时间将会非常有限。该飞机的非常规布局的结构非常复杂且缺乏较高的可靠性。另外，该现有技术的说明书及其附图非常简单粗糙，缺乏具体结构之间的连接细节。例如，用于支撑垂直起降电机的连接梁的端部需要承受非常大的气动冲击，在平飞过程中会的扭曲幅度也很大，因而连接梁与机翼、尾翼之间会产生极大的振动，这些振动剧烈的结构连接位置的机械连接的可靠性、电连接的可靠性都十分重要，这些在该现有技术都没有任何体现，因而在实际应用过程中，还需要在其基础上进行进一步的完善和改进，以使其可以应用于真实的客运场景。


技术实现要素：

3.本发明要解决的技术问题是提供一种垂直起降客运飞机，以减少或避免前面所提到的问题。
4.为解决上述技术问题，本发明提出了一种垂直起降客运飞机，包括设置于机身的上方的机翼、位于机身的尾部的末端的推进螺旋桨、设置于机身的尾部的两侧的水平尾翼以及位于机身的下方的起落架，其中，位于机身的两侧的机翼的下方各连接有一根平行于机身的轴线方向延伸的支撑梁，支撑梁的前后两端各设置有一个电动机舱，电动机舱上设置有一对共轴反桨的升力螺旋桨，支撑梁的末端连接在水平尾翼的翼尖梁上，翼尖梁的外侧分别设置有向斜上方和斜下方延伸的偏航翼面。
5.优选地，所述偏航翼面中至少有一个是具有操纵舵面的翼面或全动翼面。
6.优选地，所述支撑梁的末端通过浮动连接接头与水平尾翼的翼尖梁可拆卸的连接。
7.优选地，所述浮动连接接头包括一个插接公头和一个插接母头，插接公头上浮动地安装有电连接插头，插接母头上浮动地安装有电连接插座。
8.优选地，插接公头包括一个第一盒体和一个第一盖体，电连接插头固定安装在第
一盖体上，第一盒体中设置有向外抵顶所述第一盖体的第一弹簧，第一盖体通过设置在第一盒体的开口的第一环体卡在第一盒体的内部浮动。
9.优选地，插接母头包括一个第二盒体和一个第二盖体，电连接插座固定安装在第二盖体上，第二盒体中设置有向外抵顶所述第二盖体的第二弹簧，第二盖体通过设置在第二盒体的开口的第二环体卡在第二盒体的内部浮动。
10.优选地，第一盖体的周边设置有多个大小不同的柱体，第二盖体的周边设置有与所述柱体大小和位置相匹配的插接凹坑。
11.优选地，第一盖体上设置有多个第一螺纹孔，第一螺纹孔中可选择地安装有至少一个朝向第二盖体的第一避让螺杆；第二盖体上设置有与第一螺纹孔位置对应的同样数量的第二螺纹孔，与第一避让螺杆位置不相同的第二螺纹孔中安装有至少一个朝向第一盖体的第二避让螺杆。
12.优选地，所述第一盒体的外侧可转动的固定有多个锁定杆，锁定杆的末端设置有锁定螺母，第二盒体上设置有与锁定螺母相配合的锁定螺孔。
13.优选地，所述第二盒体外侧套有一个定位环，定位环上设置有与所述锁定杆卡扣配合的卡口结构。
14.本发明的客运飞机采用了常规布局，可以像普通飞机一样滑行起飞，也可以短距或者垂直起降。本发明通过对升力电机的数量、布局、结构重量的轻量化做了更加优化的设计，可以获得更适用于客运的经济效益和可靠性。
附图说明
15.以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。
16.图1显示的是根据本发明的一个具体实施例的垂直起降客运飞机的后部示意图。
17.图2显示的是根据本发明的另一个具体实施例的垂直起降客运飞机的俯视图。
18.图3显示的是根据本发明的又一个具体实施例的垂直起降客运飞机的立体结构示意图。
19.图4显示的是根据本发明的一个具体实施例的支撑梁与翼尖梁连接示意图。
20.图5显示的是浮动连接接头的结构示意图。
21.图6显示的是浮动连接接头的插接公头的结构示意图。
22.图7显示的是浮动连接接头的插接母头的结构示意图。
23.图8显示的是浮动连接接头的插接公头的分解状态结构示意图。
24.图9显示的是浮动连接接头的插接母头的分解状态结构示意图。
具体实施方式
25.为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。
26.如图1-3所示，本发明提供了一种垂直起降客运飞机，采用了常规上单翼布局，包括设置于机身1的上方的机翼2、位于机身1的尾部的末端的推进螺旋桨3、设置于机身1的尾部的两侧的水平尾翼4以及位于机身1的下方的起落架5。本发明的客运飞机采用了常规布局，可以像普通飞机一样滑行起飞，这种设计的优点是结构简单，技术成熟可靠。后置的推
进螺旋桨噪音低，乘坐体验好，适合于客运领域。本发明的推进螺旋桨可以采用常规燃油动力，可以保持较大的续航里程和续航时间。当然，随着环保要求的提高，也可以在需要的情况下换装成电推进或者混合动力推进。
27.为了实现短距或者垂直起降，本发明的客运飞机在位于机身1的两侧的机翼2的下方各连接有一根平行于机身1的轴线方向延伸的支撑梁6，支撑梁6的前后两端各设置有一个电动机舱7，电动机舱7上设置有一对共轴反桨的升力螺旋桨8。本发明的升力螺旋桨虽然有八个之多，但是只需要设置四个电动机舱7，也就是只需要四个升力电机，相较于单电机驱动一个螺旋桨的结构，重量更轻，起降效率更高。同样的，由于本发明的客运飞机采用常规结构布局，因而升力螺旋桨8仅在起降时发挥作用，平飞时八个升力螺旋桨8不工作，避免了翼尖失速的问题。
28.应当说明的是，电机与燃油发动机相比具有重量轻、运行平稳、易于控制的优点，但是前提条件是要在等同升力条件下尽量减少电机的数量，并非无限叠加电机的数量也能达到燃油发动机同样的技术效果的。因而，作为经济性、可靠性要求更高的客运飞机而言，本发明对升力电机的数量、布局、结构重量的轻量化做了更加优化的设计，相较于现有技术的异想天开，本发明可以获得更适用于客运的经济效益和可靠性。
29.进一步地，为了使客机可以常规滑行起降和正常平飞，本发明的客运飞机的水平尾翼4设置了翼尖梁41，翼尖梁41的外侧分别设置有向斜上方和斜下方延伸的偏航翼面42。所述偏航翼面42中至少有一个是具有操纵舵面的翼面或全动翼面，以利于客机可以正常操作偏转航向。
30.作为一款常规布局的客运飞机，本发明的水平尾翼4主要提供稳定力矩和俯仰操纵力矩，因而水平尾翼4的尺寸相对机翼2小很多，原本不需要很大的结构强度。为了能够在水平尾翼4的翼尖部分设置偏航翼面42（由于推进螺旋桨3设置在机身1的尾部的末端，在机身1的尾部设置常规的垂直尾翼会比较困难，而且会影响推进螺旋桨3的推进效率，因而本发明优选在水平尾翼4的翼尖设置偏航翼面42），本发明在水平尾翼4的翼尖设置了翼尖梁41，用以对相对薄弱的翼尖部分进行结构加强，以承担位置改进之后的偏航翼面42的额外结构应力。
31.如前所述，机翼2的下方连接的支撑梁6的前后各设置有一对升力螺旋桨8，虽然在平飞过程中升力螺旋桨8是不工作的，但是在高速飞行过程中，这些升力螺旋桨8突出的外形对流场的破坏很大，因而支撑梁6的末端需要承受非常大的气动冲击，在平飞过程中的扭曲振幅也很大。为了降低支撑梁6的振动，在图示具体实施例中，本发明将支撑梁6的末端连接在水平尾翼4的翼尖梁41上，利用加强偏航翼面42的翼尖梁41对支撑梁6提供额外的支撑。也就是本实施例中，翼尖梁41具有对偏航翼面42结构加强以及具有对支撑梁6提供振动抑制的双重效果，同一结构具备两种不同的功能使得本实施例的结构设计具备突出的实质性特点和显著的进步。
32.进一步地，虽然通过翼尖梁41和支撑梁6的末端的连接可以抑制支撑梁6的振动，但是二者之间的接头部分仍然需要承担较大的应力和振动，因而贯穿在支撑梁6中的电缆和信号线很容易出现接触不良，根据发明人的实验发现，尤其是在接头部分的电缆和信号线非常容易发生连接故障。经过反复调试，如图4-5所示，本发明的支撑梁6的末端通过浮动连接接头9与水平尾翼4的翼尖梁41可拆卸的连接。采用可拆卸的连接方式便于检修，浮动
连接接头9使得接头部分的硬连接变成了浮动连接，可以消除应力和振动对接头部分的影响，提高了连接的可靠性，降低了连接故障。
33.如图6-7所示，所述浮动连接接头9包括一个插接公头91和一个插接母头92，插接公头91上浮动地安装有电连接插头911，插接母头92上浮动地安装有电连接插座921。在图示具体实施例中，电连接插头911总共有五根插头，包括两根较粗的供电插头和三根较细的信号插头，相对应的，电连接插座921总共有五个插座，包括两根较粗的供电插座和三根较细的信号插座，二者连接的时候供电插头和供电插座相互插接，信号插头和信号插座相互插接。与普通的硬连接不同，本实施例中，电连接插头911可以整体相对插接公头91浮动，电连接插座921也可以整体相对插接插座921浮动，二者插接之后的接头部分可以整体相对接头浮动。
34.如图8所示，插接公头91包括一个第一盒体912和一个第一盖体913，电连接插头911固定安装在第一盖体913上，第一盒体912中设置有向外抵顶所述第一盖体913的第一弹簧914，第一盖体913通过设置在第一盒体912的开口的第一环体915卡在第一盒体912的内部浮动。结合图6可见，图示具体实施例中，第一盒体912的末端封闭并与翼尖梁41固定连接，其上具有供前述的五根电连接插头911的末端穿过的孔洞，五根电连接插头911穿过这些孔洞之后，末端与翼尖梁41的内部延伸的线缆（图中未示出）连接。第一盒体912和第一盖体913之间设置了三个第一弹簧914，用于顶住第一盖体913使其可以根据载荷的不同在第一弹簧914的作用下浮动。第一盖体913面向第一弹簧914的一侧形成有与第一弹簧914相对应的三个凸起，用于将第一弹簧914套在凸起上进行定位。第一环体915用于通过螺钉（图中未示出）固定在第一盒体912的开口将第一盖体913卡住。为了防尘，第一环体915和第一盖体913之间还设置第一垫片9151。
35.如图9所示，插接母头92包括一个第二盒体922和一个第二盖体923，电连接插座921固定安装在第二盖体923上，第二盒体922中设置有向外抵顶所述第二盖体923的第二弹簧924，第二盖体923通过设置在第二盒体922的开口的第二环体925卡在第二盒体922的内部浮动。结合图7可见，图示具体实施例中，第二盒体922的末端封闭并与支撑梁6固定连接，其上具有供前述的五个电连接插座921的末端穿过的孔洞，五个电连接插座921穿过这些孔洞之后，末端与支撑梁6的内部延伸的线缆（图中未示出）连接。第二盒体922和第二盖体923之间设置了三个第二弹簧924，用于顶住第二盖体923使其可以根据载荷的不同在第二弹簧924的作用下浮动。第二盖体923面向第二弹簧924的一侧形成有与第二弹簧924相对应的三个凸起，用于将第二弹簧924套在凸起上进行定位。第二环体925用于通过螺钉（图中未示出）固定在第二盒体922的开口将第二盖体923卡住。为了防尘，第二环体925和第二盖体923之间还设置第二垫片9251。
36.为了便于定位，第一盖体913的周边设置有多个大小不同的柱体9131，第二盖体923的周边设置有与所述柱体9131大小和位置相匹配的插接凹坑9231。图示具体实施例中，第一盖体913的周边设置了三个直径不同的柱体9131，对应的，第二盖体923的周边设置了三个直径相对应的凹坑9231，插接的时候，对应直径的柱体9131插入在对应的凹坑9231中。另外，第一环体915的周边也设置有与柱体9131大小和位置相匹配的环体凹坑9152；第二环体925的周边对应于第二盖体923也设置了大小和位置相匹配的环体凸起9252。
37.另外，为了避免插头位置插错，第一盖体913上设置有多个第一螺纹孔916，第一螺
纹孔916中可选择地安装有至少一个朝向第二盖体923的第一避让螺杆917；第二盖体923上设置有与第一螺纹孔916位置对应的同样数量的第二螺纹孔926，与第一避让螺杆917位置不相同的第二螺纹孔926中安装有至少一个朝向第一盖体913的第二避让螺杆927。在图示具体实施例中，第一螺纹孔916和第二螺纹孔926各有三个，其中，三个第一螺纹孔916中的中间那个安装有一个第一避让螺杆917，三个第二螺纹孔926中的除中间之外的另外两个中各安装了一个第二避让螺杆927，这样一来，只有位置对准才可以插接，一旦第一避让螺杆917和第二避让螺杆927位置干涉，就无法插接了。每个支撑梁6上的电机需要逐一调校控制，因而安装的时候支撑梁6是需要区分左右的，不能装错也不能装反。本实施例通过多个螺纹孔和避让螺杆的排列组合，可以针对不同的支撑梁6区分左右和上下安装位置，避免不同方向的支撑梁6安装错误，提高了安装的可靠性。
38.进一步地，所述第一盒体912的外侧可转动的固定有多个锁定杆918，锁定杆918的末端设置有锁定螺母919，第二盒体922上设置有与锁定螺母919相配合的锁定螺孔929。安装时，将锁定杆918转到朝向第二盒体922，然后将锁定螺母919拧紧到锁定螺孔929中就可以将第一盒体912和第二盒体922连接为一体了，拆卸的时候与此相反。另外，为了避免锁定螺母919松脱，锁定螺母919上还安装有压缩弹簧9191，用于通过弹簧压力顶住锁紧锁定螺母919，提高转动时的摩擦力，避免锁紧螺母919松脱。
39.另外，第二盒体922外侧套有一个定位环928，定位环928上设置有与所述锁定杆918卡扣配合的卡口结构9281。定位环928采用具有一定弹性的塑料或金属制成，安装时可以先将锁定杆918推入到卡口结构9281中，然后再拧紧锁定螺母919，这样可以避免需要双手操作对准的同时拧螺母，因为安装时同时还需要抬着支撑梁6，利用定位环928可以解放一只手，只需要单手就可以操作锁定螺母919。
40.本发明所提出的上述通用设计的参数准则，使得本发明的垂直起降客运飞机可以针对不同类型和大小的翼型和发动机尺寸的组合，无论需要哪种大小的活动面和发动机，只要遵循这种特征设计，都可以获得最佳的推进效率，可以极大的降低研发成本，也就是说本发明的这种设计方案具备更好的通用性。
41.本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
42.以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。