一種可垂直起降的高速飛行器及其控制方法
【專利摘要】本發明提出一種可垂直起降的高速飛行器及其控制方法，由于高速飛行器采用聯接翼形式的機翼并且機身中部螺旋槳安裝在聯接翼前后翼中間位置，相比于V22“魚鷹”等飛行器而言，螺旋槳沒有安裝固定在機翼上，飛行過程中螺旋槳向下和向后的洗流均不會掃掠到機翼上，從而大大減少了整個飛行過程中螺旋槳洗流和飛機機翼之間的氣動干擾，可實現飛機從垂直起降到高速前飛的平穩過渡，提高了飛機的安全系數和實用性；并且聯接翼將中部螺旋槳包圍在中間，可以有效防止垂直起降階段地面物體對螺旋槳的觸碰，從而提高了起降安全性。
【專利說明】
一種可垂直起降的高速飛行器及其控制方法
技術領域
[0001]本發明涉及航空飛行器技術領域，具體為一種可垂直起降的高速飛行器及其控制方法。
【背景技術】
[0002]由于固定翼飛機的起飛和降落都需要一定的滑跑距離才能實現，因此需要有比較開闊的起降場以及較長的跑道。起降場地的修建既費錢、費時，且戰時易被摧毀。因此，人們一直希望有一種能夠在狹小空間起降的航空飛行器。隨著直升機的誕生，人們的這種需求得到一定程度的滿足。但是由于直升機在前飛工作環境下，存在旋翼氣流不對稱情況，直升機最大前飛速度受到前行槳葉壓縮性影響及后行槳葉氣流分離的限制，常規直升機的最大巡航速度通常在300公里/小時左右。在許多場合，速度成了制約直升機應用的關鍵因素。
[0003]長期以來，國內外學者一直在不懈地探尋新的技術發展思路，力圖創造一種新型飛行器，既能夠保持直升機的垂直起降、懸停和經濟性的優勢，又能達到固定翼飛機的高速飛行性能。經過多年來的探索和創造實踐形成了諸多既可實現垂直起降又可高速飛行的技術手段。比較典型的美國的V_22“魚鷹”，但由于該種飛機在過渡飛行狀態下動力穩定性差，并存在強烈的旋翼與機翼之間氣動干擾使得它們的應用前景受到了許多人的質疑。多架V-22 “魚鷹”因為該問題而墜毀更使其雪上加霜。而“鷂式”和美國F-35B這類可垂直起降飛機，利用其強大的發動機推力及推力轉向控制技術，實現了垂直起降和平飛之間的轉換飛行，但對發動機要求很高，也存在垂直起降效率低和控制復雜度高、造價高昂等缺點，只適用于軍用戰斗機，不適合發展為輕小型飛機和無人飛行器。所以力求研究一種新型氣動布局的可垂直起降的高速飛行器來避免上述飛機的缺點從而得到廣泛的應用成為一種需求。
【發明內容】
[0004]要解決的技術問題
[0005]為解決現有技術存在的問題，提供一種具有較好場地適應性及快速反應能力的飛機，本發明提出了一種可垂直起降的高速飛行器及其控制方法。
[0006]技術方案
[0007]本發明的技術方案為:
[0008]技術方案1:
[0009]所述一種可垂直起降的高速飛行器，包括機身、垂直尾翼和動力系統;垂直尾翼安裝在機身后部;其特征在于:還包括有聯接翼；
[0010]所述聯接翼由前機翼和后機翼組合而成；
[0011 ]所述前機翼帶有后掠角，前機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝在機身前部兩側；
[0012]所述后機翼帶有前掠角，后機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝，其中后機翼中部安裝在垂直尾翼頂端，后機翼的兩個端部固定在前機翼上；
[0013]所述聯接翼上安裝有增升裝置和舵面，垂直尾翼上安裝有舵面；
[0014]所述動力系統包括安裝在機身中部兩側的可傾轉螺旋槳和安裝在機身尾部的俯仰控制尾槳；
[0015]所述可傾轉螺旋槳能夠只提供向上的拉力或向前的拉力，也能夠同時提供向上的拉力和向前的拉力，也能夠同時提供向上的拉力和向后的拉力；
[0016]所述俯仰控制尾槳能夠提供向上的拉力或向下的拉力。
[0017]技術方案2:
[0018]所述一種可垂直起降的高速飛行器，包括機身、垂直尾翼和動力系統;垂直尾翼安裝在機身后部;其特征在于:還包括有聯接翼；
[0019]所述聯接翼由前機翼、后機翼以及平板結構件組合而成；
[0020]所述前機翼帶有后掠角，前機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝在機身前部兩側；
[0021]所述后機翼帶有前掠角，后機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝，其中后機翼中部安裝在垂直尾翼頂端，后機翼的兩個端部分別通過平板結構件固定在前機翼上；
[0022]所述聯接翼上安裝有增升裝置和舵面，垂直尾翼上安裝有舵面；
[0023]所述動力系統包括安裝在機身中部兩側的可傾轉螺旋槳和安裝在機身尾部的俯仰控制尾槳；
[0024]所述可傾轉螺旋槳能夠只提供向上的拉力或向前的拉力，也能夠同時提供向上的拉力和向前的拉力，也能夠同時提供向上的拉力和向后的拉力；
[OO25 ]所述俯仰控制尾槳能夠提供向上的拉力或向下的拉力。
[0026]進一步的優選方案，所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:平板結構件端部固定在前機翼的50%?100%展長處。
[0027]進一步的優選方案，所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:后機翼端部固定在前機翼的50%?100%展長處。
[0028]進一步的優選方案，所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:聯接翼上安裝有增升裝置和舵面，垂直尾翼上安裝有舵面。
[0029]進一步的優選方案，所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:安裝在機身中部兩側的可傾轉螺旋槳與機身通過垂直于機身縱向對稱面的轉軸連接，可傾轉螺旋槳槳面能夠繞所述轉軸旋轉，且在轉軸上安裝有控制可傾轉螺旋槳槳面繞所述轉軸旋轉角度的機構。
[0030]進一步的優選方案，所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:安裝在機身尾部的俯仰控制尾槳與機身通過處于機身縱向對稱面內，并與機身縱軸平行的安裝管連接，俯仰控制尾槳的槳軸垂直于安裝管，且處于機身縱向對稱面內。
[0031]進一步的優選方案，所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:機身呈細長體，機頭為低阻卵形，機身尾部收縮變窄。
[0032]所述一種可垂直起降的高速飛行器的控制方法，其特征在于:
[0033]在飛機垂直起飛和垂直降落階段，飛機的滾轉控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳提供不同大小的向上拉力實現;飛機的俯仰控制通過機身尾部的俯仰控制尾槳改變拉力的大小和上下方向實現；飛機的偏航控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳的差動偏轉實現；
[0034]在飛機過渡階段，機身中部兩側的可傾轉螺旋槳同時提供向上的拉力和向前的拉力；飛機的滾轉控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳提供不同大小的向上拉力，以及聯接翼上的舵面偏轉實現;飛機的俯仰控制通過機身尾部的俯仰控制尾槳改變拉力的大小和上下方向，以及聯接翼上的舵面偏轉實現;飛機的偏航控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳的差動偏轉，以及垂直尾翼舵面偏轉實現；
[0035]在飛機前飛階段，機身中部兩側的可傾轉螺旋槳只提供向前的拉力；飛機的滾轉控制通過聯接翼上的舵面實現;飛機的俯仰控制通過聯接翼上的舵面偏轉實現;飛機的偏航控制通過垂直尾翼舵面偏轉實現。
[0036]有益效果
[0037]本發明提出的一種可垂直起降的飛行器，相比于其它公開公布的垂直起降飛行器而言，由于采用聯接翼形式的機翼并且機身中部螺旋槳安裝在聯接翼前后翼中間位置，相比于V22 “魚鷹”等飛行器而言，因為螺旋槳沒有安裝固定在機翼上，飛行過程中螺旋槳向下和向后的洗流均不會掃掠到機翼上，從而大大減少了整個飛行過程中螺旋槳洗流和飛機機翼之間的氣動干擾，可實現飛機從垂直起降到高速前飛的平穩過渡，提高了飛機的安全系數和實用性;并且聯接翼將中部螺旋槳包圍在中間，可以有效防止垂直起降階段地面物體對螺旋槳的觸碰，從而提高了起降安全性。
[0038]本發明的附加方面和優點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發明的實踐了解到。
【附圖說明】
[0039]本發明的上述和/或附加的方面和優點從結合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中:
[0040]圖1:實施例1垂直起降階段示意圖；
[0041]圖2:實施例1前飛階段示意圖；
[0042]圖3:實施例2垂直起降階段示意圖；
[0043]圖4:實施例2前飛階段示意圖；
[0044]圖5:實施例3垂直起降階段示意圖；
[0045]圖6:實施例3前飛階段示意圖；
[0046]圖7:實施例4垂直起降階段示意圖；
[0047]圖8:實施例4前飛階段示意圖。
[0048]其中:1、機身;2、前機翼;3、平板結構件;4、機身中部右側可傾轉螺旋槳;5、機身中部左側可傾轉螺旋槳;6、垂直尾翼;7、后機翼;8、俯仰控制螺旋槳;9、轉軸。
【具體實施方式】
[0049]下面詳細描述本發明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。
[0050]在本發明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“長度”、“寬度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內”、“外”、“順時針”、“逆時針”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明的限制。
[0051]下面實施例是可垂直起降的高速無人驗證機設計方案，飛機的設計起飛總重為6kg;設定的轉換速度為15m/s，轉換狀態的飛行高度為500米。
[0052]實施例1如圖1和圖2所示，設計方案包括機身、垂直尾翼和動力系統;機身截面最大直徑為0.2米，呈細長體，長度為1.Sm，機頭為低阻卵形，機身尾部收縮變窄。機身內部包含有任務載荷、動力電池和飛行控制設備等。
[0053]垂直尾翼安裝在機身后部，主要起航向穩定性作用；垂尾面積0.06m2，翼根弦長
0.43m，翼梢弦長0.27m，高0.17m，前緣后掠角33°，扭轉角為0°，垂直尾翼尾部安裝有方向舵。
[0054]設計方案的機翼部分采用聯接翼，所述聯接翼由前機翼、后機翼以及平板結構件組合而成。所述前機翼帶有后掠角，前機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝在機身前部兩側下方。所述后機翼帶有前掠角，后機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝，其中后機翼中部安裝在垂直尾翼頂端，后機翼的兩個端部分別通過平板結構件固定在前機翼上，平板結構件一端與后機翼端部連接，平板結構件另一端與前機翼翼稍連接。該實施例中，前機翼面積為
0.28m2，展長為1.44m，翼根弦長為0.27m，稍根比為0.45，前緣后掠角為25°，后機翼前緣前掠角為17°。前機翼以及后機翼上安裝有增升裝置和副翼。
[0055]該設計方案中動力系統包括安裝在機身中部兩側的可傾轉螺旋槳和安裝在機身尾部的俯仰控制尾槳。本實施例中螺旋槳和尾槳均采用電動機驅動。
[0056]安裝在機身中部兩側的可傾轉螺旋槳與機身通過垂直于機身縱向對稱面的轉軸連接，并且可傾轉螺旋槳槳面能夠繞所述轉軸旋轉，在轉軸上安裝有控制可傾轉螺旋槳槳面繞所述轉軸旋轉角度的機構。根據飛行要求，可以控制可傾轉螺旋槳槳面繞所述轉軸的旋轉角度，實現可傾轉螺旋槳只提供向上的拉力或向前的拉力，也可實現同時提供向上的拉力和向前的拉力，或同時提供向上的拉力和向后的拉力。
[0057]安裝在機身尾部的俯仰控制尾槳與機身通過處于機身縱向對稱面內，并與機身縱軸平行的安裝管連接，俯仰控制尾槳的槳軸垂直于安裝管，且處于機身縱向對稱面內。根據飛行要求，可以控制俯仰控制螺旋槳只提供向上的拉力或向下的拉力。
[0058]利用上述結構，本實施例的控制方式為:
[0059]在飛機垂直起飛和垂直降落階段，若飛機沒有偏航運動要求，則機身中部兩側的可傾轉螺旋槳只提供向上的拉力，飛機的滾轉控制通過調節機身中部兩側可傾轉螺旋槳的轉速或槳距，從而提供不同大小的向上拉力進而形成滾轉力矩來實現;飛機的俯仰控制通過調節機身尾部俯仰控制尾槳的槳距，從而改變拉力大小和上下方向，進而改變相對重心的俯仰力矩來實現;若飛機有偏航運動要求，則通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳的差動偏轉，即機身中部一側可傾轉螺旋槳同時提供向上的拉力和向前的拉力，另一側可傾轉螺旋槳同時提供向上的拉力和向后的拉力，進而形成偏航力矩實現偏航控制。
[0060]在飛機過渡階段，機身中部兩側的可傾轉螺旋槳同時提供向上的拉力和向前的拉力；飛機的滾轉控制通過調節機身中部兩側可傾轉螺旋槳的轉速或槳距，從而提供不同大小的向上拉力進而形成滾轉力矩，同時也通過聯接翼上的舵面偏轉，產生滾轉力矩來實現；飛機的俯仰控制通過調節機身尾部的俯仰控制尾槳的槳距，從而改變拉力的大小和方向，進而改變相對重心的俯仰力矩，同時也通過聯接翼上的舵面偏轉，產生俯仰力矩來實現;飛機的偏航控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳的差動偏轉產生偏航力矩，同時也也通過垂直尾翼舵面偏轉產生偏航力矩來實現。
[0061]在飛機前飛階段，機身中部兩側的可傾轉螺旋槳只提供向前的拉力；飛機的滾轉控制通過聯接翼上的舵面偏轉產生滾轉力矩實現;飛機的俯仰控制通過聯接翼上的舵面偏轉產生俯仰力矩實現;飛機的偏航控制通過垂直尾翼舵面偏轉產生偏航力矩實現。
[0062]本實施例中飛機的飛行過程為:飛機起飛時，機身中部兩側可傾轉螺旋槳轉至槳平面水平位置，啟動螺旋槳使飛機垂直起飛；當飛機離地達到安全高度后，中部兩側可傾轉螺旋槳逐漸向前傾轉，飛機開始向前飛行；隨著螺旋槳傾轉角度的不斷增大，飛機不斷加速，聯接翼產生的升力增大；當飛機加速達到轉換速度，此時中部螺旋槳傾轉至槳平面與機身縱軸垂直位置，聯接翼提供飛行所需全部升力;隨著螺旋槳推力的不斷增大，飛機可實現高速飛行；這里的轉換速度是在飛機設計時設定的速度值，在此飛行速度下聯接翼已可產生飛機可控飛行所需的全部升力和控制力。在飛機降落時，飛機飛行速度降低，機身中部兩側螺旋槳逐漸傾轉回槳平面水平位置，飛機進入垂直降落模式。
[0063]實施例2如圖3和圖4所示，該設計方案與實施例1的區別在于平板結構件另一端與前機翼的50%展長處連接。
[0064]實施例3如圖5和圖6所示，該設計方案的聯接翼結構與實施例1不同，沒有平板結構件，而是后機翼的兩個端部直接與前機翼翼稍連接，后機翼具有較大的下反角。
[0065]實施例4如圖7和圖8所示，該設計方案的與實施例3的區別在于后機翼的兩個端部直接與前機翼的50 %展長處連接。
[0066]上述4個實施例中，螺旋槳安裝在前后翼面之間，飛行過程中螺旋槳向下和向后的洗流均不會掃掠到機翼上，從而大大減小了螺旋槳洗流與機翼之間的氣動擾動。
[0067]盡管上面已經示出和描述了本發明的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本發明的限制，本領域的普通技術人員在不脫離本發明的原理和宗旨的情況下在本發明的范圍內可以對上述實施例進行變化、修改、替換和變型。
【主權項】
1.一種可垂直起降的高速飛行器，包括機身、垂直尾翼和動力系統;垂直尾翼安裝在機身后部;其特征在于:還包括有聯接翼； 所述聯接翼由前機翼和后機翼組合而成； 所述前機翼帶有后掠角，前機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝在機身前部兩側； 所述后機翼帶有前掠角，后機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝，其中后機翼中部安裝在垂直尾翼頂端，后機翼的兩個端部固定在前機翼上； 所述聯接翼上安裝有增升裝置和舵面，垂直尾翼上安裝有舵面； 所述動力系統包括安裝在機身中部兩側的可傾轉螺旋槳和安裝在機身尾部的俯仰控制螺旋槳； 所述可傾轉螺旋槳能夠只提供向上的拉力或向前的拉力，也能夠同時提供向上的拉力和向前的拉力，也能夠同時提供向上的拉力和向后的拉力； 所述俯仰控制螺旋槳能夠提供向上的拉力或向下的拉力。2.一種可垂直起降的高速飛行器，包括機身、垂直尾翼和動力系統;垂直尾翼安裝在機身后部;其特征在于:還包括有聯接翼； 所述聯接翼由前機翼、后機翼以及平板結構件組合而成； 所述前機翼帶有后掠角，前機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝在機身前部兩側； 所述后機翼帶有前掠角，后機翼沿機身縱向對稱面對稱安裝，其中后機翼中部安裝在垂直尾翼頂端，后機翼的兩個端部分別通過平板結構件固定在前機翼上； 所述聯接翼上安裝有增升裝置和舵面，垂直尾翼上安裝有舵面； 所述動力系統包括安裝在機身中部兩側的可傾轉螺旋槳和安裝在機身尾部的俯仰控制螺旋槳； 所述可傾轉螺旋槳能夠只提供向上的拉力或向前的拉力，也能夠同時提供向上的拉力和向前的拉力，也能夠同時提供向上的拉力和向后的拉力； 所述俯仰控制螺旋槳能夠提供向上的拉力或向下的拉力。3.根據權利要求2所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:平板結構件端部固定在前機翼的50%?100%展長處。4.根據權利要求1所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:后機翼端部固定在前機翼的50%?100%展長處。5.根據權利要求1?4任一所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:聯接翼上安裝有增升裝置和舵面，垂直尾翼上安裝有舵面。6.根據權利要求5所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:安裝在機身中部兩側的可傾轉螺旋槳與機身通過垂直于機身縱向對稱面的轉軸連接，可傾轉螺旋槳槳面能夠繞所述轉軸旋轉，且在轉軸上安裝有控制可傾轉螺旋槳槳面繞所述轉軸旋轉角度的機構。7.根據權利要求5所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:安裝在機身尾部的俯仰控制尾槳與機身通過處于機身縱向對稱面內，并與機身縱軸平行的安裝管連接，俯仰控制尾槳的槳軸垂直于安裝管，且處于機身縱向對稱面內。8.根據權利要求1?4任一所述一種可垂直起降的高速飛行器，其特征在于:機身呈細長體，機頭為低阻卵形，機身尾部收縮變窄。9.一種如權利要求5所述可垂直起降的高速飛行器的控制方法，其特征在于: 在飛機垂直起飛和垂直降落階段，飛機的滾轉控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳提供不同大小的向上拉力實現;飛機的俯仰控制通過機身尾部的俯仰控制尾槳改變拉力的大小和上下方向實現;飛機的偏航控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳的差動偏轉實現； 在飛機過渡階段，機身中部兩側的可傾轉螺旋槳同時提供向上的拉力和向前的拉力；飛機的滾轉控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳提供不同大小的向上拉力，以及聯接翼上的舵面偏轉實現;飛機的俯仰控制通過機身尾部的俯仰控制尾槳改變拉力的大小和上下方向，以及聯接翼上的舵面偏轉實現;飛機的偏航控制通過機身中部兩側可傾轉螺旋槳的差動偏轉，以及垂直尾翼舵面偏轉實現； 在飛機前飛階段，機身中部兩側的可傾轉螺旋槳只提供向前的拉力；飛機的滾轉控制通過聯接翼上的舵面實現;飛機的俯仰控制通過聯接翼上的舵面偏轉實現;飛機的偏航控制通過垂直尾翼舵面偏轉實現。
【文檔編號】B64C27/52GK105882961SQ201610227947
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年4月13日
【發明人】鄧陽平, 郜奧林, 田力, 高紅崗
【申請人】鄧陽平