一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器的制造方法
【專利摘要】本發明公開了一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，屬于航空飛行器總體與氣動設計技術領域。所述的復合式飛行器包括機身、機翼、尾翼、特型旋翼和矢量推進槳，所述的機翼分為支撐段機翼和中段機翼兩部分，支撐段機翼位于中段機翼的兩端。本發明同時具有垂直起飛降落與高速平飛的能力，并且可在空中進行這兩種模式的轉換；平飛速度、航程和航時將相比常規直升機提高約50％，具有更大的作業范圍和更高的作業能力，將來可代替直升機。
【專利說明】
一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器
技術領域
[0001]本發明提出一種通過對旋翼固定翼復合式垂直起降飛行器機翼的折疊，支撐固定旋翼，形成雙翼布局的新概念飛行器，實現優異的垂直起降及高速平飛性能，屬于航空飛行器總體與氣動設計技術領域。
【背景技術】
[0002]常規直升機，由于前飛工作環境下旋翼的氣流不對稱，使得前飛最大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，最大巡航速度通常在300km/h左右;固定翼飛機則無法完成懸停和低速飛行。而復合式直升機結合了直升機和固定翼飛機的飛行特點，從而兼具兩者能力，其應用前景十分寬廣，經濟前景良好。國外現有成熟的垂直起降飛行器，例如V-22魚鷹式傾轉旋翼機、基于停轉旋翼技術的X-50A“蜻蜓”，結合了直升機及固定翼飛機的優點，兼具垂直起降及高速平飛性能。
[0003]目前一種新型垂直起降新概念是將旋翼與固定翼結合，其飛行狀態轉換由以下幾個部分組成:在起飛時，與普通直升機相似，由旋翼產生的升力垂直起飛;到達一定高度后，逐漸增加前飛推進裝置的推力，使飛行器獲得一定的水平速度，同時減小旋翼轉速;當平飛速度增至可以使固定翼面產生足夠的升力時，將旋翼轉速降為零，同時旋翼與固定翼保持平行，形成類雙翼布局。目前這種布局的混合式直升機已經成功實現了飛行，初步實現了垂直起降飛行、高速水平飛行和轉換過渡飛行，有較好的效果。
[0004]目前成熟的垂直起降飛行器，具有以下不足:
[0005]1、基于傾轉旋翼技術的垂直起降飛行器轉換控制復雜。
[0006]2、基于停轉旋翼技術的垂直起降飛行器旋翼在平飛模式下是主要承力部件，而旋翼一般展弦比較大，整體結構剛度較一般的固定翼面低，在飛行速度較快時容易發生顫振等氣動彈性問題，不利于高速飛行。
【發明內容】
[0007]為了解決現有技術中存在的問題，本發明設計了一種通過折疊機翼支撐特型旋翼形成雙翼布局的旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，所述飛行器主要由特型旋翼、機翼、矢量推進槳、機身和尾翼組成，其中機翼分為中段機翼及其兩端的支撐段機翼。該飛行器有兩種飛行模式，即垂直起降飛行模式和平飛模式。垂直起降模式下，特型旋翼旋轉產生垂直升力，中段機翼上的矢量推進槳用于克服旋翼反扭矩，飛行器可以垂直起飛和降落并作懸停飛行和低速飛行。在由垂直起降模式轉換過渡至平飛模式飛行過程中，矢量推進槳推力增大，飛行器逐漸加速，特型旋翼停轉鎖定，機翼的升力逐漸加大，隨后通過向上折疊支撐段機翼，用其梢部的固定裝置鎖定特型旋翼，形成雙翼布局;在由平飛模式轉換過渡至垂直起降模式飛行過程中，解除固定，支撐段機翼展平，隨后特型旋翼啟動旋轉。旋翼固定支撐系統由支撐段機翼和位于梢部的固定裝置組成。
[0008]本發明的優點在于:
[0009](I)可以實現快速地垂直起飛和降落，對起降場地要求較低。
[0010](2)可以實現高速的平飛，具有較大的航程和航時。
[0011](3)同時具有垂直起飛降落與高速平飛的能力，并且可在空中進行這兩種模式的轉換。
[0012](4)特型旋翼與常規直升機的旋翼相似，具有相同的飛行效率，垂直起降飛行性能和低速飛行性能與常規直升機相近，而平飛速度、航程和航時將相比常規直升機提高約50%，具有更大的作業范圍和更高的作業能力，將來可代替直升機。
[0013](5)該飛行器的機翼和尾翼與常規固定翼飛機的機翼和尾翼相似，該飛行器在平飛模式時與常規固定翼飛機具有相同的飛行效率，平飛性能與常規固定翼飛機相近，而與常規固定翼飛機相比則具有垂直起飛降落與低速飛行的能力，更適用于野外使用和低空低速作業。
[0014](6)該飛行器的特型旋翼、機翼、尾翼和矢量推進槳可獨立控制，并且相互之間的干擾較小，垂直起降模式和平飛模式可在空中實現平穩的轉換過渡，相比尾坐式垂直起降飛行器、傾轉旋翼機、傾轉機翼式垂直起降飛行器等具有更高的安全性和舒適性。
[0015](7)在平飛模式下，通過機翼旋翼的聯結，固定支撐旋翼提高旋翼剛度，規避了旋翼的氣動彈性問題引起的速度限制問題，使得飛行器可以達到較高的飛行速度。
【附圖說明】
[0016]圖1為本發明提供的旋翼機翼可聯結的復合式飛行器的垂直起降模式示意圖。
[0017]圖2為本發明提供的旋翼機翼可聯結的復合式飛行器的平飛模式示意圖。
[0018]圖3為本發明提供的旋翼機翼可聯結的復合式飛行器的中支撐段機翼和中段機翼的折置機構不意圖。
[0019]圖4為本發明中支撐段機翼與特型旋翼之間固定裝置固定裝置固定裝置的結構示意圖。
[0020]1.特型旋翼;2.支撐段機翼;3.折疊鉸鏈;4.固定裝置;5.矢量推進槳；
[0021]6.機身;7.尾翼;8.中段機翼。
【具體實施方式】
[0022]下面結合附圖和實施例對本發明進行詳細說明。
[0023]本發明提供一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，如圖1所示，所述飛行器包括特型旋翼1、支撐段機翼2、矢量推進槳5、機身6、尾翼7和中段機翼8，所述的中段機翼8及其兩端的支撐段機翼2組成所述飛行器的機翼。所述特型旋翼I位于機身6從前向后約40%長度處的上方，其葉片的平面形狀為等腰梯形，葉片長度與平均寬度比為6-10，相比常規直升機旋翼葉片(長寬比15-20)較寬，梢根比約0.6，選用相對厚度8%-12%、上下曲線皆為橢圓曲線的前后對稱的翼型。所述中段機翼8與機身6連接處位于機身下方，中段機翼8的幾何中心與特型旋翼I的中心重合，中段機翼8的面積為特型旋翼I旋轉狀態槳盤面積的20%-25%，中段機翼8翼展等于特型旋翼I的直徑，中段機翼8選用相對厚度10%-15%的高升阻比翼型。所述支撐段機翼2有兩個，對稱布置于中段機翼8的兩端，其根部的寬度與中段機翼8的梢部寬度相等，其長度等于中段機翼8與特型旋翼I的間距，選用的翼型與中段機翼8相同。所述矢量推進槳5有兩個，對稱布置于中段機翼8的后緣處，兩者的間距為中段機翼8的展長的0.8倍，矢量推進槳5軸線方向可向上或向下偏轉20度，可以產生水平推力和一定的向上或向下的推力，兩邊同時反向偏轉就可以提供滾轉控制力矩，控制兩邊的推力不相等則可以產生偏航力矩。所述尾翼7位于機身6尾部，尾翼7前緣中點到特型旋翼I中心的距離等于特型旋翼I的半徑，尾翼7包括垂直尾翼和水平尾翼，所述垂直尾翼的面積為中段機翼8的面積的8%-12%，展弦比約為2.5;所述水平尾翼面積為中段機翼8面積的15-20%，展弦比為5-8;所述的垂直尾翼和水平尾翼均選用相對厚度8%-12%的上下對稱翼型。如圖3所示，所述支撐段機翼2與中段機翼8通過折疊鉸鏈3連接，可實現支撐段機翼2與中段機翼8平行或呈90°位置調節，以及在飛行過程中動態折疊。所述折疊鉸鏈3選用普通機械鉸鏈，支撐段機翼2的折疊運動通過伺服裝置驅動，與普通飛行器起落架的驅動原理相同。如圖4所示，在支撐段機翼2的梢部布置有固定裝置4，所述的固定裝置4可以實現支撐段機翼2在向上折疊90度后與特型旋翼I之間的位置固定。所述的固定裝置4采用電磁線圈，并在特型旋翼I葉片梢部內安裝永磁體，當特型旋翼I停轉并鎖定后支撐段機翼2向上折疊并與特型旋翼I梢部接觸時，接通固定裝置4的電磁線圈電源，產生吸力作用于特型旋翼I梢部內的永磁體，使得支撐段機翼2的梢部與特型旋翼I的梢部固連。同時固定裝置4為“C”型結構，可限制特型旋翼I由氣動力和彈性變形引起的上下揮舞運動。
[0024]本發明提供的旋翼機翼可聯結的復合式飛行器有兩種飛行模式，即垂直起降飛行模式和平飛模式。如圖1所示的垂直起降模式下，特型旋翼I旋轉產生垂直升力，中段機翼8上的矢量推進槳5用于克服旋翼反扭矩，飛行器可以垂直起飛和降落并作懸停飛行和低速飛行。該飛行器由垂直起降模式向平飛模式轉換的過程中，矢量推進槳5增大推力，逐漸加大平飛速度，為特型旋翼I減載，特型旋翼I轉速逐漸降為零，停止轉動并被鎖定在與固定翼保持平行的位置，隨后支撐段機翼2繞折疊鉸鏈3向上偏轉90°，其梢部靠近特型旋翼I的梢部，隨后固定裝置4固定特型旋翼I的梢部，使之不會因氣動力作用和本身結構的彈性變形而作上下揮舞運動，由此將特型旋翼I和支撐段機翼2聯結，形成如圖2所示平飛模式。整架飛行器呈雙翼布局進行平飛。而在由平飛模式向垂直起降模式轉換的過程中，固定裝置4解除聯結，支撐段機翼2展平，隨后特型旋翼I開始加速旋轉產生升力和控制力矩，飛行器減速飛行轉變為垂直起降模式。
【主權項】
1.一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，包括機身、機翼和尾翼，其特征在于:還包括特型旋翼和矢量推進槳，所述的機翼分為支撐段機翼和中段機翼兩部分，支撐段機翼位于中段機翼的兩端。2.根據權利要求1所述的一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，其特征在于:所述特型旋翼位于機身從前向后40%長度處的上方，其葉片的平面形狀為等腰梯形，葉片長度與平均寬度比為6-10，梢根比0.6，選用相對厚度8%-12%、上下曲線皆為橢圓曲線的前后對稱的翼型。3.根據權利要求1所述的一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，其特征在于:所述中段機翼與機身連接處位于機身下方，中段機翼的幾何中心與特型旋翼的中心重合，中段機翼的面積為特型旋翼旋轉狀態槳盤面積的20%-25%，中段機翼翼展等于特型旋翼的直徑，中段機翼選用相對厚度10%_15%的高升阻比翼型。4.根據權利要求1所述的一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，其特征在于:所述支撐段機翼有兩個，對稱布置于中段機翼的兩端，其根部的寬度與中段機翼的梢部寬度相等，其長度等于中段機翼與特型旋翼的間距，選用的翼型與中段機翼相同。5.根據權利要求1所述的一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，其特征在于:所述矢量推進槳有兩個，對稱布置于中段機翼的后緣處，兩者的間距為中段機翼的展長的0.8倍，矢量推進槳軸線方向可向上或向下偏轉20度，可以產生水平推力和一定的向上或向下的推力，兩邊同時反向偏轉就可以提供滾轉控制力矩，控制兩邊的推力不相等則可以產生偏航力矩。6.根據權利要求1所述的一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，其特征在于:所述尾翼位于機身尾部，尾翼前緣中點到特型旋翼中心的距離等于特型旋翼的半徑，尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，所述垂直尾翼的面積為中段機翼的面積的8%_12%，展弦比為2.5;所述水平尾翼面積為中段機翼面積的15-20%，展弦比為5-8;所述的垂直尾翼和水平尾翼均選用相對厚度8%_12%的上下對稱翼型。7.根據權利要求1所述的一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，其特征在于:所述支撐段機翼與中段機翼通過折疊鉸鏈連接，實現支撐段機翼與中段機翼平行或呈90°位置調節，以及在飛行過程中動態折疊;所述折疊鉸鏈選用機械鉸鏈，支撐段機翼的折疊運動通過伺服裝置驅動，在支撐段機翼的梢部布置有固定裝置，所述的固定裝置實現支撐段機翼在向上折疊90度后與特型旋翼之間的位置固定。8.根據權利要求7所述的一種旋翼機翼可聯結的復合式飛行器，其特征在于:所述的固定裝置采用電磁線圈，并在特型旋翼葉片梢部內安裝永磁體，當特型旋翼停轉并鎖定后支撐段機翼向上折疊并與特型旋翼梢部接觸時，接通固定裝置的電磁線圈電源，產生吸力作用于特型旋翼梢部內的永磁體，使得支撐段機翼的梢部與特型旋翼的梢部固連；同時固定裝置為型結構，限制特型旋翼由氣動力和彈性變形引起的上下揮舞運動。
【文檔編號】B64C3/56GK106043684SQ201610379522
【公開日】2016年10月26日
【申請日】2016年6月1日
【發明人】嚴德, 王耀坤, 張嘯遲, 余長坤, 李道春, 萬志強, 蔣崇文, 鮑蕊
【申請人】北京航空航天大學