本發(fā)明涉及一種三翼面垂直起降飛行器氣動布局，其可以被廣泛應(yīng)用于軍事及民用領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

與常規(guī)固定翼飛行器和直升機相比，垂直起降飛行器可以不受場地的限制進(jìn)行垂直起飛和降落，有許多突出的優(yōu)點和顯明的戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)價值。但是，由于飛行器以及動力裝置尚存在許多難以克服的技術(shù)難題，其性能仍需要進(jìn)一步改善。由馮健申請的中國專利CN 202337361 U，提出了一種三軸飛行器，其固定架的三軸呈“人”字形，并且軸與軸之間的夾角都大于或者等于120度，在三個軸的外端都設(shè)有螺旋槳動力，通過控制系統(tǒng)來控制三個螺旋槳的轉(zhuǎn)速差以實現(xiàn)飛行器的垂直起降和飛行。由于該飛行器巡航時一直需要發(fā)動機產(chǎn)生升力，飛行時的能耗比常規(guī)固定翼大，并且巡航速度較低。吳俊琦的2009年碩士學(xué)位論文《四槳動力布局在十字升力體上的一體化設(shè)計與啟動特性研究》，提出一種十字形升力體即兩個矩形直機翼垂直相交成十字啟動布局，在十字機翼前緣分布有四個螺旋槳動力裝置，垂直起降類似多軸飛行器，巡航飛行時傾轉(zhuǎn)一定角度，使機翼與飛行方向基本平行，由機翼提供的升力抵消飛行器自重。但十字升力體布局有兩個機翼組成，巡航飛行時的飛行阻力較大，飛行時的能耗較大。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有垂直起降飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、成本高、穩(wěn)定性差等問題，本發(fā)明提供一種三翼面垂直起降飛行器氣動布局，具有該氣動布局的飛行器兼有一般多軸飛行器良好的飛行穩(wěn)定性、較強的適應(yīng)性和常規(guī)固定翼飛行器較快的飛行速度。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：飛行器機翼弦線和機身軸線與重力方向平行，三個翼面互成120度夾角，每個翼面外端連接有一臺涵道風(fēng)扇發(fā)動機；機身外形類似橢圓形旋轉(zhuǎn)體的一部分，機翼為NACA0013對稱翼型的矩形機翼，翼展500mm，弦長180mm，機身與弦長相等，機翼與機身以均布方式相連。

飛行器的起飛、降落和懸停模式類似三軸飛行器(以下簡稱該模式為三軸飛行器模式)，該飛行器沒有起落架，起飛時用手提起飛行器，當(dāng)發(fā)動機推力達(dá)到一定推力時松開即可起飛；這時候三個翼面不提供升力，主要靠翼面外端的三個涵道風(fēng)扇發(fā)動機提供的推力來克服飛行器的自重；此過程中兩臺發(fā)動機風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)方向相同，另外一臺相反，風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)方向相反的這臺發(fā)動機向一側(cè)傾斜一定角度，使其推力產(chǎn)生一個與該翼面方向垂直的一個分力，以此解決由三個涵道風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)帶給飛行器對重心的扭矩不平衡問題。降落時，飛行器直接降落到地面，機翼垂直與地面接觸。

飛行器可以像三軸飛行器那樣，以良好的飛行穩(wěn)定性在狹小的空間內(nèi)飛行，采用涵道動力式布局可以避免一般螺旋槳式動力布局螺旋槳碰到障礙物后墜毀的發(fā)生，更能凸顯其在復(fù)雜環(huán)境下執(zhí)行任務(wù)的能力。

垂直起飛之后，一臺發(fā)動機逐漸減小推力，此時飛行器開始傾轉(zhuǎn)并產(chǎn)生水平移動速度，在傾轉(zhuǎn)的過程中兩個機翼按照設(shè)定由驅(qū)動裝置驅(qū)動后開始分別繞著定軸旋轉(zhuǎn)到與另一機翼垂直的位置，最終過渡到依靠機翼提供升力、發(fā)動機提供牽引力的固定翼飛行模式，此固定翼飛行模式可以填補三軸飛行器模式升力與發(fā)動機推力之比較小造成的飛行效率低和飛行速度較慢的不足，從而延長了續(xù)航時間、增加了航程。

本發(fā)明有益效果是：從氣動布局和動力分布上看，該飛行器即可以以一般三軸飛行器起降和飛行模式進(jìn)行垂直起降、空中懸停和任務(wù)飛行，又可以以固定翼模式進(jìn)行巡航飛行；該發(fā)明發(fā)動機分布在機翼外端，對機身的力矩大，通過對三臺發(fā)動機的推力的控制，很容易實現(xiàn)對飛行器飛行中的6個自由度(沿空間坐標(biāo)x、y、z方向的移動和繞三個坐標(biāo)的轉(zhuǎn)動)的控制，這比固定翼飛行器通過控制各舵面上的氣動力來控制飛行器6個自由度要容易得多，特別是在低速情況下各舵面氣動力較小時其優(yōu)勢更加突出，這說明具有該氣動布局的飛行器具有良好的穩(wěn)定性并且易于操控；在狹小空間內(nèi)執(zhí)行任務(wù)時，要求飛行的速度很低甚至飛行器要懸停，固定翼飛行器在這種低速要求下機翼產(chǎn)生的升力難以平衡自重以致無法完成飛行任務(wù)，所以與固定翼飛行器相比，該發(fā)明不易受環(huán)境限制，能在狹小的空間內(nèi)靈活自如地飛行，有較強的環(huán)境適應(yīng)能力；在巡航飛行時，由于三軸飛行器沒有能產(chǎn)生升力的機翼，其三個發(fā)動機不但要提供前行牽引力還要提供平衡重力的升力，且發(fā)動機推重比始終要大于1，發(fā)動機的大部分推力都用來提供升力，此時的能源消耗比較大，而該發(fā)明可以像常規(guī)固定翼飛行器那樣讓發(fā)動機完全輸出為前行的牽引力，此時不需要發(fā)動機提供大于自重的推力，讓機翼產(chǎn)生平衡重力的升力，在發(fā)動機總輸推力和飛行器總重一定的情況下，該發(fā)明具有較大的飛行牽引力(圖1所示為飛行器總重10N，飛行器牽引力隨發(fā)動機輸出推力變化的比較)，節(jié)省了能源，可以以較高的速度進(jìn)行巡航飛行，從而延長續(xù)航時間、增加航程。

附圖說明

圖1為飛行器牽引力隨發(fā)動機輸出推力變化的比較；

圖2為三翼面垂直起降飛行器結(jié)構(gòu)的正視圖；

圖3為三翼面垂直起降飛行器結(jié)構(gòu)的俯視圖；

圖4為三翼面垂直起降飛行器結(jié)構(gòu)的右視圖；

圖5為三翼面垂直起降飛行器結(jié)構(gòu)的等軸側(cè)視圖；

圖6為三翼面垂直起降飛行器機翼旋轉(zhuǎn)示意圖；

圖7為三翼面垂直起降飛行器巡航飛行時結(jié)構(gòu)的等軸側(cè)視圖；

圖中：1—涵道風(fēng)扇I，2—涵道發(fā)動機I，3—機翼(有翼型)I，4—機身，5—機翼П，6—涵道風(fēng)扇П，7—涵道發(fā)動機，8—機翼Ш，9—涵道風(fēng)扇Ш，10—涵道發(fā)動機Ш。

具體實施方式

現(xiàn)結(jié)合實施例、附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步描述，圖1—圖4顯示了整體氣動布局及其主要部件；圖5顯示了飛行器由垂直飛行模式轉(zhuǎn)換到巡航平飛過程中機翼旋轉(zhuǎn)示意圖；圖6顯示了飛行器巡航時的等軸側(cè) 視圖。

如圖1所示，垂直起飛階段機翼翼面垂直于地面，三個機翼互成120度夾角，三個涵道風(fēng)扇轉(zhuǎn)速相同，三個涵道發(fā)動機產(chǎn)生垂直于地面相等大小的推力，涵道風(fēng)扇1順時針旋轉(zhuǎn)，涵道風(fēng)扇6逆時針旋轉(zhuǎn)，涵道風(fēng)扇9順時針旋轉(zhuǎn)，涵道發(fā)動機10沿機翼8軸線(如圖5所示)向右偏轉(zhuǎn)一定角度以抵消由于涵道風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)帶給飛行器重心的旋轉(zhuǎn)力矩，當(dāng)涵道發(fā)動機產(chǎn)生的推力大于或等于機體重力時飛行器開始脫離地面垂直起飛。

起飛后飛行器開始過渡到水平飛行模式進(jìn)行巡航飛行，如圖5所示涵道風(fēng)扇9轉(zhuǎn)速開始逐漸下降，這時機體開始傾轉(zhuǎn)，同時機翼3和機翼5開始分別沿與機身軸線平行的軸向機翼8偏轉(zhuǎn)30度到達(dá)與機翼8相垂直的位置，過渡完成后的姿態(tài)如圖6所示，此過程中涵道發(fā)動機10沿機翼8軸線(如圖5所示)的偏轉(zhuǎn)角自動調(diào)節(jié)其偏轉(zhuǎn)角，以自動配平三個涵道風(fēng)扇轉(zhuǎn)動帶來的反扭矩；通過改變涵道風(fēng)扇9的轉(zhuǎn)速來控制此飛行模式飛行器的俯仰，通過控制涵道風(fēng)扇1和涵道風(fēng)扇6的轉(zhuǎn)速差可以起到常規(guī)飛行器垂尾轉(zhuǎn)彎的作用，還可以通過調(diào)節(jié)涵道發(fā)動機10的偏轉(zhuǎn)角使機體沿機身軸線旋轉(zhuǎn)，可以起到常規(guī)飛行器副翼的作用以調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)。

到達(dá)任務(wù)區(qū)后，涵道風(fēng)扇9轉(zhuǎn)速逐漸增加，機體開始沿反方向傾轉(zhuǎn)，傾轉(zhuǎn)直到機翼垂直于地面，這時飛行器開始向垂直起飛模式轉(zhuǎn)變，同時機翼3和機翼5也開始向反方向偏轉(zhuǎn)30度到達(dá)機翼互成120度的位置，最終三個涵道風(fēng)扇轉(zhuǎn)速相同，三個發(fā)動機推力相等，合力的大小等于機體重力，飛行器進(jìn)入空中懸停模式；當(dāng)改變涵道發(fā)動機10沿機翼8軸線(如圖5所示)偏轉(zhuǎn)角時，機體就會沿機身4軸線旋轉(zhuǎn)以調(diào)整飛行方向，當(dāng)減小涵道發(fā)動機2的推力、增大涵道發(fā)動機7的推力使得三個發(fā)動機的產(chǎn)生的合力有水平向左的分力時飛行器開始向左偏航飛行，向右偏航的原理類似；當(dāng)增大或減小涵道發(fā)動機10的推力時，可以控制飛行的俯仰來控制向前或向后飛行。