本發(fā)明涉及一種復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，屬于航空產(chǎn)品技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器是一種將直升機固有的垂直起降優(yōu)勢和固定翼螺旋槳飛機的高速度遠(yuǎn)航程性能融為一體的新型飛行器，V22魚鷹就是傾轉(zhuǎn)旋翼機領(lǐng)域的代表。這種飛行器起飛和降落過程不需要滑跑，還能在平飛過程中達(dá)到較快的飛行速度。因此，該類飛行器具有廣泛的應(yīng)用前景，也是飛行器發(fā)展的一個重要方向。雖然傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器有諸多優(yōu)勢，但其始終沒能得到廣泛的應(yīng)用，這主要受制于其飛行時存在的安全隱患，當(dāng)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在過渡狀態(tài)下飛行時，如果出現(xiàn)了前飛速度過低或旋翼升力不足的情況，飛行器很容易失控。因此，傾轉(zhuǎn)旋翼對控制系統(tǒng)和控制方法的可靠性要求很高，技術(shù)很難普及。

共軸直升機是具有共軸反槳系統(tǒng)的直升機，其沒有常規(guī)直升機中的尾槳及傳動系統(tǒng)，所需功率相對于單旋翼帶尾槳直升機要小，并具有結(jié)構(gòu)緊湊、高機動性的特點。但這種飛行器的操作機構(gòu)相對復(fù)雜，可靠性也較低，這就給直升機重量和功率帶來了不小的負(fù)擔(dān)，且其維修和制造成本也都較高。

本發(fā)明提供了一種復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，該飛行器結(jié)合了傾轉(zhuǎn)旋翼和共軸直升機的優(yōu)點，相比于傾轉(zhuǎn)旋翼，其主要升力來源于主旋翼，主旋翼始終提供向上升力，因此不會出現(xiàn)傾轉(zhuǎn)過程中升力不足的情況，控制可靠性高。相比于直升機，可簡化周期距結(jié)構(gòu)，提高了可靠性。而且，其可傾轉(zhuǎn)旋翼的布局又能夠提高其飛行速度，是一種性能優(yōu)良的飛行器。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明涉及一種復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，該飛行器兼顧了垂直起降與懸停(垂飛狀態(tài))和高速前飛(前飛狀態(tài))兩種飛行狀態(tài)，相比于傳統(tǒng)直升機其飛行速度高，相比于傾轉(zhuǎn)旋翼機，其控制可靠性高。

為實現(xiàn)本發(fā)明的技術(shù)目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：

一種復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，包括機身和主升力旋翼，其特征在于還包括多個傾轉(zhuǎn)旋翼和多個傾轉(zhuǎn)翼面。

在一個具體的技術(shù)方案中，所述飛行器包括位于機身前側(cè)的兩個傾轉(zhuǎn)旋翼和兩個傾轉(zhuǎn)翼面，所述兩個傾轉(zhuǎn)旋翼和兩個傾轉(zhuǎn)翼面同時傾轉(zhuǎn)。

在一個具體的技術(shù)方案中，所述飛行器包括位于機身后側(cè)的一個傾轉(zhuǎn)旋翼和兩個傾轉(zhuǎn)翼面，所述一個傾轉(zhuǎn)旋翼和兩個傾轉(zhuǎn)翼面同時傾轉(zhuǎn)；或者在另一個具體的技術(shù)方案中，所述飛行器包括位于機身后側(cè)的兩個傾轉(zhuǎn)旋翼和兩個傾轉(zhuǎn)翼面，所述兩個傾轉(zhuǎn)旋翼和兩個傾轉(zhuǎn)翼面同時傾轉(zhuǎn)。

所述飛行器可同時具有上述位于機身前側(cè)和機身后側(cè)的傾轉(zhuǎn)旋翼和傾轉(zhuǎn)翼面。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，其特征在于，所述主升力旋翼為共軸反槳雙旋翼，包括旋向相反的上旋翼和下旋翼。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，其特征在于，機身下側(cè)還安裝有一固定翼面。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，其特征在于，所述位于機身前側(cè)的兩個傾轉(zhuǎn)翼面各自具有位于翼尖的起落架。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，其特征在于，所述固定翼面具有位于下側(cè)的起落架。

在一個更為具體的技術(shù)方案中，本發(fā)明復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機包括：主升力旋翼、傾轉(zhuǎn)旋翼、傾轉(zhuǎn)翼面、固定翼面、機身和起落架。其中，主升力旋翼為飛行器提供主要升力，其是共軸的雙旋翼系統(tǒng)，包括上旋翼和下旋翼，上下旋翼尺寸相同，旋轉(zhuǎn)方向相反，以互相平衡旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的反扭矩；飛行器可傾轉(zhuǎn)部件包括傾轉(zhuǎn)旋翼和傾轉(zhuǎn)翼面，傾轉(zhuǎn)旋翼和傾轉(zhuǎn)翼面均可通過作動機構(gòu)沿轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)。傾轉(zhuǎn)旋翼在垂飛狀態(tài)時其通過旋翼拉力為飛行器提供向上的升力以實現(xiàn)懸停姿態(tài)控制，在前飛狀態(tài)時為飛行器提供前飛推力；傾轉(zhuǎn)翼面的翼面在垂飛狀態(tài)時與地面垂直，提高螺旋槳效率，平飛狀態(tài)時與飛行方向平行，且傾轉(zhuǎn)翼面可通過整體翼面傾轉(zhuǎn)或副翼偏轉(zhuǎn)改變翼面升力，從而為飛行器提供姿態(tài)控制力；飛行器優(yōu)選至少包括三組傾轉(zhuǎn)旋翼和兩組傾轉(zhuǎn)翼面，以保證對飛行器在垂飛狀態(tài)和平飛狀態(tài)時的飛行姿態(tài)可控；固定翼面為不傾轉(zhuǎn)翼面，主要在平飛狀態(tài)下為飛行器提供姿態(tài)控制力和飛行穩(wěn)定性；機身結(jié)構(gòu)連接飛行器的傾轉(zhuǎn)翼面、傾轉(zhuǎn)旋翼和主升力旋翼。飛行器優(yōu)選至少包括一個主升力旋翼，多個傾轉(zhuǎn)旋翼和傾轉(zhuǎn)翼面，一個機身結(jié)構(gòu)及一個起落架。

在這個更為具體的技術(shù)方案中，本發(fā)明復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機從起飛到平飛需要經(jīng)歷垂直飛行狀態(tài)(垂飛狀態(tài))、垂直轉(zhuǎn)平飛的過渡飛行狀態(tài)(過渡狀態(tài))和轉(zhuǎn)平飛后的平直飛行狀態(tài)(平飛狀態(tài))。在垂飛狀態(tài)時，飛行器主升力旋翼提供主要升力，傾轉(zhuǎn)旋翼分布在主升力旋翼周圍，避開主升力旋翼下洗流的直接作用區(qū)域，組成典型的多旋翼布局，通過改變各旋翼升力實現(xiàn)對飛行器俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航的控制。在過渡狀態(tài)時，傾轉(zhuǎn)翼面與傾轉(zhuǎn)旋翼共同傾轉(zhuǎn)，此時傾轉(zhuǎn)旋翼升力在前飛方向上的分量會驅(qū)動飛行器前飛，在垂直于前飛方向上的分量與傾轉(zhuǎn)翼面上產(chǎn)生的升力共同作用，為飛行器提供姿態(tài)控制力，而此時飛行器的主要升力還是由主升力旋翼提供。在平飛狀態(tài)時，傾轉(zhuǎn)旋翼和傾轉(zhuǎn)翼面完全傾轉(zhuǎn)至與飛行方向平行，此時主升力旋翼提供主要升力，傾轉(zhuǎn)旋翼的拉力驅(qū)動飛行器前飛，通過改變傾轉(zhuǎn)翼面的升力實現(xiàn)對飛行器姿態(tài)的控制。

本發(fā)明帶來的有益效果至少包括以下任意一項：

(1)這種布局形式，主升力旋翼的共軸雙旋翼僅提供升力，無需周期變距機構(gòu)，簡化了共軸雙旋翼的機械結(jié)構(gòu)，提高了系統(tǒng)的可靠性。

(2)飛行器在垂飛狀態(tài)時，是通過改變多個傾轉(zhuǎn)旋翼的升力實現(xiàn)飛行器姿態(tài)控制的，控制力直接作用，控制方法簡單高效。

(3)飛行器在過渡狀態(tài)時，飛行器的主要升力是由主升力旋翼提供的，其對前飛速度過低或旋翼升力不足導(dǎo)致的升力損失不敏感，這提高了飛行器過渡狀態(tài)控制方法的可靠性。

(4)飛行器在平飛狀態(tài)時，傾轉(zhuǎn)旋翼拉力直接作用在前飛方向上，使飛行器具有較高的前飛速度，且旋翼都在運轉(zhuǎn)，飛行器整體無費阻。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實施例復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機平飛狀態(tài)示意圖；

圖2是本發(fā)明實施例復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機平飛狀態(tài)三視圖；

圖3是本發(fā)明實施例復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機垂飛狀態(tài)示意圖；

圖4是本發(fā)明實施例復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機垂飛狀態(tài)三視圖；

圖5是本發(fā)明實施例含4組傾轉(zhuǎn)旋翼方案平飛狀態(tài)示意圖；

圖6是本發(fā)明實施例含4組傾轉(zhuǎn)旋翼方案垂飛狀態(tài)示意圖。

其中：

1.主升力旋翼；2.傾轉(zhuǎn)旋翼；3.傾轉(zhuǎn)翼面；4.固定翼面；5.機身結(jié)構(gòu)；6.起落架。

31.前傾轉(zhuǎn)翼面；32.后傾轉(zhuǎn)翼面；311.前傾轉(zhuǎn)翼面主翼；312.前傾轉(zhuǎn)翼面副翼；

61.前起落架；62.后起落架。

具體實施方式

下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步說明。

圖1示出了根據(jù)本發(fā)明一個實施例的復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機，包括：主升力旋翼(1)、傾轉(zhuǎn)旋翼(2)、傾轉(zhuǎn)翼面(3)、固定翼面(4)、機身結(jié)構(gòu)(5)和起落架(6)。其中，本實施例飛行器包括一個主升力旋翼(1)，三個傾轉(zhuǎn)旋翼(2)，兩個傾轉(zhuǎn)翼面(3)，一個機身結(jié)構(gòu)(5)及一個起落架(6)。這里，飛行器中可傾轉(zhuǎn)部件指傾轉(zhuǎn)旋翼(2)和傾轉(zhuǎn)翼面(3)。

飛行器能夠進(jìn)行三種飛行狀態(tài)的飛行，包括：垂飛狀態(tài)、過渡狀態(tài)和平飛狀態(tài)。

圖1示出了本實施例平飛狀態(tài)各傾轉(zhuǎn)部件(2)(3)與機身結(jié)構(gòu)(5)的相對位置；圖2為實施例平飛狀態(tài)的三視圖；圖3示出了本實施例垂飛狀態(tài)各傾轉(zhuǎn)部件(2)(3)與機身結(jié)構(gòu)(5)的相對位置；圖4為實施例垂飛狀態(tài)的三視圖；實施例過渡狀態(tài)各傾轉(zhuǎn)部件旋轉(zhuǎn)位置介于垂飛狀態(tài)和平飛狀態(tài)之間。

所述主升力旋翼(1)為共軸的雙旋翼系統(tǒng)，包括上旋翼和下旋翼，上下旋翼尺寸相同，旋轉(zhuǎn)方向相反，上下旋翼可互相平衡反扭矩；旋翼驅(qū)動可采用燃油發(fā)動機或電機；主升力旋翼(1)的升力可控，應(yīng)通過改變槳距或改變旋翼轉(zhuǎn)速的方式實現(xiàn)；上下旋翼可單獨控制；優(yōu)選的，主升力旋翼(1)采用燃油發(fā)動機驅(qū)動結(jié)合變距槳葉的方案，此方案能夠提高旋翼動力，并具有較快的升力響應(yīng)。本實施例主升力旋翼(1)方案不應(yīng)限制本發(fā)明內(nèi)容，包括電機驅(qū)動和定距槳葉的方案也屬于本發(fā)明內(nèi)容。主升力旋翼在飛行器三個飛行狀態(tài)(垂飛狀態(tài)、過渡狀態(tài)和平飛狀態(tài))時，都為飛行器提供了主要升力。

如圖1，所述的傾轉(zhuǎn)旋翼(2)固定在傾轉(zhuǎn)翼面(3)上，與傾轉(zhuǎn)翼面(3)一起傾轉(zhuǎn)，其中傾轉(zhuǎn)旋翼(2)的旋轉(zhuǎn)平面與傾轉(zhuǎn)翼面(3)平面垂直。本實施例中三個傾轉(zhuǎn)旋翼(2)均采用電力驅(qū)動。如圖3，本實施例飛行器包括3個傾轉(zhuǎn)旋翼(2)，布置在主升力旋翼周圍，組成典型的三旋翼布局，三旋翼產(chǎn)生的扭矩差，應(yīng)通過兩側(cè)的前傾轉(zhuǎn)翼面副翼(312)的差動控制、兩側(cè)傾轉(zhuǎn)翼面(31)差動控制或主升力旋翼(1)上下槳葉反扭矩差控制平衡，具體要根據(jù)實際飛行器航向穩(wěn)定性進(jìn)行設(shè)計。優(yōu)選的，傾轉(zhuǎn)旋翼(2)布置要避開主升力旋翼(1)的下洗流，本實施例三個傾轉(zhuǎn)旋翼位置如圖4所示。本實施例中3個傾轉(zhuǎn)旋翼的布局不應(yīng)限制本發(fā)明內(nèi)容，飛行器也可包含4個或多個傾轉(zhuǎn)旋翼(2)，圖5和圖6就提供了另一個實施例的一種含4個旋翼的飛行器布局，旋翼數(shù)量與布置應(yīng)視具體總體設(shè)計方案而定。

如圖3，所述的傾轉(zhuǎn)翼面(3)包括前傾轉(zhuǎn)翼面(31)和后傾轉(zhuǎn)翼面(32)，在平飛狀態(tài)時，可分別作為飛行器機翼和尾翼。本實施例前傾轉(zhuǎn)翼面(31)包括主翼(311)和副翼(312)，副翼可偏轉(zhuǎn)。本實施例中傾轉(zhuǎn)翼面通過副翼偏轉(zhuǎn)改變翼面升力，但這不應(yīng)限制本發(fā)明內(nèi)容，要根據(jù)具體指標(biāo)進(jìn)行具體設(shè)計，若飛行器平飛狀態(tài)時對橫向機動性有較高要求，也可采用翼面傾轉(zhuǎn)的方式改變翼面升力。

所述固定翼面(4)為不傾轉(zhuǎn)翼面。如圖3，實施例飛行器包括一個固定翼面(4)，其能夠提高飛行器的航向穩(wěn)定性。此實施例不應(yīng)限制本發(fā)明內(nèi)容，具體固定翼面(4)的數(shù)量和形式要根據(jù)具體氣動和操穩(wěn)特性進(jìn)行布置和設(shè)計。

所述機身結(jié)構(gòu)(5)用以連接飛行器的主升力旋翼(1)、傾轉(zhuǎn)旋翼(2)、傾轉(zhuǎn)翼面(3)和固定翼面(4)，并能容納飛行載荷。本實施例飛行器機身結(jié)構(gòu)(5)如圖3所示，外形應(yīng)為流線型，以減小氣動阻力。

所述起落架(6)用以支撐飛行器結(jié)構(gòu)，保證飛行器正常起飛和降落。如圖3，實施例飛行器的起落架(6)包括前起落架(61)和后起落架(62)，前起落架(61)直接固定在前傾轉(zhuǎn)翼面(31)兩側(cè)翼尖處，后起落架(62)固定在固定翼面(4)底部。

本實施例飛行器在垂飛狀態(tài)時，如圖3和圖4，由主升力旋翼(1)提供主要升力，傾轉(zhuǎn)旋翼(2)組成典型的三旋翼布局，通過改變各傾轉(zhuǎn)旋翼(2)升力大小對飛行器姿態(tài)進(jìn)行控制。俯仰控制通過改變前后傾轉(zhuǎn)旋翼(2)的升力差實現(xiàn)，滾轉(zhuǎn)控制通過改變左右傾轉(zhuǎn)旋翼(2)的升力差實現(xiàn)，偏航控制通過左右傾轉(zhuǎn)翼面副翼(312)偏角差和左右傾轉(zhuǎn)旋翼(2)傾轉(zhuǎn)實現(xiàn)。垂飛狀態(tài)的姿態(tài)控制方法要基于多旋翼控制方法針對具體布局形式進(jìn)行設(shè)計，此實施例的控制方法不應(yīng)限制本發(fā)明內(nèi)容。

本實施例飛行器在過渡狀態(tài)時，前傾轉(zhuǎn)翼面(31)、后傾轉(zhuǎn)翼面(32)與傾轉(zhuǎn)旋翼(2)共同傾轉(zhuǎn)，此時傾轉(zhuǎn)旋翼(2)拉力在前飛方向上的分量會驅(qū)動飛行器前飛，在豎直方向上的分量與傾轉(zhuǎn)翼面(3)氣動力的合力，為飛行器提供姿態(tài)控制力，而此時飛行器的主要升力還是由主升力旋翼提供。俯仰控制通過改變前后傾轉(zhuǎn)旋翼(2)和前后傾轉(zhuǎn)翼面(3)的傾轉(zhuǎn)角實現(xiàn)，滾轉(zhuǎn)控制通過左右傾轉(zhuǎn)旋翼(2)的升力差實現(xiàn)，航向控制通過改變主升力旋翼(1)上下旋翼的槳距實現(xiàn)。過渡狀態(tài)的姿態(tài)控制方法要基于多旋翼控制方法針對具體布局形式進(jìn)行設(shè)計，此實施例的控制方法不應(yīng)限制本發(fā)明內(nèi)容。

本實施例飛行器在平飛狀態(tài)時，傾轉(zhuǎn)旋翼(2)和傾轉(zhuǎn)翼面(3)完全傾轉(zhuǎn)至與飛行方向平行，此時主升力旋翼(1)提供主要升力，傾轉(zhuǎn)旋翼(2)的拉力驅(qū)動飛行器前飛，通過改變傾轉(zhuǎn)翼面的升力實現(xiàn)對飛行器姿態(tài)的控制。俯仰控制通過后傾轉(zhuǎn)翼面(32)的傾轉(zhuǎn)實現(xiàn)，滾轉(zhuǎn)控制通過改變左右傾轉(zhuǎn)翼面副翼(312)偏角差實現(xiàn)，航向控制通過改變左右傾轉(zhuǎn)旋翼(2)拉力實現(xiàn)。平飛狀態(tài)的姿態(tài)控制方法要基于固定翼飛行器控制方法針對具體布局形式進(jìn)行設(shè)計，此實施例的控制方法不應(yīng)限制本發(fā)明內(nèi)容。

本發(fā)明的核心在于傾轉(zhuǎn)旋翼及傾轉(zhuǎn)翼面與共軸雙旋翼的結(jié)合，涉及一種復(fù)合式傾轉(zhuǎn)旋翼直升機。本發(fā)明不局限于上述具體實施方式，如果對本發(fā)明的各種改動和變形不脫離本發(fā)明范圍，仍屬于本發(fā)明的權(quán)利要求和同等技術(shù)范圍之內(nèi)。