本發(fā)明屬飛行領(lǐng)域，涉及一種尾部裝有雙向推力涵道螺旋槳的傾轉(zhuǎn)翼垂直起落飛行器。

背景技術(shù)：

當前各種垂直起降4～8軸飛行器種類繁多，其完成短距、定點、低速任務比較方便，但因其工作時大多時間處于懸停狀態(tài)，發(fā)動機功率載荷低(小于5kg/kw)，耗電大，無法實現(xiàn)遠距離、長航時工作，且水平飛行速度有限。

固定翼飛機由于大多以機翼承載水平飛行方式運行，其功率載荷(15～20kg/kw)遠高于多軸飛行器，這也是各類多軸飛行器所無法比擬的。固定翼飛機在與相同條件的多軸機相比，功率載荷要高3～4倍，也就是說在相同條件下平飛時可節(jié)約同樣倍數(shù)的電能。

除傾轉(zhuǎn)翼形式外的所有垂直飛行器最大的缺點就是發(fā)動機的功率載荷低，乃至飛行距離及速度受限，而傾轉(zhuǎn)翼方式的直升機不但可實現(xiàn)垂直起落，還可在相同重量和電能的條件下實現(xiàn)較遠距離較長航時及更高速度的飛行。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所提供的新型飛行器，可在陸地及艦上實現(xiàn)垂直起降，且具有航時長、速度高、在配合專用快速燃氣助推裝置時可實現(xiàn)陸上和艦上的快速助推起飛、并直接由爬升轉(zhuǎn)入平飛狀態(tài)。

本發(fā)明的飛行器無需機場，可在陸地或艦上垂直起落，工作時大多時間以水平狀態(tài)飛行，而且在懸停及飛行中利用尾部雙向推進涵道螺旋槳有效控制飛行方向，在與快速燃氣助推裝置配合時可實現(xiàn)艦載快速起飛，以完成各種監(jiān)測任務，特別是艦載察打一體化綜合任務。

本發(fā)明的飛行器包括機身，所述機身裝有前后四個帶有升力螺旋槳的可傾轉(zhuǎn)機翼，第一可傾轉(zhuǎn)機翼與第二可傾轉(zhuǎn)機翼同軸；第三可傾轉(zhuǎn)機翼與第四可傾轉(zhuǎn)機翼同軸，四個升力螺旋槳與四個可傾轉(zhuǎn)機翼為固定連接，每個升力螺旋槳均由電機驅(qū)動；所述飛行器尾部裝有無活動舵面垂直尾翼，該垂直尾翼下部與飛行方向垂直設(shè)有雙向推力涵道螺旋槳，用以實現(xiàn)飛行器懸停及飛行中的方向控制；所述機身的下部安裝有前三點起落架，在地面停置時，機身下部與水平面夾角2-3度，此為機身滑跑及飛行時最大升阻比攻角。

其中，所述機身兩側(cè)外部安裝有兩個同步裝置，可在90度內(nèi)實現(xiàn)四個帶有升力螺旋槳的可傾轉(zhuǎn)機翼完成同步傾轉(zhuǎn)，以實現(xiàn)垂直起落與水平飛行的轉(zhuǎn)換。

其中，所述機身側(cè)面為翼型流線體，以組成升力機身。

其中，所述機身的下部兩側(cè)均安裝有縱向安置的扁平機腹邊條,所述機腹邊條與水平面夾角為30度。

其中，所述機身上設(shè)有兩個助推導管，所述助推導管沿從所述機身前部到后部的方向延伸。

其中，所述機身的上表面安裝有自救傘倉。

其中，前側(cè)兩個所述升力螺旋槳的底部均設(shè)有側(cè)傾保護輪，該側(cè)傾保護輪與該側(cè)主起落架機輪觸地點夾角不小于8度，所述升力螺旋槳的翼尖距地面距離不小于6cm。

本發(fā)明飛行器具有如下有益效果：

本發(fā)明飛行器可在陸地及艦上實現(xiàn)垂直起降，且具有航時長、速度高和起飛快速的優(yōu)點。本發(fā)明的飛行器無需機場，可在陸地或艦上垂直起落，飛行時大多時間以水平狀態(tài)飛行，而且可利用尾部雙向涵道螺旋槳確保懸停及飛行狀態(tài)方向的有效控制，能夠完成各種監(jiān)測任務，特別是艦載察打一體化綜合任務。

應當理解的是，以上的一般描述和后文的細節(jié)描述僅是示例性和解釋性的，并不能限制本發(fā)明。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹。

圖1為本發(fā)明飛行器地面停放(或垂直起飛、懸停)姿態(tài)的側(cè)視示意圖；

圖2為本發(fā)明飛行器地面停放(或垂直起飛、懸停)姿態(tài)的俯視示意圖；

圖3為本發(fā)明飛行器地面停放(或垂直起飛、懸停)姿態(tài)的前視示意圖；

圖4為本發(fā)明飛行器水平飛行姿態(tài)的前視示意圖；

圖5為本發(fā)明飛行器水平飛行姿態(tài)的俯視示意圖；

圖6為本發(fā)明飛行器水平飛行姿態(tài)的側(cè)視示意圖；

圖7為本發(fā)明飛行器地面滑跑(超載)起飛姿態(tài)的側(cè)視示意圖。

附圖標記說明：

1光電吊艙

2機身

3第一旋翼

4第一電機

5自救傘倉

6第三旋翼

7垂直尾翼

8水平尾舵

9涵道螺旋槳

10后起落架

11機腹邊條

12前起落架

13助推導管

14第一可傾轉(zhuǎn)機翼

15第三可傾轉(zhuǎn)機翼

16gps天線

17同步連桿

18側(cè)傾保護輪

19第三電機

20中軸線

21第二旋翼

22第四旋翼

23第二可傾轉(zhuǎn)機翼

24第四可傾轉(zhuǎn)機翼

25第二電機

26第四電機

具體實施方式

下面結(jié)合附圖介紹本發(fā)明的實施例。

如圖1-7所示，本發(fā)明的飛行器包括機身2，機身2裝有前后四個帶有升力螺旋槳的可傾轉(zhuǎn)機翼，第一可傾轉(zhuǎn)機翼14與第二可傾轉(zhuǎn)機翼23同軸；第三可傾轉(zhuǎn)機翼19與第四可傾轉(zhuǎn)機翼24同軸，四個升力螺旋槳與四個可傾轉(zhuǎn)機翼為固定連接，每個升力螺旋槳均由電機驅(qū)動；飛行器尾部裝有無活動舵面的垂直尾翼7，該垂直尾翼7下部與飛行方向垂直設(shè)有雙向推力涵道螺旋槳9，用以實現(xiàn)飛行器懸停及飛行中的方向控制；機身2的下部安裝有前三點起落架，在地面停置時，機身2下部與水平面夾角a為2-3度，此為機身滑跑及飛行時最大升阻比攻角。

本發(fā)明的飛行器無需機場，可在陸地或艦上垂直起落，工作時大多數(shù)時間以水平狀態(tài)飛行，而且可利用尾部雙向推力涵道螺旋槳9確保懸停及飛行狀態(tài)時方向的有效控制，可完成多種監(jiān)測任務，特別是艦載察打一體化綜合任務。本發(fā)明飛行器尾部的垂直尾翼7僅設(shè)一固定舵面及小直徑可調(diào)推力雙向涵道螺旋槳9，利用可快速轉(zhuǎn)換推力方向的雙向推力涵道螺旋槳9有效實現(xiàn)懸停及飛行時的方向控制。在本發(fā)明的一個實施例中，飛行器例如可以為一種尾部裝有雙向推力涵道螺旋槳的傾轉(zhuǎn)翼垂直起落直升機。

下面詳細介紹本發(fā)明的實施例。

在本發(fā)明的一個實施例中，如圖2所示，機身2的中軸線20從機身2前部延伸至機身2后部，機身2的一個側(cè)面安裝有第一可傾轉(zhuǎn)機翼14和第三可傾轉(zhuǎn)機翼15，另一個側(cè)面安裝有第二可傾轉(zhuǎn)機翼23和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24，第一可傾轉(zhuǎn)機翼14和第三可傾轉(zhuǎn)機翼15位于中軸線20的一側(cè)，第二可傾轉(zhuǎn)機翼23和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24位于中軸線20的另一側(cè)。第一可傾轉(zhuǎn)機翼14上安裝有第一旋翼(升力螺旋槳)3和第一電機4，該第一電機4驅(qū)動第一旋翼3，第一可傾轉(zhuǎn)機翼14與第一旋翼3為固定連接。第二可傾轉(zhuǎn)機翼23上安裝有第二旋翼(升力螺旋槳)21和第二電機25，該第二電機25驅(qū)動第二旋翼21，第二可傾轉(zhuǎn)機翼23與第二旋翼21為固定連接。第三可傾轉(zhuǎn)機翼15上安裝有第三旋翼6(升力螺旋槳)和第三電機19，該第三電機19驅(qū)動第三旋翼6，第三旋翼6與第三可傾轉(zhuǎn)機翼15為固定連接。第四可傾轉(zhuǎn)機翼24上安裝有第四旋翼22(升力螺旋槳)和第四電機26，該第四電機26驅(qū)動第四旋翼22，第四可傾轉(zhuǎn)機翼24與第四旋翼22為固定連接。第一可傾轉(zhuǎn)機翼14和第二可傾轉(zhuǎn)機翼23位于機身2前部位置，第三可傾轉(zhuǎn)機翼15和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24位于機身2后部位置。第一可傾轉(zhuǎn)機翼14與第一旋翼3一同傾轉(zhuǎn)，第二可傾轉(zhuǎn)機翼23與第二旋翼21一同傾轉(zhuǎn)，第三可傾轉(zhuǎn)機翼15與第三旋翼6一同傾轉(zhuǎn)，第四可傾轉(zhuǎn)機翼24與第四旋翼22一同傾轉(zhuǎn)。下面將第一可傾轉(zhuǎn)機翼14和第二可傾轉(zhuǎn)機翼23合稱為前可傾轉(zhuǎn)機翼，將第三可傾轉(zhuǎn)機翼15和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24合稱為后可傾轉(zhuǎn)機翼，將第一旋翼3和第二旋翼21合稱為前旋翼，將第三旋翼6和第四旋翼22合稱為后旋翼進行描述。如圖1-3所示，當飛行器垂直起飛或懸停時，前旋翼和后旋翼為飛行器提供升力，如圖4-6所示，當飛行器水平飛行時，前旋翼和后旋翼為飛行器提供向前飛行的拉力，如圖7所示，當飛行器地面滑跑起飛時，前旋翼和后旋翼為飛行器提供升力及拉力，以實現(xiàn)短距滑跑起飛。

機身2的外部兩側(cè)安裝有兩個相同的同步連桿17，同步連桿17連接第一可傾轉(zhuǎn)機翼14和第三可傾轉(zhuǎn)機翼15，另一側(cè)同步連桿17連接第二可傾轉(zhuǎn)機翼23和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24。在本發(fā)明的一個實施例中，同步連桿17與第一可傾轉(zhuǎn)機翼14和第三可傾轉(zhuǎn)機翼15之間為軸連接，機身2另一側(cè)同步連桿17與第二可傾轉(zhuǎn)機翼23和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24之間為軸連接，第一可傾轉(zhuǎn)機翼14和第二可傾轉(zhuǎn)機翼23同軸，第三可傾轉(zhuǎn)機翼15和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24同軸。一個同步連桿17帶動第一可傾轉(zhuǎn)機翼14和第三可傾轉(zhuǎn)機翼15同步傾轉(zhuǎn)。機身另一側(cè)同步連桿17帶動第二可傾轉(zhuǎn)機翼23和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24同步傾轉(zhuǎn)。同步連桿17轉(zhuǎn)動的角度b為90度。如圖1-3所示，當飛行器垂直起飛或懸停時，前旋翼和后旋翼的拉力線方向垂直向上，如圖4-6所示，當飛行器水平飛行時，前旋翼和后旋翼拉力線水平向前，如圖7所示,當飛行器地面滑跑起飛時，前旋翼和后旋翼拉力線呈40度角斜拉狀態(tài)，也就是說,本發(fā)明飛行器在不同的工作模式,前旋翼和后旋翼拉力線方向不同,當飛行器在不同工作模式之間轉(zhuǎn)換時，前旋翼和后旋翼的傾角和轉(zhuǎn)速也要改變。同步連桿17的轉(zhuǎn)動可實現(xiàn)帶動第一可傾轉(zhuǎn)機翼14、第三可傾轉(zhuǎn)機翼15、第二可傾轉(zhuǎn)機翼23和第四可傾轉(zhuǎn)機翼24傾轉(zhuǎn)，從而帶動第一旋翼3、第二旋翼21、第三旋翼6和第四旋翼22傾轉(zhuǎn)，以使第一旋翼3、第二旋翼21、第三旋翼6和第四旋翼22的狀態(tài)改變。同步連桿17的作用為使第一旋翼3、第二旋翼21、第三旋翼6和第四旋翼22改變狀態(tài)的步調(diào)一致,同步傾轉(zhuǎn)。本發(fā)明的第一旋翼3、第二旋翼21、第三旋翼6和第四旋翼22可同步實現(xiàn)90度傾轉(zhuǎn)，以完成飛行器由垂直起飛過渡到平飛的轉(zhuǎn)換。

如圖1-7所示，本發(fā)明的飛行器包括機身2，機身2為寬體機身，整體為扁平狀，前部和后部均為弧形，機身2側(cè)面為翼型流線體，以組成升力機身。如圖1所示，機身2的最大升阻比攻角a為2-3度，最大升阻比攻角a為機身下部與水平地面的夾角。在本發(fā)明的一個實施例中，最大升阻比攻角a為2.5度。本發(fā)明的機身2在水平飛行時，以最大升阻比攻角a運行，本發(fā)明的機身2不但是一個有效的升力體，還為機內(nèi)增設(shè)氫燃料電池系統(tǒng)提供了足夠的空間，使艦載電動飛機達到4小時以上的飛行時間成為可能。

機身2的頭部安裝有光電吊艙1，光電吊艙1中設(shè)置有多種傳感器，用于完成相關(guān)空中偵察或攻擊任務。

機身2的后部上表面安裝有無活動舵面的垂直尾翼7，垂直尾翼7下部與飛行方向垂直設(shè)有涵道，涵道中安裝有雙向推力涵道螺旋槳9。垂直尾翼7的作用一是安裝雙向推力涵道螺旋槳9，二是在飛行器水平飛行時控制方向。其中，雙向推力涵道螺旋槳9產(chǎn)生雙向推力，以實現(xiàn)該飛行器在懸?；蚱斤w時方向的控制。本發(fā)明的雙向推力涵道螺旋槳9轉(zhuǎn)動慣量小，能夠快速從正轉(zhuǎn)切換為反轉(zhuǎn)，或快速從反轉(zhuǎn)切換為正轉(zhuǎn)，確保了飛行器在懸停及飛行狀態(tài)時方向的有效控制。本發(fā)明飛行器省略了一般飛機的方向舵控制面，簡化了結(jié)構(gòu)，減輕了飛行器的重量，而且在懸停時，通過雙向推力涵道螺旋槳9與兩個對角旋翼驅(qū)動電機差轉(zhuǎn)配合，能夠完成在懸停姿態(tài)下方向的有效控制。

機身2的尾部安裝有水平尾舵8，水平尾舵8用于飛行器水平飛行姿態(tài)的控制，如圖1所示，水平尾舵8的旋轉(zhuǎn)角度c為±25度，也就是說，水平尾舵8可以向上旋轉(zhuǎn)25度，也可以向下旋轉(zhuǎn)25度。

機身2的前部下側(cè)安裝有前起落架12，機身2的后部下側(cè)安裝有后起落架10。

機身2下部的兩側(cè)均安裝有縱向安置的扁平機腹邊條11，機腹邊條11為長條狀。如圖2所示，兩個機腹邊條11位于機身兩側(cè)下部，在本發(fā)明的一個實施例中，機腹邊條11從機身2的頭部延伸至機身2的尾部。飛行器在平飛時，機腹邊條11能夠增加升力；飛行器在垂直起飛或懸停時，機腹邊條11能夠有效增加氣墊效應。在本發(fā)明的一個實施例中，如圖3和圖4所示，機腹邊條11向下傾斜，這樣機腹邊條11能有效改善飛行器垂直起降的性能。在本發(fā)明的另一個實施例中，機腹邊條11與寬體機身2底面的夾角為30度。

機身2上設(shè)有兩個助推導管13，助推導管13從機身2的前部延伸至機身2的后部。一方面助推導管13是機身2的貫通加強梁，同時也使機身2結(jié)構(gòu)得到加強；另一方面通過助推導管13與輕量化內(nèi)燃快速助推裝置的配合，飛行器可在艦上(或陸地)實現(xiàn)60度仰角快速助推起飛，起飛后即進入爬升及轉(zhuǎn)為平飛，不但縮短了起飛轉(zhuǎn)換到平飛過程所需時間，而且有效降低了轉(zhuǎn)換過程所消耗的電能，增加了航程，使得本發(fā)明飛行器適合完成艦隊的警戒、中繼通信、護航等多種任務。

機身2的中部上表面安裝有自救傘倉5，在遇到極端情況時，自救傘倉5會打開，彈出自救傘，確保飛行器安全回收。

如圖3所示，第一旋翼3和第二旋翼21的底部均設(shè)有側(cè)傾保護輪18，以防止粗暴降落及遇強側(cè)風時翼尖觸地。在本發(fā)明的一個實施例中，如圖3所示，該側(cè)傾保護輪18與該側(cè)主起落架機輪觸地點夾角不小于8度，也就是說，該側(cè)傾保護輪18與該側(cè)主起落架機輪觸地點(即該側(cè)后起落架10機輪的觸地點)的連線與水平地面的夾角不小于8度，以防止翼尖觸地。

如圖1所示，機身2上還設(shè)有g(shù)ps(globalpositioningsystem，全球定位系統(tǒng))，以實現(xiàn)飛行器的定位。

如圖7所示，當飛行器有條件以機場跑道滑跑方式起飛時，第一旋翼3的主軸、第二旋翼21的主軸、第三旋翼6的主軸和第四旋翼22的主軸與水平地面的最小夾角不得低于40度，以避免升力螺旋槳翼尖觸地，此時，四個升力螺旋槳的翼尖與地面的最小距離為6cm。

本發(fā)明是一種具有艦載(無需專用機場)垂直起落及在專用助推器下實現(xiàn)快速起飛的飛行器，除能完成直升機的所有功能外，大多時間均以固定翼方式高速水平飛行的新型飛行器，本發(fā)明的飛行器例如可以為電動無人機。

在本發(fā)明中，術(shù)語“第一”、“第二”僅用于描述的目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性；術(shù)語“多個”則指兩個或兩個以上，除非另有明確的限定。術(shù)語“安裝”、“相連”、“連接”、“固定”等術(shù)語均應做廣義理解，例如，“連接”可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；“相連”可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連。對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以根據(jù)具體情況理解上述術(shù)語在本發(fā)明中的具體含義。

本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“上”、“下”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或單元必須具有特定的方向、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此，不能理解為對本發(fā)明的限制。

在本說明書的描述中，術(shù)語“一個實施例”、“一些實施例”、“具體實施例”等的描述意指結(jié)合該實施例或示例描述的具體特征、結(jié)構(gòu)、材料或特點包含于本發(fā)明的至少一個實施例或示例中。在本說明書中，對上述術(shù)語的示意性表述不一定指的是相同的實施例或?qū)嵗６?，描述的具體特征、結(jié)構(gòu)、材料或特點可以在任何的一個或多個實施例或示例中以合適的方式結(jié)合。

以上所述僅是本發(fā)明的具體實施方式，使本領(lǐng)域技術(shù)人員能夠理解或?qū)崿F(xiàn)本發(fā)明。對這些實施例的多種修改對本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說將是顯而易見的，本文中所定義的一般原理可以在不脫離本發(fā)明的精神或范圍的情況下，在其他實施例中實現(xiàn)。因此本發(fā)明將不會被限制于本文所示的這些實施例，而是要符合與本文所公開的原理和新穎特點相一致的最寬的范圍。

以上的本發(fā)明實施方式，并不構(gòu)成對本發(fā)明保護范圍的限定。