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一种垂直起降飞行器

阅读：1236发布：2020-05-19

IPRDB可以提供一种垂直起降飞行器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明公开了一种垂直起降飞行器，包括机身、机翼、一套倾转机构、两套大功率旋翼系统以及四套小功率旋翼系统。机翼与机身连接，通过倾转机构实现倾转，两套大功率油动旋翼系统直接固定在机翼上，四套小功率电动旋翼系统通过连接组件固定在机翼上。垂直起降时，通过两套大功率油动旋翼系统提供大升力，四套小功率电动旋翼系统提供配平力使飞行器稳定起降；水平飞行时，由两套大功率旋翼系统提供前进动力，由机翼提供升力。本发明可以满足大负载垂直起降的需求，同时确保垂直起降过程的稳定性。六套旋翼系统与机翼共用一套倾转机构，可确保两套大功率旋翼系统和四套小功率旋翼系统倾转过程的一致性，便于倾转过程的姿态控制。，下面是一种垂直起降飞行器专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种垂直起降飞行器，其特征在于，包括：机身(1)；倾转机构(4)，安装在机身(1)重心位置附近；第一机翼(2)和第二机翼(3)，对称分布于机身两侧且安装于倾转机构(4)上；

第一小功率旋翼系统(5)、第二小功率旋翼系统(6)固定安装在第一机翼(2)上，当第一机翼(2)处于水平状态时，第一小功率旋翼系统(5)、第二小功率旋翼系统(6)位于第一机翼(2)上下两侧；第三小功率旋翼系统(7)、第四小功率旋翼系统(8)固定安装在第二机翼(3)上，当第二机翼(3)处于水平状态时，第三小功率旋翼系统(7)、第四小功率旋翼系统(8)位于第二机翼(3)上下两侧；四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)的姿态相同；

第一大功率旋翼系统(9)，固定安装在第一机翼(2)上；第二大功率旋翼系统(10)，固定安装在第二机翼(3)上；两套大功率旋翼系统(9、10)的姿态相同；

四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)和两套大功率旋翼系统(9、10)的朝向一致，在倾转机构(4)的作用下同时倾转；第一机翼(2)和第二机翼(3)与四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)以及两套大功率旋翼系统(9、10)的相对姿态在倾转过程中保持一致。

2.如权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：垂直起降时，第一机翼(2)和第二机翼(3)的翼根弦线与水平面基本垂直；水平飞行时，第一机翼(2)和第二机翼(3)的翼根弦线与水平面基本平行。

3.如权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：四套小功率旋翼系统(5、6、

7、8)结构相同，均包括小功率电机(15)和小旋翼桨叶(16)。

4.如权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：第一大功率旋翼系统(9)和第二大功率旋翼系统(10)结构相同，均包括大功率油动发动机(17)和大功率旋翼桨叶(18)。

5.如权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：第一大功率旋翼系统(9)和第二大功率旋翼系统(10)结构相同，均包括大功率燃料电池电机(17)和大功率旋翼桨叶(18)。

6.如权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：四套小功率旋翼系统(5、6、

7、8)的结构均可折叠。

7.如权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：四套小功率旋翼系统(5、6、

7、8)的总功率约为两套大功率旋翼系统(9、10)总功率的20％。

8.如权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：机身(1)包括控制舵。

9.如权利要求1所述的一种垂直起降飞行器，其特征在于：机身(1)采用框架结合蒙皮的结构形式。

说明书全文

一种垂直起降飞行器

技术领域

[0001] 本发明属于航天飞行动力机械领域，具体涉及一种垂直起降飞行器。

背景技术

[0002] 随着无人飞行器的发展，目前已有多种可实现垂直起降和快速水平飞行的无人飞行器方案，如油动倾转旋翼方案，以鹰眼无人机为代表；如复合旋翼式方案，以大鹏无人机为代表。

[0003] 以鹰眼无人机为代表的油动倾转旋翼方案，采用涡轮或活塞形式的油动发动机提供动力，可以实现大负载的运载，但是在垂直起降和倾转过程中油动倾转旋翼系统实现飞行稳定的控制难度非常大。

[0004] 以大鹏无人机为代表的复合旋翼式方案，其垂直起降过程采用电动方式，因电池密度小，难以提起大负载，存在负载小的缺陷问题。

发明内容

[0005] 针对以上飞行器同时实现大负载和稳定的飞行控制难度较大的缺陷，本发明提供了一种垂直起降飞行器，能够较容易实现大负载及稳定的飞行控制，包括：机身(1)；倾转机构(4)，安装在机身(1)重心位置附近；第一机翼(2)和第二机翼(3)，对称分布于机身两侧且安装于倾转机构(4)上；

[0006] 第一小功率旋翼系统(5)、第二小功率旋翼系统(6)固定安装在第一机翼(2)上；第三小功率旋翼系统(7)、第四小功率旋翼系统(8)固定安装在第二机翼(3)上；四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)的姿态相同；

[0007] 第一大功率旋翼系统(9)，固定安装在第一机翼(2)上；第二大功率旋翼系统(10)，固定安装在第二机翼(3)上；两套大功率旋翼系统(9、10)的姿态相同；

[0008] 四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)和两套大功率旋翼系统(9、10)的朝向一致，在倾转机构(4)的作用下同时倾转；第一机翼(2)和第二机翼(3)与四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)以及两套大功率旋翼系统(9、10)的相对姿态在倾转过程中保持一致。

[0009] 进一步地，垂直起降时，第一机翼(2)和第二机翼(3)的翼根弦线与水平面基本垂直；水平飞行时，第一机翼(2)和第二机翼(3)的翼根弦线与水平面基本平行。

[0010] 进一步地，第一小功率旋翼系统(5)、第二小功率旋翼系统(6)位于第一机翼(2)两侧；第三小功率旋翼系统(7)、第四小功率旋翼系统(8)位于第二机翼(3)两侧；

[0011] 进一步地，四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)结构相同，均包括小功率电机(15)和小旋翼桨叶(16)。

[0012] 进一步地，第一大功率旋翼系统(9)和第二大功率旋翼系统(10)结构相同，均包括大功率油动发动机(17)和大功率旋翼桨叶(18)。

[0013] 进一步地，第一大功率旋翼系统(9)和第二大功率旋翼系统(10)结构相同，均包括大功率燃料电池电机(17)和大功率旋翼桨叶(18)。

[0014] 进一步地，四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)的结构均可折叠。

[0015] 进一步地，四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)的总功率为两套大功率旋翼系统(9、10)总功率的约20％。

[0016] 进一步地，机身(1)包括控制舵。

[0017] 进一步地，机身(1)采用框架结合蒙皮的结构形式。

[0018] 总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案能够取得下列有益效果：

[0019] 本发明的垂直起降飞行器布局合理，结构紧凑，两套大功率旋翼系统、四套小功率旋翼系统配合机翼及倾转机构可实现稳定可靠的同步倾转，降低了倾转过程中的不一致性；两套大功率旋翼系统可以实现在垂直起降过程中为大负载提供足够的升力，用四套小功率旋翼系统提供较小的配平力来实现飞行器稳定飞行控制，大大降低了控制难度；垂直起降、倾转和平飞过程的姿态与稳定都可以通过调整四套小功率旋翼系统的电机转速来实现，降低了控制难度。本发明结构简单，工作可靠，实现了飞行器垂直起降、快速巡航和长航时的功能。

附图说明

[0020] 图1是本发明第一实施例中垂直起降方式示意图；

[0021] 图2是图1中水平飞行方式示意图。

[0022] 在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：

[0023] 1-机身，2-第一机翼，3-第二机翼，4-倾转机构，5-第一小功率旋翼系统，6-第二小功率旋翼系统，7-第三小功率旋翼系统，8-第四小功率旋翼系统，9-第一大功率旋翼系统，10-第二大功率旋翼系统，11-水平尾翼，12-垂直尾翼，13-第一连接组件，14-第二连接组件，15-小功率电机，16-小功率-旋翼桨叶，17-大功率油动发动机，18为大功率-旋翼桨叶。

具体实施方式

[0024] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

[0025] 请参照图1及图2，本实施例的一种垂直起降飞行器包括：机身1，机身1采用框架结合蒙皮的结构形式，机身1上设有水平尾翼11和垂直尾翼12；倾转机构4，安装在机身1重心位置附近；第一机翼2和第二机翼3，对称分布于机身两侧且安装于倾转机构4上；第一小功率旋翼系统5、第二小功率旋翼系统6固定安装在第一机翼2上，位于第一机翼2两侧；第三小功率旋翼系统7、第四小功率旋翼系统8固定安装在第二机翼3上，位于第二机翼3两侧；四套小功率旋翼系统5、6、7、8的姿态相同；四套小功率旋翼系统5、6、7、8结构相同，均包括小功率电机15和小旋翼桨叶16；四套小功率旋翼系统5、6、7、8的结构均可折叠。

[0026] 第一大功率旋翼系统9，固定安装在第一机翼2上；第二大功率旋翼系统10，固定安装在第二机翼3上；两套大功率旋翼系统9、10的姿态相同；两套大功率旋翼系统9、10的结构相同，均包括大功率油动发动机17和大功率旋翼桨叶18。

[0027] 四套小功率旋翼系统5、6、7、8和两套大功率旋翼系统9、10的朝向一致，在倾转机构4的作用下同时倾转；第一机翼2和第二机翼3与四套小功率旋翼系统5、6、7、8以及两套大功率旋翼系统9、10的相对姿态在倾转过程中保持一致。

[0028] 通过以上结构配置，倾转机构4能够绕着机身1旋转，机翼2、3可随倾转机构4同步旋转，四套小功率电动旋翼系统5、6、7、8和两套大功率油动旋翼系统9、10固定安装在机翼2、3上随机翼同步倾转；垂直起降时，第一机翼2和第二机翼3的翼根弦线与水平面基本垂直；水平飞行时，第一机翼2和第二机翼3的翼根弦线与水平面基本平行。

[0029] 初始安装时，机翼2、3的翼根弦线与水平面的夹角(机翼前缘朝向与机头在水平面的朝向之间的最小角度)为92°。在垂直起降时，利用两套大功率油动旋翼系统9、10提供大升力，当需要平飞时，倾转机构4逐步倾转，带动机翼2、3、四套小功率旋翼系统5、6、7、8及两套大功率旋翼系统9、10同步倾转，直至翼根弦线水平，两套大功率旋翼系统9、10提供前进的动力，由机翼2、3提供升力。

[0030] 本实例中，机身长度5000mm(含尾翼)，机身最大宽度600mm。机翼可选择EPLER748翼型，弦长370mm，翼展6000mm(指飞行器两端机翼翼尖间距)，倾转机构4的材料选择为高强度钢，其强度大于690MPa。四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)的总功率为两套大功率旋翼系统(9、10)总功率的约20％，例如两套大功率旋翼系统(9、10)总功率为5KW时，取四套小功率旋翼系统(5、6、7、8)的总功率为1KW左右。

[0031] 本实施例的作用过程及飞行控制原理如下：

[0032] 1)当本飞行器垂直起降时，两套大功率旋翼系统、四套小功率旋翼系统的旋转轴与水平面垂直，机翼与水平面成基本垂直状态，如图1中所处的位置，两套大功率旋翼系统为飞行器提供大升力，实现大负载能力。在飞行器垂直起降过程中，需要调整俯仰角时，同时增大(或减小)小功率旋翼系统6、8的转速，从而增大(或减小)小功率旋翼系统6、8的升力，实现俯仰角的调整；需要调整偏航角时，同时增大(或减小)小功率旋翼系统5、8的转速，从而增大(或减小)飞行器的转矩，实现滚转角的调整；需要调整滚转角时，同时增大(或减小)小功率旋翼系统5、6的转速，从而增大(或减小)小功率旋翼系统5、6的升力，实现滚转角的调整。

[0033] 2)当本飞行器从垂直起降状态调整到水平飞行状态时，倾转机构4带动机翼2、3以及两套大功率旋翼系统9、10和四套小功率旋翼系统5、6、7、8同步倾转，在倾转过程中，尽量保证机身的姿态与水平面基本平行。需要调整俯仰角时，同时增大(或减小)小功率旋翼系统6、8的转速，从而增大(或减小)小功率旋翼系统6、8的升力，实现俯仰角的调整；调整滚转角和偏航角时较复杂，通过逐步改变不同旋翼系统的转速，改变其升力，从而实现滚转角和偏航角的调整。

[0034] 3)当本飞行器水平飞行时，机翼2、3以及两套大功率旋翼系统9、10和四套小功率旋翼系统5、6、7、8与水平面基本平行，如图2中所处的位置，两套大功率旋翼系统9、10为飞行器提供前进方向的水平动力，机翼2、3为飞行器提供升力。在飞行器水平飞行过程中，需要调整俯仰角时，同时增大(或减小)小功率旋翼系统(6、8)的转速，从而增大(或减小)小功率旋翼系统(6、8)的动力，实现俯仰角的调整；需要调整偏航角时，同时增大(或减小)小功率旋翼系统(5、6)的转速，从而增大(或减小)小功率旋翼系统(5、6)的动力，实现滚转角的调整；需要调整滚转角时，同时增大(或减小)小功率旋翼系统(5、8)的转速，从而增大(或减小)飞行器的转矩，实现滚转角的调整。

[0035] 在其他实施例中(未图示)，两套大功率旋翼系统9、10也可以是电动大功率旋翼系统，均包括大功率燃料电池电机17和大功率旋翼桨叶18。

[0036] 在其他实施例中(未图示)，四套小功率旋翼系统5、6、7、8的转速搭配可以依照第一实施例揭示的方案进行其他组合，例如小功率旋翼系统5、7搭配同时增大或减小转速，以调整俯仰角。

[0037] 在其他实施例中(未图示)，水平飞行过程中，如果飞行环境稳定，不需要四套小功率旋翼系统5、6、7、8辅助控制平稳，则可以将四套小功率旋翼系统5、6、7、8折叠起来，从而进一步减小水平巡飞过程中的气动阻力。

[0038] 在其他实施例中(未图示)，当飞行器上安装有控制舵时，可主要通过控制舵的调整来控制水平飞行时的俯仰、偏航和滚转运动的姿态及稳定，四套小功率旋翼系统5、6、7、8仅在必要时启用进行辅助控制。当飞行器上没有安装控制舵时，则通过调整四套小功率电动旋翼系统的转速来改变各自推力的大小，从而控制飞行器水平飞行时俯仰、偏航和滚转运动的姿态与稳定。

[0039] 与现有技术相比，通过本发明所构思的以上技术方案能够取得下列有益效果：

[0040] (1)本发明通过两套大功率旋翼系统提供垂直起降升力，可以实现在垂直起降过程中为大负载提供足够的升力，从而破除传统电动多旋翼系统负载小的难题。

[0041] (2)本发明通过两套大功率旋翼系统提供垂直起降升力，四套小功率旋翼系统提供控制力以及辅助起降升力，可以在满足大负载垂直起降需求的同时确保垂直起降过程的稳定性。四套小功率旋翼系统提供足够的控制力来实现配平垂直起降过程中大功率旋翼系统产生的力，从而破除以鹰眼无人机为代表的油动倾转旋翼方案飞行控制稳定难题，确保垂直起降过程的稳定性。

[0042] (3)本发明通过机翼在水平飞行的过程中为飞行器提供升力，大功率旋翼系统提供向前的动力，与传统的多旋翼系统全靠旋翼系统自身既提供向前的动力、又提供向上的升力相比，相同平飞速度及负载下明显减少了飞行器平飞过程中的能耗，达到增加航程的目的，且大功率旋翼系统的能耗全部用来提供向前的动力，可使飞行器平飞速度更快，从而实现飞行器快速平飞及增加航程的目的。

[0043] (4)本发明通过倾转机翼，带动两套大功率旋翼系统和四套小功率旋翼系统同步倾转，实现了飞行器的垂直起降功能、快速平飞以及定点悬停功能。在垂直起降时，通过两套大功率油动旋翼系统提供升力，四套小功率电动旋翼系统提供较小的配平力使飞行器稳定飞行；当需要平飞时，倾转机构逐步倾转，带动机翼、两套大功率油动旋翼系统和四套小功率电动旋翼系统同步倾转，两套大功率油动旋翼系统提供动力，由机翼提供升力；当需要定点悬停时，倾转机构带动机翼、两套大功率油动旋翼系统和四套小功率电动旋翼系统同步倾转，使飞行器回到垂直起降模式，实现定点悬停。

[0044] (5)本发明机翼与六套旋翼系统同步倾转，确保机翼、两套大功率油动旋翼系统和四套小功率电动旋翼系统在倾转过程中的相对姿态保持一致，从而便于倾转过程中姿态的稳定控制。

[0045] (6)本发明可通过调整四套小功率电动旋翼系统的转速来改变各自动力的大小，从而作为附加控制力控制飞行器水平飞行时俯仰、偏航和滚转运动的姿态与稳定。

[0046] (7)本发明机翼可倾转，在飞行器垂直起降时，机翼的翼根弦线竖直，向上的阻力受力面积大大减小，对飞行器向上运动的气动阻力最小，同时可确保倾转机构尺寸紧凑，受力更加合理。

[0047] (8)四套小功率旋翼系统的总功率为两套大功率旋翼系统总功率的约20％，在保证良好控制力的前提下，降低了四套小功率旋翼系统的负担，从而降低小功率旋翼系统的设计难度，节约成本。

[0048] 本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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