一种可倾转旋翼小型飞行器的制造方法
【专利摘要】本发明属于飞机设计技术，涉及对倾转旋翼飞行器布局的改进。其特征在于：所说的机翼是一个平直上单翼；四个动力单元分为两组，第一组为前动力单元组，前动力单元(7)中的前动力单元倾转机构(7c)的固定端与机翼(5)的前缘连接，前动力单元旋翼(7a)为拉进桨；第二组为后动力单元组，后动力单元(6)中的后动力单元倾转机构(6c)的固定端与机翼(5)的后缘连接，后动力单元旋翼(7a)为推进桨。本发明能消除前后翼在飞行过程中存在的气动干扰，不需要常规操纵舵面和安定面即可维持飞行的姿态和控制，简化了飞机结构，减轻了飞机重量。
【专利说明】—种可倾转旋翼小型飞行器
【技术领域】
[0001]本发明属于飞机设计技术，涉及对倾转旋翼飞行器布局的改进。
【背景技术】
[0002]可倾转旋翼飞行器因其同时具备直升机的短距/垂直起降能力和固定翼飞行器的高速巡航能力，具有良好的任务适应性和广阔的应用前景。
[0003]现在一种可倾转旋翼飞行器的布局参见图1，该布局为波音与贝尔公司联合研制的可倾转四旋翼飞行器QTR(Quad Tilt Rotor)，它由机身1、两组平行的上单翼即前机翼2和后机翼3以及四个结构相同的动力单元4组成。前机翼2和后机翼3与机身I连接为整体。四个动力单元4分成两组分别安装在前机翼2和后机翼3上。每个动力单元4由旋翼4a、发动机4b和倾转机构4c组成。动力单元倾转机构4c的固定端与前机翼2或者后机翼3连接，动力单元倾转机构4c的倾转端与发动机4b连接,旋翼4a安装在发动机4b的输出轴上，旋翼4a为拉进桨。其工作原理是:在进行垂直起降时，四个动力单元4均处于垂直位置，由四个动力单元4的旋翼4a提供该飞行器起飞的升力。在巡航飞行时，四个动力单元4均处于水平位置，且旋翼4a均位于每个动力单元4的前方，为该飞行器提供前进的拉力。
[0004]现有方案的缺点是:1、采用两组机翼，为串列翼布局，前后翼在飞行过程中存在不利的气动干扰，且结构重量较大；2、在垂直起降时，四个旋翼处于同一平面，四个旋翼受布置空间和气动干扰等因素的影响，无法近距布置；3、在以固定翼形态飞行时，需要常规操纵舵面和安定面来维持飞行的姿态和控制，机构复杂；4、动力单元布置在机翼翼尖，机翼的翼展不能设计得太大，影响了巡航状态飞行器的升阻特性，特别是巡航升阻比，进而限制了飞行器航程和巡航经济性的提高。
【发明内容】
[0005]本发明的目的是:提出一种倾转旋翼飞行器的改进布局，以便消除前后翼在飞行过程中存在的气动干扰，简化飞机结构，减轻飞机重量。
[0006]本发明的技术方案是:一种可倾转旋翼小型飞行器，包括机身1、机翼和四个结构相同的动力单元，机翼与机身I连接为整体，四个动力单元安装在机翼上，每个动力单元由旋翼、发动机和倾转机构组成；其特征在于:所说的机翼是一个平直上单翼；四个动力单元分为两组，第一组为前动力单元组，它由两个前动力单元7组成,前动力单元7中的前动力单元倾转机构7c的固定端与机翼5的前缘连接，两个前动力单元7相对于飞行器的对称面对称，前动力单元倾转机构7c的倾转端与发动机7b连接,前动力单元旋翼7a安装在前动力单元发动机7b的输出轴上,前动力单元旋翼7a为拉进桨；第二组为后动力单元组,它由两个后动力单元6组成，后动力单元6中的后动力单元倾转机构6c的固定端与机翼5的后缘连接，两个后动力单元6相对于飞行器的对称面对称，后动力单元倾转机构6c的倾转端与后动力单元发动机6b连接,后动力单元旋翼6a安装在发动机的输出轴上,后动力单元旋翼6a为推进桨；当两个前动力单元7和两个后动力单元6的轴线均处在水平位置或者均处在垂直位置时，两个前动力单元7和两个后动力单元6的轴线平行，前动力单元倾转机构7c可以驱动前动力单元7转动，后动力单元倾转机构6c可以驱动后动力单元6转动，前动力单元7从水平位置向上倾转的最大角度为90°，前动力单元7从水平位置向下倾转的最大角度为30° ;后动力单元6从水平位置向下倾转的最大角度为90°，后动力单元6从水平位置向上倾转的最大角度为30°。
[0007]本发明的优点是:提出了一种倾转旋翼飞行器的改进布局，能消除前后翼在飞行过程中存在的气动干扰，不需要常规操纵舵面和安定面即可维持飞行的姿态和控制，简化了飞机结构，减轻了飞机重量。
【专利附图】
【附图说明】
[0008]图1是现在的一种可倾转旋翼飞行器的布局示意图。
[0009]图2是本发明的布局示意图。图中，四个动力单元的轴线均处于水平位置。
[0010]图3是本发明的布局示意图。图中，两个前动力单元轴线均处于垂直位置，前动力单元旋翼向上；两个后动力单元轴线均处于垂直位置，后动力单元旋翼向下。
【具体实施方式】
[0011]下面对本发明作进一步详细说明。参见图2、3，一种可倾转旋翼小型飞行器，包括机身1、机翼5和四个结构相同的动力单元，机翼5与机身I连接为整体，四个动力单元安装在机翼5上，每个动力单元由旋翼、发动机和倾转机构组成；其特征在于:所说的机翼5是一个平直上单翼，可选择的，机翼5也可以根据需要设计成梯形、后掠、前掠或其他形式；四个动力单元分为两组，第一组为前动力单元组，它由两个前动力单元7组成，前动力单元7中的前动力单元倾转机构7c的固定端与机翼5的前缘连接,两个前动力单元7相对于飞行器的对称面对称，前动力单元倾转机构7c的倾转端与发动机7b连接,前动力单元旋翼7a安装在前动力单元发动机7b的输出轴上，前动力单元旋翼7a为拉进桨；第二组为后动力单元组，它由两个后动力单元6组成,后动力单元6中的后动力单元倾转机构6c的固定端与机翼5的后缘连接，两个后动力单元6相对于飞行器的对称面对称，后动力单元倾转机构6c的倾转端与后动力单元发动机6b连接,后动力单元旋翼6a安装在发动机的输出轴上,后动力单元旋翼6a为推进桨；当两个前动力单元7和两个后动力单元6的轴线均处在水平位置或者均处在垂直位置时，两个前动力单元7和两个后动力单元6的轴线平行，前动力单元倾转机构7c可以驱动前动力单元7转动，后动力单元倾转机构6c可以驱动后动力单元6转动，前动力单元7从水平位置向上倾转的最大角度为90°，前动力单元7从水平位置向下倾转的最大角度为30° ;后动力单元6从水平位置向下倾转的最大角度为90° ,后动力单元6从水平位置向上倾转的最大角度为30°。
[0012]本发明的工作原理是:四个旋翼的尺寸相同。两个前动力单元旋翼7a的旋转方向相反；两个后动力单元旋翼6a的旋转方向相反；位于机身对称面同一侧的前动力单元7a和后动力单元6a的旋转方向相反。
[0013]当前动力单元7和后动力单元6均位于水平方向时，前动力单元旋翼7a和后动力单元旋翼6a产生的拉力/推力与重力方向垂直，可实现可倾转旋翼小型飞行器以类似常规固定翼飞机的方式完成起降及飞行。在所述飞行模态下，两个前动力单元7同向倾转而两个后动力单元6不倾转,或两个后动力单元6同向倾转而两个前动力单元7不倾转,且倾转角度(拉力/推力的矢量方向与水平面的夹角)小于±30°时，倾转一侧的两个动力单元可以为可倾转旋翼小型飞行器提供俯仰配平及控制力矩。两个前动力单元7反向倾转而两个后动力单元6不倾转,或两个后动力单元6反向倾转而两个前动力单元7不倾转,且倾转角度(拉力/推力的矢量方向与水平面的夹角)小于±30°时，倾转一侧的两个动力单元可以为可倾转旋翼小型飞行器提供滚转配平及控制力矩。两个前动力单元7的前动力单元旋翼7a差速转动或两个后动力单元6的后动力单元旋翼6a差速转动,则由于低转速的旋翼所产生的拉力/推力较小，高转速的旋翼所产生的拉力/推力较大，可以为可倾转旋翼小型飞行器提供偏航配平及控制力矩。特别的，当所采用的旋翼自身转动惯量较大时，产生偏航力矩的同时还会诱导可倾转旋翼小型飞行器发生滚转，因此需要采用旋转转动惯量较小的旋翼，或者在进行偏航控制的同时利用同侧旋翼的反向倾转来抑制偏航与滚转的交联。
[0014]当前动力单元7向上倾转，后动力单元6向下倾转，且倾转角度(拉力/推力的矢量方向与水平面的夹角)等于90°时,前动力单元旋翼7a和后动力单元旋翼6a产生的拉力/推力将完全用于克服重力，进而实现可倾转旋翼小型飞行器的垂直起降。在所述飞行模态下，两个前动力单元旋翼7a和两个后动力单元旋翼6a同时提高转速，则旋翼所产生的升力大于可倾转旋翼小型飞行器的重力，可倾转旋翼小型飞行器垂直向上运动；两个前动力单元旋翼7a和两个后动力单元旋翼6a同时降低转速，则旋翼所产生的升力小于可倾转旋翼小型飞行器的重力，可倾转旋翼小型飞行器垂直向下运动；降低位于机身I对称面一侧的前动力单元旋翼7a和位于机身I对称面另一侧的后动力单元旋翼6a的转速，同时增大另外两个动力单元旋翼的转速时，可实现对可倾转旋翼小型飞行器偏航运动的控制；当增大/降低两个前动力单元旋翼7a或两个后动力单元旋翼6a的转速时，可实现对可倾转旋翼小型飞行器俯仰运动的控制；当增大/降低位于机身对称面同侧的一个前动力单元旋翼7a和一个后动力单元旋翼6a的转速时，可实现对可倾转旋翼小型飞行器滚转运动的控制；
[0015]当前动力单元7向上倾转，后动力单元6向下倾转，且倾转角度(拉力/推力的矢量方向与水平面的夹角)小于90°时,前动力单元旋翼7a和后动力单元旋翼6a产生的拉力/推力的一部分被分配到重力所在的方向，可实现可倾转旋翼小型飞行器的短距起降，起降所需要的跑道长度随动力单元的倾转角度的增大而减小；同时可倾转旋翼小型飞行器起飞/降落过程中动力单元所需要提供的功率也随动力单元倾转角度的增大而增大。
【权利要求】
1.一种可倾转旋翼小型飞行器，包括机身(I)、机翼和四个结构相同的动力单元，机翼与机身(I)连接为整体，四个动力单元安装在机翼上，每个动力单元由旋翼、发动机和倾转机构组成；其特征在于:所说的机翼是一个平直上单翼；四个动力单元分为两组，第一组为前动力单元组，它由两个前动力单元(X)组成，前动力单元(X)中的前动力单元倾转机构(7c)的固定端与机翼(5)的前缘连接，两个前动力单元(7)相对于飞行器的对称面对称，前动力单元倾转机构(7c)的倾转端与发动机(7b)连接,前动力单元旋翼(7a)安装在前动力单元发动机(7b)的输出轴上,前动力单元旋翼(7a)为拉进桨；第二组为后动力单元组，它由两个后动力单元(6)组成，后动力单元(6)中的后动力单元倾转机构(6c)的固定端与机翼(5)的后缘连接， 两个后动力单元(6)相对于飞行器的对称面对称，后动力单元倾转机构(6c)的倾转端与后动力单元发动机(6b)连接,后动力单元旋翼(6a)安装在发动机的输出轴上，后动力单元旋翼^a)为推进桨；当两个前动力单元(7)和两个后动力单元(6)的轴线均处在水平位置或者均处在垂直位置时，两个前动力单元(7)和两个后动力单元(6)的轴线平行；前动力单元倾转机构(7c)可以驱动前动力单元(7)转动,后动力单元倾转机构(6c)可以驱动后动力单元(6)转动,前动力单元(7)从水平位置向上倾转的最大角度为90°，前动力单元(7)从水平位置向下倾转的最大角度为30° ;后动力单元(6)从水平位置向下倾转的最大角度为90° ,后动力单元(6)从水平位置向上倾转的最大角度为30°。
【文档编号】B64C27/08GK103587683SQ201310564111
【公开日】2014年2月19日 申请日期:2013年11月13日 优先权日:2013年11月13日
【发明者】方力, 蔡栋材, 盛慧, 郁健萍 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所