具有垂直起降功能的涵道式倾转飞行器的制作方法

本发明属于航空飞行器领域，具体是涉及一种具有垂直起降功能的涵道式倾转飞行器。

背景技术：

垂直起降技术的诞生主要是因为飞机滑跑起飞方式的不足，特别是在历次战争中的表现，让飞机的垂直起降进入人们的视线。二战及中东战争等战争直接对敌方机场的袭击让人们感受到了需要跑道的滑跑式飞机的不足之处，而冷战则是垂直起降技术的催化剂。二战后的五六十年代，在极有可能爆发核战争的阴影下，人们担心出现核大战对机场造成破坏、常规飞机无法出动的局面，所以催生了固定翼飞机的垂直起降技术。垂直起降飞机减少或基本摆脱了对跑道的依赖，只需要很小的平地就可以拔地而起和垂直着陆，所以在战争中飞机可以分散配置，便于灵活出击、转移和伪装隐蔽，不易被敌方发现，出勤率也大幅提高，并且对敌方的打击具有很高的突然性，大大提高了飞机的战场生存率。

有垂直起降能力的固定翼飞机不需要专门的机场和跑道，这样就省去了昂贵的机场建设费用，不用驱鸟，也能在恶劣气象条件下起降，降低了使用成本，而且还具有航程远，有效载荷高等传统直升机所不具有的优势。所以，垂直起降固定翼飞行器成为了航空飞行器发展的一个热门方向。

例如：专利号为201210282360.6的发明专利公开了一种基于三轴飞控板实现固定翼和垂直起降的飞机，其能够实现垂直起降和固定翼双重飞行模式，其通过舵机带动舵机运转，进而使电机带动螺旋桨在0-90度旋转，但是，采用上述结构方式，存在以下缺陷为，舵机带动螺旋桨倾转，但是螺旋桨反过来会通过舵机臂传递给舵机反作用力，这样会使舵机受力太大，容易损坏，而且舵机有虚位，会造成局部震动，影响飞行安全；另外，此类飞机也没有设计涵道，特别是在直升机模式与巡航模式相互转换过程中，易出现升力不足的现象，导致其整体稳定性较差，易引起飞行事故。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种新型的具有垂直起降功能的涵道式倾转飞行器，用以改善现有倾转飞行器采用舵机带动螺旋桨结构的不合理，易造成安全隐患等技术问题。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种具有垂直起降功能的涵道式倾转飞行器，包括：机身、前机翼、后机翼、旋转机翼板、倾转旋翼和旋翼调节机构，所述前机翼对称安装在机身前部，所述后机翼对称安装在机身后部；

所述后机翼上设有开口，所述旋转机翼板通过翼轴铰装在所述后机翼的开口处，所述倾转旋翼穿过旋转机翼板并固装在翼轴上，所述旋翼调节机构驱动翼轴进行旋转，进而带动旋转机翼板和倾转旋翼进行旋转；

所述旋翼调节机构包括底座以及安装在所述底座上的电机、减速机、丝杠、传动杆一和传动杆二，所述电机通过减速机驱动丝杠转动，所述传动杆一垂直螺接在丝杠上，所述传动杆二通过连杆轴铰装在底座上，并且传动杆二的端部与传动杆一连接，所述连杆轴 与翼轴连接，电机通过驱动丝杠、传动杆一、传动杆二和连杆轴的运转，进而使翼轴带动旋转机翼板和倾转旋翼在一定角度内旋转；

所述机身中部设有涵道，所述涵道内安装有涵道螺旋桨。

进一步的，所述开口设置在后机翼的中部，所述开口形状匹配于旋转机翼板的形状。

进一步的，所述倾转旋翼包括电机和翼尖螺旋桨，所述电机固装在翼轴上，由电机驱动翼尖螺旋桨进行运转。

进一步的，在所述旋翼调节机构的驱动下，所述翼轴带动旋转机翼板和倾转旋翼在0-105度进行旋转。

进一步的，所述旋翼调节机构的丝杠旋转轴心与前机翼和后机翼平面呈45度进行安装，以保障所述旋转机翼板和倾转旋翼在0-105度进行旋转。

进一步的，所述涵道螺旋桨分为上、下两副共轴反转的螺旋桨。

进一步的，还包括用于开启或关闭涵道上风口的上舱盖，所述上舱盖通过轴与机身铰装在一起，通过舱盖调节机构控制所述上舱盖的开启或关闭。

进一步的，还包括用于开启或关闭涵道下风口的下舱盖，所述下舱盖通过轴与机身铰装在一起，通过舱盖调节机构控制所述下舱盖的开启或关闭。

进一步的，所述下舱盖设有两扇，所述两扇下舱盖通过轴对称铰装在位于涵道下风口两侧的机身上。

进一步的，所述舱盖调节机构包括电机、连杆一和连杆二，所述连杆一两端分别与机身和连杆二铰接，所述连杆二的另一端与上舱盖或下舱盖通过轴铰接，通过电机驱动连杆一的旋转，进而驱动 连杆二带动上舱盖或下舱盖进行开启或关闭，所述连杆一上部设置有限位块，用于对连杆二的旋转角度进行限位。

采用上述技术方案，本发明提供的具有垂直起降功能的涵道式倾转飞行器，具有以下技术效果：

本发明技术方案具备的有益效果有：

(1)、本发明的翼尖螺旋桨在倾转过程中，通过机身内部涵道螺旋桨的转速增加飞行器的升力补给，使飞行器在转换模式过程中姿态的可控性(安全性、稳定性和可靠性)，有效降低飞行事故率；同时，通过调节涵道风扇转速便于对飞行器的飞行姿态进行快速调节，以适应不同的飞行环境；

(2)、通过旋翼调节机构对旋转机翼板和倾转旋翼进行转动可以实现飞行器由直升机悬停模式转向飞机巡航模式，扩大了飞行器的应用范围；

(3)、涵道螺旋桨采用上下两副共轴反转螺旋桨，通过调整两副共螺旋桨不同的转速可实现不同的动力补给，进一步改善飞行器在飞行模式转换过程中的安全性和稳定性；

(4)在涵道的端口上活动安装上舱盖和下舱盖，在飞行器巡航模式下闭合涵道，可减小平飞阻力，提高飞行速度和效率；

(5)本发明不再采用舵机带动螺旋桨进行倾转的结构方式，而是采用电机驱动丝杠、传动杆一、传动杆二和连杆轴的运转，进而使翼轴带动旋转机翼板和倾转旋翼在一定角度内旋转；运转过程中，电机受到反作用力较小，不会产生虚位及震动，整体稳定性能得到了有效的提升。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的底面结构示意图；

图3为倾转旋翼与机翼呈垂直状态的结构示意图；

图4为旋翼调节机构的结构示意图；

图5为舱盖调节机构的结构示意图；

图6为图5的侧视图。

其中：

1-机身； 2-前机翼； 3-后机翼；

4-旋转机翼板； 5-倾转旋翼； 6-旋翼调节机构；

7-上舱盖； 8-舱盖调节机构； 9-下舱盖；

11-涵道； 12-涵道螺旋桨； 31-开口；

41-翼轴； 51-翼尖螺旋桨； 61-底座；

62-减速机； 63-丝杠； 64-传动杆一；

65-传动杆二； 66-连杆轴；

81-连杆一； 82-连杆二； 811-限位块。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施 例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

如图1-图3所示,本发明的结构示意图；

一种具有垂直起降功能的涵道式倾转飞行器，包括：机身1、前机翼2、后机翼3、旋转机翼板4、倾转旋翼5和旋翼调节机构6；

前机翼2设有一对,分别对称安装在机身1前部，后机翼3同样设有一对，分别对称安装在机身1后部；前机翼2、后机翼3与机身1整体形成串列固定翼的飞行器。

在两扇后机翼3上分别设有开口31。

作为一个优选实施例，开口31设置在后机翼3的中部，保障后机翼3的受力均匀，较好的解决机翼单边受力的问题；

将开口31的形状设置为圆弧状，开口31的尺寸等于或者小于倾转旋翼5的螺旋桨半径尺寸，目的是倾转旋翼5在旋转时，开口可以提升螺旋桨的升力。尤其是在垂直起飞阶段，螺旋桨不会被机翼遮挡，提升力校。

旋转机翼板4的形状匹配于所述开口31的形状，旋转机翼板4内部贯穿有翼轴41，旋转机翼板4通过翼轴41铰装在所述后机翼3 的开口31处，旋转机翼板4可以绕翼轴41在机翼的开口31处进行旋转。

倾转旋翼5包括电机和翼尖螺旋桨51，由通过电机驱动翼尖螺旋桨51的运转，电机穿过旋转机翼板4内部并固装在翼轴41上；通过翼轴41的旋转，同时带动旋转机翼板4和倾转旋翼5进行旋转。

通过旋翼调节机构6驱动翼轴41进行旋转，进而带动旋转机翼板4和倾转旋翼5进行旋转。

如图4所示，旋翼调节机构的结构示意图；

旋翼调节机构6包括底座61以及安装在所述底座61上的电机、减速机62、丝杠63、传动杆一64和传动杆二65；

电机通过传动轴与减速机62连接，增大输出扭矩，减速机62输出轴与丝杠63进行连接，驱动丝杠63旋转，丝杠63的两端通过轴承安装在底座61上；

传动杆一64的杆体上设置有螺纹孔，传动杆一64通过其上的螺纹孔垂直螺接在丝杠63上，传动杆一64使丝杠63的圆周运动转换为水平运动。

传动杆二65通过连杆轴66铰装在底座61上，并且传动杆二65的端部与传动杆一64连接，作为一个优选实施例，将传动杆二65的端部设计一个U形的缺口，将该缺口卡装在传动杆一64上；传动杆一64做直线运动时，传动杆二65以连杆轴66为中心进行摆动，同时，连杆轴66在一定的角度范围内进行转动。

所述连杆轴66与翼轴41进行连接，电机通过驱动丝杠63、传动杆一64、传动杆二65和连杆轴66的运转，进而使翼轴41带动旋转机翼板4和倾转旋翼5在一定角度内旋转；

在翼轴41上安装有角度位置传感器，用于检测翼轴41的角度变化状况。

作为一个优选实施例，在旋翼调节机构6的驱动下，翼轴41带动旋转机翼板4和倾转旋翼5在0-105度进行旋转。

同时，将旋翼调节机构6的丝杠63旋转轴心与前机翼2和后机翼3平面呈45度进行安装，以保障所述旋转机翼板4和倾转旋翼5在0-105度进行旋转，保障倾转旋翼5能够进行水平或者垂直状态的切换。

在机身1的中部设有涵道11，涵道11内安装有涵道螺旋桨12。

作为一个优选实施例，将涵道螺旋桨12分为上、下两副共轴反转的螺旋桨，共轴反转可抵消反扭，通过调整两副共螺旋桨(不同)的转速可实现不同的动力补给，进一步改善飞行器在飞行模式转换过程中的安全性和稳定性。

本发明还包括用于开启或关闭涵道11上风口的上舱盖7，上舱盖7通过轴与机身1铰装在一起，通过舱盖调节机构8控制所述上舱盖7的开启或关闭。

本发明还包括用于开启或关闭涵道11下风口的下舱盖9，所述下舱盖9通过轴与机身1铰装在一起，通过舱盖调节机构8控制所述下舱盖9的开启或关闭。

作为一个优选的实施例，下舱盖9设有两扇，所述两扇下舱盖9通过轴对称铰装在位于涵道11下风口两侧的机身1上，通过两扇下舱盖9共同开启或关闭涵道11的下风口。

如图5、图6所示，舱盖调节机构的结构示意图(以上舱盖为例，下舱盖结构同理)；

上舱盖7和下舱盖9所采用的舱盖调节机构8包括电机、连杆一81和连杆二82；

与上舱盖7进行连接时，连杆一81的两端分别与机身1和连杆二82铰接，连杆二82的另一端与上舱盖7通过轴铰接，通过电机驱动连杆一81的旋转，进而驱动连杆二82带动上舱盖7进行开启或关闭；

与下舱盖9进行连接时，连杆一81的两端分别与机身1和连杆二82铰接，连杆二82的另一端与下舱盖9通过轴铰接，通过电机驱动连杆一81的旋转，进而驱动连杆二82带动下舱盖9进行开启或关闭。

在连杆一81上部设置有限位块811，用于对连杆二82的旋转角度进行限位。

本发明的具有垂直起降功能的涵道式倾转飞行器在起飞时，后机翼中部的旋转机翼板和倾转旋翼向上翻转为90度，与地面垂直，机身上涵道的上舱盖和下舱盖同时打开，由电机带动涵道内的螺旋桨与翼尖螺旋桨运转，当达到一定转速时，产生的升力大于飞行器自身重量，飞行器垂直起飞。

当飞行器到达预定高度后，由直升机模式转向巡航模式时，通过旋翼调节机构带动旋转机翼板和倾转旋翼同时向前倾转，在倾转过程中通过电子变速器提高机身内涵道螺旋桨的转速，加大升力，以弥补倾转过程中的升力损失，确保倾转过程中飞行器的稳定与安全。

当旋转机翼板和倾转旋翼向前倾转至0度时(即与地面平行状态)，飞行器开始前飞，到达一定前飞速度后，前机翼和后机翼产生足够的升力能够平衡飞行器自身重量，机身内涵道内的螺旋桨停止 工作，上舱盖和下舱盖关闭，以减少阻力，进而实现飞行器更好的机动性。

本发明技术方案具备的有益效果有：

(1)、本发明的翼尖螺旋桨在倾转过程中，通过机身内部涵道螺旋桨的转速增加飞行器的升力补给，使飞行器在转换模式过程中姿态的可控性(安全性、稳定性和可靠性)，有效降低飞行事故率；同时，通过调节涵道风扇转速便于对飞行器的飞行姿态进行快速调节，以适应不同的飞行环境；

(2)、通过旋翼调节机构对旋转机翼板和倾转旋翼进行转动可以实现飞行器由直升机悬停模式转向飞机巡航模式，扩大了飞行器的应用范围；

(3)、涵道螺旋桨采用上下两副共轴反转螺旋桨，通过调整两副共螺旋桨转速可实现不同的动力补给，进一步改善飞行器在飞行模式转换过程中的安全性和稳定性；

(4)、在涵道的端口上活动安装上舱盖和下舱盖，在飞行器巡航模式下闭合涵道，可减小平飞阻力，提高飞行速度和效率；

(5)、本发明不再采用舵机带动螺旋桨进行倾转的结构方式，而是采用电机驱动丝杠、传动杆一、传动杆二和连杆轴的运转，进而使翼轴带动旋转机翼板和倾转旋翼在一定角度内旋转；运转过程中，电机受到反作用力较小，不会产生虚位及震动，整体稳定性能得到了有效的提升。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间 接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。