一种高效垂直起降飞行器的制作方法

本发明属于航空飞行器设计领域，特别涉及一种高效多用途，同时又能够达到固定翼巡航飞行效率的垂直起降无人飞行器。

背景技术：

目前最常见的无人飞行器主要有多旋翼和固定翼两种形式，多旋翼飞行器构造简单，单纯依靠旋翼提供升力，控制响应较为灵敏，能够做到垂直起降和定点悬停，但此类飞行器由于没有推进动力，同时气动效率低，导致其前飞速度慢，抗风能力弱，续航能力较差；固定翼无人机采用已经经过广泛验证的飞行布局，气动效率较高，能够实现较长时间的巡航飞行和较高的飞行速度，但是此类飞行器在起飞和降落过程中要达到一定的速度，对起降场地有一定要求，同时无法进行定点悬停和低速飞行，使得其适用范围受到了很大的限制。

为了综合这两种飞行器的优点，开发一种既能实现垂直起降和定点悬停又能进行长时间的高速巡航飞行的飞行器，人们进行了广泛的尝试，其中最早进入实用阶段的是美国研制的V-22“鱼鹰”倾转旋翼飞机，之后还出现了XV-15、“鹰眼”以及V-44等一系列倾转旋翼验证机型和概念机型，我国也曾展示了“蓝鲸”倾转旋翼概念飞行器。

以上飞行器大都采用倾转旋翼的方式来实现垂直起降和高速固定翼巡航两种模式的转换，飞行器螺旋桨在垂直起降阶段其功能类似于直升机旋翼，在提供垂直向上的升力的同时通过周期变距对飞行器的姿态进行调整，在固定翼需向前倾转九十度为飞行器提供推进动力，这使得此类飞行器螺旋桨必须满足直升机旋翼和固定翼推进桨两种特性，这样不仅无法兼顾两种状态下的桨叶气动效率，而且还造成旋翼控制机构和控制方法十分复杂，同时由于机翼并不随螺旋桨一同倾转，造成垂直起降阶段机翼对螺旋桨下洗气流产生干扰，进一步降低了飞行器的气动效率和控制稳定性。以上不足导致了此类飞行器安全性和可靠性要远低于一般飞行器，在实际使用过程中事故频发。

中国专利公开号CN203332392U可倾转固定翼无人机提出了一种倾转机翼无人机，采用串列式机翼布局，在机身两侧设置前后两对可倾转机翼，并在每个机翼中部设置螺旋桨推进机构，飞机的垂直起降和固定翼巡航两种模式的转换通过两对机翼的倾转来实现，机身尾部额外安装了垂尾和平尾。

中国专利公开号205440867U提出的可倾转机翼飞机也采用的是串列式机翼布局，每个机翼中部布置螺旋桨驱动机构，后机翼螺旋桨后方设置垂直舵面。

从目前已经投入广泛使用的飞行器上可以看出，用于不同飞行状态的螺旋桨，其构型有很大的区别，特别是用于提供直升机垂直向上升力的直升机旋翼桨和用于提供固定翼飞机前进推力的高速螺旋桨，这两者无论是从形态尺寸上还是机械结构上都存在显著差异，这是由于不同飞行状态下螺旋桨的气动条件差别较大，螺旋桨必须从气动外形和内部结构上适应这种气动条件才能维持较高的气动效率，进而满足日常使用要求，因此作为同时要兼顾垂直起降状态和高速固定翼巡航状态的垂直起降飞行器，必须考虑这两种状态气动条件的不同对飞行器螺旋桨气动效率的影响。作为唯一投入实用的V-22“鱼鹰”倾转旋翼飞机就采用了类似于直升机旋翼的螺旋桨来维持直升机状态(垂直飞行状态)下的气动效率，但同时也带来了其前飞速度和航程要远低于相同量级的固定翼飞行器的固有缺陷。以上述专利为代表的现有技术在垂直起降状态和高速固定翼巡航状态也均采用相同的螺旋桨来提供升力和推进力，未考虑螺旋桨在这两种模式下的气动效率的差异，造成螺旋桨至少在其中一种模式下处于低效率状态，无法提高飞行器的整体使用效能，特别是随着飞行器的大型化，对于其航程和飞行速度等指标要求的不断提高，这种影响会愈发明显。

同时，以上述专利为代表的现有技术绝大部分方案均采用串列式机翼，前飞过程中前机翼下洗流对后机翼及螺旋桨的干扰会造成飞行器整体气动效率和控制稳定性的下降。

此外，倾转机翼飞行器机翼承受的载荷要远比普通固定翼飞行器和多旋翼飞行器要复杂，既要承受垂直状态下螺旋桨的拉力和振动载荷，又要承受水平状态下的气动弯矩、扭矩和剪切力，且这些载荷均通过机翼根部连接点传递至机身，因此机翼根部与机身的连接部位的结构形式直接决定了这个机翼的承载刚度和强度。以上述专利为代表的现有技术中机翼均采用主梁式结构，机翼根部通过一根圆管与机身连接，机翼载荷通过这根圆管传递到机身，由于形状限制，连接圆管的截面积要远小于机翼翼根处的横截面积，这相当于机翼结构在连接点处产生了一个截面突变，造成局部结构出现显著的应力集中现象，极大的降低了机翼结构的承载效率。

技术实现要素：

针对上述问题，本发明的目的是提供一种既能同时垂直起降和高速固定翼巡航要求，又能在这两个飞行模式下保证较高的气动效率的飞行器，与已有方案相比布局更加简洁合理，气动效率和可靠性更高。

本发明的技术目的通过如下任一技术方案实现。

一种垂直起降无人机，包括机身1、可倾转机翼2、设置于机翼上的机翼动力装置3、可倾转水平尾翼5和设置于水平尾翼上的尾翼动力装置6，其特征在于，所述机翼动力装置3和尾翼动力装置6具有不同的转速和/或升力。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述机翼动力装置3包括低速升力桨。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述尾翼动力装置6包括高速推进桨。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述低速升力桨的桨叶在所述无人机进入固定翼巡航状态后折叠收起。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述机翼动力装置3在所述无人机进入固定翼巡航状态后关闭。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述无人机还包括固定于机身的垂直尾翼4，所述垂直尾翼不可倾转。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述机翼设置于所述机身上方。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述机翼的倾转转轴设置于靠近机翼后缘的位置。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述机翼2左右均置至少2台使用低速升力桨的螺旋桨动力装置，所述水平尾翼5设置至少1台使用高速推进桨的螺旋桨动力装置。

根据上述技术方案之一所述的垂直起降无人机，其特征在于，所述无人机还包括前起落架8和后起落架9，两者均采用轮式结构。

在一个更为具体的技术方案中，为了达到上述目的本发明采用一种倾转机翼飞行器，包括主机身，可倾转机翼、可倾转水平尾翼、翼面倾转机构、垂直尾翼和螺旋桨动力装置。所述螺旋桨动力装置分别安装在机翼和水平尾翼上，在飞行器飞行模式转换过程中随翼面共同倾转，其中机翼螺旋桨动力装置主要负责提供垂直起降状态下飞行器的升力和部分姿态控制，水平尾翼螺旋桨动力装置主要负责垂直起降状态下飞行器俯仰姿态控制力以及前飞状态下推进动力。所述翼面倾转机构负责在飞行器垂直起降和固定翼巡航模式之间的转换过程中机翼和水平尾翼相对于机身转角的调整。

在另一个更为具体的技术方案中，所述机翼螺旋桨动力装置和水平尾翼螺旋桨动力装置分别采用不同形式的螺旋桨，其中机翼螺旋桨动力装置采用类似于直升机升力旋翼的低速升力桨，在飞行器垂直起降阶段提供高效升力，在飞机进入固定翼巡航状态之后桨叶向后折叠收起以降低飞行阻力；水平尾翼螺旋桨动力装置采用高速推进螺旋桨，在飞行器固定翼巡航模式下维持较高的气动效率，降低功率消耗，延长飞行时间。

在另一个更为具体的技术方案中，所述水平尾翼在固定巡航模式下转换为全动平尾，可以沿倾转轴在一定角度范围内上下偏转，同时带动水平尾翼螺旋桨动力装置共同偏转，实现二维矢量推进，从而不再需要平尾操纵舵面，将尾翼倾转机构与水平尾翼操纵舵面机构合二为一，简化了飞行器的控制机构，同时又提高了固定翼平飞状态飞行器俯仰控制效率。此外，所述垂直尾翼与水平尾翼结构不再进行联动，而是分别同机身进行连接，实现结构的分离布置，在模式转换的过程中垂直尾翼相对于机身固定，不随平尾共同偏转，这样避免了垂直尾翼对尾翼倾转机构的影响，从而使得平尾结构更加简洁，降低了平尾结构重量。

在另一个更为具体的技术方案中，所述机翼布置在机身上方，机翼倾转转轴安置在靠近机翼后缘的位置，机翼前缘至转轴处形成一个延伸至两端机翼动力装置固定点的封闭式的中央翼盒结构，在翼盒后缘中间位置设置机翼倾转转轴连接点与机身进行铰链连接，翼盒下表面中间位置设置连接耳片与机翼倾转作动机构进行连接，通过这两处连接点将机翼载荷转换为集中力传递至机身。由于翼盒结构贯穿左右机翼并且不像主梁式机翼那样受圆管连接形状和尺寸的限制，在最大限度上增加了机翼翼根处的横截面积，减少了翼根局部的应力集中程度，使得机翼的整体刚度和强度特别是抗扭、抗弯能力相比较于主梁式机翼有了显著提高，避免了飞行过程中机翼出现变形过大，甚至出现副翼反效的严重问题，在减轻机翼结构重量的同时提高飞行器的结构安全性。

在另一个更为具体的技术方案中，所述机身结构进一步包括具有转向功能的轮式起落架结构，从而使得飞行器具备固定翼飞机的滑跑起降功能，在动力装置失效的情况下能够滑行降落，极大地提高了飞行器的可靠性和安全性。

采用本发明技术方案的倾转旋翼飞行器，其显著优点包括：

(1)机翼螺旋桨动力装置和水平尾翼螺旋桨动力装置分别采用低速升力桨和高速推进桨，分别负责垂直起降阶段的升力和固定翼巡航阶段的推进动力，使得飞行器在不同飞行模式下其飞行效率比采用单一形式螺旋桨的垂直起降固定翼飞行器有了显著提高，对此发明人进行了大量的验证试飞，具体试飞比较结果可参见具体实施例3。

(2)采用带矢量推进的全动水平尾翼，同时水平尾翼和垂直尾翼实现结构分离，简化了尾翼控制机构，降低了平尾结构重量，同时提高了飞行器固定翼巡航模式下的俯仰控制效率。

(3)机翼主要承载部位采用整体封闭式的中央翼盒代替一般机翼结构中的主梁，提升了结构承载效率和整体刚度和强度，在减轻机翼结构重量的同时提高了机翼的结构安全性和可靠性。

(4)飞行器除了可以实现垂直起降，在部分动力装置失效的情况下仍然可以进行传统固定翼飞机的滑跑起飞和降落，进一步提高了安全性和可靠性。

附图说明

图1是本发明的飞行器在垂直起降模式下的布局方案示意图；

图2是本发明的飞行器在固定翼巡航模式下的示意图；

图3是本发明的飞行器固定翼巡航模式下全动平尾与动力装置的偏转示意图；

图4是本发明的飞行器整体中央翼盒结构在机翼中的位置示意图；

图5是本发明的飞行器机翼中央翼盒整体结构示意图；

图6是本发明的飞行器机翼翼根中央翼盒结构和主梁结构横截剖面比较图；

图7是本发明的飞行器增加动力装置后的布局方案示意图。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

实施例1

图1～3所示为本发明的一种新型垂直起降飞行器的基本结构布局及运行方式。该飞行器包括机身1、机身1上部的机翼2、机翼2两侧的螺旋桨动力装置3及副翼操纵舵面10、机身上部后侧的垂直尾翼4及垂尾操纵舵面11，机身1尾部的可倾转全动水平尾翼5及安装在水平尾翼上的螺旋桨动力装置6，机身1进一步包括控制机翼偏转的倾转作动机构7及可用于滑跑起降的前起落架8和后起落架9。

螺旋桨动力装置3和机翼2相对固定，在飞行模式转换过程中通过倾转作动机构7一同偏转，机翼动力装置3采用的是带有折叠功能的低速旋翼桨，其气动外形和结构类似于直升机升力旋翼，这样可以保证飞行器在垂直起降模式下拥有较高的气动效率。当飞行器进入高速固定翼巡航模式后，如图2所示，螺旋桨动力装置3停止工作以降低能量消耗，同时桨叶向后折叠以减小飞行器的空气阻力，飞行过程中通过副翼操纵舵面10、垂尾操纵舵面11和水平尾翼5来控制和调节飞行器的飞行姿态。

螺旋桨动力装置6和水平尾翼5相对固定，垂直起降阶段两者偏转至与机身轴线垂直的位置，通过螺旋桨动力装置6为飞行器提供姿态调节控制控制力，固定翼巡航阶段水平尾翼5以与机身轴线平行位置为初始位置，带动螺旋桨动力装置6沿倾转轴上下偏转，如图3所示，同时为飞行器提供前飞推进力和俯仰控制力，为保证飞行器的前飞气动效率，螺旋桨动力装置6采用传统固定翼飞行器常用的高速推进桨。

前起落架8和后起落架9采用固定翼飞行器常用的轮式结构，具备滑跑起降功能，既可以用于垂直起降阶段的地面支撑，也可以在部分动力失效的情况下以固定翼飞行模式滑翔降落。

图4～5示意了本发明机翼中央翼盒12的位置和整体结构形式，机翼中央翼盒12进一步包括了动力装置连接接头13、机翼转轴连接接头14和倾转机构连接接头15，分别同螺旋桨动力装置3、机翼倾转转轴和机翼倾转作动机构7进行连接。所述机翼中央翼盒12采用复合材料或者航空铝合金整体制造成型，在连接接头部位进行局部加强，机翼其他翼面结构通过胶接或者机械连接的方式与机翼中央翼盒12进行连接。图6特别展示了本发明机翼翼根的横截剖面，从图中可以看出中央翼盒方案翼根截面16的面积要比主梁方案翼根截面17至少增加3倍以上，在传递机翼扭转载荷和弯曲载荷时能够有效降低机翼根部的应力水平，减少机翼的整体变形。

实施列2

如图7所示，在机翼2上左右对称布置4个使用低速升力桨的螺旋桨动力装置3，在水平尾翼5上左右对称布置两个使用高速推进桨的螺旋桨动力装置6，相对于实施例1增加了整机的升力，提高了其载荷能力，同时可以结合动力装置螺旋桨的转速差动进一步提高飞行器控制效率，其中螺旋桨动力装置3在固定翼巡航模式下根据飞行状态的不同可以将螺旋桨全部向后折叠收起或者只收起其中两个，提高飞行器在不同飞行条件下的适应性和可靠性。

实施例3

基于本发明的技术方案，发明人从飞行器的初始方案设计到后期验证试飞开展了大量的创造性工作，在试飞过程中，发明人发现对于垂直起降固定翼飞行器，采用不同的螺旋桨会对其在不同飞行状态下的飞行效率产生明显影响。为了进一步明确这种差异，发明人使用本发明技术方案的飞行器，在相同的飞行条件下分别采用不同的螺旋桨进行了垂直起降和固定翼巡航这两种状态的试飞，并对各个情况下飞行器处于稳定状态时所需的动力装置最小油门进行了记录，记录结果如下表所示：

从上表可以看出，全部采用低速升力桨和高速推进螺旋桨的飞行器可以分别在垂直起降阶段和固定翼巡航阶段保持较低的油门开度进而维持较高的飞行效率，但当这两种飞行器转换飞行模式之后，其维持稳定飞行状态的最小油门开度迅速提高，极大的提高了能量消耗率，降低了飞行器的飞行效率，特别是采用低速升力桨的飞行器，在固定翼巡航阶段桨叶效率大幅度下降，同时较大的桨叶尺寸进一步增加了飞行器的空气阻力，为了维持稳定的飞行状态，必须把所有动力装置全部打开，这导致飞行器的能量消耗率甚至远高于垂直起降状态，背离了通过固定翼巡航来提高飞行器飞行效率的设计初衷。另外，由于转换过程中油门突变，极易造成飞行器的不稳定，对于飞行器的飞行安全性和可靠性产生了非常不利的影响。同时，发明人在试飞过程中发现，在飞行器整体阻力不出现大幅度增加且动力装置具有较高气动效率的情况下，只需要通过尾翼动力装置就能为飞行器提供固定翼巡航所需推进动力，使得飞行器能耗降低到垂直起降阶段的35％(采用实施例1的具体方案)以下，因此，发明人采用创造性的设计思路，在机翼动力装置和尾翼动力装置分别采用直升机旋翼升力桨和高速推进螺旋桨，并在固定翼巡航阶段关闭机翼动力装置并将低速升力桨向后折叠以降低空气阻力，从而在不同状态下均可使飞行器维持较高的飞行效率，从表中可以看出，在试飞过程中，采用本发明技术方案的飞行器，其油门能够维持在一个较为合理的区间，能够有效地提高飞行器在各个飞行状态下的飞行效率，具有更好的实用性。

以上诸实施例仅供说明本发明之用，而非对本发明的限制，有关技术领域的技术人员，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以作出各种变换或变化，因此所有等同的技术方案也应该属于本发明的范畴应由各权利要求限定。