点
[0052]
[0053] 所述左机身1和右机身2为对称设计，现以左机身1为例说明。
[0054] 本实施例中，左机身1的侧视图投影线为前排翼4和后排翼5侧视图投影线的包 络线，并向前伸出，使左机身1头部最前端与前排翼4前缘之间有2m的距离。所述左机身 1的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插 值获得左机身1曲面。左机身1使用的坐标系与中央机身3相同。左机身1的设计控制面 为X# j = 1、2、3、4、5、6 ;x。为机身的纵向坐标，下标j表示各控制面的编号。
[0055] 本实施例中，所述左机身1的设计控制面X。,分别为
[0056] 表2为左机身1的设计控制面&中各控制坐标点；
[0057] 表2左机身1的设计控制面&中各控制坐标点
[0059] 左机身1起到连接前后排翼的作用，同时作为翼梢挡板，能够降低飞行器的诱导 阻力。左机身1前部通过倾转轴与发动机10连接，后部与尾撑6连接。从前向后，左机身1 内分别布置有发动机倾转系统、油箱、气栗和高压储气罐。左机身1的下部为主起落架舱。
[0060] 所述两套倾转旋翼式动力系统分别由旋翼9、发动机10和倾转装置构成。倾转装 置采用现有技术，公开在公告号为CN103144769B、名称为一种倾转涵道垂直起降飞行器的 气动布局的的发明专利。该发明专利中的倾转装置包括涵道转动轴、机身壁板轴承、中央连 接架轴承、传动臂、连接杆、舵机传动臂、舵机和舵机架；所述中央连接架位于机身内，两端 分别固定在机身传动舱段的前部隔框和后部隔框上；在所述中央连接架上有连接杆运动孔 和涵道转动轴的轴承孔；舵机位于中央连接架一侧，并通过舵机架固定在机身壁板上；所 述舵机的输出轴通过舵机传动臂与穿过中央连接架的两根连接杆的一端连接；在所述中央 连接架另一侧，涵道转动轴的一端通过中央连接架轴承安装在中央连接架上，该涵道转动 轴的另一端穿出机身壁板，与一个涵道风扇的涵道壁固连，并通过机身壁板轴承将所述涵 道转动轴支撑在机身壁板上。
[0061] 本发明中，所述两套倾转旋翼式动力系统分别安装在左机身1前部和右机身2前 部。倾转轴的中轴线始终与机身的轴线相互垂直，且距左机身1或右机身2头部最前端 0. 4m。发动机与倾转轴相连，倾转轴通过发动机重心。左发动机轴线与右发动机轴线之间 的间距为21m，旋翼9的桨径为6m。垂直起降阶段，发动机转至与机身轴线垂直的位置，提 供升力；水平飞行阶段，发动机转至水平位置，提供推力。
[0062] 所述双垂尾7和平尾8依靠尾撑6与左机身1和右机身2相连，垂尾7上布置方 向舵14,平尾8上布置升降舵13。所述垂尾7根弦长1. 44m，梢弦长lm，高1. 28m ;所述平 尾8弦长1. 55m，展长12m ;所述升降舵13弦长占平尾8弦长50%，升降舵13面积8. 99m2; 所述方向舵14弦长占垂尾7弦长40%，方向舵14面积0. 66m2。
[0063] 前起落架11安装在中央机身3,主起落架12分别安装在左机身1和右机身2上。 前起落架11中轴线距中央机身3头部最前端0. 177m，起落架主轮距22. 2m，纵向轮距3. 9m。 由于飞行器采用垂直方式起飞，起落架仅仅起到支撑作用，因此可避免在滑跑阶段因主轮 距过大而引起的不稳定因素。
[0064] 垂直起降阶段，通过调节发动机转速及保型气囊压力来实现飞行器的升降操纵， 通过螺旋桨变距来实现俯仰操纵及配平；水平飞行阶段，通过调节升降和发动机倾转角来 实现俯仰操纵，通过方向舵和发动机转速差来实现偏航操纵，通过调节发动机倾转角及转 速差来实现滚转操纵。
【主权项】
1. 一种升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，包括左机身、右机身、中央机身、 前排翼、后排翼、尾撑、垂尾、平尾、旋翼、两台发动机、前起落架、主起落架、升降舵、方向舵 和两套倾转旋翼式动力系统；其中：中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身 分别位于排翼两端的翼梢处；左机身和右机身向前伸出，使左机身头部最前端和右机身头 部最前端分别与前排翼前缘之间有2m的距离；两台发动机分别安装在左机身和右机身内 侦h左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，该尾撑的长度为9m，并且该尾撑向上 翘起，使尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角；飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向 舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部， 前起落架位于中央机身前部；两套倾转旋翼式动力系统分别安装在左机身前部和右机身前 部；倾转轴的中轴线始终与机身的轴线相互垂直，且距左机身或右机身头部最前端〇. 4m ; 两台发动机分别左发动机和右发动机；所述各发动机与倾转轴相连，倾转轴通过发动机重 心。2. 如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述充气式双层 排翼的展长为22m，弦长为4m，后排翼5前缘位于前排翼前缘后下方3. 2m，并且该后排翼距 前排翼之间的垂直间距为1. 2m ;所述各机翼的安装角均为0°。3. 如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述充气式双层 排翼为半硬式充气结构，中央翼梁分别与左机身和右机身连接，机翼内布置多个翼肋，通过 翼肋将机翼内隔开成多个气室，每个气室内均有一个保型气囊，气囊内充满氦气，以保持气 囊内部压力大于环境压力500Pa;气囊的充/放气管道从中央翼梁内部穿过，一侧与各个气 囊连接，另一侧与左机身或右机身的气栗连接，通过气栗对气囊进行充放气。4. 如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述中央机身位 于后排翼前缘，中央机身头部最前端与后排翼前缘之间有1. 477m的距离；中央机身通过后 机身壁板与中央翼梁、长桁相连。5. 如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述中央机身的 几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值 获得机身曲面；所述中央机身的设计控制面为xzl，i = 1、2、3、4、5、6 ;xz为中央机身的纵向 坐标，下标i表示各控制面的编号； 表1为中央机身的设计控制面xzl中各控制坐标点； 表1中央机身的设计控制面xzl*各控制坐标点6. 如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述左机身1和右 机身2为对称设计；所述机身的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制 坐标点来约束，并分别通过插值获得机身曲面；机身的设计控制面为x# j = 1、2、3、4、5、6 ; X。为所述左机身和右机身的纵向坐标，下标j表示各控制面的编号； 表2为机身的设计控制面&中各控制坐标点； 表2左机身和右机身的设计控制面&中各控制坐标点〇.7. 如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述左发动机轴 线与右发动机轴线之间的间距为21m ;垂直起降阶段，发动机转至与机身轴线垂直的位置， 提供升力；水平飞行阶段，发动机转至水平位置，提供推力。8. 如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述双垂尾和平 尾依靠尾撑与左机身和右机身相连，垂尾上布置方向舵，平尾上布置升降舵；所述升降舵弦 长为平尾弦长的50% ;所述方向舵弦长为垂尾弦长的40%。9. 如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，起落架主轮距 22. 2m，纵向轮距3. 9m。
【专利摘要】一种升浮一体式垂直起降通用飞行器，中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于排翼两端的翼梢处。左机身和右机身向前伸出。两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧。左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，并且该尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角。飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部。本发明具有应用广泛、飞行地域广、工作效率高的特点，适用于交通运输、土地测绘、资源勘探、环境监测、科学实验、航空训练、安全巡逻、人员救护、快邮传递、农林防治、文化体育、行政公务、旅游观光领域。
【IPC分类】B64C27/22, B64C27/26, B64C29/02
【公开号】CN105270620
【申请号】CN201510717687
【发明人】叶正寅, 杨磊, 华如豪, 叶坤
【申请人】西北工业大学
【公开日】2016年1月27日
【申请日】2015年10月29日