一种新型高升力垂直起降飞行器的制造方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种新型高升力垂直起降飞行器，该飞行器包括：机身、设置在机身的机尾两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼和外侧主翼共形构成，所述内侧主翼为前掠翼，前掠角为10°~75°，所述机身的机尾上方设置有两个垂尾，所述机身的机头两侧设置有鸭翼，所述机身的上方设置有旋翼，所述内侧主翼和外侧主翼之间设置有动力装置，所述机身的下部设置有起落架。本实用新型器兼顾了垂直起降和高速、长航时、大航程的飞行性能，具有较大任务载荷的特性，使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机，具有更宽的飞行包线，同时升力和水平推力控制解耦，使飞机平稳地由低速飞行状态过渡到高速巡航状态。
【专利说明】
一种新型高升力垂直起降飞行器
技术领域
[0001]本实用新型属于飞行器设计领域，具体涉及一种新型高升力垂直起降飞行器。
【背景技术】
[0002]垂直起降飞行器，主要起源于垂直起降航空技术，而垂直起降航空技术，顾名思义就是指飞机不需要滑跑即可完成起飞和着陆的航空技术。垂直起降航空技术起源于上世纪50年代，在世界上英国、美国、俄罗斯先后在其航空母舰的舰载机上就采用了这种技术。
[0003]具有垂直起降能力的飞机不需要专门的机场和跑道，只需要很小的平地就能够保证飞机的安全起飞和着陆，降低了飞机对机场跑道等设施的依赖程度，大大提高了飞机的可用性和方便程度。
[0004]随着自动控制、航空动力、复合材料、电子技术和机械加工等技术的进步，使得垂直起降航空技术得到迅速发展，各种形式的垂直起降飞行器不断涌现。垂直起降航空技术的发展，直接影响了军用、民用航空器发展方向。美国已将能够适应复杂地形环境的垂直起降飞行器列为美军十大未来关键装备的首项。从民用角度看，垂直起降飞机在缓解城市地面交通、地图测绘、农业植保、电力巡线、航空探矿等，以及复杂地形环境下执行任务，例如抗震救灾、森林防火、边远地区急救等方面具有很大的应用前景和应用空间。
[0005]普通直升机具备垂直起降能力，但不具备固定翼飞机的高效、高速平飞能力，普通固定翼飞机具备高效、高速平飞能力，但不具备垂直起降能力。因此，让飞机同时具备直升机的垂直起降能力与固定翼飞机的高效、高速平飞能力，是当代从事航空技术研究者梦寐以求之事，具有非常大的经济和军事价值。
【实用新型内容】
[0006]为解决现有存在的技术问题，本实用新型提供一种新型高升力垂直起降飞行器。
[0007]为达到上述目的，本实用新型实施例的技术方案是这样实现的:
[0008]本实用新型实施例提供一种新型高升力垂直起降飞行器，该飞行器包括:机身、设置在机身的机尾两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼和外侧主翼共形构成，所述内侧主翼为前掠翼，前掠角为10°?75°，所述机身的机尾上方设置有两个垂尾，所述机身的机头两侧设置有鸭翼，所述机身的上方设置有旋翼，所述内侧主翼和外侧主翼之间设置有动力装置，所述机身的下部设置有起落架。
[0009]上述方案中，所述机头为扁平升力体机头，机头两侧并且位于鸭翼前方的位置设置有用于增升的融合体边条翼。
[0010]上述方案中，两个外侧主翼上均设置有副翼，所述两个垂尾上均设置有方向舵。[0011 ]上述方案中，所述机尾上设置有升降舵。
[0012]上述方案中，所述机身与旋翼之间设置有整流罩。
[0013]上述方案中，所述旋翼为单旋翼或双旋翼，桨叶为两片桨叶、三片桨叶、四片桨叶、五片桨叶或六片桨叶。
[0014]上述方案中，所述外侧主翼为前掠翼、梯形翼、矩形翼、三角翼或后掠翼。
[0015]上述方案中，所述鸭翼为梯形翼、矩形翼、前掠翼、三角翼、后掠翼或S形前缘翼。
[0016]上述方案中，所述起落架采用前三点式、自行车式、后三点式或滑翘式。
[0017]上述方案中，所述动力装置采用螺旋桨发动机或涡轮螺旋桨发动机或电动发动机或涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机。
[0018]与现有技术相比，本实用新型的有益效果:
[0019]本实用新型提供一种新型高升力垂直起降飞行器，一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于，该飞行器包括机身、设置在机身的机尾两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼和外侧主翼共形构成，所述内侧主翼为前掠翼，前掠角为10°?75°，所述机身的机尾上方设置有两个垂尾，所述机身的机头两侧设置有鸭翼，所述机身的上方设置有旋翼，所述内侧主翼和外侧主翼之间设置有动力装置，所述机身的下部设置有起落架;本实用新型器兼顾了垂直起降和高速、长航时、大航程的飞行性能，具有较大任务载荷的特性，本实用新型内侧主翼的后置和前掠设置避免了主翼处于旋翼的下洗流区，减小了旋翼对主翼的不利干扰，能充分发挥固定翼的气动优势，也避免了主翼对旋翼的影响，提高了旋翼效率。主翼的前掠，使得升力面靠近重心，在一定程度上降低了主翼产生的低头力矩;鸭翼采用主动控制技术，使鸭翼能产生一定的升力分量，不仅平衡了主翼产生的低头力矩，也解决了现有技术中全机的纵向操纵性不足的问题，还大大减轻了作用在主翼根部的弯扭力矩;升力体机头和融合体边条翼的设置，对飞机的纵向力矩配平起到很好的效果，提高了飞机的操纵性和机动性。这样的构型特点使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机，具有更宽的飞行包线，同时升力和水平推力控制解耦，使飞机平稳地由低速飞行状态过渡到高速巡航状态。
【附图说明】
[0020]图1是本实用新型实施例1提供的一种新型高升力垂直起降飞行器的结构示意图；
[0021]图2是本实用新型实施例1提供的一种新型高升力垂直起降飞行器的俯视图；
[0022]图3是本实用新型实施例1提供的一种新型高升力垂直起降飞行器的前视图；
[0023]图4是本实用新型实施例1提供的一种新型高升力垂直起降飞行器的侧视图；
[0024]图5是本实用新型实施例2提供的一种新型高升力垂直起降飞行器的结构示意图；
[0025]图6是本实用新型实施例3提供的一种新型高升力垂直起降飞行器的结构示意图；
[0026]图7是本实用新型实施例4提供的一种新型高升力垂直起降飞行器的结构示意图；
[0027]图8是本实用新型实施例5提供的一种新型高升力垂直起降飞行器的结构示意图；
[0028]图中:1-机身;2-内侧主翼;3-夕卜侧主翼;4-机尾;5-垂尾;6-机头;7-鸭翼;8-副翼；9-方向舵;10-升降舵;11-旋翼;12-动力装置;13-融合体边条翼;14-整流罩;15-起落架。
【具体实施方式】
[0029]下面结合附图和【具体实施方式】对本实用新型进行详细说明。
[0030]实施例1:
[0031]本实用新型实施例提供一种新型高升力垂直起降飞行器，如图1?4所示，该飞行器包括:机身1、设置在机身I的机尾4两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼2和外侧主翼3共形构成，所述内侧主翼2为前掠翼，前掠角为10°?75°，所述机身I的机尾4上方设置有两个垂尾5，所述机身I的机头6两侧设置有鸭翼7，所述机身I的上方设置有旋翼11，所述内侧主翼2和外侧主翼3之间设置有动力装置12，所述机身I的下部设置有起落架15。本实用新型内侧主翼的后置和前掠设置避免了机翼处于旋翼11的下洗流区，从而避免了旋翼11的下洗流对机翼的不利干扰，能充分发挥固定翼的气动优势，也避免了机翼对旋翼11增升的影响，从而提高了旋翼11升力效率。内侧主翼2的前掠，使得升力面靠近重心，在很大程度上降低了主翼产生的低头力矩。这样的构型特点使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机，使飞机具有更宽的飞行包线，同时升力和水平推力控制解耦，可实现飞机在垂直起降和水平飞行之间平稳的过渡转换飞行。本实用新型兼顾了垂直起降和长航时大航程的性能，具有较大任务载荷的特性。使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机。
[0032]所述的鸭翼7为梯形或后掠或平直或前掠设计视机翼具体设计参数确定。
[0033]所述鸭翼7为下反或上反或平直设计视机翼具体设计参数确定，采用鸭翼7增大全机有效升力，增大全机的抬头力矩，平衡由主翼产生的低头力矩，并采用主动控制技术，解决了现有技术中全机的纵向操纵性不足的问题。
[0034]实施例2:
[0035]本实用新型实施例提供一种新型高升力垂直起降飞行器，如图5所示，该飞行器包括:机身1、设置在机身I的机尾4两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼2和外侧主翼3共形构成，所述内侧主翼2为前掠翼，前掠角为10°?75°，所述机身I的机尾4上方设置有两个垂尾5，所述机身I的机头6两侧设置有鸭翼7，所述机身I的上方设置有旋翼11，所述内侧主翼2和外侧主翼3之间设置有动力装置12，所述机身I的下部设置有起落架15。本实用新型内侧主翼的后置和前掠设置避免了机翼处于旋翼11的下洗流区，从而避免了旋翼11的下洗流对机翼的不利干扰，能充分发挥固定翼的气动优势，也避免了机翼对旋翼11增升的影响，从而提高了旋翼11升力效率。内侧主翼2的前掠，使得升力面靠近重心，在很大程度上降低了主翼产生的低头力矩。这样的构型特点使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机，使飞机具有更宽的飞行包线，同时升力和水平推力控制解耦，可实现飞机在垂直起降和水平飞行之间平稳的过渡转换飞行。本实用新型兼顾了垂直起降和长航时大航程的性能，具有较大任务载荷的特性。使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机。
[0036]所述的鸭翼7为梯形或后掠或平直或前掠设计视机翼具体设计数确定。
[0037]所述鸭翼7为下反或上反或平直设计视机翼具体设计参数确定，采用鸭翼7增大全机有效升力，增大全机的抬头力矩，平衡由主翼产生的低头力矩，并采用主动控制技术，解决了现有技术中全机的纵向操纵性不足的问题。
[0038]所述机头6为扁平升力体，机头6的两侧设置有用于增升的融合体边条翼13，所述融合体边条翼13的设置对飞机的纵向力矩配平起到很好的效果，提高了飞机的操纵性和机动性。
[0039]实施例3:
[0040]本实用新型实施例提供一种新型高升力垂直起降飞行器，如图6所示，该飞行器包括:机身1、设置在机身I的机尾4两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼2和外侧主翼3共形构成，所述内侧主翼2为前掠翼，前掠角为10°?75°，所述机身I的机尾4上方设置有两个垂尾5，所述机身I的机头6两侧设置有鸭翼7，所述机身I的上方设置有旋翼11，所述内侧主翼2和外侧主翼3之间设置有动力装置12，所述机身I的下部设置有起落架15。本实用新型内侧主翼的后置和前掠设置避免了机翼处于旋翼11的下洗流区，从而避免了旋翼11的下洗流对机翼的不利干扰，能充分发挥固定翼的气动优势，也避免了机翼对旋翼11增升的影响，从而提高了旋翼11升力效率。内侧主翼2的前掠，使得升力面靠近重心，在很大程度上降低了主翼产生的低头力矩。这样的构型特点使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机，使飞机具有更宽的飞行包线，同时升力和水平推力控制解耦，可实现飞机在垂直起降和水平飞行之间平稳的过渡转换飞行。本实用新型兼顾了垂直起降和长航时大航程的性能，具有较大任务载荷的特性。使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机。
[0041 ]所述的鸭翼7为梯形或后掠或平直或前掠设计视机翼具体设计参数确定。
[0042]所述鸭翼7为下反或上反或平直设计视机翼具体设计参数确定，采用鸭翼7增大全机有效升力，增大全机的抬头力矩，平衡由主翼产生的低头力矩，并采用主动控制技术，解决了现有技术中全机的纵向操纵性不足的问题。
[0043]所述机头6为扁平升力体，机头6的两侧设置有用于增升的融合体边条翼13，所述融合体边条翼13的设置对飞机的纵向力矩配平起到很好的效果，提高了飞机的操纵性和机动性。
[0044]所述外侧主翼3上均设置有副翼8，所述垂尾5上均设置有方向舵9。增加飞行器的航向安定性与舵面操纵效率，改善了飞行器的抗侧风性能。
[0045]实施例4:
[0046]本实用新型实施例提供一种新型高升力垂直起降飞行器，如图7所示，该飞行器包括:机身1、设置在机身I的机尾4两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼2和外侧主翼3共形构成，所述内侧主翼2为前掠翼，前掠角为10°?75°，所述机身I的机尾4上方设置有两个垂尾5，所述机身I的机头6两侧设置有鸭翼7，所述机身I的上方设置有旋翼11，所述内侧主翼2和外侧主翼3之间设置有动力装置12，所述机身I的下部设置有起落架15。本实用新型内侧主翼的后置和前掠设置避免了机翼处于旋翼11的下洗流区，从而避免了旋翼11的下洗流对机翼的不利干扰，能充分发挥固定翼的气动优势，也避免了机翼对旋翼11增升的影响，从而提高了旋翼11升力效率。内侧主翼2的前掠，使得升力面靠近重心，在很大程度上降低了主翼产生的低头力矩。这样的构型特点使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机，使飞机具有更宽的飞行包线，同时升力和水平推力控制解耦，可实现飞机在垂直起降和水平飞行之间平稳的过渡转换飞行。本实用新型兼顾了垂直起降和长航时大航程的性能，具有较大任务载荷的特性。使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机。
[0047]所述的鸭翼7为梯形或后掠或平直或前掠设计视机翼具体设计参数确定。
[0048]所述鸭翼7为下反或上反或平直设计视机翼具体设计参数确定，采用鸭翼7增大全机有效升力，增大全机的抬头力矩，平衡由主翼产生的低头力矩，并采用主动控制技术，解决了现有技术中全机的纵向操纵性不足的问题。
[0049]所述机头6为扁平升力体，机头6的两侧设置有用于增升的融合体边条翼13，所述融合体边条翼13的设置对飞机的纵向力矩配平起到很好的效果，提高了飞机的操纵性和机动性。
[0050]所述外侧主翼3上均设置有副翼8，所述垂尾5上均设置有方向舵9。增加飞行器的航向安定性与舵面操纵效率，改善了飞行器的抗侧风性能。
[0051]所述机尾4上均设置有升降舵10，通过升降舵4、鸭翼7的组合控制，有利于获得全机的直接升力控制;通过两方向舵9和副翼8的的组合控制，有利于产生全机的直接侧力控制，从而使飞机非常规运动模态控制成为可能，并改善飞机的控制响应品质。
[0052]实施例5:
[0053]本实用新型实施例提供一种新型高升力垂直起降飞行器，如图8所示，该飞行器包括:机身1、设置在机身I的机尾4两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼2和外侧主翼3共形构成，所述内侧主翼2为前掠翼，前掠角为10°?75°，所述机身I的机尾4上方设置有两个垂尾5，所述机身I的机头6两侧设置有鸭翼7，所述机身I的上方设置有旋翼11，所述内侧主翼2和外侧主翼3之间设置有动力装置12，所述机身I的下部设置有起落架15。本实用新型内侧主翼的后置和前掠设置避免了机翼处于旋翼11的下洗流区，从而避免了旋翼11的下洗流对机翼的不利干扰，能充分发挥固定翼的气动优势，也避免了机翼对旋翼11增升的影响，从而提高了旋翼11升力效率。内侧主翼2的前掠，使得升力面靠近重心，在很大程度上降低了主翼产生的低头力矩。这样的构型特点使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机，使飞机具有更宽的飞行包线，同时升力和水平推力控制解耦，可实现飞机在垂直起降和水平飞行之间平稳的过渡转换飞行。本实用新型兼顾了垂直起降和长航时大航程的性能，具有较大任务载荷的特性。使得高速飞行时升阻特性和动力系统的推进效率将高于直升机和倾转旋翼机。
[0054]所述的鸭翼7为梯形或后掠或平直或前掠设计视机翼具体设计参数确定。
[0055]所述鸭翼7为下反或上反或平直设计视机翼具体设计参数确定，采用鸭翼7增大全机有效升力，增大全机的抬头力矩，平衡由主翼产生的低头力矩，并采用主动控制技术，解决了现有技术中全机的纵向操纵性不足的问题。
[0056]所述机头6为扁平升力体，机头6的两侧设置有用于增升的融合体边条翼13，所述融合体边条翼13的设置对飞机的纵向力矩配平起到很好的效果，提高了飞机的操纵性和机动性。
[0057]所述外侧主翼3上均设置有副翼8，所述垂尾5上均设置有方向舵9。增加飞行器的航向安定性与舵面操纵效率，改善了飞行器的抗侧风性能。
[0058]所述机尾4上均设置有升降舵10，通过升降舵4、鸭翼7的组合控制，有利于获得全机的直接升力控制;通过两方向舵9和副翼8的的组合控制，有利于产生全机的直接侧力控制，从而使飞机非常规运动模态控制成为可能，并改善飞机的控制响应品质。
[0059]所述机身I与旋翼11之间设置有整流罩14，有利于旋翼下洗流的析出机身运动，减少下洗流在机身上所产生的分离漩涡，增大了旋翼11的升力效率。
[0060]本实用新型的飞行器具有两种飞行模式，即垂直起降模式和巡航平飞模式，利用飞行控制系统的解耦控制，能够在空中实现两种模式的转换过渡。垂直起降模式时，旋翼旋转提供垂直升力，旋翼的周期性变距运动，能够提供飞机俯仰及滚转控制力矩;利用安装在机翼两侧发动机的推力差，能够在飞机作平飞或加速运动时，平衡由旋翼产生的反扭矩。巡航平飞模式时，由设置在机翼上的动力装置提供前向水平推力，由固定式机翼提供主要升力，克服全机重力，旋翼以最小阻力且最小能量消耗状态旋转，从而实现飞机的高效、高速、远距离、长航时巡航平飞。
[0061]以上所述，仅为本实用新型的较佳实施例而已，并非用于限定本实用新型的保护范围，凡在本实用新型的精神和原则内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
【主权项】
1.一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于，该飞行器包括:机身(I)、设置在机身(I)的机尾(4)两侧的主翼，所述主翼由内侧主翼(2)和外侧主翼(3)共形构成，所述内侧主翼(2)为前掠翼，前掠角为10°?75°，所述机身(I)的机尾(4)上方设置有两个垂尾(5)，所述机身(I)的机头(6)两侧设置有鸭翼(7)，所述机身(I)的上方设置有旋翼(11)，所述内侧主翼(2)和外侧主翼(3)之间设置有动力装置(12)，所述机身(I)的下部设置有起落架(15)。2.根据权利要求1所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:所述机头(6)为扁平升力体机头，机头(6)两侧并且位于鸭翼(7)前方的位置设置有用于增升的融合体边条翼(13)。3.根据权利要求2所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:两个外侧主翼(3)上均设置有副翼(8)，所述两个垂尾(5)上均设置有方向舵(9)。4.根据权利要求3所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:所述机尾(4)上设置有升降舵(10)。5.根据权利要求4所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:所述机身(I)与旋翼(I I)之间设置有整流罩(14)。6.根据权利要求1或2或3或4或5所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:所述旋翼(11)为单旋翼或双旋翼，桨叶为两片桨叶、三片桨叶、四片桨叶、五片桨叶或六片桨叶。7.根据权利要求1或2或3或4或5所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:所述外侧主翼(3)为前掠翼、梯形翼、矩形翼、三角翼或后掠翼。8.根据权利要求1或2或3或4或5所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:所述鸭翼(7)为梯形翼、矩形翼、前掠翼、三角翼、后掠翼或S形前缘翼。9.根据权利要求1或2或3或4或5所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:所述起落架(15)采用前三点式、自行车式、后三点式或滑翘式。10.根据权利要求1或2或3或4或5所述的一种新型高升力垂直起降飞行器，其特征在于:所述动力装置(12)采用螺旋桨发动机或涡轮螺旋桨发动机或电动发动机或涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机。
【文档编号】B64C27/22GK205602117SQ201620406354
【公开日】2016年9月28日
【申请日】2016年5月6日
【发明人】刘行伟, 高超, 胡旭
【申请人】刘行伟