一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器的制作方法

本发明涉及微型飞行器，尤其涉及了一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器。

背景技术：

垂直起降飞行器通常包括直升机、旋翼机、扑翼机、倾转旋翼机、尾座式垂直起降飞行器以及配置升力风扇或者矢量推进装置的垂直起降飞行器等方案。尾座式垂直起降飞行器结构简单，铅垂飞行和水平飞行使用同一套固连于机体上的动力系统，可靠性高而且没有多套动力系统带来的废重。

垂直起降飞行器可以总结下有以下缺点：传统直升机在飞行时飞行速度低，航程短，旋翼系统复杂；当加上倾转螺旋桨/倾转旋翼时，较传统直升机飞行速度提高，航程延长，但是需要复杂、笨重的大扭矩倾转机构，有时候甚至连机翼一起倾转，这导致垂直起降抗风性差，过渡飞行机翼处于深度失速状态，操稳特性差；而其他经过整合的垂直起降飞行器能同时具备升力发动机、推进发动机，两者在不同的飞行状态中互为死重或者废阻力，而做巡航承载升力的机翼，这种飞行器在垂直起降阶段是非常笨重的。

而常规尾坐式飞行器，现在市场上是几乎都未采用6个或者是更多的分布式推进装置，其飞行性能在本质上没有得到提升，他们仅靠螺旋桨滑流舵的操稳特性不好，而常规翼面布局或者鸭式布局使得飞行器结构重量大，在垂直起降时抗风性差，因为飞行器几何尺寸过大，所以操控性不太好，尤其是尾坐飞行器在水平飞行阶段采用翼载飞行方式，因而可以通过机翼的优化设计实现高速、高效率的水平飞行，并且有较高的载荷能力。

技术实现要素：

本发明针对现有技术中飞行速度低、旋翼系统复杂以及机体结构复杂庞大等缺点，提供了一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器。

为了解决上述技术问题，本发明通过下述技术方案得以解决：

一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器，包括机身、机翼、尾翼与螺旋桨，所述机身为半硬壳式结构，所述机身包括机头、中段以及机尾，机身中段为货舱，在所述机身两侧设有左右对称的机翼，在所述机翼上设有升降副翼，在机翼的翼梢上设有端板式翼梢小翼；所述尾翼包括垂尾与腹鳍，所述垂尾设有翼梢，所述腹鳍设有腹鳍翼梢，在所述机翼上设有动力装置，垂尾设有动力装置，腹鳍设有动力装置，所述动力装置输出轴连接螺旋桨，所述翼梢小翼、翼梢与腹鳍翼梢作为飞行器做垂直起降时的起落架。升降副翼的作用为在飞行器悬停与垂直起降时，差动偏转进行飞行器偏航辅助控制；在飞行器进行平飞巡航时，差动偏转进行滚转控制，同向偏转进行俯仰控制。在机翼翼梢具有端板式翼梢小翼，是用于减小平飞诱导阻力，等飞行器在做垂直起降时可以当做飞行器的起落架。

一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器，包括机身、机翼、尾翼与螺旋桨，所述机身为半硬壳式结构，所述机身包括机头、中段以及机尾，机身中段为货舱，在所述机身两侧设有左右对称的机翼，在所述机翼上设有升降副翼，在机翼的翼梢上设有端板式翼梢小翼；所述尾翼包括垂尾与腹鳍，所述垂尾设有翼梢，所述腹鳍设有腹鳍翼梢，在所述机身或机翼根部设有动力装置，所述动力装置通过齿轮箱与传动轴连接螺旋桨，在机身或者所述翼梢小翼、翼梢与腹鳍翼梢作为飞行器做垂直起降时的起落架。

作为优选，所述机翼为双梁半硬壳式结构并且机翼与机身通过加强隔框连接。

作为优选，所述机翼为后掠翼，所述机翼控制剖面呈“S”，翼根到翼梢设有3°到5°负扭转。机翼分为左右机翼，在此，采用中等展弦比和中等梢根比的后掠翼，中等展弦比的范围为4.5到7，中等梢根比的范围为0.5到0.7。

作为优选，所述机头与机尾分别为可拆卸式结构。

作为优选，所述螺旋桨采用定距螺旋桨或变距螺旋桨。桨叶角不能改变的螺旋桨叫定距螺旋桨，桨叶角能够改变的螺旋桨叫变距螺旋桨，定距螺旋桨是比较适合在固定的速度范围内，而变距螺旋桨可以适合各种速度。所以定距螺旋桨只能在选定的速度范围内效率较高。

作为优选，变距螺旋桨连接机械变距机构。由于变距螺旋桨适合的速度范围广泛，但是作为无人机，需要一个固定的速度范围值，所以，需要控制装置来改变螺旋桨的桨距，因此，给变距螺旋桨搭载机械变距机构，用来改变螺旋桨的桨距。

作为优选，所述动力装置为发动机，所述每个机翼分别设有两个发动机。

作为优选，所述翼梢小翼分别与翼梢以及腹鳍翼梢呈空间垂直状态。

作为优选，在机头与机尾内设有电子设备与电源。

本发明由于采用了以上技术方案，具有显著的技术效果：

本发明采用分布式推进装置布局，6个动力输出螺旋桨，使得飞行器在垂直起降时具备较低的桨盘载荷，同时在固定翼承载的巡航飞行中，具有较高的推进效率；本发明在巡航时，采用固定翼承载飞行，升阻比大，且能以较低的功耗达到快速巡航；采用电机转速/螺旋桨桨距+螺旋桨滑流舵的复合操纵模式，操纵功效高；固定翼面采用无尾飞翼布局，减小飞行器的尺寸，使得结构更加紧凑，部件数量少，易于拆卸维护，而且在垂直起降阶段较常规布局和鸭式布局抗风性好；动力装置兼做升力发动机和推进发动机，机翼兼做升力面、操纵面、发动机悬臂和起落架的传力部件，实现了零死重；本发明不但适合6台独立电机的小型无人机方案，还适合中置大功率活塞和涡轮发动机的大型飞行器方案。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明的整体结构示意图。

图2是本发明机翼的剖面图。

标号说明：1—机身、2—机翼、3—螺旋桨、4—升降副翼、5—翼梢小翼、6—垂尾、7—腹鳍、8—翼梢、9—腹鳍翼梢、10—动力装置。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明做进一步的详细说明，以下实施例是对本发明的解释而本发明并不局限于以下实施例。

实施例1：

一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器，如图1所示，垂直起降飞行器包括机身1，在机身两侧对称设有左右两个机翼2，在实施例中可以称为左机翼与右机翼，但是左右在此不做保护范围限定，每个机翼2的尾部设置有尾翼，在机翼2上端设置螺旋桨3，机身1采用半硬壳式结构，机身1有三部分：包括机头、中段和机尾，机身1的中段作为货舱使用，在机身1两侧设有左右对称的机翼2，在每个机翼2的尾部都设有升降副翼4，升降副翼4是通过铰接的方式铰接在机翼2的后缘并能同时实现飞行器俯仰(纵向)和滚转操纵的主操纵面，并且还可以当做升降舵和副翼使用的功能。在每个机翼2的末端即就是翼梢上设置有翼梢小翼5，用于减小平飞诱导阻力，同时兼做垂直起降时的起落架；尾翼包括垂尾6和腹鳍7，在垂尾6的末梢设有翼梢8，腹鳍7的末梢设有腹鳍翼梢9，垂尾6和腹鳍7是具有较大的后掠角和小展弦比的垂尾6和腹鳍7，垂尾6和腹鳍7的结构形式与机翼2的结构是一样的但是垂尾6和腹鳍7是采用NACA系列对称翼型，翼梢8与腹鳍翼梢9当做垂直起降时使用的起落架，每个机翼2末端的翼梢小翼5与翼梢8与腹鳍翼梢9在空间内呈相互垂直的状态，翼梢小翼5与翼梢8与腹鳍翼梢9在飞行器起飞时给飞行器提供了一个地面支撑面。在每个机翼2上设有两个动力装置10，垂尾3设有一般动力装置10，腹鳍12设有一个动力装置10，每个动力装置10都是通过输出轴来连接螺旋桨3，翼梢小翼5、翼梢8与腹鳍翼梢9作为飞行器做垂直起降时的起落架。

翼梢小翼5分别与翼梢8以及腹鳍翼梢9呈空间垂直状态。

实施例2(此实施例没有示意图)：

一种分布式动力装置布局的垂直起降飞行器，垂直起降飞行器包括机身1，在机身1两侧对称设有左右两个机翼2，在实施例中可以称为左机翼与右机翼，但是左右在此不做保护范围限定，每个机翼2的尾部设有尾翼，在机翼2的上端设有螺旋桨3，在本实施例中，机身1采用半硬壳式结构，机身1有三个部分：机头、中段和机尾，机身1的中段作为货舱使用，机头和中段采用开拆卸式方式连接，中段与机尾也采用可拆卸式方式连接，机身1两侧设有左右对称的机翼2，在每个机翼2的尾部设有升降副翼4，升降副翼4是通过铰接的方式铰接在机翼2的后缘并能同时实现飞行器俯仰(纵向)和滚转操纵的主操纵面，并且还可以当做升降舵和副翼使用的功能。在每个机翼2的末端即就是翼梢上设置有翼梢小翼5，用于减小平飞诱导阻力，同时兼做垂直起降时的起落架；尾翼包括垂尾6和腹鳍7，在垂尾6的末梢设有翼梢8，腹鳍7的末梢设有腹鳍翼梢9，垂尾6和腹鳍7是具有较大的后掠角和小展弦比的垂尾6和腹鳍7，垂尾6和腹鳍7的结构形式与机翼2的结构是一样的但是垂尾6和腹鳍7是采用NACA系列对称翼型，翼梢8与腹鳍翼梢9当做垂直起降时使用的起落架，每个机翼2末端的翼梢小翼5与翼梢8与腹鳍翼梢9在空间内呈相互垂直的状态，翼梢小翼5与翼梢8与腹鳍翼梢9在飞行器起飞时给飞行器提供了一个地面支撑面。

在本发明中，是给机身1设置一个动力装置10或者是在每个机翼2上分别设置一个动力装置10，或机翼2根部设置动力装置10，动力装置10通过齿轮箱与传动轴连接螺旋桨，在机身9上的翼梢小翼5、翼梢1与腹鳍翼梢13作为飞行器做垂直起降时的起落架。

在实施例1与实施例2中：

机翼2采用双梁半硬壳式结构的机翼2为了连接更加牢固在此机翼2与机身1是通过加强隔框连接在一起。

机翼2机翼外形采用中等展弦比和梢根比的后掠翼，在此，中等展弦比的范围为4.5到7，中等梢根比的范围为0.5到0.7，采用轻微S形态中弧线的翼型作为外形控制剖面，并从翼根到翼梢具有3°到5°负扭转。

螺旋桨3采用定距螺旋桨或变距螺旋桨。桨叶角不能改变的螺旋桨叫定距螺旋桨，桨叶角能够改变的螺旋桨叫变距螺旋桨，定距螺旋桨是比较适合在固定的速度范围内，而变距螺旋桨可以适合各种速度。所以定距螺旋桨只能在选定的速度范围内效率较高。如果使用变距螺旋桨的话，就要给变距螺旋桨连接机械变距机构。

实施例1与实施例2中，动力装置10都为发动机，在实施例1中，每个机翼2上两个发动机，每个发动机通过发动机输出轴与螺旋桨3连接，在机头与机尾内设有电子设备与电源。

在实施例1与实施例2中飞行器的运动方式为：

飞行器在起飞时螺旋桨的转向为(从机尾向机头方向看)：左翼翼梢逆时针，左翼翼根逆时针，右翼翼根逆时针，右翼翼梢顺时针，垂尾顺时针，腹鳍顺时针。

飞行器在垂直起降和悬停时，可以通过控制螺旋桨的转速和桨距来进行飞行器的姿态控制和飞行轨迹控制，具体操作如下：

在飞行器上升下降时：所有螺旋桨转速或桨距同步增加或减少；

在飞行器进行滚转时：左机翼螺旋桨转速或桨距变化，右机翼螺旋桨反向变化；

在飞行器进行俯仰时：垂尾螺旋桨转速或桨距变化，腹鳍螺旋桨反向变化；

在飞行器进行偏航时：垂尾和腹鳍螺旋桨转速或桨距变化，左右机翼根部螺旋桨反向变化(升降副翼差动偏转进行辅助)。

平飞巡航时，所有螺旋桨基本维持相同转速，垂尾和腹鳍螺旋桨可以略微反向变化来辅助升降副翼进行飞行器纵向操纵和配平。

此外，需要说明的是，本说明书中所描述的具体实施例，其零、部件的形状、所取名称等可以不同。凡依本发明专利所述构思的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。