可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置的制作方法

本发明涉及一种航空器，尤指一种可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置。

背景技术

一般以往所常见的航空器，主要因应功能以及飞行原理而包括有旋翼航空器和定翼航空器。其中旋翼航空器可进行垂直起降、悬停、低速前进、后退、左右横移与空中盘旋等飞行动作，例如直升机。而现有的定翼航空器则提供高速、更具经济性的油耗与较远航程等特性。

此外也有介于二者间的混种航空器，其中如倾转旋翼机(tiltrotoraircraft)则是复合同时具有旋翼和定翼，该定翼沿航空器本体横轴设置，且该定翼两侧各附设一旋翼，且各该旋翼独立沿该横轴俯仰，当该旋翼以直立方向(平行于垂直轴)操作时相当于一架具有双旋翼的直升机，而可以进行等同直升机的飞行操作；当旋翼倾转至水平位置时(平行于纵轴)则相当于一般的定翼机而提供更快的航速与更远的航程。此类航空器以美国军方的v-22鱼鹰式倾转旋翼机为代表。

而另外一种倾斜翼机(tiltwingaircraft)，其外形则与一般定翼机几无差异，惟其主翼可做九十度倾转并于机尾增设一提供平衡升力的旋翼系统，当其主翼倾转至直立方向(平行于垂直轴)操作时，通过控制各操控舵面与主、尾旋翼系统可得到类似于直升机的操作特性，而当主翼倾转至水平位置时(平行于纵轴)则与一般定翼机飞行模式无异(此时尾旋翼系统并无功能，属“去能(disable)”状态)。此类航空器以美国航空及太空总署的xc-142实验航空器与加拿大canadaircl-84为代表

以前案一美国us2702168号专利案所显示aconvertibleaircraft为例说明，该前案于定翼的两侧各设有一具有可产生推力的旋翼(即第一推力机构)，此旋翼系统设有复杂的循环变距机构(cycliccontrol)，虽可以用于沿横轴俯仰与滚转的控制，从而可在纵轴方向有效控制沿横轴的俯仰姿态。但是因为设有复杂的循环变距机构(cycliccontrol)，所以耗费不眦且维修不易。基于成本与实际技术因素，具体而言，现阶段除了如v-22鱼鹰式倾转旋翼机系列采用上述控制方式，经多年研发而成功量产外，并不容易落实与普及。

至于其他几种发明企图摒除复杂的循环变距系统，而以一设置于机尾的简单定距或变距螺旋桨(fixedpitchorvariablepitchpropeller)达成俯仰控制目的的设计都未臻理想而遭致失败。

例如前案二美国us3572612a号专利案所显示programmingandmixingunitforvtolaircraft，其尾部具备有一可产生垂直方向升力的同轴反向双螺旋桨系统(twinrotorco-axialpropeller)；即标号18(tailpropeller)。以及前案三如美国us3141633a号专利tilt-wingaircraft(倾斜翼飞机)，揭示在尾部设置有一风扇17(fan)，惟该尾螺旋桨系统与尾风扇都用以负担位于航空器重心后方朝机尾方向因自重产生的力矩，因此其仅能产生一使机尾向上的单向升力。

此二种设计当航空器欲于横轴实行抬高机首(noseup)的控制时，仅能靠降低上述尾部升力装置产生的力矩为之，而当此尾部升力装置的抬升力矩已降至最低甚至为零却仍无法满足上述操作时，只得提高位于重心前方的主升力装置力矩；但因主升力装置产生的力矩远大于尾部升力装置，极易使航空器的俯仰动作陷入“发散式震荡”(divergentoscillation)而招致失控坠毁。此状况尤其易发生于航空器处于大角度、高下降率的垂直降落进场模式(verticalhighdescentratesteepapproach)。是以此类似设计制造的nasaxc-142,canadaircl-84都仅止于原型试验机阶段，并未进入量产。

是知，此类具有垂直升降飞行模式的航空器，其中所遇到的问题之一，往往必须克服的是垂直升降过程沿横轴俯仰失控的状态。

技术实现要素：

有鉴于背景技术的问题，本发明人研发一种可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：

一种可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其特征在于：包括一机体以及一组对称的定翼，且界定机头至机尾方向为纵轴向，各该定翼伸展方向为横轴向，机顶至机底方向为垂直轴向，且各该定翼附设一第一推力机构，且各该第一推力机构供操作性随各该定翼沿横轴俯仰或独立沿该横轴俯仰，且沿机体纵轴的机体重心点至机尾之间，设有一能够产生抵抗机体重心点至机头间力矩的简易控制装置，且该简易控制装置可以供选择性作动而产生向上或向下控制力矩。

所述的可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其中：该第一推力机构选自旋翼(rotor)或螺旋桨(propeller)、涡轮喷射引擎(turbojet)、涡轮扇(turbofan)或导风扇推进器(ductedfan)。

所述的可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其中：该机体重心点位于该第一推力机构在垂直起降模式时的推力中心所连接的横轴假想连线上。

所述的可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其中：各该定翼还附设第二推力机构，其中该机体重心点位于该第一推力机构与第二推力机构在垂直起降模式时总合的推力中心所连接的横轴假想连线上。

所述的可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其中：该简易控制装置埋设于该机体纵轴向的机体接近尾段部，而对外形成相通。

所述的可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其中：该简易控制装置包括一叶轮，该叶轮能够调变叶片角度而产生向上斥力或向下斥力。

所述的可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其中：该简易控制装置包括二叶轮，各该叶轮能够分别产生向上斥力或向下斥力。

所述的可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其中：该简易控制装置包括一向上产生斥力的第一喷嘴以及一向下产生斥力的第二喷嘴，供喷射气流选择性喷出。

所述的可兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，其中：设有一阀门，该阀门在气流选择性在一喷嘴喷出时，封闭另一喷嘴。

如此，本发明可以利用于兼具垂直升降与定翼飞行的航空器简易俯仰控制装置，即特别针对具有一组对称定翼而各该定翼各附设一第一推力机构的航空器，此种航空器在旋翼机模式时可以凭借该第一推力机构产生升力从而达到垂直起降目的，并于转换至定翼机模式后可如同一般定翼机般持续飞行。

且本发明所谓简易控制装置，是相对于所述的这些航空器并不特别设置有复杂繁琐且昂贵的循环变距机构的特定情况下，利用本发明可以该简易控制装置即可对于纵轴向的机体在垂直起降过程沿横轴向俯仰姿态产生双向且适应性的控制力矩，用于控制俯仰，可以较为经济、简便、可靠、降低维修成本的构造达成。尤其对于相对无需载人的航空器更为优选。

附图说明

图1是本发明的立体图；

图2是本发明的俯视图；

图3是本发明实施例一示意及俯仰状态示意图；

图3a本发明实施例一叶片角度调变示意一图；

图3b本发明实施例一叶片角度调变示意二图；

图4是本发明实施例二示意图；

图5是本发明实施例三示意图；

图6是本发明定翼机飞行模式示意图；

图7是本发明第一推力机构另一实施例图；

图8是本发明第一推力机构另一实施例图。

附图标记说明：x-纵轴向；y-横轴向；z-垂直轴向；1-机体；10-定翼；11a-机头；11b-机尾；12a-机顶；12b-机底；13-第一推力机构；13a-旋翼；p-机体重心点；l1-推力中心假想连线；14-简易控制装置；14a-叶轮；141a-叶片；142-第一喷嘴；143-第二喷嘴；144-阀门。

具体实施方式

以下凭借图式的辅助，说明本发明的构造、特点与实施例，俾使贵审查人员对于本发明有更进一步的了解。

请参阅图1所示，本发明关于一种可兼具垂直升降与定翼飞行的双模式航空器简易俯仰控制装置，包括一机体1以及一组对称定翼11，配合图1、图2所示，界定机头11a至机尾11b方向为纵轴向，即图式标示方向x，各该定翼11伸展方向为横轴向，即图式标示方向y，机顶12a至机底12b方向为垂直轴向，即图式标示方向z。

且各该定翼11两侧各附设一第一推力机构13，且各该第一推力机构13系供操作性随各该定翼11沿横轴俯仰或独立沿该横轴俯仰，且沿机体1纵轴的机体重心点p至机尾11b之间，设有一可产生抵抗机体重心点p至机头12a间力矩的简易控制装置14，且该简易控制装置14包括一供选择性作动而产生向上或向下控制力矩。

本发明的该第一推力机构13可以为图1所示的旋翼13a，或图7所示的喷射动力机构13b。也可包括如图8所示的导风扇推进器13c。此外也可为螺旋桨(propeller)、涡轮喷射引擎(turbojet)、涡轮扇(turbofan)等。本说明书所主要阐述，主要是以具有旋翼的机型为例说明，但并不局限于具有旋翼的机型。

请参阅图3与图6所示，本发明可以利用于设有各该定翼11与该旋翼13a的航空器，即特别针对具有各该定翼11，而各该定翼101各附设该旋翼13a的航空器，且在所述的这些航空器并不特别设置有复杂繁琐的循环变距机构的特定情况下，利用本发明可以利用简易控制装置14即可对于纵轴向的机体11在起降过程沿横轴向产生俯仰姿态控制，尤其对于相对无需载人的无人飞机等航空器更为优选。

请参阅图2所示，其中该机体重心点p位于该第一推力机构13于垂直起降模式时该推力中心所连接的横轴假想连线l1上。

也可以在各该定翼11更附设第二推力机构(图未显示)，其中该机体重心点位于该第一推力机构13与第二推力机构于垂直起降模式时该总合的推力中心所连接的横轴假想连线上。以相对可以使得该简易控制装置14该机体重心点p所形成的支点有一较大力臂。

其中该简易控制装置14埋设于该机体纵轴向的机体11接近尾段部，而对外形成相通。凭借埋设的状态，可以使得该简易控制装置14纳设于该机体而不相对突显或外露，减少对于气流的阻抗或偏导，确保装设本发明的后的航空器稳定与可靠性。

请参阅图3所示，本发明的实施例之一，其中该简易控制装置14包括一叶轮14a，该叶轮14a可如图3a、图3b所示，调变叶片141a角度而产生向上斥力或向下斥力(该调变叶片系属现有，且非属本案的标的，内部构造容不赘示及赘述)，即简易经济利用单一叶轮14a的叶片141a调整角度，即可改变其吹驱空气的方向，该改变叶片141a的角度属现有结构，详细构造则不予赘述以及冗图表现。

请参阅图4所示，该简易控制装置14也可以包括二叶轮14a，各该叶轮14a可分别切换驱动从而产生向上斥力或向下斥力。

请参阅图5所示，本发明的另外一实施例，其中该简易控制装置14包括一向上产生斥力的第一喷嘴142以及一向下产生斥力的第二喷嘴143，供喷射气流选择性喷出。

更进一步甚至其中设有一阀门144，该阀门144于气流选择性于一喷嘴142/143喷出时，封闭另一喷嘴143/142，以提高喷气的准确性。

综上所述，本发明确实符合产业利用性，且未于申请前见于刊物或公开使用，也未为公众所知悉，且具有非显而易知性，符合可专利的要件，爰依法提出专利申请。