一种基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的制作方法

本实用新型涉及飞行器领域，尤其是涉及一种基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机。

背景技术：

垂直起降飞机通常指能够像直升机一样垂直起飞和降落，具备悬停能力，且能够以固定翼飞机的方式水平飞行一类飞行器。受益于起降方便、飞行效率高的优点，垂直起降飞机在军事方面有着重要的应用价值。垂直起降飞机的种类有旋翼类垂直起降飞行器、倾转类垂直起降飞行器及尾座式垂直起降飞行器这三种。下面以倾转类垂直起降飞行器加以说明。

现有的倾转类垂直起降飞行器包括倾转双旋翼、倾转四旋翼、倾转机翼、倾转涵道风扇等，它们均通过转动机构来改变推力方向，实现垂直起降。

但是，现有的倾转类垂直起降飞行器由于其结构与传动机构复杂，导致过渡过程飞行动力特性复杂，可靠性较低。

技术实现要素：

本实用新型旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本实用新型提出一种基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机。

特别地，本实用新型提出了一种基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机，包括：

机身；

两个机翼，用于产生升力，对应设置在所述机身的中后部的两侧且每一机翼由侧部向外伸展而成，每一机翼的外侧缘呈流线型；

N个倾转涵道风扇，用于垂直起降阶段的姿态控制和水平飞行阶段的推进，N为偶数且分为N/2组，每组倾转涵道风扇对应安装在所述机身的两侧，每个倾转涵道风扇通过对应的连接件与所述机身转动连接；和

单个升力涵道风扇，用于提供垂直起降阶段的主要升力，嵌入安装在所述机身与所述两个机翼之间；和

涵道罩，安装在所述单个升力涵道风扇的上部，并可相对所述单个升力涵道风扇打开或关闭，垂直起降阶段所述涵道罩打开，使气流通过，水平飞行阶段所述涵道罩关闭，无气流通过。

进一步地，在垂直起降状态，所述N个倾转涵道风扇的推力轴均向下，通过调节它们的偏转角度和推力大小，为所述单升力涵道垂直起降飞机提供俯仰力矩及滚转力矩；

所述涵道罩打开，使气流顺畅进入所述单个升力涵道风扇，为所述单升力涵道垂直起降飞机提供主要升力。

进一步地，在垂直飞行向水平飞行转换的过渡状态，所述N个倾转涵道风扇逐渐改变角度，使所述单升力涵道垂直起降飞机具有向前的速度和加速度；

随着飞行速度的提高，所述两个机翼逐渐产生升力，所述涵道罩关闭，维持所述机翼外形，使所述单升力涵道垂直起降飞机具有较高的升阻比，以获得较大航程与航时。

进一步地，在水平飞行状态，所述N个倾转涵道风扇的推力轴均向后，由其提供推力，每一倾转涵道风扇与对应的连接件形成鸭翼，通过调节其偏转角度可为所述单升力涵道垂直起降飞机提供俯仰力矩及滚转力矩。

进一步地，所述单个升力涵道风扇的底部设置导流叶片，所述导流叶片用于提供额外的滚转控制和偏航控制力矩。

进一步地，所述的单升力涵道垂直起降飞机还包括垂直尾翼，用于提供航向安全性，对应设置在所述两个机翼的梢部，所述垂直尾翼与对应的机翼相互垂直。

进一步地，每一垂直尾翼的后端形成方向舵，用于提供偏航力矩。

进一步地，每一机翼的后缘处形成副翼，用于提供滚转力矩。

进一步地，所述的单升力涵道垂直起降飞机还包括：

主起落架，对应设置所述机身的下部两侧且位于所述两个机翼的位置处，每一主起落架可相对所述机身收起或放下；和

前起落架，设置在所述机身的下部位于所述机身头部的位置处，所述前起落架可相对所述机身收起或放下；

在垂直起降状态，所述主起落架与所述前起落架处于放下状态，以支撑所述单升力涵道垂直起降飞机和缓冲着陆冲击；

在水平飞行状态，所述主起落架与所述前起落架处于收起状态，以降低巡航阻力。

进一步地，每一倾转涵道风扇通过电机驱动，所述单个升力涵道风扇通过涡轴发动机、活塞发动机或电动机驱动。

本实用新型的单升力涵道垂直起降飞机通过倾转涵道风扇提供垂直起降阶段的姿态控制和水平飞行阶段的推进，通过单个升力涵道风扇提供垂直起降阶段的主要升力，不但实现了垂直起降，而且将升力与姿态控制部分解耦，从而降低了本实用新型单升力涵道垂直起降飞机动力特性的复杂度，由此提高了可靠性。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

本实用新型的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是根据本实用新型一个实施例的基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的示意性轴侧图；

图2是图1所示基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的示意性主视图；

图3是图1所示基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的示意性俯视图；

图4是图1所示基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的示意性侧视图；

图5是根据本实用新型一个实施例的基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机垂直起降状态的示意性立体图；

图6是根据本实用新型一个实施例的基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机水平飞行状态的示意性立体图。

附图标记：

1.机身；2.右倾转涵道风扇；3.左倾转涵道风扇；4.机翼；5.垂直尾翼；6.方向舵；7.副翼；8.单个升力涵道风扇；9.导流叶片；10.主起落架；11.前起落架；12涵道罩；13鸭翼。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

图1是根据本实用新型一个实施例的基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的示意性轴侧图。图2是图1所示基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的示意性主视图。图3是图1所示基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的示意性俯视图。图4是图1所示基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机的示意性侧视图。

如图1所示，还可以参见图2-4，本实用新型提出了一种基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机一般性可以包括机身1、两个机翼4、N个倾转涵道风扇、单个升力涵道风扇8及涵道罩12。本实用新型所述单升力涵道垂直起降飞机的机身1内部通常布置有发动机系统、燃油系统、有效载荷舱、航电系统等飞机必备系统。两个机翼4对应设置在所述机身1的中后部的两侧且每一机翼4由侧部向外伸展而成，每一机翼4的外侧缘呈流线型，两个机翼4用于产生升力。N个倾转涵道风扇用于垂直起降阶段的姿态控制和水平飞行阶段的推进。其中，N为偶数且N个倾转涵道风扇分为N/2组，每组倾转涵道风扇对应安装在所述机身1的两侧，每个倾转涵道风扇通过对应的连接件与所述机身1转动连接。本例中，设置有两个倾转涵道风扇即左倾转涵道风扇3和右倾转涵道风扇2，且两个倾转涵道风扇即左倾转涵道风扇3和右倾转涵道风扇2设置在机身1的头部两侧。当然，在其他实施例中，N可以是四个且分成两组，两组倾转涵道风扇分别设置在所述机身1的头部和前部。单个升力涵道风扇8用于提供垂直起降阶段的主要升力，单个升力涵道风扇8嵌入安装在所述机身1与所述两个机翼4之间。涵道罩12安装在所述单个升力涵道风扇8的上部，并可相对所述单个升力涵道风扇8打开或关闭，垂直起降阶段所述涵道罩12打开，使气流通过，水平飞行阶段所述涵道罩12关闭，无气流通过。

其中，本实施例中所述的上、下、左、右、前、后均是按照视图表示方向定义的。

本实用新型中的所述的倾转涵道风扇即左倾转涵道风扇3和右倾转涵道风扇2与单个升力涵道风扇8均采用将风扇及发动机被涵道环括的结构。其中，涵道风扇作为飞行器的主动力系统和机身结构的关键部件，比起传统的螺旋桨主要优势体现在下面：1)同等功率消耗下，涵道风扇的拉力和功率载荷要大于相同直径的孤立螺旋桨；2)由于旋转的风扇和发动机被涵道环括，使其风扇的气动噪声减弱，对于载人飞行器而言十分重要；3)结构紧凑，把高速旋转的风扇和机载设备、人员隔离开来，起到一定保护作用。

图5是根据本实用新型一个实施例的基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机垂直起降状态的示意性立体图。本实用新型中，在垂直起降状态，每一倾转涵道风扇的推力轴与地面垂直，即左倾转涵道风扇3和右倾转涵道风扇2的推力轴与地面垂直，利用左倾转涵道风扇3及右倾转涵道风扇2推力差及推力角度差可提供滚转控制力矩，实现对滚转姿态的控制。利用左倾转涵道风扇3及右倾转涵道风扇2与单个升力涵道风扇8的推力差可实现俯仰控制。

图6是根据本实用新型一个实施例的基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机水平飞行状态的示意性立体图。在飞机巡航状态即水平飞行状态，左倾转涵道风扇3及右倾转涵道风扇2倾转90°，左倾转涵道风扇3及右倾转涵道风扇2推力轴均与地面平行，提供垂直起降飞机单升力涵道垂直起降飞机向前飞行所需推力。左倾转涵道风扇3及右倾转涵道风扇2与对应的连接件形成左侧的鸭翼13和右侧的鸭翼13，通过调节其偏转角度可为所述单升力涵道垂直起降飞机提供俯仰力矩及滚转力矩。参见图2所示，通过调节左侧的鸭翼13及右侧的鸭翼13的偏转角度，此时，左侧的鸭翼13及右侧的鸭翼13攻角均为正，则对所述单升力涵道垂直起降飞机提供抬头力矩。若左侧的鸭翼13及右侧的鸭翼13攻角均为负，则对所述单升力涵道垂直起降飞机提供低头力矩。若左侧的鸭翼13与右侧的鸭翼13差动，还可提供滚转控制力矩。若左侧的鸭翼13相对来流的攻角大于右侧的鸭翼13的攻角，则对所述单升力涵道垂直起降飞机提供向右滚转的力矩。若左侧的鸭翼13相对来流的攻角小于右侧的鸭翼13的攻角，则对所述单升力涵道垂直起降飞机提供向左滚转的力矩。单个升力涵道风扇8利用涵道罩12，在飞机巡航状态盖住它的涵道，维持机翼4外形，提高全机升阻比。

本实用新型的单升力涵道垂直起降飞机通过倾转涵道风扇提供垂直起降阶段的姿态控制和水平飞行阶段的推进，通过单个升力涵道风扇8提供垂直起降阶段的主要升力。不但实现了垂直起降，而且将升力与姿态控制部分解耦，从而降低了本实用新型单升力涵道垂直起降飞机动力特性的复杂度，由此提高了可靠性。

此外，本实用新型的单升力涵道垂直起降飞机还具有高效平飞、外廓尺寸小、飞行控制简单、工程实现性好等优点，在性能上还具备航程远、速度快的优点，可应用于轻型飞机、运输机、侦察机、电子战飞机等常规和特种飞机领域。

如图1所示，本实施例中，所述单个升力涵道风扇8的底部设置导流叶片9，所述导流叶片9用于提供额外的滚转控制和偏航控制力矩。

如图1所示，本实施例中，所述的单升力涵道垂直起降飞机还包括垂直尾翼5，用于提供航向安全性，对应设置在所述两个机翼4的梢部，所述垂直尾翼5与对应的机翼4相互垂直。

如图1所示，本实施例中，每一垂直尾翼5的后端形成方向舵6，用于提供偏航力矩。

如图1所示，本实施例中，每一机翼4的后缘处形成副翼7，用于提供滚转力矩。

如图1所示，本实施例中，所述的单升力涵道垂直起降飞机还包括主起落架10和前起落架11。主起落架10对应设置所述机身1的下部两侧且位于所述两个机翼4的位置处，每一主起落架10可相对所述机身1收起或放下。前起落架11设置在所述机身1的下部位于所述机身1头部的位置处，所述前起落架11可相对所述机身1收起或放下。

如图5所示，本实施例中，在垂直起降状态，所述N个倾转涵道风扇即左倾转涵道风扇3和右倾转涵道风扇2的推力轴均向下，通过调节它们的偏转角度和推力大小，为所述单升力涵道垂直起降飞机提供俯仰力矩及滚转力矩。

所述涵道罩12打开，使气流顺畅进入所述单个升力涵道风扇8，为所述单升力涵道垂直起降飞机提供主要升力。

所述主起落架10与所述前起落架11处于放下状态，以支撑所述单升力涵道垂直起降飞机和缓冲着陆冲击。

参见图1，本实施例中，在垂直飞行向水平飞行转换的过渡状态，所述N个倾转涵道风扇即左倾转涵道风扇3和右倾转涵道风扇2逐渐改变角度，使所述单升力涵道垂直起降飞机具有向前的速度和加速度。

随着飞行速度的提高，所述两个机翼4逐渐产生升力，所述涵道罩12关闭，维持所述机翼4外形，使所述单升力涵道垂直起降飞机具有较高的升阻比，以获得较大航程与航时。

参见图6，本实施例中，在水平飞行状态，所述N个倾转涵道风扇即左倾转涵道风扇3和右倾转涵道风扇2的推力轴均向后，由其提供推力，每一倾转涵道风扇与对应的连接件形成鸭翼13，即对应形成左侧的鸭翼13和右侧的鸭翼13。通过调节其偏转角度可为所述单升力涵道垂直起降飞机提供俯仰力矩及滚转力矩。随着飞行速度的提高，气动舵面效率提高，位于机翼4梢部的垂直尾翼5提供航向安定性，方向舵6提供偏航力矩。位于机翼4后缘的副翼7提供滚转力矩。

所述主起落架10与所述前起落架11处于收起状态，以降低巡航阻力。

本实施例中，每一倾转涵道风扇即左倾转涵道风扇3和右倾转涵道风扇2通过电机驱动，可获得灵敏的调速特性，方便实现控制。所述单个升力涵道风扇8通过涡轴发动机、活塞发动机或电动机驱动，使用涡轴发动机或者活塞发动机可获得较大的航程航时，使用电动机驱动可获得灵敏的调速特性。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由权利要求及其等同物限定。