一种基于倾转涵道的双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，尤其是涉及一种基于倾转涵道的双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双升力涵道垂直起降飞机。

本实用新型提供了一种基于倾转涵道的双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

两个升力涵道风扇，用于提供垂直起降阶段的主要升力，对应嵌入安装在所述两个机翼中；和

两个涵道罩，对应安装在所述两个升力涵道风扇的上部，并可相对所述两个升力涵道风扇打开或关闭，垂直起降阶段所述两个涵道罩打开，使气流通过，水平飞行阶段所述两个涵道罩关闭，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，为所述双升力涵道垂直起降飞机提供俯仰力矩及滚转力矩；

所述两个涵道罩打开，使气流顺畅进入所述两个升力涵道风扇，为所述双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，使所述双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，所述两个涵道罩关闭，维持所述机翼外形，使所述双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双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，所述的双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。

进一步地所述的双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，以支撑所述双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，每一升力涵道风扇通过涡轴发动机、活塞发动机或电动机驱动。

本实用新型的双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，通过两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双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双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双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双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双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双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双升力涵道垂直起降飞机水平飞行状态的示意性立体图。

图中各符号表示含义如下：

1.右倾转涵道风扇；2.左倾转涵道风扇；3.主起落架；4.方向舵；5.左升力涵道风扇；6.左涵道罩；7.右升力涵道风扇；8.垂直尾翼；9.机翼；10.机身；11.前起落架；12鸭翼；13右涵道罩。

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双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双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双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双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2-3，本实用新型提出了一种基于倾转涵道的双升力涵道垂直起降飞机一般性可以包括机身10、两个机翼9、N个倾转涵道风扇、两个升力涵道风扇及两个涵道罩。本实用新型所述双升力涵道垂直起降飞机的机身10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9对应设置在所述机身10的中后部的两侧且每一机翼9由侧部向外伸展而成，每一机翼9的外侧缘呈流线型，两个机翼9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10的两侧，每个倾转涵道风扇通过对应的连接件与所述机身10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2和右倾转涵道风扇1，且两个倾转涵道风扇设置在机身10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10的头部和前部。两个升力涵道风扇用于提供垂直起降阶段的主要升力，两个升力涵道风扇对应嵌入安装在所述两个机翼9中。本例中，两个升力涵道风扇分别为左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7。两个涵道罩即左涵道罩6和右涵道罩13安装在所述两个个升力涵道风扇即左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7的上部，并可相对所述两个升力涵道风扇即左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7打开或关闭，垂直起降阶段即左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7打开，使气流通过，水平飞行阶段即左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7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2和右倾转涵道风扇1与升力涵道风扇即左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7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双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，每一倾转涵道风扇推力轴与地面垂直，利用左倾转涵道风扇2及右倾转涵道风扇1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2及右倾转涵道风扇1与左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7的推力差可实现俯仰控制。利用左升力涵道风扇5与右升力涵道风扇7的升力差，可提供额外的滚转控制力矩。利用左升力涵道风扇5与右升力涵道风扇7的转速差，可实现飞机的偏航控制。

图6是根据本实用新型一个实施例的垂直起降飞机基于倾转涵道的双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2及右倾转涵道风扇1倾转90°，左倾转涵道风扇2及右倾转涵道风扇1推力轴均与地面平行，提供垂直起降飞机双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2及右倾转涵道风扇1与对应的连接件形成左侧的鸭翼12和右侧的鸭翼12，通过调节鸭翼12的偏转角度可提供水平飞行时的俯仰控制力矩。参见图2所示，通过调节左侧的鸭翼12及右侧的鸭翼12的偏转角度，此时，左侧的鸭翼12及右侧的鸭翼12攻角均为正，则对所述双升力涵道垂直起降飞机提供抬头力矩。若左侧的鸭翼12及右侧的鸭翼12攻角均为负，则对所述双升力涵道垂直起降飞机提供低头力矩。若左侧的鸭翼12与右侧的鸭翼12差动，还可提供滚转控制力矩。若左侧的鸭翼12相对来流的攻角大于右侧的鸭翼12的攻角，则对所述双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12相对来流的攻角小于右侧的鸭翼12的攻角，则对所述双升力涵道垂直起降飞机提供向左滚转的力矩。左升力涵道风扇5与右升力涵道风扇7利用左涵道罩6和右涵道罩13，在飞机巡航状态盖住它们对应的涵道，维持机翼9外形，提高全机升阻比。

本实用新型的双升力涵道垂直起降飞机通过倾转涵道风扇即左倾转涵道风扇2及右倾转涵道风扇1提供垂直起降阶段的姿态控制和水平飞行阶段的推进，通过两个升力涵道风扇即左升力涵道风扇5与右升力涵道风扇7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双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，本实用新型的双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，所述的双升力涵道垂直起降飞机还包括垂直尾翼8，用于提供航向安全性，对应设置在所述两个机翼9的梢部，所述垂直尾翼8与对应的机翼9相互垂直。

如图1所示，本实施例中，每一垂直尾翼8的后端形成方向舵4，用于提供偏航力矩。

如图1所示，本实施例中，所述的双升力涵道垂直起降飞机还包括主起落架3和前起落架11。主起落架3对应设置所述机身10的下部两侧且位于所述两个机翼9的位置处，每一主起落架3可相对所述机身10收起或放下。前起落架11设置在所述机身10的下部位于所述机身10头部的位置处，所述前起落架11可相对所述机身10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2和右倾转涵道风扇1的推力轴均向下，通过调节它们的偏转角度和推力大小，为所述双升力涵道垂直起降飞机提供俯仰力矩及滚转力矩。

所述左涵道罩6和右涵道罩13打开，使气流顺畅进入所述左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7，为所述双升力涵道垂直起降飞机提供主要升力。通过调节左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7的转速实现推力差，可提供滚转力矩与偏航力矩。

所述主起落架3与所述前起落架11处于放下状态，以支撑所述双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2和右倾转涵道风扇1逐渐改变角度，使所述双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9逐渐产生升力，所述左涵道罩6和右涵道关闭，维持所述机翼9外形，使所述双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2和右倾转涵道风扇1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12，即对应形成左侧的鸭翼12和右侧的鸭翼12。通过调节其偏转角度可为所述双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9梢部的垂直尾翼8提供航向安定性，方向舵4提供偏航力矩。位于机翼9后缘的副翼提供滚转力矩。

所述主起落架3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2和右倾转涵道风扇1通过电机驱动，可获得灵敏的调速特性，方便实现控制。所述每个升力涵道风扇即左升力涵道风扇5和右升力涵道风扇7均通过涡轴发动机、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。