飞行器的制作方法

本发明涉及航空飞行技术领域，特别涉及一种飞行器。

背景技术：

传统的实现垂直起降的小型飞行器类型主要是直升机和多旋翼机，传统的飞行器包括机身本体及设置在机身本体上的机翼，其中机身本体上设有座舱及供使用者操控的控制装置。

其中，分散式推进系统为飞行器重要部件。传统垂直起降飞行器在垂直起降性能与平飞性能之间难以权衡，提升其一普遍以牺牲另一项为代价。

因此，如何权衡平飞与垂直起降性能，获得同时具备较高平飞性能和垂直起降性能的飞行器设计，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种飞行器，该飞行器综合性能提高，具体表现为同时具备较好的平飞性能和垂直起降性能。

为实现上述目的，本发明提供一种飞行器，包括机身本体、两个对称布置在所述机身本体头部的前翼和两个对称布置在机身本体尾部的主翼，所述前翼为下单翼，所述主翼为上单翼，所述主翼和所述前翼的根尖比均为1:1，且无后掠角。

优选地，还包括主翼涵道风扇组、前翼涵道风扇组及用于驱动所述主翼涵道风扇组整体转动和驱动所述前翼涵道风扇组整体转动，以控制推力矢量的风扇控制装置，所述主翼涵道风扇组可转动设置在所述主翼的翼根部，所述前翼涵道风扇组可转动设置在所述前翼的翼根部。

优选地，所述主翼涵道风扇组上的涵道风扇排布方向与所述主翼长度方向平行，所述前翼涵道风扇组上的涵道风扇排布方向与所述前翼长度方向平行。

优选地，还包括可转动设置在机身本体尾部的尾部涵道风扇组，所述尾部涵道风扇组通过所述风扇控制装置控制整体转动，所述尾部涵道风扇组位于两组所述主翼涵道风扇组之间，所述尾部风扇组上的涵道风扇沿所述机身本体宽度方向排布。

优选地，还包括两个侧部涵道风扇组，所述侧部涵道风扇组为两个，两个所述侧部涵道风扇组的涵道风扇对称布置在所述机身本体左右两侧，所述侧部涵道风扇组通过所述风扇控制装置控制平移，当所述侧部涵道风扇工作时，所述风扇控制装置控制所述侧部涵道风扇组平移至所述机身本体外侧，当处于平飞状态时，所述风扇控制装置控制所述侧部涵道风扇组平移至所述机身本体内部。

优选地，所述尾部涵道风扇组包括四个依次布置的涵道风扇，所述侧部涵道风扇组包括九个依次布置的涵道风扇。

优选地，所述前翼具有下反角，且所述前翼的端部设有翼梢小翼，所述翼梢小翼向下翻折。

优选地，所述主翼的端部设有翼梢小翼。

优选地，所述机身本体上设有液晶显示屏及人机交互的触摸屏，所述机身本体的座舱盖为透明座舱盖。

优选地，所述主翼的展弦比为7-11，所述主翼面积大于所述前翼面积。

在上述技术方案中，本发明提供的飞行器包括机身本体、两个对称布置在机身本体头部的前翼和两个对称布置在机身本体尾部的主翼，前翼为下单翼，主翼为上单翼，主翼和前翼的根尖比均为1:1，且无后掠角。

通过上述描述可知，在本申请提供的飞行器中，机翼采用前后双翼布局，在保证足够面积，减少对机库和起降场地的需求，前翼为下单翼，主翼为上单翼，主翼和前翼的根尖比均为1:1，且无后掠角，提升飞行气动效率，起到权衡平飞与垂直起降性能，具备较高平飞性能和垂直起降性能的飞行器设计。

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的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例所提供的飞行器处于巡航时的结构示意图；

图2为本发明实施例所提供的飞行器处于悬停时的结构示意图；

图3为本发明实施例所提供的侧部涵道风扇组的结构示意图；

图4为本发明实施例所提供的前翼涵道风扇组的结构示意图。

其中图1-4中：1-机身本体、2-前翼、3-主翼、4-侧部涵道风扇组、5-风扇支架、6-尾部涵道风扇组、7-前翼涵道风扇组、8-主翼涵道风扇组。

具体实施方式

本发明的核心是提供一种飞行器，该飞行器综合性能提高，具体表现为同时具备较好的平飞性能和垂直起降性能。

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。

请参考图1至图4，在一种具体实施方式中，本发明具体实施例提供的飞行器包括机身本体1、两个对称布置在机身本体1头部的前翼2和两个对称布置在机身本体1尾部的主翼3，前翼2为下单翼，主翼3为上单翼，主翼3和前翼2的根尖比均为1:1，且无后掠角。优选，前翼2和主翼3为长方形机翼，以获得低速巡航(<0.3马赫)时较高的气动效率，便于方便生产和维护。

通过上述描述可知，在本申请具体实施例所提供的飞行器中，机翼采用前后双翼布局，在保证足够面积，减少对机库和起降场地的需求，前翼2为下单翼，主翼3为上单翼，主翼3选用干扰阻力最小的上单翼，同时降低前翼2以及前置发动机尾流对机翼的影响，主翼3和前翼2的根尖比均为1:1，且无后掠角，提升飞行气动效率，起到权衡平飞与垂直起降性能，具备较高平飞性能和垂直起降性能的飞行器设计。

进一步，该飞行器还包括主翼涵道风扇组8、前翼涵道风扇组7及用于驱动主翼涵道风扇组8整体转动和驱动前翼涵道风扇组7整体转动，以控制推力矢量的风扇控制装置，具体的，主翼涵道风扇组8和前翼涵道风扇组7可以通过独立设置的电机带动整体转动改变推力矢量的方向，电机设置子在机身本体1上。主翼涵道风扇组8可转动设置在主翼3的翼根部，前翼涵道风扇组7可转动设置在前翼2的翼根部。进一步，优选，主翼涵道风扇组8上的涵道风扇排布方向与主翼3长度方向平行，前翼涵道风扇组7上的涵道风扇排布方向与前翼2长度方向平行。具体的，主翼涵道风扇组8和前翼涵道风扇组7均包括三个依次布置的涵道风扇。具体的，主翼涵道风扇组8中涵道风扇的叶片转动中心线与主翼3长度方向垂直，主翼涵道风扇组8布置在主翼3的后方。前翼涵道风扇组7中涵道风扇的叶片转动中心线与前翼2长度方向垂直，前翼涵道风扇组7布置在前翼2的后方。

进一步，该飞行器还包括可转动设置在机身本体1尾部的尾部涵道风扇组6，其中，尾部涵道风扇组6可以通过电机驱动整体旋转，改变推力矢量方向，优选，尾部涵道风扇组6设置在机身本体1尾部的后端，尾部涵道风扇组6中涵道风扇的叶片转动中心线与机身本体1宽度方向垂直，尾部涵道风扇组6通过风扇控制装置控制转动，尾部涵道风扇组6位于两组主翼涵道风扇组8之间，尾部风扇组上的涵道风扇沿机身本体1宽度方向排布。具体的，涵道风扇为30cm的小型涵道风扇，单台风扇最大推力400N，当然，在实际设计中可根据实际情况选配不同推力和尺寸的涵道风扇。

更进一步，该飞行器还包括两个侧部涵道风扇组4，侧部涵道风扇组4为两个，两个侧部涵道风扇组4的涵道风扇对称布置在机身本体1左右两侧，侧部涵道风扇组4通过风扇控制装置控制平移，当侧部涵道风扇4工作时，风扇控制装置控制侧部涵道风扇组4平移至机身本体4外侧，当处于平飞状态时，风扇控制装置控制侧部涵道风扇组4平移至机身本体4内部。通过主翼涵道风扇组8、前翼涵道风扇组7降低其对机翼气动效率的影响。并与副翼/升降舵相结合，减少运动部件的数量，降低结构复杂程度。尾部涵道风扇组6被安装在机身本体1尾部上表面，进气道贴近机身本体1，对机身本体1边界层进行加速，降低边界层厚度，从而降低摩擦阻力。发动机尾流对飞尾迹中的低速气流进行加速，降低形状阻力。动力布局，将主翼涵道风扇组8、前翼涵道风扇组7分别安装在主翼3的翼根部和前翼2的翼根部，通过改变涵道风扇进气道和喷口角度可以降低下洗气流对机翼产生的负面影响。

优选的，尾部涵道风扇组6包括四个依次布置的涵道风扇，优选尾部涵道风扇组6的涵道风扇沿机身本体1宽度方向布置，侧部涵道风扇组4包括九个依次布置的涵道风扇，优选侧部涵道风扇组4的涵道风扇沿机身本体1长度方向布置。

进一步，前翼2具有下反角，且前翼2的端部设有翼梢小翼，翼梢小翼向下翻折。前翼2选用下单翼，保证座舱的视野，并能减小气流扰动对主翼3的影响。下反角使气流产生向机腹聚拢的趋势，可以小幅度提高机身部分的升力和气动效率。翼梢小翼向下翻折，进一步降低翼尖涡流核心低压区的位置，降低其对主翼3的负面影响。前翼2产生的逆时针旋转的涡流，使主翼3内翼段受下洗气流，导致主翼3内翼段气动效率下降，诱导阻力增加。主翼3外翼段受上洗气流，一定范围内可以提高飞行器的气动效率，降低诱导阻力。

优选的，主翼3的端部设有翼梢小翼。上反角将主翼3外翼段抬高，避免与前翼2翼尖涡流核心的低压区接触，并提高滚转稳定性。主翼3的外翼段不安装涵道风扇，并加装翼梢小翼，将上洗气流带来的效率提升最大化。

本申请提供的飞行器作为悬停构型，总共使用34台涵道风扇提供升力，其中16台涵道风扇安装在机尾和机翼上表面，即主翼涵道风扇组8、前翼涵道风扇组7和尾部涵道风扇组6，平飞时提供推力，悬停时倾转喷口向下提供升力。通过改变这16台涵道风扇的角度和推力实现飞行器的姿态控制。18台涵道风扇安装在机身本体1两侧，即侧部涵道风扇组4，平飞时收回提高气动效率，悬停时展开。因只在悬停时使用，进气道和喷口采用提高静止推力和能源利用效率的设计。除非极端情况，侧部涵道风扇组4的涵道风扇不参与姿态控制。

优选，机身本体1上设有液晶显示屏及人机交互的触摸屏，机身本体1的座舱盖为透明座舱盖。通过液晶显示屏，使得数据呈现形式更加灵活清晰。通过触摸屏操作，降低了操作难度，人机交互更加顺畅。为了提高乘坐舒适性，优选，优选，机身本体1驾驶舱内的座椅为包覆式座椅，并提高紧急情况下的安全性。

在上述各方案的基础上，优选，主翼3的展弦比为7-11，主翼3面积大于前翼2面积。在一种具体实施方式中，例如双座飞行器中，主翼3和前翼2的俯视投影面积为10m^2。主翼3面积远大于前翼2，在正确配置重心和主翼3和前翼2安装角的情况下可以确保飞行器的静稳定气动特性。特殊设计机身截面翼型，降低在攻角改变时气动中心的位移，确保飞行器的静稳定特性。实现垂直起降，高速巡航，低噪音、零排放运行。优选，主翼3的翼展长度为8.6m，飞行器净高为1.6m，座舱的高度为2.0m，高度为1.2m，机身本体1的长度为5.9m。当然，在实际设计使用时，可以根据飞行器具体需求，进而调整飞行器各个数据。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。