可变翼可垂直起降的三角翼飞机的制作方法

本申请涉及航空领域，特别是涉及一种可变翼可垂直起降的三角翼飞机。

背景技术：

在目前低空领域，小型私人航空器主要有私人飞机、直升机、垂直起降飞机、旋翼机、三角翼、动力三角翼等等。其中，动力三角翼作为一种性价比高且安全的一类飞行器，国外普及率较高。动力三角翼包括固定形状的机翼，悬挂在机翼下方的机身，安装在机身尾部的航空螺旋桨航，安装在机身中的航空螺旋桨发动机。动力三角翼可以在草地，沙滩和崎岖不平的地面上滑跑起飞和降落。

但是，动力三角翼无法垂直起降，使得其对机场或跑道等硬件设施存在一定依赖性；此外，动力三角翼的稳定盘旋和转向能力较差；从而使得用户体验差。

技术实现要素：

本申请的目的在于克服上述问题或者至少部分地解决或缓减解决上述问题。

本申请提供了一种可变翼可垂直起降的三角翼飞机，包括：

机翼，包括翼中心轴以及位于翼中心轴两侧的左、右机翼，左、右机翼可相对翼中心轴折叠或展开，以改变机翼的形状和机翼的大小，用于降低空气阻力或产生合适的升力；

机身，用于搭载乘员，还用作安装基础，以安装所述三角翼飞机中的其他部件，所述机身通过悬挂杆悬挂在所述机翼的下方，所述悬挂杆的一端固定在所述翼中心轴处，另一端与所述机身固定连接；

n组倾转涵道风扇，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排，每排倾转涵道风扇对应安装在所述机身的两侧，每组倾转涵道风扇通过对应的推力轴与所述机身转动连接，每组倾转涵道风扇通过对应的电机提供动力；

俯仰控制机构，安装在所述翼中心轴及与其对应的机身处，配置成通过控制所述机翼的俯仰角度，改变所述机翼与所述机身的重心的相对位置，实现所述三角翼飞机的俯仰控制；和

机翼控制机构，对应安装在所述左、右机翼与所述机身之间，配置成通过控制所述左、右机翼相对机身的位置，改变所述机翼与所述机身的重心的相对位置，为所述三角翼飞机提供辅助的偏航力矩和滚转力矩。

可选地，在滑跑起飞状态，配置成：所述机翼控制机构控制所述机翼展开，所述n组倾转涵道风扇对应的推力轴均向后，所述俯仰控制机构控制所述机翼的俯仰角度，进而提高所述三角翼飞机的最大有效载荷，使所述三角翼飞机经滑跑后起飞。

可选地，在垂直起飞状态，配置成：所述机翼控制机构控制所述机翼收拢，以降低空气阻力，所述n组倾转涵道风扇对应的推力轴均向下，通过调节所述n组倾转涵道风扇的偏转角度和推力大小，为所述三角翼飞机提供俯仰力矩及滚转力矩，使得所述三角翼飞机进行垂直起飞，并达到预设的高度。

可选地，在垂直飞行向水平飞行切换的过渡状态，配置成：所述n组倾转涵道风扇逐渐改变角度和动力大小，使所述三角翼飞机具有平稳向前的速度和加速度，通过逐渐改变所述机翼的形状和所述机翼的大小，为所述三角翼飞机提供合适的升力。

可选地，在水平飞行状态，配置成：所述n组倾转涵道风扇对应的推力轴均向后，用于提供推力；

在所述三角翼飞机左右转向状态，配置成：所述机身的两侧的倾转涵道风扇推力大小的差异，为所述三角翼飞机提供偏航力矩，通过调节所述机翼控制机构改变所述机翼与所述机身的相对位置，为所述三角翼飞机提供辅助的偏航力矩和滚转力矩，以使所述三角翼飞机可快速和平稳的转弯；

在所述三角翼飞机俯仰状态，配置成：通过所述俯仰控制机构控制机翼保持预设的俯仰角度，改变所述机翼和所述机身重心的相对位置，进而实现所述三角翼飞机的俯仰控制；或

配置成：通过改变所述n组倾转涵道风扇的推力角度和大小，快速改变所述三角翼飞机的俯仰角度。

可选地，在滑跑降落状态，配置成：所述机翼控制机构控制所述机翼展开，所述n组倾转涵道风扇对应的推力轴均向后，并调节动力输出大小和角度达到最优，所述机翼控制机构控制所述机翼保持预设的俯仰角度，使所述三角翼飞机平稳降落。

可选地，在垂直降落状态，通过所述机翼控制机构控制所述机翼收拢，以降低空气阻力，所述n组倾转涵道风扇对应的推力轴均向下，通过调节所述n组倾转涵道风扇的偏转角度和推力大小，使所述三角翼飞机垂直降落，平稳到达地面。

可选地，所述俯仰控制机构包括：

舵机，安装在所述机身处；和

控制杆，一端与所述翼中心轴相连，另一端与所述舵机相连；

其中，通过所述舵机推动或拉动所述控制杆，以实现所述机翼的俯或仰控制。

可选地，每一机翼控制机构包括：对应的滚轴电机，用于提供动力，

滚轴，与所述滚轴电机相连，并通过所述述滚轴电机带动旋转；和

拉索，一端固定在所述滚轴上，另一端穿过所述机身与所述拉索对应的机翼固定连接；

其中，所述滚轴电机带动所述滚轴旋转，从而带动所述滚轴上的所述拉索收或放，进而带动所述拉索对应的机翼向不同的方向倾斜。

可选地，所述的三角翼飞机，还包括航电设备和控制计算机，所述航电设备用于指示飞行参数及飞行通讯，所述控制计算机配置成控制所述n组倾转涵道风扇的输出动力和输出角度，以驱动所述三角翼飞机飞行，所述控制计算机还配置成控制所述俯仰控制机构及所述机翼控制机构，控制所述机翼展开不同的形状和大小，进而控制并保持三角翼飞机飞行的稳定性。

可选地，所述的三角翼飞机，还包括可收放的起落架，以支撑所述三角翼飞机和缓冲着陆。

可选地，所述的三角翼飞机，还包括侧翼，对应设置在所述机翼两侧的末端，所述侧翼与对应的机翼相互垂直，用于提供航向安定性。

可选地，所述的三角翼飞机，还包括探针，设置在所述机翼的尾部，用于消除所述机翼产生的静电。

本申请的可变翼可垂直起降的三角翼飞机，不但可滑跑起飞，而且通过n组倾转涵道风扇提供动力，使得三角翼飞机能够垂直起降。且在起降过程中，还可改变机翼的形状和机翼的大小，降低空气阻力或产生合适的升力，提高所述三角翼飞机的飞行效率。通过两侧的倾转涵道风扇动力输出差异，实现三角翼飞机的稳定盘旋和提高转向能力。故本申请扩展了飞机的飞行性能，提高了用户体验度。

根据下文结合附图对本申请的具体实施例的详细描述，本领域技术人员将会更加明了本申请的上述以及其他目的、优点和特征。

附图说明

后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本申请的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附图中：

图1是根据本申请一个实施例的可变翼可垂直起降的三角翼飞机的示意性结构图；

图2是图1所示三角翼飞机的俯仰操作示意性结构图；

图3是图1所示三角翼飞机的左右转向时的示意性结构图；

图4是图1所示三角翼飞机的垂直起飞和垂直降落时的示意性结构图；

图5是图1所示三角翼飞机的飞行过程的示意性结构图。

图中各符号表示含义如下：

100可变翼可垂直起降的三角翼飞机，

1控制计算机，2航电设备，

10机翼，11翼中心轴，12左机翼，13右机翼，

20机身，21悬挂杆，

30倾转涵道风扇，31推力轴，32左侧倾转涵道风扇，33右侧倾转涵道风扇，

40动力蓄能装置，

50俯仰控制机构，51舵机，52控制杆，

60机翼控制机构，61拉索，

70起落架，

80探针，

90侧翼。

具体实施方式

图1是根据本申请一个实施例的可变翼可垂直起降的三角翼飞机的示意性结构图。图2是图1所示三角翼飞机的俯仰操作示意性结构图。图3是图1所示三角翼飞机的左右转向时的示意性结构图。图4是图1所示三角翼飞机的垂直起飞和垂直降落时的示意性结构图。图5是图1所示三角翼飞机的飞行过程的示意性结构图。图中的上、下、左、右、前、后均以读者看到的视图为基准定义的。

如图1所示，还可参见图2-图5，一种可变翼可垂直起降的三角翼飞机100，一般可以包括：机翼10、机身20、n组倾转涵道风扇30、动力蓄能电池组40、俯仰控制机构50和机翼控制机构60。机翼10包括翼中心轴11以及位于翼中心轴11两侧的左机翼12、右机翼13。左机翼12、右机翼13可相对翼中心轴11折叠或展开，以改变机翼10的形状和机翼10的大小，用于降低空气阻力或产生合适的升力。机身20用于搭载乘员，还用作安装基础，以安装所述三角翼飞机100中的其他部件。所述机身20通过悬挂杆21悬挂在所述机翼10的下方。所述悬挂杆21的一端固定在所述翼中心轴11处，另一端与所述机身20固定连接。n组倾转涵道风扇30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排。每排倾转涵道风扇30对应安装在所述机身20的两侧，每组倾转涵道风扇30通过对应的推力轴31与所述机身20转动连接。每组倾转涵道风扇30通过对应的电机提供动力。每组倾转涵道风扇30的数量可以是一个，还可以是两个、三个、四个等多个倾转涵道风扇30。其中，n组倾转涵道风扇30可以改变动力输出角度和动力输出大小。动力蓄能装置40安装在所述机身20中，用于提供电力，以驱动所述三角翼飞机100。俯仰控制机构50安装在所述翼中心轴11及与其对应的机身20处。俯仰控制机构50配置成通过控制所述机翼10的俯仰角度，改变所述机翼10与所述机身20的重心的相对位置，实现所述三角翼飞机100的俯仰控制。机翼控制机构60对应安装在所述左机翼12、右机翼13与所述机身20之间。机翼控制机构60配置成通过控制所述左机翼12、右机翼13相对机身20的位置，改变所述机翼10与所述机身20的重心的相对位置，为所述三角翼飞机100提供辅助的偏航力矩和滚转力矩。

本申请的可变翼可垂直起降的三角翼飞机100，通过动力蓄能装置40提供电力，电能为清洁能源，提高了环保性能。本申请通过n组倾转涵道风扇30可改变动力输出的角度和大小，使三角翼飞机100具备垂直起降功能和快速转向能力，提高了控制效率。本申请不但可滑跑起飞，而且通过n组倾转涵道风扇30提供动力，使得三角翼飞机100不受场地限制方便的垂直起降。且在起降过程中，还可改变机翼10的形状和机翼10的大小，降低空气阻力或产生合适的升力，可以适应不同的飞行速度和气象条件，提高所述三角翼飞机100的飞行效率。通过两侧的倾转涵道风扇30动力输出差异，实现三角翼飞机100的稳定盘旋和提高转向能力，控制效率高、飞行效率高，以及优化飞行体验。以上均提高了本申请的用户体验度。

在实现本申请的过程中，发明人还发现现有技术中采用单一发动机，若发动机出现故障，会造成一定的危险。

而本申请的动力由n个涵道风扇提供，在一个或多个涵道风扇失效的情况下，其余的涵道风扇仍可以使三角翼飞机100保持正确的飞行姿态，保障飞行安全，提高了安全性。

此外，本申请采用了俯仰控制机构50控制三角翼飞机100的俯仰，能够快速调节俯仰，进一步提高了三角翼飞机100的控制效率。

更具体地，本实施例中，机身20中设有座舱，动力蓄电池组布置在座舱内。

更具体地，如图1所示，本实施例中，机身20外部靠近前端及后端处对应设一排倾转涵道风扇30，共设两排倾转涵道风扇30。每排倾转涵道风扇30包括两组倾转涵道风扇30即左侧倾转涵道风扇32和右侧倾转涵道风扇33。本实施例中设有四组倾转涵道风扇30。当然在其他实施例中，还可以是两组倾转涵道风扇30或六组倾转涵道风扇30等等。

具体实施时，每组倾转涵道风扇30可以是一个、两个、三个或四个等数量的倾转涵道风扇。每组倾转涵道风扇30在每个安装位置按需排布，例如，根据载重量设计不同，前端中的每组倾转涵道风扇30中倾转涵道风扇的数量为三个。后端中每组倾转涵道风扇30中倾转涵道风扇的数量为四个。

具体实施时，动力蓄能装置40可以是动力蓄能电池组，还可以是燃料电池等储能装置。

如图1所示，本实施例中，所述俯仰控制机构50包括：舵机51和控制杆52。舵机51安装在所述机身20处。控制杆52的一端与所述翼中心轴11相连，另一端与所述舵机51相连。其中，通过所述舵机51推动或拉动所述控制杆52，改变控制杆52相对机身20的位置，以实现所述机翼10的俯或仰控制。

当然，在其他实施例中，所述俯仰控制机构50还可以采用其他能够实现俯仰控制的结构，例如电动推杆等。

如图1所示，本实施例中，每一机翼控制机构60包括：对应的滚轴电机、滚轴和拉索61。滚轴电机安装于机身20内部，用于提供动力。滚轴安装于机身20内部的座舱内，且与所述滚轴电机相连，并通过所述述滚轴电机带动旋转。拉索61的一端固定在所述滚轴上，另一端穿过所述机身20与所述拉索61对应的机翼10固定连接。其中，所述滚轴电机带动所述滚轴旋转，从而带动所述滚轴上的所述拉索61收或放，进而带动所述拉索61对应的机翼10向不同的方向倾斜，例如左右倾斜，以保持机翼10的稳定和缓冲三角翼飞机100飞行过程中的气流扰动。

当然，在其他实施例中，所述机翼控制机构60还可以采用其他能够实现滚卷控制的结构，例如卷扬机等。

具体实施时，所述机翼控制机构60还可以采用舵机加控制杆的结构。舵机安装在所述机身处。控制杆有两根。每根控制杆的一端与所述翼两侧边沿相连，另一端与所述舵机相连。其中，通过所述舵机推动或拉动所述控制杆，以实现机翼向不同的方向倾斜。

具体实施时，所述机翼控制机构60还可以采用二连杆结构。

具体地，机翼10的展开和折叠由安装在机翼10顶端的电动装置例如电机的旋转来实现机翼展开和折叠。

在实现本申请的过程中发明人还发现，现有技术中的动力三角翼飞机100是由驾驶员直接操控各类控制杆52，对驾驶员的经验和体力要求较高，特别是在起飞降落时，危险程度增加。

为解决上述问题，如图1所示，本实施例中，所述的三角翼飞机100还包括控制计算机1，配置成控制所述n组倾转涵道风扇30的输出动力和输出角度，以驱动所述三角翼飞机100飞行。本申请由于采用了控制计算机1取代人力控制，提高了三角翼飞机100的稳定性和灵活性，使得三角翼飞机100的姿态更加可控，增强了抗干扰能力，使得飞行效率更高，在起飞降落和飞行时更易操控。

进一步地，所述控制计算机1还配置成控制所述俯仰控制机构50的舵机51动作，控制所述机翼展开不同的形状和大小，进而控制并保持三角翼飞机飞行的稳定性。

进一步地，所述的三角翼飞机100还包括航电设备，所述航电设备用于指示飞行参数及飞行通讯等功能。

如图1所示，本实施例中，所述的三角翼飞机100，还包括可收放的起落架70，以支撑所述三角翼飞机100和缓冲着陆。三角翼飞行过程中，所述起落架70收起，减轻飞行过程的空气阻力。

如图1所示，本实施例中，所述的三角翼飞机100，还包括侧翼90，对应设置在所述机翼10两侧的末端，即左机翼12和右机翼13的两侧的末端。所述侧翼90与对应的机翼10相互垂直，用于提供航向安定性。

如图1所示，本实施例中，所述的三角翼飞机100，还包括探针80，设置在所述机翼10的尾部，用于消除所述机翼10产生的静电。

三角翼飞机100各工况说明：

(一)起飞

本申请支持两种起飞方式：

方式一，滑跑起飞。参见图1，本实施例中，在滑跑起飞状态，配置成：所述机翼控制机构60控制所述机翼10展开，当三角翼达到一定的速度后，机翼10产生升力，带动飞机向前飞行。所述四组倾转涵道风扇30对应的推力轴31均向后，并适当调节动力输出大小和角度达到最优，在控制计算机1的作用下，所述俯仰控制机构50的舵机51推拉控制杆52控制所述机翼10保持合适的的俯仰角度，进而提高所述三角翼飞机100的最大有效载荷，使所述三角翼飞机100经滑跑后起飞。

方式二，垂直起飞。如图4所示，本实施例中，在垂直起飞状态，配置成：所述机翼控制机构60控制所述机翼10收拢，以降低空气阻力。四组倾转涵道风扇30对应的推力轴31均向下，通过调节四组倾转涵道风扇30的偏转角度和推力大小，为所述三角翼飞机100提供俯仰力矩及滚转力矩，使得所述三角翼飞机100进行垂直起飞，并达到预设的高度。

本申请采取垂直起飞的方式，降低对场地的要求。

(二)起飞到水平飞行过渡阶段

参见图1，本实施例中，当三角翼飞机100垂直起飞并达到合适的高度后，进入起飞到水平飞行过渡阶段。在垂直飞行向水平飞行切换的过渡状态，配置成：四组倾转涵道风扇30逐渐改变角度和动力大小，使所述三角翼飞机100具有平稳向前的速度和加速度，通过逐渐改变所述机翼10的形状和所述机翼10的大小，为所述三角翼飞机100提供合适的升力。其中，机翼10在飞行过程中，展开一定的角度，用于产生合适的升力，提高飞行效率。

(三)水平飞行过程

如图5所示，本实施例中，在水平飞行状态，配置成：收起起落架70，四组倾转涵道风扇30对应的推力轴31均向后，用于提供推力。

如图3所示，本实施例中，在所述三角翼飞机100左右转向状态，配置成：所述机身20的两侧的倾转涵道风扇30即左侧倾转涵道风扇32与右侧倾转涵道风扇33的推力大小的差异，为所述三角翼飞机100提供偏航力矩；通过调节所述机翼控制机构60的拉索61改变所述机翼10与所述机身20的相对位置，为所述三角翼飞机100提供辅助的偏航力矩和滚转力矩，以使所述三角翼飞机100可快速和平稳的转弯。

当飞行速度不同时，可适当调节机翼10的形状和大小，例如：低速飞行时，控制机翼10展开较大面积；高速飞行时，控制机翼10展开较小面积，提高飞行效率。

如图2所示，本实施例中，在所述三角翼飞机100俯仰状态，配置成：通过所述俯仰控制机构50的舵机51推拉控制杆52，控制机翼10保持预设的俯仰角度，改变所述机翼10和所述机身20重心的相对位置，进而实现所述三角翼飞机100的俯仰控制。

必要时刻，还通过改变四组倾转涵道风扇30的推力角度和大小，快速改变所述三角翼飞机100的俯仰角度。

(四)降落

本申请支持两种降落方式：

方式一，滑跑降落。如图4所示，本实施例中，在滑跑降落状态，配置成：所述机翼控制机构60控制所述机翼10展开，放下起落架70，四组倾转涵道风扇30对应的推力轴31均向后，并适当调节动力输出大小和角度达到最优，所述机翼控制机构60的舵机51推拉控制杆52控制所述机翼10保持预设的俯仰角度，使所述三角翼飞机100平稳降落。

方式二，垂直降落。如图4所示，本实施例中，在垂直降落状态，在垂直降落状态，通过所述机翼控制机构60控制所述机翼10收拢，以降低空气阻力。四组倾转涵道风扇30对应的推力轴31均向下，通过调节四组倾转涵道风扇30的偏转角度和推力大小，使所述三角翼飞机100垂直降落，平稳到达地面。

本申请采取垂直降落的方式，降低了对场地的要求。

需要注意的是，除非另有说明，本申请使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域技术人员所理解的通常意义。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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申请和简化描述，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申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

以上所述，仅为本申请较佳的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。