垂直起降固定翼飞行器的制作方法

本发明涉及航空飞行器技术领域，尤其涉及一种垂直起降固定翼飞行器。

背景技术：

固定翼飞行器具有飞行时间长和航程远的特点，但是起飞和降落一般需要进行长距离滑行的跑道，因此对使用环境有较大的限制。某些小型固定翼飞行器采用了弹射起飞或手抛起飞，降落伞辅助降落的方式，虽然不需要专门的跑道，但是起飞时需要专门的弹射器或者经过专业训练的操作人员，降落时虽然降落伞能够减缓飞行器落地的冲击力，仍然对飞行器有一定的损伤，显然也不是理想的方式。

垂直起降固定翼飞行器能够解决以上问题。现有的垂直起降固定翼飞行器主要包括以下几种形式。第一种为倾转旋翼类型，典型代表是美国的v-22“鱼鹰”倾转旋翼机。起降时通过特殊机构改变旋翼的方向。第二种为尾座式，通过飞行器舵面偏转来实现飞行器实现水平飞行和垂直起降的状态转换。第三种广泛应用于现在的无人机设计中，这种类型的无人机分别具有水平和垂直方向的两套螺旋桨和动力系统。在起飞和降落时，垂直升力螺旋桨旋转，产生向上的升力，而水平方向飞行时，只有水平方向的螺旋桨旋转，产生水平方向的拉力，依靠机翼产生升力。

以上三种方式中，尾座式垂直起降飞行器在起飞和降落阶段由于速度低，舵面的效能有限，因此控制困难。第一种和第三种方式都需要额外的机构，增加了飞行器重量，降低了可靠性，缩短了飞行器的航程。

技术实现要素：

为了解决以上背景技术的问题，本申请提出了一种结构简单、可以在水平和垂直飞行状态快速转换的固定翼飞行器。它可以实现垂直起降、悬停，也可以利用固定翼实现水平方向的低能耗飞行。

为实现上述目的，本发明提供一种垂直起降固定翼飞行器，包括：机身、机翼和动力系统；所述机翼共有两个，对称设置在所述机身的两侧，所述动力系统设置在所述机翼上，所述动力系统包括旋转电机和螺旋桨，所述电机和螺旋桨一一配对使用；所述机翼上设有舵面和调整装置，所述舵面板设置在所述机翼的尾端，调整装置设置在所述舵面板旁，所述机身内部设有控制系统，所述控制系统与旋转电机、调整装置电性相连，控制飞行器的水平飞行、垂直起降和飞行状态的转换。

作为优选，所述机翼包括连接部和调整部，所述连接部一端与所述机身连接，另一端与所述调整部相连，所述舵面板设置在所述调整部的后端，所述连接部与调整部的连接位置设有连接架。

作为优选，所述动力系统通过支撑臂与所述机翼相连，所述支撑臂的一端与所述动力系统固定相连，另一端通过扣合件与连接架固定连接。

作为优选，所述连接架与支撑臂相连接的部位为不规则连接口，分别设有凹部和凸部，利用凹部和凸部相互配合从而将所述连接架和支撑臂连接在一起。

作为优选，扣合件包括插销和卡扣，所述插销和卡扣分别设置在所述凹部和凸部位置，插销插入卡扣内从而进一步将连接架和支撑臂固定在一起。

作为优选，所述螺旋桨的数目至少为4，并且为偶数个，所述螺旋桨对称设置在所述机翼的上下两侧，或机身对称面的左右两侧成型十字分布，多个螺旋桨相互独立，互不影响。

作为优选，所述机翼贴合在所述机身的尾部位置，与所述机身连接在一起，所述机翼的一端与所述机身平齐，另一端与所述机身具有一定夹角，所述夹角的范围为120-150度。

作为优选，所述飞行器上还设有垂直固定架，所述垂直固定架与所述机翼固定相连，设置在机翼的下端位置，所述垂直固定架的长度不少于支撑臂的长度。

本发明的有益效果是：首先本申请所提供的飞行器设有两种的控制方式：舵面控制和电机控制；在只使用舵面的情况下；产生横滚以及俯仰两个方向的力矩，利用电机作为常规动力来使用；第二种，仅仅使用电机来进行控制，利用多个不同的电机产生的动力差来产生俯仰、偏航、横滚方向的力矩来实现飞行动作的控制；第三种，舵面控制和电机控制相互配合互补，作为安全冗余，更加方便对飞行器进行控制。

附图说明

图1为本发明的立体图；

图2为本发明的侧视图；

图3为本发明的使用状态图1；

图4为本发明的使用状态图2；

图5为本发明的解释说明图。

主要元件符号说明如下：

1、机身2、机翼

3、动力系统5、垂直固定架

21、连接部22、调整部

23、舵面31、螺旋桨

32、旋转电机41、支撑臂

42、连接架43、扣合件。

具体实施方式

为了更清楚地表述本发明，下面结合附图对本发明作进一步地描述。

请参阅图1和图2，本发明提供一种垂直起降固定翼飞行器，包括：机身1、机翼2和动力系统3；机翼2共有两个，对称设置在机身1的两侧，动力系统3设置在机翼1上，动力系统3包括旋转电机32和螺旋桨31，旋转电机32和螺旋桨31一一配对使用；机翼上设有舵面23和调整装置，舵面23设置在机翼2的尾端，调整装置设置在舵面23旁，机身1内部设有控制系统，控制系统与旋转电机32、调整装置电性相连，控制飞行器的水平飞行、垂直起降和飞行状态的转换，螺旋桨31的数目至少为4，并且为偶数个，螺旋桨31对称设置在机翼2的上下两侧，多个螺旋桨相互独立，互不影响。

请参阅图3、图4和图5，在本实施例，利用动力系统和舵面板的配合，从而实现对飞行器的状态进行转换：当只采用舵面板对飞行器的状态进行调整时，利用位于机身两侧的舵面板的上扬、平齐或者下移，通过这两个舵面板的不同配合，从而实现飞行器的状态调整，而此时的动力系统保持匀速运转，仅仅提供飞行器的动力需求即可；若采用动力系统进行调整时，两个舵面板与机翼平齐，此时通过位于不同位置的动力系统的的不同，从而调整飞行器的运动状态，具体而言，在悬停转平飞过程中，1、2号增加转速，动力总和大于3、4号动力总和，产生俯仰方向的偏转力矩，让飞行器由悬停状态逐渐转为平飞状态；在平飞转悬停的过程中，3、4号电机转速增加，动力增大，1、2号电机动力不变或减小，3、4号动力总和大于1、2号动力总和，则产生与悬停转平飞过程相反的俯仰力矩，让飞行器进入悬停状态。平飞过程中，一般固定翼飞行器需要实现俯仰、横滚及偏航方向的姿态变化，需要由舵面偏转来产生力矩以实现俯仰、横滚及偏航控制，用4组动力产生俯仰、横滚及偏航力矩，实现姿态控制。

1）俯仰方向

1、2号电机转速增加，3、4号电机转速不变或降低，1、2号电机动力总和大于3、4号电机动力总和，则飞行器在俯仰方向有一个低头力矩，则飞行器高度降低。

反之，1、2号电机转速降低或不变，3、4号电机转速增加，1、2号电机动力总和小于3、4号电机动力总和，则飞行器在俯仰方向有一个抬头力矩，则飞行器爬升。

2）横滚方向

1、3号电机(逆时针转动)转速增加，2、4号电机(顺时针转动)转速不变或降低，则因为两侧电机反扭不平衡，在横滚方向产生一个顺时针的力矩。

反之，1、3号电机(逆时针转动)转速不变或降低，2、4号电机(顺时针转动)转速增加，则因为两侧电机反扭不平衡，在横滚方向产生一个逆时针的力矩。

3）偏航方向

2、3号电机转速增加，1、4号电机转速不变或降低，则产生一个向左偏航的力矩；反之，2、3号电机转速不变或降低，1、4号电机转速增加，则产生一个向右偏航的力矩。

为了实现上述目的，机翼2包括连接部21和调整部22，连接部21一端与机身1连接，另一端与调整部22相连，舵面23设置在调整部22的后端，连接部与调整部的连接位置设有连接架42。动力系统3通过支撑臂41与机翼2相连，支撑臂41的一端与动力系统3固定相连，另一端通过扣合件43与连接架42固定连接；所述连接架与支撑臂相连接的部位为不规则连接口，分别设有凹部和凸部，利用凹部和凸部相互配合从而将所述连接架和支撑臂连接在一起。扣合件包括插销和卡扣，插销和卡扣分别设置在凹部和凸部位置，插销插入卡扣内从而进一步将连接架和支撑臂固定在一起。在本实施例中，通过将插销和卡扣设置在凹部和凸部位置，从而实现了连接架和支撑臂之间的组合拼接，使得支撑臂可进行拆卸更换，保证即使一个动力系统出现问题，也能及时进行更换，从而飞行器能继续使用。

机翼2贴合在机身1的尾部位置，与机身1连接在一起，机翼2的一端与机身1平齐，另一端与机身1具有一定夹角α，夹角的范围为120-150度；飞行器上还设有垂直固定架5，垂直固定架5与机翼2固定相连，设置在机翼2的下端位置，垂直固定架5的长度不少于支撑臂41的长度。在本实施例中，机翼与机身尾部平齐，从而不需要设置水平和垂直尾翼等控制飞行姿态的结构，进一步减少了飞行器的整体质量，降低系统复杂度，提高可靠性，降低系统重量，提高系统飞行效率；夹角的设置使得飞行器在飞行时，风阻能有效降低，最佳的夹角α为135度；垂直固定架的存在使得飞机在降落后不会对动力系统造成损害。

本发明的优势在于：

1）利用舵面和动力系统两种控制方式，两种方式作为互补，做安全冗余；互为备份，保证了飞行器的正常运动；

2）固定翼平飞模式下，采用新颖的姿态控制方法，调节动力输出，产生控制力矩；

3）不需要设置水平和垂直尾翼等控制飞行姿态的结构，进一步减少了飞行器的整体质量，降低系统复杂度，提高可靠性，降低系统重量，提高系统飞行效率。

以上公开的仅为本发明的几个具体实施例，但是本发明并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化都应落入本发明的保护范围。