垂直起降式双模态空中飞行设备及其控制方法技术

本发明专利技术涉及一种垂直起降式双模态空中飞行设备及其控制方法，该设备包括有机身，其特点是：机身的前端与后端均分布有若干升力发动机组成的升力发动机组。可利用升力发动机组内部四台发动机之间的转速差异，提供飞行平台在该模态下的偏航、横滚和俯仰的操作力矩，实现对飞行平台的有效控制。前后部发动机重叠的布局，最大限度的压缩了飞行设备宽度上占据的空间，使飞行设备能够在狭窄的空间内灵活飞行。可以有效地胜任两种飞行模态下的工作要求，既能够低速悬停、垂直起降又能够实现可靠的高速平飞。升力机翼在垂直起降/悬停模态下折叠在机身内部，使飞行器在低速飞行时，操作更加灵巧。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种飞行设备及其控制方法，尤其涉及一种。
技术介绍
垂直起降飞机可以使飞行器脱离跑道的束缚，特别是在大规模战争条件下，机场和航空母舰都很容易遭到毁灭性打击，从而使固定翼飞机失去起降的场所。另外垂直起降飞机的部署和投放可以非常隐蔽和及时，使得军力的投送具有突然性，有利于完成预期的任务。传统的直升机虽然具有垂直起降能力，但它的升限不高，需要较大推重比，飞行噪音也很大。另外，其巨大的外露旋翼使其很难在城市及丛林等复杂地况环境下执行复杂的机动作战任务，特别是其旋翼机构增加了系统的复杂性，带来气动问题与结构动力学问题耦合产生的异常复杂的气弹问题，并且受飞行环境的影响较大，因此可靠性和维护性较差。如果能够把普通固定翼飞机和直升机二者的优点结合起来，形成一种既能垂直起降，又具有较高机动性，结构简单可靠，满足相关推重比的要求，没有严格升降限制的航空器，那么其军用价值将大大增强。现有技术201310557048.8，提供了一种飞行器，其包括主体，还包括:两个提升装置，设置在所述主体上，所述两个提升装置在所述主体的前进方向上间隔设置。同时，各所述提升装置包括:转轴，可转动地设置在所述主体上；多个旋转叶片，所述多个旋转叶片彼此间隔地固定在所述转轴的外周面上。并且，所述多个旋转叶片的数量为偶数，所述多个旋转叶片沿所述转轴的周向均匀设置。各所述提升装置还包括:水平限位部，套设在所述转轴上，所述水平限位部设置在所述主体上。各所述提升装置还包括:轴承，设置在所述水平限位部与所述转轴之间。所述两个提升装置的两个转轴的旋转方向相反。各所述提升装置还包括:导风筒，具有相对的两个敞开端，所述多个旋转叶片设置在所述导风筒的内部。所述旋转叶片为两个，所述两个旋转叶片沿相反方向延伸，所述两个旋转叶片固定在连接块上，所述连接块具有穿设所述转轴的通孔，所述连接块固定在所述转轴上。还包括:双轴伸异步电动机，具有第一驱动轴和第二驱动轴，所述两个提升装置的两个转轴与所述第一驱动轴和所述第二驱动轴一一对应驱动连接。再者，各所述提升装置为涵道风扇。由此，其实现的主要目的在于:在主体上设置有两个间隔的提升装置，能够通过控制，提升装置对主体的提升力来达到飞行器的前进或后退。用两个提升装置代替现有技术的配重来实现飞行器的前进或后退，操作简单，提升装置对主体提供的是升力，避免了主体的翻滚现象。但是，并没有解决气弹问题与噪音问题。还有一现有技术201410030256.7，其提供了一种多轴飞行器，包括支架以及安装于所述支架上的驱动系统，所述驱动系统包括:一电机；多个旋翼，所述电机通过同步传动机构驱动所述多个旋翼同步进行转动，所述同步传动机构包括齿轮。同时，所述同步传动机构包括可被所述电机驱动转动的主轴，所述多个旋翼对称分布于所述主轴的两侧，所述主轴和每个旋翼之间分别连接有第一传动机构，所述主轴和电机之间连接有第二传动机构。其实现的特点是，设置有一个电机，并通过该电机驱动所有的旋翼同步进行转动，由于仅设置一个电机，成本低，重量轻；而且相对于多个电机，一个电机所产生的高频振动对航拍清晰度的影响得到较大的削弱；另外，通过一个电机同时驱动所有旋翼进行转动，各旋翼同步性几乎完全一致。但是，其无法实现稳定的高速飞行，且携带物品能力差，无法实现跨领域的应用。有鉴于上述的缺陷，本设计人，积极加以研究创新，以期创设一种，使其更具有产业上的利用价值。
技术实现思路
为解决上述技术问题，本专利技术的目的是提供一种。本专利技术的垂直起降式双模态空中飞行设备，包括有机身，其中:所述机身的前端与后端均分布有若干升力发动机组成的升力发动机组，所述各个升力发动机的进风口截面为圆形，且截面形状大小一致，所述位于前端的升力发动机组包括有一号风扇发动机、三号涵道风扇发动机组成，所述位于后端的升力发动机组包括有二号风扇发动机、四号涵道风扇发动机组成，所述三号涵道风扇发动机、四号涵道风扇发动机的工作端上方均构成涵道，位于所述三号涵道风扇发动机的涵道处设置有一号风扇发动机，位于所述四号涵道风扇发动机的道处设置有二号风扇发动机，所述三号涵道风扇发动机、一号风扇发动机各自的进风口区域之间设置有重叠区域，所述四号涵道风扇发动机、二号风扇发动机各自的进风口区域之间也设置有重叠区域，所述机身上设置有推进风扇发动机，所述机身上设置有供能装置，所述供能装置的供能端口与一号风扇发动机、三号涵道风扇发动机、二号风扇发动机、四号涵道风扇发动机、推进风扇发动机的输电端口相连。进一步地，上述的垂直起降式双模态空中飞行设备，其中，所述重叠区域面积比为5%至 70%。更进一步地，上述的垂直起降式双模态空中飞行设备，其中，所述机身上设置有对称分布的升力机翼。更进一步地，上述的垂直起降式双模态空中飞行设备，其中，所述升力机翼为可折叠式机翼，或是，为充气式机翼。更进一步地，上述的垂直起降式双模态空中飞行设备，其中，所述机身下方和/或是内部设置有载荷舱，所述载荷舱与机身采用卡扣连接。更进一步地，上述的垂直起降式双模态空中飞行设备，其中，载荷舱包括机械臂、灭火设备、空投设备中的一种或是多种结合。更进一步地，上述的垂直起降式双模态空中飞行设备，其中，所述机身内设置有远程控制装置，所述远程控制装置的控制端口与一号风扇发动机、三号涵道风扇发动机、二号风扇发动机、四号涵道风扇发动机、推进风扇发动机的被控端口相连。更进一步地，上述的垂直起降式双模态空中飞行设备，其中，所述机身内设置有数据处理装置，所述数据处理装置上连接有高度仪、水平仪、陀螺仪、数传电台、图传设备中的一种或是多种。垂直起降式双模态空中飞行设备控制方法，其中:处于垂直起降/悬停模态时，一号风扇发动机和二号风扇发动机内部的桨叶逆时针旋转，三号涵道风扇发动机和四号涵道风扇发动机的桨叶顺时针旋转；升力机翼收纳在机身内部；处于高速平飞模态时，升力机翼打开，推进风扇发动机开始工作，为飞行平台提供向前的推进力。借由上述方案，本专利技术至少具有以下优点:1、通过升力发动机组提供垂直起降/悬停模态下飞行设备的升力，利用升力发动机组内部四台发动机之间的转速差异，提供飞行平台在该模态下的偏航、横滚和俯仰的操作力矩，实现对飞行平台的有效控制。2、前后部发动机重叠的布局，最大限度的压缩了飞行设备宽度上占据的空间，使飞行设备能够在狭窄的空间内灵活飞行，三号涵道风扇发动机和四号涵道风扇发动机设计了涵道的外形，又使飞行设备获得了额外的涵道升力增益。3、可以有效地胜任两种飞行模态下的工作要求，既能够低速悬停、垂直起降又能够实现可靠的高速平飞。4、升力机翼在垂直起降/悬停模态下折叠在机身内部，使飞行器在低速飞行时，操作更加灵巧，特别在军事应用领域降低了目标的尺寸尺度，提高了飞行器的使用安全性。上述说明仅是本专利技术技术方案的概述，为了能够更清楚了解本专利技术的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本专利技术的较佳实施例并配合附图详细说明如后。【附图说明】图1是垂直起降式双模态空中飞行设备的结构示意图。图中各附图标记的含义如下。I 一号风扇发动机2三号涵道风扇发动机3机身4载荷舱5推进风扇发动机6四号涵道风扇发动机7 二号风扇发动机8升力机翼【具体实施方式】下面结合附图和实施例，对本专利技术的【具体实施方式】作进一步本文档来自技高网...

【技术保护点】
垂直起降式双模态空中飞行设备，包括有机身，其特征在于：所述机身(3)的前端与后端均分布有若干升力发动机组成的升力发动机组，所述各个升力发动机的进风口截面为圆形，且截面形状大小一致，所述位于前端的升力发动机组包括有一号风扇发动机(1)、三号涵道风扇发动机(2)组成，所述位于后端的升力发动机组包括有二号风扇发动机(7)、四号涵道风扇发动机(6)组成，所述三号涵道风扇发动机(2)、四号涵道风扇发动机(6)的工作端上方均构成涵道，位于所述三号涵道风扇发动机(2)的涵道处设置有一号风扇发动机(1)，位于所述四号涵道风扇发动机(6)的道处设置有二号风扇发动机(7)，所述三号涵道风扇发动机(2)、一号风扇发动机(1)各自的进风口区域之间设置有重叠区域，所述四号涵道风扇发动机(6)、二号风扇发动机(7)各自的进风口区域之间也设置有重叠区域，所述机身(3)上设置有推进风扇发动机(5)，所述机身(3)上设置有供能装置，所述供能装置的供能端口与一号风扇发动机(1)、三号涵道风扇发动机(2)、二号风扇发动机(7)、四号涵道风扇发动机(6)、推进风扇发动机(5)的输电端口相连。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：顾瑞，孙立宁，孙荣川，孙承峰，陈涛，张艳华，
申请(专利权)人：苏州大闹天宫机器人科技有限公司，
类型：发明
国别省市：江苏;32