一种垂直或短距起降固定翼飞行器制造技术

本实用新型专利技术公开了一种垂直或短距起降固定翼飞行器，包括机身和机翼，所述机翼包括主机翼、尾翼或鸭翼，所述尾翼包括平尾和垂尾；其特征在于所述主机翼、尾翼和鸭翼上分别设置有若干个可倾转的螺旋桨，每一个螺旋桨通过转向机构与机翼相连，转向机构可以在与飞机对称面内平行的平面内-10°～110°倾转；本实用新型专利技术飞机主翼的气动效率，也就是升阻比较高，结构负担较小，小型螺旋桨加电机驱动方式，使得每个桨的载荷较小，因而可以使用较为简单，结构更轻的悬臂梁式倾转机构，降低了机构重量；安全性更高，部分桨失效后，对整机安全影响不大。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行器领域，尤其是涉及一种垂直或短距起降固定翼飞行器。
技术介绍
垂直/短距起降固定翼飞机相比直升机，具有飞行速度快，飞行时间长，油耗低的优点，相比固定翼飞机，具有起降方便，壳空中悬停，无需大机场和长的滑行跑道的优点。因而这种技术一直受到极大的关注，从上世纪40年代开始，航空界就一直开展这种技术研究，但是直到目前为止，量产的飞机仅有鱼鹰、鹞式飞机、雅克141、F35等能够实现垂直/短距起降，水平飞行。这些飞机采用垂直起降方式时，需要的升力和功率特别大，因而使得动力系统具有很大的重量，从而大幅降低了飞机的航程、有效载荷和航时。技术验证机方面，航空界发研究过XV-3、X-22A、XC-124A、CL-84、“伏托尔”76等43 种不同的型号的这类飞机，但大都以失败告终，只有美国贝尔直升机公司成功地研制出了XV-3，XV-15，并在XV-15的基础上成功地研制出军用型“鱼鹰”及民用型BA609倾转旋翼机。经过漫长的探索研究之后，倾转旋翼机终于真正地投入了实际应用。鹞式飞机、雅克141、F35等采用的涡轮喷气发动机动力转向及高升力涵道风扇方案，其能量效率太低，导致飞机的有效载荷太小，油耗太大，并不适合用作运输机使用，也不适合民用飞机使用。现有的v22鱼鹰采用的左右并列可倾转双旋翼技术，v22通过在主翼的翼稍安装两个可以倾转90度的旋翼来提供起飞时的升力和控制力矩，在平飞时，逐渐将朝上的桨盘向前倾转，产生向前的拉力，使得飞机加速，在达到一定的速度后，主翼已经可以产生足够的升力，这是升力桨盘朝前，提供牵引力，推动飞机前进，尾翼提供控制力矩，保持飞机平衡和操控。该技术有着以下缺点：垂直起飞时，机翼仍然保持水平，桨盘有一部分面积与机翼重叠，使得桨盘升力被抵消一部分，降低了桨的效率，增大了功耗；发动机和动力系统安装在机翼翼稍，形成了一个梢部载荷和重量很大的悬臂梁结构，使得结构非常容易发生震动，这也是v22前期的技术验证机失败的主要原因，要降低震动，就必须增强结构，这样就会大大增加结构重量，同时限制主翼的展弦比；主翼气动效率，也就是升阻比较低。由于布局方式的限制，这种方案的主翼展弦比都比较小，也就使得整机升阻比较小，这样会增大油耗，降低航程，所以这类飞机的航程虽然比直升机大，但还是远小于同级别的常规布局飞机这类飞机在采用滑行起飞方式时，由于桨叶太长，螺旋桨无法完全放到水平位置，这样会限制其滑跑方式下的最大起飞重量；该飞机在采用短距滑跑起飞时，若起飞速度太低，则可能因尾翼无法提供足够舵效而无法起飞，这样制约了其采用短距起飞模式下，最小起飞距离和离地速度。现有的Canadair CL-84 Dynavert倾转旋翼机，这种飞机采用的方案为：两台发动机装在机翼的中部，与机翼固定连接，旋转机构装在机身与机翼连接处，机翼连同发动机一起旋转0-90°，同时在尾部加装一个朝上的升力旋翼，以便在垂直起飞或者降落时，提供控制力矩。垂直起飞时，机翼直接旋转90°，主升力风扇启动拉升飞机，同时尾部的升力风扇提供控制力矩，保持飞机平衡。升空后，主机翼连同螺旋桨一起转向水平方向，飞机转入水平飞行模式。该技术有着以下缺点：整个机翼连同动力系统一起转动，还要保持结构稳定，这会使得转向机构的重量大幅增加，这样就会大大增加飞机结构重量；主翼连同动力系统一起倾转，使得飞机所受的气动力和力矩在这个过程中变化非常复杂，同时飞机的重心也在大幅变化，导致飞机的控制非常困难；这类飞机在采用滑行起飞方式时，由于桨叶太长，螺旋桨无法完全放到水平位置，这样会限制其滑跑方式下的最大起飞重量；该飞机在采用短距滑跑起飞时，若起飞速度太低，则可能因尾翼无法提供足够舵效而无法起飞，这样制约了其采用短距起飞模式下，最小起飞距离和离地速度。尾部垂直方向的螺旋桨，只在起降过程中发生作用，在转入平飞后，导致整机气动效率降低，影响飞机的航程及航时。现有的BELL X-22A倾转旋翼机，采用前后排列的双翼布局，在前翼和后翼的翼梢都装有一个涵道风扇，总共四个涵道风扇。每个涵道风扇的尾部还装有一个舵面，用于提供控制力矩和曾升。通过翼稍的4个可以倾转90度的旋翼来提供起飞时的升力和控制力矩，在平飞时，逐渐将朝上的桨盘向前倾转，产生向前的拉力，使得飞机加速，在达到一定的速度后，机翼已经可以产生足够的升力，这是升力桨盘朝前，提供牵引力，推动飞机前进，尾翼提供控制力矩，保持飞机平衡和操控。该技术有着以下缺点：发动机和动力系统安装在机翼翼稍，形成了一个梢部载荷和重量很大的悬臂梁结构，使得结构非常容易发生震动，这也是X-22A前期的技术验证机失败的主要原因，要降低震动，就必须增强结构，这样就会大大增加结构重量，同时限制主翼的展弦比；主翼气动效率，也就是升阻比较低。由于布局方式的限制，这种方案的主翼展弦比都比较小，也就使得整机升阻比较小，这样会增大油耗，降低航程，所以这类飞机的航程虽然比直升机大，但还是远小于同级别的常规布局飞机这类飞机在采用滑行起飞方式时，由于桨叶太长，螺旋桨无法完全放到水平位置，这样会限制其滑跑方式下的最大起飞重量；该飞机在采用短距滑跑起飞时，若起飞速度太低，则可能因尾翼无法提供足够舵效而无法起飞，这样制约了其采用短距起飞模式下，最小起飞距离和离地速度。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种垂直或短距起降固定翼飞行器，该飞行器可以垂直或者短距起降，又具有较远的航程和较长的航时。为了实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：一种垂直或短距起降固定翼飞行器，包括机身、机翼、螺旋桨和发动机，所述机翼包括主机翼、尾翼和鸭翼，所述尾翼包括平尾和垂尾；其特征在于所述主机翼、平尾或鸭翼，垂尾上分别设置有若干个可倾转的螺旋桨，每一个螺旋桨通过转向机构与机翼相连，转向机构可以带着螺旋桨在-10°～110°范围内倾转。每一个螺旋桨与相应的转向机构通过一个独立的电机驱动。在上述技术方案中，主机翼设置有不低于四个的螺旋桨，平尾、鸭翼上设置有不低于两个的螺旋桨，垂尾上设置有不低于一个的螺旋桨。在上述技术方案中，主机翼、尾翼和鸭翼上的螺旋桨沿着机身轴线对称设置。在上述技术方案中，所述尾翼上的垂尾和平尾的前沿设置螺旋桨。在上述技术方案中，所述螺旋桨设置在主机翼的前沿、或设置在主机翼的后缘。在上述技术方案中，所述每一个螺旋桨的倾转角度独立控制，互不干涉。在上述技术方案中，所述螺旋桨距离机翼的位置为机翼倾转90°时，所述螺旋桨的桨盘与机翼不重叠。在上述技术方案中，主机翼、尾翼、鸭翼上的螺旋桨产生的滑流各自覆盖主机翼、尾翼、鸭翼。在上述技术方案中，所述相邻的螺旋桨相互反向转动。在上述技术方案中，所述主机翼采用超大展弦比布局，所述尾翼采用大展弦比布局。综上所述，由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果是：飞机主翼的气动效率，也就是升阻比较高。由于本方案采用数量较多的小尺寸螺旋桨代替传统方案的大尺寸螺旋桨，而且螺旋桨均布在主翼前方。因而主翼的展弦比可以做的比较大，而这会直接导致主翼的升阻比有一个较大幅度的提高；结构负担较小。多个尺寸较小的，电机驱动的螺旋桨，均匀分布在主翼上，带来的震动和应力都比双桨小得多，使得主翼可以做到大展弦比，并且无需大幅度的加固；小型螺旋桨加电机驱动方式，使得每个桨的载荷较小，因而可以本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种垂直或短距起降固定翼飞行器，包括机头（8），机身（6）、机翼、螺旋桨（4,5）和发动机，所述机翼包括主机翼（7）、尾翼和鸭翼，所述尾翼包括平尾（1）和垂尾（2）；其特征在于所述主机翼、尾翼和鸭翼上分别设置有若干个可倾转的螺旋桨，每一个螺旋桨通过转向机构（3）与机翼相连，转向机构可以带着螺旋桨在‑10°～110°范围内倾转。

【技术特征摘要】
1.一种垂直或短距起降固定翼飞行器，包括机头（8），机身（6）、机翼、螺旋桨（4,5）和发动机，所述机翼包括主机翼（7）、尾翼和鸭翼，所述尾翼包括平尾（1）和垂尾（2）；其特征在于所述主机翼、尾翼和鸭翼上分别设置有若干个可倾转的螺旋桨，每一个螺旋桨通过转向机构（3）与机翼相连，转向机构可以带着螺旋桨在-10°～110°范围内倾转。2.根据权利要求1所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于主机翼、平尾、鸭翼上分别设置有不低于两个的螺旋桨，垂尾上设置有不低于一个的螺旋桨。3.根据权利要求2所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于主机翼、尾翼和鸭翼上的螺旋桨沿着机身轴线对称设置。4.根据权利要求3所述的一种垂直或短距起降固定翼飞行器，其特征在于所述尾翼上的垂尾和平尾的前沿设置螺旋桨。5.根据权利要...

【专利技术属性】
技术研发人员：沈旭初，欧阳玮，
申请(专利权)人：绵阳空天科技有限公司，
类型：新型
国别省市：四川;51