具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法技术

本发明专利技术涉及一种具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法。根据本发明专利技术的重航空器式的竖直起降的飞行器包括圆形对称的空气动力学机身(1)，该空气动力学机身具有位于空气动力学轮廓的弦上、并支撑飞行器的部件的内部加强平台(2)；还包括至少四个竖直插管式推进器(3a)、(3b)、(3c)、(3d)，其相对于运载器机身(1)的中心竖直轴线对称布置，而且也相对于预定飞行轴线和运载器机身(1)的横向轴线对称布置，推进器(3a)和(3c)具有相同的旋转方向且与推进器(3b)和(3d)的旋转方向相反；具有相反的旋转方向且平行对称于预定飞行轴线放置在其两侧上的至少两个水平插管式推进器(4)；矢量喷管(5)，其中每个矢量喷管用于每个水平推进器(4)并提供水平插管式推进器(4)的射流的矢量定向；电源装置(6)，其设计成提供操作所有机载发动机和电气和电子设备所必需的电力；电子控制和飞行管理模块(7)；以及着陆架(9)，该着陆架用于促进飞行器与地面之间的接触。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法本专利技术涉及一种具有竖直起降能力的飞行器及其操作方法。存在许多方式和已知的具有竖直起降能力的飞行器。已知例如，文献US2003/0098388A1公开了一种竖直起降设备，其示出了竖直方向上的驱动装置以及水平方向上的推进装置。已知的工艺和具有竖直起降能力的飞行器通常具有以下缺点：-飞行过程中能耗或燃料消耗高，导致自主能力受限；-直升机和UAV多旋翼装置，飞行是在推力/重量比高于1的条件下进行的；-巡航速度低；-操纵空间有限；-起降期间竖直起飞的飞行器具有非常低的操纵能力；-竖直起飞的飞行器很难实现从竖直飞行转变到水平飞行；-负载相对较小。另外从专利RO110221中可知一种可用于航空航天工业的承载空气动力学轮廓。在RO110221中对其进行了公开，其内容通过引证并入本文，根据所述专利的权利要求1至3的空气动力学轮廓也通过引证并入本文，简言之，由单位弦[0,1]中的任意帧s(x)以及在所述范围内的正可微函数g(x)限定自身的轮廓，g(x)表示轮廓的一半厚度并且满足任何竖直截面中的空气动力学轮廓的以下两个条件：i)半厚度与前边缘中的骨架相切并且延伸；ii)轮廓是双向的，围绕在弦的中间竖直的轴线而对称，即s(x)＝s(1-x)和g(x)＝g(1-x)。本专利技术消除了所提到的许多缺点，允许实现具有竖直起降能力的飞行器的简单、经济、快速和有操纵性的可能性，从竖直飞行平稳转变到水平飞行并且具有更大的飞行自主性。根据独立权利要求及其从属权利要求，本专利技术通过提供飞行器及其操作方法解决了现有技术的许多缺点。更具体地说，在第一方面，本专利技术提供了一种具有竖直起降的飞行器，其由圆形对称承载空气动力学机身组成，其具有位于空气动力学轮廓的弦上并支撑飞行器部件的内部加强平台。该飞行器具有对称于承载体声音(bodysound)的中心轴线与预设的飞行轴线和水平轴线斜体支架的至少四个插管式竖直推进器。相对的推进器具有相同的旋转方向以及与具有相反的旋转方向的至少两个插管式水平推进器相反的连接点。该飞行器具有平行于飞行前的轴线和其任一侧的矢量喷管，每个矢量喷管用于水平推进器并通过电源、蓄电池向插管式水平推进器的射流提供矢量定向，该电源、蓄电池设计成提供必要的电力来操作机载的所有发动机和电气和电子设备。该飞行器具有电子控制和飞行管理模块以及着陆架，该着陆架促进飞行器和地面之间的联系。本专利技术的优选实施例由具有专利RO110221中限定的空气动力学轮廓的形状的飞行器表示。根据本专利技术的飞行器可以飞行起升三种起升模式，即：-由插管式竖直推进器产生的起升模式下的飞行，这种起升类型是装置的降起阶段的特征，并且其推力/重量比大于1；-由插管式水平推进器飞行产生的动力起升模式下的飞行，在该飞行过程中，机器由于其通过空气的移动而产生的支撑力而被保持在空气中，并且推力/重量比低于1；-在使用插管式竖直推进器以及插管式水平推进器获得的联合起升模式下飞行，该状态是从起飞到巡航和从巡航阶段到着陆的转变的特征，并且该装置的推力/重量比是可变的，从高值变为低值，反之亦然。在第二方面，本专利技术描述了一种操作根据本专利技术的飞行器的方法，其包括对起飞、着陆和飞行预定巡航阶段的描述、对执行这些步骤所需的操纵的描述以及对飞行装置能够进行的其他操纵的描述。根据本专利技术的飞行器及其操作程序的其他特征是所附的从属权利要求的主题。根据本专利技术的具有竖直起降的飞行器具有以下优点：-其竖直起降；-在巡航模式下，飞行器像飞机一样推力/重量比低于1；-由于采用了混合动力驱动(对于配备有此系统的版本)，其表现出低燃料消耗；-其具有优于所有已知飞行器的操纵能力；-其在所有飞行模式(亚音速、跨音速和超音速)下具有非常好的飞行性能；-由于对称性的概念，其制造成本较低；-其重量轻，从而不需要控制表面和气动控制；-其具有高操作可靠性；-其增加了安全操作。该飞行器可以在有人驾驶式或无人机(UAV)机组人员飞行、客运、航空旅行、出租飞机、航空监督、航测、材料的快速交付、具有有人驾驶装置或无人机的军事应用、亚轨道飞行的飞行器等中具有多种用途。从以下本专利技术的非限制性实施例的描述中，本专利技术的这些和其他特征将变得清晰明确，其中图1至41为：图1是根据本专利技术的在实施例中具有平面拱腹和外部水平推进发动机的设备的全视图；图2在本领域中是已知的(RO110221)，并且其代表双路/双向空气动力学轮廓；图3是示出为具有沿着飞行轴线的主截面和通过其中一个水平推进器的第二截面的设备的视图；图4是竖直于飞行轴线以及横向的插管式推进器的布置和其旋转方向的俯视图；图5是穿过竖直插管式推进器的截面；图6是竖直推进器的轴线相对于装置的中心对称轴线的定位图；图7是分为四个组对的带有八个竖直起升推进器的版本；图8是飞行器的拱腹视图，示出了水平插管式推进器的布置，在该版本中将这些推进器置于承载体外部；图9是通过成型拱腹版本的承载体的截面图，其中水平插管式推进器放置在该承载体内；图10是水平插管式推进器的发动机位于飞行轴线附近并且矢量喷管间隔开的实施例；图11是示出可通过矢量喷管使射流取向的锥体的视图；图12是电子控制和飞行管理模块的实施例的图示，其中两个导向单元部件位于可沿着飞行轴线倾斜的同一移动支架上；图13是设备的入射角的推导的图示；图14是入射角的推导的另一个图示；图15是飞行过程的主要阶段的示意图；图16是如何使用矢量喷管进行俯仰移动的示意图；图17是使用矢量喷管进行左偏航移动；图18是使用矢量喷管进行右偏航移动；图19是使用矢量喷管进行右滚转运动；图20是通过矢量喷管进行向左滚转运动；图21是飞行器的一个实施例，其中其设置有竖直于飞行轴线的位于承载体内的横向双路插管式推进器；图22示出了飞行器的一个实施例，其中其设置有位于承载体侧面外侧的单向横向插管式推进器；图23示出了飞行器的一个实施例，其中其设置有火箭发动机，每个火箭发动机配备有一对插管式推进器，以一起形成混合式推进器对；图24示出了其中设置有用于操纵的水平和竖直双向推进器的飞行器的实施例，该推进器布置在承载体内并且竖直插管式推进器用舱口封闭；图25示出了使用水平操纵推进器执行水平平移的组合偏航操纵；图26示出了其中设置有水平和竖直双向操纵推进器，竖直操纵推进器放置在X中，并且竖直起降系统被放置于横截面的飞行器的实施例；图27示出了其中设置有水平和竖直双向操纵推进器，竖直操纵推进器和竖直起降推进器均放置在X中的飞行器的实施例；图28示出了其中设置有两个竖直于飞行轴线的操纵水平双向推进器的飞行器的实施例；图29示出了其中设置有仅具有操纵双向推进器的插管式竖直推进器的飞行器的实施例；图30示出了利用涡轮喷气发动机执行水平推进的飞行器的实施例；图31示出了其中用脉冲式喷气发动机进行水平推进的飞行器的实施例；图32示出了具有水平混合动力推进器的飞行器的实施例，其中热力发动机是经典的活塞式或旋转式发动机Wankel；图33示出了涡轮轴型构建的实施例中的热力发动机为涡轮喷气发动机的水平混合动力推进器的飞行器的实施例；图34示出了用于高海拔飞行的飞行器的实施例，该飞行器装配有用于水平推进的射程火箭发动机和冲压式喷气发动机，和具有用于竖直和侧向操纵的频繁重启模式的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种重航空器式的竖直起降的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：空气动力学的对称圆形的承载体(1)，所述承载体具有位于空气动力学轮廓的弦上的、用于支撑所述飞行器的部件的加强的内部平台(2)；至少四个竖直插管式推进器(3a)、(3b)、(3c)、(3d)，这些推进器关于所述承载体(1)的中心竖直轴线对称布置，而且也关于预定飞行轴线和所述承载体(1)的横向轴线对称布置，推进器(3a)和(3c)具有相同的旋转方向且与推进器(3b)和(3d)的旋转方向相反；至少两个水平插管式推进器(4)，具有相反的旋转方向且平行对称于所述预定飞行轴线并放置在所述预定飞行轴线的两侧上；矢量喷管(5)，对于每个水平插管式推进器(4)有一个矢量喷管，并所述矢量喷管提供所述水平插管式推进器(4)的射流的矢量定向；电源装置(6)，设计成提供操作所有发动机和机载的电气和电子设备所必需的电力；电子控制和飞行管理模块(7)；以及着陆架(9)，用于促进所述飞行器与地面之间的接触。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2015.12.18 RO a2015010211.一种重航空器式的竖直起降的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：空气动力学的对称圆形的承载体(1)，所述承载体具有位于空气动力学轮廓的弦上的、用于支撑所述飞行器的部件的加强的内部平台(2)；至少四个竖直插管式推进器(3a)、(3b)、(3c)、(3d)，这些推进器关于所述承载体(1)的中心竖直轴线对称布置，而且也关于预定飞行轴线和所述承载体(1)的横向轴线对称布置，推进器(3a)和(3c)具有相同的旋转方向且与推进器(3b)和(3d)的旋转方向相反；至少两个水平插管式推进器(4)，具有相反的旋转方向且平行对称于所述预定飞行轴线并放置在所述预定飞行轴线的两侧上；矢量喷管(5)，对于每个水平插管式推进器(4)有一个矢量喷管，并所述矢量喷管提供所述水平插管式推进器(4)的射流的矢量定向；电源装置(6)，设计成提供操作所有发动机和机载的电气和电子设备所必需的电力；电子控制和飞行管理模块(7)；以及着陆架(9)，用于促进所述飞行器与地面之间的接触。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述承载体(1)具有由单位弦[0,1]中的任意帧s(x)和以上述区间的正可微函数g(x)定义的空气动力学轮廓，g(x)是所述空气动力学轮廓的一半厚度，所述空气动力学轮廓在任何竖直截面中满足以下两个条件：i)半厚度与其前边缘和延伸边缘中的骨架相切；ii)轮廓是双向的，对称于垂直于弦的中央的轴线，即s(x)＝s(1-x)并且g(x)＝g(1-x)。3.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器由所述飞行器上的机载飞行员驾驶或由位于地面上的飞行员通过无线电遥控器(10)来驾驶。4.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述电源装置(6)由蓄电器或一个或多个燃料电池组成。5.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述竖直插管式推进器(3)和所述水平插管式推进器(4)是双向的并且它们都能在两个方向上旋转。6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述竖直插管式推进器(3)设置有成型为使用柯恩达效应而进气和喷射(i)的开口。7.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器具有八个竖直插管式推进器(3)，这些竖直插管式推进器分组为四对并以X系统布置，一对推进器中的每一个部件具有相同的旋转方向，相邻的对具有相反的旋转方向，并且相对的对具有相同的旋转方向。8.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述水平插管式推进器(4)和所述竖直插管式推进器(3a-3d)由电动机、活塞式热力发动机、旋转式热力发动机或其组合驱动。9.根据权利要求1、2和8所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器设置有热电混合动力推进器(11)，所述水平插管式推进器(4)的热力发动机(10)耦接至具有电动机发电机(27)的推进器的相同的轴(26)，以便提供整体混合动力推进系统，其中在巡航飞行期间所述电动机发电机(27)操作为发电机以对蓄电池(6)再充电并且确保用于操纵和着陆的电力，或者当多余的电力累积时操作为电动机以减轻所述热力发动机(10)的负担或补充其动力。10.根据权利要求1、2、8或9中任一项所述的飞行器，其特征在于，由热力发动机(10)和插管式水平推进器(4)组成的组件由与电动机发电机(27)耦接至相同主轴的涡轮轴型涡轮喷气发动机(31)代替。11.根据权利要求1、2和8所述的飞行器，其特征在于，所述水平插管式推进器(4)及其相关联的电动机由喷气发动机(13)代替。12.根据权利要求1、2和8所述的飞行器，其特征在于，所述水平插管式推进器(4)及其相关联的电动机由脉冲式喷气发动机(14)代替。13.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器另外设置有定位在所述承载体(1)内的双向横向插管式推进器(19)，所述双向横向插管式推进器放置在垂直于穿过所述飞行器的对称轴线的飞行轴线的水平面内并设置有三维矢量喷管(20)和(21)，并且该插管式推进器(19)的管具有阀或舱口(q)和(r)并设置在每个端部处且在矢量喷管之前，所述阀或舱口通过凹穴通向所述管，以提供足够量的将在所述管的另一端部处喷射的进气。14.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还设置有两个三维可转向的插管式单独推进器(22)和(23)，这两个插管式单独推进器离所述承载体的中心对称地布置在所述承载体的横向轴线上，在水平面内并垂直于所述飞行轴线，并在所述承载体的横向限位处位于所述承载体(1)的外侧。15.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，火箭发动机设置有三维可转向的火箭发动机，该三维可转向的火箭发动机离所述承载体的中心对称放置在垂直于所述飞行轴线的横向轴线上，在水平面内并位于所述承载体(1)的内侧或外侧的侧端部处。16.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括附加操纵系统，该附加操纵系统包括放置在水平面内的两个水平双向操纵推进器(24a)，这两个水平双向操纵推进器平行于所述飞行器的横向轴线而对称布置在该横向轴线两侧，并放置在所述承载体(1)的端部处。17.根据权利要求1和2所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器在水平面内包括附加操纵系统，所述附加操纵系统包括放置在所述载体(1)内部的两对双向水平操纵推进器(24a)和(24b)，推进器(24a)在所述承载体的两侧上平行于所述飞行器的横向轴线水平对称地布置，且装配到所述承载体(1)的端部处，并且推进器(24b)在所述承载体的两侧上平行于所述飞行器的飞行轴线被对称放置在相同的水平面内，并放置在所述承载体(1)的端部处。18.根据权利要求1、2和17所述的飞行器，其特征在于，在巡航飞行期间用一些舱口(t)封闭所述竖直插管式推进器(3)的入口和出口，并且所述飞行器另外设置有分别竖直地布置并且垂直于所述飞行器的飞行轴线布置在所述飞行器的横向轴线上的四个竖直操纵推进器(25)，每个该推进器被放置在每个所述水平操纵推进器(24)附近。19.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述竖直操纵推进器(25)以X系统布置，并且具有与所述竖直插管式推进器(3)在相同半径上的旋转中心。20.根据权利要求1、2、5、7至12、13、14、16至18中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器设置有重新起动火箭发动机(r)，该重新起动火箭发动机与构成所述飞行器的插管式推进器的所有发动机或部分、或全部喷气式发动机成对安装，从而形成发动机的混合对。21.根据权利要求1和2所述的飞行器，其中，所述电子控制和飞行管理模块(7)由两个导向单元组成，第一导向单元(15)管理通过使用竖直插管式推进器(3)获得的所述飞行器的四旋翼支撑，而第二导向单元(16)用于管理水平推进命令，即，水平插管式推进器(4)和喷管(5)，两个导向单元位于所述飞行器的对称中心并沿着所述飞行器的飞行轴线定向并一个接一个一体地安装在移动支架(17)上，所述移动支架能沿着所述飞行轴线的方向或者具有可变角度的任何其他方向而向所述飞行器的水平面倾斜。22.根据权利要求1、2、5、7至12、13、14、16至18所述的飞行器，其特征在于，全部或部分的插管式推进器或所述飞行器的全部或部分喷气发动机由柯恩达型喷...

【专利技术属性】
技术研发人员：萨比耶·勒兹万，塔泊苏·约瑟夫，
申请(专利权)人：塔泊苏·约瑟夫，萨比耶·勒兹万，
类型：发明
国别省市：罗马尼亚,RO