一种垂直起降航空器制造技术

本发明专利技术公开一种垂直起降航空器，包括：机身；对称设置在所述机身左右两侧的主翼；对称设置在所述主翼下方的至少一根支臂，所述支臂的前后两端分别安装有垂直起降动力单元，所述垂直起降动力单元用于为所述垂直起降航空器提供垂直起降的动力；位于所述机身尾部的具有左右对称翼型的尾翼；安装在所述尾翼与所述机身尾部连接处的前进动力单元，所述前进动力单元为所述垂直起降航空器提供前进的动力；以及安装在所述机身底部的起落架。本发明专利技术通过解耦垂直起降航空器在垂直起降阶段与前飞巡航阶段的动力来源，降低了垂直起降航空器结构设计、飞控算法等系统设计的设计难度，同时也提高了垂直起降航空器在动力系统上的安全冗余度。度。度。

【技术实现步骤摘要】
一种垂直起降航空器


[0001]本专利技术属于航空器
，具体涉及一种垂直起降航空器。

技术介绍

[0002]目前，在航空器领域，旋翼布置结构五花八门，但大多数设计并不合理，未能做到通过合理的旋翼布置设计来减少对航空器动力系统及能量系统的性能要求，也无法满足设计者期望的动态性能指标。
[0003]例如，现有的一种垂直起降航空器旋翼布置结构通过将主翼前端垂直起降动力单元进行一定角度的倾转，相关动力单元所提供的垂起拉力可部分乃至全部转为推动航空器在巡航阶段前行的推力。该布置结构中使用的旋翼倾转机构耦合了垂直起降航空器垂起与前飞的动力单元，是对航空器飞控软件拉力解耦以及整机升力配平的极大挑战。若在低空飞行时控制输入计算出错，该航空器具有较高的坠毁风险。又如，一种垂直起降航空器旋翼布置结构通过将垂直起降动力单元进行一定角度的倾转，垂直起降动力单元所提供的垂起拉力可部分乃至全部转为推动航空器前行的推力。同样地，若在低空飞行时控制输入计算出错，该航空器具有较高的坠毁风险。

技术实现思路

[0004]本专利技术实施例所要解决的技术问题在于，提供一种垂直起降航空器，以降低其飞控系统的设计难度，提高安全冗余度和效率。
[0005]为解决上述技术问题，本专利技术提供一种垂直起降航空器，包括：
[0006]机身；
[0007]对称设置在所述机身左右两侧的主翼；
[0008]对称设置在所述主翼下方的至少一根支臂，所述支臂的前后两端分别安装有垂直起降动力单元，所述垂直起降动力单元用于为所述垂直起降航空器提供垂直起降的动力；
[0009]位于所述机身尾部的具有左右对称翼型的尾翼；
[0010]安装在所述尾翼与所述机身尾部连接处的前进动力单元，所述前进动力单元为所述垂直起降航空器提供前进的动力；以及
[0011]安装在所述机身底部的起落架。
[0012]进一步地，所述支臂为细长圆柱体，平行于所述机身的长度方向布置；所述支臂的前后两端对称设置有支臂腔，所述支臂腔上下贯穿设有通孔。
[0013]进一步地，所述垂直起降动力单元包括穿设在所述支臂的通孔中的旋转轴、与所述旋转轴同轴安装的电机及螺旋桨，所述电机容纳在所述支臂的支臂腔内。
[0014]进一步地，所述螺旋桨为共轴双桨结构，包括在所述旋转轴上间隔设置且分别位于所述支臂腔上下两端的一对上桨叶和一对下桨叶，所述上桨叶和所述下桨叶的结构相同。
[0015]进一步地，所述上桨叶和下桨叶分别由一个所述电机驱动，使所述上桨叶和下桨
叶的旋转方向相反。
[0016]进一步地，所述主翼为上单翼结构，包括靠近所述机身的翼根和远离所述机身的翼尖，并且所述翼根的弦长大于所述翼尖的弦长，所述翼根的翼型平均厚度和最大厚度也分别大于所述翼尖的翼型平均厚度和最大厚度。
[0017]进一步地，所述主翼具有10
°‑
30
°
的上反角和1
°‑5°
的后掠角；所述翼根的弦线与所述机身的长度方向具有0
°‑5°
的安装角。
[0018]进一步地，所述尾翼与所述机身刚性连接，具有左右对称的V型翼型；所述尾翼还具有20
°‑
30
°
的后掠角以及40
°‑
60
°
的上反角。
[0019]进一步地，所述前进动力单元具体为涵道风扇单元，沿所述机身的长度方向的两端具有开口以供空气流入与流出。
[0020]进一步地，所述起落架为前三点接触式起落架，包括安装在所述机身前部底端的前起落架，和左右对称安装在所述机身尾部底端的主起落架。
[0021]实施本专利技术具有如下有益效果：本专利技术在不过分提升航空器空载质量的同时，实现了垂直起降航空器的垂起与巡航阶段动力单元在各自工况下效率的提升，间接提升了设计航空器的有效航程。同时，相对于倾转型垂直起降航空器，本专利技术在动力系统与飞控上提供了更高的安全冗余度，大大降低了研发周期与成本。
附图说明
[0022]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0023]图1是本专利技术实施例一种垂直起降航空器的立体结构示意图。
[0024]图2是本专利技术实施例一种垂直起降航空器的局部正视结构示意图。
[0025]图3是本专利技术实施例一种垂直起降航空器的局部俯视结构示意图。
[0026]图4是本专利技术实施例中主翼的安装角示意图。
[0027]图5是本专利技术实施例中支臂的立体结构示意图。
[0028]图6是本专利技术实施例中支臂与垂直起降动力单元的装配结构示意图。
[0029]图7是本专利技术实施例中尾翼与前进动力单元的装配结构示意图。
具体实施方式
[0030]以下各实施例的说明是参考附图，用以示例本专利技术可以用以实施的特定实施例。
[0031]请参照图1所示，本专利技术实施例一提供一种垂直起降航空器，包括：
[0032]机身1；
[0033]对称设置在所述机身1左右两侧的主翼2；
[0034]对称设置在所述主翼2下方的至少一根支臂3，所述支臂3的前后两端分别安装有垂直起降动力单元4，所述垂直起降动力单元4用于为所述垂直起降航空器提供垂直起降的动力；
[0035]位于所述机身1尾部的具有左右对称翼型的尾翼5；
[0036]安装在所述尾翼5与所述机身1尾部连接处的前进动力单元6，所述前进动力单元6为所述垂直起降航空器提供前进的动力；以及
[0037]安装在所述机身1底部的起落架7。
[0038]由上述结构可知，本专利技术通过将垂直起降航空器的动力系统分别解耦为垂直起降动力单元与前行动力单元，其中，垂直起降动力单元安装在主翼下方的支臂上，前行动力单元安装在尾翼下方，大大地降低了垂直起降航空器飞控系统的设计难度；并且，即使垂直起降航空器在一定空速以上或垂起阶段失去前行动力单元的动力，其仍可通过正常运作的垂直起降动力单元安全降落，大大提高了飞行安全度。
[0039]需要说明的是，本专利技术实施例提到的方向和位置用语，例如「上」、「下」、「前」、「后」、「左」、「右」、「内」、「外」、「顶部」、「底部」、「侧面」等，仅是参考附图的方向或位置。因此，使用的方向和位置用语是用以说明及理解本专利技术，而非对本专利技术保护范围的限制。具体地，以图1为例，沿图1所示X轴，前向为本实施例垂直起降航空器的机头方向(即
‑
X方向)，后向为本实施例垂直起降航空器的机尾方向(+X方向)；沿图1所示Y轴，机身左侧为+Y方向，机身右侧为
‑
Y方向；沿图1所示Z轴，机身顶部为+Z方向，机身底部为
‑
Z方向。
[00本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种垂直起降航空器，其特征在于，包括：机身；对称设置在所述机身左右两侧的主翼；对称设置在所述主翼下方的至少一根支臂，所述支臂的前后两端分别安装有垂直起降动力单元，所述垂直起降动力单元用于为所述垂直起降航空器提供垂直起降的动力；位于所述机身尾部的具有左右对称翼型的尾翼；安装在所述尾翼与所述机身尾部连接处的前进动力单元，所述前进动力单元为所述垂直起降航空器提供前进的动力；以及安装在所述机身底部的起落架。2.根据权利要求1所述的垂直起降航空器，其特征在于，所述支臂为细长圆柱体，平行于所述机身的长度方向布置；所述支臂的前后两端对称设置有支臂腔，所述支臂腔上下贯穿设有通孔。3.根据权利要求2所述的垂直起降航空器，其特征在于，所述垂直起降动力单元包括穿设在所述支臂的通孔中的旋转轴、与所述旋转轴同轴安装的电机及螺旋桨，所述电机容纳在所述支臂的支臂腔内。4.根据权利要求3所述的垂直起降航空器，其特征在于，所述螺旋桨为共轴双桨结构，包括在所述旋转轴上间隔设置且分别位于所述支臂腔上下两端的一对上桨叶和一对下桨叶，所述上桨叶和所述下桨叶的结构相同。5.根据权利要求4所述的垂直起降航空器，其特征在于，所述上桨叶和下桨叶分别由一个所述电机驱动，使所述上桨叶和下桨叶的旋转方向相反。6.根据权利要求1所...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘巨江，苏庆鹏，郭旭阳，李福，黄宇，王鹏，
申请(专利权)人：广州汽车集团股份有限公司，
类型：发明
国别省市：