分布式动力多旋翼垂直起降飞行器制造技术

本实用新型专利技术涉及航空航天技术领域，具体公开了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，包括：机体，罩在所述机体外面的整流罩；均匀设置在所述机体上的若干个升力动力单元和推力动力单元，所述升力动力单元和推力动力单元用于调整飞行器的姿态和速度；与所述升力动力单元和推力动力单元连接的中央飞行控制计算机系统，用于控制所述升力动力单元和推力动力单元来调整飞行器的姿态和速度。通过设置均匀分布于机体上的多个升力动力单元，提高了飞行器的可靠性、稳定性以及容灾能力，使其在发动机或旋翼等部件出现机械故障时，仍能够正常飞行，降低坠毁风险。（*该技术在2021年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及航空航天
，特别涉及一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器。
技术介绍
目前，能够垂直起降的飞行器，最常见的，就是旋翼直升机(简称“直升机”)。直升机主要由机体和升力系统(含主旋翼和尾桨)、动力系统、传动系统三大系统以及机载飞行设备等组成。直升机的主旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴、减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。直升机发动机驱动主旋翼提供升力，把直升机托举在空中。主发动机同时也输出动力至飞行器尾部的尾桨，机载陀螺仪能侦测直升机偏航姿态的偏差并反馈至尾桨控制系统，以便其调整尾桨的螺距，来抵消主旋翼产生的扭矩。通过称为“倾斜盘”的机构，可以改变直升机主旋翼的桨叶角，从而实现主旋翼周期变距，以此改变主旋翼旋转平面不同位置的升力来实现直升机的飞行姿态控制，再根据升力方向变化改变飞行方向。直升机升空后，发动机保持在一个相对稳定的转速下，控制直升机的上升和下降是通过调整主旋翼的总距来实现的。从结构上，直升机可分为单旋翼直升机和双旋翼直升机。单旋翼直升机带尾桨，由一个水平主旋翼负责提供升力，尾部一个小型垂直旋翼(尾桨)负责抵消主旋翼产生的反扭矩。例如，欧洲直升机公司制造的EC-135直升机。双旋翼直升机又分为纵列式、横列式和共轴式。纵列式的结构为两个旋翼前后纵向排列，旋转方向相反，例如，美国波音公司制造的CH-47 “支努干”运输直升机；横列式的结构为两个旋翼左右横向排列，旋翼轴间隔较远， 旋转方向相反，例如，前苏联米里设计局研制的Mi-12直升机；共轴式的结构为两个旋翼上下排列，在同一个轴线上反向旋转，例如，前苏联卡莫夫设计局研制的卡-50武装直升机。常见的另一种能够实现垂直起降的飞行器是多旋翼飞行器，主要包括四轴单层四旋翼的飞行器，例如申请号为200610080492. 5的专利技术专利申请《多旋翼飞行器》；和四轴双层八旋翼飞行器，例如申请号为20082022M84. 4的技术专利申请《一种可折叠的四轴多旋翼飞行器》。四轴单层四旋翼飞行器通过支撑臂连接前后和左右两组共四个旋翼，每组内的两个旋翼旋转方向相同，而两组旋翼的旋转方向相反，以此抵消旋翼扭矩，保持机体平衡。其通过改变各个旋翼的转速来改变升力，进而改变四旋翼飞行器的姿态和位置。四轴双层八旋翼飞行器的结构与四轴单层四旋翼飞行器类似，不过，它采用前后左右共四组旋翼，每组又包含上下两层旋翼。每组内的两个旋翼的旋转方向是相反的，以相互抵消单个旋翼旋转所产生的扭矩。调节前后左右各组旋翼的转速，就可以调节飞行器的飞行姿态和速度。然而，现有的垂直起降飞行器都存在一个共同的缺陷由于其飞行原理的限制，此类飞行器的可靠性比较差——当出现发动机停车或旋翼断裂等机械故障时，飞行器就会因为飞行姿态失控或者升力丧失而坠毁，造成人力物力财力的巨大损失；对于载人飞行和搭载昂贵仪器设备的航空摄影、航空勘测等飞行任务来说，此类事故带来的损失更是难以估量。
技术实现思路
(一)要解决的技术问题本技术要解决的技术问题是提高飞行器的可靠性和稳定性以及容灾能力，使其在发动机、旋翼等部件出现机械故障时，仍能够正常飞行，降低坠毁风险。(二)技术方案为了解决上述技术问题，本技术提供了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，包括机体，罩在所述机体外面的整流罩；均勻设置在所述机体的多个位置的若干个升力动力单元，和对称设置于所述机体左右两侧的推力动力单元；所述升力动力单元和推力动力单元结构相同，均包括设置在机体上的涵道，设置在所述涵道中的两套旋翼动力系统；所述升力动力单元用于提供飞行器飞行所需的升力， 以及飞行器的滚转和俯仰控制所需的扭矩；所述推力动力单元用于提供所述飞行器飞行所需的推力；与所述升力动力单元和推力动力单元连接的中央飞行控制计算机系统，用于控制所述升力动力单元和推力动力单元。其中，每个所述升力动力单元和推力动力单元还包括一组通过导流片安装轴平行排列在所述涵道底部的导流片，所述升力动力单元的导流片用于提供飞行器的偏航控制所需的扭矩，所述推力动力单元的导流片安装轴处于水平状态时，所述推力动力单元的导流片用于提供飞行器平飞时的滚转控制所需的扭矩。所述推力动力单元至少为两个，通过推力动力单元安装轴安装在机体上，所述推力动力单元可围绕推力动力单元安装轴进行0-180度的旋转。所述旋翼动力系统包括旋翼；旋翼螺距控制机构，发动机和转速传感器，分别与所述旋翼连接；温度传感器，与所述发动机连接；旋翼动力系统管理计算机，与所述旋翼螺距控制机构、发动机、转速传感器和温度传感器、以及中央飞行控制计算机系统连接，用于采集所述发动机温度和旋翼的转速并将采集的数据发送至所述中央飞行控制计算机系统，并根据所述中央飞行控制计算机系统发送的控制指令控制旋翼的转速和螺距。所述升力动力单元至少为四个，安装于所述机体上不在同一条直线上、并且不在某个穿过机体重心的纵向剖面的同一侧的任意位置。所述升力动力单元均勻分布于以所述飞行器重心为圆心的圆上，且相邻的两个升力动力单元的几何中心与飞行器的重心的连线之间的夹角相等。所述推力动力单元至少为两个，对称分布于所述机体两侧。还包括与所述整流罩连接的尾杆，所述尾杆的末端设置有水平尾翼和垂直尾翼， 所述水平尾翼上安装有升降舵；所述垂直尾翼上安装有方向舵。所述中央飞行控制计算机系统包括通过总线网络连接的至少两台飞行控制计算机，一台所述飞行控制计算机处于主控工作状态，其它所述飞行控制计算机处于热备运行状态；所述飞行器的俯仰控制通道、滚转控制通道以及偏航控制通道中的任意一个，均由至少两套控制机构来控制，其中一套控制机构处于主控工作状态，其它控制机构处于热备运行状态。(三)有益效果上述技术方案具有如下有益效果通过设置均勻分布于机体上的多个升力动力单元，提高了飞行器的可靠性、稳定性以及容灾能力，使其在发动机、旋翼等部件出现机械故障时，仍能够正常飞行，降低坠毁风险。附图说明图1是本技术实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的俯视图；图2是本技术实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的主视图；图3是本技术实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的左视图；图4是本技术实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的动力单元结构示意图；图5是本技术实施例二的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的俯视图；图6是本技术实施例二的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的主视图；图7是本技术实施例二的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的左视图；图8是本技术实施例三的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的俯视图；图9是本技术实施例三的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的主视图；图10是本技术实施例三的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的左视图；图11是本技术实施例三的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的结构示意图。其中1 整流罩；2 前置升力动力单元；3，7，15 涵道；4 旋翼；5 导流片；6 右侧推力动力单元；8 右置升力动力单元；9 后置升力动力单元；10 尾杆；11 水平尾翼； 12 升降舵；13 左置升力动力单元；14 左侧推力动力单元；16 起落架；17 垂直尾翼； 18 方向舵；19 发动机；20 导流片安装轴；21 推本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，包括：机体，罩在所述机体外面的整流罩；均匀设置在所述机体的多个位置的若干个升力动力单元，和对称设置于所述机体左右两侧的推力动力单元；所述升力动力单元和推力动力单元结构相同，均包括设置在机体上的涵道，设置在所述涵道中的两套旋翼动力系统；所述升力动力单元用于提供飞行器飞行所需的升力，以及飞行器的滚转和俯仰控制所需的扭矩；所述推力动力单元用于提供所述飞行器飞行所需的推力，及所述飞行器的偏航姿态控制所需的扭矩；与所述升力动力单元和推力动力单元连接的中央飞行控制计算机系统，用于控制所述升力动力单元和推力动力单元。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：文杰，
申请(专利权)人：文杰，
类型：实用新型
国别省市：42