一种垂直起降航空器的制作方法

1.本发明属于航空器技术领域，具体涉及一种垂直起降航空器。


背景技术：

2.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。
3.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。


技术实现要素：

4.本发明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。
5.为解决上述技术问题，本发明提供一种垂直起降航空器，包括：
6.机身；
7.对称设置在所述机身左右两侧的主翼；
8.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；
9.位于所述机身尾部的具有左右对称翼型的尾翼；
10.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
11.安装在所述机身底部的起落架。
12.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。
13.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。
14.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。
15.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。
16.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。
17.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。
18.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。
19.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。
20.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。
21.实施本发明具有如下有益效果：本发明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，本发明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
22.为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，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。
23.图1是本发明实施例一种垂直起降航空器的立体结构示意图。
24.图2是本发明实施例一种垂直起降航空器的局部正视结构示意图。
25.图3是本发明实施例一种垂直起降航空器的局部俯视结构示意图。
26.图4是本发明实施例中主翼的安装角示意图。
27.图5是本发明实施例中支臂的立体结构示意图。
28.图6是本发明实施例中支臂与垂直起降动力单元的装配结构示意图。
29.图7是本发明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
30.以下各实施例的说明是参考附图，用以示例本发明可以用以实施的特定实施例。
31.请参照图1所示，本发明实施例一提供一种垂直起降航空器，包括：
32.机身1；
33.对称设置在所述机身1左右两侧的主翼2；
34.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；
35.位于所述机身1尾部的具有左右对称翼型的尾翼5；
36.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
37.安装在所述机身1底部的起落架7。
38.由上述结构可知，本发明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。
39.需要说明的是，本发明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发明，而非对本发明保护范围的限制。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。
40.具体地，本实施例的机身1造型设计为近似水滴形状，以尽量降低飞行中因机身外形造成的阻力。机身延x轴的具体截面构型取决于气动设计、舱内布置、重量等具体设计要求。
41.请结合图2、图3所示，主翼2相对机身1呈左右对称设置。机身1中部顶端与主翼2的下表面平滑过渡并相互融合。每一主翼2包括靠近机身1的翼根21和远离机身1的翼尖22，并且翼根21的弦长大于翼尖22的弦长。可以理解的是，弦长是指翼型前缘点与后缘点的连线长度。此外，翼根21的翼型平均厚度和最大厚度也分别大于翼尖22的翼型平均厚度和最大厚度。出于人员进出安全考虑，主翼2具有10
°‑
30
°
的上反角α1(如图2所示)以抬高主翼2整体高度；因气动设计缘故，主翼2也具有1
°‑5°
的后掠角α2(如图3所示)。为提高主翼气动性能，翼尖22还可以安装小翼。
42.进一步地，本实施例中，主翼2为上单翼结构，以方便乘客上下机。再如图4所示，按设计需求，翼根21的弦线与垂直起降航空器的x轴成0
°‑5°
的安装角θ。
43.机身1左右两侧的主翼2下方对称设置有至少一根支臂3。如图5所示，本实施例为了安装更多的垂直起降动力单元4以进一步提高安全冗余度，机身1左右两侧的主翼2下方各对称有两根支臂3。支臂3为细长圆柱体，平行于机身1的长度方向(即图1所示x轴)布置；支臂3的前后两端对称设置有支臂腔30，支臂腔30上下贯穿设有通孔31。支臂腔30相对于支臂3中部具有更大的内腔容积，以容纳垂直起降动力单元4的电机等部件。为降低支臂3外形对本实施例垂直起降航空器带来的气动阻力，支臂腔30的外形为水滴状。需要说明的是，支臂3的具体外径、内径与支臂腔30基于垂直起降动力单元4的元件尺寸及本实施例垂直起降航空器的气动配平需求、重量和气动性能确定。
44.请参照图6所示，垂直起降动力单元4包括穿设在支臂3的通孔31中的旋转轴30、与旋转轴30同轴安装的电机及螺旋桨，电机容纳在支臂3的支臂腔30内，螺旋桨为共轴双桨结构，包括在旋转轴30上间隔设置且分别位于支臂腔30上下两端的一对上桨叶41和一对下桨叶42，上桨叶41和下桨叶42的结构相同但旋转方向相反，因此，上桨叶41和下桨叶42分别由一个独立的电机驱动。如果按4根支臂共安装8组共轴双桨结构的螺旋桨为例，则本实施例
垂直起降航空器共有16对用于垂直起降的桨叶(8对上桨叶41和8对下桨叶42)，每对桨叶均配设一独立电机，当某一个或某几个垂直起降单元4出现故障时，其余的垂直起降动力单元4依然可以在垂直方向提供足够的升力。
45.每根支臂3上布置的垂直起降动力单元4的z轴与图1所示的本实施例垂直起降航空器的z轴一致，均为竖直方向，从而使垂直起降动力单元4提供的升力方向与重力方向相反。分布式的垂直起降动力单元4可以为本实施例垂直起降航空器提供其所需垂起及部分空中动力。
46.特别地，各支臂3之间的最短间距、支臂3的末端与主翼2之间的最短间距及支臂3与机身1之间的最短间距均大于垂直起降动力单元4的螺旋桨旋转半径乘以一定系数，以保障各个螺旋桨旋转不会相互干涉，也不会影响到机身1和主翼2。
47.再如图7所示，尾翼5与机身1刚性连接，具有左右对称的v型翼型。尾翼5还具有20
°‑
30
°
的后掠角以及40
°‑
60
°
的上反角，具体角度取决于本实施例垂直起降航空器气动、结构受力等多方因素。
48.前进动力单元6也左右对称布置于尾翼5与机身1尾部连接处，并且与机身1硬性连接。作为一种示例，前进动力单元6具体为涵道风扇单元。涵道风扇单元的外形近似线性变径中空圆柱体，平均外径约在0.8米-1.3米范围。前进动力单元6沿机身1长度方向(即图1所示x轴)的两端具有开口以供空气流入与流出。
49.起落架7为前三点接触式起落架，包括安装在机身1前部底端的前起落架，和左右对称安装在机身1尾部底端的主起落架。主起落架承担大部分载荷，前起落架只承担少部分载荷；根据重心位置防止侧翻与擦地等因素，起落架7具有合适的接地点高度和间距。
50.还需说明的是，以图1所示的x、y、z轴为例，主翼2、支臂3、垂直起降动力单元4、尾翼5、前进动力单元6和起落架7各自的x-z平面均与机身1的x-z平面重叠或平行。
51.本实施例垂直起降航空器的工作原理及过程如下：
52.通过垂直起降动力单元4为其起降阶段提供所需升力，使得无需跑道即可起降；待该垂直起降航空器提升至一定高度后，其前进动力单元6开始工作，给予该垂直起降航空器一定前行推力，实现前进飞行。在该垂直起降航空器飞行达到一定空速后，其主翼2及尾翼5所产生升力足够支撑该垂直起降航空器的重量后，垂直起降动力单元4停止工作以降低功耗，此时该垂直起降航空器的升力完全由主翼2提供。当准备降落时，水平飞行降低到一定速度后，主翼2升力不足以抵消重力，主翼2上安装的垂直起降动力单元4开始工作，为该垂直起降航空器提供升力；当该垂直起降航空器水平方向速度为0时，该垂直起降航空器完全由垂直起降动力单元4提供升力，并在垂直起降动力单元4控制下实现垂直降落。
53.由上可知，本实施例垂直起降航空器可以实现垂直起降，无需滑跑，对起飞机场的要求大大降低，可以适应复杂环境的起降，提高了飞行效率；本飞行器有8组共16对用于垂直起降的桨叶，每对桨叶均配设一独立电机，实现了航程与安全冗余度的提升。
54.通过上述说明可知，与现有技术相比，本发明的有益效果在于：本发明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，本发明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。
55.以上所揭露的仅为本发明较佳实施例而已，当然不能以此来限定本发明的权利范
围，因此依本发明权利要求所作的等同变化，仍属本发明所涵盖的范围。