一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的布局方案及其控制方法
【專利摘要】一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的布局方案，包括機(jī)身、前機(jī)翼、后機(jī)翼、前后機(jī)翼連接端板、垂直尾翼、旋翼、前機(jī)翼副翼、后機(jī)翼副翼、可傾轉(zhuǎn)主軸、發(fā)動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、滑流舵、滑流舵舵面和方向舵；機(jī)身連接前后機(jī)翼、可傾轉(zhuǎn)主軸以及垂直尾翼；前后機(jī)翼位于機(jī)身前后端，前后機(jī)翼副翼分別安裝前后機(jī)翼上；垂直尾翼安裝機(jī)身尾端，方向舵安裝垂直尾翼上，可傾轉(zhuǎn)主軸與發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)旋接；旋翼安裝發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出軸上；滑流舵安裝可傾轉(zhuǎn)主軸上，滑流舵舵面安裝滑流舵上。一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的控制方法，它有五大步驟。本發(fā)明解決了旋翼與機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾和模態(tài)轉(zhuǎn)換，將連翼布局的運(yùn)輸能力和垂直起降能力有機(jī)結(jié)合，形成一種新的運(yùn)輸機(jī)種。
【專利說(shuō)明】一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的布局方案及其控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的布局方案及其控制方法，它是一種基于傾轉(zhuǎn)旋 翼技術(shù)的垂直起降運(yùn)輸機(jī)的布局方案以及其在垂直起降、懸停、平飛等模態(tài)下和模態(tài)間轉(zhuǎn) 換的控制方法。屬于航空【技術(shù)領(lǐng)域】。 技術(shù)背景
[0002] 為飛行器賦予垂直起降能力一直是航空工程師們孜孜以求的夢(mèng)想，經(jīng)過(guò)幾十年的 探索和發(fā)展，垂直起降飛行器分為了三個(gè)方向：一種是以"鷂式"戰(zhàn)斗機(jī)和F-35 "閃電"為 代表的通過(guò)傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴口獲得矢量推力而實(shí)現(xiàn)垂直起降的方案，一般適用于要求高機(jī)動(dòng) 性的戰(zhàn)斗機(jī)；一種是所謂的"旋翼固定翼復(fù)合式高速直升機(jī)"方案，將直升機(jī)旋翼與具有機(jī) 翼的常規(guī)飛行器結(jié)合起來(lái)，形成復(fù)合式飛行器，以直升機(jī)模態(tài)起降，以固定翼模態(tài)平飛，結(jié) 合兩者的優(yōu)點(diǎn)，但因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)復(fù)雜和平飛效率低等因素尚未大規(guī)模投入應(yīng)用；第三種方案就 是傾轉(zhuǎn)旋翼，通過(guò)傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼實(shí)現(xiàn)垂直起降和平飛的轉(zhuǎn)換，該方案在美國(guó)波音公司 與貝爾實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合研制的魚(yú)鷹" V-22 "上獲得應(yīng)用，并在開(kāi)發(fā)其衍生版本" V-44 "。
[0003] 兵力和物資的投送能力是決定戰(zhàn)爭(zhēng)部署水平的重要因素，現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)形勢(shì)對(duì)運(yùn)輸機(jī) 提出了更高的要求，在保證可觀的運(yùn)輸能力的前提下還要兼具相當(dāng)?shù)臋C(jī)動(dòng)性和適應(yīng)性，尤 其是對(duì)于復(fù)雜的戰(zhàn)場(chǎng)條件。V-22的服役和V-44的研發(fā)足以表明垂直起降運(yùn)輸機(jī)的重要意 義和價(jià)值。
[0004] 由美國(guó)波音公司與貝爾實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合研制的魚(yú)鷹"V-22"傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)已經(jīng)投入使用， 但仍有很多不容忽視的問(wèn)題。如：魚(yú)鷹采用上單翼布局，兩臺(tái)可傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)布置在機(jī)翼兩 端，在起飛及懸停階段，旋翼產(chǎn)生的強(qiáng)大氣流會(huì)受到機(jī)翼的干擾，有研究分析表明機(jī)翼的干 擾作用使得魚(yú)鷹在懸停狀態(tài)下?lián)p失了 20%-30%的升力，導(dǎo)致魚(yú)鷹的懸停效率遠(yuǎn)低于常規(guī) 直升機(jī)；另一方面，主旋翼的高速氣流打到機(jī)翼上之后會(huì)產(chǎn)生新的渦流，這些渦流與旋翼產(chǎn) 生的渦流發(fā)生干擾后會(huì)嚴(yán)重影響旋翼的工作效率；更進(jìn)一步的，由于兩旋翼面積較大且距 離較近，其產(chǎn)生的兩股強(qiáng)大的渦流容易在機(jī)身下方發(fā)生纏繞，飛機(jī)一旦陷入這個(gè)區(qū)域?qū)⒃?成嚴(yán)重后果，因此，魚(yú)鷹的飛行手冊(cè)明確規(guī)定其下降速度不得超過(guò)17公里每小時(shí)。正是這 些空氣動(dòng)力學(xué)方面的因素限制了 V-22的性能。
[0005] 第50屆巴黎國(guó)際航空展上，歐洲直升機(jī)廠商Agusta Westland公司展出一架純電 動(dòng)、無(wú)液壓飛行系統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)，該飛行器在左右兩側(cè)機(jī)翼上開(kāi)洞以布置可傾轉(zhuǎn)涵道。 這種布局方式也能實(shí)現(xiàn)垂直起降并從懸停轉(zhuǎn)入平飛，但是不容忽視的一點(diǎn)是，這樣的布局 方式實(shí)際上對(duì)翼面造成了破壞，降低了飛機(jī)的升阻比和巡航效率，平飛性能受到很大影響。
[0006] 《飛行力學(xué)》2010年2月第28卷第1期，由鄒燦東、屈香菊與王維軍發(fā)表的《傾轉(zhuǎn) 旋翼機(jī)懸停建模與實(shí)驗(yàn)》一文中也提出了一種連翼布局傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)總體布局方案，該方案 中發(fā)動(dòng)機(jī)及旋翼依然布置在機(jī)翼兩端，在機(jī)頭部位布置第三副旋翼，該方案依然未能解決 懸停狀態(tài)下旋翼與機(jī)翼之間相互干擾的問(wèn)題。此外，在《中國(guó)力學(xué)學(xué)會(huì)學(xué)術(shù)大會(huì)2009論文 摘要集》中，鄒燦東、屈香菊與王維軍發(fā)表的《小型連翼布局傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)方案研究》也對(duì) 該布局方案進(jìn)行了簡(jiǎn)要描述。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0007] 1、目的：
[0008] 本發(fā)明的目的是提供一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的布局方案及其控制方法，以解決旋翼 與機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾問(wèn)題和模態(tài)轉(zhuǎn)換控制可靠性的問(wèn)題，同時(shí)將連翼布局的運(yùn)輸能力和 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的垂直起降能力較好地結(jié)合起來(lái)，形成一種嶄新的運(yùn)輸機(jī)方案。
[0009] 本發(fā)明的基本思路為：在連翼的前后機(jī)翼之間布置兩個(gè)可傾轉(zhuǎn)旋翼，垂起模態(tài) (即垂直起飛模態(tài)）下旋翼平面處于水平角度，由大功率高效率旋翼將整個(gè)機(jī)體拉起；達(dá)到 一定高度時(shí)，旋翼開(kāi)始逐漸傾轉(zhuǎn)，初期保持在一定角度上，飛機(jī)逐步積累速度；而后旋翼繼 續(xù)傾轉(zhuǎn)，機(jī)體速度逐漸增加，當(dāng)前飛速度足以使機(jī)翼產(chǎn)生的升力與重力相抵時(shí)旋翼平面完 全轉(zhuǎn)為堅(jiān)直，進(jìn)入高速平飛狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)垂起、懸停到平飛的轉(zhuǎn)換。實(shí)現(xiàn)平飛、懸停到垂落（即 垂直降落）的轉(zhuǎn)換過(guò)程正好相反，旋翼反向傾轉(zhuǎn)，當(dāng)旋翼產(chǎn)生的升力足以抵消重力時(shí)旋翼 轉(zhuǎn)回水平角度，最后發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速逐漸減小，飛機(jī)實(shí)現(xiàn)垂直降落。
[0010] 2、技術(shù)方案：
[0011] 1)本發(fā)明一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的布局方案，將傾轉(zhuǎn)旋翼的動(dòng)力配置與連翼布局的 氣動(dòng)布局結(jié)合了起來(lái)，形成一種新型的、具備垂直起降能力的運(yùn)輸機(jī)方案。它既有傾轉(zhuǎn)旋翼 機(jī)使用靈活、適應(yīng)性好的特點(diǎn)，又有連翼布局飛機(jī)升阻比大、巡航效率高的優(yōu)勢(shì)。
[0012] 其布局方案主要包括：機(jī)身，它是運(yùn)輸機(jī)的主要部件，承擔(dān)有效載荷并連接各個(gè)其 他部件；前機(jī)翼（后掠）、后機(jī)翼（前掠），他們是飛機(jī)升力的主要來(lái)源；前機(jī)翼副翼、后機(jī) 翼副翼，兩者屬于機(jī)翼附件同時(shí)又是平飛模態(tài)下的操縱機(jī)構(gòu)。前后機(jī)翼連接端板，這是一個(gè) 連接件；垂直尾翼，它是維持航向穩(wěn)定的部件；方向舵，是垂直尾翼的附件，可以產(chǎn)生偏航 力矩；可傾轉(zhuǎn)主軸，連接動(dòng)力部件與機(jī)身的一個(gè)重要部件，可以在較大的角度范圍（0°? 100° )內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)；發(fā)動(dòng)機(jī)，是飛機(jī)的動(dòng)力部件；旋翼，高速旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生拉力；發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn) 動(dòng)機(jī)構(gòu)，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝于此處，可以帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)在較小的角度（-10°?10° )內(nèi)靈活旋轉(zhuǎn)；滑 流舵舵面、滑流舵，位于旋翼滑流區(qū)內(nèi)的輔助控制部件。
[0013] 它們之間的位置連接關(guān)系是：機(jī)身是運(yùn)輸機(jī)有效運(yùn)輸載荷的主要承載部件，同時(shí) 起著連接各部分部件的作用；前機(jī)翼、后機(jī)翼用以提供平飛升力，前機(jī)翼位于機(jī)身靠前端左 右，后機(jī)翼位于機(jī)身靠后端左右；前機(jī)翼副翼、后機(jī)翼副翼提供平飛時(shí)的操縱力矩，分別安 裝在前后機(jī)翼上；前后機(jī)翼連接端板將后機(jī)翼的翼梢與前機(jī)翼外段連接起來(lái)形成一個(gè)封閉 的盒式結(jié)構(gòu)；垂直尾翼安裝在機(jī)身尾端，平飛模態(tài)下提供航向穩(wěn)定性；方向舵安裝于垂直 尾翼上，產(chǎn)生航向操縱力矩；可傾轉(zhuǎn)主軸，與發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)旋接；發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的 動(dòng)力來(lái)源，安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)上的可傾轉(zhuǎn)主軸上；旋翼安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出軸 上，負(fù)責(zé)提供垂直起降、懸停模態(tài)下的升力和平飛模態(tài)下的拉力；發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)負(fù) 責(zé)在較小的角度范圍內(nèi)擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)及旋翼；滑流舵舵面安裝在滑流舵上，在垂直起降、懸停 模態(tài)下輔助性地提供俯仰及偏航操縱力矩。
[0014] 具體地，機(jī)身連接前機(jī)翼、后機(jī)翼、可傾轉(zhuǎn)主軸以及垂直尾翼；前機(jī)翼、后機(jī)翼通過(guò) iu后機(jī)翼連接端板連接；兩片如機(jī)翼副翼布直在如機(jī)翼上，兩片后機(jī)翼副翼布直在后機(jī)翼 上，方向舵布置在垂直尾翼上；發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)安裝在可傾轉(zhuǎn)主軸上，且 發(fā)動(dòng)機(jī)及旋翼布置在前機(jī)翼、后機(jī)翼所圍成的菱形空間內(nèi)；在旋翼下方，滑流舵安裝在可傾 轉(zhuǎn)主軸上，滑流舵舵面安裝在滑流舵上。
[0015] 2)本發(fā)明一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的控制方法，主要包括：
[0016] 在垂直起降及懸停模態(tài)，主軸鎖死，通過(guò)差動(dòng)調(diào)整兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速提供滾轉(zhuǎn)力 矩、同向轉(zhuǎn)動(dòng)兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)以及滑流舵舵面提供俯仰力矩、反向轉(zhuǎn)動(dòng)兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)以及滑流舵 舵面提供偏航力矩，最終通過(guò)這些力矩保持飛機(jī)的三軸姿態(tài)穩(wěn)定；
[0017] 從懸停模態(tài)到平飛模態(tài)的轉(zhuǎn)換，主軸逐漸轉(zhuǎn)動(dòng)，帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)及旋翼平面逐漸由水 平轉(zhuǎn)到堅(jiān)直進(jìn)入平飛模態(tài)，在此過(guò)程中，飛機(jī)的三軸穩(wěn)定性仍通過(guò)上述方案實(shí)現(xiàn)。
[0018] 進(jìn)入平飛模態(tài)后，可傾轉(zhuǎn)主軸、發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)均被鎖死以保證平飛的可 靠性。平飛模態(tài)下，通過(guò)前后共四片副翼聯(lián)合操縱獲得飛機(jī)的俯仰及滾轉(zhuǎn)力矩，通過(guò)偏轉(zhuǎn)方 向舵獲得偏航力矩。
[0019] 綜上所述，本發(fā)明一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的控制方法，該方法具體步驟如下：
[0020] 步驟一：垂起/懸停模態(tài)，飛機(jī)在靜止?fàn)顟B(tài)下啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，旋翼轉(zhuǎn)速足夠高時(shí)其產(chǎn) 生的升力將飛機(jī)拉起，進(jìn)入懸停狀態(tài)；在此過(guò)程中，飛機(jī)受到側(cè)風(fēng)等外界條件擾動(dòng)產(chǎn)生姿態(tài) 變化，傳感器檢測(cè)到這種變化后將相關(guān)信息傳送至控制器，控制器通過(guò)一系列運(yùn)算向執(zhí)行 機(jī)構(gòu)發(fā)出命令。其中，差動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速可消除滾轉(zhuǎn)角偏差、同向偏轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)以及滑流舵舵面 可消除俯仰角偏差、反向偏轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)及滑流舵舵面可消除偏航角偏差，通過(guò)這種方式保持 機(jī)體三軸穩(wěn)定。進(jìn)一步地，持續(xù)增加或減小兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速可矯正高度偏差、差動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn) 速可消除左右漂移、同向轉(zhuǎn)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)及滑流舵舵面可消除前后漂移，通過(guò)這種方式保持三 向位置穩(wěn)定。
[0021] 步驟二：懸停模態(tài)向平飛模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程，飛機(jī)垂直起飛并穩(wěn)定在一定高度以后，可 傾轉(zhuǎn)主軸開(kāi)始逐步傾轉(zhuǎn)，飛機(jī)產(chǎn)生向前的速度，而且前飛速度隨著可傾轉(zhuǎn)主軸轉(zhuǎn)角的增大 和時(shí)間的積累逐步增大。在此過(guò)程中飛機(jī)的三軸穩(wěn)定性依然靠步驟一中所述方法來(lái)維持， 當(dāng)飛機(jī)速度增大到一定程度使得舵面產(chǎn)生足夠的氣動(dòng)力后，四片副翼以及方向舵開(kāi)始參與 機(jī)體姿態(tài)控制。飛機(jī)速度持續(xù)增大至機(jī)翼的升力能平衡機(jī)體重力后，轉(zhuǎn)換過(guò)程結(jié)束，飛機(jī)進(jìn) 入高速平飛模態(tài)。可傾轉(zhuǎn)主軸鎖死，發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)鎖死。
[0022] 步驟三：平飛模態(tài)，通過(guò)偏轉(zhuǎn)飛機(jī)四片副翼以及方向舵產(chǎn)生一定的控制力矩來(lái)改 變飛機(jī)的飛行狀態(tài)。兩片前機(jī)翼副翼同向偏轉(zhuǎn)、兩片后機(jī)翼副翼同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生俯仰控制 力矩，飛機(jī)左側(cè)兩片副翼同向偏轉(zhuǎn)、飛機(jī)右側(cè)兩片副翼同向偏轉(zhuǎn)可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，偏轉(zhuǎn)方向 舵可產(chǎn)生偏航力矩。
[0023] 步驟四：平飛模態(tài)向懸停模態(tài)的轉(zhuǎn)換過(guò)程，可傾轉(zhuǎn)主軸解鎖并逐漸反向傾轉(zhuǎn)，機(jī)翼 升力逐漸減小，旋翼升力逐漸增加，旋翼平面逐步趨于水平。在此過(guò)程中由于飛機(jī)依然有一 定的速度，四片副翼以及方向舵等舵面可以起到控制機(jī)體姿態(tài)的作用，與此同時(shí)傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng) 機(jī)、偏轉(zhuǎn)滑流舵舵面的控制機(jī)構(gòu)也開(kāi)始工作，兩方面共同作用控制飛機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定。旋翼平面 完全處于水平角度且旋翼升力能平衡機(jī)體重力后，轉(zhuǎn)換過(guò)程結(jié)束，可傾轉(zhuǎn)主軸鎖死，飛機(jī)進(jìn) 入懸停模態(tài)。
[0024] 步驟五：懸停/垂落模態(tài)，旋翼平面處于水平狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速降低，飛機(jī)的三軸 姿態(tài)穩(wěn)定控制原理同步驟一相同。在發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)與滑流舵舵面的聯(lián)合控制下， 飛機(jī)逐漸穩(wěn)定降落至地面，完成整個(gè)任務(wù)過(guò)程。
[0025] 3、優(yōu)點(diǎn)及功效。本發(fā)明的技術(shù)效果為：
[0026] 1)有效減小了機(jī)翼對(duì)旋翼氣流的干擾，減小了懸停時(shí)的升力損失和渦流擾動(dòng)，提 高了懸停效率和飛行可靠性。
[0027] 2)懸停模態(tài)下，由發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和滑流舵舵面聯(lián)合作用產(chǎn)生俯仰和偏航 操縱力矩，提高了可靠性裕度，避免了周期變距的復(fù)雜機(jī)構(gòu)。
[0028] 3)旋翼傾轉(zhuǎn)過(guò)程中，主軸的轉(zhuǎn)動(dòng)與發(fā)動(dòng)機(jī)的小角度轉(zhuǎn)動(dòng)分別獨(dú)立進(jìn)行，降低了控 制難度，提高了控制的精度和可靠性。
[0029] 4)在平飛模態(tài)下，連翼布局具有升阻比大、巡航效率高的特點(diǎn)，且這樣的盒式結(jié) 構(gòu)具有較高的剛度，有效避免氣動(dòng)彈性變形，盒形的機(jī)翼內(nèi)部可以布置整體式油箱和具備 360°搜索能力的雷達(dá)。
[0030] 該方案結(jié)合了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、適應(yīng)性好的特點(diǎn)和連翼布局升阻比大、巡航 效率高的優(yōu)勢(shì)，可廣泛用于軍事和民用領(lǐng)域。
【專利附圖】
【附圖說(shuō)明】
[0031] 下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步說(shuō)明。
[0032] 圖1是本方案的總體布局示意圖（懸停模態(tài)）；
[0033] 圖2是飛機(jī)的仰視圖；
[0034] 圖3是飛機(jī)的側(cè)視圖；
[0035] 圖4是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)和滑流舵布置方案；
[0036] 圖5是控制方法流程不意圖
[0037] 圖6是懸停模態(tài)控制原理圖
[0038] 圖中，具體標(biāo)號(hào)定義如下：
[0039] 1機(jī)身；2前機(jī)翼；3后機(jī)翼；4前后機(jī)翼連接端板；5垂直尾翼；6旋翼；7前機(jī)翼副 翼；8后機(jī)翼副翼；9可傾轉(zhuǎn)主軸；10發(fā)動(dòng)機(jī)；11發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)；12滑流舵；13滑流 舵舵面；14方向舵。
【具體實(shí)施方式】
[0040] 現(xiàn)在結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說(shuō)明。這些附圖均為簡(jiǎn)化的示意圖，僅以 示意方式說(shuō)明本發(fā)明的基本結(jié)構(gòu)，因此其僅顯示與本發(fā)明有關(guān)的構(gòu)成。
[0041] 如圖1?圖4所示，一種新型傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的布局方案，包括機(jī)身1、前機(jī)翼2、 后機(jī)翼3、前后機(jī)翼連接端板4、垂直尾翼5、旋翼6、前機(jī)翼副翼7、后機(jī)翼副翼8、可傾轉(zhuǎn)主 軸9、發(fā)動(dòng)機(jī)10、發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11、滑流舵12、滑流舵舵面13、方向舵14。
[0042] 機(jī)身1是運(yùn)輸機(jī)有效運(yùn)輸載荷的主要承載部件，同時(shí)起著連接各部分部件的作 用；前機(jī)翼2、后機(jī)翼3用以提供平飛升力，前機(jī)翼副翼7、后機(jī)翼副翼8提供平飛時(shí)的操縱 力矩；前后機(jī)翼連接端板4將后機(jī)翼3的翼梢與前機(jī)翼2外段連接起來(lái)形成一個(gè)封閉的盒 式結(jié)構(gòu)；垂直尾翼5在平飛模態(tài)下提供航向穩(wěn)定性，方向舵14則產(chǎn)生航向操縱力矩；可傾 轉(zhuǎn)主軸9用以安裝發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11 ;發(fā)動(dòng)機(jī)10是飛機(jī)的動(dòng)力來(lái)源，安裝于發(fā)動(dòng)機(jī) 小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11上的可傾轉(zhuǎn)主軸9上；旋翼6負(fù)責(zé)提供垂直起降、懸停模態(tài)下的升力和 平飛模態(tài)下的拉力；發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11負(fù)責(zé)在較小的角度范圍內(nèi)擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)10及 旋翼6 ;滑流舵舵面13安裝在滑流舵12上，在垂直起降、懸停模態(tài)下提供俯仰及偏航操縱 力矩。
[0043] 機(jī)身1通過(guò)銷(xiāo)子（圖中未畫(huà)出）連接前機(jī)翼2、后機(jī)翼3、可傾轉(zhuǎn)主軸9以及垂直 尾翼5 ;前機(jī)翼2以及后機(jī)翼3通過(guò)前后機(jī)翼連接端板4連接,使得四片機(jī)翼組成一個(gè)封閉 的盒式結(jié)構(gòu)；前機(jī)翼副翼7通過(guò)鉸鏈（圖中未畫(huà)出）連接在前機(jī)翼2上，后機(jī)翼副翼8連 接在后機(jī)翼3上，方向舵14通過(guò)鉸鏈（圖中未畫(huà)出）連接在垂直尾翼5上；旋翼6通過(guò)螺 栓（圖中未畫(huà)出）連接等方式連接在發(fā)動(dòng)機(jī)10的旋轉(zhuǎn)軸上，發(fā)動(dòng)機(jī)10通過(guò)螺栓（圖中未 畫(huà)出）連接的方式固定在發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11上，發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11通過(guò)滾 動(dòng)軸承（圖中未畫(huà)出）與可傾轉(zhuǎn)主軸9連接，保證發(fā)動(dòng)機(jī)10能在一個(gè)較小的范圍內(nèi)靈活轉(zhuǎn) 動(dòng)，且左、右發(fā)動(dòng)機(jī)10及旋翼6布置在前機(jī)翼2、后機(jī)翼3所圍成的菱形空間內(nèi)；在旋翼6下 方，滑流舵12安裝在可傾轉(zhuǎn)主軸9上。
[0044] 一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的控制方法，如圖5控制流程圖所示，該方法具體步驟如下：
[0045] 步驟一：垂起/懸停模態(tài)，旋翼6處于水平角度，發(fā)動(dòng)機(jī)10啟動(dòng)后，飛機(jī)升至一定 高度，受側(cè)風(fēng)擾動(dòng)后，飛機(jī)的三軸姿態(tài)穩(wěn)定控制原理如圖6所示，具體為：可傾轉(zhuǎn)主軸9處于 0度鎖死狀態(tài)，控制系統(tǒng)通過(guò)改變兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)10的轉(zhuǎn)速使得兩側(cè)旋翼6產(chǎn)生不對(duì)稱升力來(lái) 得到滾轉(zhuǎn)操縱力矩；通過(guò)驅(qū)動(dòng)兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11同向轉(zhuǎn)動(dòng)、操縱兩側(cè)滑流舵舵 面13同向偏轉(zhuǎn)（與該側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)向相同）來(lái)得到俯仰控制力矩；通過(guò)驅(qū)動(dòng)兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)小角 度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11反向轉(zhuǎn)動(dòng)、操縱兩側(cè)滑流舵舵面13反向偏轉(zhuǎn)（與該側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)向相同）來(lái) 得到偏航控制力矩。
[0046] 步驟二：懸停模態(tài)向平飛模態(tài)的轉(zhuǎn)換過(guò)程，依然靠上述方式來(lái)控制飛機(jī)的三軸姿 態(tài)穩(wěn)定。同時(shí)，可傾轉(zhuǎn)主軸9開(kāi)始逐漸傾轉(zhuǎn)，飛機(jī)逐漸積累速度，前機(jī)翼副翼7、后機(jī)翼副翼 8產(chǎn)生足夠氣動(dòng)力后參與飛機(jī)姿態(tài)的控制；可傾轉(zhuǎn)主軸9繼續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)，當(dāng)飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生的氣動(dòng) 升力等于重力時(shí)，可傾轉(zhuǎn)主軸9轉(zhuǎn)過(guò)90度最終鎖死，同時(shí)將發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11鎖 死，飛機(jī)進(jìn)入平飛模態(tài)。
[0047] 步驟三：平飛模態(tài)，通過(guò)操縱左右兩側(cè)前機(jī)翼副翼7同時(shí)向上（向下）偏轉(zhuǎn)、左右 兩側(cè)后機(jī)翼副翼8同時(shí)向下（向上）偏轉(zhuǎn)來(lái)得到飛機(jī)的俯（仰）力矩；通過(guò)操縱左側(cè)前機(jī) 翼副翼7以及后機(jī)翼副翼8的向上（向下）偏轉(zhuǎn)、右側(cè)前機(jī)翼副翼7以及后機(jī)翼副翼8向 下（向上）偏轉(zhuǎn)得到飛機(jī)的左（右）滾轉(zhuǎn)力矩；通過(guò)操縱方向舵14得到飛機(jī)的偏航力矩。
[0048] 步驟四：平飛模態(tài)向懸停模態(tài)的轉(zhuǎn)換過(guò)程，可傾轉(zhuǎn)主軸9反向轉(zhuǎn)動(dòng)，飛機(jī)速度逐漸 減小，機(jī)翼升力逐漸減小，旋翼6升力逐漸增加；發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11與滑流舵舵面 13開(kāi)始動(dòng)作以控制飛機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定；前機(jī)翼副翼7、后機(jī)翼副翼8產(chǎn)生的氣動(dòng)力逐漸減弱， 對(duì)飛機(jī)姿態(tài)的控制作用逐漸降低；旋翼6平面進(jìn)入完全水平且旋翼升力能平衡機(jī)體重力 后，轉(zhuǎn)換過(guò)程結(jié)束，可傾轉(zhuǎn)主軸9鎖死，飛機(jī)進(jìn)入懸停模態(tài)。
[0049] 步驟五：懸停/垂落模態(tài)，旋翼6平面處于水平狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)10轉(zhuǎn)速降低，飛機(jī)的 三軸姿態(tài)穩(wěn)定控制原理同步驟一相同；在發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)11與滑流舵舵面13的聯(lián) 合控制下，飛機(jī)逐漸穩(wěn)定降落至地面，完成整個(gè)任務(wù)過(guò)程。
[0050] 本發(fā)明的運(yùn)輸機(jī)在實(shí)際使用時(shí)有以下優(yōu)點(diǎn)：
[0051] 1.大幅度減小了懸停模態(tài)下機(jī)翼對(duì)旋翼氣流的干擾，提高了懸停效率和飛行可靠 性；避免了困擾魚(yú)鷹的氣流干擾以及由此產(chǎn)生的最快下降速度限制。
[0052] 2.在平飛時(shí)可發(fā)揮出連翼布局飛機(jī)大升阻比、高巡航效率的特點(diǎn)，使得該發(fā)明的 飛機(jī)具有長(zhǎng)航時(shí)、遠(yuǎn)航程的優(yōu)勢(shì)。這是常規(guī)直升機(jī)所不能比擬的。
[0053] 3.與普通的運(yùn)輸機(jī)相比，本發(fā)明的飛機(jī)具有更高的靈活性，能夠適應(yīng)多種不同的 起飛著陸條件，這一點(diǎn)對(duì)于軍用飛機(jī)而言具有重要意義。
[0054] 4.連翼布局的盒式封閉結(jié)構(gòu)使得機(jī)翼具有較高的強(qiáng)度和剛度，內(nèi)部結(jié)構(gòu)無(wú)需過(guò)于 復(fù)雜就可獲得較高的強(qiáng)度?？沙浞掷脵C(jī)翼內(nèi)部空間布置油箱雷達(dá)等裝備，節(jié)省機(jī)身空間 增加有效載荷空間。
[0055] 5.發(fā)動(dòng)機(jī)的小角度擺動(dòng)、垂起到平飛以及平飛到垂落的轉(zhuǎn)換分別通過(guò)兩套機(jī)構(gòu) (發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、可傾轉(zhuǎn)主軸）來(lái)實(shí)現(xiàn)，提高了整個(gè)機(jī)構(gòu)的靈活性和可靠性，避免 了控制耦合。
【權(quán)利要求】
1. 一種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的布局方案，其特征在于：它包括機(jī)身、前機(jī)翼、后機(jī)翼、前后 機(jī)翼連接端板、垂直尾翼、旋翼、前機(jī)翼副翼、后機(jī)翼副翼、可傾轉(zhuǎn)主軸、發(fā)動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)小角 度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、滑流舵、滑流舵舵面和方向舵；機(jī)身是運(yùn)輸機(jī)有效運(yùn)輸載荷的主要承載部件， 同時(shí)連接前機(jī)翼、后機(jī)翼、可傾轉(zhuǎn)主軸以及垂直尾翼；前機(jī)翼位于機(jī)身靠前端，后機(jī)翼位于 機(jī)身靠后端，前機(jī)翼、后機(jī)翼用以提供平飛升力；前機(jī)翼副翼、后機(jī)翼副翼提供平飛時(shí)的操 縱力矩，分別安裝在前、后機(jī)翼上；前后機(jī)翼連接端板將后機(jī)翼的翼梢與前機(jī)翼外段連接起 來(lái)形成一個(gè)封閉的盒式結(jié)構(gòu)；垂直尾翼安裝在機(jī)身尾端，在平飛模態(tài)下提供航向穩(wěn)定性； 方向舵安裝于垂直尾翼上，產(chǎn)生航向操縱力矩；可傾轉(zhuǎn)主軸與發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)旋接； 發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的動(dòng)力來(lái)源，安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)上的可傾轉(zhuǎn)主軸上，且發(fā)動(dòng)機(jī)及 旋翼布置在前機(jī)翼、后機(jī)翼所圍成的菱形空間內(nèi)；旋翼安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出軸上，負(fù)責(zé)提供 垂直起降、懸停模態(tài)下的升力和平飛模態(tài)下的拉力；發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)負(fù)責(zé)在較小的 角度范圍內(nèi)擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)及旋翼；在旋翼下方，滑流舵安裝在可傾轉(zhuǎn)主軸上，滑流舵舵面安裝 在滑流舵上，在垂直起降、懸停模態(tài)下提供俯仰及偏航操縱力矩。
2. -種傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)的控制方法，其特征在于：該方法具體步驟如下： 步驟一：垂起/懸停模態(tài)，飛機(jī)在靜止?fàn)顟B(tài)下啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，旋翼轉(zhuǎn)速足夠高時(shí)其產(chǎn)生的 升力將飛機(jī)拉起，進(jìn)入懸停狀態(tài)；在此過(guò)程中，飛機(jī)受到側(cè)風(fēng)外界條件擾動(dòng)產(chǎn)生姿態(tài)變化， 傳感器檢測(cè)到這種變化后將相關(guān)信息傳送至控制器，控制器通過(guò)一系列運(yùn)算向執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā) 出命令；其中，差動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速可消除滾轉(zhuǎn)角偏差、同向偏轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)以及滑流舵舵面消除俯 仰角偏差、反向偏轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)及滑流舵舵面消除偏航角偏差，通過(guò)這種方式保持機(jī)體三軸穩(wěn) 定；進(jìn)一步地，持續(xù)增加或減小兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速矯正高度偏差、差動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速消除左右漂 移、同向轉(zhuǎn)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)及滑流舵舵面消除前后漂移，通過(guò)這種方式保持三向位置穩(wěn)定； 步驟二：懸停模態(tài)向平飛模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程，飛機(jī)垂直起飛并穩(wěn)定在一定高度以后，可傾轉(zhuǎn) 主軸開(kāi)始逐步傾轉(zhuǎn)，飛機(jī)產(chǎn)生向前的速度，而且前飛速度隨著可傾轉(zhuǎn)主軸轉(zhuǎn)角的增大和時(shí) 間的積累逐步增大；在此過(guò)程中飛機(jī)的三軸穩(wěn)定性依然靠步驟一中所述方法來(lái)維持，當(dāng)飛 機(jī)速度增大到一定程度使得舵面產(chǎn)生足夠的氣動(dòng)力后，四片副翼以及方向舵開(kāi)始參與機(jī)體 姿態(tài)控制；飛機(jī)速度持續(xù)增大至機(jī)翼的升力能平衡機(jī)體重力后，轉(zhuǎn)換過(guò)程結(jié)束，飛機(jī)進(jìn)入高 速平飛模態(tài)；可傾轉(zhuǎn)主軸鎖死，發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)鎖死； 步驟三：平飛模態(tài)，通過(guò)偏轉(zhuǎn)飛機(jī)四片副翼以及方向舵產(chǎn)生一定的控制力矩來(lái)改變飛 機(jī)的飛行狀態(tài)；兩片前機(jī)翼副翼同向偏轉(zhuǎn)、兩片后機(jī)翼副翼同向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生俯仰控制力矩，飛 機(jī)左側(cè)兩片副翼同向偏轉(zhuǎn)、飛機(jī)右側(cè)兩片副翼同向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生偏 航力矩； 步驟四：平飛模態(tài)向懸停模態(tài)的轉(zhuǎn)換過(guò)程，可傾轉(zhuǎn)主軸解鎖并逐漸反向傾轉(zhuǎn)，機(jī)翼升 力逐漸減小，旋翼升力逐漸增加，旋翼平面逐步趨于水平；在此過(guò)程中由于飛機(jī)依然有一定 的速度，四片副翼以及方向舵舵面起到控制機(jī)體姿態(tài)的作用，與此同時(shí)傾轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)、偏轉(zhuǎn)滑 流舵舵面的控制機(jī)構(gòu)也開(kāi)始工作，兩方面共同作用控制飛機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定；旋翼平面完全處于 水平角度且旋翼升力能平衡機(jī)體重力后，轉(zhuǎn)換過(guò)程結(jié)束，可傾轉(zhuǎn)主軸鎖死，飛機(jī)進(jìn)入懸停模 態(tài)； 步驟五：懸停/垂落模態(tài)，旋翼平面處于水平狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速降低，飛機(jī)的三軸姿態(tài) 穩(wěn)定控制原理同步驟一相同；在發(fā)動(dòng)機(jī)小角度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)與滑流舵舵面的聯(lián)合控制下，飛機(jī) 逐漸穩(wěn)定降落至地面，完成整個(gè)任務(wù)過(guò)程。
【文檔編號(hào)】B64C27/22GK104085532SQ201410311206
【公開(kāi)日】2014年10月8日 申請(qǐng)日期:2014年7月1日 優(yōu)先權(quán)日:2014年7月1日
【發(fā)明者】周堯明, 于沿, 蒙志君, 何維, 陳旭智 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)