一種串列式扇翼飛行器布局的制作方法
【專利摘要】本發明屬于飛行器設計技術，涉及對串列式扇翼飛行器布局的改進。包括機身(1)、垂尾(2)、前翼盒(3)、左舵面(4)、左前扇翼(5)、右舵面(6)和右前扇翼(7)；其特征在于：有一個左前旋轉裝置(8)和一個右前旋轉裝置(9)，在機身(1)后部有左后扇翼(10)、左后旋轉裝置(11)、后翼盒(12)、右后旋轉裝置(13)和右后扇翼(14)。本發明提出了一種改進的串列式扇翼飛行器布局，實現了串列式扇翼飛行器的垂直起降或者懸停，提高了扇翼機的可操縱性。
【專利說明】一種串列式扇翼飛行器布局
【技術領域】
[0001]本發明屬于飛行器設計技術，涉及對串列式扇翼飛行器布局的改進。
【背景技術】
[0002]扇翼飛行器是通過在機翼上表面安裝橫流風扇，利用風扇旋轉時產生的升力和推力進行飛行。該飛行器具有起降距離短、大迎角不失速、低速飛行穩定安全等優點。它的結構和操控系統比直升機簡單，巡航效率高，比常規固定翼飛機起降距離短，低速飛行時裝載能力大。目前的扇翼飛行器均采用正常式布局設計，它由機身、平尾、垂尾、翼盒、左舵面、左扇翼、右舵面和右扇翼組成。翼盒與機身的中部連接為整體，平尾和垂尾與機身的后部連接為整體，左舵面與左扇翼的翼梢連接，左扇翼的翼根與翼盒的左側面連接為整體，右舵面與右扇翼的翼梢連接，右扇翼的翼與翼盒的右側面連接為整體。其工作原理是:通過扇翼風扇的向后旋轉產生推力，推動飛行器向前滑行；隨著來流速度的增加，扇翼中的氣流漩渦中心偏離扇翼旋轉軸線，偏心的漩渦產生了升力，因此，扇翼飛行器可以在非常小的速度下實現飛行。其缺點是:第一、扇翼的推力與升力由一個部件產生，存在耦合的現象，不能實現垂直起降或者懸停；第二、由于扇翼的飛行速度較低，使用傳統舵面進行控制的時候，存在舵面操作效率低下的問題，影響了扇翼機的可操縱性。
【發明內容】
[0003]本發明的目的是:提出一種改進的串列式扇翼飛行器布局，以便實現垂直起降或者懸停，提高扇翼機的可操縱性。
[0004]本發明的技術方案是:一種串列式扇翼飛行器布局，包括機身1、垂尾2、前翼盒3、左舵面4、左前扇翼5、右舵面6和右前扇翼7 ;前翼盒3與機身I的前部連接為整體，垂尾2與機身I的后部上表面連接為整體，左舵面4與左前扇翼5的翼梢連接，右舵面6與右前扇翼7的翼梢連接；其特征在于:
[0005](I)有一個左前旋轉裝置8和一個右前旋轉裝置9，左前旋轉裝置8的固定端與前翼盒3的左側連接，左前旋轉裝置8的旋轉端與左前扇翼5的翼根連接，左前旋轉裝置8上帶有驅動和鎖緊機構；右前旋轉裝置9的固定端與前翼盒3的右側連接，右前旋轉裝置9的旋轉端與右前扇翼7的翼根連接，右前旋轉裝置9上帶有驅動和鎖緊機構；在正常飛行狀態，左前扇翼5和右前扇翼7處于展開狀態，此時，左前扇翼5和右前扇翼7的軸線與機身I的軸線垂直；在起飛和降落狀態，左前扇翼5和右前扇翼7處于向后收攏狀態，此時，左前扇翼5和右前扇翼7的軸線與機身I的軸線平行；在從展開到收攏或者從收攏到展開的過程中，左如扇翼5和右如扇翼7保持冋步運動；
[0006](2)在機身I后部有左后扇翼10、左后旋轉裝置11、后翼盒12、右后旋轉裝置13和右后扇翼14 ;后翼盒12與機身I的后部連接為整體，左后旋轉裝直11的固定端與后翼盒12的左側連接，左后旋轉裝置11的旋轉端與左后扇翼10的翼根連接，左后旋轉裝置11上帶有驅動和鎖緊機構；右后旋轉裝置13的固定端與后翼盒12的右側連接，右后旋轉裝置13的旋轉端與右后扇翼14的翼根連接，右后旋轉裝置13上帶有驅動和鎖緊機構；在正常飛行狀態，左后扇翼10和右后扇翼14處于展開狀態，此時，左后扇翼10和右后扇翼14的軸線與機身I的軸線垂直；在起飛和降落狀態，左后扇翼10和右后扇翼14處于向前收攏狀態，此時，左后扇翼10和右后扇翼14的軸線與機身I的軸線平行；在從展開到收攏或者從收攏到展開的過程中，左后扇翼10和右后扇翼14保持同步運動，并且與左前扇翼5和右前扇翼7的展開運動或者收攏運動保持同步。
[0007]本發明的優點是:提出了一種改進的串列式扇翼飛行器布局，實現了串列式扇翼飛行器的垂直起降或者懸停，提高了扇翼機的可操縱性。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0008]圖1是本發明的結構示意圖。
【具體實施方式】
[0009]下面對本發明做進一步詳細說明。參見圖1，一種串列式扇翼飛行器布局，包括機身1、垂尾2、前翼盒3、左舵面4、左前扇翼5、右舵面6和右前扇翼7 ;前翼盒3與機身I的前部連接為整體，垂尾2與機身I的后部上表面連接為整體，左舵面4與左前扇翼5的翼梢連接，右舵面6與右前扇翼7的翼梢連接；其特征在于:
[0010](I)有一個左前旋轉裝置8和一個右前旋轉裝置9，左前旋轉裝置8的固定端與前翼盒3的左側連接，左前旋轉裝置8的旋轉端與左前扇翼5的翼根連接，左前旋轉裝置8上帶有驅動和鎖緊機構；右前旋轉裝置9的固定端與前翼盒3的右側連接，右前旋轉裝置9的旋轉端與右前扇翼7的翼根連接，右前旋轉裝置9上帶有驅動和鎖緊機構；在正常飛行狀態，左前扇翼5和右前扇翼7處于展開狀態，此時，左前扇翼5和右前扇翼7的軸線與機身I的軸線垂直；在起飛和降落狀態，左前扇翼5和右前扇翼7處于向后收攏狀態，此時，左前扇翼5和右前扇翼7的軸線與機身I的軸線平行；在從展開到收攏或者從收攏到展開的過程中，左如扇翼5和右如扇翼7保持冋步運動；
[0011](2)在機身I后部有左后扇翼10、左后旋轉裝置11、后翼盒12、右后旋轉裝置13和右后扇翼14 ;后翼盒12與機身I的后部連接為整體，左后旋轉裝直11的固定端與后翼盒12的左側連接，左后旋轉裝置11的旋轉端與左后扇翼10的翼根連接，左后旋轉裝置11上帶有驅動和鎖緊機構；右后旋轉裝置13的固定端與后翼盒12的右側連接，右后旋轉裝置13的旋轉端與右后扇翼14的翼根連接，右后旋轉裝置13上帶有驅動和鎖緊機構；在正常飛行狀態，左后扇翼10和右后扇翼14處于展開狀態，此時，左后扇翼10和右后扇翼14的軸線與機身I的軸線垂直；在起飛和降落狀態，左后扇翼10和右后扇翼14處于向前收攏狀態，此時，左后扇翼10和右后扇翼14的軸線與機身I的軸線平行；在從展開到收攏或者從收攏到展開的過程中，左后扇翼10和右后扇翼14保持同步運動，并且與左前扇翼5和右前扇翼7的展開運動或者收攏運動保持同步。
[0012]本發明的工作原理是:在起飛或者降落狀態，前扇翼向后收攏，后扇翼向前收攏，左右扇翼的旋轉軸平行，葉片向機身內側方向旋轉，左前扇翼5和右前扇翼7轉速一致，左后扇翼10和右后扇翼14轉速一致，這樣就使得左右扇翼的推力相互抵消，只保留升力，實現推力與升力的解耦達到垂直起降目的。而后扇翼轉速的同步增加或者減小實現起飛或者降落狀態對全機的俯仰控制。
[0013]在飛行狀態的低速情況下，前扇翼向前展開，旋轉軸線與機身垂直，后扇翼向后展開，旋轉軸線與機身垂直。此時，通過前扇翼的左右差動實現低速情況下的滾轉操縱，通過后扇翼轉速的同步增加或者減小實現俯仰操縱，通過垂尾實現偏航操縱。
[0014]在飛行狀態的高速情況下，前扇翼的轉速保持同步，通過前扇翼的梢部的舵面實現滾轉操縱，減小前扇翼動力的損失。
[0015]本發明的一個實施例，所采用的扇翼和旋轉裝置均為成品件。經試驗，能夠實現垂直起降和懸停功能，同時能通過調節扇翼轉輪轉速、舵面和垂直尾翼來完成飛行操縱，提高了現有扇翼飛行器的可操縱性以及安全性。
【權利要求】
1.一種串列式扇翼飛行器布局，包括機身(I)、垂尾(2)、前翼盒(3)、左舵面(4)、左前扇翼(5)、右舵面(6)和右前扇翼(7);前翼盒(3)與機身(I)的前部連接為整體，垂尾(2)與機身(I)的后部上表面連接為整體，左舵面(4)與左前扇翼(5)的翼梢連接，右舵面(6)與右前扇翼(7)的翼梢連接；其特征在于: (1)有一個左前旋轉裝置(8)和一個右前旋轉裝置(9)，左前旋轉裝置(8)的固定端與前翼盒(3)的左側連接，左前旋轉裝置(8)的旋轉端與左前扇翼(5)的翼根連接，左前旋轉裝置(8)上帶有驅動和鎖緊機構；右前旋轉裝置(9)的固定端與前翼盒(3)的右側連接，右前旋轉裝置(9)的旋轉端與右前扇翼(7)的翼根連接，右前旋轉裝置(9)上帶有驅動和鎖緊機構；在正常飛行狀態，左前扇翼(5)和右前扇翼(7)處于展開狀態，此時，左前扇翼(5)和右前扇翼(7)的軸線與機身(I)的軸線垂直；在起飛和降落狀態，左前扇翼(5)和右前扇翼(X)處于向后收攏狀態，此時，左前扇翼(5)和右前扇翼(7)的軸線與機身(I)的軸線平行；在從展開到收攏或者從收攏到展開的過程中，左前扇翼(5)和右前扇翼(7)保持同步運動； (2)在機身(I)后部有左后扇翼(10)、左后旋轉裝置(11)、后翼盒(12)、右后旋轉裝置(13)和右后扇翼(14);后翼盒(12)與機身⑴的后部連接為整體，左后旋轉裝置(11)的固定端與后翼盒(12)的左側連接，左后旋轉裝置(11)的旋轉端與左后扇翼(10)的翼根連接，左后旋轉裝置(11)上帶有驅動和鎖緊機構；右后旋轉裝置(13)的固定端與后翼盒(12)的右側連接，右后旋轉裝置(13)的旋轉端與右后扇翼(14)的翼根連接，右后旋轉裝置(13)上帶有驅動和鎖緊機構；在正常飛行狀態，左后扇翼(10)和右后扇翼(14)處于展開狀態，此時，左后扇翼(10)和右后扇翼(14)的軸線與機身(I)的軸線垂直；在起飛和降落狀態，左后扇翼(10)和右后扇翼(14)處于向前收攏狀態，此時，左后扇翼(10)和右后扇翼(14)的軸線與機身(I)的軸線平行；在從展開到收攏或者從收攏到展開的過程中，左后扇翼(10)和右后扇翼(14)保持冋步運動，并且與左如扇翼(5)和右如扇翼(7)的展開運動或者收攏運動保持同步。
【文檔編號】B64C33/02GK104276284SQ201410524774
【公開日】2015年1月14日 申請日期:2014年10月8日 優先權日:2014年10月8日
【發明者】蔣漢杰, 李悅立, 柳楠 申請人:中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所