專利名稱：一種基于傾轉(zhuǎn)動(dòng)力系統(tǒng)的短距起降小型飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種具有短距起降功能的小型飛行器的設(shè)計(jì)，屬于航空飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
小型無人飛行器具有成本低、效費(fèi)比好，無人員傷亡風(fēng)險(xiǎn)，生存能力強(qiáng)，機(jī)動(dòng)性能好，使用方便等優(yōu)點(diǎn)。隨著材料科學(xué)、微電子技術(shù)、計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，小型無人飛行器廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)場(chǎng)偵察和監(jiān)視、定位校射、毀傷評(píng)估、電子戰(zhàn)等軍事任務(wù)以及包括邊境巡邏、 核輻射探測(cè)、航空攝影、航空探礦、災(zāi)情監(jiān)視、交通巡邏、治安監(jiān)控等民用領(lǐng)域。能完成復(fù)雜任務(wù)的飛行器常采用常規(guī)滑跑起降，滑跑距離較長(zhǎng)，對(duì)起降環(huán)境有著較高的要求，這也限制了飛行器的使用范圍。為了解決起降問題，固定翼飛行器往往采用彈射起飛或火箭助推起飛和傘降回收，這無疑需要增加專用設(shè)備，從而在一定程度上限制了使用。具備短距起降性能的飛行器僅需要滑跑較短的距離就能完成起降，減小了對(duì)起降場(chǎng)地的要求，且與無人直升機(jī)相比，飛行速度高，航程遠(yuǎn)，便于高效、高質(zhì)地完成相關(guān)飛行科目。有著廣闊的應(yīng)用前景。例如在災(zāi)區(qū)等起降場(chǎng)地限制較高的場(chǎng)所，可短距起降的飛行器能夠攜帶較多的機(jī)載設(shè)備和燃油滑跑很短的距離起飛。在空中轉(zhuǎn)換為常規(guī)飛行狀態(tài)后，以其較快的速度、較遠(yuǎn)的航程和較長(zhǎng)的航時(shí)，可以有效地完成偵察、監(jiān)視、護(hù)航等任務(wù)，最后轉(zhuǎn)為短距狀態(tài)低速短距降落。現(xiàn)存的無人飛行器有著各自的優(yōu)勢(shì)和缺陷。小型固定翼飛行器飛行速度高，航程遠(yuǎn)，但對(duì)起降條件(跑道長(zhǎng)度、跑道平整度)有較高要求；小型無人直升機(jī)雖然對(duì)起降條件要求不高，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜，飛行速度低，航程和航時(shí)較小。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供了一種小型飛行器，包括機(jī)身；機(jī)翼；水平尾翼；垂直尾翼；位于所述機(jī)身的前部的動(dòng)力系統(tǒng)部分；位于所述動(dòng)力系統(tǒng)的前部的螺旋槳，其特征在于進(jìn)一步包括位于機(jī)身中上部的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，所述動(dòng)力系統(tǒng)通過所述傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)以可傾轉(zhuǎn)的方式與機(jī)身連接，從而使所述動(dòng)力系統(tǒng)的螺旋槳的軸向能夠相應(yīng)地進(jìn)行傾轉(zhuǎn)。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)進(jìn)一步的方面，上述小型飛行器進(jìn)一步包括設(shè)置在所述機(jī)身的尾部的俯仰調(diào)姿系統(tǒng)，用于在所述飛行器起飛時(shí)控制所述飛行器的俯仰。


圖1是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的小型飛行器在其水平飛行狀態(tài)下的整體外形圖。圖2是圖1所示的小型飛行器在其起飛狀態(tài)下的整體外形圖。
圖3是適用于圖1所示的小型飛行器的主起落架的示意圖。圖4是適用于圖1所示的小型飛行器的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)處于水平狀態(tài)下的示意圖。圖5是適用于圖1所示的小型飛行器的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)處于傾斜狀態(tài)下的示意圖。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明的目的在于提供一種綜合以上優(yōu)勢(shì)并避開上述缺點(diǎn)的小型飛行器，既對(duì)起降條件要求較低，又具有較高的飛行速度、較大的航程和較長(zhǎng)的航時(shí)。本發(fā)明的特征包括短距起降小型飛行器的總體布局、短距起降-水平飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換方式、姿態(tài)調(diào)整模式所需機(jī)構(gòu)的合理設(shè)計(jì)等。以下結(jié)合

本發(fā)明具體實(shí)施的技術(shù)方案總體布局根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的小型飛行器采用常規(guī)氣動(dòng)布局(如圖1所示)，具有中單翼、單垂尾，安裝前三點(diǎn)式起落架。其中動(dòng)力系統(tǒng)(1)可傾轉(zhuǎn)(見圖2)，并通過機(jī)身中上部的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)(2)與機(jī)身連接。當(dāng)動(dòng)力系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)時(shí)，螺旋槳(14)所產(chǎn)生的拉力的方向隨之改變，其向上的分量用于克服一部分重力，向前的分量用于克服飛行時(shí)的阻力。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，如圖4所示，傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)⑵包括基座001)、連桿
(202)、舵機(jī)搖臂(203)、舵機(jī)(204)、舵機(jī)(205)、機(jī)頭動(dòng)力艙支座(209)、轉(zhuǎn)軸(208)。機(jī)頭動(dòng)力艙支座(209)固定于機(jī)身(3)上，通過轉(zhuǎn)軸(208)將整個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)(1)與動(dòng)力系統(tǒng)支座 (169)(圖中無此標(biāo)號(hào))相連，動(dòng)力系統(tǒng)(1)可以繞轉(zhuǎn)軸(208)傾轉(zhuǎn)。安裝于動(dòng)力系統(tǒng)(1) 上的基座O01)通過連桿(202)與舵機(jī)搖臂(203)相連，舵機(jī)(204)和舵機(jī)(20 的舵盤
(203)和(206)通過連桿Q07)并聯(lián)。在舵機(jī)的作用下，通過搖臂(203)帶動(dòng)連桿002)， 通過基座O01)驅(qū)動(dòng)動(dòng)力系統(tǒng)(1)繞轉(zhuǎn)軸(208)旋轉(zhuǎn)，以滿足不同飛行狀態(tài)對(duì)動(dòng)力方向的要求。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，如圖1和2所示，機(jī)翼(11)平面形狀為梯形，其前緣后掠，后緣前掠。每側(cè)機(jī)翼內(nèi)側(cè)后緣設(shè)置有襟翼(8)，外側(cè)后緣設(shè)置有副翼(10)。機(jī)翼為常規(guī)單梁式結(jié)構(gòu)，在機(jī)翼的30%弦長(zhǎng)處設(shè)有一根主梁。整個(gè)機(jī)翼通過主梁和前緣接頭與機(jī)身連接，用于傳遞載荷。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，如圖1和2所示，機(jī)身( 采用盒型方艙設(shè)計(jì)，內(nèi)部為一個(gè)大容量的機(jī)艙，用于安裝機(jī)載設(shè)備。機(jī)身( 前下部設(shè)計(jì)有滑跑時(shí)控制方向的前起落架(13)，中下部設(shè)計(jì)有承受飛機(jī)主要重量的主起落架(12)。(如圖3所示)在裝卸機(jī)腹設(shè)備時(shí)，起落架與機(jī)載設(shè)備及機(jī)腹載荷艙能夠避免發(fā)生干涉，便于對(duì)位于機(jī)腹的機(jī)載設(shè)備進(jìn)行快速裝卸。水平尾翼(4)位于機(jī)身(3)后部，水平尾翼(4)后緣設(shè)有升降舵(5)，機(jī)身尾部設(shè)有垂直尾翼(9)，垂直尾翼后緣設(shè)有方向舵(6)。機(jī)身( 尾部設(shè)有短距起降和過渡至常規(guī)飛行狀態(tài)時(shí)控制飛機(jī)俯仰的俯仰調(diào)姿系統(tǒng)(7)。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，如圖1和2所示，俯仰調(diào)姿系統(tǒng)(7)包括一臺(tái)小型電機(jī)或發(fā)動(dòng)機(jī)和由該小型電機(jī)或發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的變距螺旋槳系統(tǒng)；該小型電機(jī)帶動(dòng)螺旋槳定速旋轉(zhuǎn)，通過一個(gè)變距系統(tǒng)(未顯示)(這個(gè)變距系統(tǒng)是否還要詳細(xì)描述？)改變螺旋槳的螺距，迅速改變螺旋槳拉力的大小和方向，為飛機(jī)提供操縱力矩。飛行控制該飛行器主要進(jìn)行常規(guī)水平飛行、短距起降以及短距起降-水平飛行的過渡。常規(guī)水平飛行時(shí)，動(dòng)力系統(tǒng)(1)傾轉(zhuǎn)為水平狀態(tài)，產(chǎn)生前飛拉力。該機(jī)的控制與常規(guī)布局飛機(jī)基本相同，即依靠副翼(9)的偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)滾轉(zhuǎn)進(jìn)行控制，依靠升降舵( 的偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)俯仰進(jìn)行控制，依靠方向舵(8)的偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)航向進(jìn)行控制。該飛行器在短距起飛-水平飛行過渡狀態(tài)時(shí)，動(dòng)力系統(tǒng)(1)先傾轉(zhuǎn)到一個(gè)預(yù)定角度(建議給出該角度的一個(gè)范圍)，同時(shí)提供向前的拉力和一定的向上的拉力。依靠?jī)蓚?cè)機(jī)翼(11)外部的副翼的偏轉(zhuǎn)，改變兩側(cè)機(jī)翼升力的大小，形成滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)。 依靠改變機(jī)身尾部的俯仰調(diào)姿系統(tǒng)(7)產(chǎn)生的拉力的方向及其大小，控制飛機(jī)的俯仰。依靠垂尾(9)上的方向舵(6)控制飛機(jī)航向。同時(shí)兩側(cè)襟翼(8)向下偏轉(zhuǎn)提供額外的升力。 待飛機(jī)短距起飛至一定高度后，動(dòng)力系統(tǒng)(1)在傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)( 的驅(qū)動(dòng)下，緩慢傾轉(zhuǎn)為水平狀態(tài)。在傾轉(zhuǎn)過程中，拉力方向逐漸從傾斜向上轉(zhuǎn)變?yōu)樗?，相?yīng)地造成飛機(jī)前飛速度緩慢增加，這樣升降舵(5)、方向舵(6)與副翼(10)的舵效也隨飛行速度逐漸增加，在飛行速度足夠大時(shí)，常規(guī)舵面(5)、(6)、(10)產(chǎn)生的舵效足夠?qū)︼w機(jī)進(jìn)行控制，此時(shí)關(guān)閉俯仰調(diào)姿系統(tǒng) (7)，襟翼偏轉(zhuǎn)為正常狀態(tài)，飛機(jī)完全轉(zhuǎn)為常規(guī)水平飛行。水平飛行-短距降落的過渡飛行過程與短距起飛-水平飛行的過渡飛行過程相反，在此不予贅述。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)包括1)通過傾轉(zhuǎn)動(dòng)力系統(tǒng)改變拉力的方向，實(shí)現(xiàn)了飛行器的短距起降，突破了起降環(huán)境對(duì)固定翼飛行器的限制，使飛機(jī)能夠靈活地在復(fù)雜起降環(huán)境下使用。當(dāng)飛機(jī)在空中執(zhí)行任務(wù)時(shí)，可方便地轉(zhuǎn)為水平飛行狀態(tài)，使飛機(jī)能夠以較高的速度飛行并擁有較大的航程和航時(shí)。2)整機(jī)依靠機(jī)身尾部的俯仰調(diào)姿系統(tǒng)產(chǎn)生直接力對(duì)俯仰姿態(tài)進(jìn)行控制，動(dòng)力消耗小，效率高，反應(yīng)靈敏，并且調(diào)姿系統(tǒng)為可拆卸結(jié)構(gòu)，構(gòu)造簡(jiǎn)單、可靠性高且便于維護(hù)。3)整機(jī)采用模塊化設(shè)計(jì)，機(jī)頭、機(jī)翼可快速裝卸，便于運(yùn)輸和維護(hù)。采用前三點(diǎn)起落架，滑跑時(shí)具有良好的操縱性；主起落架避讓開載荷艙，便于對(duì)機(jī)內(nèi)機(jī)載設(shè)備進(jìn)行快速更換。采用常規(guī)氣動(dòng)布局，中單翼、單垂尾設(shè)計(jì)；這使得飛機(jī)操縱簡(jiǎn)便、飛行性能較好，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單且成本較低。下面通過實(shí)例對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方式進(jìn)行說明實(shí)例短距起飛-水平飛行-短距降落在起降條件較為惡劣的環(huán)境下使用時(shí)，首先將機(jī)頭傾轉(zhuǎn)一定角度，產(chǎn)生向上和向前的拉力，并啟動(dòng)調(diào)姿系統(tǒng)進(jìn)行短距起飛。至一定高度后動(dòng)力系統(tǒng)緩緩轉(zhuǎn)為水平狀態(tài)，待水平飛行速度積累至一定值后，關(guān)閉調(diào)姿系統(tǒng)，轉(zhuǎn)換為常規(guī)水平飛行。執(zhí)行完任務(wù)并返航后， 在降落時(shí)將動(dòng)力系統(tǒng)向上傾轉(zhuǎn)并使用調(diào)姿系統(tǒng)，降低飛行速度，在低速下進(jìn)行短距降落。應(yīng)當(dāng)理解的是，在以上敘述和說明中對(duì)本發(fā)明所進(jìn)行的描述只是說明而非限定性的，且在不脫離如所附權(quán)利要求書所限定的本發(fā)明的前提下，可以對(duì)上述實(shí)施例進(jìn)行各種改變、變形、和/或修正。
權(quán)利要求
1.一種小型飛行器，包括 機(jī)身(3)；機(jī)翼(11)； 水平尾翼⑷； 垂直尾翼(9)；位于所述機(jī)身(3)的前部的動(dòng)力系統(tǒng)部分(1)； 位于所述動(dòng)力系統(tǒng)(1)的前部的螺旋槳(14)， 其特征在于進(jìn)一步包括位于機(jī)身中上部的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)O)，所述動(dòng)力系統(tǒng)(1)通過所述傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)(2)以可傾轉(zhuǎn)的方式與機(jī)身連接，從而使所述動(dòng)力系統(tǒng)(1)的螺旋槳(14)的軸向能夠相應(yīng)地進(jìn)行傾轉(zhuǎn)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的小型飛行器，其特征在于進(jìn)一步包括設(shè)置在所述機(jī)身( 的尾部的俯仰調(diào)姿系統(tǒng)(7)，用于在所述飛行器起飛時(shí)控制所述飛行器的俯仰。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的小型飛行器，其特征在于所述俯仰調(diào)姿系統(tǒng)(7)包括一臺(tái)小型電機(jī)或發(fā)動(dòng)機(jī)或發(fā)動(dòng)機(jī)， 其中所述小型電機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)用于帶動(dòng)所述變距螺旋槳系統(tǒng)的螺旋槳作定速旋轉(zhuǎn)；所述螺旋槳的螺距通過一個(gè)變距系統(tǒng)而得到改變，從而迅速改變所述螺旋槳拉力的大小和方向，為所述飛行器提供操縱力矩。舵機(jī)(204)和舵機(jī)Q05)的舵盤(20 和(206)通過連桿(207)并聯(lián)。在舵機(jī)的作用下，通過搖臂(20 帶動(dòng)連桿002)，通過基座(201)驅(qū)動(dòng)動(dòng)力系統(tǒng)(1)繞轉(zhuǎn)軸(208)旋轉(zhuǎn)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的小型飛行器，其特征在于所述傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)(2)包括 固定在所述動(dòng)力系統(tǒng)部分(1)上的基座001)，第一連桿002)，其一端與所述基座O01)相連， 舵機(jī)搖臂(20 其一端與所述第一連桿O02)的另一端相連， 第一舵機(jī)004)，用于驅(qū)動(dòng)所述舵機(jī)搖臂003)， 第二連桿007)，其一端與所述舵機(jī)搖臂Q03)的另一端相連， 第二舵機(jī)005)，其具有一個(gè)舵盤006)，其中所述第二連桿Q07)的另一端與所述舵盤(206)相連。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的小型飛行器，其特征在于所述傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)(2)進(jìn)一步包括 一個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)部分支座O09)一個(gè)轉(zhuǎn)軸008)，其中所述動(dòng)力系統(tǒng)部分支座(209)被固定于機(jī)身(3)上，并通過所述轉(zhuǎn)軸(208)將整個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)部分(1)與動(dòng)力系統(tǒng)部分支座(209)相連， 其中所述舵機(jī)搖臂(20 和所述舵盤(206)通過所述連桿(207)并聯(lián)。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的小型飛行器，其特征在于每個(gè)所述機(jī)翼(11)包括設(shè)置在其內(nèi)側(cè)后緣的襟翼(8)和設(shè)置在其外側(cè)后緣的副翼 (10)，其中當(dāng)所述飛行器起飛時(shí)，所述動(dòng)力系統(tǒng)部分(1)與所述螺旋槳(14)共同繞所述傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)傾轉(zhuǎn)至一個(gè)預(yù)定角度，從而同時(shí)提供向前的拉力和一定的向上的拉力。
7.根據(jù)權(quán)利要求4所述的小型飛行器，其特征在于所述水平尾翼的后緣設(shè)有升降舵(5)， 所述垂直尾翼(9)后緣設(shè)有方向舵(6)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的小型飛行器，其特征在于進(jìn)一步包括設(shè)置在所述機(jī)身( 的前下部的前起落架(13)，用于在滑跑時(shí)控制方向； 設(shè)置在所述機(jī)身( 的中下部的主起落架(12)，用于承受所述飛行器的主要重量。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的小型飛行器，其特征在于所述小型飛行器具有一個(gè)機(jī)腹載荷艙，且所述主起落架(1 在裝卸所述機(jī)腹載荷艙時(shí)能夠避免與進(jìn)出機(jī)腹載荷艙的機(jī)載設(shè)備發(fā)生干涉。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種小型飛行器，包括機(jī)身(3)；機(jī)翼(11)；水平尾翼(4)；垂直尾翼(9)；位于所述機(jī)身(3)的前部的動(dòng)力系統(tǒng)部分(1)；位于所述動(dòng)力系統(tǒng)(1)的前部的螺旋槳(14)，其特征在于進(jìn)一步包括位于機(jī)身中上部的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)(2)，所述動(dòng)力系統(tǒng)(1)通過所述傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)(2)以可傾轉(zhuǎn)的方式與機(jī)身連接，從而使所述動(dòng)力系統(tǒng)(1)的螺旋槳(14)的軸向能夠相應(yīng)地進(jìn)行傾轉(zhuǎn)。根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)進(jìn)一步的方面，上述小型飛行器進(jìn)一步包括設(shè)置在所述機(jī)身的尾部的俯仰調(diào)姿系統(tǒng)，用于在所述飛行器起飛時(shí)控制所述飛行器的俯仰。
文檔編號(hào)B64C27/02GK102161381SQ20101013560
公開日2011年8月24日 申請(qǐng)日期2010年3月26日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月26日
發(fā)明者萬志強(qiáng), 周磊, 王川, 王耀坤, 雷螢 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)