專利名稱：雙主涵道超輕型垂直起降單人飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于涉及一種空中飛行交通工具，更具體的說，本發(fā)明涉及一種雙主涵道超輕型垂直起降單人飛行器。
背景技術(shù)：
主涵道飛行器具有普通固定翼飛機(jī)及直升機(jī)不具備的眾多優(yōu)點(diǎn)，在軍用和民用航空領(lǐng)域發(fā)揮著重要的作用。目前國內(nèi)外，主涵道飛行器的設(shè)計和制造較多見于無人飛行器，而相比之下載人主涵道飛行器技術(shù)報道較少。較著名的無人主涵道飛行器有美國的GoldenEye, Kestrel和iSTAR，國內(nèi)產(chǎn)品見于哈爾濱盛世特種飛行器有限公司及部分科研院所。如圖1所示，為GTSpy微型無人主涵道式飛行器的結(jié)構(gòu)圖。主涵道式載人飛行器設(shè)計方案眾多且眾多設(shè)計各自具有特點(diǎn)，但基本組成部分基本相同。主要由引擎驅(qū)動的葉片，控制飛行姿態(tài)的主涵道和氣流調(diào)節(jié)裝置以及飛行器機(jī)身部分組成。較典型的設(shè)計有美國的城市航空航天公司和Trek航 宇公司的設(shè)計。美國城市航空航天公司(URBAN AERONAUTICS LTD.)在2008設(shè)計開發(fā)的雙主涵道載人飛行器。其機(jī)身包括可升降的主涵道，推進(jìn)主涵道，機(jī)身，起落裝置及發(fā)動機(jī)等十個部分組成，載人數(shù)目可根據(jù)需要進(jìn)行設(shè)計。主涵道包括，一個前進(jìn)和一個后退的導(dǎo)流板，側(cè)導(dǎo)流板同時調(diào)節(jié)氣流控制中心。其主涵道構(gòu)造，有多個插槽在主涵道周圍排布。機(jī)身采用采用曲線設(shè)計以減少推進(jìn)阻力，機(jī)身在橫軸上排布一對推進(jìn)葉片，人員座艙分布升力推進(jìn)器中間位置和機(jī)身縱軸平行。設(shè)計采用的橫軸排布的主涵道升降葉片產(chǎn)生升力，在機(jī)身側(cè)邊裝有穩(wěn)定器。飛行器的空重達(dá)700千克，最大起飛重量可達(dá)1400多公斤，采用渦輪發(fā)動機(jī)其輸出功率超過900馬力。但由于該設(shè)計使用至少兩對四個主涵道結(jié)構(gòu)，機(jī)身結(jié)構(gòu)大，所需動力要求常規(guī)引擎很難滿足要求。另外相同的載重能力和尺寸要求上，該設(shè)計較常規(guī)的飛行器上沒有優(yōu)勢，而主涵道式飛行器一個重要優(yōu)點(diǎn)就是結(jié)構(gòu)緊湊輕巧。顯然該設(shè)計不能滿足這一要求。與本發(fā)明較為相似的設(shè)計方案是美國Trek宇航公司設(shè)計的單人主涵道可垂直起降飛行器。附圖2為美國Trek宇航公司開發(fā)的單人主涵道飛行器EFV-4A的結(jié)構(gòu)圖。該主涵道飛行器采用118馬力轉(zhuǎn)子單引擎，垂直起降目前該設(shè)計仍處于測試階段，其共有7個主要部分組成。分別為控制導(dǎo)流板、發(fā)動機(jī)散熱器、方向控制手柄、可調(diào)腳蹬、高度調(diào)節(jié)手柄、逃生服和主涵道及葉片裝置。該主涵道飛行器機(jī)高2.5米，機(jī)寬2.7米，凈重167千克，常規(guī)載重274千克，最大起飛重量320千克，最大載荷102千克，燃油體積40公升；最大飛行速度97千米/小時，巡航速度80千米/小時，平飛速度27千米/小時，懸停高度1097米，最遠(yuǎn)飛行距離117千米，滯空時間1.5小時，爬升速度555米/分鐘。該飛行器設(shè)計簡潔，結(jié)構(gòu)簡單制造成本低廉。由于采用CFD建模，以此為基礎(chǔ)的軟件優(yōu)化使得主涵道發(fā)揮出最佳輸出效率。另外該主涵道飛行器的控制采用智能化設(shè)計，主涵道可在三個自由度上改變，智能化控制使飛行器始終保持最佳飛行狀態(tài)。內(nèi)嵌式GPS導(dǎo)航，防撞及定位系統(tǒng)均作為智能控制的反饋參數(shù)。該設(shè)計同時采用了，新型材料作為基礎(chǔ)的傳動技術(shù)使得動力輸出損失小，表現(xiàn)平穩(wěn)。同時加上118馬力的轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)使該飛行器具有優(yōu)良的動力系統(tǒng)，為飛行器的優(yōu)良表現(xiàn)提供了保證。需要說明的是，盡管該設(shè)計較為簡潔輕巧，但是由于該飛行器空重為167公斤，而我國民航法規(guī)規(guī)定，超輕型飛行器材重量應(yīng)低于116公斤。因而該飛行器在我國不能作為超輕型飛行器使用，個人購買和駕駛需要相關(guān)機(jī)構(gòu)的審核和批準(zhǔn)。同時，受國內(nèi)發(fā)動機(jī)工藝水平的制約，單主涵道飛行器的設(shè)計在我國顯得尤其困難。采用進(jìn)口發(fā)動機(jī)一方面會增加飛行器的設(shè)計和制造困難，另外也大大增加整個開發(fā)過程的工期和成本。因此，開發(fā)出一種重量低于116公斤，組裝有國內(nèi)輕型發(fā)動機(jī)技術(shù)的超輕型主涵道個人飛行器，更適合我國的國情，有利于個人飛行器材在中國的普及和促進(jìn)我國輕型航空技術(shù)的發(fā)展。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述技術(shù)問題，本發(fā)明的目的在于提供一種雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器。首先較傳統(tǒng)的飛行器，本發(fā)明的輕型主涵道飛行器結(jié)構(gòu)更為簡單和緊湊，適合在擁擠的城市起降和飛行，同時便于控制。為了解決上述技術(shù)問題并且實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了以下技術(shù)方案:一種雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，包括機(jī)艙主體和對稱設(shè)置在機(jī)艙主體左右兩側(cè)上部的主涵道，機(jī)艙主體的下部設(shè)置有起落架；其中，主涵道內(nèi)設(shè)置有螺旋槳，發(fā)動機(jī)通過離心式減速器傳動給螺旋槳并驅(qū)動其旋轉(zhuǎn)；所述發(fā)動機(jī)設(shè)置在主涵道中軸線的下部，所述涵的噴口處還設(shè)置有導(dǎo)流板。其中，所述機(jī)艙主體內(nèi)還具有控制桿，所述控制桿通過傳動桿控制所述導(dǎo)流板的旋轉(zhuǎn)。其中，所述機(jī)艙主體下部兩側(cè)對稱的設(shè)置有穩(wěn)定涵道，穩(wěn)定涵道內(nèi)設(shè)置靈活十字翼。其中，所述機(jī)艙 主體的頂部設(shè)置有降落傘裝置。其中，還具有發(fā)動機(jī)艙，所述發(fā)動機(jī)艙具有容納腔的主體和設(shè)置在主體上的艙蓋，所述發(fā)動機(jī)設(shè)置在所述容納腔內(nèi)，并且所述的艙蓋上設(shè)置有矩陣通風(fēng)孔，在所述發(fā)動機(jī)艙容納腔的后部設(shè)置有百葉艙。其中，所述單人飛行器的結(jié)構(gòu)材料采用碳纖維或碳纖維包鋁合金復(fù)合材料。其中，所述主涵道入口最大直徑不超過750mm，螺旋槳緊貼內(nèi)壁內(nèi)徑直徑處不低于650mm ;所述主涵道的主涵道展弦比為1.5 ;所述主涵道出口直徑與主涵道內(nèi)徑比為
1.15-1.2 ;螺旋槳位于距離主涵道入口約1/3。其中，所述發(fā)動機(jī)為渦輪增壓的水冷發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)水循環(huán)系統(tǒng)排入主涵道下風(fēng)口，整體上減小能量損失。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下有益效果:(I)本發(fā)明的雙主涵道飛行器凈重小于116公斤，高度和長度均小于1.9米，其體積相當(dāng)于轎車的一半左右，這樣對于起降的場地要求極為簡單。(2)與現(xiàn)有的主涵道式飛行器相比，設(shè)計的主涵道飛行器具有更小的重量，配備安全氣囊和應(yīng)急降落傘，從而更全方位多重保護(hù)人員的安全。(3)本發(fā)明能夠借助國內(nèi)現(xiàn)有發(fā)動機(jī)技術(shù)水平和工藝制造出一種凈重量小于116公斤具有優(yōu)良的氣動性能的單人主涵道飛行器，能夠在城市人口和建筑密集的地區(qū)，有效地起降和飛行。為城市人群出行提供一種更為簡單快捷的選擇，也使得城市空中交通更為豐富。(4)本發(fā)明采用主涵道動力飛行器，相較于傳統(tǒng)的輕型直升機(jī)，具有更為簡單緊湊的結(jié)構(gòu)和制造成本，對起降地點(diǎn)的要求更為簡單，停放就像摩托車一樣簡單方便。(5)螺旋槳被保護(hù)在主涵道之中，對周圍事物人員沒有安全性威脅。(6)在空中飛行時，遇到油料消耗殆盡與空中停車的緊急情況，本發(fā)明安裝了應(yīng)急降落傘，可以在以上情況下拋出，而且可以在機(jī)身和主涵道內(nèi)安裝安全氣囊，對機(jī)體和操作人員做全方位保護(hù)，這樣不僅能保證緊急降落時對機(jī)體和操作人員的安全，同時也能保證對落地時周圍事物及人員安全。


圖1為現(xiàn)有技術(shù)中GTSpy微型無人主涵道式飛行器的結(jié)構(gòu)圖。圖2為美國Trek宇航公司開發(fā)的單人主涵道飛行器EFV-4A的結(jié)構(gòu)圖。圖3a為本發(fā)明所述雙主涵道超輕型單人垂直升降飛行器的正視圖。圖3b為本發(fā)明所述雙主涵道超輕型單人垂直升降飛行器的側(cè)視圖。圖3c為本發(fā)明所述雙主涵道超輕型單人垂直升降飛行器的俯視圖。圖3d為本發(fā)明所述雙主涵道超輕型單人垂直升降飛行器的立體圖。圖4為本發(fā)明所述整體結(jié)構(gòu)布局示意圖。圖5為本發(fā)明所述整體傳動結(jié)構(gòu)示意6為本發(fā)明所述主涵道噴口處導(dǎo)流板的結(jié)構(gòu)示意圖。圖7a為本發(fā)明所述穩(wěn)定涵道內(nèi)十字翼結(jié)構(gòu)示意圖。圖7b為本發(fā)明所述穩(wěn)定涵道布局位置示意圖。圖7c為本發(fā)明所述穩(wěn)定涵道整體效果示意圖。圖8為本發(fā)明所述主涵道最大橫截面的各項(xiàng)尺寸標(biāo)注圖。圖中各附圖標(biāo)記所表示的含義分別為:1_主涵道、2-控制桿、3-可調(diào)式靠背、4-穩(wěn)定涵道、5-起落架、6-發(fā)動機(jī)、7-郵箱、8-機(jī)艙主體、9-總體中心、10-渦輪增壓器、11-主軸、12-發(fā)電機(jī)與電池、13-離心式減速器、14-主涵道支撐件、15-輸出軸、16-齒輪箱、17-倒流棒、18-螺旋槳、19-螺旋槳軸、20-導(dǎo)流板、21-軸向翼、22-自由翼。
具體實(shí)施例方式如附圖3-5所示，本實(shí)施例涉及一種雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其包括機(jī)艙主體8和對稱設(shè)置在機(jī)艙主體8左右兩側(cè)上部的主涵道1，機(jī)艙主體8的下部設(shè)置有起落架5，其中，主涵道I內(nèi)設(shè)置有螺旋槳18，所述發(fā)動機(jī)6主輸出軸通過離心式減速器13改變軸旋轉(zhuǎn) 方向，從而抵消主軸扭力，保持機(jī)身穩(wěn)定，傳動到齒輪箱16改變軸的傳動方向?qū)恿Ψ峙浣o螺旋槳軸19最后傳動給螺旋槳18并驅(qū)動其旋轉(zhuǎn)；所述發(fā)動機(jī)設(shè)置在機(jī)艙主體8中軸線的下部，所述主涵道I噴口處還設(shè)置有導(dǎo)流板20。本發(fā)明的飛行器只要改變主涵道氣流的矢量流向，就能使飛行器做前飛、轉(zhuǎn)彎、倒退等飛行動作。為了實(shí)現(xiàn)對氣流的控制，如附圖6所示，主涵道氣流出口處可以采用類似于汽車空調(diào)出風(fēng)口的導(dǎo)流板20的設(shè)計，這樣就可以控制高速氣流的矢量方向，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)飛行器做各種空中動作。當(dāng)導(dǎo)流板20全向后轉(zhuǎn)向時，高速氣流向后噴出，推動飛行器做前飛的動作，實(shí)現(xiàn)飛行；當(dāng)飛行器向前飛行想空中制動停車，做空懸?；虻管嚂r，導(dǎo)流板向前旋轉(zhuǎn)即可；當(dāng)導(dǎo)流板一前一后，旋轉(zhuǎn)角度相同時，可以在空中做瞬時和逆時原地轉(zhuǎn)向。因?yàn)轱w行器體積很小，所以旋轉(zhuǎn)半徑非常小，靈活性要遠(yuǎn)高于蚊子直升機(jī)，而且操作上也簡單很多。為了保證可靠性，對導(dǎo)流板的控制將采用控制桿，所述控制桿通過手動操作并通過機(jī)械傳動干控制所述導(dǎo)流板的旋轉(zhuǎn)；如附圖7所示，為了進(jìn)一步保持前飛、轉(zhuǎn)彎、倒車的穩(wěn)定性，所述機(jī)艙主體下部兩側(cè)對稱的設(shè)置有穩(wěn)定函道，函道內(nèi)設(shè)有軸向翼21和自由翼22，當(dāng)航道高速氣流流過，軸向翼21和自由翼22將產(chǎn)生向左右和向后的推力，左右方向的力可以保持機(jī)體主框架左右受力平衡，向后的力起到牽引機(jī)體重心向后下方傾斜從而使機(jī)體整體向后下方有一小角度的傾斜，有助于做向前飛行動作。穩(wěn)定函道在機(jī)體兩側(cè)，共軸連接，保持整體聯(lián)動性，可大大增加飛行器在做空中飛行動作時的穩(wěn)定性，從而達(dá)到靈活飛行的目的。所述機(jī)艙主體的頂部設(shè)置有降落傘裝置，當(dāng)因發(fā)動機(jī)空中停車或是油料消耗殆盡主涵道不再提供動力等緊急情況時，操作人員只需打開降落傘開關(guān)，降落傘將噴出，使人員與飛行器安全降落。當(dāng)然在主涵道內(nèi)部和機(jī)艙主體前部、后部、底部還可以設(shè)置氣囊，降落時氣囊充氣，落地時對機(jī)體和操作人員起保護(hù)作用，同時也保證了周圍事物人員安全；在本發(fā)明中所述發(fā)動機(jī)設(shè)置在發(fā)動機(jī)艙中，所述發(fā)動機(jī)艙具有容納腔的主體和設(shè)置在主體上的艙蓋，所述發(fā)動機(jī)設(shè)置在所述容納腔內(nèi)，并且所述的艙蓋上設(shè)置有矩陣通風(fēng)孔，在所述發(fā)動機(jī)艙容納腔的后部設(shè)置有百葉艙；從而可以將發(fā)動機(jī)工作時產(chǎn)生的熱量排出。為了使得飛行器重量達(dá)到設(shè)計目標(biāo)，本發(fā)明的所述單人飛行器的結(jié)構(gòu)材料采用碳纖維或碳纖維包鋁合金復(fù)合材料，如果采用蚊子式超輕型直升機(jī)相同的69磅發(fā)動機(jī)在不添加燃料的情況下，可以將機(jī)體控制在100千克以內(nèi)。采用碳纖維為主體材料的好處在于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度比傳統(tǒng)金屬材料要高，抗拉強(qiáng)度是鋼的7到9倍，而重量是同體積鋼材的1/4。在本發(fā)明中雙主涵道是單人飛行器的升力裝置，是本發(fā)明所述單人飛行器的關(guān)鍵部件。通過對現(xiàn)有技術(shù)多年的研究、實(shí)驗(yàn)和模擬仿真，本發(fā)明的發(fā)明人設(shè)計出適合本單人飛行器的主涵道氣動外形；圖8為本發(fā)明所述主涵道最大橫截面的各項(xiàng)尺寸標(biāo)注圖。其中，所述主涵道入口最大直徑不超過750mm，螺旋槳緊貼內(nèi)壁內(nèi)徑直徑處不低于650mm，如此才能保證整體尺寸和升力的設(shè)計要求。所述主涵道的主涵道展弦比為1.5 ；所述主涵道出口直徑與主涵道內(nèi)徑比為1.15-1.2 ;螺旋槳位于距離主涵道入口約1/3。主涵道展弦比為1.5時主涵道自身提供的升力最大；加大主涵道唇口半徑可以改善主涵道入口處的繞流環(huán)境和靜壓分布，從而提高主涵道升力；增大主涵道錐角β可以改善主涵道內(nèi)部的繞流環(huán)境，增大主涵道有效升力面積，進(jìn)而提高主涵道升力，但增大β的同時主涵道自身對槳盤尾流的阻塞也在增加，因 此在設(shè)計過程中需選定β的最佳值；增大主涵道壁厚可以提高主涵道有效升力面積，從而提高主涵道升力，但是同時也會增加主涵道的結(jié)構(gòu)重量，在設(shè)計中應(yīng)權(quán)衡兩者的關(guān)系；主涵道出口直徑D與主涵道內(nèi)徑d之比對主涵道升力有較明顯的影響，但影響是非線性的，計算的最優(yōu)結(jié)果是1.15 1.2 ;螺旋槳位于距離主涵道入口約1/3處時，主涵道產(chǎn)生的升力最大；增大槳盤與主涵道內(nèi)壁的間隙會使主涵道增升效應(yīng)降低，在設(shè)計中應(yīng)盡可能的減小螺旋槳與主涵道之間的間隙。為了達(dá)到主涵道推力的要求，以及傳動裝置的有效功率傳導(dǎo)，將選用功率/質(zhì)量比較高的成熟發(fā)動機(jī)。可以選用與蚊子直升機(jī)相同的64馬力Compact Radial Engine' S-MZ202發(fā)動機(jī)。為了確保功率輸出，增大主軸的扭力與轉(zhuǎn)速，將對發(fā)動機(jī)做必要的簡單改裝，我們采用的方法是采用現(xiàn)有的技術(shù)，即將發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣方式改用渦輪增壓的方法，在其他結(jié)構(gòu)不變的條件下，增加發(fā)動機(jī)的功率輸出。使用軸流渦輪，增加氣缸內(nèi)的壓強(qiáng)與含氧量。采用渦輪增壓的好處在于，不但可以提高發(fā)動機(jī)的功率，還可以提高發(fā)動機(jī)的燃油率，這樣就能起到比蚊子發(fā)動機(jī)更省油的目的。在本發(fā)明中，所述的主涵道幾何形狀采用圓柱坐標(biāo)系(ξ，σ , y)來表示空間，
I, O , Y分別為軸向、軸向角、徑向坐標(biāo),無窮遠(yuǎn)方來流速度Va，沿ξ軸的正方向，Va為Y的函數(shù)；其中主涵道長度為a，主涵道特征半徑(槳盤面處主涵道內(nèi)壁半徑)為Rd，槳盤面離主涵道導(dǎo)邊距離ap，螺旋槳半徑為Rp。置主涵道導(dǎo)邊與ξ = O的平面上，ξ軸與槳軸中心線重合，主涵道尾緣位于ξ = a ;所述主涵道內(nèi)、外兩側(cè)表面方程式為:r = Rin ( ξ),Γ=Rou ( ζ )，導(dǎo)邊處有:Rin(0) = Rou (O) = R1 ；Rin (a) = Rou (a) = Rt ；則主涵道剖面鼻尾線的攻角a有:
權(quán)利要求
1.一種雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，包括機(jī)艙主體和對稱設(shè)置在機(jī)艙主體左右兩側(cè)上部的主涵道，機(jī)艙主體的下部設(shè)置有起落架；其特征在于:所述主涵道內(nèi)設(shè)置有螺旋槳，所述發(fā)動機(jī)通過離心式減速器傳動給螺旋槳并驅(qū)動其旋轉(zhuǎn)；所述發(fā)動機(jī)設(shè)置在主涵道中軸線的下部，所述主涵道的噴口處還設(shè)置有導(dǎo)流板。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其特征在于:所述機(jī)艙主體內(nèi)還具有控制桿，所述控制桿通過傳動桿控制所述導(dǎo)流板的旋轉(zhuǎn)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其特征在于:所述機(jī)艙主體下部兩側(cè)對稱的設(shè)置有穩(wěn)定涵道，穩(wěn)定涵道內(nèi)設(shè)有自由靈活的十字翼。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其特征在于:所述機(jī)艙主體的頂部設(shè)置有降落傘和救生裝置。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其特征在于:冷卻系統(tǒng)為風(fēng)冷與水冷，風(fēng)冷具有發(fā)動機(jī)艙，所述發(fā)動機(jī)艙具有容納腔的主體和設(shè)置在主體上的艙蓋，所述發(fā)動機(jī)設(shè)置在所述容納腔內(nèi)，并且所述的艙蓋上設(shè)置有矩陣通風(fēng)孔，在所述發(fā)動機(jī)艙容納腔的后部設(shè)置有百葉艙；水冷通過泵將循環(huán)的熱水排入主涵道下風(fēng)口進(jìn)行冷卻，一為主涵道提供額外能量，二能整體上減小能量損失提高燃油效率。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其特征在于:所述主涵道入口最大直徑不超過750mm，螺旋槳緊貼內(nèi)壁內(nèi)徑直徑處不低于650mm ;所述主涵道的主涵道展弦比為1.5 ;所述主涵道出口直徑與主涵道內(nèi)徑比為1.15-1.2 ;螺旋槳位于距離主涵道入口約1/3。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其特征在于:所述的主涵道幾何形狀采用圓柱坐標(biāo)系(ξ，σ，Y)來表示空間，I, ο , Υ分別為軸向、軸向角、徑向坐標(biāo)，無窮遠(yuǎn)方來流速度Vc[，沿ξ軸的正方向，Va為Y的函數(shù)；其中主涵道長度為a，主涵道特征 半徑為Rd，槳盤面離主涵道導(dǎo)邊距離為ap，螺旋槳半徑為Rp ;主涵道導(dǎo)邊與ξ = O的平面上，ξ軸與槳軸中心線重合，主涵道尾緣位于ξ = a;所述主涵道內(nèi)、外兩側(cè)表面方程式為:r = Rin(l),r = Rou(I),導(dǎo)邊處有=Rin(O) = Rou(O) = R1 ；Rin(a)=Rou (a) = Rt ； 則主涵道剖面鼻尾線的攻角a有: a = arctg{—~—)(I) a 鼻尾線構(gòu)成的錐形面的方程為: Y = Rt+ (a- ξ )tga(2) 令 C(^) = 士+ _[R1 +(fl_(3) 5(1) = Ij^ou (會)~ Rin I(4) 其中，CK)為剖面中線和鼻尾線之間的徑向距離與主涵道長度a之比，8(ξ)為徑向測量的半厚度與a之比；并且Z= ξ /a, X = r/Rp, xd = Rd/Rp 主涵道表面軸向斜率可以寫成:
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其特征在于:所述發(fā)動機(jī)滿足所述整個主涵道的推力Tdi的要求，并據(jù)此確定所需要發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速、功率、扭力參數(shù)，根據(jù)所要達(dá)到的轉(zhuǎn)速要求，選用發(fā)動機(jī)。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，其特征在于:所述單人飛行器的結(jié)構(gòu)材料采用碳纖維或碳纖維包鋁合金復(fù)合材料。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種雙主涵道超輕型垂直起降雙主涵道單人飛行器，包括機(jī)艙主體和對稱設(shè)置在機(jī)艙主體左右兩側(cè)上部的主涵道，機(jī)艙主體的下部設(shè)置有起落架；其中，所述主涵道內(nèi)設(shè)置有螺旋槳，所述發(fā)動機(jī)通過離心式減速器傳動給螺旋槳并驅(qū)動其旋轉(zhuǎn)；所述發(fā)動機(jī)設(shè)置在主涵道中軸線的下部，所述主涵道噴口處還設(shè)置有導(dǎo)流板。本發(fā)明的雙主涵道飛行器凈重小于116公斤，高度和長度均小于1.9米，其體積相當(dāng)于普通轎車的一半左右，這樣對于起降的場地要求極為簡單，適合在擁擠的城市起降和飛行，同時便于控制。
文檔編號B64C27/20GK103224024SQ20131018323
公開日2013年7月31日 申請日期2013年5月17日 優(yōu)先權(quán)日2013年5月17日
發(fā)明者谷承露 申請人:谷承露, 王海慶, 花中秋, 張建華