本發(fā)明屬于飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域,特別是一種涉及飛行器的機(jī)翼布局及動力布置。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器具有相對于常規(guī)固定翼飛行器對跑道依賴度低、相對于直升機(jī)飛行距離遠(yuǎn)、最大平飛速度大等優(yōu)勢，但由于布局上的局限性，仍具有較多缺點(diǎn)。從飛行器總體布局角度看，由于常規(guī)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)大多采用常規(guī)布局，會產(chǎn)生如下問題：

1.考慮實(shí)際對場地的適應(yīng)性，常規(guī)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)翼展較小，滑翔性能較差，出現(xiàn)空中發(fā)動機(jī)停車后較難利用飛行器滑翔安全迫降。

2.較小的翼展使得翼面積較小，如魚鷹運(yùn)輸機(jī)(MV-22)翼展僅為14米，機(jī)翼面積28平方米。使得飛行器的升力難以保證。

由動力角度看，常規(guī)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)一般將動力置于機(jī)翼翼尖，采用螺旋槳為主要推進(jìn)方法。會產(chǎn)生問題如下：

1.旋翼、機(jī)翼相互遮擋產(chǎn)生氣動干擾問題，如魚鷹運(yùn)輸機(jī)(MV-22)機(jī)翼的干擾作用使得在懸停狀態(tài)下?lián)p失了20％—30％的升力，導(dǎo)致其懸停效率遠(yuǎn)低于常規(guī)直升機(jī)。

2.發(fā)動機(jī)置于翼尖導(dǎo)致機(jī)翼內(nèi)部設(shè)計(jì)復(fù)雜、供油/供電困難、傳動設(shè)計(jì)困難等問題

3.旋翼置于翼尖在傾轉(zhuǎn)過程中的復(fù)雜動力學(xué)情況導(dǎo)致旋翼與機(jī)翼耦合動載荷大和穩(wěn)定性不良。

4.飛行控制技術(shù)及操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)困難。

5.兩個(gè)旋翼相距較遠(yuǎn)，一臺失效后對飛行器穩(wěn)定影響嚴(yán)重，裝有補(bǔ)償系統(tǒng)后傳動效率損失較大。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明為克服現(xiàn)有傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在動力、總體布局設(shè)計(jì)上的不足，設(shè)計(jì)了一種新的機(jī)翼布局與動力布置方式，有效解決了上述問題。

本發(fā)明從現(xiàn)有飛行器出發(fā)，以最小代價(jià)的進(jìn)行改進(jìn)，以保障設(shè)計(jì)的可行性以及對成本的控制。

本發(fā)明的技術(shù)方案提供了一種飛行器的機(jī)翼布局以及動力布置方案，該飛行器包括機(jī)身、前翼和T型尾翼，所述飛行器還包括翼尖小翼和后翼，其中所述前翼的端部設(shè)有翼尖小翼，后翼與前翼通過連接板連接，所述后翼與機(jī)身聯(lián)接，T型尾翼置于全機(jī)后部。并裝有三臺發(fā)動機(jī)，分別獨(dú)立運(yùn)動。

進(jìn)一步地，連接板裝有阻尼板，在轉(zhuǎn)彎時(shí)配合T型尾翼聯(lián)動；

進(jìn)一步地，所述后翼前掠含下反角并裝有襟翼，所述下反角的角度為1-2度；

進(jìn)一步地，所述后翼與前翼所述的連接位置在前翼上距離機(jī)身的70％位置處；

進(jìn)一步地，所述前翼后掠上反，裝有襟翼，前緣可調(diào)縫翼；

進(jìn)一步地，所述前翼、后翼組合形成的結(jié)構(gòu)的展弦比為8-12；

進(jìn)一步地，飛行器裝有三臺發(fā)動機(jī)分別帶動三組螺旋槳轉(zhuǎn)動；

進(jìn)一步地，前部發(fā)動機(jī)及螺旋槳軸線可從水平0°向上旋轉(zhuǎn)至相對水平100°；

進(jìn)一步地，后部發(fā)動機(jī)裝于機(jī)身內(nèi)部，由兩組獨(dú)立圓錐形齒輪向外傳動，后部螺旋槳由傳動機(jī)構(gòu)傳導(dǎo)動力，安裝于機(jī)身外側(cè)，螺旋槳軸線可從水平0°向上旋轉(zhuǎn)至相對水平100°；

進(jìn)一步地，三組發(fā)動機(jī)分別獨(dú)立運(yùn)行，由伺服電機(jī)改變軸向。

本發(fā)明的有益效果是采用連翼布局前后翼聯(lián)結(jié)，顯著提高機(jī)翼強(qiáng)度和剛度，其中后翼除了提供一部分升力外，還承擔(dān)一部分機(jī)翼的彎曲力矩，可以減少機(jī)翼的尺寸和重量；本發(fā)明設(shè)計(jì)成大展弦比，以提高升力線斜率和最大升力系數(shù)，在給定翼展和重量的情況下，可降低誘導(dǎo)阻力。與相同絕對翼展的飛機(jī)相比，可以提供更大的升力，減少誘導(dǎo)阻力，提高滑翔能力。

動力系統(tǒng)為三臺發(fā)動機(jī)，后部兩臺發(fā)動機(jī)使用方法與常規(guī)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)相同，但發(fā)動機(jī)內(nèi)置，獨(dú)立于機(jī)翼，使用傳動系統(tǒng)向外傳動，降低轉(zhuǎn)動慣量，減少對機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的要求，冗余度提高，減少供油、供電的設(shè)計(jì)難度，使用已經(jīng)成熟的直升機(jī)傳動方法降低風(fēng)險(xiǎn)，提高可靠性。前部發(fā)動機(jī)在垂直起降時(shí)軸向?yàn)橄鄬λ?0°-100°，依靠飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行轉(zhuǎn)速、角度調(diào)整，輔助控制姿態(tài)，傾轉(zhuǎn)時(shí)，向前旋轉(zhuǎn)至相對水平0°；且在后部兩臺發(fā)動機(jī)失效時(shí)充當(dāng)主要動力，使飛機(jī)仍具有較好的水平飛行控制能力與安全常規(guī)降落能力。

相對于已有的傾轉(zhuǎn)旋翼運(yùn)輸機(jī)，本設(shè)計(jì)有如下優(yōu)勢：

由飛行器總體布局角度看：

本設(shè)計(jì)安裝T型尾翼，俯仰操控性優(yōu)于已有設(shè)計(jì)。在相同弦長情況下，本設(shè)計(jì)可以減小 副翼弦長，減小對機(jī)翼結(jié)構(gòu)的干擾，機(jī)翼強(qiáng)度、剛度以及安全性能優(yōu)于已有設(shè)計(jì)。

進(jìn)一步地，本設(shè)計(jì)沒有采用滑流舵及滑流舵舵面，相比于已有設(shè)計(jì)減少了結(jié)構(gòu)重量，減少了操作復(fù)雜性，提高了技術(shù)可行性，降低了成本，提高了可靠性。

進(jìn)一步地，本設(shè)計(jì)前后翼高度相距較大，相對于已有設(shè)計(jì)減小了前后翼的氣動干擾。

進(jìn)一步地，本設(shè)計(jì)安裝有翼尖小翼，相對于已有設(shè)計(jì)減小了誘導(dǎo)阻力，增強(qiáng)了巡航性能。

進(jìn)一步地，本設(shè)計(jì)在連接板裝有阻尼板，轉(zhuǎn)彎時(shí)效率優(yōu)于已有設(shè)計(jì)。

由動力角度看：

本設(shè)計(jì)發(fā)動機(jī)內(nèi)置，由傳動裝置將軸功輸出，相對于已有設(shè)計(jì)減小了動力部分的轉(zhuǎn)動慣量，提高了結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與剛度，增加了可靠性。

進(jìn)一步地，本設(shè)計(jì)相對于已有設(shè)計(jì)在機(jī)頭再增加一副旋翼，相對于已有設(shè)計(jì)允許重心在更大的范圍內(nèi)變化，設(shè)計(jì)上也更符合運(yùn)輸類飛行器的設(shè)計(jì)要求。

進(jìn)一步地，在機(jī)頭增加的一副旋翼在飛行器后兩部發(fā)動機(jī)同時(shí)失效時(shí)仍可提供水平飛行所需動力，飛行器可常規(guī)著陸，相對于已有設(shè)計(jì)增加了安全性能。

附圖說明

圖1，飛行器總體布局示意圖；

圖2，飛行器局部放大示意圖。

具體實(shí)施方式

以下內(nèi)容結(jié)合說明書附圖對本發(fā)明的具體實(shí)施方式作詳細(xì)說明：

參見圖1、圖2，飛行器包括機(jī)身0，前翼1和T型尾翼4，其中前翼1的端部裝設(shè)有翼尖小翼2，連接板5上裝有阻尼板8，在轉(zhuǎn)向時(shí)協(xié)助T型尾翼4聯(lián)動；后翼3前掠含下反角，該角度為1-2度，裝有襟翼(圖中未標(biāo)出)，與前翼1的連接位置在前翼1上離機(jī)身的70％位置處，后翼3與前翼1通過連接板5連接。

前翼1后掠上反，裝有襟翼(圖中未標(biāo)出)，前緣可調(diào)縫翼(圖中未標(biāo)出)。

前翼1與后翼3組合形成結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)具有較大展弦比，展弦比為8-12。

前部發(fā)動機(jī)6與后部發(fā)動機(jī)7在飛行時(shí)相互配合，垂直起降時(shí)軸向?yàn)橄鄬λ?0°-100°，依靠飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行轉(zhuǎn)速、角度調(diào)整，輔助控制姿態(tài)，傾轉(zhuǎn)時(shí)，向前旋轉(zhuǎn)至相對水平0°。

本發(fā)明的有益效果是采用連翼布局前后翼聯(lián)結(jié)，顯著提高機(jī)翼強(qiáng)度和剛度，其中后部機(jī) 翼除了提供一部分升力外，還承擔(dān)一部分機(jī)翼的彎曲力矩，可以減少機(jī)翼的尺寸和重量；本發(fā)明設(shè)計(jì)成大展弦比，提高升力線斜率和最大升力系數(shù)，在給定翼展和重量的情況下，可降低誘導(dǎo)阻力。與相同絕對翼展的飛機(jī)相比，提供更大的升力，減少誘導(dǎo)阻力，提高滑翔能力。

動力系統(tǒng)為三臺發(fā)動機(jī)，在后部兩臺發(fā)動機(jī)使用方法與常規(guī)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)相同，但發(fā)動機(jī)內(nèi)置，獨(dú)立于機(jī)翼，使用傳動系統(tǒng)向外傳動，降低轉(zhuǎn)動慣量，減少對機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的要求，冗余度提高，減少供油、供電的設(shè)計(jì)難度，使用已經(jīng)成熟的直升機(jī)傳動方法降低風(fēng)險(xiǎn)，提高可靠性。前部發(fā)動機(jī)在垂直起降時(shí)軸向?yàn)橄鄬λ?0°-100°，依靠飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行轉(zhuǎn)速、角度調(diào)整，輔助控制姿態(tài)，傾轉(zhuǎn)時(shí)，向前旋轉(zhuǎn)至相對水平0°；且在后部兩臺發(fā)動機(jī)失效時(shí)充當(dāng)主要動力，使飛機(jī)仍具有較好的水平飛行控制能力與安全常規(guī)降落能力。

以上內(nèi)容是結(jié)合具體實(shí)施方式對本發(fā)明所作的進(jìn)一步詳細(xì)說明，不能認(rèn)定本發(fā)明的具體實(shí)施只局限于這些說明。對于本發(fā)明所屬技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干簡單推演或替換，都應(yīng)當(dāng)視為屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。