一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]—種帶尾翼的復(fù)合型飛行器，屬飛行器技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]傳統(tǒng)的飛機起飛和降落需要較長跑道，也不方便超低速飛行，較短距離起降也很困難。傳統(tǒng)的直升機能耗大，效率低，安全性和穩(wěn)定性不高。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是克服傳統(tǒng)的飛機和直升機的上述不足，發(fā)明一種方便短距離起降的高效的安全穩(wěn)定的帶尾翼的復(fù)合型飛行器。
[0004]—種帶尾翼的復(fù)合型飛行器，包括機身、左復(fù)合機翼、右復(fù)合機翼、尾翼和起落架。機身內(nèi)配有操控系統(tǒng)和機載設(shè)備。左復(fù)合機翼和右復(fù)合機翼結(jié)構(gòu)相同，它們對稱安裝于機身的左右兩側(cè)。尾翼位于機身的尾部，尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼包括前段固定部分和后段活動部分，垂直尾翼的后段可左右偏轉(zhuǎn)。水平尾翼起水平安定面和升降舵的作用，垂直尾翼起豎向安定面和方向舵的作用。起落架采用輪式結(jié)構(gòu)。
[0005]左復(fù)合機翼的結(jié)構(gòu)是:左復(fù)合機翼包括前部翼片、后部翼片、翼軸、外旋翼、內(nèi)旋翼、外發(fā)動機、內(nèi)發(fā)動機和支架。前部翼片固定在機身的左側(cè)。翼軸橫向水平布置，翼軸的左端與前部翼片相連，翼軸的右端固定在機身上，翼軸置于前部翼片的后緣處。前部翼片的前緣高于前部翼片的后緣，前部翼片與水平面的夾角在4° -15°之間。后部翼片的前端與翼軸相連，后部翼片能繞翼軸上下偏轉(zhuǎn)。相對水平面而言，后部翼片向上偏轉(zhuǎn)的最大角度不超過20°，后部翼片向下偏轉(zhuǎn)的最大角度不超過15°。內(nèi)旋翼靠近機身安裝而外旋翼遠離機身安裝。外旋翼的直徑和內(nèi)旋翼的直徑相等。外旋翼和內(nèi)旋翼轉(zhuǎn)向相反。外發(fā)動機和內(nèi)發(fā)動機通過支架分別安裝在外旋翼和內(nèi)旋翼的上方，外發(fā)動機和內(nèi)發(fā)動機的軸出軸分別與外旋翼和內(nèi)旋翼相連。內(nèi)旋翼的旋轉(zhuǎn)中心和外旋翼的旋轉(zhuǎn)中心的連線處于翼軸的正下方，且該連線與翼軸平行。外旋翼的旋轉(zhuǎn)平面和內(nèi)旋翼的旋轉(zhuǎn)平面共面。內(nèi)旋翼的旋轉(zhuǎn)平面稍向前下方傾斜，內(nèi)旋翼的旋轉(zhuǎn)平面與水平面的向前下方的夾角不大于6°。后部翼片向下偏轉(zhuǎn)最大角度時其后緣到內(nèi)旋翼的旋轉(zhuǎn)平面的最短距離大于12_。后部翼片的弦長等于或稍小于內(nèi)旋翼的旋轉(zhuǎn)半徑。前部翼片的弦長等于或稍大于內(nèi)旋翼的旋轉(zhuǎn)半徑。左復(fù)合機翼的展長大于內(nèi)旋翼的直徑的兩倍。
[0006]該發(fā)明一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器的工作原理是:如將左復(fù)合機翼的后部翼片和右復(fù)合機翼的后部翼片都向下偏轉(zhuǎn)，起動所有的發(fā)動機，分別驅(qū)動對應(yīng)的旋翼旋轉(zhuǎn)，所述飛行器可實現(xiàn)滑跑起飛；如將左復(fù)合機翼的后部翼片和右復(fù)合機翼的后部翼片都向上偏轉(zhuǎn)到最高位置，所述飛行器可實現(xiàn)垂直起飛。調(diào)整左復(fù)合機翼的后部翼片和右復(fù)合機翼的后部翼片的偏轉(zhuǎn)角度和方向可改變所述飛行器產(chǎn)生的空氣動力的方向和大小，通過調(diào)整各旋翼的轉(zhuǎn)速也可改變所述飛行器的空氣動力的大小和方向。通過尾翼來控制所述飛行器的俯仰和航向。跟傳統(tǒng)的飛機比較，本發(fā)明帶尾翼的復(fù)合型飛行器要求的起降場地不大，且能垂直升降。與傳統(tǒng)的直升機比較，本發(fā)明帶尾翼的復(fù)合型飛行器由于左復(fù)合機翼和右復(fù)合機翼的存在，所述飛行器產(chǎn)生的升力較大，如果失去動力也能滑翔較長的距離，可以爭取更多的時間來維修設(shè)備或?qū)ふ野踩扅c，這樣比較安全；由于動力失去即使垂直下降所述飛行器的下降速度也不會太快，相對較安全。由于內(nèi)旋翼和外旋翼轉(zhuǎn)向相反，可抵消轉(zhuǎn)動力矩，飛行穩(wěn)定且控制簡單；由于所有旋翼都處于翼片的下方，旋翼轉(zhuǎn)動時會改善翼片上下表面的流場，增大下洗氣流，延緩翼片的上表面的氣流分離，提高效率，使升力系數(shù)大大增加。
【附圖說明】
[0007]圖1是本發(fā)明一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器的左視示意圖，圖2是圖1的俯視示意圖；圖3是放大了的左復(fù)合機翼的左視示意圖，圖4是圖3的俯視示意圖。
[0008]圖中，1-機身，2-左復(fù)合機翼，3-右復(fù)合機翼，4-尾翼，41-水平尾翼，42-垂直尾翼，5-起落架；屬于左復(fù)合機翼2的構(gòu)件包括:21-前部翼片，22-后部翼片，23-翼軸，24-外旋翼，25-內(nèi)旋翼，26-外發(fā)動機，27-內(nèi)發(fā)動機，28-支架。
【具體實施方式】
[0009]現(xiàn)結(jié)合附圖對本發(fā)明加以具體說明:一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器，包括機身1、左復(fù)合機翼2、右復(fù)合機翼3、尾翼4和起落架5。機身1內(nèi)配有操控系統(tǒng)和機載設(shè)備。左復(fù)合機翼2和右復(fù)合機翼3結(jié)構(gòu)相同，它們對稱安裝于機身1的左右兩側(cè)。尾翼4位于機身1的尾部，尾翼4包括水平尾翼41和垂直尾翼42。水平尾翼41包括前段固定部分和后段活動部分，垂直尾翼42的后段可左右偏轉(zhuǎn)。水平尾翼41起水平安定面和升降舵的作用，垂直尾翼42起豎向安定面和方向舵的作用。起落架5采用輪式結(jié)構(gòu)。左復(fù)合機翼2的結(jié)構(gòu)是:左復(fù)合機翼2包括前部翼片21、后部翼片22、翼軸23、外旋翼24、內(nèi)旋翼25、夕卜發(fā)動機26、內(nèi)發(fā)動機27和支架28。前部翼片21固定在機身1的左側(cè)。翼軸23橫向水平布置，翼軸23的左端與前部翼片21相連，翼軸23的右端固定在機身1上，翼軸23置于前部翼片21的后緣處。前部翼片21的前緣高于前部翼片21的后緣，前部翼片21與水平面的夾角為12°。后部翼片22的前端與翼軸23相連，后部翼片22能繞翼軸23上下偏轉(zhuǎn)。相對水平面而言，后部翼片22向上偏轉(zhuǎn)的最大角度為15°，后部翼片22向下偏轉(zhuǎn)的最大角度為12°。內(nèi)旋翼25靠近機身1安裝而外旋翼24遠離機身1安裝。外旋翼24的直徑和內(nèi)旋翼25的直徑相等。外旋翼24和內(nèi)旋翼25轉(zhuǎn)向相反。外發(fā)動機26和內(nèi)發(fā)動機27通過支架28分別安裝在外旋翼24和內(nèi)旋翼25的上方，外發(fā)動機26和內(nèi)發(fā)動機27的軸出軸分別與外旋翼24和內(nèi)旋翼25相連。內(nèi)旋翼25的旋轉(zhuǎn)中心和外旋翼24的旋轉(zhuǎn)中心的連線處于翼軸23的正下方，且該連線與翼軸23平行。外旋翼24的旋轉(zhuǎn)平面和內(nèi)旋翼25的旋轉(zhuǎn)平面共面。內(nèi)旋翼25的旋轉(zhuǎn)平面稍向前下方傾斜，內(nèi)旋翼25的旋轉(zhuǎn)平面與水平面的向前下方的夾角為4°。后部翼片21向下偏轉(zhuǎn)最大角度時其后緣到內(nèi)旋翼25的旋轉(zhuǎn)平面的最短距離大于12_。后部翼片21的弦長稍小于內(nèi)旋翼25的旋轉(zhuǎn)半徑。前部翼片21的弦長稍大于內(nèi)旋翼25的旋轉(zhuǎn)半徑。左復(fù)合機翼2的展長大于內(nèi)旋翼25的直徑的兩倍。
[0010]本發(fā)明帶尾翼的復(fù)合型飛行器是這樣產(chǎn)生有益效果的:如將左復(fù)合機翼2的后部翼片22和右復(fù)合機翼3的后部翼片都向下偏轉(zhuǎn)，起動所有的發(fā)動機，分別驅(qū)動對應(yīng)的旋翼旋轉(zhuǎn)，所述飛行器可實現(xiàn)滑跑起飛；如將左復(fù)合機翼2的后部翼片22和右復(fù)合機3翼的后部翼片都向上偏轉(zhuǎn)到最高位置，所述飛行器可實現(xiàn)垂直起飛。調(diào)整左復(fù)合機翼2的后部翼片22和右復(fù)合機翼3的后部翼片的偏轉(zhuǎn)角度和方向可改變所述飛行器產(chǎn)生的空氣動力的方向和大小，通過調(diào)整各旋翼的轉(zhuǎn)速也可改變所述飛行器的空氣動力的大小和方向。通過尾翼4來控制所述飛行器的俯仰和航向。跟傳統(tǒng)的飛機比較，本發(fā)明帶尾翼的復(fù)合型飛行器要求的起降場地不大，且能垂直升降。與傳統(tǒng)的直升機比較，本發(fā)明帶尾翼的復(fù)合型飛行器由于左復(fù)合機翼2和右復(fù)合機翼3的存在，所述飛行器產(chǎn)生的升力較大，如果失去動力也能滑翔較長的距離，可以爭取更多的時間來維修設(shè)備或?qū)ふ野踩扅c，這樣比較安全；由于動力失去即使垂直下降所述飛行器的下降速度也不會太快，相對較安全。由于內(nèi)旋翼25和外旋翼24轉(zhuǎn)向相反，可抵消轉(zhuǎn)動力矩，飛行穩(wěn)定且控制簡單；由于所有旋翼都處于翼片的下方，旋翼轉(zhuǎn)動時會改善翼片上下表面的流場，增大下洗氣流，延緩翼片的上表面的氣流分離，提高效率，使升力系數(shù)大大增加。
【主權(quán)項】
1.一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器，其特征在于:包括機身(1)、左復(fù)合機翼(2)、右復(fù)合機翼(3)、尾翼(4)和起落架(5);機身(1)內(nèi)配有操控系統(tǒng)和機載設(shè)備左復(fù)合機翼(2)和右復(fù)合機翼(3 )結(jié)構(gòu)相同，它們對稱安裝于機身(1)的左右兩側(cè)；尾翼(4)位于機身(1)的尾部，尾翼(4)包括水平尾翼(41)和垂直尾翼(42);起落架(5)采用輪式結(jié)構(gòu)；左復(fù)合機翼(2)的結(jié)構(gòu)是:左復(fù)合機翼(2)包括前部翼片(21)、后部翼片(22)、翼軸(23)、外旋翼(24)、內(nèi)旋翼(25)、外發(fā)動機(26)、內(nèi)發(fā)動機(27)和支架(28);前部翼片(21)固定在機身(1)的左側(cè)；翼軸(23 )橫向水平布置，翼軸(23 )的左端與前部翼片(21)相連，翼軸(23 )的右端固定在機身(1)上，翼軸(23)置于前部翼片(21)的后緣處；前部翼片(21)的前緣高于前部翼片(21)的后緣，前部翼片(21)與水平面的夾角在4° -15°之間；后部翼片(22)的前端與翼軸(23 )相連，后部翼片(22 )能繞翼軸(23 )上下偏轉(zhuǎn)；相對水平面而言，后部翼片(22 )向上偏轉(zhuǎn)的最大角度不超過20°，后部翼片(22)向下偏轉(zhuǎn)的最大角度不超過15° ;內(nèi)旋翼(25)靠近機身(1)安裝而外旋翼(24 )遠離機身(1)安裝；外旋翼(24 )的直徑和內(nèi)旋翼(25 )的直徑相等；外旋翼(24)和內(nèi)旋翼(25)轉(zhuǎn)向相反；外發(fā)動機(26)和內(nèi)發(fā)動機(27)通過支架(28 )分別安裝在外旋翼(24 )和內(nèi)旋翼(25 )的上方，外發(fā)動機(26 )和內(nèi)發(fā)動機(27 )的軸出軸分別與外旋翼(24)和內(nèi)旋翼(25)相連；內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)中心和外旋翼(24)的旋轉(zhuǎn)中心的連線處于翼軸(23)的正下方，且該連線與翼軸(23)平行；外旋翼(24)的旋轉(zhuǎn)平面和內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)平面共面；內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)平面稍向前下方傾斜，內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)平面與水平面的向前下方的夾角不大于6° ;后部翼片(21)向下偏轉(zhuǎn)最大角度時其后緣到內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)平面的最短距離大于12mm;后部翼片(21)的弦長等于或稍小于內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)半徑；前部翼片(21)的弦長等于或稍大于內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)半徑；左復(fù)合機翼(2)的展長大于內(nèi)旋翼(25)的直徑的兩倍。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器，其特征在于:前部翼片(21)與水平面的夾角為12° ;相對水平面而言，后部翼片(22)向上偏轉(zhuǎn)的最大角度為15°，后部翼片(22)向下偏轉(zhuǎn)的最大角度為12°。3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器，其特征在于:后部翼片(21)的弦長稍小于內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)半徑；前部翼片(21)的弦長稍大于內(nèi)旋翼(25)的旋轉(zhuǎn)半徑。
【專利摘要】一種帶尾翼的復(fù)合型飛行器，屬飛行器技術(shù)領(lǐng)域，包括機身、左復(fù)合機翼、右復(fù)合機翼、尾翼和起落架。機身內(nèi)配有操控系統(tǒng)和機載設(shè)備。尾翼位于機身的尾部，尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。起落架采用輪式結(jié)構(gòu)。左復(fù)合機翼和右復(fù)合機翼結(jié)構(gòu)相同，它們對稱安裝于機身的左右兩側(cè)。左復(fù)合機翼內(nèi)配有兩個旋翼，每個旋翼都由一個發(fā)動機驅(qū)動。左復(fù)合機翼的翼片包括固定的前部翼片和能繞翼軸偏轉(zhuǎn)的后部翼片。所有旋翼都位于翼軸的下方。所述帶尾翼的復(fù)合型飛行器起降場地不大，能垂直升降。產(chǎn)生的升力較大，安全穩(wěn)定且機動靈活。
【IPC分類】B64C27/26, B64C9/14
【公開號】CN205131655
【申請?zhí)枴緾N201520852952
【發(fā)明人】王志成
【申請人】佛山市神風(fēng)航空科技有限公司
【公開日】2016年4月6日
【申請日】2015年10月30日