[發明專利]一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器

在審

• 申請號: 201610208061.6
• 申請日: 2016-04-06
• 公開（公告）號: CN105667781A
• 公開（公告）日: 2016-06-15
• 發明（設計）人: 牛培行;陳炳發;王志鵬
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64C27/22
• 分類號: B64C27/22;B64C3/38
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 賀翔

技術領域

本發明涉及航空系統技術領域，尤其涉及一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器。

背景技術

在傳統領域，垂直起降飛行器分為兩種，第一種是直升機，由頂部的旋翼產生升力實現 垂直起降。直升機巡航時，則改變旋翼的拉力方向在空中機動；第二種是垂直起降飛機(VTOL)， 該類飛機通過改變發動機推力方向(例如推力朝前變為朝下)來垂直起降，平飛時由機翼產 生升力，與固定翼飛機相同。

第一種直升機的巡航速度較低，且在同樣的發動機功率下，載荷比固定翼飛機要小。

第二種垂直起降飛機(VTOL)，代表飛機為“鷂”式戰斗機(HarrierJet)和魚鷹V-22 傾轉旋翼機。這兩者為了實現垂直起降，在結構和效率上都做出了一些犧牲。在垂直起降階 段，機翼基本不發揮作用，成為了無用的載荷，對飛行器來說造成了額外的負擔，導致了較 高的耗油率。雖然這種飛行器的推進器經過特殊設計，可以兼顧垂直起降的要求，但是導致 了飛行器在固定翼飛行階段，推進效率的相對降低。

除此之外，直升機和固定翼的控制方式也有較大區別。

固定翼飛機依靠舵面的上下偏轉，產生控制力。并且由于舵面距離飛機重心有一定的距 離，就對飛行器產生了一個力矩，以此控制飛行姿態。

直升機的控制方式比較復雜。直升機靜態懸停時，旋翼迎角的變化稱為總距：當迎角為 0°時，旋翼不產生升力；迎角大于或小于0°時，旋翼產生的升力與迎角成正比，與旋翼繞 軸3旋轉轉速的平方成正比。

飛行器機動飛行時，旋翼的迎角變化稱為旋翼的周期變距：假設飛行器向前飛行，旋翼 旋轉到與飛行方向平行時，兩片旋翼的迎角相等，產生的升力也相等；當旋翼繼續旋轉90° 時，旋翼與飛行方向垂直，前行槳葉(與飛行方向相同的槳葉)迎角取得極小值，產生的升 力也較小；后行槳葉(與飛行方向相反的槳葉)迎角取得極大值，產生的升力也較大。

直升機向前機動時，在旋翼旋轉的整個過程中，槳葉的迎角在極小值與極大值之間按照 正弦曲線的規律不斷變化，這樣就在飛行器上產生了一個橫滾軸上的偏轉力矩，該偏轉力矩 在陀螺效應下，延后90°作用在飛行器上，控制兩片旋翼所在的旋轉平面(槳盤平面)產生 的升力沿俯仰軸向前傾斜，構造出一個向前的分量，從而使飛行器向前飛行。

飛行器向其他方向機動時，控制方法也類似。

除此以外，使用后緣操縱舵面的上下偏轉來代替旋翼迎角的變化，也可以實現對槳盤平 面的控制，相當于改變旋翼的彎度以改變升力系數。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是針對背景技術中所涉及到的缺陷，提供一種在旋翼和固定 翼之間布局可變的飛行器，能夠在飛行全過程，包括起飛階段、降落階段和巡航階段中，任 意在旋翼和固定翼之間改變布局。

本發明為解決上述技術問題采用以下技術方案：

一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器，包含機身、兩側機翼、兩根機翼軸、驅動 模塊和傳動模塊；

所述機翼為后緣設有操縱舵面的上下對稱的對稱翼型，機翼上設置推力裝置，且推力裝 置的推力線位于機翼的對稱面內；

所述兩側機翼分別通過一根機翼軸與所述機身相連；

所述機翼軸一端與機翼或機身固定相連，另一端通過傳動模塊和驅動模塊相連；

所述驅動模塊用于輸出扭力給所述傳動模塊；

所述傳動模塊用于根據受到的扭力帶動機翼軸轉動，使得機翼和機身之間相對轉動，進 而使得飛行器在旋翼和固定翼之間改變布局。

作為本發明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優化方案，所述驅動模 塊包含一個舵機，所述傳動模塊包含第一至第三錐齒輪；

所述舵機固定設置在機身內，其輸出軸與所述第一錐齒輪固定相連；

所述第二錐齒輪、第三錐齒輪分別和兩根機翼軸的一端固定相連；

所述兩根機翼軸的另一端分別和其對應的機翼固定相連；

所述第一錐齒輪同時和第二錐齒輪、第三錐齒輪嚙合。

作為本發明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優化方案，所述驅動模 塊包含兩個舵機，所述傳動模塊包含兩個聯軸器；

所述兩個舵機分別設置在兩個機翼內；

所述兩個機翼軸一端和機身固定相連，另一端均通過一個聯軸器與其對應機翼內的舵機 的輸出端相連。