[發(fā)明專利]高機動直升飛機

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710027196.7
• 申請日: 2017-01-16
• 公開（公告）號: CN108313282A
• 公開（公告）日: 2018-07-24
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 原熙
• 申請（專利權(quán)）人: 原熙
• 主分類號: B64C27/22
• 分類號: B64C27/22;B64C29/02
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

一種高機動直升飛機。它采用單翼面發(fā)動機前置布局，尾坐式起降方式，具備兩片可以獨立偏轉(zhuǎn)的襟副翼和一個或多個舵面相互聯(lián)動的垂直尾翼。起降、平飛和懸停狀態(tài)下的機動動作全部通過控制舵面的偏轉(zhuǎn)和發(fā)動機輸出功率實現(xiàn)。它可以在任何平坦表面上實現(xiàn)垂直起降，在平飛狀態(tài)下具備相當于傳統(tǒng)固定翼飛機的機動性能，在懸停狀態(tài)下則具備旋翼機的全部6個可操控自由度。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種既可以懸停又可以平飛的飛行器，尤其是能夠在平飛和懸停模式下分別實現(xiàn)固定翼飛機和旋翼機的全部機動性能的高機動直升飛機。

背景技術(shù)

直升飛機，即可以垂直起降的固定翼飛機，因為極大地放寬了固定翼飛機對起降條件的要求，從概念提出之初就成為了航空技術(shù)的發(fā)展目標之一。

20世紀初飛機被發(fā)明之后，在很長一段時間都受困于動力不足，讓對動力要求嚴格的垂直起降停留在了概念階段。即便如此，早在1930年前，歐洲的專利機構(gòu)也已經(jīng)受理并批準了若干直升飛機相關(guān)的專利技術(shù)。

實現(xiàn)垂直起飛的先決條件是發(fā)動機必須在垂直方向上產(chǎn)生超過飛機自重的推力或拉力，而對固定翼飛行器垂直起降能力，特別是垂直起飛能力的迫切需求，則是在第二次世界大戰(zhàn)中產(chǎn)生的：德國為了在機場遭受壓制的情況下截擊盟軍轟炸機，于1944年開始研制Ba349型火箭動力截擊機，并于1945年初實現(xiàn)首飛。盡管Ba349最終未能量產(chǎn)，但是其首創(chuàng)的尾坐式起飛模式，被此后許多固定翼飛機垂直起降項目所沿用。

冷戰(zhàn)開始后，旋翼直升機技術(shù)開始普及，研發(fā)推重比超過1的飛行器不再是難以逾越的技術(shù)壁壘。而冷戰(zhàn)雙方對全面核戰(zhàn)爭的預(yù)期也再次讓固定翼戰(zhàn)斗機和截擊機的垂直起飛能力變得迫在眉睫。從上世紀50年代初開始，幾乎所有具備航空工業(yè)的國家都對此進行過研究。這其中，航空工業(yè)最為發(fā)達的美國研制的型號也最多。

這一階段的代表性產(chǎn)品有，1954年首飛，由美國洛克希德公司的XFV Salmon垂直起降戰(zhàn)斗機；1954年首飛，由康維爾公司研制的XFY Pogo垂直起降戰(zhàn)斗機；1955年首飛，由瑞安航空工業(yè)公司研制的X-13噴氣動力垂直起降飛機。其中，XFV使用X型尾翼作為起落架，XFY Pogo采用了主翼尖端和垂直尾翼尖端構(gòu)成起落架的構(gòu)型，這些新穎的設(shè)計在當時影響有限，卻在數(shù)十年后成為了無人機尾坐式垂直起飛的經(jīng)典方案。

冷戰(zhàn)期間的軍用直升飛機最終以英國的鷂式和蘇聯(lián)的雅克38這兩種布局高度相似的機型收尾，尾坐式這種起飛方式被證明不適合軍用作戰(zhàn)飛機。這一起飛形式銷聲匿跡半個世紀后，終于伴隨著無人機的崛起重新得到重視。

相比載人戰(zhàn)斗機和截擊機，當代輕型無人機可以輕易地具備遠超前者的推重比和結(jié)構(gòu)強度，而這兩點恰恰是50年代直升飛機曾經(jīng)面對的最大障礙。特別是在多旋翼直升機成熟之后，在近10年間，以多旋翼直升機的差速控制技術(shù)為基礎(chǔ)的直升飛機專利申請數(shù)量頗為眾多，同時也涌現(xiàn)了一些采用傳統(tǒng)固定翼飛機控制原理的直升飛機專利申請，甚至若干引入了單旋翼直升機的可傾斜槳葉的設(shè)計。其中的很多方案都采用了50年代就被證明可行的尾坐式起飛模式。

然而，仔細審視現(xiàn)有的尾坐式直升飛機，方案所解決的問題要么是讓固定翼飛機實現(xiàn)垂直起降，要么是讓旋翼機實現(xiàn)平飛。這固然相對于需要跑道滑跑的固定翼飛機和平飛速度緩慢的旋翼機而言是巨大的進步，卻并非直升飛機概念的全部——經(jīng)典的固定翼飛機可以在4個可操控自由度上實現(xiàn)靈活機動，即前進速率變化、滾轉(zhuǎn)、仰俯和偏航，而經(jīng)典的旋翼直升機則可以實現(xiàn)全部6個可操控自由度，即沿X、Y、Z軸運動和繞X、Y、Z軸旋轉(zhuǎn)。

遺憾的是，現(xiàn)有尾坐式直升飛機設(shè)計中，基于固定翼飛機飛控原理的由于操作通道天然不足，都無法在懸停中實現(xiàn)6個可操控自由度；基于多旋翼原理的則需要用差速方式模擬固定翼飛機的操控自由度，不僅平飛時的速度和機動性無法比擬傳統(tǒng)固定翼飛機，還不得不依賴氣動布局的高安定性維持平飛的穩(wěn)定性，進一步犧牲了機動性能。