[實用新型]復合式尾推進定距自轉四旋翼飛行器

有效

• 申請號: 201920715139.2
• 申請日: 2019-05-19
• 公開（公告）號: CN213566461U
• 公開（公告）日: 2021-06-29
• 發明（設計）人: 范磊
• 申請（專利權）人: 范磊
• 主分類號: B64C27/22
• 分類號: B64C27/22;B64C5/00;B64C5/02;B64C5/06;B64D27/02;B64D27/24;B64C25/34
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本實用新型涉及一種復合式尾推進定距自轉四旋翼飛行器，機身(1)中部布置有固定機翼(2)，機尾布置有尾推動力系統(6)、垂直尾翼(4)、水平尾翼(3)，固定機翼(2)上布置有副翼(11)，固定機翼(2)兩端縱列各布置有兩套主升力旋翼組(5)，主升力旋翼組(5)上布置的槳葉(10)周期距固定，飛行器配置可滑跑起落架(9)。通過四旋翼飛行器、固定機翼飛行器、自轉四旋翼飛行器復合飛行、動力分布，綜合提升飛行器飛行品質，實現飛行器垂直起降、懸停、高速前飛。

技術領域

本發明涉及一種垂直起降(VTOL)高效、高速飛行器。

背景技術

隨著相關技術進步，近年來多旋翼飛行器煥發出新的活力，現有多旋翼飛行器多以電機、電調、螺旋槳組合，組成不同數量升力模組的多旋翼飛行器。亦有多旋翼飛行器與固定翼飛行器復合的復合式多旋翼飛行器。

無論是多旋翼飛行器還是復合式多旋翼，現有設計雖具有簡捷性，但其升力模組設計均犧牲了升力效率。存在槳盤載荷大、誘導功率大、升力效率低、前飛阻力大、飛行速度低、過載能力低、抗擾動能力低的通用特性。受槳尖速度控制權限限制，只能應運于微小型機種。

一般多旋翼機型只能以電力驅動，受限于現有電池功率密度、能量密度，載荷、航時等均無法滿足用戶需求。

復合式多旋翼也受限于上述因素，雖引入了燃油動力，但受制于多旋翼升力模組效率及振動耦合問題，飛行器總體效率仍得不到提升，安全得不到保障。

發明內容

一種復合式尾推進定距自轉四旋翼飛行器，機身1中部布置有固定機翼2，機尾布置有尾推動力系統6、垂直尾翼4、水平尾翼3，固定機翼2上布置有副翼11，固定機翼2兩端縱列各布置有兩套主升力旋翼組5，主升力旋翼組5上布置的槳葉10周期距固定，飛行器配置可滑跑起落架9。

根據權利要求1所述飛行器，其特征是，機身中部布置的固定機翼2承擔前飛補償升力。

根據權利要求1所述飛行器，其固定機翼2上布置的主升力旋翼組5固定連接于固定機翼2上，包括通過折疊機構7與固定機翼2連接，主升力旋翼組 5上安裝有槳葉10。

根據權利要求1所述飛行器，垂直起降、懸停時，四副主升力旋翼組(5) 承擔垂直起降、懸停升力；前飛時，尾推動力系統(6)承擔前飛動力；前飛中四副主升力旋翼組(5)與固定機翼(2)共同保持飛行器升力；通過動力系統驅啟、停、轉速變化，實現主升力旋翼組(5)的驅轉與自轉，實現飛行模式的轉換。

根據權利要求1所述飛行器，固定機翼2直接與機身1相連，包括通過安裝固定機翼轉向盤8與機身1相連。

根據權利要求1所述飛行器，主升力旋翼組5固定連接于固定機翼上，包括通過折疊機構7在槳葉10收攏后可將主升力旋翼組5向內折疊90度收攏，再固定機翼轉向盤8旋轉90度鎖定于機身上方。

根據權利要求1所述，飛行器采用分布式動力設計，主升力旋翼組5、尾推動力系統6均獨立驅動；由全電力驅動，包括采用混合動力驅動；全電力驅動由儲能系統供電，或發電系統與儲能系統混合供電；混合動力驅動則采用主升力旋翼組5由電力驅動，尾推動力系統6由傳統燃料動力驅動并帶動發電系統向儲能系統補充電能，以回補主升力旋翼組5在垂直起降、懸停、多旋翼模式巡航時的電能消耗；儲能系統電能消耗回補包括采用將主升力旋翼組5驅動系統設計成驅動、發電一體系統，在飛行器以自轉旋翼模式飛行時發電向儲能系統回補電能。

本發明的有益效果：本發明采用多旋翼模式，以自轉旋翼飛行器飛行原理與固定機翼飛行器、多旋翼飛行器飛行原理復合，采用多套自轉旋翼系統，旋翼槳葉設計優選升力與前飛自旋轉為氣動優先選項，槳盤載荷小、誘導功率小、升力效率高、前飛阻力小、過載能力高、抗擾動能力強。由于前飛以自轉旋翼機與固定翼機復合模式飛行，槳葉前行激波，后行失速被延緩，可實現高速飛行，同時由于旋翼前飛進引入自轉模式，被動驅轉，飛行器效率大幅提升，噪音、振動大幅降低。