[實(shí)用新型]復(fù)合式尾推進(jìn)縱列變翼逆速旋翼飛行器

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201920826150.6
• 申請(qǐng)日: 2019-06-03
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN213832105U
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-07-30
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 范磊
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 范磊
• 主分類(lèi)號(hào): B64C27/22
• 分類(lèi)號(hào): B64C27/22;B64C5/00;B64C5/02;B64C5/06;B64D27/02;B64D27/24;B64C25/34
• 代理公司: 暫無(wú)信息
• 代理人: 暫無(wú)信息

本發(fā)明涉及一種復(fù)合式尾推進(jìn)縱列變翼逆速旋翼飛行器，其特征在于機(jī)體(1)上部縱列布置主升力旋翼組(5)，主升力旋翼組(5)上布置有兩副可轉(zhuǎn)換槳葉(9)，機(jī)體(1)中部布置有固定機(jī)翼(2)，機(jī)體(1)上布置有前飛動(dòng)力系統(tǒng)(4)，固定機(jī)翼(2)上布置有副翼(8)，機(jī)體(1)上布置有水平尾翼(3)、垂直尾翼(6)、起落架(7)。旋翼—機(jī)翼轉(zhuǎn)換使復(fù)合式尾推進(jìn)縱列變翼逆速旋翼飛行器真正成為一款可垂直起降、懸停的高速直升飛機(jī)，在國(guó)民經(jīng)濟(jì)及國(guó)防建設(shè)中具有重大意義。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種垂直起降(VTOL)高效、高速飛行器。

背景技術(shù)

現(xiàn)有固定機(jī)翼飛行器能夠高速前飛，但卻依賴(lài)跑道起飛。具有失速度，不能垂直起降、懸停。直升機(jī)具有垂直起降能力，可空中懸停，不依賴(lài)于機(jī)場(chǎng)，但卻不能高速、高效前飛。研發(fā)具有垂直起降能力，可空中懸停，又可高速、高效前飛的復(fù)合式飛行器一直是航空界努力的方向。

研發(fā)類(lèi)型總體可分類(lèi)為：復(fù)合式、傾轉(zhuǎn)式、停轉(zhuǎn)式三大類(lèi)。復(fù)合式可歸為兩類(lèi)，一類(lèi)為常規(guī)旋翼類(lèi)，一類(lèi)為ABC旋翼類(lèi)；傾轉(zhuǎn)式可歸類(lèi)為兩類(lèi)，一類(lèi)為機(jī)翼傾轉(zhuǎn)類(lèi)，一類(lèi)為旋翼傾轉(zhuǎn)類(lèi)；停轉(zhuǎn)類(lèi)亦可分為兩類(lèi)，一類(lèi)為旋翼固定類(lèi)，一類(lèi)為旋翼收藏類(lèi)。

具有代表性機(jī)型有：復(fù)合式的西科斯基公司的X2、S-97、SB-1,歐洲直升機(jī)公司的X3。傾轉(zhuǎn)類(lèi)的有貝爾公司的V-22、V-280，希勒公司的X-18等。停轉(zhuǎn)式的有：NASA的M85，莫達(dá)斯公司的盤(pán)翼機(jī)，波音公司的CR/W。多旋翼復(fù)合式有以色列研發(fā)的“黒豹”。

以現(xiàn)有研究及已量產(chǎn)機(jī)型來(lái)看，技術(shù)實(shí)現(xiàn)路徑均采取了折衷。追求高速的同時(shí)，犧牲了飛行效率。

波音公司的CR/W引入復(fù)合式變翼(槳葉變機(jī)翼)概念，但CR/W在低速向高速前飛過(guò)渡飛行中，由于單旋翼組變翼，由高壓噴氣驅(qū)轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)較為復(fù)雜。由于采用單旋翼組，變翼，操縱權(quán)限不足，因而設(shè)計(jì)理念未能實(shí)現(xiàn)。

發(fā)明內(nèi)容

一種復(fù)合式尾推進(jìn)縱列變翼逆速旋翼飛行器，其特征在于機(jī)體1上部縱列布置主升力旋翼組5，主升力旋翼組5上布置有兩副可轉(zhuǎn)換槳葉9，機(jī)體1中部布置有固定機(jī)翼2，機(jī)體1尾部布置有前飛動(dòng)力系統(tǒng)4，固定機(jī)翼2上布置有副翼8，機(jī)體1上布置有水平尾翼3、垂直尾翼6、起落架7。

其特征是主升力旋翼組5縱列布置于機(jī)體1上，承擔(dān)飛行器垂直起降、懸停、縱列直升機(jī)模式巡航主升力。

其特征是機(jī)體1上部縱列布置的兩副主升力旋翼組5垂直起降、懸停、縱列直升機(jī)模式飛行時(shí)由動(dòng)力驅(qū)轉(zhuǎn)。

其特征是每副主升力旋翼組5引入逆速旋翼技術(shù)，安裝兩片小展弦比可轉(zhuǎn)換槳葉9，可轉(zhuǎn)換槳葉9采用前后緣對(duì)稱(chēng)設(shè)計(jì)，可轉(zhuǎn)換槳葉9可變總距、周期距。

其特征是主升力旋翼組5可斷開(kāi)驅(qū)動(dòng)，斷開(kāi)驅(qū)動(dòng)后，旋轉(zhuǎn)軸可通過(guò)阻尼器停轉(zhuǎn)、定位鎖止，可將可轉(zhuǎn)換槳葉9鎖止在與機(jī)體1垂向90度位置，可轉(zhuǎn)換槳葉9總矩變距為零，可轉(zhuǎn)換槳葉9變旋翼為機(jī)翼；兩副縱列主升力旋翼組5轉(zhuǎn)換為兩副固定機(jī)翼，實(shí)現(xiàn)旋翼—機(jī)翼轉(zhuǎn)換。

其特征在于，飛行器垂直起降、懸停、縱列雙旋翼直升機(jī)模式低速巡航時(shí)，以縱列雙旋翼直升機(jī)飛行模式飛行、控制。

其特征是機(jī)體1中部可布置有固定機(jī)翼2，承擔(dān)前飛過(guò)渡主升力。

其特征是機(jī)體1尾部布置有前飛動(dòng)力系統(tǒng)4，承擔(dān)飛行器前飛動(dòng)力。

其特征在于，飛行器隨前飛動(dòng)力系統(tǒng)4前飛驅(qū)動(dòng)，主升力旋翼組5受自驅(qū)動(dòng)力及來(lái)流驅(qū)動(dòng)力驅(qū)轉(zhuǎn)，飛行器處于縱列雙旋翼直升機(jī)與自轉(zhuǎn)旋翼飛行器復(fù)合飛行階段，飛行控制由縱列雙旋翼直升機(jī)與縱列自轉(zhuǎn)雙旋翼飛行器兩種飛行控制模式協(xié)同控制；來(lái)流驅(qū)動(dòng)力逐漸接替主升力旋翼組5自驅(qū)動(dòng)力，斷開(kāi)自驅(qū)動(dòng)，主升力旋翼組5處于來(lái)流驅(qū)轉(zhuǎn)狀態(tài)，變換為縱列自轉(zhuǎn)雙旋翼飛行模式，主升力旋翼組 5與固定機(jī)翼2保持飛行器飛行升力，飛行器進(jìn)入固定機(jī)翼飛行器與縱列自轉(zhuǎn)雙旋翼飛行復(fù)合飛行控制模式。