[發(fā)明專利]基于雙模式變體起落架的機(jī)尾坐立式的垂直起降飛行器

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110495321.3
• 申請(qǐng)日: 2021-05-07
• 公開（公告）號(hào): CN113232838B
• 公開（公告）日: 2022-05-03
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 魏小輝;齊浩;彭一明;聶宏
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué);南京飛起科技有限公司
• 主分類號(hào): B64C25/04
• 分類號(hào): B64C25/04;B64C25/10;B64C25/18;B64C29/00
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務(wù)所 32237
• 代理人: 蘇一幟

1.基于雙模式變體起落架的機(jī)尾坐立式的垂直起降飛行器，其特征在于，其組成部分至少包括：動(dòng)力系統(tǒng)(1)、機(jī)身(2)、機(jī)翼(3)、副翼(5)和4個(gè)支撐子模塊；

在每一個(gè)支撐子模塊中，包括：支撐桿控制系統(tǒng)(4)、尾撐桿控制系統(tǒng)(6)、支撐桿(7)、尾撐桿(8)和尾撐垂直尾翼(10)；

支撐桿(7)的頂端通過支撐桿控制系統(tǒng)(4)與機(jī)身(2)鉸接，支撐桿(7)的尾端通過尾撐桿控制系統(tǒng)(6)與尾撐桿(8)頂端鉸接；

尾撐桿(8)的末端安裝有尾撐垂直尾翼(10)；

支撐桿控制系統(tǒng)(4)用于驅(qū)動(dòng)支撐桿(7)轉(zhuǎn)動(dòng)，同時(shí)尾撐桿控制系統(tǒng)(6)用于驅(qū)動(dòng)尾撐桿(8)轉(zhuǎn)動(dòng)，以便于支撐桿(7)和尾撐桿(8)相對(duì)機(jī)身(2)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整；

4個(gè)支撐子模塊按照機(jī)身(2)對(duì)稱布置；

其中，兩個(gè)支撐子模塊按照機(jī)身(2)的中軸線對(duì)稱分布并組成一個(gè)支撐模塊，在一個(gè)支撐模塊中，單側(cè)支撐桿(7)分左右兩組對(duì)稱安裝在左右兩側(cè)機(jī)翼(3)上，并且在機(jī)身(2)上下兩側(cè)分別對(duì)稱設(shè)置有2個(gè)支撐模塊；

在所述垂直起降飛行器進(jìn)行飛行模式的轉(zhuǎn)換過程中，支撐桿控制系統(tǒng)(4)和尾撐桿控制系統(tǒng)(6)分別驅(qū)動(dòng)支撐桿(7)和尾撐桿(8)轉(zhuǎn)動(dòng)，使得支撐桿(7)和尾撐桿(8)相對(duì)機(jī)身(2)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整,以便于所述垂直起降飛行器配平；

并在所述垂直起降飛行器穩(wěn)定后，在機(jī)身(2)上下兩側(cè)分別對(duì)稱設(shè)置的2個(gè)支撐模塊開始合攏并最終閉合，在最終閉合后，尾撐水平尾翼(9)距所述垂直起降飛行器的重心的距離為支撐桿(7)與尾撐桿(8)的長(zhǎng)度之和。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的垂直起降飛行器，其特征在于，在一個(gè)支撐模塊中，兩個(gè)支撐子模塊各自的尾撐垂直尾翼(10)之間，還安裝有尾撐水平尾翼(9)。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的垂直起降飛行器，其特征在于，在起飛前或者降落后，所述垂直起降飛行器通過支撐桿(7)、尾撐桿(8)、尾撐水平尾翼(9)和尾撐垂直尾翼(10)支撐在著陸區(qū)域的表面，用于承擔(dān)所述垂直起降飛行器的重量并且保持所述垂直起降飛行器的姿態(tài)平衡。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的垂直起降飛行器，其特征在于，在所述垂直起降飛行器開始降落時(shí)，支撐桿控制系統(tǒng)(4)和尾撐桿控制系統(tǒng)(6)驅(qū)動(dòng)支撐桿(7)和尾撐桿(8)轉(zhuǎn)動(dòng)，調(diào)整支撐桿(7)和尾撐桿(8)變化至與降落區(qū)域的表面匹配的姿態(tài)進(jìn)行降落。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的垂直起降飛行器，其特征在于，所述動(dòng)力系統(tǒng)(1)用于為所述垂直起降飛行器提供升力并進(jìn)行飛行姿態(tài)的操縱；

其中，動(dòng)力系統(tǒng)(1)的運(yùn)動(dòng)包絡(luò)體與起落架變體運(yùn)動(dòng)包絡(luò)體不重疊。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的垂直起降飛行器，其特征在于，動(dòng)力系統(tǒng)(1)的組成部分至少包括：能源模塊，與所述能源模塊連接的至少2個(gè)動(dòng)力模塊，與動(dòng)力模塊連接的旋翼；

其中，所述能源模塊為電池，所述動(dòng)力模塊為通過輸電線與電池連接的電機(jī)；或者，所述能源模塊為油箱，所述動(dòng)力模塊為通過輸油管與油箱連接的發(fā)動(dòng)機(jī)。

7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任意一項(xiàng)所述的垂直起降飛行器，其特征在于，所述垂直起降飛行器的控制方式包括：

S1、動(dòng)力系統(tǒng)(1)啟動(dòng)，并為所述垂直起降飛行器提供升力；

S2、啟動(dòng)飛行模式的轉(zhuǎn)換，在飛行模式的轉(zhuǎn)換過程中，支撐桿控制系統(tǒng)(4)驅(qū)動(dòng)支撐桿(7)轉(zhuǎn)動(dòng)，同時(shí)尾撐桿控制系統(tǒng)(6)驅(qū)動(dòng)尾撐桿(8)轉(zhuǎn)動(dòng),以便于支撐桿(7)和尾撐桿(8)相對(duì)機(jī)身(2)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整并保持所述垂直起降飛行器配平；

S3、在所述垂直起降飛行器的飛行姿態(tài)穩(wěn)定后，觸發(fā)機(jī)身(2)上下兩側(cè)分別對(duì)稱設(shè)置的2個(gè)支撐模塊開始合攏并最終閉合；

S4、當(dāng)所述垂直起降飛行器開始降落時(shí)，支撐桿控制系統(tǒng)(4)和尾撐桿控制系統(tǒng)(6)驅(qū)動(dòng)支撐桿(7)和尾撐桿(8)轉(zhuǎn)動(dòng)，并調(diào)整支撐桿(7)和尾撐桿(8)變化至與降落區(qū)域的表面匹配的姿態(tài)進(jìn)行降落。