一种具有分裂式升降副翼和双涵道变距旋翼的飞行器的制作方法

[0001]
本实用新型涉及飞行器技术领域，具体涉及一种具有分裂式升降副翼和双涵道变距旋翼的飞行器。


背景技术：

[0002]
固定翼飞行器具有飞行时间长和航程远的特点，但是起飞和降落一般需要进行长距离滑行的跑道，因此对使用环境有较大的限制。某些小型固定翼飞行器采用了弹射起飞或手抛起飞，降落伞辅助降落的方式，虽然不需要专门的跑道，但是起飞时需要专门的弹射器或者经过专业训练的操作人员，降落时虽然降落伞能够减缓飞行器落地的冲击力，仍然对飞行器有一定的损伤，显然也不是理想的方式。
[0003]
垂直起降固定翼飞行器能够解决以上问题。现有的垂直起降固定翼飞行器主要包括以下几种形式。第一种为倾转旋翼类型，典型代表是美国的v-22“鱼鹰”倾转旋翼机。起降时通过倾转机构改变旋翼的方向。第二种为旋翼螺旋桨型，飞行器同时具有水平方向和竖直方向的两套动力系统。在起飞和降落时，水平方向的旋翼旋转，产生向上的升力，在平飞时，竖直方向的螺旋桨旋转，产生向前的推力，依靠机翼产生升力。第三种为尾座式，通过飞行器舵面偏转来实现飞行器实现水平飞行和垂直起降的状态转换。
[0004]
现有的垂直起降固定翼飞行器中，倾转旋翼类型和旋翼螺旋桨型结构复杂、飞行器重量大，可靠性低，飞行器的航程短，尾座式垂直起降飞行器大多采用多于2个旋翼和尾翼，结构复杂、重量大，隐身性低；并且没有旋翼变距系统，电机效率低，续航性能差。


技术实现要素：

[0005]
本实用新型目的在于设计了一种通过控制左、右旋翼的转速或左、右分裂式升降副翼，都能够控制飞行器的偏航，当旋翼或分裂式升降副翼的控制发生故障时，仍然可以操纵飞行器，具有安全性高的优点的一种具有分裂式升降副翼和双涵道变距旋翼的飞行器，以解决上述背景技术中提出的问题。
[0006]
为实现上述目的，本实用新型提供了一种具有分裂式升降副翼和双涵道变距旋翼的飞行器，包括机身、起落架、分别设置于机身左右两侧的左机翼和右机翼、以及分别安装于左机翼和右机翼延伸端的左动力装置和右动力装置；所述起落架设有两件以上，且分别设于机身、左机翼以及右机翼上；
[0007]
所述右动力装置包括旋翼、旋转电机和旋翼变距机构；旋翼和旋转电机连接；旋翼变距机构与旋翼连接，用于调节旋翼的桨距角；
[0008]
优选的，所述旋翼包括转轴、对称连接转轴两端的桨毂以及连接在桨毂端部的旋桨；旋转电机的输出轴连接在转轴的中部。
[0009]
优选的，所述左动力装置、右动力装置、上涵道动力装置、下涵道动力装置结构均一致。
[0010]
优选地，所述旋翼变距机构包括变距舵机、舵盘、舵盘连接杆、摇臂、变距机构连接
架、变距连接支架和桨毂连接杆；变距舵机安装在右机翼上；舵盘一端与变距舵机连接，另一端与舵盘连接杆的第一端铰接；变距机构连接架与右机翼固定连接；摇臂中部与变距机构连接架转动连接，摇臂一端与变距连接支架铰接，摇臂另一端与舵盘连接杆的第二端铰接；变距连接支架套设在旋转电机的转动轴上，变距连接支架的端部通过桨毂连接杆与桨毂连接，通过变距连接支架沿旋转电机的转动轴上下运动，带动桨毂绕着桨毂的轴线偏转。
[0011]
所述左机翼与右机翼以机身对称设置，且所述左机翼上还设有左舵机组、以及通过左舵机组驱动的左分裂式升降副翼，所述右机翼上设有右舵机组、以及通过右舵机组驱动的右分裂式升降副翼。
[0012]
优选的，所述起落架包括第一起落架、第二起落架、第三起落架及第四起落架，所述第一起落架设于左机翼的延伸端，所述第二起落架设于右机翼的延伸端，所述第三起落架、第四起落架分别设于机身后端，且以机身对称设置。
[0013]
优选的，所述右分裂式升降副翼的结构与左分裂式升降副翼的结构一致，所述右舵机组的结构与左舵机组的结构一致。
[0014]
作为本实用新型的进一步方案：所述左机翼上还设有左舵机组、以及通过左舵机组驱动的左分裂式升降副翼；
[0015]
优选的，所述左分裂式升降副翼包括副翼主体、以及连接于副翼主体上的副翼上部和副翼下部，所述副翼上部通过第一转轴与副翼主体相连，所述副翼下部通过第二转轴与副翼主体相连，以实现副翼上部和副翼下部分别可相对于副翼主体进行相对转动；
[0016]
优选的，所述左舵机组包括左上舵机、左下舵机、左上驱动杆以及左下驱动杆，所述左上舵机、左下舵机的安装端分别安装于左机翼的上、下表面上，驱动端分别连接有左上驱动杆、左下驱动杆；
[0017]
优选的，所述左上驱动杆的一端与左上舵机的驱动端连接，另一端与副翼上部连接，以实现对副翼上部的驱动；
[0018]
优选的，所述左下驱动杆的一端与左下舵机的驱动端连接，另一端与副翼下部连接，以实现对副翼下部的驱动。
[0019]
应用本实用新型的技术方案，具有以下有益效果：
[0020]
(1)本实用新型相较于其他双旋翼的可垂直起降固定翼飞行器，采用分裂式升降副翼，取消了尾翼，具有结构简单、重量轻、航程远和隐身性高的优点。
[0021]
(2)本实用新型采用了涵道旋翼，旋翼内置在涵道中，相较于只有旋翼没有涵道的飞行器，不仅可以避免旋翼伤害到他人，而且可以避免旋翼被外物损坏，具有安全性高的优点。
[0022]
(3)本实用新型采用了涵道旋翼设计，旋翼内置在涵道中，与孤立旋翼相比，涵道的存在改善了旋翼桨尖区域的绕流特性，减小了桨尖损失；相同转速情况下，涵道旋翼产生更大的拉力，而所需功率略小，涵道旋翼系统具有更高的气动效率，具有推力大、气动效率高、安全性高以及噪声小等优点。
[0023]
(4)本实用新型通过控制左、右旋翼的转速或分裂式升降副翼，都能够控制飞行器的偏航，当旋翼或分裂式升降副翼的控制发生故障时，仍然可以操纵飞行器，具有安全性高的优点。
[0024]
(5)本实用新型采用了旋翼变距系统，可以在不同的飞行状态下通过控制桨距角
度获得最佳桨距角，提高了电机效率，增大了飞行器的航时。
[0025]
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本实用新型还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本实用新型作进一步详细的说明。
附图说明
[0026]
构成本申请的一部分的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：
[0027]
图1是本实用新型的整体结构轴测示意图；
[0028]
图2是本实用新型中左分裂式升降副翼的轴测示意图；
[0029]
图3是本实用新型中右旋翼变距机构的轴测示意图；
[0030]
图4是本实用新型中左分裂式升降副翼的上部和下部同时关闭的示意图；
[0031]
图5是本实用新型中左分裂式升降副翼的上部在左上舵机的驱动下独立打开的示意图；
[0032]
图6是本实用新型中左分裂式升降副翼的下部在左下舵机的驱动下独立打开的示意图；
[0033]
图7是本实用新型中左分裂式升降副翼的上部和下部同时打开的示意图；
[0034]
图8是本实用新型竖直升降阶段的飞行姿态示意图；
[0035]
图9是本实用新型倾斜飞行的飞行姿态示意图；
[0036]
图10是本实用新型巡航阶段的飞行姿态示意图；
[0037]
图11是本实用新型增加涵道后的整体结构轴测示意图。
[0038]
其中：
[0039]
1、变距舵机，2、舵盘，3、舵盘连接杆，4、摇臂，5、变距机构连接架，6、变距连接支架，7、桨毂连接杆，101、转轴，102、桨毂，103、旋桨，10、机身，20、起落架，201、第一起落架，202、第二起落架，203、第三起落架，204、第四起落架，30、左机翼，40、右机翼，50、左动力装置，60、右动力装置，601、右涵道，602、旋翼，603、右旋转电机，604、右旋翼变距机构，70：左分裂式升降副翼、701：副翼主体、702：上部副翼、703：下部副翼、704：第一转轴、705：第二转轴、71：左舵机组、711：左上舵机、712：左下舵机、721：左上驱动杆、722：左下驱动杆、80：右分裂式升降副翼、81：右舵机组。
具体实施方式
[0040]
以下结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明，但是本实用新型可以根据权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
[0041]
除非另作定义，此处使用的技术术语或者科学术语应当为本公开所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本公开专利申请说明书以及权利要求书中使用的“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也相应地改变。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。
[0042]
参见图1所示，一种具有分裂式升降副翼和双涵道变距旋翼的飞行器，包括机身
10、起落架20、分别设置于机身10左右两侧的左机翼30和右机翼40、以及分别安装于左机翼30 和右机翼40延伸端的左动力装置50和右动力装置60；
[0043]
所述起落架20设有两件以上，且分别设于机身10、左机翼30以及右机翼40上；
[0044]
所述左机翼30与右机翼40以机身对称设置。
[0045]
优选的，所述起落架20包括第一起落架201、第二起落架202、第三起落架203及第四起落架204，所述第一起落架201设于左机翼30的延伸端，所述第二起落架202设于右机翼 40的延伸端，所述第三起落架203、第四起落架204分别设于机身10后端，且以机身10对称设置。
[0046]
作为本实用新型的进一步实施例：以左舵机组71及左分裂式升降副翼70为例，参见图 2所示，所述左机翼30上还设有左舵机组71、以及通过左舵机组71驱动的左分裂式升降副翼70，所述右机翼40上设有右舵机组81、以及通过右舵机组81驱动的右分裂式升降副翼 80；
[0047]
优选的，所述左分裂式升降副翼70包括副翼主体701、以及连接于副翼主体701上的上部副翼702和下部副翼703，所述上部副翼702通过第一转轴704与副翼主体701相连，所述下部副翼703通过第二转轴705与副翼主体701相连，以实现上部副翼702和下部副翼703 分别可相对于副翼主体701进行相对转动；
[0048]
所述左舵机组71包括左上舵机711、左下舵机712、左上驱动杆721以及左下驱动杆722，所述左上舵机711、左下舵机712的安装端分别安装于左机翼30的上、下表面上，所述左上舵机711的驱动端连接有左上驱动杆721，所述左下舵机712的驱动端连接有左下驱动杆722；
[0049]
优选的，所述左上驱动杆721的一端与左上舵机711的驱动端连接，另一端与上部副翼 702连接，以实现对上部副翼702的驱动；
[0050]
优选的，所述左下驱动杆722的一端与左下舵机712的驱动端连接，另一端与下部副翼 703连接，以实现对下部副翼703的驱动。
[0051]
优选的，所述左机翼30与右机翼40的结构一致，所述左舵机组71与右舵机组81的结构一致，所述左分裂式升降副翼70和右分裂式升降副翼80的结构一致。
[0052]
作为本实用新型的进一步实施例：以右动力装置60为例，参见图1与图3所示，所述右动力装置60包括旋翼602、右旋转电机603和右旋翼变距机构604；旋翼602和右旋转电机603连接；右旋翼变距机构604与旋翼602连接，用于调节旋翼602的桨距角。所述旋翼 602包括转轴101、对称连接转轴两端的桨毂102以及连接在桨毂端部的旋桨103；右旋转电机603的输出轴连接在转轴101的中部。
[0053]
优选的，所述右旋翼变距机构604包括变距舵机1、舵盘2、舵盘连接杆3、摇臂4、变距机构连接架5、变距连接支架6和桨毂连接杆7。变距舵机1安装在右涵道601上；舵盘2 一端与变距舵机1连接，另一端与舵盘连接杆3的第一端铰接；变距机构连接架5与右机翼 40固定连接；摇臂4中部与变距机构连接架5转动连接，摇臂4一端与变距连接支架6铰接，摇臂4另一端与舵盘连接杆3的第二端铰接；变距连接支架6套设在右旋转电机603的转动轴上，变距连接支架6的端部通过桨毂连接杆7与桨毂102连接，通过变距连接支架6沿右旋转电机603的转动轴上下运动，带动桨毂102绕着桨毂102的轴线偏转，达到变距的效果。变距旋翼系统可以在不同的飞行状态下通过控制桨距角度获得最佳桨距角，提高电机效率，增大飞
行器的航时。
[0054]
优选的，所述右动力装置60的结构与左动力装置50的结构一致。
[0055]
优选的，所述左、右分裂式升降副翼的工作步骤及原理如下：
[0056]
1、如图5所示，当左、右分裂式升降副翼的上部同时打开，或如图6所示，左、右分裂式升降副翼的下部同时打开，所述左、右分裂式升降副翼产生俯仰力矩，使飞行器抬头或低头，此时左、右分裂式升降副翼可实现升降舵的功能；
[0057]
2、如图5所示，当左、右分裂式升降副翼的一边上部打开，以及如图6所示，左、右分裂式升降副翼的另一边下部也打开，所述左、右分裂式升降副翼产生滚转力矩，使飞行器左右滚转，此时左、右分裂式升降副翼可实现副翼的功能；
[0058]
3、如图7所示，当左、右分裂式升降副翼的一边的上、下两部分同时打开，即上部分向上运动、下部分向下运动，而左、右分裂式升降副翼的另一边如图4所示的上、下两部分同时关闭，即保持贴合，所述左、右分裂式升降副翼产生偏航力矩，使飞行器左、右偏航，此时左、右分裂式升降副翼可实现方向舵的功能。
[0059]
作为本实用新型的进一步实施例：参见图11所示，所述右动力装置60包括旋翼602、右旋转电机603和旋翼变距机构604；旋翼602和右旋转电机603连接；旋翼变距机构604 与旋翼602连接，用于调节旋翼602的桨距角。所述旋翼602包括转轴101、对称连接转轴两端的桨毂102以及连接在桨毂端部的旋桨103；右旋转电机603的输出轴连接在转轴101 的中部。
[0060]
优选的，所述右旋翼变距机构604包括变距舵机1、舵盘2、舵盘连接杆3、摇臂4、变距机构连接架5、变距连接支架6和桨毂连接杆7。变距舵机1安装在右涵道601上；舵盘2 一端与变距舵机1连接，另一端与舵盘连接杆3的第一端铰接；变距机构连接架5与右涵道 601固定连接；摇臂4中部与变距机构连接架5转动连接，摇臂4一端与变距连接支架6铰接，摇臂4另一端与舵盘连接杆3的第二端铰接；变距连接支架6套设在右旋转电机603的转动轴上，变距连接支架6的端部通过桨毂连接杆7与桨毂102连接，通过变距连接支架6 沿右旋转电机603的转动轴上下运动，带动桨毂102绕着桨毂102的轴线偏转，达到变距的效果。变距旋翼系统可以在不同的飞行状态下通过控制桨距角度获得最佳桨距角，提高电机效率，增大飞行器的航时。
[0061]
作为本实用新型的进一步实施例：参见图8至图10所示，本实用新型的工作步骤及原理如下：
[0062]
一、竖直起飞阶段
[0063]
起飞阶段，飞行器通过起落架竖直地放置在起飞平面上，机身头部向上，尾部向下，旋翼位于水平平面内。启动旋转电机，旋转电机带动旋翼旋转，产生竖直向上的升力，当涵道旋翼的升力大于飞行器自身重力时，飞行器以旋翼模式竖直起飞。
[0064]
二、巡航前调整阶段
[0065]
当飞行器垂直起飞后，通过左、右下舵机控制左、右分裂式升降副翼的下部同时打开，产生低头力矩，使飞行器逐渐低头，可使飞行器从旋翼飞行器模式逐渐切换至固定翼飞行器模式。
[0066]
三、巡航阶段
[0067]
当飞行器的姿态调整到接近水平的某一位置时，飞行器以固定翼飞行器模式飞
行。此时涵道旋翼产生向前的推力，机翼产生向上的升力，飞行器以一个较快的速度平飞。
[0068]
通过左、右舵机组控制左、右分裂式升降副翼的一边的上、下两部同时打开，即上部向上运动、下部向下运动，而另一边同时关闭，即保持贴合，此时，左、右分裂式升降副翼产生偏航力矩，使飞行器左、右偏航，实现方向舵的功能。
[0069]
通过左、右舵机组控制左、右分裂式升降副翼同时上部打开或下部打开，此时，左、右分裂式升降副翼产生俯仰力矩，使飞行器抬头或低头，此时分裂式升降副翼可实现升降舵的功能；也可以使左、右分裂式升降副翼的一边上部打开，另一边下部打开，此时，左、右分裂式升降副翼产生滚转力矩，使飞行器左右滚转，实现副翼的功能。
[0070]
通过控制左旋转电机和右旋转电机的转速，可以控制左涵道旋翼和右涵道旋翼的推力。当左涵道旋翼和右涵道旋翼的推力不相等的时候，产生偏航力矩，使飞行器左、右偏航。
[0071]
四、降落前调整阶段
[0072]
当飞行器准备要降落时，通过左、右上舵机控制左、右分裂式升降副翼同时上部打开，产生抬头力矩，使飞行器逐渐抬头，可使飞行器从固定翼飞行器模式逐渐切换至旋翼飞行器模式。
[0073]
五、竖直降落阶段
[0074]
降落阶段，飞行器处于旋翼飞行器模式。减小旋转电机的转速，当涵道旋翼的升力小于飞行器自身重力时，飞行器以旋翼飞行器模式竖直降落。
[0075]
以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

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