一种可倾转涵道的固定翼飞机的制作方法

[0001]
本申请涉及飞行器设计技术领域，具体涉及一种可倾转涵道的固定翼飞机。


背景技术：

[0002]
随着复杂、紧凑空间对垂直起降，远程高速飞行飞行器使用需求不断增加，能够实现垂直起降、悬停、及远程快速飞行能力的飞行器已成为重要发展方向。当前，直升机虽能垂直起降、悬停，但存在航时航程短、速度慢、载荷占比能力有限等局限；固定翼气动布局飞行器虽具有高速飞行、大载荷占比能力，但无法满足垂直起降、悬停等需求，对起降场地要求高，难以适应复杂环境使用需求；倾转旋翼飞机虽然具备垂直起降、悬停和快速飞行能力，但存在旋翼尺寸大，噪声大、狭隘空间飞行限制大等不足。


技术实现要素：

[0003]
本申请的目的包括，例如，提供一种可倾转涵道的固定翼飞机，以改善上述问题。
[0004]
本申请实施例提供了一种可倾转涵道的固定翼飞机，包括左涵道风扇、右涵道风扇、尾部涵道风扇和垂尾，还包括中间升力体、左尾翼支撑杆和右尾翼支撑杆，所述中间升力体的左右翼端部分别对应安装有左涵道风扇和右涵道风扇，左涵道风扇和右涵道风扇均可绕展向轴倾转，中间升力体的左右翼身后边分别对应安装有左尾翼支撑杆和右尾翼支撑杆，左尾翼支撑杆和右尾翼支撑杆的尾部均固设有一垂尾，两垂尾相对侧之间安装有一尾部涵道风扇，尾部涵道风扇可绕垂直于垂尾方向倾转。
[0005]
本发明实施例提供一种可倾转涵道的固定翼飞机，一方面，机身采用简洁飞翼设计的中间升力体，结合横列式可倾转双涵道动力与尾部可倾转涵道动力，为飞机在垂直起降和高速巡航飞行提供动力和飞行姿态控制，另一方面，采用中间升力体、双尾翼支撑杆、双垂尾和尾部可倾转涵道动力的稳定架构设计，可以简化布局，增加刚度，提高控制效率。
附图说明
[0006]
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0007]
图1为本申请实施例一中提出的固定翼飞机结构示意图。
[0008]
图2为本申请实施例一中提出的中间升力体结构示意图。
[0009]
图3为本申请实施例一中提出的固定翼飞机垂直起降模式时的状态示意图。
[0010]
图4为本申请实施例一中提出的固定翼飞机短距起降模式时的状态示意图。
[0011]
附图标记：1-右涵道风扇，2-中间升力体、3-右尾翼支撑杆、4-右垂尾、5-尾部涵道风扇、6-左垂尾、7-左尾翼支撑杆、8-左涵道风扇、9-起落架、10-吊舱、11-双三角翼身、12-飞翼翼尖。
具体实施方式
[0012]
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0013]
本发明实施例提供以下方案：实施例一一种可倾转涵道的固定翼飞机，包括中间升力体2、左涵道风扇8、右涵道风扇1、尾部涵道风扇5、垂尾、左尾翼支撑杆7和右尾翼支撑杆3，所述中间升力体2的左右翼端部分别对应安装有左涵道风扇8和右涵道风扇1，左涵道风扇8和右涵道风扇1均可绕展向轴倾转，所述中间升力体2的左右翼身后边分别对应安装有左尾翼支撑杆7和右尾翼支撑杆3，双尾翼支撑杆水平设置，左尾翼支撑杆7和右尾翼支撑杆3的尾部均固设有一垂尾，双垂尾为飞机提供纵向安定性，两垂尾相对侧之间安装有一尾部涵道风扇5，尾部涵道风扇5可以垂直于垂尾方向为轴向倾转，尾部涵道风扇5在飞机垂直起降过程中，可为飞机提供俯仰力矩，调节飞机俯仰姿态。
[0014]
通过横列式可倾转双涵道动力与中间升力体2融合并配置尾部可倾转涵道，布局紧凑，可同时为飞机在垂直起降和高速巡航飞行方面提供动力和飞行姿态控制，而中间升力体2与双尾翼支撑杆、左垂尾6、右垂尾4和尾部可倾转涵道动力的稳定架构设计，可以简化布局，增加刚度，提高控制效率。整体结合，该特殊的紧凑式布局设计在实现具备简洁而稳定的架构和良好的飞升力，同时，兼顾垂直起降和高速巡航飞行，充分利用飞升力。
[0015]
中间升力体2采用简洁飞翼布局设计提高飞机升力。例如，中间升力体2翼身为双三角飞翼翼形，两侧飞翼翼尖12面型贴合左右涵道风扇1外侧面形状，左右涵道风扇1通过转轴分别轴接于两侧翼尖上并可绕展向倾转。具体地，中间升力体2采用基于naca63a415优化的高升力翼型，设计形成简洁无舵面的双三角翼、无机身类飞翼的布局，提高全机升阻比。而左涵道风扇8和右涵道风扇1涵道布置在升力体两侧，与升力体融合，可形成机翼翼尖端板效应，获得类似于翼梢小翼的升阻比提升效应，还可最大程度上降低翼尖涵道洗流对翼面升力的影响。
[0016]
左涵道风扇8和右涵道风扇1分别固定在中间升力体2两翼端上，可绕展向倾转，倾转角度为0~95
°
，通过直接力的方向变化，为飞机提供垂直起降、悬停和高速平飞时的动力，尤其是在垂直起降过程中，左涵道风扇8和右涵道风扇1直接提供起降动力，无需配合旋翼更无需旋翼、翼梢小翼双翼配合。
[0017]
具体地，通过控制左涵道风扇8和右涵道风扇1的转速差，可实现飞机在垂直起降过程中的滚转控制，在高速巡航的过程中的偏航控制；通过控制左涵道风扇8和右涵道风扇1倾转角度差，可实现飞机在垂直起降过程中的偏航控制，实现3种起降模式，一是涵道水平固定，利用涵道风扇推力在机场跑道正常起降；二是涵道偏转45
°
，通过涵道风扇升力分量，实现前推和上推的短距起降；三是涵道垂直固定，实现飞机的垂直起降。起降时，如图2所示，配合中间升力体2，当左右涵道风扇1与展向平行、尾部涵道风扇5与垂尾垂直时，飞机垂直起降；如图3所示，控制左右涵道风扇1、尾部涵道风扇5倾转，飞机短距起降。
[0018]
基于此，所述中间升力体2上可通过挂架挂装或其他方式安装轮式起落架9，轮式
起落架9可适应不同地形下的起降要求。所述中间升力体2上还可通过挂架挂装或其他方式安装吊舱10，吊舱10采用通用模块化设计，通过灵活换装不同的吊舱10，可满足不同任务下的载荷运输需求，进行快速装卸载物资。
[0019]
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

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