一种新型倾转旋翼飞行器及其工作方法与流程

本发明属于航空技术领域，具体指代一种新型倾转旋翼飞行器及其工作方法。

背景技术：

倾转旋翼机是一种将固定翼飞机和直升机融为一体的新型飞行器，既具有普通直升机垂直起降和空中悬停的能力，又具有涡轮螺旋桨飞机的高速巡航飞行的能力。大部分倾转旋翼机的研制都集中在倾转两旋翼和倾转四旋翼上，倾转三旋翼的研究相对较少。然而，倾转三旋翼飞行器相比较于倾转双旋翼飞行器和倾转四旋翼飞行器存在很多优点。在满足任务需求的前提下，倾转三旋翼飞行器结构更简单紧凑，起飞重量增加，同等重量时，占地面积比倾转双旋翼飞行器节省很多，尤其适合舰载使用。相比倾转四旋翼飞行器，倾转三旋翼飞行器有重量更轻，综合能耗低，可以更高速度巡航，续航时间也会更长。目前大部分针对倾转三旋翼的研究，为了解决平衡反扭矩的问题，要么采用控制三副旋翼拉力大小和方向的方案，要么采用第三副旋翼向左右倾转的方案。然而，对于前者，由于机械结构本身导致了反扭矩的不对称，要想平衡反扭矩就对控制系统提出了更高的要求，而且极难满足各种状态下的稳定飞行；对于后者，虽然能够通过机械结构来平衡反扭矩，但是由于第三副旋翼只是向左右倾转，如果旋翼轴位于竖直平面则不能产生前推力，如果旋翼轴位于水平面则不能产生升力，这就会大大影响倾转三旋翼的性能，也不满足倾转三旋翼构型的初衷。

技术实现要素：

针对于上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种新型倾转旋翼飞行器及其工作方法，以解决现有技术中倾转三旋翼平衡反扭矩的问题，使其三副旋翼在各种飞行状态下既能平衡好反扭矩实现稳定飞行，又能不牺牲三旋翼的性能优点。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种新型倾转旋翼飞行器，包括机身，所述的机身上端设置有机翼，所述的机翼两端设置有短舱倾转系统；所述的机身尾部设置有水平安定面，水平安定面的后端设置有可偏转的升降舵；所述的机身尾部还设置有垂尾倾转系统，所述的垂尾倾转系统能够相对于机身倾转；

所述的垂尾倾转系统包括垂尾倾转机构，所述的垂尾倾转机构连接于垂尾倾转轴，垂尾倾转轴安装于垂尾倾转机构上，可以沿轴线转动；再通过垂尾倾转轴与垂直安定面连接；所述的垂直安定面后端设置有方向舵，所述的垂直安定面上方翼尖设置有后旋翼系统，里面包含驱动后旋翼旋转的电机和传动机构；

所述的垂尾倾转机构带动垂尾倾转轴的倾转，进而带动后旋翼系统和垂直安定面的上下倾转；所述的后旋翼系统的后旋翼倾转至与机身轴线为垂直向上时为直升机模式；所述的后旋翼系统的后旋翼与机身轴线为非垂直角度时为固定翼模式。具体的，在固定翼模式下，后旋翼与机身轴线保持一定角度，产生的拉力可以分解为向前的推力和向上的升力，不仅可以为主旋翼补充一定的向前推力，还可以提供一部分升力，为机翼和平尾卸载，而且垂直安定面处在后旋翼的尾流之中，使得垂尾处空气速度增大，增加了航向稳定性；在直升机模式下，后旋翼倾转到垂直向上，产生向上的升力，垂直安定面后面的方向舵处在后旋翼的下洗流之中，可以通过偏转方向舵产生侧向力来平衡后旋翼的反扭矩以及进行航向操纵。

进一步，所述的机身尾部固定连接有尾梁，所述的水平安定面固定安装于尾梁上。

进一步，所述的短舱倾转系统为左右对称结构，包括短舱倾转轴，所述的短舱倾转轴穿过机翼内部，两端伸出机翼左右翼尖，短舱倾转轴的左右两端部分别设置左右短舱，所述的左右短舱前端分别设置左右旋翼系统；所述的短舱倾转轴中部与短舱倾转机构连接。左右短舱分别安装于短舱倾转轴两端，对称于机身对称平面，里面包含驱动旋翼旋转的发动机和传动机构，左右旋翼系统分别位于左右短舱前方（飞机模式）与传动系统相连。

进一步，所述的左右短舱和左右旋翼系统能够相对机翼上下倾转，具体的，由短舱倾转机构带动短舱倾转轴上下倾转，进而带动与短舱倾转轴连接的左右短舱和左右旋翼系统的上下倾转。该方式既能提供直升机模式下的升力，也能为固定翼模式提供向前的推力。

进一步，所述的机翼安装于机身中部上方，采用上单翼布局，可以有效防止固定翼模式下旋翼打地。

进一步，所述的短舱倾转机构和垂尾倾转机构均采用蜗轮蜗杆传动方式，能够使得传动平稳、噪音小，且具有自锁性。

进一步，所述的机翼尾翼采用倒t型尾翼布局，水平安定面固定于尾梁上不随旋翼倾转，减轻了结构重量。

本发明还公开了一种新型倾转旋翼飞行器的工作方法，其特征在于，所述的方法具体为：

当左右旋翼系统和后旋翼系统均倾转向上时，为直升机模式，此时三副旋翼共同产生向上的拉力，为飞行器提供向上的升力，在起飞，降落以及低速度飞行时均可采用直升机模式；

在平衡状态下，左右旋翼系统的左右两副旋翼旋转方向相反，转速和总距相同，产生的反扭矩可以相互抵消，后旋翼系统产生的反扭矩可以通过偏转方向舵产生侧向力来平衡，从而实现飞行器的悬停；

在垂直飞行状态下，可以同时改变左右旋翼系统的总距以及后旋翼系统的转速来改变三副旋翼的拉力大小，从而实现飞行器的垂直上升和下降；

在平飞状态下，通过左右旋翼系统纵向周期变距可以实现飞行器的前飞和倒飞，通过左右旋翼系统横向周期变距可以实现飞行器的侧飞，通过方向舵的偏转改变侧力大小，从而改变反扭矩的大小来控制飞行器偏航；

当左右旋翼系统和后旋翼系统均倾转向前时，为固定翼模式，此时三副旋翼共同产生向前的推力，为飞行器提供速度，从而使机翼产生向上的升力，另外后旋翼产生的向上的拉力分量也可提供部分升力；

固定翼模式的操纵则通过副翼实现滚转操纵，通过升降舵实现俯仰操纵，通过方向舵实现偏航操纵。

本发明的有益效果：

本发明公开了一种新型倾转旋翼飞行器及其工作方法，该飞行器由机身，机翼，短舱倾转系统，水平安定面，升降舵，垂尾倾转系统等构成，采用三副可倾转旋翼提供动力。在直升机模式下，靠主旋翼的总距操纵来实现垂直上升和下降，靠主旋翼的纵向周期变距操纵来实现前飞和倒飞，靠主旋翼的横向周期变距操纵来实现侧飞，靠偏转方向舵来平衡反扭矩和偏航；在固定翼模式下，靠偏转副翼实现滚转操纵，靠偏转升降舵实现俯仰操纵，靠偏转方向舵来实现偏航操纵。与已有倾转三旋翼飞行器相比，该飞行器采用可倾转垂尾的方案，不仅合理解决了倾转三旋翼反扭矩不容易平衡的问题，继承了普通倾转三旋翼飞行器结构简单紧凑，重量轻，综合能耗低，高速度巡航，续航时间长等优点，而且增加了倾转三旋翼的航向稳定性。

本发明不仅继承了普通倾转三旋翼飞行器结构简单紧凑，重量轻，综合能耗低，高速度巡航，续航时间长等优点，还进一步合理解决了倾转三旋翼反扭矩不容易平衡的问题，在此基础上还增加了倾转三旋翼的航向稳定性，在舰载机领域有广阔的应用前景。

附图说明

图1是本发明可倾转垂尾的倾转三旋翼飞行器的直升机模式示意图；

图2是本发明可倾转垂尾的倾转三旋翼飞行器的固定翼模式示意图；

图3是短舱倾转系统示意图；

图4是垂尾倾转系统示意图；

其中，1-机身，2-机翼，3-短舱倾转系统，4-水平安定面，5-升降舵，6-垂尾倾转系统，7-短舱倾转机构，8-短舱倾转轴，9-左右短舱，10-左右旋翼系统，11-尾梁，12-垂尾倾转机构，13-垂尾倾转轴，14-垂直安定面，15-方向舵，16-后旋翼系统。

具体实施方式

为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1~图4所示，本发明的一种新型倾转旋翼飞行器及其工作方法，其由机身1，机翼2，短舱倾转系统3，水平安定面4，升降舵5，垂尾倾转系统6等构成；其中机翼2安装于机身1中部上方，机翼2两端设置有短舱倾转系统3；所述的机身1尾部设置有水平安定面4，具体的水平安定面4固定安装于机身1尾部尾梁11上。水平安定面4的后端设置有可偏转的升降舵5；所述的机身1尾部还设置有垂尾倾转系统6，所述的垂尾倾转系统6能够相对于机身1倾转。

如图3所示，短舱倾转系统3包括：短舱倾转机构7，短舱倾转轴8，左右短舱9，左右旋翼系统10，其中，短舱倾转机构7安装于机翼2和机身1连接处中间，短舱倾转轴8穿过机翼2，两端伸出机翼2左右翼尖，中部与短舱倾转机构7连接，左右短舱9分别安装于短舱倾转轴8两端，对称于机身1对称平面，里面包含驱动旋翼旋转的发动机和传动机构，左右旋翼系统10分别位于左右短舱9前方与传动系统相连。

如图4所示，垂尾倾转系统6包括：垂尾倾转机构12，垂尾倾转轴13，垂直安定面14，方向舵15，后旋翼系统16，其中，垂尾倾转机构12安装于机身1尾部尾梁11上，垂尾倾转轴13安装于垂尾倾转机构12上，可以沿轴线转动，垂直安定面14固定安装于垂尾倾转轴13上，后旋翼系统16固定安装于垂直安定面14上方翼尖，里面包含驱动后旋翼旋转的电机和传动机构。

所述的机翼2安装于机身1中部上方，采用上单翼布局，可以有效防止固定翼模式下旋翼打地。

所述的短舱倾转机构7和垂尾倾转机构12采用蜗轮蜗杆传动方式，传动平稳、噪音小，且具有自锁性。

所述的左右短舱9和左右旋翼系统10可通过短舱倾转轴8由短舱倾转机构7带动上下倾转，既能提供直升机模式下的升力，也能为固定翼模式提供向前的推力。

所述的尾翼采用倒t型尾翼布局，水平安定面4固定于尾梁11上不随旋翼倾转，减轻了结构重量。

所述的后旋翼系统16和垂直安定面14可通过垂尾倾转轴13由垂尾倾转机构12带动上下倾转。在固定翼模式下，后旋翼与机身轴线保持一定角度，产生的拉力可以分解为向前的推力和向上的升力，不仅可以为主旋翼补充一定的向前推力，还可以提供一部分升力，为机翼和平尾卸载，而且垂直安定面14处在后旋翼的尾流之中，使得垂尾处空气速度增大，增加了航向稳定性；在直升机模式下，后旋翼倾转到垂直向上，产生向上的升力，垂直安定面14后面的方向舵15处在后旋翼的下洗流之中，可以通过偏转方向舵15产生侧向力来平衡后旋翼的反扭矩以及进行航向操纵。

本发明的工作方法为：

当左右旋翼和后旋翼均倾转向上时，为直升机模式，此时三副旋翼共同产生向上的拉力，为飞行器提供向上的升力。在起飞，降落以及低速度飞行时均可采用直升机模式。

在平衡状态下，左右两副旋翼旋转方向相反，转速和总距相同，产生的反扭矩可以相互抵消，后旋翼产生的反扭矩可以通过偏转方向舵产生侧向力来平衡，从而实现飞行器的悬停。

在垂直飞行状态下，可以同时改变左右旋翼的总距以及后旋翼的转速来改变三副旋翼的拉力大小，从而实现飞行器的垂直上升和下降。

在平飞状态下，通过左右旋翼纵向周期变距可以实现飞行器的前飞和倒飞，通过左右旋翼横向周期变距可以实现飞行器的侧飞，通过方向舵的偏转改变侧力大小，从而改变反扭矩的大小来控制飞行器偏航。

当左右旋翼和后旋翼均倾转向前时，为固定翼模式，此时三副旋翼共同产生向前的推力，为飞行器提供速度，从而使机翼产生向上的升力，另外后旋翼产生的向上的拉力分量也可提供部分升力。

固定翼模式的操纵和普通固定翼飞机差不多，通过副翼实现滚转操纵，通过升降舵实现俯仰操纵，通过方向舵实现偏航操纵。

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

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