复合式自转多旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及一种多旋翼飞器与自转旋翼飞行器、固定机翼飞行器复合提升飞行器飞行性能实现飞行器垂直起降（vtol）高效、高速飞行的方法。

背景技术：

随着相关技术进步，近年来多旋翼飞行器焕发出新的活力，现有多旋翼飞行器多以电机、电调、螺旋桨组合，组成不同数量升力模组的多旋翼飞行器。亦有多旋翼飞行器与固定翼飞行器复合的复合式多旋翼飞行器。

无论是多旋翼飞行器还是复合式多旋翼，现有设计虽具有简捷性，但其升力模组设计均牺牲了升力效率。存在桨盘载荷大、诱导功率大、升力效率低、前飞阻力大、飞行速度低、过载能力低、抗扰动能力低的通用特性。受桨尖速度限制，只能应运于微小型机种。

一般多旋翼机型只能以电力驱动，受限于现有电池功率密度、能量密度，载荷、航时等均无法满足用户需求。

复合式多旋翼也受限于上述因素，虽引入了燃油动力，但受制于多旋翼升力模组效率及振动耦合问题，飞行器总体效率仍得不到提升，安全得不到保障。

现有自转旋翼机虽有较好的气动效率，但只能滑跑起飞。可实现跳飞自转旋翼机虽可实现垂直起降，但又不能实现悬停。

技术实现要素：

一种复合式自转多旋翼飞行器，机体1布置有前飞动力系统6、垂直尾翼4、水平尾翼3，机体1上布置有多套旋翼套组5，飞行器可配置可滑跑起落架9。

根据权利要求1所述，其特征是，机翼上纵列布置有多套旋翼套组5。

根据权利要求1、2所述，其特征是，机体1上所布多套旋翼套组5是指旋翼套组5数量可为4套，4+n套,n为偶数。

根据权利要求1所述飞行器，其特征在于其机体1上布置有推动力系统6，可选择设计为布置于机体1尾部的尾推式动力、前部的拉进式动力、背部的背推式动力、侧部的侧推式动力。

根据权利要求1所述飞行器，其特征在于其机体1尾部布置有水平尾翼3、垂直尾翼4。

根据权利要求1所述飞行器，其特征在于可选择加装固定机翼2，固定机翼2上可布设副翼11。

根据权利要求1所述飞行器，其特征在于旋翼套组5上的桨叶10根据机型载荷大小选择总距固定或总距可变，小载荷机型可选择总距固定设计，大载荷机型可选择总距可变设计。

根据权利要求1所述飞行器，其特征在于旋翼套组5独立驱动。

根据权利要求1所述飞行器，其特征在于根据遂行任务需要，旋翼套组5可选择通过折叠机构7折叠旋翼套组5。

根据权利要求1所述飞行器，其特征在于飞行器垂直起降、悬停、多旋翼模式低速巡航时，以多旋翼飞行器飞行模式飞行、控制。

根据权利要求1所述飞行器，其特征在于，飞行器随前飞动力系统6前飞驱动，旋翼套组5受自驱动力及来流驱动力驱转，飞行器处于多旋翼飞行器与自转旋翼飞行器复合飞行阶段，飞行控制由多旋翼飞行控制与自转旋翼飞行协同控制；来流驱动力逐渐接替旋翼套组5自驱动力，断开自驱动，飞行器进入多自转旋翼飞行器飞行模式，飞行器进入多自转旋翼飞行器飞行控制模式。

根据权利1、6所述，其特征在于，复合式自转多旋翼飞行器可选择加装固定机翼2，飞行器随前飞动力系统6前飞驱动，固定机翼对旋翼套组5升力逐步卸载，旋翼套组5驱转动力亦由自驱转向来流驱转转换，当驱转力由来流驱转接替，断开旋翼套组5自驱转动力，飞行器进入多自转旋翼飞行器与固定机翼飞行器复合飞行模式，飞行器控制进行固定机翼飞行器与多自转旋翼飞行器复合控制模式。

根据权利要求1所述，其特征是由于飞行器具有来流作用下的自转特性，飞行器在失去动力后可在来流作用下自转下滑降落，通过可滑跑起落架，具备滑跑起降条件时，在前飞动力系统6驱动下，可滑跑起降。

根据权利要求1所述，其特征是复合式自转多旋翼飞行器采用分布式动力设计，旋翼套组5、前飞动力系统6均独立驱动；可由全电力驱动，亦可采用混合动力驱动；全电力驱动由储能系统供电，或发电系统与储能系统混合供电；混合动力驱动则采用旋翼套组5由电力驱动，前飞动力系统6由传统燃料动力驱动并带动发电系统向储能系统补充电能，以回补旋翼套组5在垂直起降、悬停、多旋翼模式巡航时的电能消耗；储能系统电能消耗回补亦可采用将旋翼套组5驱动系统设计成驱动、发电一体系统，在飞行器以自转旋翼模式飞行时发电向储能系统回补电能。

本发明的有益效果：区别于现有多旋翼飞行器复合式多旋翼飞行器，复合式自转多旋翼飞行器旋翼套组设计采用低桨盘载荷设计，以升力效率与前飞效率为优选，前飞引入旋翼自转，大部分遂行任务过程中，飞行器以多自转旋翼、自转旋翼、固定机翼飞行器复合模式下飞行，飞行效率处于高效飞行状态，飞行器具备高速飞行特质；区域别于复合式多旋翼飞行器，由于引入旋翼自转，旋翼在来流下自转，减少了废重；区别于自转旋翼飞行器，由于引入多自转旋翼，可实现垂直起降、悬停。

本发明采用多套自转旋翼飞行模式，或多套自转旋翼与固定机翼飞行器复合飞行模式。垂直起降、悬停、低速前飞时为飞行器主升力系统，亦为飞行器飞行姿态主控制系统。旋翼桨叶设计将升力与前飞自旋转为气动优先选项。

在垂直起降、悬停、低速前飞时桨盘载荷小、诱导功率小、升力效率高、前飞阻力小、过载能力高、抗扰动能力强。

前飞时，以自转旋翼机模式飞行时，随前飞速度提高，来流驱转动力逐步接替自有驱转动力，断开旋翼驱动力，旋翼由驱转变为来流作用下的自转，桨叶前行激波，后行失速被延缓，可实现高速飞行，同时由于旋翼高速前飞进引入自转模式，被动驱转，飞行器效率大幅提升，噪音、振动大幅降低。

结合飞行包线特质，采用分布式动力布置，垂直升力系统采用电力驱动，实现了采用多旋翼后的升力模组的简捷性，便于旋翼系统驱转与自旋转的切换。由于前飞动力系统可采用传统动力驱动摆脱了多旋翼飞行器对电池能量密度、功率密度的束缚。

由于以前飞引入旋翼自转，翼尖超音速被克服，本机型可在材料允许条件可做大载荷机型。

由于采用分布式动力设计，这类复合有效解决了垂直起降类机型与固定机翼机型复合后两种机型在同载荷下功率需求不匹配问题。有利于动力系统工作在一个较合理、经济的功率区间。

本飞行器高速前飞采用自转旋翼与固定翼复合模式，因而可依靠起落架滑跑起降。飞行中可采用自转旋翼机模式无动力下滑短距降落。较其它机种安全性大大提高。

附图说明

图1复合式自转四旋翼飞行器侧视示例图。

图2复合式自转四旋翼飞行器右视示例图。

如图1-2所示：

1-机体；2-固定机翼；3-水平尾翼；4-垂直尾翼；5-旋翼套组；6-前飞动力系统；7-折叠机构；8-固定机翼转向盘；9-可滑跑起落架；10-桨叶；11-副翼。

具体实施方式

具体实施：本实施例以复合式自转四旋翼飞行器为例：机体1上布置有固定机翼2，固定机翼2两端固定安装有各两套纵列的旋翼套组5，旋翼套组5桨叶10变总距。机体1上安装有前飞动力系统6，尾部布置有水平尾翼3，垂直尾翼4，固定机翼上布置有副翼11。机体1上布置有可滑跑起落架9。

飞行器动力系统采用独立的分布式布置，四套旋翼套组5独立驱动，前飞动力系统6，全机动力系统可采用全电力系统驱动，亦可采用分设的复合动力驱动。全电力系统驱动可采用飞行器储能系统供电驱动，亦可采用发电系统直接供电驱动，或发电系统与储能系统混合供电。混合动力驱动采用分布式模式：前飞动力系统6采用传统的燃油动力系统驱动，旋翼套组5采用储能系统电力驱动。

本飞行器垂直起降、悬停、多旋翼飞行器模式巡航时，采用多旋翼飞行器飞行及控制模式，旋翼套组5承担主升力及控制力。低速前飞中，随前飞速度增加，固定机翼2升力逐步增加，同时，来流驱转动力逐步接替旋翼套组5自有驱转动力，断开旋翼套组5动力，飞行器以多自转旋翼飞行器与固定机翼飞行器复合模式巡航，飞行主控制力变为固定机翼飞行器控制模式为主，其控制由副翼11、垂直尾翼4、固定尾翼3组合操控，旋翼机套组5可参与辅助控制。

本飞行器机体加装可滑跑起落架9，在具备滑跑起降条件时，可进行滑跑起降。此方式起降其载荷效率将大于垂直起降模式。

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