阅读说明：本技术 一种适用于长时续航、垂直起降与便携装载的飞行器 (Aircraft suitable for long-term endurance, vertical take-off and landing and portable loading ) 是由 陈柏屹 陈金宝 刘燕斌 雷灏 于 2020-06-30 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种适用于长时续航、垂直起降与便携装载的飞行器,涉及航空飞行器设计领域,特别是垂直起降飞行器与变体飞行器设计。本发明采用旋翼与固定翼相结合的设计方案,由机身综合单元与固定翼单元阵列组成。固定翼单元以纵向平面对称的方式连接在机身综合单元的两侧；机身综合单元以水平面对称的方式连接在固定翼单元的两侧。机身综合单元包括折展执行机构、起落组件。固定翼单元两端固连在机身综合单元中折展机构上。固定翼的折展控制集成到飞行姿态控制中：当飞行器处于垂直状态时确保固定翼处于折叠状态；当飞行器处于水平状态时确保固定翼处于展开状态。本发明不仅具备垂直起降的优点,同时具有长时续航的能力,且易于装载和运输。(The invention discloses an aircraft suitable for long-time endurance, vertical take-off and landing and portable loading, relates to the field of aviation aircraft design, and particularly relates to the design of a vertical take-off and landing aircraft and a morphing aircraft. The invention adopts a design scheme of combining a rotor wing and a fixed wing, and consists of a fuselage integrated unit and a fixed wing unit array. The fixed wing units are connected to two sides of the fuselage integrated unit in a longitudinal plane symmetry mode; the fuselage integrated unit is connected to both sides of the fixed wing unit in a horizontally symmetrical manner. The fuselage synthesis unit comprises a folding and unfolding execution mechanism and a lifting assembly. Two ends of the fixed wing unit are fixedly connected with the folding and unfolding mechanism in the machine body comprehensive unit. The folding and unfolding control of the fixed wing is integrated into the flight attitude control: when the aircraft is in a vertical state, the fixed wings are ensured to be in a folded state; when the aircraft is in a horizontal state, the fixed wings are ensured to be in a spread state. The invention has the advantages of vertical take-off and landing, long-term endurance and easy loading and transportation.)

一种适用于长时续航、垂直起降与便携装载的飞行器

技术领域

本发明涉及航空飞行器设计领域，尤其是垂直起降飞行器与变体飞行器设计领域。

背景技术

近年来随着科技的不断进步，多方面领域对无人探测和任务执行的需求不断提高，先进无人机技术如雨后春笋般飞速发展。高空长航时无人机因其优越的续航能力，广泛应用于战役及战略级侦查、监视、目标定位、电子对抗、通信等诸多领。此类飞行器一般采用常规布局或者飞翼布局域，均具有大展弦比的气动构型和优越的升阻特性，但是其宽阔的翼展对其起降、运输和贮存带来了诸多不便。

为了综合固定翼飞行器巡航能力与旋翼飞行器垂直起降的优势，提出了混合翼飞行器(Hybrid wings aircraft,HWA)的设计概念。HWA通过旋翼产生拉力(或者推力)实现悬停，借助固定翼产生的升力实现平飞，对任务环境具有很强的适应性。根据旋翼在飞行模式中所发挥的作用可以将HWA分为两类：分离式HWA与复用式HWA。分离式HWA一般是在固定翼飞行器构型的基础上额外增加旋翼装置，实现垂直起降。该方案中旋翼仅在起降过程发挥作用，尽管结构简单，但是造成了动力装置的严重冗余。相较而言，复合式HWA通过增加旋转机构或者姿态调整实现动力换向，将旋翼提供的升力转换为固定翼的推力，具有更加高效的混合翼利用效率。相较于大展弦比飞行器HWA具有更灵活的起降适应性，但是在续航能力上具有明显差距。

未来无人机技术发展对装备部署、释放回收、持久续航提出了新的要求。大展弦比机翼飞行器具有显著的巡航优势，但是释放回收的灵活性稍显不足；旋翼飞行器能够便携地装载在各种移动型平台，具有垂直起降和悬停跟踪的能力，然而其续航时间与任务半径十分有限。

发明内容

为了弥补传统旋翼飞行器续航能力有限、大展弦比飞行器起降空间与状态空间大的不足，本发明提出一种适用于长时续航、垂直起降与便携装载的飞行器。该飞行器不仅具有旋翼飞行器垂直起降的特点，而且具备大展弦比巡航的能力，同时大大降低了飞行器对于起降环境与装载空间的要求。

为达到上述发明目的，本发明提供的一种适用于长时续航、垂直起降与便携装载的飞行器采用以下技术方案：

该飞行器包括至少三个机身综合单元与若干固定翼单元；所述机身综合单元包括机身、折展执行机构、起落组件，机身前端设有旋翼组件；相邻两个固定翼单元以纵向平面对称的方式连接在一个机身综合单元的两侧；相邻两个机身综合单元以水平面对称的方式连接在一个固定翼单元的两侧；该飞行器的最外侧均为固定翼单元；所述的机身综合单元数量为奇数；

所述折展执行机构安装在机身内，包括旋转驱动电机、连接旋转驱动电机输出轴的主动转轴、与主动转轴配合的从动转轴，所述主动转轴外侧及从动转轴外侧分别连接有固定翼单元；主动转轴的前端设有主动齿轮，从动转轴的前端设有与主动齿轮啮合的从动齿轮；当主动转轴转动时，从动转轴与主动转轴反向旋转；

所述起落组件包括与机身后端连接的伸缩杆式起落架、升降舵与方向舵；所述的升降舵和方向舵与伸缩杆式起落架固连；当飞行器处于空中飞行时，伸缩杆式起落架处于伸展状态，当飞行器垂直下落且伸缩杆式起落架接触地面时，伸缩杆式起落架进行收缩。

本发明的有益效果是：将折展变形结构引入飞行器设计方案，利用旋翼动力、气动舵面与折展机构，采用姿态-结构一体化控制系统完成垂直飞行模式与水平模式模式的转换，从而实现了垂直起降与长时续航的过渡，弥补了传统旋翼飞行器续航能力不足，同时解决了大展弦比飞行器起降环境与装载空间要求高的难题，达到了融合垂直起降、长时续航与便携装载等优势的有益效果。

附图说明

图1给出了本发明实施例垂直-水平飞行模式转换过程示意图；

图2给出了本发明实施例的外形及主要部件；

图3给出了本发明实施例机身综合单元中主要部件的示意图；

图4给出了本发明实施例面对称相向旋转组件实施的结构示意图；

图5给出了本发明实施例机身综合单元伸缩杆式起落架的两种工作状态对比示意图；

图6给出了本发明实施例垂直飞行模式下的工作原理及示意图；

图7给出了本发明实施例水平飞行模式下的工作原理及示意图；

图8给出了本发明实施例固定翼单元实施例的示意图；

图9给出了本发明实施例垂直/水平飞行模式切换过程中姿态/结构一体化控制系统的工作原理及示意图。

具体实施方式

为了使本发明的技术方案及有益效果更加清楚明白，以下通过实施例并结合附图对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的实施例是对本发明的进一步解释和补充，并不用于限定本发明的权利要求。

如图1和图2所示，本实施例提供了一种适用于长时续航、垂直起降与便携装载的飞行器。图1给出了本实施例飞行模式过渡过程的示意图，图2给出了实施例的主要结构组件。实施例采用旋翼与固定翼相结合的设计方案，包括五个机身综合单元11～15与六个固定翼单元21～26。固定翼单元以左右对称的方式连接在机身综合单元的两侧；机身综合单元以上下对称的方式连接在固定翼单元的两侧；处在飞行器外侧的固定翼单元(固定翼21和固定翼26)，其外端无需连接机身综合单元。

如图3和图4所示，机身综合单元包括折展执行机构101～104、起落组件105～107、旋翼组件108～109、航电系统及姿态/结构一体化控制系统110、电池111与机身112；本实施例中全部的5个机身综合单元均包含以上组件。

折展执行机构101～104包括具有自锁功能的旋转驱动电机101、面对称相向旋转组件102～104，包括主动转轴102，从动转轴103，相向同步啮合齿轮组104。主动转轴102与从动转轴103分别与固定翼单元一端固连，在旋转驱动电机101的驱动和同步齿轮组的作用下实现两侧固定翼相对于机身的同步折叠与展开，由驱动电机101控制折展角度。

起落组件105～107包括伸缩杆式起落架105、升降舵106与方向舵107。升降舵106和方向舵107与伸缩杆式起落架105固连。如图5所示，伸缩杆式起落架105与机身112采用拉伸弹簧进行连接，具有轴向滑动自由度。拉伸弹簧的一端连接在机身112后部，另一端连接在伸缩杆式起落架的前部。当飞行器处于空中飞行时，在拉伸弹簧的作用下伸缩杆式起落架处于伸展状态，提高控制舵面的作用力矩；当飞行器垂直下落伸缩杆式起落架接触地面时，在自身重力作用下伸缩杆式起落架进行收缩，降低飞行器对装载空间的高度要求及装载稳定性。

如图3所示，旋翼组件108～109包括电机108和螺旋桨109，与机身112固连。如图6所示，旋翼组件在垂直飞行模式下提供升力，按照中心纵向平面对称放置，且一对旋翼组件为正反桨。T₁、T₂、T₄、T₅分别为机身综合单元11，12，14，15中旋翼组件所提供的拉力。在垂直飞行模式下，中心机身13的旋翼组件待机，由两侧对称的旋翼组件提供拉力。利用T₁、T₂、T₄、T₅，采用四旋翼的控制策略实现飞行器在垂直状态下的飞行器控制。在水平飞行模式下，旋翼组件由升力源转换为动力源，全部或者部分提供动力，如图7所示。

如图8所示，固定翼单元包括翼肋201、桁梁202和蒙皮203，采用两个桁梁，两端固连在机身综合单元中面对称相向旋转组件的主动轴与从动轴上上。固定翼单元在水平飞行模式下提供升力，如图所示；在垂直飞行模式下作为旋翼的结构组件，如图6所示；固定翼单元在水平飞行模式与垂直飞行模式过渡过程中，由面对称相向旋转组件实现折叠或者展开，如图9所示。

姿态/结构一体化控制系统由旋翼拉力控制、气动舵面控制及折展机构控制系统组成；在飞行模式过渡过程中同时完成飞行器姿态的倾转控制与固定翼的折展控制。机体坐标系表示为(x_B-y_B-z_B)，其中x_B表示机体的x轴，平行于机身轴线方向，向前为正；y_B表示机体的y轴，垂直于x轴指向右方；z_B表示机体的z轴，指向满足右手定则。

姿态控制由机身尾部的气动舵面及旋翼组件实现：调整气动舵面产生低头力矩；调整上下两侧旋翼组件的拉力，使得上下两侧产生拉力差。上方拉力大于下方拉力时T₂>T₁，产生低头力矩；上方拉力小于下方拉力时T₂<T₁，产生抬头力矩，同时确保对称单元的旋翼组件拉力一致，T₂＝T₄，T₁＝T₅，如图9所示。

固定翼的折展控制集成到飞行姿态控制中，在调整姿态的同时实现固定的展开。具体而言，当飞行器处于垂直状态时确保固定翼处于折叠状态；当飞行器处于水平状态时确保固定翼处于展开状态，如图9所示。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。