阅读说明：本技术 一种适用于小型垂直起降固定翼飞行器的动力系统 (Power system suitable for small vertical take-off and landing fixed wing aircraft ) 是由 王子安 龚正 刘朋辉 王欣艺 吕慧涛 张同任 于 2019-09-20 设计创作，主要内容包括：一种适用于小型垂直起降固定翼飞行器的动力系统,包括两个独立的动力子系统,分别是：升力风扇和辅助电机动力子系统,由该系统产生向下喷出的气流,从而产生位于机身前部的第一垂直升力；主涵道风扇和主电机动力子系统,通过一个矢量喷管将主涵道风扇向后喷出的气体向下偏转,产生位于机身尾部的第二垂直升力；偏流系统,通过两个滚转喷管将主涵道风扇产生的压缩空气分别引至两侧机翼,再通过翼尖上的喷口向下喷出,从而产生位于两侧机翼处的第三垂直升力。两个滚转喷管内设有气流调节机构,所述气流调节机构用以调节两个滚转喷管的喷气量,从而产生滚转力矩；通过偏转第一喷管单元将向下喷出的气体顺时针或逆时针偏转,从而产生偏航力矩。(A power system suitable for a small vertical take-off and landing fixed wing aircraft comprises two independent power subsystems, namely: the lift fan and auxiliary motor power subsystem generates downward sprayed airflow so as to generate a first vertical lift force at the front part of the fuselage; the main ducted fan and the main motor power subsystem deflect the gas ejected backwards by the main ducted fan downwards through a vectoring nozzle to generate a second vertical lift force positioned at the tail part of the machine body; and the bias flow system guides the compressed air generated by the main ducted fan to the wings on the two sides respectively through the two rolling spray pipes and then downwards sprays the compressed air through the nozzles on the wing tips, so that third vertical lift forces positioned on the wings on the two sides are generated. The two rolling spray pipes are internally provided with airflow adjusting mechanisms which are used for adjusting the air injection amount of the two rolling spray pipes so as to generate rolling torque; the downwardly ejected gas is deflected clockwise or counterclockwise by deflecting the first nozzle unit, thereby generating a yawing moment.)

一种适用于小型垂直起降固定翼飞行器的动力系统

技术领域

本发明涉及一种适用于小型垂直起降固定翼飞行器的动力系统，属于航空飞行器设计技术领域。

背景技术

垂直起降固定翼飞行器能够短距起飞，然后转换为固定翼模态飞行，最后垂直降落，集旋翼飞行器垂直起降和控制悬停的能力与固定翼飞行器速度快、航程远等优点于一身，是近年来各国研究的热点。

动力系统是垂直起降固定翼飞行器的研制难点，在实现垂直起降功能上起到了至关重要的作用，在各种动力系统中，组合型动力系统依靠可以向下偏转的喷管和通过发动机轴驱动的升力风扇能够大幅提高所提供的升力，具有优越的性能，但是这种组合型动力系统结构复杂，重量大，两个动力子系统由一个电机控制，需要传动离合系统。

在组合型动力系统中，一般使用矢量喷管技术实现垂直起降，三轴承矢量喷管是一种应用于垂直起降固定翼飞行器的大转角推力矢量喷管，通过三节喷管之间相互旋转实现喷管整体型面的偏转，使用矢量喷管能够降低对起降场地的要求和部署难度，大大提高垂直起降固定翼飞行器的生存能力，但是矢量喷管的几何结构复杂，功能单一，重量大，无法满足多种飞行状态。

发明内容

针对上述现有技术存在的问题，本发明提供一种适用于小型垂直起降固定翼飞行器的动力系统。通过调节升力风扇和辅助电机动力子系统、主涵道风扇和主电机动力子系统的电机转速，并通过舵机控制滚转喷管和矢量喷管，可以实现垂直起降、平飞、俯仰、滚转、偏航等控制。

本发明采用如下技术方案：

一种适用于小型垂直起降固定翼飞行器的动力系统，包括两个独立的动力子系统，分别是：

升力风扇和辅助电机动力子系统，安装在前机身段，由该系统产生向下喷出的气流，从而产生位于机身前部的第一垂直升力；

主涵道风扇和主电机动力子系统，通过一个矢量喷管将主涵道风扇向后喷出的气体向下偏转，产生位于机身尾部的第二垂直升力；

偏流系统，通过两个滚转喷管将主涵道风扇产生的压缩空气分别引至两侧机翼，再通过翼尖上的喷口向下喷出，从而产生位于两侧机翼处的第三垂直升力。

两个滚转喷管内设有气流调节机构，所述气流调节机构包括安装于导流筒体外壁的驱动装置和安装于滚转喷管与导流筒体连接处内部的阻挡装置，驱动装置驱动阻挡装置调节滚转喷管的气流入口的大小，从而调节两个滚转喷管的喷气量，从而产生滚转力矩；

通过所述矢量喷管将主涵道风扇向后喷出的气体顺时针或逆时针偏转，从而产生偏航力矩。

所述主涵道风扇和主电机动力子系统包括位于机身前端两侧对称布置的两个主进气道、一个位于机身上侧且连接在主进气道和主涵道风扇之间的辅助进气道、位于主涵道风扇后方的导流筒体以及连接在所述导流筒体后部的所述矢量喷管；

所述矢量喷管包括多个两端横截面直径相同的喷管单元，喷管单元与所述导流筒体之间、以及每两个喷管单元之间均通过结构相同的喷管连接机构进行连接，且连接后，各喷管单元可实现相互旋转，在旋转过程中，各喷管单元的轴线始终处于同一平面内，所述喷管连接机构包括：

环形轴承座，固定连接在喷管单元一端或导流筒体一端；

齿圈，固定连接在喷管单元的另一端；

多个V型轴承，连接在所述环形轴承座和所述齿圈之间，所述齿圈上设有与所述V型轴承配合的V型导轨；

舵机安装座，固定设置在所述环形轴承座一侧，其上安装舵机，舵机驱动轴上设有与所述齿圈相啮合的小齿轮；

矢量喷管上位于最后一节喷管单元的尾部设有呈渐缩状的尾喷口。

所述环形轴承座的圆周上均匀布置所述V型轴承，每个所述V型轴承的内圈通过固定销轴与所述环形轴承座固定连接，所述V型轴承的外圈与所述齿圈的V型导轨相配合。

所述矢量喷管包括第一喷管单元、第二喷管单元和第三喷管单元，其中，第一喷管单元、第二喷管单元、第三喷管单元均是横截面为椭圆形的管型结构，第一喷管单元的前端是横截面为圆形的喷口结构，与导流筒体的末端相连，第一喷管单元的末端、第二喷管单元的前端与末端、第三喷管单元的前端均是斜截面为圆形的斜面结构，第三喷管单元的末端是横截面为圆形的喷口结构，与横截面渐缩的尾喷口相连。

第一喷管单元与第二喷管单元、第二喷管单元与第三喷管单元连接处的斜截面与喷管横截面之间的夹角α通过以下公式获得：

式中，β为矢量喷管达到最大偏转状态时的气流偏转角。当β＝90°时，α＝22.5°。

在导流筒体与第一喷管单元连接处的所述环形轴承座和V型导轨之间、第一喷管单元与第二喷管单元连接处的所述环形轴承座和V型导轨之间、第二喷管单元与第三喷管单元连接处的所述环形轴承座和V型导轨之间设有O型密封圈。

本发明具有如下有益效果：

(1)升力风扇和辅助电机动力子系统、主涵道风扇和主电机动力子系统为两套独立动力子系统，不需要传动离合系统。

(2)通过旋转第一喷管单元、第二喷管单元、第三喷管单元，可以使尾喷口的轴线与导流筒体的轴线在对称面内形成0到90度的角度，通过旋转第一喷管单元，可以使尾喷口的轴线与对称面之间形成0到20度的角度。

(3)通过控制电机和舵机，可以实现垂直起降、平飞、俯仰、滚转、偏航等控制。

(4)简化了结构复杂程度，降低了结构重量，提高了垂直起降固定翼飞行器动力系统的效率。

附图说明

图1为本发明的整体结构示意图。

图2为本发明中矢量喷管机构的结构示意图。

图3为本发明中矢量喷管垂直截面示意图。

图4为本发明中导流筒体和第一喷管单元连接处结构示意图。

图5为本发明中导流筒体和第一喷管单元连接处局部剖视图。

图6为尾喷口水平示意图。

图7为尾喷口垂直向下示意图。

图8为尾喷口在垂直起降状态下顺时针旋转20度示意图。

其中：

1-升力风扇和辅助电机动力子系统，2-主进气道，3-辅助进气道，4-主涵道风扇，5-导流筒体，6-滚转喷管，7-滚转控制调节机构，8-矢量喷管，9-第一喷管单元，10-第二喷管单元，11-第三喷管单元，12-尾喷口，13-第一喷管单元舵机安装座，14-第二喷管单元舵机安装座，15-第三喷管单元舵机安装座，16-第一喷管单元舵机，17-第二喷管单元舵机，18-第三喷管单元舵机，19-第一喷管单元小齿轮，20-第二喷管单元小齿轮，21-第三喷管单元小齿轮，22-第一喷管单元齿圈，23-第二喷管单元齿圈，24-第三喷管单元齿圈，25-导流筒体与第一喷管单元连接处环形轴承座，26-第一喷管单元与第二喷管单元连接处环形轴承座，27-第二喷管单元与第三喷管单元连接处环形轴承座，28-导流筒体与第一喷管单元连接处V型轴承，29-第一喷管单元与第二喷管单元连接处V型轴承，30-第二喷管单元与第三喷管单元连接处V型轴承，31-导流筒体与第一喷管单元连接处V型导轨，32-第一喷管单元与第二喷管单元连接处V型导轨，33-第二喷管单元与第三喷管单元连接处V型导轨，34-轴承座处螺栓，35-轴承座处螺母。

具体实施方式

参照图1所示，本发明适用于小型垂直起降固定翼飞行器的动力系统包括两个独立的动力子系统，分别是升力风扇和辅助电机动力子系统1和主涵道风扇和主电机动力子系统，以及一个偏流系统。

升力风扇和辅助电机动力子系统1，安装在前机身段；主涵道风扇和主电机动力子系统包括位于机身前端两侧对称布置的两个主进气道2、一个位于机身上侧且连接在主进气道2和主涵道风扇4之间的辅助进气道3、位于主涵道风扇4后方的导流筒体5以及连接在导流筒体5后部的矢量喷管8；偏流系统包括安装在导流筒体5筒壁两侧的两个滚转喷管6，以及滚转喷管6内的滚转控制调节机构7，滚转控制调节机构7包括安装于导流筒体5外壁的驱动装置和安装于滚转喷管6与导流筒体5连接处内部的阻挡装置。系统结构简单精巧，组装方便。主进气道2、辅助进气道3、导流筒体5、滚转喷管6和矢量喷管8均通过3D打印加工方式加工而成，减少了结构重量。

参照图2所示，矢量喷管8包含矢量喷管主体，矢量喷管传动机构，矢量喷管固定机构。矢量喷管主体包含第一喷管单元9，第二喷管单元10，第三喷管单元11，尾喷口12，矢量喷管传动机构包含第一喷管单元舵机安装座13，第一喷管单元舵机16，第一喷管单元小齿轮19，第一喷管单元齿圈22，第二.喷管单元舵机安装座14，第二喷管单元舵机17，第二喷管单元小齿轮20，第二喷管单元齿圈23，第三喷管单元舵机安装座15，第三喷管单元舵机18，第三喷管单元小齿轮21，第三喷管单元齿圈24，其中，第一喷管单元小齿轮19、第二喷管单元小齿轮20、第三喷管单元小齿轮21是主动齿，第一喷管单元齿圈22、第二喷管单元齿圈23、第三喷管单元齿圈24是从动齿，矢量喷管固定机构包含导流筒体与第一喷管单元连接处环形轴承座25，V型轴承28，V型导轨31，第一喷管单元与第二喷管单元连接处环形轴承座26，V型轴承29，V型导轨32，第二喷管单元与第三喷管单元连接处环形轴承座27，V型轴承30，V型导轨33。

导流筒体5的喉道先扩张后收缩至固定值，末端横截面为圆形，第一喷管单元9、第二喷管单元10、第三喷管单元11均是横截面为椭圆形的管型结构，第一喷管单元9的前端是横截面为圆形的喷口结构，与导流筒体5的末端相连，第一喷管单元9的末端、第二喷管单元10的前端与末端、第三喷管单元11的前端均是斜截面为圆形的斜面结构，第三喷管单元11的末端是横截面为圆形的喷口结构，与横截面渐缩的尾喷口12相连。

第一喷管单元9、第二喷管单元10、第三喷管单元11通过一段扩口实现从椭圆形到圆形的平滑过渡，且第一喷管单元9、第二喷管单元10、第三喷管单元11在旋转过程中，轴线始终处于同一平面内。通过旋转第一喷管单元9、第二喷管单元10、第三喷管单元11，可以使尾喷口12的轴线与导流筒体5的轴线在对称面内形成0到90度的角度，通过旋转第一喷管单元9，可以使尾喷口12的轴线与对称面之间形成0到20度的角度。

导流筒体5和第一喷管单元9、第一喷管单元9和第二喷管单元10、第二喷管单元10和第三喷管单元11会发生相对转动，为了保证系统的密封性，在导流筒体与第一喷管单元连接处环形轴承座25和V型导轨31、第一喷管单元与第二喷管单元连接处环形轴承座26和V型导轨32、第二喷管单元与第三喷管单元连接处环形轴承座27和V型导轨33之间增加O型密封圈，使相对转动的同时不发生气体泄漏。

参照图3所示，第一喷管单元9与第二喷管单元10、第二喷管单元10与第三喷管单元11连接处的斜截面与喷管横截面之间的夹角α通过以下公式获得：

式中，β为矢量喷管达到最大偏转状态时的气流偏转角,当β＝90°时，α＝22.5°。

参照图4、图5所示，导流筒体与第一喷管单元连接处环形轴承座25一侧固定两个第一喷管单元舵机安装座13，在实际使用时，考虑到机身内部可用空间的限制，选择在其中一个第一喷管单元舵机安装座13上安装第一喷管单元舵机16，通过第一喷管单元舵机16驱动第一喷管单元小齿轮19旋转，第一喷管单元小齿轮19与第一喷管单元齿圈22相啮合，从而带动第一喷管单元齿圈22旋转，使第一喷管单元9和导流筒体5相对转动。导流筒体与第一喷管单元连接处V型轴承28通过轴承座处螺栓34和螺母35固定在轴承座25上，由于导流筒体5与第一喷管单元9连接处外圈八个V型轴承28的固定作用，使V型导轨31和轴承座25紧密接触，同时，使V型导轨31可以和导流筒体5同轴转动，即第一喷管单元9和导流筒体5同轴转动。第一喷管单元9和第二喷管单元10、第二喷管单元10和第三喷管单元11均通过以上方式实现部件之间的传动和固定。

参照图1、图6至图8所示，适用于小型垂直起降固定翼飞行器的动力系统可以满足不同的飞行状态和功能需求，提高垂直起降固定翼飞行器动力系统的效率。

当固定翼飞行器处于平飞状态时，关闭固定翼飞行器背部的升力风扇和辅助电机动力子系统1的上盖板和辅助进气道3的上盖板，通过第一喷管单元舵机16、第二喷管单元舵机17、第三喷管单元舵机18分别驱动第一喷管单元9、第二喷管单元10、第三喷管单元11旋转，使尾喷口12保持水平，如图6。关闭升力风扇和辅助电机动力子系统1，开启主涵道风扇4，使气流通过主进气道2进入导流筒体5，通过滚转控制调节机构7的驱动装置驱动阻挡装置，调节滚转喷管6的气流入口的大小，保证进入导流筒体5两侧滚转喷管6的气流流量相同，此时阻挡装置处于基准状态，其余大部分气流通过矢量喷管8水平喷气。为实现水平飞行状态下的滚转运动，可以通过调节滚转控制调节机构7的阻挡装置的位置，使通过导流筒体5两侧滚转喷管6的气流流量不同，产生滚转力矩，当进入右侧滚转喷管6的气流流量较大时，飞行器左滚转，当进入左侧滚转喷管6的气流流量较大时，飞行器右滚转。

当固定翼飞行器处于垂直起降状态时，打开固定翼飞行器背部的升力风扇和辅助电机动力子系统1的上盖板和辅助进气道3的上盖板，通过第一喷管单元舵机16、第二喷管单元舵机17、第三喷管单元舵机18分别驱动第一喷管单元9、第二喷管单元10、第三喷管单元11旋转，以尾喷口12水平为初始状态，如图6，第一喷管单元9相对于导流筒体5逆时针旋转90度，第二喷管单元10相对于第一喷管单元9顺时针旋转180度，第三喷管单元10相对于第二喷管单元9顺时针旋转180度，使尾喷口12向下偏转90度，如图7。开启升力风扇和辅助电机动力子系统1向下喷气，同时开启主涵道风扇4，使气流通过主进气道2和辅助进气道3进入导流筒体5，调节滚转控制调节机构7，使阻挡装置处于基准状态，保证进入导流筒体5两侧滚转喷管6的气流流量相同，其余大部分气流通过矢量喷管8向下喷气。通过调节两个动力子系统的电机转速，实现俯仰平衡，达到垂直起降的要求。为实现垂直起降状态下的俯仰运动和偏航运动，可以通过调节升力风扇和辅助电机动力子系统1的电机转速，产生俯仰力矩，当电机转速调小时，飞行器低头，当电机转速调大时，飞行器抬头；通过第一喷管单元舵机16驱动第一喷管单元9顺时针或逆时针旋转0到20度，第二喷管单元10和第三喷管单元11不旋转，可以使尾喷口12的轴线在竖直平面内顺时针或逆时针旋转0到20度，改变喷气方向，产生偏航力矩，当尾喷口12顺时针旋转时，飞行器左偏，当尾喷口12逆时针旋转时，飞行器右偏。如图8，当第一喷管单元9顺时针旋转20度时，尾喷口12顺时针旋转20度，飞行器左偏。

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作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。