具体实施方式

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。

相关技术中，垂直起降飞机主要分为两大类：旋翼机和固定翼飞机。其中旋翼机的典型代表就是世界各主要军事强国拥有的各类直升机。比如美国的阿帕奇直升机、科曼奇直升机、支奴干运输直升机以及新一代高速直升机S-97等，俄罗斯的卡系列直升机等，中国的直系列直升机等等。

然而，直升机的最大起飞重量直接受限于发动机的功率，且垂直起飞转平飞后由于阻力增大使得功率需求进一步提高、油耗增大，极大地影响了直升机的航程，使其对纵深目标的打击能力较弱。

有鉴于此，本申请创造性地提出一种“基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机”解决方案，综合采用了新构型(倾转动力翼)和新型混合动力系统(混合电推进系统)，从而使该无人飞行器具有垂直起降、长航时、固定翼舰载机的特点，可用于验证并发展垂直起降高速飞行固定翼无人机，满足多军种对吨位级舰载无人飞行器的迫切需求。

参考图1和图2，图1是本申请一实施例提出的基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机的俯视结构示意图，图2是本申请一实施例提出的基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机的侧视结构示意图。如图1和图2所示，所述基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机，包括：机身1、前动力翼2、后动力翼3和混合电推进系统9；

所述前动力翼2有两个，分别设置在所述机身1两侧的前端，所述前动力翼2可相对于所述机身1转动；

所述后动力翼3有两个，分别设置在所述机身1两侧的后端，所述后动力翼3可相对于所述机身1转动；

所述混合电推进系统9与所述前动力翼2和所述后动力翼3连接，用于驱动所述前动力翼2和所述后动力翼3。

在本实施方式中，前动力翼2有两个，分别设置在机身1两侧的前端，承担主要的推进力，具体地，两个前动力翼2在机身1两端对称设置，能够保证机身1受力平衡，以便使飞机能够平稳地飞行，且前动力翼2可相对于机身1转动，从而形成倾转动力翼，以便能够调整前动力翼2提供的动力的方向，在飞机需要垂直起降时，调整前动力翼2提供的动力方向为竖直方向，以便完成垂直起降，当需要进行平飞时，调整前动力翼2提供的动力方向为水平方向，为飞机的平飞提供动力，而且可以减小前动力翼2的阻力，以降低能源的消耗，提高飞机的航程。

后动力翼3有两个，分别设置在机身1两侧的后端，承担辅助推进，具体地，两个后动力翼3在机身1两端对称设置，能够保证机身1受力平衡，以便使飞机能够平稳地飞行，且后动力翼3可相对于机身1转动，从而形成倾转动力翼，以便能够调整后动力翼3提供的动力的方向，在飞机需要垂直起降时，调整后动力翼3提供的动力方向为竖直方向，以便完成垂直起降，当需要进行平飞时，调整后动力翼3提供的动力方向为水平方向，为飞机的平飞提供动力，而且可以减小前动力翼2的阻力，以降低能源的消耗，提高飞机的航程。

混合电推进系统9与前动力翼2和后动力翼3连接，以便能够驱动前动力翼2和后动力翼3，且混合电推进系统9能够节约能源，以提高飞机的航程。

采用本申请提供的基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机，第一方面，机身1两侧分别设置有前动力翼2和后动力翼3，前动力翼2和后动力翼3均可相对于机身1转动，以便能够根据实际情况进行前动力翼2和后动力翼3的调节，以完成飞机的垂直起降，以及降低飞机的飞行阻力，以提高飞机的航程。

第二方面，混合电推进系统9与前动力翼2和后动力翼3连接，采用混合电推进系统9驱动前动力翼2和后动力翼3，能够使功率分配更加合理，以降低油耗，提高飞机的航程。

基于上述混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机，本申请提供以下一些具体可实施方式的示例，在互不抵触的前提下，各个示例之间可任意组合，以形成新一种混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机。应当理解的，对于由任意示例所组合形成的新一种混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机，均应落入本申请的保护范围。

参考图1至图3，图3是本申请一实施例提出的基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机的倾转后的立体结构示意图，在一种可行的实施方式中，所述混合电推进系统9至少包括倾转机构；

所述倾转机构设置在所述机身1内部，可绕所述机身1转动；

所述倾转机构有四个，每个所述前动力翼2和每个所述后动力翼3分别连接一个所述倾转机构。

在本实施方式中，混合电推进系统9至少包括倾转机构，倾转机构设置在机身1内部，可绕机身1转动，且倾转机构有四个，在每个前动力翼2和每个后动力翼3处分别设置有一个倾转机构，前动力翼2和后动力翼3均连接有倾转机构，以便倾转机构能够带动前动力翼2和后动力翼3转动，使前动力翼2和后动力翼3相对于机身1转动。

参考图1至图4，图4是本申请一实施例提出的基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机的正视结构示意图，在一种可行的实施方式中，所述前动力翼2和所述后动力翼3均包括：螺旋桨4、支撑横翼5和下半环翼6；

所述下半环翼6的一侧与所述倾转机构连接；

所述支撑横翼5连接在所述下半环翼6的上部；

所述螺旋桨4连接在所述支撑横翼5的前端。

在本实施方式中，前动力翼2和后动力翼3均包括：螺旋桨4、支撑横翼5和下半环翼6，常规情况下，前动力翼2和后动力翼3提供的动力方向为水平方向，以下结构的方位均为常规情况下的方位，其中，下半环翼6的一侧与倾转机构连接，以便倾转机构能够带动下半环翼6转动，支撑横翼5连接在下半环翼6的上部，螺旋桨4连接在支撑横翼5的前端，以便支撑横翼5能够支撑螺旋桨4，具体地，螺旋桨4连接在支撑横翼5的中部，下半环翼6位于螺旋桨4的下部，其中，下半环翼6为向下凸起的半环形翼，在飞机平飞时，由于螺旋桨4不停的转动，导致下半环翼6上部的气流流速远大于下半环翼6下部的气流流速，从而导致下半环翼6上部的压强小于下半环翼6下部的压强，使下半环翼6受到向上的升力，从而能够提高飞机的载荷。

参考图1至图5，图5是本申请一实施例提出的基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机的混合电推进系统示意图，在一种可行的实施方式中，所述混合电推进系统9还包括发动机推进系统91、电动机推进系统92和功率模块93；

所述发动机推进系统91和所述电动机推进系统92均与所述功率模块93连接。

在本实施方式中，混合电推进系统9还包括发动机推进系统91、电动机推进系统92和功率模块93，其中，发动机推进系统91和电动机推进系统92均与功率模块93连接，功率模块93能够对发动机推进系统91和电动机推进系统92的功率进行合理分配，以节约能源。

在一种可行的实施方式中，所述发动机推进系统91包括发动机911、启动发电一体化电机912、输入轴913、传动轴914和输出轴915；

所述发动机911和所述启动发电一体化电机912均有两个，每个所述发动机911分别连接一个所述启动发电一体化电机912，每个所述启动发电一体化电机912分别与所述功率模块93连接；

所述输入轴913有两根，每个所述发动机911分别连接一根所述输入轴913；

所述传动轴914有两根，每根所述输入轴913分别与每根所述传动轴914传动连接；

所述输出轴915有两根，两根所述输出轴915分别设置在所述前动力翼2的所述支撑横翼5内，每根所述传动轴914分别传动连接一根所述输出轴915；

所述输出轴915与所述前动力翼2的所述螺旋桨4连接。

在本实施方式中，发动机推进系统91包括发动机911、启动发电一体化电机912、输入轴913、传动轴914和输出轴915，其中，发动机911和启动发电一体化电机912均有两个，每个发动机911分别连接一个启动发电一体化电机912，每个启动发电一体化电机912分别与功率模块93连接，通过功率模块93控制启动发电一体化电机912来对发动机推进系统91和电动机推进系统92的功率进行调节。

输入轴913与发动机911连接，输入轴913从发动机911内部伸出，发动机911带动输入轴913转动，然后通过输入轴913带动传动轴914转动，进而通过传动轴914带动输出轴915转动，其中，每根输入轴913均通过锥齿轮与两根传动轴914传动连接，输出轴915设置在前动力翼2的支撑横翼5内，传动轴914的一端伸出机身1，伸入支撑横翼5内，与输出轴915通过锥齿轮传动连接，然后由输出轴915带动前动力翼2的螺旋桨4转动。

在一种可行的实施方式中，启动发电一体化电机912分为多个永磁体转子和多个线圈静子，多个永磁体转子均匀分布在发动机的压气机的叶轮上，多个线圈静子均匀分布在发动机的扩压器上，形成等直径的转子与静子，并在轴向上相对，形成轴向永磁无刷直流电机的形式。

本申请中涉及到多种工作模式的切换，具体地，①地面模式-发电，该模式下飞行器停留地面，启动发电一体化电机912发电给蓄电池921充电；②地面模式-休眠，该模式下飞行器停留地面，启动发电一体化电机912处于休眠状态；③垂直起降模式-休眠，该模式下发动机911全功率输出给主螺旋桨4，蓄电池921驱动副螺旋桨4电机全功率运行，启动发电一体化电机912处于休眠；④巡航模式-发电，该模式下飞行器推力完全由发动机911提供，同时发动机911通过启动发电一体化电机912发电给蓄电池921充电；⑤垂直起降模式-发电，该模式下发动机911驱动主螺旋桨4，并通过发电机发电，与蓄电池921共同驱动副螺旋桨4电机；⑥巡航模式-休眠，该模式下飞行器推力完全由发动机911提供，启动发电一体化电机912处于休眠状态；⑦机动模式-休眠，该模式下发动机911全功率运行驱动主螺旋桨4，蓄电池921驱动副螺旋桨4电机全功率运行，共同给飞行器提供推力；⑧机动模式-电动，该模式下发动机911全功率运行大部分功率驱动主螺旋桨4，部分功率通过启动发电一体化电机912发电与蓄电池921共同驱动副螺旋桨4电机，共同给飞行器提供推力；⑨停机模式，此时发动机911、启动发电一体化电机912以及蓄电池921均不工作，其中，主螺旋桨4为前动力翼2的螺旋桨4，副螺旋桨4为后动力翼3的螺旋桨4。通过功率模块，在不同的情况下控制不同的部件进行工作，以便能够使发动机推进系统和电动机推进系统的功率得到合理的分配，以节约能源，提高飞机的航程。

在一种可行的实施方式中，所述电动机推进系统92包括蓄电池921和电动机922，所述电动机922与所述蓄电池921电连接，所述蓄电池921与所述功率模块93连接；

所述电动机922有两个，两个所述电动机922分别设置在所述后动力翼3的所述支撑横翼5的内部，所述电动机922与所述后动力翼3的所述螺旋桨4连接。

在本实施方式中，电动机推进系统92包括电动机922和蓄电池921，电动机922与蓄电池921电连接、蓄电池921与功率模块93电连接，电动机922设置在后动力翼3的支撑横翼5的内部，电动机922与后动力翼3的螺旋桨4连接，功率模块93能够控制蓄电池921给电动机922通电，以便使电动机922带动后动力翼3的螺旋桨4转动。

在一种可行的实施方式中，所述倾转机构包括倾转扭力管、轴承、倾转作动缸和倾转摇臂；

所述轴承安装在所述机身1一侧；

所述倾转扭力管穿过所述轴承和所述机身1，与所述下半环翼6连接；

所述倾转摇臂的一端连接倾转作动缸，所述倾转摇臂的另一端连接在所述倾转扭力管外侧；

所述倾转作动缸与所述功率模块93电连接；

所述传动轴914设置在所述倾转扭力管内部，所述传动轴914一端伸出所述机身1，与所述输出轴915传动连接。

在本实施方式中，倾转机构包括倾转扭力管、轴承、倾转作动缸和倾转摇臂，倾转扭力管通过轴承安装在机身1内部，具体地，轴承安装在机身1一侧，倾转扭力管穿过轴承和机身1，与下半环翼6连接，以便能够带动整个前动力翼2或后动力翼3转动。倾转摇臂的一端连接倾转作动缸，倾转摇臂的另一端连接在倾转扭力管外侧，倾转作动缸与述功率模块93电连接，具体地，倾转摇臂与倾转作动缸铰接，垂直起降时，功率模块93可控制倾转作动缸工作，使倾转作动缸伸长，从而带动倾转摇臂转动，进而可通过倾转摇臂带动倾转扭力管转动，倾转扭力管带动下半环翼6转动，使下半环翼6带动与其连接的支撑横翼5和螺旋桨4一起转动，从而使螺旋桨4的转动平面与水平面重合，以便螺旋桨4能够提供竖直方向上的升力，从而完成垂直起降，平飞时，功率模块93可控制倾转作动缸工作，使倾转作动缸缩回原位，从而通过倾转扭力管带动下半环翼6转动回原始位置，从而使螺旋桨4的转动平面与机身1的中轴线垂直，使螺旋桨4提供水平方向上的动力。

参考图6，图6是本申请一实施例提出的基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机的另一种侧视结构示意图，在一种可行的实施方式中，所述机身1的两侧的后端设置有折叠后平尾10；

所述折叠后平尾10的一侧与所述机身1转动连接，所述折叠后平尾10的远离所述机身1一侧与所述后动力翼3连接。

在本实施方式中，机身1两侧的后端设置有折叠后平尾10，折叠后平尾10的一侧与机身1转动连接，折叠后平尾10的远离机身1一侧与后动力翼3连接，折叠后平尾能够使飞机的重心位置后移，从而使飞机的总阻力下降，在飞机不使用时，能够转动折叠后平尾10，使折叠后平尾10与后动力翼3一起向上折叠，从而能够减小飞机在水平面上的空间占用。

在一种可行的实施方式中，机身1的底部设置有起落架机构8，以方便飞机起落时对机身1的支撑，避免机身1接触地面造成损坏。

在一种可行的实施方式中，所述机身1后端的顶部对称设置有垂尾7，所述垂尾7与所述机身1倾斜设置。

在本实施方式中，机身1后端的顶部对称设置有垂尾7，垂尾7与机身1倾斜设置，用来保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态，双垂尾7上的两片方向舵分别承担偏航力矩，从而减小每片方向舵的受力。

在一种可行的实施方式中，还包括扫描成像及通讯雷达系统、火控系统及飞控系统，所述扫描成像及通讯雷达系统、所述火控系统及所述飞控系统均设置于机身1内，以便提高飞机的实用性能。

本申请提出的基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机，最大起飞重量1200kg、最大有效载荷500kg、最大滞空时间20小时、最大飞行速度400km/h、巡航速度350km/h、最大航程3000km，可在垂直起降和高速平飞两种模式间灵活切换，最低平飞速度与最大飞行速度之比达1:10；具有效率高、油耗低、载荷大，灵活多变、适应性广、维护方便等特点，可装备各型舰艇，极大地丰富了使用场景。

应当理解地，本申请说明书尽管已描述了本申请实施例的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例做出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请实施例范围的所有变更和修改。

最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者终端设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者终端设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者终端设备中还存在另外的相同要素。

以上对本申请所提供的一种基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。