阅读说明：本技术 推力转向式飞机 (Thrust steering aircraft ) 是由 E·V·齐门斯卡亚 于 2018-12-17 设计创作，主要内容包括：本发明涉及航空领域,尤其涉及垂直起降飞机结构。推力转向式飞机包括机身、一对机翼：前翼和后翼、包括发动机和螺旋桨的发动机单元、鳍部、起落架、为旋转配置的吊架。两个起重发动机单元位于机身两侧的吊架上,该吊架的具有俯仰角/倾斜度两个自由度,用于固定位置并向前或向后缩回机身槽中。推进系统安装在具有一个俯仰角自由度的吊架上,并且构造成固定位置或牢固安装,且定位在机身的前部或后部,以及鳍部的前缘或后缘。推力转向式飞机的可靠性得到提高,使用寿命延长,增加了飞行距离,并降低了成本。(The invention relates to the field of aviation, in particular to a vertical take-off and landing aircraft structure. The thrust steering aircraft comprises a fuselage and a pair of wings: front and rear wings, an engine unit comprising an engine and a propeller, fins, landing gear, a pylon configured for rotation. Two crane motor units are located on the pylons on either side of the fuselage, which pylons have two degrees of freedom in pitch/inclination for securing the position and retracting forward or backward into the fuselage slots. The propulsion system is mounted on a pylon with one degree of freedom of pitch angle and is configured for fixed or firm mounting and positioning at the front or rear of the fuselage and the leading or trailing edge of the fin. The thrust steering aircraft has improved reliability, prolonged service life, increased flight distance, and reduced cost.)

推力转向式飞机

技术领域

本发明涉及航空领域，尤其涉及垂直起降飞机结构。本发明可用于涉及飞机、直升机、推力转向式飞机、无人飞机的传统使用的所有领域。

背景技术

已知一种推力转向式飞机(专利RU No.2456209C1.IPC B64C37/00-20.07.2012，公告号20)，包括机身、机翼、发动机、尾翼单元、起落架。为旋转配置的吊架位于机翼上。在吊架上安装了两个前发动机。后发动机安装在鳍部式吊架上。起落架腿分别与机翼吊架和鳍部(fin)结合。在所有飞行模式下确保飞机平衡。

该技术方案的不利特征是，由于发动机单元的效率低而导致起重能力低、飞行距离短和飞行时间短，因为发动机单元同时起升和推进并且在水平飞行中发动机过载从而以低效率强制运行。

最接近要求保护的技术方案的是一种推力转向式飞机(RU No.2635431C1，IPCB64C37/00-13.11.2017，公告号32)，包括机身、一对机翼(前后翼)、包含发动机和螺旋桨在内的发动机单元、起落架、为旋转配置的吊架，位于吊架上的两个起重发动机单元，该吊架分别具有两个俯仰角/倾斜自由度，用于在水平飞行中固定位置并向前或向后缩回到机身槽中。推进系统以两个俯仰角/俯仰自由度安装在吊架上，并配置为固定在机身后部。该专利被作为原型。

这种飞机的缺点如下：

1.推进系统吊架重量大，阻力高。

2.当在推进系统中使用内燃机时，控制系统的技术复杂性增加。这是基于以下事实：与电动发动机相比，内燃机的速度惰性要大得多，因此，在常规发动机和燃气涡轮发动机没有可控螺距螺旋桨或使用喷气发动机没有可控喷嘴的情况下，无法在控制回路中使用内燃机。

发明内容

所要求保护的发明的目的是创造一种在所有飞行模式下均能平衡并且能够水平飞行，垂直起降并悬停就位的简单设计的运输推力转向式飞机。在实用性方面，由于能够将有效载荷尽可能地靠近消费者，推力转向式飞机能够在最小维度尺寸内起降，并减少了运输时间。

技术成果：提高结构可靠性、增加起重能力、飞行距离和时间，并降低推力转向式机成本。

通过以下事实获得所述技术成果：推力转向式飞机包括机身、一对机翼(前后翼)、两个包括电力发动机或传统发动机或燃气涡轮发动机的起重发动机单元、以及固定或可控螺距螺旋桨(折叠或不折叠)，其位于带有两个俯仰角/倾斜度自由度的吊架上，该吊架位于机身侧面，可用于固定位置，可向前或向后缩进机身槽内，推进系统，包括电动发动机或传统发动机，以及固定或可控制的、选择性折叠的俯仰螺旋桨，或者喷气发动机和选择性存在的推力矢量控制表面，该推进系统位于吊架上，并且配置为位于机身的前部或后部以及鳍部的前缘或后缘，起落架、降落伞选择性配置，以及鳍部，其特征在于，推进系统吊架只有一个俯仰角/倾斜自由度，并且配置成固定位置，或者没有自由度。

前述特征集合所确保的优点是降低技术复杂性，降低成本并提高可靠性，并且还减少了推力转向式飞机空载机身重量并增加飞行距离和时间。它通过减小推进系统的吊架自由度，以及通过完全或部分从推力转向式飞机控制回路中排除推进系统，来确保达到上述优点。

附图说明

本发明的主要内容由以下附图支持：

图1-推力转向式飞机在起飞着陆模式下的整体视图。推进系统吊架具有一个自由度；

图2-推力转向式飞机加速；

图3—推力转向式飞机在水平飞行时的整体视图。起重发动机单元缩回到机身槽中；

图4-推力转向式飞机在起飞和着陆模式下的整体视图。推进系统是固定的。其中:

1–机身；

2–前翼；

3–尾翼；

4–鳍部；

5–起重发动机单元；

6–推进系统；

7、8–差动空气动力学控制装置；

9–起重发动机吊架；

10–推进系统吊架；

11–用于收回起重发动机的机身槽。

具体实施方式

本发明包括一种机身1，其设计用于布置有效载荷、控制系统的元件和其他系统；前机翼2和后机翼3；鳍部4；用于启动发动机和螺旋桨的起重发动机单元5，它们位于机身两侧的旋转吊架9上，以在起飞/着陆模式下产生升力；推进系统6，包括发动机和螺旋桨或不带螺旋桨，位于吊架10上，吊架10配置于机身的前部或后部以及鳍部的前缘或后缘；用于飞机水平飞行控制的差动空气动力学控制装置7和8；机身槽11，用于收回起重发动机单元。

本发明具有几个特征：

1.推进系统吊架具有一个俯仰角自由度，或没有自由度。

2.如果推进系统吊架具有一个自由度，则通过推进系统速度、合倾角(collectivepitch)(如果安装了可控螺距螺旋桨)以及通过推进系统吊架的俯仰角的旋转以及依靠起重发动机单元及其吊架来纵向控制推力转向式飞机。

3.当推进系统吊架固定并且推进系统包括喷气发动机和推力矢量控制表面时，推力转向式飞机通过发动机推力、推力矢量控制表面以及起重发动机单元及其吊架进行纵向控制。

4.在起飞着陆模式下，通过起重发动机单元的俯仰角差速旋转来控制推力转向式飞机。

5.如果推进系统是固定的，并且没有用于在垂直平面上旋转推进系统的装置，则通过起重发动机单元吊架的倾斜/俯仰角旋转以及提升发动机速度(在螺距螺旋桨可控制的情况下，通过控制这些螺旋桨的螺距)纵向控制推力转向式飞机。

该设备的操作方式如下：共有三种转机飞行模式：起飞着陆模式，加速模式和水平飞行。

如果推进系统吊架具有一个自由度，则在起飞着陆模式下(图1)，所有三个发动机单元均会运行并置于“开启”的工作位置。通过发动机单元相对于A和B轴的旋转(倾斜/俯仰姿态)的旋转以及和推进系统相对于C轴的旋转(俯仰姿态)的旋转来实现控制。偏转由伺服驱动器执行。此外，推力转向式飞机通过改变发动机转速来控制。

起飞后，所有发动机单元都向前旋转一定角度以产生水平推力(图2)。因此，推力转向式飞机加速到最小水平飞行速度。此后，通过围绕A轴(倾斜角)旋转机舱，使起重发动机单元停止并缩回到机身槽中。在水平飞行中(图3)，升力是由机翼产生的，推力是由推进系统产生的，而控制则由差速控制(可以安装在前机翼和/或后机翼上)进行。如果推进系统发生故障，则可以通过起重发动机单元或通过“滑行”方法(通过差速器控制)或降落伞(如果有)来着陆。

如果推进系统安装牢固且没有推力矢量控制面，则在起飞着陆模式下，推力转向式飞机仅由起重发动机单元控制，推进系统处于关闭或空转状态。通过将起重发动机向前旋转一定角度将推力转向式飞机加速至最小水平飞行速度以产生水平推力，同时启动推进系统以产生推力。当达到最低水平飞行速度时，起重发动机单元将缩回到机身中。执行水平飞行和着陆的方式与之前的配置类似。

如果推进系统牢固安装，并且包括喷气发动机和推力矢量控制表面，则通过这些控制表面以及起重发动机单元及其吊架来纵向控制推力转向式飞机。

与原型相比，所要求保护的技术方案具有多种优点，即：

1.当推进系统吊架具有一个自由度时，由于缺少侧倾机制，空载的推力转向式飞机的重量减少了5％。此外，该结构在技术上得以简化。

2.固定推进系统后，空载的推力转向式飞机重量减少了10％，技术上简化了结构，可靠性得到了提高，此外，还有可能使用不带可控螺距螺旋桨的内燃机，这也导致重量的减轻，结构和控制系统的简化，并提高了飞机的可靠性。

3.在推进系统中使用喷气发动机可以使推力转向式飞机达到超音速。

4.如果推进系统被牢固地安装并且包括喷气发动机和推力矢量控制表面，则起重发动机单元的所需动力会降低，因此它们的重量和尺寸也会降低，推进系统的吊架重量也会减少，由于缺乏两个自由度，简化了其技术复杂性。结果，推力转向式飞机的飞行距离和时间得到增加，简化其技术复杂性并提高了可靠性。