一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局

摘要

一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局，前涵道风扇对称的安装在各机身头部外侧；后涵道风扇对称的安装在各机身中部内侧；各涵道风扇分别通过传动组件中的涵道转动轴与位于机身内的传动组件连接。各涵道转动轴的轴线在机身轴线上的投影点与全机重心之间沿机身的轴向距离为1.125倍机翼弦长。本发明中，涵道风扇能够绕涵道转动轴旋转，当飞行器垂直起降时，涵道风扇为垂直90°位置，推力矢量向上，过渡阶段时涵道风扇绕涵道转动轴向前转动90°，巡航阶段时涵道风扇为水平0°位置，推力矢量向前，实现了垂直起降、高速巡航飞行，具有气动效率高、结构紧凑、可靠性强、机动性强、操纵灵活、远航程、低噪声等优势。

说明书

技术领域

本发明涉及现代航空航天领域，具体为一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局。 

背景技术

飞行器在起飞着陆阶段要尽可能地减小离地速度和接地速度，减小甚至摆脱对机场条件的依赖，使飞行器可以在各种环境下安全地进行起飞着陆，提高飞行器运用的灵活性和便捷性，以便更好的完成飞行任务。目前，短距/垂直起降飞行器越来越受到军方及民用的关注，它具有场地条件要求低，机动性强，隐蔽性好等特点，在侦查、火力投送等军事领域以及航拍、测绘、城市运输等民用领域具有很大的运用潜力。 

目前短距起降技术主要有：1.采用先进的气动布局，改变机翼剖面和平面形状，如采用复杂的机械增升装置等；2.采用如喷气襟翼等动力增升装置；3.采用倾转动力装置。其中机械增升装置需要复杂而精确的襟翼收放机构，附加的机构设计成本和结构重量都很大，适合于大型运输机；喷气襟翼技术结构更加复杂，成本也十分高，并对飞机的稳定性和操纵性提出了更高的要求；相比之下，倾转动力装置更适合于中小型飞机及无人机的使用。 

目前使用倾转动力装置实现短距/垂直起降较为成功的飞行器是倾转旋翼飞机，倾转旋翼飞机是介于直升机和固定翼飞机之间的一种新概念航空器，它可以类似于直升机一样垂直起飞、悬停，又可以像固定翼飞机一样高速巡航飞行，扩大了传统飞行器的飞行包线。但是倾转旋翼飞机由于要实现垂直起落，飞机的起飞重量只能是发动机推力的85%左右，这就使飞机的有效载荷大大受到限制，影响了飞机的载油量，并且垂直起飞时发动机工作在最大状态，耗油量极大，减小了飞机的航程。 

相比于旋翼螺旋桨，涵道风扇动力装置具有低油耗、低噪声的优点。涵道风扇由一圈类似于环形翼的涵道环括着旋翼螺旋桨组成。风洞试验和数值模拟表明，在低前进比情况下，相同功率的涵道风扇产生的拉力是孤立旋翼的2倍以上，因此，作为垂直起飞时的动力装置，涵道风扇可以提供更大的拉力，具有更小的油耗，增加了飞行器的有效载荷和航程。并且由于涵道的存在，包裹住了高速旋转的螺旋桨，更具安全性，涵道隔离了螺旋桨的噪声，也具有低噪声的优点。 

发明内容

为了实现飞行器的垂直起降，并增加航程，易于操控，本发明提出一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局。 

本发明包括4个传动组件、4个涵道风扇；所述垂直起降飞行器包括机身、垂直尾翼和机翼；4个涵道风扇均分为两组，其中一组为前涵道风扇，另一组为后涵道风扇；所述前涵道风扇对称的安装在各机身头部外侧；所述后涵道风扇对称的安装在各机身中部内侧；所述各涵道风扇分别通过传动组件中的涵道转动轴与位于机身内的传动组件连接； 

所述各涵道转动轴的轴线在机身轴线上的投影点与全机重心之间沿机身的轴向距离为1.125倍机翼弦长；所述涵道转动轴的轴线垂直于涵道风扇的轴线并且过涵道风扇的重心； 

机翼位于前涵道风扇与后涵道风扇之间；机翼的25%相对弦长位置通过全机重心，机翼展长为1.5m，面积为0.3m²，展弦比为7.5；位于机身外侧的机翼展弦比为2.25；所述的机翼的安装角为3°；位于两个机身之间的翼段为中央翼，所述中央翼展弦比1.5； 

机身采用双机身；各机身的长度为1.2m，最大横截面的当量直径为0.14m；所述各机身的设计控制面为x_i，i＝1、2、3、4、5；x为机身的纵向坐标，下标i表示各控制面的编号。 

所述传动组件包括涵道转动轴、机身壁板轴承、中央连接架轴承、传动臂、连接杆、舵机传动臂、舵机和舵机架；所述中央连接架位于机身内，两端分别固定在机身传动舱段的前部隔框和后部隔框上；在所述中央连接架上有连接杆运动孔和涵道转动轴的轴承孔；舵机位于中央连接架一侧，并通过舵机架固定在机身壁板上；所述舵机的输出轴通过舵机传动臂与穿过中央连接架的两根连接杆的一端连接；在所述中央连接架另一侧，涵道转动轴的一端通过中央连接架轴承安装在中央连接架上，该涵道转动轴的另一端穿出机身壁板，与一个涵道风扇的涵道壁固连，并通过机身壁板轴承将所述涵道转动轴支撑在机身壁板上。 

所述左右两机身气动外形与尺寸均相同，以左机身进行描述，所述各机身的各个设计控制面及各控制坐标点如表所示： 

所述中央连接架上的连接杆运动孔靠近后部隔框一边；该连接杆运动孔以涵道转动轴的中心为圆心，以传动臂为半径形成，连接杆运动孔的运动角为＋30°至－70°。 

本发明提出了一种倾转涵道垂直起降飞行器布局，飞行器为双机身设计，由四个可倾转的涵道风扇驱动，可实现垂直起降、高速巡航飞行，具有气动效率高、结构紧凑、可靠性强、机动性强、操纵灵活、远航程、低噪声等优势。 

本发明中，涵道风扇能够绕涵道转动轴旋转，当飞行器垂直起降时，涵道风扇为垂直90°位置，推力矢量向上，过渡阶段时涵道风扇绕涵道转动轴向前转动90°，巡航阶段时涵道风扇为水平0°位置，推力矢量向前。 

如图1所示，所述的飞行器处于垂直起降状态，四个涵道风扇均处于90°的垂直位置，此时涵道风扇提供向上的升力，克服飞行器重量完成垂直起降。 

如图2所示，所述的飞行器处于巡航飞行状态，四个涵道风扇均处于水平位置（0°），此时涵道风扇提供向前的推力，克服飞行器平飞阻力，飞行器的升力由机翼提供。 

如图1～3所示，双机身设计有利于涵道风扇的布置和连接，这样涵道风扇可以直接连接在机身上，传动系统和伺服舵机均可布置在机身内，并且涵道转动轴较短，减小了涵道转动轴的弯矩载荷，并且使传动系统结构紧凑，重量较小，易于实现， 

本发明的机翼位于前后涵道风扇中间的位置，且为下单翼设计。巡航飞行时，位于机身头部的两部涵道风扇喷射出的高速气流经机翼上表面流过，降低了机翼上表面压力，增加上下翼面压力差，起到增升作用；位于机身中部内侧的两部涵道风扇在吸入前方空气的同时，使前方气流加速，而加速后的气流流过中央翼上表面，降低了中央翼上边面压力，增加上下翼面压力差，气到增升作用。位于机身外侧的机翼展弦比为2.25，提高了飞行器横航向稳定性。 

所述水平尾翼位于垂直尾翼翼根处并位于两个垂直尾翼之间，水平尾翼和位于机身中部内侧的两部涵道风扇处于同一高度。在巡航飞行时，位于机身中部内侧的两部涵道风扇喷射出的高速气流流过水平尾翼，提高了水平尾翼的气动效率。 

附图说明

图1是飞行器垂直起降状态外观图； 

图2是飞行器巡航飞行状态外观图； 

图3是飞行器垂直起降状态三视图，其中图3a是主视图，图3b是侧视图，图3c是俯视图； 

图4是飞行器左机身设计控制面示意图； 

图5是机身传动舱段外观图； 

图6是机身传动舱段透视图； 

图7是机身传动舱段透视俯视图。图中： 

1.左机身；2.右机身；3.涵道壁；4.涵道转轴；5.旋翼；6.涵道转动轴；7.机翼；8.中央翼；9.水平尾翼；10.垂直尾翼；11.后隔框；12.前隔框；13.中央连接架；14.机身壁板轴承；15.中央连接架轴承；16传动臂；17.连接杆；18.舵机传动臂；19.舵机；20.舵机架 

具体实施方式

如图1、图2、图3所示为飞行器垂直起降状态外观图、飞行器巡航状态外观图和飞行器垂直起降状态三视图。 

本实施例是一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局，包括左机身1、右机身2、机翼7、中央翼8、水平尾翼9、垂直尾翼10和4个涵道风扇。 

如图1～3所示，本实施例采用双机身、双垂直尾翼，机翼为水平下单翼，全机重心位于机翼25%相对弦长位置。4个涵道风扇均分为两组，其中一组为前涵道风扇，另一组为后涵道风扇。所述前涵道风扇对称的安装在各机身头部外侧，所述后涵道风扇对称的安装在各机身中部内侧，所述各涵道风扇通过传动组件中的涵道转动轴6与机身相连。 

所述各涵道转动轴6的轴线在机身轴线上的投影点与全机重心之间沿机身的轴向距离为1.125倍机翼弦长；所述涵道转动轴6的轴线垂直于涵道风扇的轴线并且过涵道风扇的重心；所述涵道转动轴中心轴线与飞机纵向轴线距离为0.075倍机翼弦长。 

所述涵道风扇采用现有技术。涵道风扇的涵道壁3直径为0.09m，高度为0.07m。所述涵道转轴4直径为0.022m，长度为0.1m。涵道风扇的旋翼5为3桨旋翼，直径为0.081m，旋翼的翼型采用NACA2412翼型，旋翼的根弦长为0.01m，旋翼的梢弦长为 0.006m，旋翼桨叶根部几何扭转39°，旋翼桨叶梢部几何扭转16°；旋翼无周期变距。涵道风扇中的涵道转动轴6固定在涵道风扇外一侧。该涵道转动轴6的轴线垂直于涵道风扇的轴线并且过涵道风扇的重心。 

机翼7位于前涵道风扇与后涵道风扇之间。所述的机翼7采用NACA4412翼型。机翼的25%相对弦长位置通过全机重心，机翼展长为1.5m，面积为0.3m²，展弦比为7.5。位于机身外侧的机翼展弦比为2.25。位于两个机身之间的翼段为中央翼，所述中央翼展弦比1.5。所述的机翼的安装角为3°。 

垂直尾翼10采用双垂直尾翼，采用NACA0012翼型，每个垂直尾翼10的展弦比为1.78，垂直尾翼面积为0.0225m²。各垂直尾翼10的根弦长为0.75倍机翼弦长，梢弦长为0.375倍机翼弦长。各垂直尾翼10的后掠角为27°。 

水平尾翼9采用NACA0012翼型。所述水平尾翼位于垂直尾翼翼根处并位于两个垂直尾翼之间，并且水平尾翼的压力中心距全机重心的距离为3.4倍弦长。所述水平尾翼展弦比为3，弦长为0.75倍机翼弦长，面积为0.0675m²。 

机身采用双机身，分为左机身1和右机身2。所述左机身1和右机身2的气动外形与尺寸均相同，本实施例中，以左机身1为例加以描述。 

左机身1的长度为1.2m，最大横截面的当量直径为0.14m。将左机身1的坐标零点设置在机身头部最前端，坐标轴x轴方向沿机身纵向轴线指向后方，坐标轴z轴垂直于机身纵向轴线指向上方，坐标轴y轴垂直于x轴与z轴组成的平面，指向右方。所述左机身1的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得机身曲面。所述左机身1的设计控制面在坐标轴的x轴上的位置为x_i，i＝1、2、3、4、5；x为机身的纵向坐标，下标i表示各控制面的编号。 

本实施例中，所述左机身1的设计控制面x_i分别为x₁=20mm，x₂=200mm，x₃=500mm，x₄=800mm和x₅=1100mm处，如图4所示。 

表1为左机身1的设计控制面x_i中各控制坐标点； 

表1左机身1的设计控制面x_i中各控制坐标点 

图5、图6、图7所示为传动组件。图5为机身传动舱段外观图，图6为机身传动舱段透视图，图7为机身传动舱段透视俯视图。 

机身传动舱段包括后部隔框11、前部隔框12、中央连接架13。 

如图6、图7所示，传动组件包括涵道转动轴6、机身壁板轴承14、中央连接架轴承15、传动臂16、连接杆17、舵机传动臂18、舵机19、舵机架20。所述中央连接架13位于机身内，两端分别固定在机身传动舱段的前部隔框12和后部隔框11上。 

在所述中央连接架13上有连接杆运动孔和涵道转动轴6的轴承孔。舵机19位于中央连接架13一侧，并通过舵机架20固定在机身壁板上；所述舵机19的输出轴通过舵机传动臂18与穿过中央连接架13的两根连接杆17的一端连接。在所述中央连接架13另一侧，涵道转动轴6的一端通过中央连接架轴承15安装在中央连接架13上，该涵道转动轴6的另一端穿出机身壁板，与一个涵道风扇的涵道壁3固连，并且涵道转动轴6的中部通过机身壁板轴承14安装在机身壁板上，以支撑所述涵道转动轴6。所述的连接杆17有两个并排安装的钢棒组成。所述中央连接架13上的连接杆运动孔靠近后部隔框11一边；所述连接杆运动孔为贯通中央连接架的弧形通孔。该连接杆运动孔以涵道转动轴6的中心为圆心，以传动臂16为半径形成，连接杆运动孔的运动角为30°到-70°。所述连接杆运动孔的运动角是以飞机纵向轴线为0°基准，向上为正。当连接杆17位于连接杆运动孔内25°的位置时，涵道风扇处于0°水平位置，当连接杆17位于连接杆运动孔内-65°的位置时，涵道风扇处于90°垂直位置。 

本实施例中，舵机19选用Futaba S3305舵机，承受扭矩8.9kg·cm，舵机通过导线与控制系统相连，接受控系统发出的控制信号，并驱动涵道风扇转动。 

本实施例中，中央连接架轴承15和机身壁板轴承14均为深沟球轴承6001。所述中央连接架轴承15和机身壁板轴承14的内径12mm，外径28mm，厚度8mm。 

本实施例的具体工作过程： 

飞行器处于垂直起降状态时，舵机在控制系统的作用下，四个涵道风扇处于垂直位置（90°），此时涵道风扇推力矢量垂直向上，提供向上的升力，克服飞行器重量完成垂直起降。 

飞行器处于过渡飞行阶段时，舵机在控制信号的作用下，产生驱动力，通过舵机 传动臂、连接杆和传动臂的连接带动涵道转动轴转动，涵道转动轴通过和涵道风扇相连，带动涵道风扇转动，使涵道风扇向前转动，推力矢量由垂直方向逐渐变为水平方向，飞行器在推力矢量水平分量的作用下向前加速飞行，当涵道风扇转到水平位置（0°）时，飞行器以一定速度飞行，机翼产生的升力足够克服飞行器的重力。 

飞行器处于巡航飞行状态时，舵机在控制系统的作用下，四个涵道风扇处于水平位置（0°），此时涵道风扇提供向前的推力，克服飞行器阻力，飞行器的升力由机翼提供。此时，前涵道风扇喷射出的高速气流经机翼7上表面流过，降低了机翼上表面压力，增加上下翼面压力差，起到增升作用；后涵道风扇在吸入前方空气的同时，使前方气流加速，而加速后的气流流过中央翼8上表面，降低了中央翼上边面压力，增加上下翼面压力差，起到增升作用；后涵道风扇喷射出的高速气流流过水平尾翼，提高了水平尾翼的气动效率。 

在过渡飞行阶段，舵机19在控制信号的作用下，产生驱动力，通过舵机传动臂18、连接杆17、传动臂16的连接带动涵道转动轴6转动，涵道转动轴6带动涵道风扇转动，此时舵机所受到的载荷由传动部件的摩擦力和涵道风扇的转动惯性力组成。