[发明专利]一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局

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°。