一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航空系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]在傳統(tǒng)領(lǐng)域，垂直起降飛行器分為兩種，第一種是直升機，由頂部的旋翼產(chǎn)生升力實現(xiàn)垂直起降。直升機巡航時，則改變旋翼的拉力方向在空中機動;第二種是垂直起降飛機(VTOL)，該類飛機通過改變發(fā)動機推力方向(例如推力朝前變?yōu)槌?來垂直起降，平飛時由機翼產(chǎn)生升力，與固定翼飛機相同。
[0003]第一種直升機的巡航速度較低，且在同樣的發(fā)動機功率下，載荷比固定翼飛機要小。
[0004]第二種垂直起降飛機(VTOL)，代表飛機為“鷂”式戰(zhàn)斗機(Harrier Jet)和魚鷹V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機。這兩者為了實現(xiàn)垂直起降，在結(jié)構(gòu)和效率上都做出了一些犧牲。在垂直起降階段，機翼基本不發(fā)揮作用，成為了無用的載荷，對飛行器來說造成了額外的負擔(dān)，導(dǎo)致了較高的耗油率。雖然這種飛行器的推進器經(jīng)過特殊設(shè)計，可以兼顧垂直起降的要求，但是導(dǎo)致了飛行器在固定翼飛行階段，推進效率的相對降低。
[0005]除此之外，直升機和固定翼的控制方式也有較大區(qū)別。
[0006]固定翼飛機依靠舵面的上下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生控制力。并且由于舵面距離飛機重心有一定的距離，就對飛行器產(chǎn)生了一個力矩，以此控制飛行姿態(tài)。
[0007]直升機的控制方式比較復(fù)雜。直升機靜態(tài)懸停時，旋翼迎角的變化稱為總距:當(dāng)迎角為0°時，旋翼不產(chǎn)生升力；迎角大于或小于0°時，旋翼產(chǎn)生的升力與迎角成正比，與旋翼繞軸3旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速的平方成正比。
[0008]飛行器機動飛行時，旋翼的迎角變化稱為旋翼的周期變距:假設(shè)飛行器向前飛行，旋翼旋轉(zhuǎn)到與飛行方向平行時，兩片旋翼的迎角相等，產(chǎn)生的升力也相等；當(dāng)旋翼繼續(xù)旋轉(zhuǎn)90°時，旋翼與飛行方向垂直，前行槳葉(與飛行方向相同的槳葉)迎角取得極小值，產(chǎn)生的升力也較小;后行槳葉(與飛行方向相反的槳葉)迎角取得極大值，產(chǎn)生的升力也較大。
[0009]直升機向前機動時，在旋翼旋轉(zhuǎn)的整個過程中，槳葉的迎角在極小值與極大值之間按照正弦曲線的規(guī)律不斷變化，這樣就在飛行器上產(chǎn)生了一個橫滾軸上的偏轉(zhuǎn)力矩，該偏轉(zhuǎn)力矩在陀螺效應(yīng)下，延后90°作用在飛行器上，控制兩片旋翼所在的旋轉(zhuǎn)平面(槳盤平面)產(chǎn)生的升力沿俯仰軸向前傾斜，構(gòu)造出一個向前的分量，從而使飛行器向前飛行。
[0010]飛行器向其他方向機動時，控制方法也類似。
[0011]除此以外，使用后緣操縱舵面的上下偏轉(zhuǎn)來代替旋翼迎角的變化，也可以實現(xiàn)對槳盤平面的控制，相當(dāng)于改變旋翼的彎度以改變升力系數(shù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0012]本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對【背景技術(shù)】中所涉及到的缺陷，提供一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器，能夠在飛行全過程，包括起飛階段、降落階段和巡航階段中，任意在旋翼和固定翼之間改變布局。
[0013]本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案:
[0014]—種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器，包含機身、兩側(cè)機翼、兩根機翼軸、驅(qū)動模塊和傳動模塊；
[0015]所述機翼為后緣設(shè)有操縱舵面的上下對稱的對稱翼型，機翼上設(shè)置推力裝置，且推力裝置的推力線位于機翼的對稱面內(nèi)；
[0016]所述兩側(cè)機翼分別通過一根機翼軸與所述機身相連；
[0017]所述機翼軸一端與機翼或機身固定相連，另一端通過傳動模塊和驅(qū)動模塊相連；
[0018]所述驅(qū)動模塊用于輸出扭力給所述傳動模塊；
[0019]所述傳動模塊用于根據(jù)受到的扭力帶動機翼軸轉(zhuǎn)動，使得機翼和機身之間相對轉(zhuǎn)動，進而使得飛行器在旋翼和固定翼之間改變布局。
[0020]作為本發(fā)明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優(yōu)化方案，所述驅(qū)動模塊包含一個舵機，所述傳動模塊包含第一至第三錐齒輪；
[0021]所述舵機固定設(shè)置在機身內(nèi)，其輸出軸與所述第一錐齒輪固定相連；
[0022]所述第二錐齒輪、第三錐齒輪分別和兩根機翼軸的一端固定相連；
[0023]所述兩根機翼軸的另一端分別和其對應(yīng)的機翼固定相連；
[0024]所述第一錐齒輪同時和第二錐齒輪、第三錐齒輪嚙合。
[0025]作為本發(fā)明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優(yōu)化方案，所述驅(qū)動模塊包含兩個舵機，所述傳動模塊包含兩個聯(lián)軸器；
[0026]所述兩個舵機分別設(shè)置在兩個機翼內(nèi)；
[0027]所述兩個機翼軸一端和機身固定相連，另一端均通過一個聯(lián)軸器與其對應(yīng)機翼內(nèi)的舵機的輸出端相連。
[0028]作為本發(fā)明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優(yōu)化方案，所述推力裝置包含螺旋槳和發(fā)動機。
[0029]作為本發(fā)明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優(yōu)化方案，所述推力裝置采用活塞式涵道風(fēng)扇發(fā)動機、噴氣式發(fā)動機、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機、槳尖噴氣發(fā)動機中的任一種。
[0030]作為本發(fā)明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優(yōu)化方案，所述機身上設(shè)有若干用于機翼軸旋轉(zhuǎn)的軸承。
[0031]作為本發(fā)明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優(yōu)化方案，所述兩個機翼內(nèi)均設(shè)有若干用于機翼軸旋轉(zhuǎn)的軸承。
[0032]作為本發(fā)明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優(yōu)化方案，所述機翼為實心結(jié)構(gòu)，其翼根處開有凹槽；
[0033]所述機翼對應(yīng)的機翼軸的一端伸入凹槽并固連在凹槽內(nèi)；
[0034]所述機翼上還設(shè)有用于蓋住凹槽的蓋板。
[0035]作為本發(fā)明一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器進一步的優(yōu)化方案，所述機翼為薄殼型結(jié)構(gòu)，機翼薄殼內(nèi)部設(shè)有翼肋、根部設(shè)有用于固定機翼軸的機翼軸固定座；
[0036]所述機翼對應(yīng)的機翼軸穿過機翼軸固定座、機翼根部和翼肋，通過機翼軸固定座與機翼固定。
[0037]本發(fā)明采用以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下技術(shù)效果:
[0038]1.兼有直升機和固定翼飛機的優(yōu)點，實現(xiàn)了一機多用，一架飛機可以滿足不同的飛行任務(wù)；
[0039]2.固定翼布局時巡航速度快，旋翼布局時可以懸停并垂直起降，對起降場地要求低，并能實現(xiàn)直升機的飛行效果；
[0040]3.無論是固定翼布局還是旋翼布局，機翼都處于工作狀態(tài)，無用零部件少，飛行效率高，續(xù)航時間長；
[0041]4.在失去動力時，仍然可以依靠自旋作用，正常降落。
【附圖說明】
[0042]圖1是本發(fā)明中飛行器的固定翼布局示意圖；
[0043]圖2是本發(fā)明中飛行器的旋翼布局示意圖；
[0044]圖3是本發(fā)明中機翼為實心結(jié)構(gòu)時的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0045]圖4是本發(fā)明中機翼為薄殼型結(jié)構(gòu)時的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0046]圖5是本發(fā)明驅(qū)動模塊在機身內(nèi)時機身內(nèi)部零件的爆炸圖；
[0047]圖6是本發(fā)明驅(qū)動模塊在機身內(nèi)時機身內(nèi)部零件的總裝圖；
[0048]圖7是小錐齒輪軸測圖；
[0049]圖8是大錐齒輪軸測圖；
[0050]圖9是本發(fā)明驅(qū)動模塊在機翼內(nèi)時機身內(nèi)部零件的爆炸圖；
[0051]圖10是本發(fā)明驅(qū)動模塊在機翼內(nèi)時機身內(nèi)部零件的總裝圖；
[0052]圖11聯(lián)軸器軸測圖；
[0053]圖12是機翼軸固定座軸測圖；
[0054]圖13是帶有后掠角的固定翼示意圖；
[0055]圖14是帶有后掠角的固定翼變成旋翼后的狀態(tài)；
[0056]圖15是帶有機身的常規(guī)布局固定翼示意圖；
[0057]圖16是帶有機身的常規(guī)布局固定翼變成旋翼后的狀態(tài)。
[0058]圖中，O1-X軸，02-Y軸，03-Z軸，04-Z’ 軸，05-X ’ 軸，06-機翼，07-發(fā)動機，08-螺旋獎，09-操縱航面，10-機翼軸孔，11-凹槽，12_機翼軸，13_蓋板，14-翼肋，15-機翼軸固定座，16-機翼軸固定座螺絲，17-機翼軸固定座彈性縫，18-機翼軸固定座鎖定螺絲，19-機身，20-舵機，21-小錐齒輪，22-大錐齒輪，23-舵機安裝座，24-舵機安裝螺絲，25-小錐齒輪花鍵槽，26-機翼軸卡環(huán)，27-軸承墊環(huán)，28-機翼軸卡環(huán)彈性縫，29-機翼軸卡環(huán)凹槽，30-機翼軸卡環(huán)螺絲，31-機身隔框，32-外軸承孔，33-內(nèi)軸承孔，34-外法蘭軸承，35-內(nèi)法蘭軸承，36-機身軸孔，37-機翼軸機身固定座，38-機翼軸機身固定座螺絲，39-機翼軸機身固定座彈性縫，40-機翼軸機身固定座鎖定螺絲，41-內(nèi)軸承，42-外軸承，43-墊環(huán)，44-聯(lián)軸器，45-聯(lián)軸器彈性縫，46-聯(lián)軸器凹槽，47-聯(lián)軸器鎖定螺絲，48-聯(lián)軸器花鍵槽，49-左機翼后掠旋轉(zhuǎn)軸線，50-右機翼后掠旋轉(zhuǎn)軸線，51-左機翼旋轉(zhuǎn)軸線，52-右機翼旋轉(zhuǎn)軸線，53-旋轉(zhuǎn)環(huán)。
【具體實施方式】
[0059]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的技術(shù)方案做進一步的詳細說明:
[0060]本發(fā)明公開了一種在旋翼和固定翼之間布局可變的飛行器，包含機身19、兩側(cè)機翼06、機翼軸1、驅(qū)動模塊和傳動模塊；
[0061]所述機翼為后緣設(shè)有操縱舵面的上下對稱的對稱翼型，機翼上設(shè)置推力裝置，且推力裝置的推力線位于機翼的對稱面內(nèi)；
[0062]所述兩個機翼06分別通過一根機翼軸10與所述機身19相連；
[0063]所述機翼軸10—端與機翼06或機身19固定相連，另一端通過傳動模塊和驅(qū)動模塊相連；
[0064]所述驅(qū)動模塊用于輸出扭力給所述傳動模塊；
[0065]所述傳動模塊用于根據(jù)受到的扭力帶動機翼軸10轉(zhuǎn)動，使得機翼06和機身19之間轉(zhuǎn)動，進而使得飛行器在旋翼和固定翼之間改變布局。
[0066]所述機翼軸軸線可以與飛行器橫滾軸平行，也可以與橫滾軸成一定夾角。
[0067]圖1是本發(fā)明中飛行器的固定翼布局示意圖，橫滾軸(X軸)01、俯仰軸(Y軸)02和航向軸(Z軸)03組成機體坐標(biāo)系。在本發(fā)明中，左機翼與右機翼的機械結(jié)構(gòu)相同，可以左右互換?，F(xiàn)以其中一側(cè)機翼為例進行說明。
[0068]機翼06為上下對稱的對稱翼型，目的是為了保證固定翼布局改變?yōu)樾聿季趾?，兩個機翼06產(chǎn)生的氣動力一致。
[0069]機翼06上安裝有發(fā)動機07，驅(qū)動螺旋槳08，為飛行器提供推力。螺旋槳08的拉力線處于機翼對稱面內(nèi)，以保證不對機翼產(chǎn)生俯仰方向的旋轉(zhuǎn)力矩。機翼06后緣的操縱舵面09可以對飛行器進行控制。兩側(cè)機翼06與中央的機身19相連。飛行器沒有垂直尾翼，依靠傳統(tǒng)的阻力方向舵或兩螺旋槳差動旋轉(zhuǎn)來產(chǎn)生航向控制力矩。
[0070]發(fā)動機07可以是活塞式螺旋槳發(fā)動機、渦槳式發(fā)動機、電動螺旋槳發(fā)動機。
[0071]機翼06上的螺旋槳08和發(fā)動機07也可以