翼身融合單涵道垂直起降飛行器的制造方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明為一種采用翼身融合氣動布局，機身中間為單涵道的飛行器，是一種新型多用途飛行器，主要適用于航空領域，可作為中小型飛機和無人機及航模航拍飛機應用。
【背景技術】
[0002]隨著航空事業(yè)的迅猛發(fā)展，飛行器越來越先進，飛行器的種類也越來越繁多。但目前主要以固定翼飛機和直升飛機為主，但大部分固定翼飛機需要較長的滑行跑道，不能垂直起降和空中懸停，使用起來很不方便。而直升飛機又因為使用了螺旋槳而存在了幾個根本問題。首先，直升飛機在飛行中因前槳葉易導致音爆現(xiàn)象，后槳葉易產(chǎn)生失速現(xiàn)象的原因?qū)е嘛w行速度較慢。且因為螺旋槳使氣流由上往下運動的原因，直升機機艙不能過大，同時也限制了直升飛機的載重量。在科技發(fā)展日益重要的今天，以上問題的解決也越來越必要了。針對以上不足，本發(fā)明在一定程度上可有效解決以上問題，同時能夠展現(xiàn)出其他種類飛行器沒有的優(yōu)秀能力。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是針對大部分固定翼飛機不能垂直起降和空中懸停，直升飛機速度，體積，和載重量受限的問題，設計出一種可垂直起降，且速度和體積方面有效增大，功能更全面，升阻比較高，隱身性較好的飛行器。
[0004]本發(fā)明的技術方案是:一種翼身融合單涵道垂直起降飛行器。其采用了翼身融合的氣動布局，并配有螺旋槳提供前進動力，使其擁有常規(guī)固定翼飛機的飛行特性。同時其自身帶有涵道，涵道內(nèi)安裝發(fā)動機和旋翼，為其提供向上的升力，使其具有直升飛機的特性。它主要由飛行器機身3，前置發(fā)動機2和涵道發(fā)動機8組成。飛行器機身3為翼身融合布局。前置發(fā)動機2安裝于飛行器機身前部，前置發(fā)動機2上安裝有前置螺旋槳I。涵道7位于飛行器機身3中部。4為可折疊機翼，位于機身3兩側(cè)。涵道發(fā)動機8位于涵道7中間，并驅(qū)動涵道螺旋槳10，涵道發(fā)動機8由固定桿11固定于飛行器機身上。5和6為飛行器的襟翼，位于飛行器后部和機翼后部。9為飛行器機翼折疊處。飛行器的前置螺旋槳I位于飛行器前端。飛行器的尾翼12位于飛行器尾部，呈V形對稱分布。飛行器的起落架13有3個，為前I后2式，分布于飛行器下部，也可為支撐桿14，這樣可簡化操作復雜度，更方便飛行器垂直起降。連接涵道發(fā)動機8和飛行器機身3的固定桿11數(shù)量不固定，此處設置為3個，按圓周等角度分布。
[0005]本發(fā)明的有益效果
[0006]本飛行器的結(jié)構充分利用了空氣動力學，能夠產(chǎn)生地面效應，升阻比較高，能夠同時擁有固定翼飛機的巡航效率和直升機垂直起降的能力。飛行器采用了翼身融合的氣動布局，在保證較高隱身性的同時能夠擁有較高的升力系數(shù)。同時本發(fā)明通過涵道發(fā)動機可以達到垂直起降，和空中懸停的效果。本發(fā)明采用了固定翼飛機和直升機的兩套系統(tǒng)，當兩個發(fā)動機任一個損壞時，飛行器都可以依靠另一臺發(fā)動機安全降落，所以本發(fā)明更安全。本發(fā)明可以使飛行器有高于常規(guī)直升機的飛行速度，隱身性好，飛行效率高，可軍民兩用。
【附圖說明】
[0007]圖1為飛行器整體的俯視圖。
[0008]圖2為飛行器整體的主視圖。
[0009]圖3為飛行器整體的側(cè)視圖。
[0010]圖4為飛行器支撐桿14的側(cè)視圖。
[0011]圖5為飛行器的涵道發(fā)動機8的示意圖。
[0012]圖中1.前置螺旋槳，2.前置發(fā)動機，3.飛行器機身，4.可折疊機翼，5.襟翼，6.襟翼，7.涵道，8.涵道發(fā)動機，9.機翼折疊處，10.涵道螺旋槳，11.固定桿，12.V形尾翼，13.起落架，14，支撐桿。
【具體實施方式】
[0013]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步的說明。
[0014]一種翼身融合單涵道垂直起降飛行器。飛行器主要由飛行器機身3，前置發(fā)動機2和涵道發(fā)動機8組成。如圖1所示，飛行器機身3主要由可折疊機翼4，襟翼5，襟翼6和V形尾翼12組成。由圖1可知機翼折疊處9的具體位置。機翼折疊可適當減小飛行器的停放面積。5和6為飛行器的襟翼，位于飛行器后部和機翼后部，可用于增加升力，增加阻力，改變方向。尾翼12呈V形對稱安裝于飛行器尾部，由圖2和圖3可知。一對V形尾翼可同時控制飛行器的俯仰和左右轉(zhuǎn)向。涵道發(fā)動機8位于飛行器靜態(tài)幾何重心上。通過固定桿11安裝于飛行器機身3上。為平衡涵道發(fā)動機的反力矩，涵道發(fā)動機8可以是共軸反槳發(fā)動機，也可以是如圖5所繪的發(fā)動機安裝方式。兩臺發(fā)動機安裝在一個底座上，旋轉(zhuǎn)方向相反，用于平衡反力矩。涵道發(fā)動機8正常工作時帶動涵道螺旋槳10旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生向上的升力，使飛行器可向上飛行，同時飛行器可通過前置發(fā)動機2得到一個向前的拉力，可向前飛行。在正常的巡航時，飛行器的機身3上表面弧度大于下表面弧度，這樣在向前飛行時，飛行器機身可相當于固定翼飛機的機翼，可以產(chǎn)生升力。飛行器的起落架13位于飛行器下部，呈前一后二對稱分布，也可為支撐桿14，這樣可簡化操作復雜度，更方便飛行器垂直起降，由圖3和圖4可知。
[0015]運行原理；
[0016]飛行器起飛時，可采用兩種起飛方式，一種為垂直起降。一種為滑跑起降。當采用垂直起降時，涵道發(fā)動機8帶動螺旋槳旋轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生升力，使飛行器向上飛行，當飛行器上升到一定高度，飛行器可通過前置發(fā)動機2得到一個向前的拉力，此時可向前飛行。當采用滑跑起降時，飛行器可以直接通過前置發(fā)動機2得到一個向前的拉力，同時小功率開啟涵道發(fā)動機8以增加升力，此時飛行器可以像固定翼飛機一樣滑跑起飛。
[0017]飛行器正常巡航時，可以大功率的開啟前置發(fā)動機2，小功率的開啟涵道發(fā)動機8，此時巡航效率最高。涵道螺旋槳10產(chǎn)生的氣流全部從涵道中間流過，增大了動力，減小了氣流阻力，同時飛行器前方來流順著飛行器下殼體向后流動，當流過涵道時會形成一層氣墊。通過涵道被主發(fā)動機加速的高速氣流作用于氣墊上能產(chǎn)生一定升力，原理類似于氣墊船在水面上行駛。
[0018]當飛行器降落時，也可采用垂直降落或滑跑式降落。原理類似于起飛原理。由于采用單涵道的設計，垂直起降時可能會產(chǎn)生一定量的渦流環(huán)。
[0019]本發(fā)明未涉及部分均與現(xiàn)有技術相同或可采用現(xiàn)有技術加以實現(xiàn)。
【主權項】
1.一種翼身融合單涵道垂直起降飛行器，它主要由飛行器機身(3)，前置發(fā)動機(2)和涵道發(fā)動機(8)組成；飛行器機身(3)為翼身融合布局；前置發(fā)動機(2)安裝于飛行器機身前部，前置發(fā)動機(2)上安裝有前置螺旋槳(I);涵道(7)位于飛行器機身(3)中部；可折疊機翼(4)，位于機身(3)兩側(cè)；涵道發(fā)動機(8)位于涵道(7)中間，并驅(qū)動涵道螺旋槳(10)，涵道發(fā)動機(8)由固定桿(11)固定于飛行器機身上；飛行器的第一襟翼(5)和第二襟翼(6)，分別位于飛行器機翼后部和機身后部；飛行器的尾翼(12)位于飛行器尾部，呈V形對稱分布；飛行器的起落架(13)有3個，為前I后2式，分布于飛行器下部。2.根據(jù)權利要求1所述的翼身融合單涵道垂直起降飛行器，其特征是連接所述的涵道發(fā)動機(8)和飛行器機身(3)的固定桿(11)數(shù)量不固定，可按需求設置，此處設置為3個，按圓周等角度分布。3.根據(jù)權利要求1所述的翼身融合單涵道垂直起降飛行器，其特征是所述的發(fā)動機是渦輪螺旋槳發(fā)動機，活塞發(fā)動機，電動機或汽油機，其安裝方式為共軸反槳發(fā)動機方式或上下對稱安裝方式這兩種方式。4.根據(jù)權利要求1所述的翼身融合單涵道垂直起降飛行器，其特征是在作為小型無人機，航模，航拍及玩具飛機時不采用可折疊機翼(4)和第一襟翼(5)，第二襟翼(6)。5.根據(jù)權利要求1所述的翼身融合單涵道垂直起降飛行器，其特征是所述的起落裝置為起落架(13)或支撐桿(14)。
【專利摘要】一種翼身融合單涵道垂直起降飛行器。飛行器主要由飛行器機身(3)，前置發(fā)動機(2)和涵道發(fā)動機(8)組成。飛行器機身(3)為翼身融合布局。前置發(fā)動機(2)安裝于飛行器機身前部，涵道(7)位于飛行器機身(3)中部?？烧郫B機翼(4)，位于機身(3)兩側(cè)。涵道發(fā)動機(8)位于涵道(7)中間，涵道發(fā)動機(8)由固定桿(11)固定于飛行器機身上。飛行器的第一、第二襟翼（5）（6），位于飛行器機翼后部和機身后部。飛行器機翼折疊處（9）。飛行器的前置螺旋槳（1）位于飛行器前端。飛行器的尾翼（12）位于飛行器尾部，呈V形對稱分布。飛行器的起落架（13）有3個，為前1后2式，分布于飛行器下部，也可為支撐桿（14）。本實用新型主要適用于航空領域,可作為中小型飛機和無人機及航模航拍飛機應用。
【IPC分類】B64C27/26, B64C27/20
【公開號】CN204871604
【申請?zhí)枴緾N201520556424
【發(fā)明人】張飛
【申請人】張飛
【公開日】2015年12月16日
【申請日】2015年7月29日