带进出口可调格栅的矢量推力涵道螺旋桨

技术领域

本发明属于航空领域，具体涉及一种带进出口可调格栅的矢量推力涵道螺旋桨,用于涵道螺旋桨式具备垂直起降功能的飞行器。

背景技术

垂直起降的飞行器一般使用螺旋桨或者转子来产生升力，以平衡飞行器的重量。一种常见的垂直起降飞行器是直升机，利用安装于飞行器上方的大尺寸旋翼提供升力；另外一种常见垂直起降飞行器是多旋翼无人机，利用多个较小尺寸的螺旋桨提供升力；还有一种垂直起降飞行器将尺寸较小的螺旋桨安装在一个环形的涵道内，通过涵道提供附加的升力，还可以保护螺旋桨、减小噪音。

目前，垂直起降飞行器的控制难度一般来说大于固定翼飞行器。主要的原因在于，固定翼飞机在飞行时获得了足够的空速，可依靠舵面的调整改变飞行姿态；而垂直起降的飞行器在飞行时有时候会悬停，升力依靠旋翼产生，没有前飞的空速，所以大部分此类飞行器只能依靠旋翼自身的结构来改变旋翼拉力的大小和方向，以对飞行器质心产生控制力或者力矩。

针对垂直起降飞行器，一种主流的控制方式是在旋翼或者螺旋桨上采用总距和周期变距机构，以改变旋翼或者螺旋桨拉力的大小及方向。不过该种方式的问题主要在于其复杂的结构、较为高昂的价格以及重量的增加，特别是周期变距机构。

另外一种常见方式是采用多旋翼，通过变距或者改变转速调整每个旋翼拉力大小，以改变飞行器的姿态。这种方式原理简单，旋翼数量≥3的飞行器可用这种方式。此类飞行器更适用于载荷较小的电驱动或者小型活塞驱动的无人机，如果用于大载荷飞行器，较多的旋翼数量或带来动力装置数量的增多或者传动系统复杂性大大的增加。

特别地，对于涵道螺旋桨式的垂直起降飞行器，另外一种控制方式是在涵道风扇底部安装数量不多而尺寸较大的导流叶片。一般情况下，这些导流叶片是固定角度的，目的是产生单一的前飞推力，而达不到产生各类控制力和力矩的能力(俯仰、滚转、偏航)。少部分涵道螺旋桨式垂直起降飞行器涵道导流叶片是可调的，不过其作用大多数情况下是用于平衡螺旋桨转子的转动力矩，而对飞行器姿态的控制作用并不明显。如果仅通过涵道风扇底部导流叶片的偏转，很难做到对飞行器姿态的有效控制，其原因是涵道底部在大部分情况下会离飞行器重心有一段距离，叶片偏转时，即使产生了朝着期望方向的水平力，同时也会相对于重心产生一个干扰飞行控制的附加旋转力矩。这样就限制了这种方式对飞行器姿态控制的有效性。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明提出一种带进出口可调格栅的矢量推力涵道螺旋桨，以解决现有技术的缺陷。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提出一种带进出口可调格栅的矢量推力涵道螺旋桨,其特征在于:包括涵道壳体1、进口格栅2、出口格栅3、进口格栅架环4、出口格栅架环5；进口格栅2由多个格栅叶片组成，格栅叶片为对称的翼型结构，相邻格栅叶片的间距为格栅叶片的弦长，所有格栅叶片分别通过转轴平行安装在进口格栅架环4上；出口格栅3与进口格栅2结构相同，通过转轴安装在进口格栅架环5上；进口格栅架环4、出口格栅架环5分别固定在涵道壳体1的进口和出口；涵道壳体内安装有与其同轴的桨毂7，螺旋桨叶片6安装在桨毂上。

(三)有益效果

采用本发明结构，通过控制涵道进出口格栅的角度和螺旋桨总距，可实现垂直起降飞行器在机身保持水平的情况下在同一水平高度前进、后退、侧移、旋转，同时也具备滚转及升降的功能，可实现比传统直升机更多类型的姿态控制。本发明取消了传统螺旋桨上复杂的周期变距机构，结构简单，重量轻，增加了可靠性。可以控制涵道进口可调格栅角度、涵道出口格栅角度和螺旋桨总距。可根据此类飞控开展新型垂直起降飞行器总体布局设计。提出了多样化的格栅形式，以满足不同使用条件的垂直起降飞行器需求。本发明适用于垂直起降的涵道式有人飞行器、无人机以及其他异型飞行器等。

附图说明

图1为本发明带进出口可调格栅的涵道螺旋桨结构示意图；

图2为带进出口可调格栅的涵道螺旋桨三维示意图；

图3为格栅叶片转动示意图

图4为格栅转轴联动装置和舵机示意图

图5带进出口可调格栅的涵道螺旋桨式飞行器飞行控制系统示意图；

图6只产生右侧向力示意图；

图7只产生左侧向力示意图；

图8只产生逆时针扭矩示意图；

图9只产生顺时针扭矩示意图；

图10产生绕转子轴旋转扭矩示意图；

图11各类格栅布局形式举例示意图；

图12带进出口可调格栅的涵道螺旋桨运用1(飞碟)；

图13带进出口可调格栅的涵道螺旋桨运用2(双涵道无人机)。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

如图1所示，本发明提出一种带进出口可调格栅的矢量推力涵道螺旋桨,包括涵道壳体1、进口可调格栅2、出口可调格栅3、进口格栅架环4、出口格栅架环5、可变距螺旋桨叶片6、桨毂7；

进口可调格栅2由多个格栅叶片组成，格栅叶片为对称的翼型结构，相邻格栅叶片的间距约为格栅叶片的弦长，所有格栅叶片通过转轴8(如图3所示)固定在进口格栅架环4上；同理，出口可调格栅3与进口可调格栅2结构类似，通过转轴固定在进口格栅架环5上。

进一步地，进口格栅架环4、出口格栅架环5分别固定在涵道1的进口和出口；所有进口可调格栅的转轴8穿过进口格栅架环4和涵道壳体1，连接到格栅叶片平行四边形联动机构9上，联动机构9的连杆与进口可调格栅调节舵机相连，通过进口格栅舵机10的运动s可以使进口格栅叶片偏转角度α(如图4所示)。同理，出口格栅具有类似的结构，由出口格栅舵机控制出口格栅的偏转角度。进出口格栅的偏转会导致气动力在涵道进口和出口产生水平分力，涵道进出口不同水平分力的组合可用于改变飞行器的姿态，如平移、俯仰、滚转。

进一步地，涵道内安装有螺旋桨叶片6，以及螺旋桨桨毂7。类似于直升机旋翼，该螺旋桨叶片上有变桨距机构，由总距舵机驱动该变距机构以改变螺旋桨总距，即改变螺旋桨拉力大小。螺旋桨上设有周期变距机构。

通过飞控系统控制涵道螺旋桨总距、进口格栅角度和出口格栅角度三个舵面，与传统垂直起降飞行器使用的总距和周期变距控制不同。

飞控系统包括控制电路模块、飞控计算机,飞控系统由飞行器的电源系统供电，并接受来自于导航系统、飞行器传感器、任务控制电路或者地面无线传输模块(无人机使用)输入的信号以及舵机反馈的信号，由控制电路模块及飞控计算机处理并计算，向舵机输出指令，以达到控制涵道螺旋桨总距、进口格栅角度和出口格栅角度三个舵面的目的。

进一步地，如图6-图10所示，为几种典型的进出口格栅组合及对姿态的控制示意图。

如图6所示，进出口格栅叶片均顺时针偏转一定角度，则进口格栅产生向右的力P，出口格栅也产生向右的力P，两者产生合力2P，而不产生转动力矩。这个合力可以使飞行器向右平移。

如图7所示，进出口格栅叶片均逆时针偏转一定角度，则进口格栅产生向左的力P，出口格栅也产生向左的力P，两者产生合力2P，而不产生转动力矩。这个合力可以使飞行器向左平移。

如图8所示，进口格栅叶片逆时针偏转一定角度，出口格栅叶片顺时针偏转一定角度。则进口格栅产生向左的力P，出口格栅产生向右的力P，两者产生合力0，而产生逆时针转动力矩。这个合力可以使飞行器逆时针滚转。

如图9所示，进口格栅叶片顺时针偏转一定角度，出口格栅叶片逆时针偏转一定角度。则进口格栅产生向右的力P，出口格栅产生向左的力P，两者产生合力0，而产生顺时针转动力矩。这个合力可以使飞行器顺时针滚转。

如图10所示，如果进出口格栅保持竖直，则对于单个涵道螺旋桨来说，由于螺旋桨转子的旋转力矩，相应的会在涵道上产生反向的旋转力矩，使飞行器绕竖直轴旋转。

进一步地，如图11所示，通过在格栅架环上添加隔板11，可形成多种衍生的格栅布局形式，通过不同的格栅布局形式会产生不同的飞行控制效果，可根据飞行器主要的使用条件选择不同的进出口格栅布局。特别的，对于单涵道飞行器来说，涵道出口格栅需要选择图11中(c)、(e)、(f)等十字交叉类布局，以平衡螺旋桨的转动力矩，以保证悬停时飞行器不产生绕转子轴的旋转；而对于双涵道来说，可通过两个螺旋桨对转的方式来平衡转动力矩，可选择更多类型的可调格栅布局。

参见图12，本发明所述的涵道螺旋桨可作为唯一升力装置安装在碟形飞行器上，可以通过总距的改变调整螺旋桨拉力，使飞碟上升或者下降；选择图11中(c)、(e)、(f)等十字交叉类布局，以平衡螺旋桨的转动力矩，以保证飞碟稳定的悬停；通过改变进出口格栅角度使飞碟达到前后左右的平移、俯仰及滚转。

参见图13，本发明所述的涵道螺旋桨可作为升力装置安装在类似于图示的双涵道螺旋桨飞行器上，可以通过总距的改变调整螺旋桨拉力，使飞行器上升或者下降；通过两个涵道总距的改变，使飞行器产生俯仰力矩；通过改变进出口格栅角度使飞行器实现前后左右的平移及滚转。

以上两种飞行器运用了本发明所述带进出口格栅的涵道风扇，从姿态控制上，比普通的飞行器增加了前后左右平移以及绕竖直轴旋转的功能，使得其更适合于复杂地形的飞行。

最后应当说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对本发明保护范围的限制，尽管参照较佳实施例对本发明作了详细地说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的实质和范围。