一种飞翼布局倾转旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体涉及一种飞翼布局倾转旋翼飞行器。

背景技术

现有技术中的垂直升降飞行器，多采用现有机身加装可倾转旋翼实现垂直起降，例如专利201610644615.7公布了一种三桨式倾转旋翼垂直起降固定翼无人机，该发明在机翼前缘设置了两个倾转旋翼，在机尾设置一个倾转旋翼，当垂直起降时，机翼前缘的两个倾转旋翼转到垂直向上，产生主要的向上升力，机尾的倾转旋翼产生部分向上升力使机身平衡，并靠绕机身轴线倾转一定角度以控制机身绕垂直轴线的回转。当平飞时，机翼前缘的两个倾转旋翼转到水平向前，产生向前拉力和速度，使机翼产生升力。虽然能够使现有的飞行器实现垂直起降，但隐身性能差、升阻比低。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供一种飞翼布局倾转旋翼飞行器。

为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

一种飞翼布局倾转旋翼飞行器，包括机身、与机身以融合式飞翼布局或者近似飞翼布局的方式固设在机身两侧的机翼，以及分别设置在两个机翼前部的倾转旋翼；所述机身的前端设置有向前突出且在俯视图上呈三角形的前突部，且后端设置有向后突出且在俯视图上呈三角形的后突部；所述机翼在俯视图上呈V型布置，使得机翼形成开口朝向前方且用于安放倾转旋翼的缺口。

进一步地，在俯视图上，所述机身与其两侧的机翼呈W型布置；所述机翼上构成V型的两段机翼分别为位于外侧的外侧段机翼以及位于内侧的内侧段机翼，所述外侧段机翼和内侧段机翼在俯视图上均呈四边形。

进一步地，所述机翼包括分别为位于机身左侧的左侧机翼以及位于机身右侧的右侧机翼；所述前突部的尖点A与左侧机翼缺口的尖点B之间连线AB、左侧机翼的外侧段机翼的外侧边线CD、所述后突部的右侧边线GH以及右侧机翼的外侧段机翼的后侧边线IJ均平行。

进一步地，所述前突部的尖点A与右侧机翼缺口的尖点L之间连线AL、左侧机翼的外侧段机翼的后侧边线DE、所述后突部的左侧边线FG以及右侧机翼的外侧段机翼的外侧边线JK均平行。

进一步地，所述左侧机翼的外侧段机翼的前侧边BC与右侧机翼的内侧段机翼的后侧边HI平行；所述右侧机翼的外侧段机翼的前侧边KL与左侧机翼的内侧段机翼的后侧边EF平行。

进一步地，所述外侧段机翼的后端由内向外依次设置有阻力方向舵和第一副翼，所述内侧段机翼的后端设置有第二副翼，所述后突部的两侧边上设置有升降舵。

进一步地，包括设置在机身上且沿横向向机身两侧延伸的转轴，所述倾转旋翼安装在转轴的末端。

进一步地，以倾转旋翼的安装点为原点、以前向为X轴正向、以竖直向上为Y轴正向，则倾转旋翼能够在-30°～120°的范围内进行同向或差动倾转。

进一步地，所述倾转旋翼能够替换为可变矩螺旋桨。

与现有技术相比，本发明的有益技术效果是：

本发明将飞翼式机身与倾转旋翼动力系统相结合，使得本发明既具有飞翼式机身的隐身性好、升阻比高的优点，又具有倾转旋翼可以使飞行器实现垂直起降的优点，使用上更为灵活、便捷。

附图说明

图1为本发明的俯视图；

图2为本发明的俯视图；

图3为本发明的整体结构示意图；

图4为本发明的后视图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的一种优选实施方式作详细的说明。

如图1所示，一种飞翼布局倾转旋翼飞行器，包括机身1、与机身以融合式飞翼布局或者近似飞翼布局的方式固设在机身两侧的机翼，以及分别设置在两个机翼前部的倾转旋翼5；所述机身的前端设置有向前突出且在俯视图上呈三角形的前突部11，且后端设置有向后突出且在俯视图上呈三角形的后突部12；所述机翼在俯视图上呈V型布置，使得机翼形成开口朝向前方且用于安放倾转旋翼的缺口6。

融合式飞翼布局，亦称翼身合一，是一种飞机设计概念。它将传统的机身与机翼结构融合，变成类似飞行翼的外型，可使飞机气动燃油效率提升。融合式飞翼布局或者近似飞翼布局中没有明显的机翼、机身之分，产生升力与承载是同一结构，受力和结构效率大大提高。

融合式飞翼布局或者近似飞翼布局取消了筒形机身，载荷直接在肥厚的机翼内装载，而且沿翼展均匀分布，应力也因此均匀分布，对结构强度的要求降到最低。

本发明中无垂直尾翼与水平尾翼，无尾飞翼不仅具有隐身的好处，也能够降低重量和阻力，飞翼的横滚由副翼控制。

以倾转旋翼的安装点为原点、以前向为X轴正向、以竖直向上为Y轴正向，则倾转旋翼能够在-30°～120°的范围内进行差动倾转。

倾转旋翼在转动的同时，还能够发生倾转，倾转旋翼竖直时为飞行器提供升力，水平方向或者倾斜方向时可以使飞行器高速飞行。

本发明中机翼翼展方向由2组或2组以上翼型，通过一定的扭转组合而成。

如图2所示，在俯视图上，所述机身与其两侧的机翼呈W型布置；所述机翼上构成V型的两段机翼分别为位于外侧的外侧段机翼以及位于内侧的内侧段机翼，所述外侧段机翼和内侧段机翼在俯视图上均呈四边形；所述机翼包括分别为位于机身左侧的左侧机翼2以及位于机身右侧的右侧机翼3；所述前突部的尖点A与左侧机翼缺口的尖点B之间连线AB、左侧机翼的外侧段机翼22的外侧边线CD、所述后突部的右侧边线GH以及右侧机翼的外侧段机翼32的后侧边线IJ均平行；所述前突部的尖点A与右侧机翼缺口的尖点L之间连线AL、左侧机翼的外侧段机翼22的后侧边线DE、所述后突部的左侧边线FG以及右侧机翼的外侧段机翼32的外侧边线JK均平行；所述左侧机翼的外侧段机翼22的前侧边BC与右侧机翼的内侧段机翼31的后侧边HI平行；所述右侧机翼的外侧段机翼32的前侧边KL与左侧机翼的内侧段机翼21的后侧边EF平行。

V型机翼使得倾转旋翼可以安装在机翼中段。相较于翼尖安装的方式，一方面可以减少机翼对旋翼尾流的遮挡，提高旋翼效率；另一方面能显著降低转动惯量，使得飞机易于控制。相较于平直翼中段安装的方式，V型机翼使得倾转旋翼可安装在距离飞机重心和气动焦点更近的地方，减小配平力矩，提高气动性能。

平行设计使得雷达反射回波最强值集中到少数几个方向，提高飞机隐身性能。构成飞机轮廓的平行线越少，隐身效果越好。本发明飞机轮廓仅由四组平行线构成。

所述外侧段机翼的后端由内向外依次设置有阻力方向舵41和第一副翼42，所述内侧段机翼的后端设置有第二副翼43，所述后突部的两侧边上设置有升降舵44。

通过第一副翼、第二副翼，实现飞机的横滚控制，此外，第一副翼、第二副翼还具有襟副翼混动的功能，实现升力的调整。布置在机翼中段，效率最高；阻力方向舵通过增加单侧的阻力，实现飞机偏航控制，此外，在飞机降落时，可通过双侧阻力方向舵实现飞机减速控制。布置在翼尖，产生的偏航力矩最大；升降舵用于飞机的俯仰控制。后突部距离重心最远，俯仰力矩最大。

如图3和4所示，包括设置在机身上且沿横向向机身两侧延伸的转轴51，所述倾转旋翼安装在转轴的末端。

所述转轴也可以连接至外侧段机翼，使得转轴的结构稳定性更好。

所述倾转旋翼能够替换为可变矩螺旋桨。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内，不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。