一种倾转旋翼及飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种倾转旋翼及飞行器。

背景技术

本发明对标以V-22为例的倾转旋翼机和电动垂直起降飞行器（eVTOL）。倾转旋翼机是一种既具有常规直升机垂直起降和空中悬停能力，又具有螺旋桨飞机的高速巡航飞行能力的旋翼飞行器，其飞行速度、高速和经济效益都大大超过了现代常规直升机。

倾转旋翼机以V-22为例，燃油动力使其需要配备一套极其复杂的传动系统，才能保障其基本的安全飞行需求，传动系统是倾转旋翼机的核心技术之一。

如图1所示的V-22（现有的倾转旋翼机）为横列双旋翼布局，尽管V-22在结构设计上尽可能地增加了机翼的前掠角和副翼的弦长比例，以减少旋翼在垂向状态时旋翼与机翼的气动耦合，但仍不能完全避免，对起飞着陆过程仍有安全隐患。

倾转旋翼的横列双旋翼布局在机体俯仰控制上要求很高，既需要旋翼系统有周期变矩的能力，也需要其他机体操纵面的配合，尤其是在飞行模态转换的过程中，对短舱倾转角度和速度包线（即倾转走廊）关系的限制有严格的要求。一是对旋翼系统研制的技术要求极高，二是倾转过程的计算及相关试验难度极大，且只有准确给出型号对应的“倾转走廊”并严格按照包线要求飞行才能保证安全。

因此，怎样减少旋翼在垂直状态时旋翼下气流与机翼的干涉，避免有害涡流的产生，提升对机体俯仰、横滚等姿态的控制能力，避免较苛刻的“倾转走廊”飞行操控限制要求是现阶段本领域人员亟待解决的技术问题。

发明内容

为解决旋翼在垂直状态时旋翼下气流与机翼的干涉，避免有害涡流的产生，提升对机体俯仰、横滚等姿态的控制能力的问题，本发明提供一种倾转旋翼及飞行器。

为实现本发明目的提供的一种倾转旋翼，包括：外壳体、驱动装置、传动组件和旋翼；

驱动装置设置于外壳体内部，驱动装置的输出端与传动组件连接，旋翼为两个，分别转动连接于外壳体的两侧，两个旋翼分别与传动组件的两端转动连接，驱动装置可驱动传动组件将一侧的旋翼向上倾转，驱动装置可驱动传动组件将另一侧的旋翼向下倾转。

在其中一些具体实施例中，传动组件包括连杆和拉杆；

连杆中部与驱动装置的输出端连接，驱动装置可驱动连杆转动，拉杆为两个，分别与连杆的两侧转动连接，两个拉杆远离连杆的一端分别转动连接有旋翼。

在其中一些具体实施例中，旋翼包括短舱、桨叶和第一驱动电机；

第一驱动电机设于短舱内部，桨叶设于短舱的一侧，第一驱动电机的输出端与桨叶连接，短舱远离桨叶的一侧分别与拉杆和外壳体转动连接。

在其中一些具体实施例中，驱动装置为第二驱动电机，第二驱动电机的输出端与连杆的中部连接。

在其中一些具体实施例中，短舱为两个，其中一个短舱侧面的顶部与外壳体转动连接，该短舱侧面的底部与拉杆转动连接；

另一个短舱侧面的底部与外壳体转动连接，该短舱侧面的顶部与拉杆转动连接。

基于同一构思的一种飞行器，包括：机体、侧翼和上述实施例的倾转旋翼；

侧翼为两个，分别设于机体的两侧；两个侧翼远离机体的一端分别连接有倾转旋翼。

在其中一些具体实施例中，还包括尾翼；尾翼设于机体的尾部。

本发明的有益效果：

本发明的倾转旋翼可实现纵向旋转以及横向旋转，安装到飞行器以后，可以实现飞行器全方向矢量推进能力，以得到飞行工况更多、机动性更强的飞行能力。

本发明中的飞行器具有旋翼绕机体横向旋转的能力，实现了飞行器在纵向和垂向矢量推进；旋翼可绕机体纵向旋转能力，实现了飞行器在横向和垂向矢量推进的倾转旋翼飞行器；从而实现飞行器全方向矢量推进能力，以得到飞行工况更多、机动性更强的飞行能力。旋翼分别安装在侧翼末端外壳体的前后端，有效减少了旋翼在垂直状态时旋翼下气流与机翼的干涉，避免有害涡流的产生。且通过四旋翼布局形式，提升对机体俯仰、横滚等姿态的控制能力，有效避免了较苛刻的“倾转走廊”飞行操控限制要求。

附图说明

图1是现有倾转旋翼机的机构示意图；

图2是本发明一种倾转旋翼的结构示意图；

图3是本发明一种倾转旋翼另一种姿态的结构示意图；

图4是本发明一种倾转旋翼又一种姿态的结构示意图；

图5是本发明一种飞行器的结构示意图；

图6是本发明一种飞行器的三种姿态的结构示意图。

附图中，100、倾转旋翼；110、外壳体；121、第二驱动电机；130、传动组件；131、连杆；132、拉杆；140、旋翼；141、短舱；142、桨叶；200、机体；300、侧翼；400、尾翼；500、姿态Ⅰ；600、姿态Ⅱ；700、姿态Ⅲ。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。

所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的符号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“顶”、“底”、“内”、“外”、“轴线”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明或简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”、“衔接”、“铰接”等术语应做广义理解，例如可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

参照图2、图3和图4，一种倾转旋翼100，包括：外壳体110、驱动装置、传动组件130和旋翼140；驱动装置设置于外壳体110内部，驱动装置的输出端与传动组件130连接，旋翼140为两个，分别转动连接于外壳体110的两侧，两个旋翼140分别与传动组件130的两端转动连接，驱动装置可驱动传动组件130将一侧的旋翼140向上倾转，驱动装置可驱动传动组件130将另一侧的旋翼140向下倾转。

具体的，驱动装置固定于外壳体110内部的中间，驱动装置的输出端与传动组件130的中间固定连接，传动组件130主要设于外壳体110的内部，但其两端设于外壳体110的外部，并分别转动连接有旋翼140，两个旋翼140还分别与外壳体110的两端转动连接。

在本发明一些具体实施例中，本倾转旋翼100可以横向旋转，以实现飞行器在纵向和垂向矢量推进；本倾转旋翼100可以纵向旋转，以实现飞行器在横向和垂向矢量推进；因此，安装到飞行器以后可以实现飞行器全方向矢量推进能力，以得到飞行工况更多、机动性更强的飞行能力。

在本发明一些具体实施例中，传动组件130包括连杆131和拉杆132；连杆131中部与驱动装置的输出端连接，驱动装置可驱动连杆131转动，拉杆132为两个，分别与连杆131的两侧转动连接，两个拉杆132远离连杆131的一端分别转动连接有旋翼140。驱动装置可驱动连杆131转动，进而使连杆131带动旋翼140向上或向下倾转。本发明中的连杆131可同时控制两侧连杆131，因此两侧的旋翼140可以实现同步向上和向下倾转，使旋翼140在运行时更加稳定。由此可见，本发明的结构以及运行方式简单可靠，有利于后期保养维护。

在本发明一些具体实施例中，旋翼140包括短舱141、桨叶142和第一驱动电机；第一驱动电机固定连接于短舱141内部，桨叶142设于短舱141的一侧，第一驱动电机的输出端与桨叶142连接，第一驱动电机可驱动桨叶142转动，短舱141远离桨叶142的一侧与拉杆132和外壳体110转动连接。

在本发明一些具体实施例中，驱动装置为第二驱动电机121，第二驱动电机121的输出端与拉杆132的中部连接。

在本发明一些具体实施例中，短舱141为两个，其中一个短舱141侧面的顶部与外壳体110转动连接，该舱体侧面的底部与拉杆132转动连接；此结构下，当驱动电机驱动连杆131为横向状态下，该侧短舱141的桨叶142朝上，短舱141与外壳体110呈90度。

另一个短舱141侧面的底部与外壳体110转动连接，该舱体侧面的顶部与拉杆132转动连接。此结构下，当驱动电机驱动连杆131为横向状态下，该侧短舱141的桨叶142朝下，短舱141与外壳体110呈90度。

本发明还提供一种飞行器，如图5所示，包括：机体200、侧翼300和上述具体实施例所述的倾转旋翼100；其中，侧翼300为两个，分别设于机体200的两侧；两个侧翼300远离机体200的一端分别连接有倾转旋翼100。

在本发明一些具体实施例中，飞行器两侧的轻装旋翼140由控制系统进行同步控制。

在本发明一些具体实施例中，还包括尾翼400；尾翼400设于机体200的尾部。

在本发明一些具体实施例中，本飞行器具有旋翼140绕机体200横向旋转的能力，实现飞行器在纵向和垂向矢量推进；旋翼140绕机体200纵向旋转能力，实现飞行器在横向和垂向矢量推进的倾转旋翼100飞行器；从而实现飞行器全方向矢量推进能力，以得到飞行工况更多、机动性更强的飞行能力。旋翼140分别安装在侧翼300末端外壳体110的前后端，有效减少了旋翼140在垂直状态时旋翼140下气流与机翼的干涉，避免有害涡流的产生。且通过四旋翼140布局形式，提升对机体200俯仰、横滚等姿态的控制能力，有效避免了较苛刻的“倾转走廊”飞行操控限制要求。

本飞行器可进行超短距起飞、垂直起飞、高速远距离飞行以及空中悬停。

具体的，本飞行器的倾转旋翼100可有三种形态如图5和6所示：

当飞行器进行超短距起飞时，飞行器在地面进行滑行，滑行过程中飞行器的倾转旋翼100为姿态Ⅱ600的形式，使飞行器获得向上的升力，从而实现超短距起飞。

当飞行器进行垂直起飞时，飞行器的倾转旋翼100为姿态Ⅲ700的形式，使飞行器获得向上的升力，从而实现垂直起飞。

当飞行器进行空中悬停时，其倾转旋翼100为姿态Ⅲ700的形式，使旋翼140升力平衡于飞行器的重量，从而实现飞行器的空中悬停。飞行器在悬停过程中可以改变旋翼140桨叶142的旋转方向，可以使飞行器调转方向。

当飞行器进高速远距离飞行，飞行器的倾转旋翼100为姿态Ⅰ500的形式，使旋翼140倾斜到水平的方向，其飞行的速度是正常直升机的两倍以上。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、“一个具体实施例”或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的范围内，根据本发明的技术方案及其发明的构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。