[0001] 本发明涉及一种前后双桨双翼可变形飞机。双翼双垂尾，有利低速重载巡航；双翼可变形，有利变速巡航和机务；前后反桨驱动，避免翼根应力集中及气流干扰；光伏及蜂窝复材层压工艺，实现轻质结构及实时充电，属于飞行器总体设计领域。

[0002] 自由飞翔是人类自古以来追求的梦想，莱特兄弟追求飞行梦发明了第一架飞机，然而不久第一次世界大战、第二次世界大战，飞机因技术难度大和过度重视其军事用途，忽视了人类最初的愿望——自由飞翔。虽然战后民航基于军用运输机大力发展，产生世界两大航空公司美国波音和欧洲空客，但通用航空发展缓慢，人类仍未真正实现自由飞翔的梦想！双翼飞机流行于一战期间，因其表现出的低速性能曾风靡一时，后期因二战对高速性
能的要求，双翼机没有得到推广，目前双翼机主要用于特技表演、农业作业等领域。以往双翼机因机翼上下布置导致机身截面积很大，上下支撑杆较多，结构紧凑性较弱，为使平尾控制俯仰效果明显，需要机头与机尾前后距离较大，导致机身纵向尺寸仍然较大，飞机整体结构复杂笨重，飞行阻力很大，若存放时为减小横向尺寸，机翼设计成可变形是比较难的，除非每次飞行后将机翼拆除达到减小横向空间的目的，给用户带来使用不便。而单翼机为实现同样低速大升力效果，翼展将更大，翼弦将更宽，机身截面将更粗，不适合低速重载作业。

[0003] 通常航空动力分为内燃、外燃和电动三大类，航空燃油发动机一直以来是技术含量最高的部件之一，价格一直很高，尤其国外进口航空发动机价格不菲，况且未来几年即便价格下降被通用航空所接受，加上民航线，航空燃油尾气直接进入大气，而大气污染程度现在已经成为衡量地区生产生活质量甚至幸福指数的因素之一，燃油航空未来将不愿被民众和国家所接受。因电机和电池技术趋于成熟，电动飞机、电动汽车将成必然，市面已有电动飞机普遍采用单桨布局或左右双桨布局，但通常情况下，单桨布局可靠性弱且需实时舵面配平螺旋桨扭矩，而机翼动力短舱布局对飞机翼身链接强度、刚度要求很高，翼根截面要求很大，且机翼前或后螺旋桨对机翼表面气流干扰较大，高速螺旋桨气流常导致翼面气流分离。

[0004] 太阳能是我们地球上的终极能源，经过一系列环节存储到物质当中，再被人类消耗，效率不到10%，目前高效光伏组件光电转换效率超20%，直接利用太阳能提供飞机动力虽未成熟，但直接用太阳能为机载设备供电及实时充电技术可行，有效延长工作时间及减少大气污染，太阳能也有望成为轻型飞机的主动力能源（如瑞士solar impulseⅡ环球飞行）。

[0005] 中国小型私人飞机以前因技术、价格、机场、机库、政策等因素，仅被少数人接受。目前互联网全球化导致经济全球化，又值我国进入世贸组织十五年关税减免，全球公平竞争与技术共享的环境已渐成熟，区域技术壁垒和地方价格保护将被淘汰，产品应用的关键转至政策、机场、机库及运输问题的解决。近年，我国实施开放低空的红利政策，民航和通航有望成为中国经济新增长点，而我国耕地资源缺乏，公路及城建已占用大量耕地，数以几十万计的通航机场和机库占地是个问题，将是限制人民自驾飞行的瓶颈。

[0006] 本发明提供一种前后双桨双翼可变形飞机总体设计，解决的问题及目的如下：（1）传统低速重载单翼机面临翼展大、刚度弱、单翼重、气动弹性大、机身横截面大及可靠性弱问题，而传统上下双翼飞机机身截面大、上下结构笨重、受光面少，传统飞机平尾或鸭翼面积小，不利低速操纵性，前后双翼可解决这些问题。

[0007] （2）传统单翼或双翼飞机不易变形，翼展横向尺寸及滚动惯量不变，强制变速巡航容易导致气动效率明显下降，且因翼展大，不利于存储和搬运，机翼可变形以解决这些问题。

[0008] （3）机头机尾采用一对前后反桨驱动，螺旋桨转轴为机身中轴线，动力系统置于机身内部。一对反桨共轴避免传统机翼短舱动力飞机的翼根应力集中，保证机翼上下表面气流为层流，又避免了传统单桨飞机由于单桨旋转导致的飞机滚转力矩。

[0009] （4）通常飞机航空电子系统消耗动力能源，尤其电动飞机常动力不足，减重的同时，航空电子系统常增加独立电源。即便如此，仍存在航空电子系统能源隐患，本发明采用光伏充电+独立电源解决这个问题。

[0010] （5）本发明一方面要轻质高强度刚度整机结构，另一方面要太阳能为系统电源充电，通过光伏组件蒙皮与蜂窝复材层压的工艺实现该结构与功能。

[0011] 本发明的技术方案如下：（1）本发明设计了前后双翼、双桨和左右双垂尾的总体布局。如图1，前翼1、后翼2构成前后双翼，双垂尾及其前部短舱将后翼分为后外翼和内翼身融合段两部分，垂尾短舱又与内翼身融合段连为一体，外翼折叠执行机构及两后起落架铰链位于垂尾短舱内部，机身前后双螺旋桨5，四水平舵4和双垂尾后部方向舵3总体气动布局。飞行时，前翼1和后翼2处于全面展开状态，双翼面适用于低速重载巡航。地面时，如图2，前翼1和后翼2处于完全收回状态，缩小飞机翼展和滚动惯量。该前后双翼机身截面小，整机风阻小，双翼大翼面提高升力，尤其适合喷洒、载人等低速大载荷作业，且前后双翼可无平尾或鸭翼，双翼具有更大纵向操纵面，提高低速飞行纵向操纵性和安全性。

[0012] （2）本发明采用前后翼可变形，根据需要调整横向尺寸和飞机滚转惯量。一方面，飞行控制系统控制率根据电机动力、螺旋桨转速指令，自动调整机翼折叠和旋转执行机构，从而调整前翼1及后翼2的翼展及后掠角，进而调节整机气动效率，实时最佳升阻比，实现变速巡航效率最大化。另一方面，地面翼展完全收回也便于地面行驶、牵引、搬运和存储。

[0013] （3）本发明动力系统没有采用左右双桨或四桨布局，而是最终采用机头机尾双桨驱动，如图1，前后一对螺旋桨5，箭头表示转向，这是一对电驱动反桨，整机扭矩大小相等方向相反相互抵消，同时产生对整机大小相等方向向前的拉力和推力，对此动力布局，内部动力系统采用两种方案：1)、动力系统置于机头和机尾舱内部，双电源+双电机的前后独立动力传动系统；2)、采用动力源置于中机身舱内部，单电源单电机的共轴双传动动力系统。无论哪种方案，动力重量和震动都位于机身内，相比机翼短舱动力情况，动力重量和震动更加靠近飞机中轴线，滚转稳定性好，翼身结合处应力集中更小，机翼刚度和强度要求更低，也不需要方向舵配平螺旋桨产生的自扭矩。

[0014] （4）本发明主动力电源和航空电子系统电源均采用独立锂电二次电池，光伏实时为航空电子系统供电及为其二次电池充电。飞机起飞前，动力电池和航空电子系统电池起飞前充满，容量由全功率和续航时间确定。如图4，飞机上表面布置光伏组件蒙皮8，采用单晶硅或砷化镓高效组件（目前光电转换效率分别为单晶硅21%，单结砷化镓28%，多结砷化镓33%），机身上表面整张为非一次曲面，整张模具成型，机翼上表面同理。对此，在光伏发电单元材料生长过程中，采用曲面衬底开始生长，实现曲面光伏发电单元，再采用热压罐，通过抽真空、加压、加热工艺制作翼身多层结构，最后整体层压成型。光伏蒙皮通过光伏控制器（MPPT）与航空电子系统二次电池并联，为航空电子系统电池实时充电，同时为航空电子系统供电，可使航空电子系统工作时间远超过动力系统工作时间，防止因系统二次电池突然断电导致数据丢失，如通讯中断、失控等。

[0015] （5）本发明翼身结构采用复合材料，如图3和图4。机身机翼上壳体采用光伏组件蒙皮8+Kevlar蜂窝板+多角度碳纤板的复合材料层压，光伏组件蒙皮8在Kevlar蜂窝板外；机身机翼下壳体、翼肋、翼梁、垂尾及所有舵面采用多角度碳纤板+Kevlar蜂窝板+多角度碳纤板的复材层压结构，机头舱盖采用玻纤复材，起落架主承力件、翼身链接件及传动件为合金钢；其它功能件，包括前后起落架收放电机或电控气缸、机翼变形电机或电控气缸、橡胶空心轮胎、机载任务设备等，巡航状态时，所有功能件均位于机体舱内部，减小阻力；综述，该发明通过前后双翼可变形，减小飞机横向尺寸，便于飞机变速巡航和地面机
务，且采用双翼双垂尾，大翼面和操纵面（舵面）实现飞机低速大升力、高操纵性。前后一对电驱动反桨，无进排气道，无进气无尾气，反桨驱动产生的机身自扭矩相互抵消，且中立面螺旋桨气流不影响左右机翼层流。主动力电池为电驱动系统供电，独立二次电池及光伏为航空电子系统供电。采用碳纤蒙皮或光伏蒙皮+蜂窝复材的轻质结构，尤其适用低速重载应用，如农林牧喷洒、载人低速飞行等，配合公路起降可大大减少跑道用地，利于推广通航私人飞行。

[0016] 本发明的技术效果如下：对比相同升力的单翼机，本双翼飞机机身截面和横向翼展尺寸可缩小约1/3，机身风阻减小约1/4，因双翼刚度提高使翼梢挠度缩减一半，气动弹性收敛速度提高一倍；双翼变形收回，使得整机横向尺寸缩减为展开时的1/3，极大地节省了横向空间和左右摇摆滚动惯量，机库存储空间缩小为原来的1/3，搬运速度和安全性预计提高一倍；机头机尾一对电驱动反桨，前后反桨转速相等转向相反，扭矩大小相等方向相反，对整机不产生附加滚转扭矩，螺旋桨气流居中对机翼来流影响甚微，低速飞行时机翼表面气流始终保持层流且无气流分离，动力系统位于机身内部，使整机重量分布更靠近中轴线，滚转转动惯量较小；电动机无需氧气燃烧，不需进气道，无尾气排放，噪音小，且光伏实时为航空电子系统独立电池充电，按北回归线光照最弱的冬至时节，20%光电效率的光伏组件可满足航空电子系统白天
4小时稳压供电，30%光电效率可达5小时稳压供电，最终实现低噪、环保、安全巡航；整机碳纤及蜂窝复合材料主结构，与全铝合金结构对比，整机结构重量减轻1/3，续航时间提高一倍。
附图说明

[0017] 图1为本发明的机翼展开作业图；图2为本发明的机翼变形存储图；
图3为本发明的蜂窝复材布置图；
图4为本发明的光伏组件铺设图；
图5为本发明的飞行作业轨迹图；
图6为本发明的翼身结构层压图；
图7为本发明的起降收放机构图；
图8为本发明的前翼旋转原理图；
图9为本发明的后翼折叠原理图；
图10为本发明的动力驱动方案图。

[0018] 图1~图10中，前翼（1）、后翼（2）、方向舵（3）、水平舵（4）、螺旋桨（5）、起落架（6）、蜂窝复材（7）、光伏组件蒙皮（8）、光伏前挡膜（9）、光伏发电单元（11）、光伏后挡膜（13）、Kevlar蜂窝板（15）、胶层（10）（12）（14）（16）、多角度碳纤板（17）、前电控气缸（18）、前缓冲器（19）、后电控气缸（20）、后缓冲器（21）、大锥齿轮（22）、小锥齿轮（23）、涡轮（24）、蜗杆（25）、后翼伺服电机（26）、行星齿轮架（27）、左行星齿轮（28）、右行星齿轮（30）、后翼折叠驱动齿轮（31）、单轴动力电机（32）、动力电池（33）、双轴动力电机（34）、前动力轴（35）、后动力轴（36）、滚针齿轮（37）、滚针齿轮轴架（38）。

[0019] 具体飞行作业轨迹，如图5中a、b、c、d和e，及参考图1和图2。a)-出库滑行，滑跑前机翼展开变形，前翼1以翼根为轴纵向旋转展开，后翼2横向折叠展开（内翼身融合段固定不变），机头机尾一对反桨驱动，参数大小相等方向相反，产生飞机向前的推力和拉力，推动前三点起落架6加速滑行，双翼大翼面可提供低速大升力，克服整机重量离开地面。b)-飞机起飞，起落架6感应无压力十秒后，前起落架前转收至机头舱，两后起落架对称收至翼身融合舱，减小风阻，双翼产生的富裕升力持续飞机爬升，调整飞行运动参数时，左右同向偏转水平舵4（功能相当于传统飞机的升降舵或鸭翼），控制飞机纵向姿态、俯仰速度和加速度，左右反向偏转水平舵4（功能相当于传统飞机副翼），控制飞机滚转速度和加速度，同向偏转双垂尾方向舵3，控制飞机横向姿态、速度和加速度。c)-飞行巡航，达到一定高度和速度时，飞机进入低速巡航状态，任务载荷正常工作，双翼大翼面提供低速大升力，双翼双垂尾大操纵面快速调整飞行姿态。当需要加速巡航时，动力加速，前翼旋转变后掠角度，后翼变外翼折叠角度，可进入快速巡航状态。d)-飞机降落，降落地面前，飞机全翼展巡航，对齐跑道，起落架6全部放下，螺旋桨5减速，四个水平舵4和两个方向舵3全部满舵充当减速板，增加风阻快速减速。e)-降落地面，飞机降落后，螺旋桨零动力，水平舵和方向舵保持满舵继续增加阻力减速，同时起落架轮子刹车减速，缩小跑道距离，停机后，前翼旋转后翼折叠变形收缩至最小横向尺寸或最小转动惯量状态，提高地面横向稳定性，防止因地面不平飞机侧向倾斜，起落架6的轮子电动行驶或用牵引车快速入库。

[0020] 具体翼身结构层压，如图6，机身及机翼上壳体采用光伏组件蒙皮8与蜂窝复材7层压的方式，其中光伏组件蒙皮8包括光伏前挡膜9、光伏发电单元11、胶层10、12和光伏后挡膜13，蜂窝复材7包括Kevlar蜂窝板15、胶层16和多角度碳纤板17。机身机翼上壳体结构采用三次成型工艺完成，具体为：第一次成型，采用非一次曲面的衬底在大型MOCVD设备中生长成机身或单个机翼光伏发电单元11，对于一般MOCVD设备可能工艺空间不够，可采用先将该曲面分割成多曲面的多衬底生长，后将几块发电单元内部互联完成光伏发电单元11，再将9、10、11、12、13放入上下曲面模具之间，采用光伏组件层压技术完成封装光伏组件蒙皮8。第二次成型，采用超厚Kevlar板进行拉伸蜂窝，再根据数控铣削或热削加工成Kevlar蜂窝板15，多角度碳纤板17由多片多角度碳纤布层压固化而成或由数控编织碳纤预浸料固化而成，再采用热压罐，通过抽真空、加压、加热工艺将Kevlar蜂窝板15、胶层16和多角度碳纤板17层压成蜂窝复材7。第三次成型，由于前两次层压温度和压力不同，所以前两次成型分次完成外层光伏组件蒙皮8和内层蜂窝复材7，最后再将光伏组件蒙皮8、中间胶层14、蜂窝复材7在常温下低压固化，完成单个机翼上壳体结构，其它机翼及机身（包括后翼身融合段）上壳体结构工艺与此相同。机身机翼下壳体及舵面整体采用多角度碳纤板+胶层+Kevlar蜂窝板+胶层+多角度碳纤板的对称层压结构，具体工艺同上第二次成型和第三次成型（多角度碳纤板取代光伏组件蒙皮）。

[0021] 具体起降收放机构，如图7，X轴为前后螺旋桨的公共转轴，位于飞机对称面上和机身内部，Y轴为后起落架铰链中心的连线（与X轴垂直相交），位于后翼身融合段和机身内部，后起落架铰链中心位于垂尾短舱内部及垂尾安定面上，前起落架铰链位于X轴上，X、Y轴上起落架铰链位置和气缸铰链位置相对机身固定不动。起落架的收放通过前电控气缸18和后电控气缸20来实现，电控气缸根据需要执行起落架收起和放下，对比传统液压起降，气动简单快速，控制容易，极大减重，节省能源。当飞机起飞离地时，前缓冲器19和后缓冲器21不仅仅用于降落和地面行驶减震，还感应压力信号和缓冲位移信号，两个脉冲信号进行逻辑与运算为离地信号，飞控计算机确认离地信号后延时超过10s，并达到起飞安全高度后，才电控气缸18和20，气缸杆沿箭头方向全程收回，起落架收起，前起落架向前收至机头舱，两个后起落架对称收至翼身融合舱。当飞机要降落时，电控气缸18和20，气缸杆沿箭头方向全程伸出，起落架放下，准备降落。

[0022] 具体前翼旋转原理，如图8，为从机尾向机头看的内部视图。驱动电机位于机身中立面，电机轴通过联轴器与蜗杆25等比传动，蜗杆25与涡轮24啮合，传动比为i1=100，涡轮24通过花键传递扭矩，涡轮24所在转轴两端固定两小锥齿轮23，小锥齿轮23与前翼转轴大锥齿轮22啮合，传动比为i2=2，总传动比i=i1×i2=200，所有齿轮所在转轴两端通过轴承固定于机身。工作原理：1）、控制电机根据机翼展开指令正转驱动，根据需要电机转速及时间可调，再通过该二级减速传动机构实现前翼展开。2）、控制电机根据机翼固定指令停止转动，前翼气动扭矩通过转轴传递给大锥齿轮22，大锥齿轮22再通过该二级传动机构实现减扭，传递给蜗杆25，因涡轮蜗杆传动设计为反向自锁，所以机翼气动扭矩旋转反向自锁。3）、控制电机根据机翼收回指令反转驱动，再通过该二级减速机构实现前翼收回。

[0023] 具体后翼折叠原理，如图9，左上后翼2折叠所示箭头即为后翼折叠驱动齿轮31右侧所示箭头，后翼2的折叠系统通过垂尾舱内的电机减速机构实现，且左右后翼折叠系统独立。具体后翼折叠传动：后翼伺服电机26，经过二级减速机构（图左两对齿轮），二级传动比为I1=4，将电机扭矩放大4倍传递给行星齿轮架27，齿轮架27再经过行星减速机构，其中左行星齿轮28和右行星齿轮30共轴为一组，行星齿轮架27共链接四组行星齿轮，左行星齿轮28（齿数30）与垂尾舱内固定齿轮29（齿数29）啮合，右行星齿轮30（齿数31）与后翼折叠驱动齿轮31（齿数30）啮合，行星传动比为I2=(30×30)/( 30×30-29×31)=900，行星减速机构将齿轮架27的扭矩放大900倍传递给后翼折叠驱动齿轮31，总传动比I=I1×I2=3600，实现后翼2低速大扭矩翻转折叠。例如当电机转速1800rpm时，后翼2展开或折叠的速度为0.5rpm，后翼展开或折叠θ度所需时间为θ/6秒，假设后翼全程变形120度，所需时间为120/6=20秒，也就是说需要伺服控制电机在3600rpm下转动20秒即可完成后翼全程变形，如果想改变后翼变形速度，传动比不变，控制伺服电机转速即可。机翼2完全展开时为图中虚线水平展开位置，在地面行驶、牵引和存储时，需要后翼2的外翼段从水平展开位置向上翻转全程角度至图左上实线折叠位置。空中巡航飞行时，通常左右后翼变形参数相同（机翼展开角度及速度），以保证左右气动外形完全对称有利巡航。在空中机动飞行时，因左右后翼折叠系统相互独立，整机通过方向舵3和水平舵4改变姿态，还通过控制左右后翼2不对称折叠，实现左右气动外形不对称调节，组合控制飞机俯仰、偏航和滚转。

[0024] 具体动力驱动方案，如图10，图中所示两种动力方案，第一种方案（图10上位置）为采用双电机双桨的动力方案，机头机尾各布置一个单轴动力电机32，且参数完全相同，动力电池33贴靠机身底层利于机身稳定，采用同一个控制器控制双电机，驱动前后两个螺旋桨5（一对反桨，前后两个螺旋桨的参数大小相等方向相反），转速及整机扭矩大小相等方向相反，产生对机身向前的推拉力。第二种方案（图10中和下位置）为采用单电机双桨的动力方案，双轴动力电机34位于机头前部，分别向前和向后传递扭矩，双轴为同一个轴即前动力轴35，前动力轴35通过机尾变向装置将扭矩传递给后动力轴36，具体局部放大图A及其截面图B-B，前动力轴35后端加工成外齿轮轴（齿数100），后动力轴36前端加工成内齿轮轴（齿数
120），滚针齿轮37在滚针齿轮轴架38上，滚针齿轮轴架38固定在机身内且保持十二个滚针齿轮37为定轴齿轮传动系，前动力轴35与滚针齿轮37（齿数10）外啮合，滚针齿轮37与后动力轴36内啮合，实现前后动力轴同轴转动且转向相反，后驱动轴36的转速和扭矩取决于滚针齿轮分度圆直径，滚针齿轮分度圆直径越小，前后轴转速和扭矩约接近，按本例齿数计算，前螺旋桨转速是后螺旋桨转速的120/100=1.2倍（转速扭矩相反），实现一个双轴动力电机34驱动前后一对反螺旋桨5，产生对机身向前的推力和拉力。