一种垂直起降飞行器 |
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| 申请号 | CN201410321266.6 | 申请日 | 2014-07-08 | 公开(公告)号 | CN105292444A | 公开(公告)日 | 2016-02-03 |
| 申请人 | 吴建伟; | 发明人 | 吴建伟; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及一种带有 姿态 控制装置的垂直起降 飞行器 ，由 机身 (6)、为飞行器提供主要推 力 的主推力装置(7)、姿态控制装置组成；姿态控制装置包括电源模 块 、调姿单元(2)、 电机 、调速器单元、 飞行控制系统 。飞行器为双主翼结构，第一主翼（8a）及第二主翼（8b）的左右端部分别连接有调姿单元，调姿单元为涵道 风 扇。有两个主推力装置分别对称地连接于机身的中段的左右两侧，采用涵道风扇，涵道的出风口设置有 舵 面。主推力装置及调姿单元设置为朝飞行器前方倾斜。这样可以免去原先复杂的机械部件，使飞行器的机械结构得到简化；姿态控制装置与主推力装置分离，所以对飞行器对于采用何种类型的 发动机 及何种类型的推力装置没有特别的限制。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种垂直起降飞行器，包括机身(6)、为飞行器提供主要推力的主推力装置(7)，其特征在于：所述的飞行器还包括姿态控制装置，所述姿态控制装置使用电能，由电源模块(1)、N个调姿单元(2)、对应N个调姿单元(2)的N个电机(3)、调速器单元(4)、以及飞行控制系统(5)组成，其中N为大于或等于3的自然数；所述电源模块(1)为姿态控制装置提供电源；所述调姿单元(2)为与电机(3)功率连接的扇叶，每个调姿单元(2)分别连接有电机(3)；所述调速器单元(4)与电机(3)电性连接，用于分别调节每个电机(3)的输出功率，所述调速器单元(4)接受飞行控制系统(5)控制并与飞行控制系统(5)信号连接；至少有两个调姿单元(2)分别对称地置于飞行器的左部及右部作为滚转调姿单元；飞行器以重心的前后分为前部与后部，至少有一个调姿单元(2)置于相对于滚转调姿单元所处该部的另一部，或当滚转调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在飞行器大体重心处时至少有一个调姿单元(2)置于飞行器的前部或后部均可，或有至少两个调姿单元(2)分别置于飞行器的前部及后部，作为俯仰调姿单元；所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在机身纵向中线（10）上。 |
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| 说明书全文 | 一种垂直起降飞行器技术领域背景技术[0002] 目前常见的垂直起降飞行器有直升机、倾转旋翼飞机及垂直起降的喷气式飞机，垂直起降飞行器在实现垂直起降时需要依靠姿态控制装置来保持飞行器的平衡，需要依靠姿态控制装置来实现飞行器水平、滚转、俯仰、偏航的飞行姿态的控制，以及实现飞行器的垂直起降以及纵向、横向飞行；姿态控制装置就是指控制飞行器飞行姿态的装置。 [0003] 传统的直升机安装有自动倾斜器，自动倾斜器由两个主要零件组成：一个不旋转环和一个旋转环。不旋转环被安装在旋翼轴上，并通过一系列推拉杆与周期变距和总距操纵装置相连。它能够向任意方向倾斜，也能垂直移动。旋转环通过轴承被安装在不旋转环上，能够同旋翼轴一起旋转。扭力臂用于保证旋转环与桨叶一起同步旋转。防扭臂则用于阻止不旋转环旋转。这两个环作为一个单元体同时倾斜和上下。旋转环通过拉杆与变距摇臂相连。直升机是通过周期变距操纵装置操纵自动倾斜器使旋翼桨叶周期变距实现俯仰姿态及滚转姿态的控制，也可以控制纵向速度及横向速度；通过总距操纵装置操纵自动倾斜器同步改变旋翼桨叶桨距用于控制直升机的垂直速度。传统的直升机还安装有尾桨用于平衡旋翼反作用扭矩，通过改变尾桨总距可以控制直升机偏航速度。 [0004] 由美国贝尔公司和波音公司联合设计制造的V-22鱼鹰式倾转旋翼飞机在机翼的两端部各连接有一个发动机舱，发动机舱可以在水平位置与垂直位置之间倾转，发动机舱上连接有旋翼。V-22倾转旋翼飞机的飞行姿态控制与直升机类似，也是通过周期变距操纵装置及总距操纵装置使旋翼桨叶周期变距及同步改变旋翼桨叶桨距用于控制飞机飞行姿态。V-22倾转旋翼飞机通过倾转至少一个发动机舱，从而在旋翼之间产生纵向推力差异，用于控制飞机的偏航速度。因为用于直升机或倾转旋翼飞机的姿态控制装置都是采用复杂机械部件，所以对制作材料要求高、生产难度大、安装复杂、维护成本高；而且此类的姿态控制的装置只适用于采用了与发动机功率连接的旋翼作为推力装置的飞行器，该类飞行器大多采用涡轮轴发动机或者活塞式发动机。 [0005] 由英国霍克飞机公司和布里斯托尔航空发动机公司研制的“鹞”式战斗机，它实现垂直/短距起落的基本原理在于采用一台4个可旋转喷口的“飞马”涡扇发动机来提供起落时所需的升力以及过渡飞行和正常飞行所需的推力。两对喷口对称于飞机重心，分置机身两侧，通过喷口操纵系统的操纵杆和发动机油门杆，实现发动机推力矢量的控制(改变推力的大小和方向)。机头、机身和翼梢装有从发动机引气的喷气反作用操纵系统，用以控制垂直、短距起落或悬停时的飞行姿态，在正常飞行中也可用以改善失速时的操纵性。因为用于垂直起降喷气式飞机的姿态控制的装置也是采用复杂的机械部件，特别是可旋转喷口，不仅对制作的材料要求高、而且生产难度大，所以提高了生产和维护的成本；而且此类姿态控制装置只适用于采用了矢量喷口或举升发动机甚至通过传动装置与发动机功率连接的升力风扇作为垂直推力装置的的飞行器，此类飞行器采用特制的矢量发动机。 [0006] 上述类型的垂直起降飞行器用来作为姿态控制的装置都是采用复杂的机械结构的，大量的机械部件不仅增加了制造的难度，也提高的生产和维护的成本；而且飞行器所采用的推力装置的类型被限制。 发明内容[0007] 本发明要解决的技术问题是提供一种没有复杂机械结构的姿态控制装置的、可以采用多种类型推力装置的垂直起降飞行器。 [0008] 为解决上述技术问题，本发明的垂直起降飞行器包括了机身、为飞行器提供主要推力的主推力装置，其中飞行器还包括姿态控制装置，姿态控制装置使用电能，由电源模块、N个调姿单元、对应N个调姿单元的N个电机、调速器单元、以及飞行控制系统组成，其中N为大于或等于3的自然数；电源模块为姿态控制装置提供电源；调姿单元为与电机功率连接的扇叶，每个调姿单元分别连接有电机；调速器单元与电机电性连接，用于分别调节每个电机的输出功率，调速器单元接受飞行控制系统控制并与飞行控制系统信号连接；至少有两个调姿单元分别对称地置于飞行器的左部及右部用作滚转调姿单元；飞行器以重心的前后分为前部与后部，至少有一个调姿单元置于相对于滚转调姿单元所处该部的另一部，或当滚转调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在飞行器大体重心处时至少有一个调姿单元置于飞行器的前部或后部均可，或有至少两个调姿单元分别置于飞行器的前部及后部，作为俯仰调姿单元；所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在机身纵向中线上。 [0009] 通过设置有用作滚转和俯仰控制的调姿单元，每组调姿单元各自连接有一组电机，调速器单元分别控制每组电机的输出功率，飞行控制系统对调速器单元实施控制，通过调节各个调姿单元所产生的推力的差异，从而实现飞行姿态的控制。这样的好处是，采用了使用电能的姿态控制装置可以免去原先复杂的机械部件，使飞行器的机械结构得到简化。通过飞行控制系统控制的以电机作为动力装置来驱动扇叶的姿态控制装置反应更加灵敏迅速而且更加易于操作；分布于飞行器左右以及前或后的各个调姿单元可以产生使飞行器滚转、俯仰以及偏航的推力，从而使飞行器的姿态控制更为稳定。此外，由于主推力装置为飞行器提供了主要的推力，姿态控制装置主要用作平稳起降、悬停、滚转、俯仰及纵向飞行、横向飞行等飞行姿态的控制，姿态控制装置与主推力装置分离，独立于主推力装置，所以飞行器对于采用何种类型的发动机及何种类型的推力装置没有特别的限制。 [0010] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进，飞行器还包括机翼，机翼设置为可以选择性地调整迎角；机翼与飞行器活动连接，机翼与伺服作动器可操作地连接，伺服作动器接受飞行控制系统控制并与飞行控制系统信号连接。这样的好处是，飞行器在向前纵向飞行时，飞行器的机身无论处于何种倾斜角度，机翼都能处于最优的迎角，提高了机翼的效率。 [0011] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进，主推力装置设置为朝飞行器前方倾斜；作为更进一步改进，还可以将调姿单元设置为朝飞行器前方倾斜。主推力装置及调姿单元可以产生垂直推力及向前的纵向推力的矢量分量。这样的好处是，飞行器在向前纵向飞行时不用倾斜或不用较大幅度倾斜机身，推力装置及调姿单元便可产生垂直升力的同时产生向前的纵向推力的矢量分量推动飞行器前进。作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进，飞行器设置有垂直尾翼，飞行器设置有垂直尾翼可以提高飞行器飞行的稳定性和操纵性。 [0012] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进，飞行器设置为双主翼结构，其中第一主翼置于飞行器的前部，第二主翼置于飞行器的后部，第一主翼与第二主翼的之间距离大于或等于主推力装置的直径；第二主翼兼作水平尾翼；第一主翼及第二主翼的左右端部分别连接有调姿单元。通过采用双翼结构的机翼，可以提高了飞行器纵向飞行时的稳定性及增加升力；通过采用双翼结构的机翼的飞行器，其产生垂直推力的主推力装置与产生固定翼升力的机翼的位置可以不用集中在重心附近，主推力装置与机翼位置没有冲突，可以使主推力装置布置更加方便；此外调姿单元连接在第一主翼及第二主翼的左右半翼的端部可以提高调姿单元的姿态控制的效率。 [0013] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进，至少有两个主推力装置分别连接于机身的中段的左右两侧。主推力装置采用与发动机功率连接的涵道风扇，涵道的出风口设置有可以选择性地朝飞行器前后方向摆动的舵面，舵面用于改变垂直推力及纵向推力的矢量分量，也可以作偏航控制；舵面与伺服作动器可操作地连接，伺服作动器接受飞行控制系统控制并与飞行控制系统信号连接。两组主推力装置分别连接于机身的中段的左右两侧，可以使主推力装置更加集中在飞行器的重心附近，可以提高飞行器飞行的稳定性；同时降低因左右主推力装置产生推力差异时而所造成的风险，使飞行器更加安全。使用涵道风扇作为主推力装置，可以保护飞行器起降场所的人员或物品不被扇叶所伤害，所以更加安全；此外扇叶置于涵道中，可以吸进上层额外的环境空气，起到一定的引射增升的作用；通过增加扇叶的叶片数量和提高发动机的转速，还可以增加推力和提高速度。主推力装置的出风口设置有可以选择性朝飞行器前后方向摆动的舵面，可以通过舵面改变主推力装置垂直推力及纵向推力的矢量分量，用于调节飞行高度和纵向飞行速度；也可以通过舵面改变左右主推力装置纵向推力的矢量分量的差异，进行偏航控制，提高的飞行器的操作性。 [0014] 作为本发明垂直起降飞行器的更进一步改进，调姿单元还包括涵道，涵道与扇叶组成涵道风扇，调姿单元为涵道风扇。调姿单元的出风口设置有可以选择性地朝飞行器前后方向摆动的舵面；舵面用于改变垂直推力及纵向推力的矢量分量或作偏航控制；舵面与伺服作动器可操作地连接，伺服作动器接受飞行控制系统控制并与飞行控制系统信号连接。使用涵道风扇作为调姿单元，可以保护飞行器起降场所的人员或物品不被扇叶所伤害，所以更加安全；此外扇叶置于涵道中，可以吸进上层额外的环境空气，起到一定的引射增升的作用；通过增加扇叶的叶片数量和提高发动机的转速，还可以增加推力和提高速度。出风口设置有可以选择性朝飞行器前后方向摆动的舵面，可以通过舵面改变主推力装置垂直推力及纵向推力的矢量分量的大小，用于调节飞行高度和纵向飞行速度；也可以通过舵面改变左右主推力装置纵向推力的矢量分量的差异，进行偏航控制，提高的飞行器的操作性。 [0015] 作为本发明垂直起降飞行器的另一种改进，飞行器的在左右半翼对称位置的翼体上设置有涵道，滚转调姿单元设置在涵道内；涵道的进风口和出风口分别设置有盖板，盖板可以打开和关闭，当盖板关闭时，盖板与翼面持平。这样的好处是，当飞行器处于纵向高速飞行时，关闭上下盖板，可以减少调姿单元造成的空气阻力，并增加翼面的面积。 [0016] 作为本发明垂直起降飞行器的另一种改进，飞行器通过伸长机构与调姿单元或主推力装置连接。当调姿单元为扇叶或主推力装置为旋翼时，使扇叶或旋翼所产生的气流不被翼面或机身等部件所阻挡；还可以用作将调姿单元或主推力装置设置在某个需要的位置时的连接机构，例如通过伸长机构使调姿单元或主推力装置远离飞行器的重心。附图说明 [0017] 下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。 [0018] 图1是本发明垂直起降飞行器的姿态控制装置工作原理图。 [0019] 图2是本发明一种垂直起降飞行器实施例示意图。 [0020] 图3是本发明一种垂直起降飞行器实施例平面示意图。 [0021] 图4是本发明一种涵道风扇及涵道出风口舵面连接方式示意图。 [0022] 图5是本发明一种涵道风扇及涵道出风口导流叶栅舵面连接方式的示意图。 [0023] 图6是本发明一种机翼活动连接方式示意图。 [0024] 图7是本发明翼体设置涵道示意图。 [0025] 图8是本发明一种通过伸长臂连接调姿单元或主推力装置的示意图。 具体实施方式[0026] 图2所示本发明一种垂直起降飞行器实施例示意图，包括了机身6、主推力装置7以及姿态控制装置。 [0027] 由图1所示本发明垂直起降飞行器的姿态控制装置工作原理图可知，姿态控制装置使用电能，由电源模块1、调姿单元2、电机3、调速器单元4、飞行控制系统5组成；电源模块1为姿态控制装置提供电源；调姿单元2为与电机3功率连接的扇叶，每个调姿单元2各自连接有一个与之相对应的电机3；调速器单元4与电机3电性连接，用于分别调节每个电机3的输出功率，调速器单元4接受飞行控制系统5控制并与飞行控制系统5信号连接；至少有两个调姿单元2分别对称地置于飞行器的左部及右部用作滚转调姿单元；飞行器以重心的前后分为前部与后部，至少有一个调姿单元2置于相对于滚转调姿单元所处该部的另一部，或当滚转调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在飞行器大体重心处时至少有一个调姿单元2置于飞行器的前部或后部均可，或有至少两个调姿单元2分别置于飞行器的前部及后部，作为俯仰调姿单元；所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在机身纵向中线10上。 [0028] 电源模块1可以是电功率储存装置，例如充电电池、超级电容、核电池等等；也可以是发电装置，包括发电机和功率连接发电机的发动机；也可以是连接有发电装置的电功率储存装置。电机3采用无刷电机最优，但并非是限定，也可以是其它类型的电机，如有刷电机、交流电机、直流电机、单相电机、三相电机等等。调速器单元4包括电子调速器electronic speed controller、直流电机调速器、交流电机调速器等可以调节电机输出功率的装置；调速器单元4可以为与电机3或其它设备组合在一起的一个模块，也可以是独立的调速器，可以是单组输出控制单个电机的调速器，也可以是多组输出分别控制多个电机的调速器；调速器的类型应该与电机3的类型相匹配，例如无刷电机采用无刷电子调速器、有刷电机采用有刷电子调速器等等。调速器单元4接受飞行控制系统5控制并与飞行控制系统5信号连接；飞行控制系统是进行飞行姿态和运动参数实施控制的自动控制系统，飞行控制系统5可以采用电子飞行控制系统、数字式飞行控制系统、电传操纵系统等具备自动控制能力的飞行控制系统；利用飞行控制系统5采集飞行姿态数据、分析处理数据、自动发出控制信号，通过调速器单元4控制电机3的输出功率，从而实现对飞行器的姿态控制。所述的扇叶是指在空气中旋转将发动机转动功率转化为推进力的装置，风扇、螺旋桨、旋翼等也属于本发明所述的扇叶的范围。 [0029] 虽然调姿单元2只要不处于重心处就具备一定的调姿作用，但因为调姿单元2距离飞行器的重心越远效率越高，所以调姿单元2最优的连接位置应该是飞行器的左右端部以及前或后的端部；在实际应用上，不同气动布局或不同外形的飞行器对调姿单元2布置的位置的要求不同，调姿单元2不能连接在端部的情况下，原则上应该将调姿单元2设置在尽可能远离飞行器重心的位置。调姿单元2连接的方式或位置可以有多种，例如连接在机翼处、连接在翼体内的涵道、通过伸长臂与飞行器连接等等。至少有两个调姿单元2分别对称地置于飞行器的左部及右部用作滚转调姿单元，即至少一个置于左部，至少一个置于右部，两个调姿单元可以以机身6或机身纵向中线10作为对称轴。飞行器以重心的前后分为前部与后部，可以设置至少一个调姿单元2置于相对于滚转调姿单元所处该部的另一部作为俯仰调姿单元，例如滚转调姿单元设置在前部则俯仰调姿单元设置在后部，相反，滚转调姿单元设置在后部则俯仰调姿单元设置在前部；或者当滚转调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在飞行器大体重心处时可以设置至少一个俯仰调姿单元置于飞行器的前部或后部均可，例如当分别置于左右的两个滚转调姿单元大体与重心处于平面的同一直线时，至少一个俯仰调姿单元置于飞行器的前部或后部均可；或者可以有至少两个调姿单元2分别置于飞行器的前部及后部作为俯仰调姿单元，即可以同时在飞行器的前部及后部设置俯仰调姿单元。所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力的合力可以使飞行器整体实现俯仰，而不只是实现飞行器的一侧的俯仰；例如当俯仰调姿单元个数为奇数时，可以设置一个俯仰调姿单元在机身纵向中线10上，其余偶数个数的俯仰调姿单元以机身纵向中线10为对称轴分别对称地置于左右，当俯仰调姿单元个数为偶数时，所有俯仰调姿单元可以以机身纵向中线10为对称轴分别对称地置于左右，这样所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在机身纵向中线10上。机身纵向中线10是指平面上可以将飞行器左右平分的轴线。此外，利用调姿单元2产生升力的方式来进行姿态控制可以提高飞行器总体的垂直升力，所以调姿单元2以产生升力的方式来进行姿态控制为优选方案；当然调姿单元2还可以通过产生反升力或既可以产生升力又可以产生反升力的方式来进行姿态控制。 [0030] 作为本发明的进一步改进，调姿单元2还可以包括涵道11，涵道11与扇叶组成涵道风扇，调姿单元2为涵道风扇。还可以在涵道11中设置短舱，短舱通过连接机构固定在涵道11中，连接机构可以是安定面、固定肋等部件；短舱用于装载电机3或传动装置，电机3通过电机输出轴与扇叶连接，或通过传动装置与扇叶连接。当然，还可以通过其它方式连接调姿单元2与电机3，例如在涵道11中设置有电机安装座，电机安装座用于安装电机3，电机输出轴连接扇叶等方式。调姿单元2为涵道风扇时，还可以在涵道风扇的出风口设置有可以选择性地朝飞行器前后方向摆动的舵面12；舵面12用于改变垂直推力及纵向推力的矢量分量或作偏航控制；舵面12与伺服作动器可操作地连接，伺服作动器接受飞行控制系统5控制并与飞行控制系统5信号连接。图4所示一种涵道风扇及涵道出风口舵面连接方式示意图，舵面12与涵道11活动连接，舵面12与涵道11连接的两端分别设置有转轴14，涵道11设置有供转轴14转动的通孔15，通孔15容纳转轴14；伺服作动器的一端与舵面12连接，另一端与涵道11连接；这只是一个实施例而并非限定，还可以采用其它的连接方式，例如涵道11出风口设置有安定面，舵面12与安定面铰接等方式；伺服作动器的连接方式要根据伺服作动器的外形或类型而定，可以采用多种方式实现伺服作动器与舵面12可操作地连接。舵面12不限定一叶舵面，也可以采用双叶或多叶舵面，多叶舵面还可以组合为导流叶栅舵面12a，如图5所示一种涵道风扇及涵道出风口导流叶栅舵面连接方式的示意图，导流叶栅舵面12a的连接可以采用上述舵面12与涵道11的连接方法，也可以采用其它的例如百叶窗形式的连接方法。因为舵面或导流叶栅舵面的连接方法比较常见而且多样，在此不再作进一步的说明。 [0031] 调姿单元2的扇叶在旋转时会形成反作用扭矩，应该采取平衡反作用扭矩的设置或者设置平衡反作用扭矩的装置。可以采用将各个调姿单元2的扇叶的旋转方向设置为正向与反向两两搭配、采用反作用扭矩抵消的共轴双桨、往反作用扭矩相反的方向倾斜调姿单元等可以平衡反作用扭矩的设置。平衡反作用扭矩的装置可以是尾桨、设置在气流下方的舵面，也可以是其它类型的装置，例如波音公司MD600N直升机采用的NOTAR尾桨，即用喷气引射和旋翼下洗气流的有利交互作用形成反扭力的装置；平衡反作用扭矩的装置不是必需的。还可以利用平衡反作用扭矩的设置方法或者设置平衡反作用扭矩的装置来实现偏航控制。 [0032] 所谓推力装置是指将发动机功率转换为推力的装置，主推力装置7为飞行器提供主要的推力。主推力装置7可以是功率连接发动机的旋翼、涵道风扇，也可以是其它的推力装置，例如矢量发动机、涡扇发动机等可以提供垂直推力的推力装置；采用旋翼或涵道风扇时发动机可以采用涡轮轴发动机或活塞式发动机；主推力装置7数量不限，可以为一组、双组或多组。主推力装置7采用功率连接发动机的旋翼或涵道风扇时可以参考上述调姿单元平衡反作用扭矩的方法来平衡反作用扭矩，还可以综合调姿单元的反作用扭矩利用上述方法来平衡反作用扭矩，在此不再作重复说明；同样，主推力装置7为采用功率连接发动机的旋翼或涵道风扇时平衡反作用扭矩的装置不是必需的。还可以利用平衡反作用扭矩的设置方法或者设置平衡反作用扭矩的装置来实现偏航控制。虽然主推力装置7产生的垂直升力的合力偏离飞行器重心处时可以依靠姿态控制装置实现飞行器的平衡，但是这样会增加姿态控制装置的负担，所以主推力装置7优选的连接位置是所有主推力装置7所产生的升力的合力可作用在飞行器大体重心处的位置，即主推力装置7设置的位置大体上可使飞行器平衡。 [0033] 图2所示的本发明一种垂直起降飞行器实施例示意图，飞行器还可以设置机翼8，机翼8设置为可以选择性地调整迎角；机翼8与飞行器活动连接，机翼8与伺服作动器可操作地连接，伺服作动器接受飞行控制系统5控制并与飞行控制系统5信号连接。飞行器可以设置为双主翼结构，其中第一主翼8a置于飞行器的前部，第二主翼8b置于飞行器的后部，第一主翼8a与第二主翼8b之间的距离大于或等于主推力装置7的直径；第二主翼8b兼作水平尾翼；第一主翼8a及第二主翼8b的左右端部分别连接有调姿单元2。图6是一种机翼活动连接方式示意图，机翼8中间有可以通过转轴的通孔17，通孔17中通过转轴 18，机翼8可以环绕转轴18转动；转轴18的一端连接机身6，另一端连接调姿单元2；机翼 8与伺服作动器的一端铰接，伺服作动器的另一端与机身6连接；这只是其中一个实施例而并非限定，也可以是其它连接的方式，例如通过机翼8与安定面铰接等方式使机翼8可以随意调整迎角；伺服作动器的连接方式要视伺服作动器的类型和外形而定，连接的位置也不限于机身6与机翼8，也可以是调姿单元2与机翼8等其它的可操作地的连接方式与位置。 机翼8可以设置有副翼或襟翼，或副翼与襟翼同时都设置，第二主翼8b的副翼可兼作升降舵；但副翼或襟翼或副翼与襟翼的组合以及升降舵都不是必需的。 [0034] 可以将主推力装置7设置为朝飞行器前方倾斜，还可以将调姿单元2设置为朝飞行器前方倾斜，使机身6处于水平状态时主推力装置7及调姿单元2可以产生垂直推力及向前的纵向推力的矢量分量；飞行器还可以还设置有垂直尾翼9。主推力装置7及调姿单元2所倾斜的角度以15度至45度最佳，这并非是限定；虽然倾斜的角度还要考虑到飞行器设计时速、推重比等因素，但主推力装置7及调姿单元2的倾斜角度不能超过90度。设置垂直尾翼9时垂直尾翼9可以与飞行器机身6尾部上方连接，也可以是其它连接方式，例如两个垂直尾翼9分别连接在第二主翼8b的左右半翼的上方，形成双垂尾结构；垂直尾翼9没有方向舵时作为稳定方向的作用；垂直尾翼9还可以设置有方向舵，方向舵操纵系统中还可以装有阻尼器，以制止飞行器在高空高速飞行中出现的偏航摇摆现象，方向舵及阻尼器都不是必需的。 [0035] 可以设置两个主推力装置7分别对称地连接于机身6的中段的左右两侧；主推力装置7可以采用与发动机功率连接的涵道风扇，涵道11的出风口设置有可以选择性地朝飞行器前后方向摆动的舵面12；舵面12用于改变垂直推力及纵向推力的矢量分量或作偏航控制；舵面12与伺服作动器可操作地连接，伺服作动器接受飞行控制系统5控制并与飞行控制系统5信号连接。虽然主推力装置7所产生的垂直升力的合力不在重心处时可以依靠姿态控制装置来实现飞行器的平衡，但是这样会增加姿态控制装置的负担，所以主推力装置7优选的连接位置可以是所有主推力装置7所产生的升力的合力可作用在飞行器大体重心处的位置，即置于左右的主推力装置7大体与重心在同一平面的直线上。图4所示一种涵道风扇及涵道出风口舵面连接方式示意图，舵面12与涵道11活动连接，舵面12与涵道11连接的两端分别设置有转轴14，涵道11设置有供转轴转动的通孔15，通孔15容纳转轴 14；伺服作动器的一端与舵面12连接，另一端与涵道11连接；这只是一个实施例而并非限定，还可以采用其它的连接方式，例如涵道出风口设置有安定面，舵面12与安定面铰接等方式；伺服作动器的连接方式要根据伺服作动器的外形或类型而定，可以采用多种方式实现伺服作动器与舵面12可操作地连接。舵面12不限定一叶舵面，也可以采用双叶或多叶舵面，多叶舵面还可以组合为导流叶栅舵面12a，如图5所示一种涵道风扇及涵道出风口导流叶栅舵面连接方式的示意图，导流叶栅舵面12a的连接可以采用上述舵面12与涵道11的连接方法，也可以采用其它的例如百叶窗形式的连接方法。因为舵面12或导流叶栅舵面 12a的连接方法比较常见而且多样，在此不再作进一步的说明。当然，主推力装置7不一定要采用两个，还可以是多个主推力装置7分别对称地连接于机身6的中段的左右两侧；主推力装置7不一定要采用涵道风扇，还可以是旋翼或涡扇发动机等。 [0036] 如图2所示的本发明一种垂直起降飞行器实施例示意图，调姿单元2还可以是涵道风扇，如图4及图5所示的涵道风扇的出风口设置有可以选择性地朝飞行器前后方向摆动的舵面12，所述舵面12还可以是导流叶栅舵面12a；舵面12用于改变垂直推力及纵向推力的矢量分量或作偏航控制；舵面12与伺服作动器可操作地连接，伺服作动器接受飞行控制系统5控制并与飞行控制系统5信号连接。涵道风扇出风口设置舵面12或导流叶栅舵面12a的连接方式以上已有说明，在此不再作重复描述。 [0037] 上面所提及所谓的伺服作动器是指一种飞行控制系统的执行机构，亦称舵机；它按照飞控计算机的输出指令对飞行器的各操纵面进行直接（如复合舵机型）或间接（如辅助舵机型）控制；伺服作动器有多种类型，可以采用电液伺服作动器，也可以采用其它类型的伺服作动器，例如电动式伺服作动器或气动式伺服作动器等等。 [0038] 上面所提及的涵道风扇，包括了涵道，涵道有两种，一种是机翼或机身预留的通孔，另一种是独立的涵道体，由于机翼或机身预留的通孔的大小被机翼或机身的大小所限制，所以可以采用独立的涵道体作为优选。 [0039] 应当说明的是，如图2所示的本发明一种垂直起降飞行器实施例示意图，调姿单元2分别连接在第一主翼8a及第二主翼8b的左右半翼的端部，调姿单元2既处于飞行器的左部或右部，又同时处于飞行器的前部或后部；这种使调姿单元既可以用作滚转调姿的作用，又可以用作俯仰调姿的作用的布置，符合“至少有两个调姿单元2分别对称地置于飞行器的左部及右部用作滚转调姿单元；飞行器以重心的前后分为前部与后部，至少有一个调姿单元2置于相对于滚转调姿单元所处该部的另一部，或当滚转调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在飞行器大体重心处时至少有一个调姿单元2置于飞行器的前部或后部均可，或有至少两个调姿单元2分别置于飞行器的前部及后部，作为俯仰调姿单元；所有的俯仰调姿单元所产生的垂直升力的合力可作用在机身纵向中线10上”的要求。 [0040] 作为本发明的另一个改进，当飞行器为可以以固定翼方式以较快的速度飞行的飞行器时，例如倾转旋翼飞机及垂直起降的喷气式飞机等，为减少飞行器在高速飞行时调姿单元2所造成的阻力，如图7所示的翼体设置涵道示意图，可以在左右半翼对称位置的翼体上设置有涵道，滚转调姿单元设置在涵道内；涵道的进风口和出风口分别设置有盖板13，盖板13可以打开和关闭，当盖板13关闭时，盖板13与翼面持平。当飞行器垂直起降或悬停时，盖板13打开，调姿单元2开启；当飞行器以固定翼模式纵向飞行时，盖板13关闭，调姿单元2停止转动。可以采用这种翼体设置涵道并且调姿单元2设置在涵道内的办法，将调姿单元2安装在倾转旋翼飞机或垂直起降的喷气式飞机等具有固定翼并且可以以较快速度飞行的飞行器上。 [0041] 作为本发明的另一个改进，可以通过伸长机构连接调姿单元2或主推力装置7。如图8所示的一种通过伸长臂19连接调姿单元或主推力装置的示意图，可以通过伸长臂19连接调姿单元2或主推力装置7。可以在伸长臂19内部设置可以容纳传动转轴的通道，当然，设置通道不是必需的。当调姿单元2为扇叶或主推力装置7为旋翼时，为使扇叶或旋翼所产生的气流不被翼面或机身6等部件所阻挡，可以通过伸长臂连接调姿单元2或主推力装置7；伸长臂19的长度应该大于或等于扇叶或旋翼的半径，伸长臂19的形状应该以尽量减少其对扇叶所产生的气流的阻挡为宜，例如圆柱形、截面为菱形并且菱角向上的形状等；还可以通过其它伸长机构与调姿单元2连接目的使扇叶或旋翼所产生的气流不被阻挡，例如通过垂直设置的安定面连接等等。上述伸长臂19、垂直设置的安定面等伸长机构还可以用作将调姿单元2或主推力装置7设置在某个需要的位置时的连接机构，例如通过伸长机构使调姿单元2或主推力装置7远离飞行器的重心。可以通过伸长机构连接调姿单元2的方法，将调姿单元安装在直升飞机，直升机的主推力装置7为旋翼，旋翼设置在直升飞机机身的顶部的重心处，滚转调姿单元2可以通过伸长臂对称地分别地置于直升飞机的左部及右部，并且至少有一个调姿单元2置于直升飞机的尾部；处于尾部的调姿单元2还可以设置为可以选择性地朝飞行器左右方向摆动，用于代替尾桨作偏航控制。 [0042] 最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，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等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围。依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。 |
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