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一种升浮一体式垂直起降通用 飞行器

阅读：742发布：2024-01-12

专利汇可以提供一种升浮一体式垂直起降通用飞行器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种升浮一体式垂直起降通用飞行器，中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于排翼两端的翼梢处。左机身和右机身向前伸出。两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧。左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，并且该尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角。飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部。本发明具有应用广泛、飞行地域广、工作效率高的特点，适用于交通运输、土地测绘、资源勘探、环境监测、科学实验、航空训练、安全巡逻、人员救护、快邮传递、农林防治、文化体育、行政公务、旅游观光领域。，下面是一种升浮一体式垂直起降通用飞行器专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，包括左机身、右机身、中央机身、充气式双层排翼、尾撑、垂尾、平尾、旋翼、两台发动机、前起落架、主起落架、升降舵、方向舵和两套倾转旋翼式动力系统；所述充气式双层排翼包括前排翼和后排翼；其中：中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于前排翼和后排翼两端的翼梢处；左机身和右机身向前伸出，使左机身头部最前端和右机身头部最前端分别与前排翼前缘之间有2m的距离；两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧；左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，该尾撑的长度为9m，并且该尾撑向上翘起，使尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角；飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部；两套倾转旋翼式动力系统分别安装在左机身前部和右机身前部；倾转轴的中轴线始终与机身的纵向轴线相互垂直，且距左机身或右机身头部最前端0.4m；两台发动机分别为左发动机和右发动机；
所述两台发动机与倾转轴相连，倾转轴通过发动机重心；所述中央机身的几何形状由设计控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得中央机身曲面；所述中央机身的设计控制面为xzi，i＝1、2、3、4、5、6；xz为中央机身的纵向坐标，下标i表示各设计控制面的编号；
表1为中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点；
表1中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点
所述左机身和右机身为对称设计；所述左机身和右机身的几何形状均由设计控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得左机身和右机身曲面；左机身和右机身的设计控制面为xcj，j＝1、2、3、4、5、6；xc为所述左机身和右机身的纵向坐标，下标j表示各设计控制面的编号；
表2为左机身和右机身的设计控制面xcj中各控制坐标点；
表2左机身和右机身的设计控制面xcj中各控制坐标点
所述充气式双层排翼的展长为22m，弦长为4m，后排翼前缘位于前排翼前缘后下方
3.2m，并且该后排翼距前排翼之间的垂直间距为1.2m；所述前排翼和后排翼的安装角均为
0°；
所述充气式双层排翼为半硬式充气结构，中央翼梁分别与左机身和右机身连接；前排翼内和后排翼内均布置多个翼肋，通过该翼肋将前排翼内和后排翼内隔开成多个气室，每个气室内均有一个保型气囊；气囊内充满氦气，以保持气囊内部压力大于环境压力500Pa；
气囊的充放气管道从中央翼梁内部穿过，一侧与各个气囊连接，另一侧与左机身或右机身的气泵连接，通过气泵对气囊进行充放气。
2.如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述中央机身位于后排翼前缘，中央机身头部最前端与后排翼前缘之间有1.477m的距离；中央机身通过后机身壁板与中央翼梁、长桁相连。
3.如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述左发动机轴线与右发动机轴线之间的间距为21m；垂直起降阶段，发动机转至与纵向轴线垂直的位置，提供升力；水平飞行阶段，发动机转至水平位置，提供推力。
4.如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述双垂尾和平尾依靠尾撑与左机身和右机身相连，垂尾上布置方向舵，平尾上布置升降舵；所述升降舵弦长为平尾弦长的50％；所述方向舵弦长为垂尾弦长的40％。
5.如权利要求1所述升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，所述主起落架的轮距为22.2m，主起落架与前起落架的纵向轮距3.9m。

说明书全文

一种升浮一体式垂直起降通用飞行器

技术领域

[0001] 本发明涉及现代航空航天领域，具体为一种升浮一体式垂直起降通用飞行器。

背景技术

[0002] 为了保持飞行器在空中的基本飞行，人们一般通过大气的浮力和升力来平衡重力。对于飞艇、热气球等主要依靠浮力平衡重力的飞行器而言，具有简单起降、空中悬停、滞空久、全天候和多用途等特点，但纯浮力飞行器的升空原理主要是在浮力体内部充满比空气更轻的气体形成浮力，由于空气密度较小，单纯依靠浮力的飞行器尺寸巨大，而巨大的尺寸会超过材料张力的极限所以，不仅大尺寸浮力飞行器制造困难，而且表面柔性材料本身也对其尺寸有很大的约束。由于航空技术、制造技术以及材料和工艺水平有限，以及相比飞机又没有速度优势，其发展近些年来受到了局限；对于飞机等有翼飞行器，机翼的升力主要用来平衡重力，虽然飞行速度上具有优势，但面临着对起降场地要求高、经济效率偏低，以及结构尺寸和机体重量大、不便运输等特点，特别是复杂地形条件下的起飞着陆阶段，飞行条件要求较为苛刻，存在着能否保证平稳降落的飞行安全等诸多问题，难以满足灵活多变战术防御思想的要求。

[0003] 事实上，无论作为民用的运输观光、还是军用的预警巡逻，飞行器必然会有一定的速度，所以，利用相对气流速度产生空气动力学升力来弥补浮力的不足和增加飞行高度的飞行器受到了极大关注,将浮力体与气动体揉合在一起，充分利用静升力飞行器和动升力飞行器的优点，在几何尺寸增加不多的情况下，发挥浮力体与升力体共同的优势，一方面可以在起飞着陆阶段通过飞行器自身的浮力平衡一部分重力，从而有效减小起降阶段所需的飞行速度，进一步降低对起降场地的诸多要求和潜在的飞行风险，另一方面，在巡航阶段，又可以提供较常规飞艇数倍至数十倍的有效载荷，实现较高的飞行速度和经济效率，以及良好的操控性能。

[0004] 浮升一体化飞行器既要能产生一定的动升力，同时阻力较小，具有低速情况下的高升阻比、高浮力体积效率的气动布局形式。为了达到这一目的，一方面应该寻求具有较高体积效率的气动外形，即在单位表面积下具有较大的容积，另一方面，有效地利用气流速度产生的空气动力学升力也是增加总升力和飞行高度的有效途径。由此可见，开发既有较高的内部容积、又有高气动效率的浮升一体化垂直起降飞行器气动布局对高空信息平台的发展具有重要的学术研究和工程应用价值。

[0005] 近年来，研究者对升浮一体式飞行器进行了较为详尽的探索，但优化后的升浮一体式飞行器仍然没有摆脱飞艇的传统气动构型，即使用椭球型浮力体，并将与刚性机翼的结合。在飞行过程中，机身提供浮力和一部分气动升力，机翼提供主要的气动升力。诚然，球体是体积效率最大的几何外形，椭球型构型是在妥协了空气动力阻力后的优化结果，但其巨大的阻力依然让人难以接受。

[0006] 此外，对于传统倾转旋翼飞行器，在起降阶段发动机推力需要克服飞行重力而工作在最大功耗状态，耗油量惊人，影响了飞行器巡航性能。如何降低常规倾转旋翼飞行器在起飞着陆阶段的功耗问题也是未来研究发展的方向。

发明内容

[0007] 为克服现有技术中存在的阻力大和能耗高的不足，本发明提出了一种升浮一体式垂直起降通用飞行器。

[0008] 本发明包括左机身、右机身、中央机身、前排翼、后排翼、尾撑、双垂尾、平尾、旋翼、两台发动机、前起落架、主起落架、升降舵、方向舵和两套倾转旋翼式动力系统。其中：中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于排翼两端的翼梢处。左机身和右机身向前伸出，使左机身头部最前端和右机身头部最前端分别与前排翼前缘之间有2m的距离。两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧。左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，该尾撑的长度为9m，并且该尾撑向上翘起，使尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角。飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部。起落架主轮距22.2m，纵向轮距3.9m。

[0009] 所述双垂尾和平尾依靠尾撑与左机身和右机身相连，垂尾上布置方向舵，平尾上布置升降舵。所述升降舵弦长为平尾弦长的50％；所述方向舵弦长为垂尾弦长的40％。

[0010] 两套倾转旋翼式动力系统分别安装在左机身前部和右机身前部。倾转轴的中轴线始终与机身的轴线相互垂直，且距左机身或右机身头部最前端0.4m。两台发动机分别左发动机和右发动机；所述各发动机与倾转轴相连，倾转轴通过发动机重心。所述左发动机轴线与右发动机轴线之间的间距为21m。垂直起降阶段，发动机转至与机身轴线垂直的位置，提供升力；水平飞行阶段，发动机转至水平位置，提供推力。

[0011] 所述充气式双层排翼的展长为22m，弦长为4m，后排翼5前缘位于前排翼前缘后下方3.2m，并且该后排翼距前排翼之间的垂直间距为1.2m。所述各机翼的安装角均为0°。

[0012] 所述充气式双层排翼为半硬式充气结构，中央翼梁分别与左机身和右机身连接，机翼内布置多个翼肋，通过翼肋将机翼内隔开成多个气室，每个气室内均有一个保型气囊，气囊内充满氦气，以保持气囊内部压力大于环境压力500Pa。气囊的充/放气管道从中央翼梁内部穿过，一侧与各个气囊连接，另一侧与左机身或右机身的气泵连接，通过气泵对气囊进行充放气。

[0013] 所述中央机身位于后排翼前缘，中央机身头部最前端与后排翼前缘之间有1.477m的距离。中央机身通过后机身壁板与中央翼梁、长桁相连。

[0014] 所述中央机身的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得机身曲面。所述中央机身的设计控制面为xzi，i＝1、2、3、4、5、6；xz为中央机身的纵向坐标，下标i表示各控制面的编号。

[0015] 表1为中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点；

[0016] 表1中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点

[0017]

[0018] 所述左机身1和右机身2为对称设计。所述机身的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得机身曲面。机身的设计控制面为xcj，j＝1、2、3、4、5、6；xc为所述左机身和右机身的纵向坐标，下标j表示各控制面的编号。

[0019] 表2为机身的设计控制面xcj中各控制坐标点；

[0020] 表2左机身和右机身的设计控制面xcj中各控制坐标点

[0021]

[0022]

[0023] 本发明的总体设计思路是结合充气式双层排翼和倾转旋翼式动力系统，实现垂直起降，克服普通倾转旋翼式垂直起降飞行器在起飞着陆阶段功耗较大的缺点，具有较高的可操纵性、经济型和安全性。且相比于传统升浮一体式飞行器，由于该飞行器阻力较低，可在较低能耗下提高飞行速度。所述升浮一体式飞行器在垂直起飞阶段，由充气式双层排翼和旋翼共同提供升力，通过设计，最大起飞重量时，充气式双层排翼所产生的浮力可为飞行器提供50％以上的升力，即发动机仅需提供最大起飞重量一半的推力即可使飞行器垂直起降，这不仅减少了油耗，同时降低了发动机结构重量，增加了飞行器航程，降低了飞行器的制造成本和使用成本。所述升浮一体式飞行器可通过调节发动机倾转角来实现推力矢量的变化，可在低速下灵活地进行俯仰操纵，且通过调节单个发动机转速的变化，在低速下灵活地进行偏航操纵，可操纵性较强。此外，所述升浮一体式飞行器巡航速度较低，且浮力克服了大量重力，经过数值模拟，该飞行器几乎没有失速迎角，因此具有较高的安全性能。

[0024] 所述升浮一体式飞行器在垂直起降阶段外观图如图1所示，平飞阶段外观图如图2所示。

[0025] 所述升浮一体式飞行器包括充气式双层排翼、三机身、两套倾转旋翼式动力系统、尾撑、双垂尾和平尾。所述升浮一体式飞行器以双层排式机翼作为主体，三机身布局；中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于排翼两端翼梢处；为兼顾垂直起降状态和水平飞行状态纵向配平，左机身和右机身向前伸出；两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧，可实现水平和垂直倾转，以满足不同的飞行状态；由左右两侧双机身向后延伸出双尾撑，以承担尾翼结构；为避开排翼尾涡，提高操纵效率，尾撑向上翘起；飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部。

[0026] 所述充气式双层排翼使用大厚度翼型。根据现有研究成果，排式机翼利用后排翼前缘驻点附近形成高压区增大了前排翼下表面的压力，使全机整体的升力系数较传统单翼布局增加十分明显。同时较相同翼型的单翼布局，在一定迎角范围内也可以明显提高全机的升力和升阻比。

[0027] 如图5～6所示，所述充气式双层排翼为半硬式充气结构，中央翼梁分别与左机身和右机身连接，机翼中布置多个翼肋，翼肋将机翼隔开成多个气室，每个气室内有一个保型气囊，气囊内充满氦气，保持压力稍大于环境压力。气囊的充/放气管道从中央翼梁内部穿过，一侧与各个气囊连接，另一侧与左机身或右机身的气泵连接，通过气泵对气囊进行充放气。机翼外蒙皮和气囊蒙皮采用加强型复合膜材料，中央翼梁、长桁、翼肋等采用碳纤维复合材料。

[0028] 所述中央机身位于后排翼前缘，可提高后排翼对气流的阻滞效果，进一步增加前排翼下表面的压力。中央机身略微向前伸出，起到拓宽飞行员视野、配平重心、方便安置前起落架的作用。如图7所示，中央机身机鼻内布置前起落架舱和电子设备舱，中间位置为驾驶舱，后部为货舱。

[0029] 所述左机身和右机身为对称设计，现以左机身为例说明。左机身位于排翼左侧，起到连接前后排翼的作用，同时作为翼梢挡板，可降低飞行器的诱导阻力。左机身前部与发动机连接，后部与尾撑连接。从前往后，左机身内分别布置发动机倾转系统，油箱，气泵，高压储气罐等。左机身下部为主起落架舱。

[0030] 所述两套倾转旋翼式动力系统分别由旋翼、发动机、倾转系统构成。所述倾转系统由步进电机、控制系统和倾转轴组成，两套倾转系统分别安装于左机身和右机身前部位置。所述发动机与倾转轴相连，位于左机身和右机身内侧位置。垂直起降阶段，发动机转至与机身轴线垂直位置，提供升力，水平飞行阶段，发动机转至水平位置，提供推力。

[0031] 所述前起落架安装在中央机身，主起落架分别安装在左机身和右机身。由于飞行器采用垂直方式起飞，起落架仅仅起到支撑作用，因此可避免在滑跑阶段因主轮距过大而引起的不稳定因素。

[0032] 本发明提出的升浮一体式垂直起降通用飞行器使用具备较高气动效率和浮力体积效率的充气式双层排翼布局，结合倾转旋翼动力方案，实现发动机低功耗下的垂直起降功能和以一定速度的平飞功能。该飞行器使用双层排翼作为浮力体，且该双层排翼具有较好的气动效率、阻力较低。在垂直起降阶段，倾转旋翼轴线与机体轴线垂直，依靠充气式排翼所产生的浮力和发动机推力共同克服飞行器重力，通过设计，发动机只需要克服40～50％机体重力即可实现垂直起降，相比于传统倾转旋翼飞行器，大大降低功耗；在水平飞行阶段，倾转旋翼轴线与机体轴线平行，发动机推力克服阻力以维持一定飞行速度，此时利用双层排翼高效的空气动力和自身的浮力克服重力，且由于该飞行器阻力较低，相比于传统升浮一体式飞行器，可在较低能耗下提高飞行速度。

[0033] 该升浮一体式垂直起降通用飞行器具有应用广泛、飞行地域广、工作效率高的特点，其作为一种快捷灵便、经济高效的先进运载工具，会得到广泛的运用。特别是在交通运输、土地测绘、资源勘探、环境监测、科学实验、航空训练、安全巡逻、人员救护、快邮传递、农林防治、文化体育、行政公务、旅游观光等领域。尤其是近十年来，商务通勤机、公务机及私人专机的兴起，大大推动着轻型飞行器的发展。同时，路上交通运输的发展遭遇瓶颈。所以此类利用浮升一体化原理具有垂直起降性能飞行器的发展、推行和普及，必然成为解决陆上交通拥挤的可行方案之一。附图说明

[0034] 图1是升浮一体式飞行器垂直起降状态外观图；

[0035] 图2是升浮一体式飞行器巡航飞行状态外观图；

[0036] 图3是升浮一体式飞行器巡航飞行状态示意三视图，其中：3a是主视图，3b是侧视图，3c是俯视图；

[0037] 图4是升浮一体式飞行器前视图；

[0038] 图5是充气式前排翼充气结构示意图；

[0039] 图6是充气式后排翼充气结构示意图；

[0040] 图7是中央机身内部结构示意图。图中：

[0041] 1.左机身；2.右机身；3.中央机身；4.前排翼；5.后排翼；6.尾撑；7.垂尾；8.平尾；9.旋翼；10.发动机；11.前起落架；12.主起落架；13.升降舵；14.方向舵；15.中央翼梁；16.翼肋；17.长桁；18.保型气囊；19.充/放气管；20.机身隔框；21.电子设备舱地板；22.驾驶舱地板；23.货舱地板；24.前起落架舱；25.电子设备舱；26.驾驶舱；27.货舱；28.后机身壁板。

具体实施方式

[0042] 如图1、图2、图3所示为升浮一体式飞行器垂直起降状态外观图、巡航飞行状态外观图和巡航飞行状态三视图，图4是升浮一体式飞行器前视图。

[0043] 本实施例是一种升浮一体式垂直起降飞行器，包括左机身1、右机身2、中央机身3、前排翼4、后排翼5、尾撑6、垂尾7、平尾8、旋翼9、发动机10、前起落架11、主起落架12、升降舵13和方向舵14。

[0044] 如图1～4所示，本实施例以双层充气式排翼作为主体，三机身布局。所述三机身布局是：中央机身3位于后排翼5前缘中间位置；左机身1和右机身2分别位于排翼两端的翼梢处。为兼顾垂直起降状态和水平飞行状态纵向配平问题，左机身1和右机身2向前伸出，使左机身1头部最前端和右机身2头部最前端分别与前排翼4前缘之间有2m的距离。两台发动机10分别安装在左机身1和右机身2内侧。两台发动机10在舵机带动下，能够通过倾转轴在各自纵向平面内实现倾转，以满足不同的飞行状态。由左机身1和右机身2分别有向后延伸出的尾撑6，该尾撑的长度为9m，以承担尾翼结构。为避开排翼尾涡，提高操纵效率，尾撑6向上翘起，使尾撑与机身纵向轴线之间有15°夹角。飞行器采用双垂尾布局，升降舵13和方向舵
14分别设置在平尾8和垂尾7上；起落架为前三点式，主起落架12分别位于左机身1和右机身
2下部，前起落架11位于中央机身前部。

[0045] 如图3所示，本实施例中升浮一体式飞行器总长17m，宽25.15m，高7.27m。所述升浮一体式飞行器最大起飞重量500kg，空机重量200kg，可乘坐两名机组人员，设计巡航速度15m/s，最高速度25m/s。机翼总面积176m2，气囊设计容积为220m3，能够提供2636.2N的浮力。
在最大起飞重量下，垂直起降状态时发动机需用推力仅为2263.8N。

[0046] 如图3所示，所述充气式双层排翼使用NACA0045大厚度翼型，展长22m，弦长4m，后排翼5前缘位于前排翼4前缘后下方3.2m，并且该后排翼5距前排翼4之间的垂直间距为1.2m。所述各机翼的安装角均为0°。

[0047] 如图5～6所示，所述充气式双层排翼为半硬式充气结构，中央翼梁15分别与左机身1和右机身2连接，机翼内布置多个翼肋16，通过翼肋16将机翼内隔开成多个气室，每个气室内均有一个保型气囊18，气囊内充满氦气，以保持气囊内部压力大于环境压力500Pa。气囊的充/放气管道19从中央翼梁15内部穿过，一侧与各个气囊连接，另一侧与左机身1或右机身2的气泵连接，通过气泵对气囊进行充放气。机翼外蒙皮和气囊蒙皮采用加强型复合膜材料，中央翼梁15、长桁17、翼肋16等采用碳纤维复合材料。

[0048] 所述中央机身3直径为1.95m，位于后排翼5前缘，中央机身3头部最前端与后排翼5前缘之间有1.477m的距离。中央机身通过后机身壁板28与中央翼梁15、长桁17相连。如图7所示，中央机身的机鼻内有前起落架舱24和电子设备舱25，中间位置为驾驶舱26，后部为货舱27。将中央机身3的坐标零点设置在机身头部最前端，坐标轴x轴方向沿机身纵向轴线指向后方，坐标轴z轴垂直于机身纵向轴线指向上方，坐标轴y轴垂直于x轴与z轴组成的平面，指向右方。所述中央机身3的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得机身曲面。所述中央机身3的设计控制面为xzi，i＝1、2、3、4、5、6；xz为机身的纵向坐标，下标i表示各控制面的编号。

[0049] 本实施例中，所述中央机身3的设计控制面xzi分别为xz1＝300mm，xz2＝1500mm，xz3＝2700mm，xz4＝3000mm，xz5＝4600mm和xz6＝5800mm处。

[0050] 表1为中央机身3的设计控制面xzi中各控制坐标点；

[0051] 表1中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点

[0052]

[0053] 所述左机身1和右机身2为对称设计，现以左机身1为例说明。

[0054] 本实施例中，左机身1的侧视图投影线为前排翼4和后排翼5侧视图投影线的包络线，并向前伸出，使左机身1头部最前端与前排翼4前缘之间有2m的距离。所述左机身1的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得左机身1曲面。左机身1使用的坐标系与中央机身3相同。左机身1的设计控制面为xcj，j＝1、2、3、4、5、6；xc为机身的纵向坐标，下标j表示各控制面的编号。

[0055] 本实施例中，所述左机身1的设计控制面xcj分别为xc1＝-1623mm，xc2＝277mm，xc3＝2277mm，xc4＝3277mm和xc5＝4277mm处。

[0056] 表2为左机身1的设计控制面xcj中各控制坐标点；

[0057] 表2左机身1的设计控制面xcj中各控制坐标点

[0058]

[0059] 左机身1起到连接前后排翼的作用，同时作为翼梢挡板，能够降低飞行器的诱导阻力。左机身1前部通过倾转轴与发动机10连接，后部与尾撑6连接。从前向后，左机身1内分别布置有发动机倾转系统、油箱、气泵和高压储气罐。左机身1的下部为主起落架舱。

[0060] 所述两套倾转旋翼式动力系统分别由旋翼9、发动机10和倾转装置构成。倾转装置采用现有技术，公开在公告号为CN103144769B、名称为一种倾转涵道垂直起降飞行器的气动布局的的发明专利。该发明专利中的倾转装置包括涵道转动轴、机身壁板轴承、中央连接架轴承、传动臂、连接杆、舵机传动臂、舵机和舵机架；所述中央连接架位于机身内，两端分别固定在机身传动舱段的前部隔框和后部隔框上；在所述中央连接架上有连接杆运动孔和涵道转动轴的轴承孔；舵机位于中央连接架一侧，并通过舵机架固定在机身壁板上；所述舵机的输出轴通过舵机传动臂与穿过中央连接架的两根连接杆的一端连接；在所述中央连接架另一侧，涵道转动轴的一端通过中央连接架轴承安装在中央连接架上，该涵道转动轴的另一端穿出机身壁板，与一个涵道风扇的涵道壁固连，并通过机身壁板轴承将所述涵道转动轴支撑在机身壁板上。

[0061] 本发明中，所述两套倾转旋翼式动力系统分别安装在左机身1前部和右机身2前部。倾转轴的中轴线始终与机身的轴线相互垂直，且距左机身1或右机身2头部最前端0.4m。发动机与倾转轴相连，倾转轴通过发动机重心。左发动机轴线与右发动机轴线之间的间距为21m，旋翼9的桨径为6m。垂直起降阶段，发动机转至与机身轴线垂直的位置，提供升力；水平飞行阶段，发动机转至水平位置，提供推力。

[0062] 所述双垂尾7和平尾8依靠尾撑6与左机身1和右机身2相连，垂尾7上布置方向舵14，平尾8上布置升降舵13。所述垂尾7根弦长1.44m，梢弦长1m，高1.28m；所述平尾8弦长
1.55m，展长12m；所述升降舵13弦长占平尾8弦长50％，升降舵13面积8.99m2；所述方向舵14弦长占垂尾7弦长40％，方向舵14面积0.66m2。

[0063] 前起落架11安装在中央机身3，主起落架12分别安装在左机身1和右机身2上。前起落架11中轴线距中央机身3头部最前端0.177m，起落架主轮距22.2m，纵向轮距3.9m。由于飞行器采用垂直方式起飞，起落架仅仅起到支撑作用，因此可避免在滑跑阶段因主轮距过大而引起的不稳定因素。

[0064] 垂直起降阶段，通过调节发动机转速及保型气囊压力来实现飞行器的升降操纵，通过螺旋桨变距来实现俯仰操纵及配平；水平飞行阶段，通过调节升降和发动机倾转角来实现俯仰操纵，通过方向舵和发动机转速差来实现偏航操纵，通过调节发动机倾转角及转速差来实现滚转操纵。

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