专利汇可以提供采用新空气动力和技术方案的多用途且安全的垂直起降飞机专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且所提出的垂直起降飞机能够像 直升机 一样 起飞 并且随后能够像常规飞机一样 水 平飞行。所述飞机包括:具有可变跨度的可变倾 角 前翼,其在 机身 下方且安装在呈文丘里管形成的结构上;后翼,其具有两个第二 推进器 ,用于控制安装在其中的载具在 螺距 和辊方面的 稳定性 ;两个反向旋转的以枢转方式安装的 导管 式第一推进器,其配备有提供于 驾驶舱 的侧面上的彼此 正交 的四个 襟翼 ; 发动机 ,其放置在所述驾驶舱的后方,接近 重心 ;静态均衡系统,用于控制所述飞机的所述重心,所述飞机由放置于所述机身的下部部分中的重物组成,在 履带 机架 上纵向自动最近到机身;数字 飞行控制系统 。,下面是采用新空气动力和技术方案的多用途且安全的垂直起降飞机专利的具体信息内容。
1.一种可垂直起降飞机,其包括:起支撑作用的机身,其用于支持两个复合翼面,其中,一个翼面设置在前部,另一个翼面设置在后部;所述两个复合翼面都以符合空气动力学的方式承载,可垂直起降飞机的机身内部设置串联连接的两个发动机,两个发动机设置在飞行员的后方;第一推进器为导流式推进器且具备循环变化的螺距,第一推进器设置在机身的两侧,第一推进器的主干线位于穿过飞机重心的垂直面内;后部翼面翼型的端部内设置有两个螺距可逆的第二推进器,第二推进器为小推进器,机身的下部中设置有纵向自动推进的配重;以及由三台计算机管理的数字化控制系统对飞行的特点进行控制,所述计算机从包括加速度计、回转仪、弯曲度测量计和整齐度测量计的传感器上接收数据,导航和驾驶系统使用GPS道路地图和航空地图,其特征在于:所述飞机具有由带垂直部分和水平部分的机身部分组成,所述机身的垂直部分和水平部分彼此符合宽度/高度与长度之间的比例为
1:4.5,所述机身通过作为结构支撑的两个架子支撑与飞机相连的翼面,这些架子设计成使所述机身从前翼高出30厘米,此架子构造借助整流罩形成文丘里管,所述文丘里管增强位于机舱下方的机翼区域的承重能力,架子能够支撑铝质管轴,铝质管轴设置于作用在机翼上的空气升力的中心轴上,在所述管轴中,与所述机身集成,设置与机翼前部以及与轴承集成的管子,从而允许这些部件旋转以改变倾角,在低速飞行时通过较大的倾角提供更大的升力,以及在高速飞行时通过较小的倾角以减小空气阻力,前翼能够围绕其纵轴旋转14°的角度范围、纵轴平行于所述飞机的水平飞行平面,通常从3°到6°并且前翼的末端能够缩回飞机的中心部分内,由此允许为飞机提供变化的升力和飞行阻力,以使飞机从水平飞行过渡到垂直飞行,或者从垂直飞行过渡到水平飞行,而不会导致飞机失控或丧失海拔高度的危险,附着到前翼的管状支架的轴线垂直于水平飞行的方向,并且连接到前翼的中心结构元件上,所述轴线与其它结构一起形成方形体积,所述机翼前部的纵向构件锚固在方形体积中,纵向构件突出到所述机身的右侧和左侧,在所述机翼前部的每一侧中,在所述纵向构件之间形成适于接收可伸缩翼的合适长度的空间,以覆盖附接到所述机身的完整的半翼,直到所述机身下方的刚性翼肋为止,可伸缩的两个半翼由液压或机电系统调节,所述液压或机电系统由机载计算机系统控制;在所述可伸缩翼的末端设置小翼来改进空气动力学性能并且减小空气动力学阻力,后部翼表面是空气动力学承载并且通过尾翼支撑,后部翼的设置位置使得其不受第一推进器的排气影响,后部翼能够将作用于复杂翼面的升力的中心受力点朝飞机的重心移动,固定后翼与飞行方向倾斜3°的角,设置于相对的两端,并且与同一区域具有相同的厚度,第一推进器能够提供-20kg至+20kg的推力,每个第一推进器能够分别产生旋转力矩以抵消在垂直定位的飞行期间的任何滚动运动和俯仰纵摇运动,这些第一推进器通过电动机移动并且在高速飞行时其螺距受到电动机械致动器、受控浮力管理系统的控制;在机身的侧面设置有能够围绕支持轴从-2°到+100°范围内逆时针旋转的两个第一推进器,以适应飞机的水平飞行过渡到垂直飞行,考虑承载能力的功能,以及在垂直飞行和水平飞行中向前推进的可操控性,这些支撑第一推进器的螺距能够具有普通变化,其伴随着螺距的循环变化,所述前翼和第一推进器能够相互独立地在其轴上旋转;在每个半翼上,设置有两个前扰流板和后扰流板,总共8个,每个半翼上的这些扰流板中的一者在水平飞行期间由计算机控制系统自动管理,并且另一者由飞行员通过飞机控制进行手动操作;
所述飞机还包括重心管理系统,重心管理系统由适当校准的在轨道上自动推进的配重构成,所述配重在垂直起飞时由所述计算机管理系统控制,接收到三组陀螺仪数据,配重纵向移动,使得飞机重心准确地落在所述第一推进器的推力轴上。
2.如权利要求1所述的可垂直起降飞机,其特征在于,设置于机身的侧面的第一推进器为导管式推进器,其由管状轴支撑,所述管状轴所在的平面与飞机的重心的纵轴垂直,所述纵轴固定到飞机的支撑结构,在旋转过程中,转动轴传输运动到第一推进器,前翼和第一推进器能够彼此独立地围绕其轴旋转,在所述第一推进器的插管的最后一部分中的正交轴上设置有四个第一副翼,四个第一副翼用于在垂直飞行期间对飞机进行控制。
3.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机,其特征在于,对承载元件的转动,翼表面和第二推进器,可移动的配重的位置,作用在后部翼的翼型上的第二推进器的推力,在飞行的任何时间控制重心的适当位置/飞行方式的控制管理均以不同方式被同时协调和控制,根据特定飞行条件和飞行员的需要,与传感器加速度计、陀螺仪、测量带和配平器相连的计算机管理系统框架测量飞机的姿态、设备的承载能力,并且随后确定旋转方式,以获得适合的承载能力,相对于配重位置的重心以及所述第二推进器后部的推力,从而使得飞机能够在低速飞行中控制俯仰和滚动运动。
4.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机,其特征在于,其具有四个控制元件,一个由放置在所述后部翼末端的两个第二推进器构成,具有机翼部分的厚度且平行于翼弦,由电动机移动且螺距变量由机电快速致动器操作,用于推力+/-100%的完全转化,设计成在低速控制俯仰和摇摆移动的同时,伴随有支撑第二推进器的螺距的循环变化,另一个由设置于机身中心线的最底部中的配重组成,纵向地自动推动到轨道上,通过其移动作用以在水平状态起飞时将飞机重心形成于所述第二推进器的推力轴上,并且使重心处于相对于机翼系统的升力中心的最佳位置,第三个由每个翼上的一系列襟翼形成,所述襟翼并列以优化水平飞行稳定性,在每个机翼的前部和后部上设置有两个第二副翼,总共8个,设置在每个机翼的这些第二副翼中的一个在水平飞行期间由飞行系统控制自动控制,第四个由所述飞行员在3个陀螺仪的指示下手动操作以控制飞机,所述第一推进器和所述配重用于调节垂直飞行位置、所述第二副翼和所述配重用于调节水平飞行。
5.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机,其特征在于,在配备两个电动机的情况下,机身内部设置有系统发动机,所述系统发动机通过平行于所述电动机的轴杆的传输轴彼此串联地堆叠并且与由链轮和链条混合组成的传输系统连接,所述电动机经由两个倒转的锥齿轮,启用第一和第二推进器旋转抵消用于所述飞机的撤销的扭矩偏移。
6.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机,其特征在于,所述前翼能够在所述机翼的第一部分内侧缩回至多机翼总长度的50%,在每一个侧翼中,在与支持托架连接的内部翼的两个侧部之间的空间适于接收机翼末端处的外部可伸缩翼,可伸缩鳍片设置在末端以改进空气动力学,减小滚动阻力以及减小飞机的尺寸最大值。
7.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机,其特征在于,对于所述可垂直起降飞机的导航系统,结合使用地面和飞机制图系统以允许乘员尽可能地获得到达的所需点,并且允许通过由相机所识别的着陆点自动确定垂直起飞和着陆,所述相机连接到GPS,用于自动确定接近着陆的位置的坐标,在即将着陆时通过近距离传感器来协助避免障碍物。
8.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机,其特征在于,所述可垂直起降飞机的控制系统是无线连接的,并且允许不配备驾驶员而从地面远程控制所述飞机,仅在飞机上设置控制台,在此情况下,所述控制台配置为在远处接收无线电信号命令。
9.如权利要求1或2所述的可垂直起降飞机,其特征在于,所述飞机配备有电子飞行管理系统,其通过以下项形成:用于控制所述飞机的三个轴的三个陀螺仪电子装置;用于控制承载能力的机翼结构的张力传感器;用于控制与飞机仪器耦合的所述飞机的位置、海拔和速度的GPS系统,传感器通过移动平衡器由在飞机的垂直飞行期间运行的三台计算机管理,用于在通过垂直推力的飞行期间根据在起飞时的重量分布定位所述第一推进器的重心以及所述后部翼上的所述第二推进器,从垂直飞行到水平飞行的过渡,或者从水平飞行到垂直飞行的过渡,管理所述机翼的承载能力,所述重心的位置以及保持在预定轴上所述飞机飞行的所述第一和第二推进器的推力,而不损耗海拔;在飞行状态过渡期间,命令、棒和操作杆在所述垂直飞行期间管理第一推进器的副翼、在水平飞行中所述机翼的所述副翼、尾部平面并且仅有助于所述第一推进器的副翼插管,三台计算机管理为预定间隔的一部分并且在飞行的不同阶段中,所述发动机的功率、所述第一推进器的螺距、前翼的倾角、半外部前翼的伸出或缩回,所述三台计算机串联连接并单独操作,第一台控制垂直起降飞机的飞行操作,第二台同时重复第一台利用系统完成的所有操作,并且第三台除了重复所有相同操作之外,检查在前两台计算机运行是否存在差异,并且在出故障的情况下排除临时故障并且处理其余的通信故障。
10.如权利要求9所述的可垂直起降飞机,其特征在于,所述飞机仪器选自流速计、高度计、罗盘、配平器和加速计。
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