[发明专利]一种分布式推进尾座式垂直起降固定翼飞行器

摘要

本发明公开了一种分布式推进尾座式垂直起降固定翼飞行器，由机身、机翼、垂直尾翼、起落架、升降副翼、方向舵、内燃机推进系统、电推进系统、燃油箱、电池组和飞行控制器组成。根据巡航功率需求选取内燃机，垂直起降时不足的推力和功率由电推进系统提供，通过这种推进系统的搭配，解决垂直起降飞行器垂直起降与巡航功率差异大的问题，通过多个推进系统分布式推进解决垂直起降过程中尾座式飞行器控制能力不足的问题。一种分布式推进尾座式垂直起降固定翼飞行器具有推/重比高、能源利用率高、控制能力强等优点。

主权项

一种分布式推进尾座式垂直起降固定翼飞行器，其特征(如图1所示)在于含有：机身1、机翼2、垂直尾翼3、起落架4、升降副翼5、方向舵6、内燃机推进系统7、电推进系统8、燃油箱9、电池组10和飞行控制器11；如图2所示，所述内燃机推进系统7安装于机翼2一侧，内燃机推进系统7推力线与飞行器重心的侧向距离为a；所述电推进系统8安装于机翼2另外一侧，电推进系统8推力线与飞行器重心的侧向距离为b；所述内燃机推进系统7的特征(如图3)在于含有：内燃机7‑1、螺旋桨7‑2和主轴7‑3，内燃机7‑1和螺旋桨7‑2通过主轴7‑3连接，内燃机7‑1与燃油箱9通过油管连接；所述电推进系统8的特征(如图4)在于含有：电动机8‑1、螺旋桨8‑2和主轴8‑3，所述电动机8‑1和螺旋桨8‑2通过主轴8‑3连接，电动机8‑1和电池组10通过线缆连接，螺旋桨8‑2为可折叠螺旋桨；一种分布式推进尾座式垂直起降固定翼飞行器具有三个飞行阶段(如图5)：垂直起飞、垂直降落和水平飞行阶段；在垂直起飞和垂直降落阶段，一种分布式推进尾座式垂直起降固定翼飞行器机头竖直向上，通过内燃机推进系统7和电推进系统8的推力平衡飞行器重力，飞行器总推力：T＝T1+T2其中，T1为所有内燃机推进系统7产生的推力，T2为所有电推进系统8产生的推力；飞行器总推进功率：Wvertical＝Wvertical1+Wvertical2其中，Wvertical1为内燃机7‑1输出功率，Wvertical2为电动机7‑2输出功率；通过改变内燃机推进系统7和电推进系统8的推力大小，可以在总推力T不变的情况下产生俯仰操纵力矩：M＝b*T2‑a*T1飞行器垂直起降过程中推进系统推力较大，选取较小的a和b即可使飞行器具有较大的俯仰操纵能力；所述电推进系统8的数量为偶数，对称分布在左、右两侧机翼，在垂直起降过程中通过左右侧的电推进系统8推力差产生偏航操纵力矩；所述升降副翼5位于机翼2后缘，在飞行器垂直起降过程中，升降副翼5处于内燃机推进系统7和电推进系统8的滑流中，通过升降副翼5反对称偏转可以产生飞行器滚转操纵力矩；在水平飞行阶段，电动机8‑1停止工作，螺旋桨8‑2折叠收起(如图6所示)以减小飞行阻力，内燃机推进系统7推力用于克服气动阻力，所有内燃机推进系统7的推进功率为Wlevel；由于内燃机推进系统7推力线偏离重心，此时产生俯仰操纵力矩：M＝‑a*T1通过配置飞行器重心和焦点，使得水平飞行阶段气动俯仰力矩为约为‑M，即气动俯仰力矩近似抵消内燃机推进系统7产生的俯仰力矩，通过升降副翼5的较小角度的对称偏转可实现俯仰配平；通过方向舵6偏转产生偏航操纵力矩；通过升降副翼5的反对称偏转产生滚转操纵力矩；选取内燃机7‑1的额定功率为水平飞行阶段需求功率Wlevel，使得在水平飞行阶段内燃机7‑1效率高；根据垂直起飞和垂直降落阶段最大总推进功率Wvertical，选取电动机8‑1的最大功率；选取电池组10设计容量为飞行器垂直起飞及垂直降落阶段的最大电能消耗量。