详情

原文传递一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机及其控制方法

专利名称：	一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机及其控制方法
摘要：	本发明提出一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机及其控制方法，包括机身、四桨叶旋转机翼、鸭翼、尾翼、多输入多输出动力系统以及尾桨与推进共用系统。本发明中尾桨与前飞推进系统共用一套动力与驱动装置，能够大大减轻飞机自重并减小起飞需用功率；多输入多输出动力系统满足旋翼模式的大功率需求，也可以在固定翼模式使动力系统工作在最优经济状态；四桨叶旋转机翼设计提高了飞机的载重能力和最大起飞重量，且通过改进旋转机翼与桨毂的连接结构，实现旋转机翼本身随巡航速度的变化而改变自身布局，达到既满足低速巡航飞行阶段高气动效率需求，又降低高速巡航阶段阻力的效果。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	江苏;32
申请人：	南京灵龙旋翼无人机系统研究院有限公司
发明人：	高正红;何澳;那洋;田力;庞超;高红岗
专利状态：	有效
申请日期：	2019-03-13T00:00:00+0800
发布日期：	2019-06-21T00:00:00+0800
申请号：	CN201910188839.5
公开号：	CN109911179A
代理机构：	西北工业大学专利中心
代理人：	陈星
分类号：	B64C11/30(2006.01);B;B64;B64C;B64C11
申请人地址：	210000 江苏省南京市鼓楼区幕府东路199号A30栋
主权项：	1.一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，包括一个具有纵向轴线的机身、安装在机身中部上方的旋转机翼、安装在机身前部的鸭翼和安装在机身后部的尾翼，安装在机身内部的动力系统；鸭翼在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的平尾在旋转机翼飞机固定翼飞行阶段以及转换飞行阶段提供部分升力，并通过某些方式提供俯仰和/或滚转的操纵和/或配平力矩；尾翼中的垂尾通过某些方式提供偏航的操纵和/或配平力矩；旋转机翼在旋转机翼飞机的直升机模式飞行阶段由动力系统驱动提供全部拉力，并在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段下锁定，锁定后的旋转机翼垂直于旋转机翼飞机纵向对称面，在旋转机翼飞机的固定翼模式飞行阶段提供部分升力；其特征在于：还包括安装在机身尾部的尾桨与推进共用系统；所述尾桨与推进共用系统包括由动力系统驱动的变距螺旋桨和转换机构；所述转换机构能够改变变距螺旋桨的轴线方向：在直升机模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直，起到平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式下，转换机构能够使螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，起到提供前飞动力作用；在直升机模式向固定翼模式转换飞行阶段，转换机构能够根据前飞速度使螺旋桨轴线与机身纵向对称面成对应角度，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力并达到要求的加速度，螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩作用；在固定翼模式向直升机模式转换飞行阶段，转换机构能够使螺旋桨轴线在设定时间从与机身纵向轴线平行方向改变到与机身纵向对称面垂直方向。 2.根据权利要求1所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述转换机构包括传动输入轴、动力换向传动机构、动力输出轴和转换控制机构；所述传动输入轴与动力源连接，并将功率输入动力换向传动机构中；所述动力换向传动机构实现传动输入轴与动力输出轴之间的功率传递，且传动输入轴与动力输出轴之间的轴线夹角角度可变；所述动力输出轴将功率输出到变距螺旋桨上；所述转换控制机构能够改变传动输入轴与动力输出轴之间的轴线夹角，使动力输出轴轴线满足不同飞行阶段的要求。 3.根据权利要求2所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述动力换向传动机构包括输入锥齿轮、传动锥齿轮、输出锥齿轮和转轴；输入锥齿轮与传动锥齿轮啮合，输出锥齿轮与传动锥齿轮啮合；传动锥齿轮同轴套在转轴上，并在转轴上轴向限位；所述转换控制机构包括转换摇臂和舵机；所述转换摇臂也套在转轴上，并能够在舵机驱动下绕转轴轴线转动；所述传动输入轴穿过安装架侧面后与输入锥齿轮同轴固定连接，所述安装架相对机身位置固定；所述动力输出轴穿过转换摇臂侧面后与输出锥齿轮同轴固定连接，当转换摇臂绕转轴轴线转动时，能够带动动力输出轴同步移动。 4.根据权利要求1所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：安装在机身内部的动力系统采用多输入多输出动力系统；所述多输入多输出动力系统包括在旋转机翼飞机固定翼飞行模式阶段为变距螺旋桨提供动力的主动力源、在旋转机翼飞机垂直起降阶段与主动力源共同为旋翼提供动力的辅动力源，以及从主动力源到变距螺旋桨的后传动机构和从主动力源、辅动力源到旋翼的主传动机构；在所述后传动机构中，具有后减速机构用于将主动力源的输出功率传递给变距螺旋桨；在所述主传动机构中，具有主减速机构用于将主动力源和辅动力源的输出功率传递给旋翼，所述主减速机构具有从主动力源一侧输入功率的第一输入轴和从辅动力源一侧输入功率的第二输入轴；后减速机构的某一从动轮与主减速机构的第一输入轴之间的传动系统中安装有离合器，用于控制主动力源与旋翼之间的功率传递；在后减速机构的所述从动轮与所述离合器之间安装有超越离合器；所述超越离合器能够实现从所述从动轮向所述第一输入轴传动，而不从所述第一输入轴向所述从动轮传动。 5.根据权利要求4所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：主动力源采用经济油耗功率满足旋转机翼飞机固定翼飞行模式巡航阶段需用功率的油动发动机；当辅动力源为电动机时，电动机最大功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率的差值，当辅动力源为油动发动机时，辅动力源采用经济油耗功率为旋转机翼飞机垂直起降阶段最大需用功率与主动力源最大功率差值的油动发动机。 6.根据权利要求1或4所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述旋转机翼采用四桨叶旋转机翼，包括一对主桨叶和一对副桨叶；所述主桨叶的桨叶剖面采用前后缘对称翼型设计，桨叶平面形状采用顺流向对称设计；所述副桨叶的桨叶剖面采用满足直升机旋翼性能要求的旋翼翼型；主桨叶和副桨叶采用十字分布安装在同一桨毂上。 7.根据权利要求6所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：主桨叶的桨叶平面形状参数与副桨叶的桨叶平面形状参数采用以下优化过程确定：以桨叶平面形状参数为优化变量，以主桨叶和副桨叶的消耗功率和最小为优化目标，以主桨叶与与副桨叶的最大拉力之和满足总的旋转机翼拉力要求为约束条件，优化确定桨叶平面形状参数；所述桨叶平面形状参数包括桨叶弦长和桨叶半径。 8.根据权利要求1所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：在双桨叶旋转机翼两侧机翼翼根内安装滑动顶块，且每一侧机翼与旋转桨毂连接结构的前后两侧均安装有滑动顶块；两侧机翼与旋转桨毂连接结构采用垂直于机翼平面的转轴连接，左右两侧机翼能够相对各自的连接转轴转动；滑动顶块的安装方向垂直于机翼剖面方向，且能够在驱动机构作用下，沿机翼展向直线运动；左右两侧机翼翼根内安装的滑动顶块位置相对布置，且滑动顶块端面采用圆弧面。 9.根据权利要求6所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：在四桨叶旋转机翼中的主桨叶的两侧机翼翼根内安装滑动顶块，且每一侧机翼与旋转桨毂连接结构的前后两侧均安装有滑动顶块；两侧机翼与旋转桨毂连接结构采用垂直于机翼平面的转轴连接，左右两侧机翼能够相对各自的连接转轴转动；滑动顶块的安装方向垂直于机翼剖面方向，且能够在驱动机构作用下，沿机翼展向直线运动；左右两侧机翼翼根内安装的滑动顶块位置相对布置，且滑动顶块端面采用圆弧面。 10.根据权利要求1或8或9所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：所述旋转机翼中主旋翼转轴的锁定装置包括约束组件、摩擦减速组件、弹性压缩部件和制动部件；所述约束组件包括固定在主旋翼转轴上的下固定座、套在主旋翼转轴上的上锁定套以及处于主旋翼转轴与上锁定套之间弹性部件；下固定座与上锁定套之间采用螺旋斜面配合；所述下固定座随主旋翼旋转，且主旋翼转轴旋转时能够通过弹性部件带动上锁定套同步旋转；所述上锁定套上具有与制动部件配合的结构，能够在制动部件作用下停止转动；当上锁定套停止转动，下固定座继续正向转动时，下固定座能够驱动上锁定套沿主旋翼转轴轴向运动；所述摩擦减速组件包括上摩擦盘、套在主旋翼转轴上的下摩擦盘；所述上摩擦盘通过单向轴承套装在主旋翼转轴上，当主旋翼转轴正向转动时，能够通过单向轴承带动上摩擦盘转动；下摩擦盘与上锁定套之间具有弹性压缩部件，当上锁定套被下固定座驱动沿主旋翼转轴轴向运动时，能够通过弹性压缩部件驱动下摩擦盘与上摩擦盘接触并使主旋翼转轴减速至停止；且上锁定套与下摩擦盘之间有结构约束，使其能够轴向相对移动但不能相对转动；所述主旋翼转轴上具有与制动部件配合的结构；当主旋翼转轴减速至停止后，所述弹性部件能够带动主旋翼转轴反向旋转，并在主旋翼转轴转至设定位置时，制动部件将主旋翼转轴位置锁定。 11.根据权利要求10所述一种垂直起降和高速飞行的推进式旋转机翼飞机，其特征在于：上锁定套上与制动部件配合的结构为上锁定套壁面上的轴向条形孔；主旋翼转轴上与制动部件配合的结构为主旋翼转轴壁面上的轴向条形孔；当上锁定套与下固定座贴合时，上锁定套壁面上的轴向条形孔与主旋翼转轴壁面上的轴向条形孔在周向上重合，在轴向上至少部分重合。 12.一种权利要求4所述垂直起降和高速飞行推进式旋转机翼飞机的控制方法，其特征在于：按照不同阶段，采用相应的控制策略： 1)、动力系统启动阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；所述离合器断开，控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，启动主动力源和辅动力源；主动力源和辅动力源按照定转速模式进行控制，直至各自达到设定转速并稳定后，所述离合器接合；其中主动力源以及辅动力源的设定转速满足使所述离合器两侧传动部件转速相同的要求； 2)、旋翼起飞阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向对称面垂直；控制旋翼总距与螺旋桨桨距为0°，设定较高的旋翼转速或螺旋桨转速，并采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，达到设定的旋翼转速或螺旋桨转速并稳定后，逐渐增大旋翼总距至起飞总距，并在旋翼总距增大过程中仍采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；同时以机身航向稳定为目标，飞行控制系统调整螺旋桨桨距以平衡旋翼反扭矩； 3)、旋翼向固定翼转换飞行阶段：飞行控制系统控制转换机构带动螺旋桨轴线向后逐渐偏转至螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行，偏转过程中，飞行控制系统调整螺旋桨桨距，使螺旋桨拉力的前向分力能够克服前飞阻力产生前飞速度，并使旋转机翼飞机达到要求的加速度，且螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩，并保持航向稳定；同时飞行控制系统采用定高控制，通过控制旋翼总距，保持飞行高度稳定；并且飞行控制系统采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；当旋翼总距降低为0°后，主动控制逐渐增大辅动力源输出功率，并采用旋翼定速控制模式，以旋翼转速为反馈量控制主动力源输出功率，检测旋翼转速与螺旋桨转速之间比值增大到设定值时，断开所述离合器，而后辅动力源关机，旋翼转速下降到设定值后锁定旋翼； 4)、固定翼飞行阶段：飞行控制系统控制转换机构保持螺旋桨轴线与机身纵向轴线平行；所述离合器保持断开，只通过主动力源驱动螺旋桨； 5)、固定翼向旋翼转换飞行阶段：所述离合器保持断开，飞行控制系统控制转换机构逐渐将螺旋桨轴线从与机身纵向轴线平行方向偏转到与机身纵向对称面垂直方向，同时旋翼解锁并设置旋翼总距为0°，启动辅动力源，使旋翼开始旋转；螺旋桨轴线偏转过程中，保持主动力源转速并调节螺旋桨桨距，使螺旋桨拉力的侧向分力能够平衡旋转机翼反扭矩，并保持航向稳定；控制辅动力源转速增大，当所述离合器两侧传动部件转速相同并稳定后，所述离合器接合；当螺旋桨轴线偏转到与机身纵向对称面垂直方向后，采用定高控制，逐渐增大旋翼总距，保持飞行高度稳定，同时采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量，控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定；同时调节螺旋桨桨距保持航向稳定； 6)、旋翼降落阶段：当旋转机翼飞机前飞速度减小到0m/s后，减小旋翼总距使旋转机翼飞机下降，并控制旋翼总距以保持稳定下降率，在下降过程中，采用旋翼定速控制模式或螺旋桨定速控制模式，以旋翼转速或螺旋桨转速为反馈量控制主动力源和辅动力源输出功率，保持旋翼转速稳定，同时调节螺旋桨桨距保持航向稳定，直至旋转机翼飞机降落后，关闭主动力源和辅动力源。 13.根据权利要求12所述一种垂直起降和高速飞行推进式旋转机翼飞机的控制方法，其特征在于：在固定翼飞行阶段，当飞行速度大于某一设定速度后，飞控系统根据速度以及高度，得到对应的后掠角，并转换为对滑动顶块的驱动量，控制旋转机翼前侧的滑动顶块继续伸长，而旋转机翼后侧的滑动顶块则同步缩回，使左右两侧机翼相对机身纵向对称面对称运动，形成所需后掠角；所述设定速度随飞行高度而变化。
所属类别：	发明专利