CN115675852A - 一种倾转机翼飞行器及其飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种倾转机翼飞行器及其飞行控制方法。倾转机翼飞行器包括机身、机翼倾转机构、尾翼、串列式机翼、两个螺旋桨和两个驱动机构，第一前翼与第二后翼均为折叠翼。两个螺旋桨的旋向相反并分别设置于第一前翼的翼尖和第二后翼的翼尖，两个驱动机构分别设置于第一前翼的底面与第二后翼的顶面。倾转机翼飞行器的飞行控制方法能够控制倾转机翼飞行器以垂直起降模式和水平飞行模式飞行。起降模式下，第一前翼与第二后翼折叠，减少了机翼及翼梁的弯曲变形量，增加了结构稳定性，同时便于在狭窄跑道上起飞。在平飞模式下，第二前翼和第一后翼的设计保证了整个机身的稳定性，降低了机身左前和右后的扭转变形。

Description

一种倾转机翼飞行器及其飞行控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种倾转机翼飞行器及其飞行控制方法。

背景技术

倾转机翼飞行器结合了旋翼飞行器和固定翼飞行器的优点，具有垂直起降和固定翼平飞的功能，具有广阔的应用前景。

在发明专利CN111516869A、CN208775003U公开的倾转机翼飞行器采用串列复合翼形式，即在常规串列固定翼上叠加螺旋桨升力***，在垂直飞行状态通过螺旋浆转速差更容易实现机身姿态的可靠控制，具有控制简单、可靠性高的优点。

目前，上述倾转机翼飞行器的机翼的翼展较长，对起降用的跑道的宽度和周边环境具有较高要求。在跑道环境复杂（例如跑道两侧具有障碍物时）和跑道较狭窄时难以顺利完成垂直起降。同时，由于翼展过长导致机翼在起降过程中的弯曲变形量较大，对机翼的气动特性影响较大，增加了倾转机翼飞行器起降过程中的控制难度，稳定性较差。

因此，亟需一种倾转机翼飞行器及其飞行控制方法来解决上述问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种倾转机翼飞行器及其飞行控制方法，以使倾转机翼飞行器在跑道环境复杂和跑道狭窄时顺利完成垂直起降，优化倾转机翼飞行器的气动特性，提高起降过程的稳定性。

为达此目的，本发明所采用的技术方案是：

一种倾转机翼飞行器，包括：

机身、机翼倾转机构及尾翼，所述尾翼设置于所述机身的尾部，所述机身内部设置有前后分布的两个所述机翼倾转机构；

串列式机翼，包括第一前翼、第二前翼、第一后翼和第二后翼，所述第一前翼通过一个所述机翼倾转机构活动设置于所述机身沿其宽度方向的第一侧，所述第二前翼设置于所述机身沿其宽度方向的第二侧；所述第一后翼通过另一个所述机翼倾转机构活动设置于所述机身的第二侧，所述第二后翼设置于所述机身的第一侧；所述第一前翼与所述第二后翼呈中心对称分布并能够绕各自翼展方向的中轴线弯折，以使所述第一前翼与所述第二后翼均为折叠翼；所述第二前翼的翼展长度小于所述第一前翼的翼展长度的一半，第一后翼的翼展长度小于所述第二后翼的翼展长度的一半；以及

两个螺旋桨和两个驱动机构，两个所述螺旋桨的旋向相反并分别设置于所述第一前翼的翼尖和所述第二后翼的翼尖，两个所述驱动机构分别设置于所述第一前翼的底面与所述第二后翼的顶面。

作为优选方案，所述串列式机翼还包括：

翼尖短舱，所述第一前翼的翼尖与所述第二后翼的翼尖均设置有所述翼尖短舱，所述翼尖短舱上设置有所述螺旋桨。

作为优选方案，所述翼尖短舱包括舱体和支撑板，所述支撑板活动设置于所述舱体的上端；

所述螺旋桨包括桨轴和多个桨叶，所述桨轴设置于所述舱体内，多个所述桨叶沿所述桨轴的周向分布并具有第一位置和第二位置；当所述桨叶位于所述第一位置时，所述支撑板位于对应的所述舱体的上方，多个所述桨叶沿所述桨轴的轴向转动；当所述桨叶位于所述第二位置时，所述支撑板移动至所述舱体沿翼展方向的外侧，多个所述桨叶沿翼展方向折叠收起并与对应的所述支撑板固定相连，以形成翼梢小翼。

作为优选方案，所述支撑板上设置有锁扣和解锁机构，所述解锁机构被配置为能够使所述锁扣打开或锁合；当所述桨叶移动所述第二位置时，所述解锁机构使所述锁扣锁合，以将所述桨叶固定于所述支撑板上。

作为优选方案，所述串列式机翼还包括：

两个舷向转轴，所述第一前翼包括第一内翼和第一外翼，所述第一内翼的一端倾转设置于所述机身的第一侧并与对应的所述机翼倾转机构的输出端相连；所述第一内翼的另一端通过一个所述舷向转轴与所述第一外翼枢轴连接，以使所述第一外翼能够相对于所述第一内翼转动；所述第一外翼的翼尖设置有一个所述螺旋桨；

所述第二后翼包括第二内翼和第二外翼，所述第二内翼的一端倾转设置于所述机身的第二侧并与对应的所述机翼倾转机构的输出端相连；所述第二内翼的另一端通过另一个所述舷向转轴与所述第二外翼枢轴连接，以使所述第二外翼能够相对于所述第二内翼转动；所述第二外翼的翼尖设置有另一个所述螺旋桨。

作为优选方案，所述第一内翼的后缘、所述第一外翼的后缘、第二内翼的后缘及第二外翼的后缘均设置有舵面。

作为优选方案，所述倾转机翼飞行器还包括：

收放机构，所述机身内部设置有前后分布的两个所述收放机构，两个所述收放机构被配置为能够分别驱动所述第二前翼和所述第一后翼绕所述机身的轴向转动，以在水平状态与所述机身下方的竖直状态之间切换；

起落架，所述第二前翼的内部与所述第一后翼的内部均设置有所述起落架；当所述第二前翼与所述第一后翼处于所述机身下方的竖直状态时，所述起落架展开，以支撑所述机身。

作为优选方案，所述第二前翼包括第三内翼和第三外翼，所述第三内翼的一端与一个所述收放机构的输出端相连，所述第三外翼的另一端与所述第三内翼枢轴连接，以使所述第三外翼能够相对于所述第三内翼转动；所述第三内翼的内部设置有一个所述起落架；

所述第一后翼包括第四内翼和第四外翼，所述第四内翼的一端与另一个所述收放机构的输出端相连，所述第四外翼的另一端与所述第四内翼枢轴连接，以使所述第四外翼能够相对于所述第四内翼转动；所述第四内翼的内部设置有另一个所述起落架。

作为优选方案，所述串列式机翼的翼根弦长为C，所述尾翼在所述第二后翼的水平后方的0.7～1.3C处，所述第一前翼与所述第二后翼之间的水平距离为1.5C～2.5C。

一种倾转机翼飞行器的飞行控制方法，包括垂直起降模式的控制方法和水平飞行模式的控制方法；

所述垂直起降模式的控制方法包括：串列式机翼的第一前翼与第二后翼向上弯折呈L型，并分别向倾转机翼飞行器的机身倾转至垂直状态；第二前翼与第一后翼绕所述机身的轴向由水平状态转动至所述机身的下方的竖直状态，所述第二前翼与所述第一后翼内部的起落架展开；通过螺旋桨的转速与驱动机构的推力产生的升力差控制所述机身的滚转方向；通过调节两个所述螺旋桨的转速产生的升力差控制所述机身的俯仰方向；通过两个所述螺旋桨的扭力差和所述串列式机翼后缘的舵面差动偏转产生的气动力控制所述机身的航向；

所述水平飞行模式的控制方法包括：所述第一前翼与所述第二后翼沿翼展方向展开后倾转至水平状态，所述起落架收起，所述第二前翼和所述第一后翼分别绕所述机身的轴向转动至水平状态；通过所述串列式机翼后缘的舵面差动偏转产生的气动力与尾翼舵面的差动偏转产生的气动力共同控制所述机身的滚转方向、俯仰方向与航向。

作为优选方案，所述水平飞行模式的控制方法包括：

平飞低速模式转向平飞高速模式，当所述倾转机翼飞行器达到低速巡航时速时，所述驱动机构的推力逐渐增大，所述螺旋桨的转速逐渐降低直至为零；所述第一前翼与所述第二后翼的翼尖短舱的支撑板移动至所述翼尖短舱的舱体沿翼展方向的外侧，所述螺旋桨的桨叶沿翼展方向折叠收起并与所述支撑板固定相连，以形成翼梢小翼，所述驱动机构的推力继续增大直至所述倾转机翼飞行器达到高速巡航时速；

平飞高速模式转向平飞低速模式，所述驱动机构的推力逐渐降低直至所述倾转机翼飞行器达到低速巡航时速；所述桨叶与对应的所述支撑板解锁并展开，两个所述支撑板分别移动至对应的所述舱体沿翼展方向的内侧；所述驱动机构的推力继续降低并作为辅助动力的同时，所述螺旋桨的转速开始增大作为主动力，并使所述倾转机翼飞行器保持在低速巡航时速。

本发明的有益效果为：

本发明提出的倾转机翼飞行器，包括机身、机翼倾转机构、尾翼、串列式机翼、两个螺旋桨和两个驱动机构。串列式机翼包括第一前翼、第二前翼、第一后翼和第二后翼，第二前翼的翼展长度小于第一前翼的翼展长度的一半，第一后翼的翼展长度小于第二后翼的翼展长度的一半。当第一前翼与第二后翼呈中心对称分布并能够绕各自翼展方向的中轴线弯折成折叠翼时，缩短了串列式机翼的翼展长度，从而降低了占用的跑道宽度，避免受到跑道周围复杂环境或障碍物的影响，便于倾转机翼飞行器能够在狭窄跑道上起飞，提高了跑道单位面积上垂直起降倾转机翼飞行器的数量。起降模式下，第一前翼与第二后翼的折叠，缩短了第一前翼和第二后翼的力臂，减少了机翼及翼梁的弯曲变形量，增加了结构稳定性。同时，在平飞模式下，第二前翼和第一后翼的设计保证了整个机身的稳定性，降低了机身左前和右后的扭转变形。

本发明提出的倾转机翼飞行器的飞行控制方法，当倾转机翼飞行器垂直起降时，第一前翼与第二后翼向上弯折呈L型，并分别向倾转机翼飞行器的机身倾转至垂直状态，第二前翼与第一后翼绕机身的轴向由水平状态转动至机身的下方的竖直状态，第二前翼与第一后翼内部的起落架展开。当第一前翼与第二后翼弯折成折叠翼时，缩短了串列式机翼的翼展长度，从而降低了占用的跑道宽度，避免受到跑道周围复杂环境或障碍物的影响，便于倾转机翼飞行器能够在狭窄跑道上起飞，提高了跑道单位面积上垂直起降倾转机翼飞行器的数量。同时，通过缩短第一前翼与第二后翼的翼展长度，降低了第一前翼与第二后翼的弯曲变形量，优化了倾转机翼飞行器的气动和结构强度特性，提高起降过程的稳定性和安全性。当倾转机翼飞行器水平飞行时，第一前翼与第二后翼沿翼展方向展开后倾转至水平状态，起落架收起，第二前翼和第一后翼分别绕机身的轴向转动至水平状态。通过第一前翼与第二后翼分别展开，提高了水平飞行模式的稳定性。

附图说明

图1是本发明实施例提供的垂直起降模式的倾转机翼飞行器的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的平飞低速模式的倾转机翼飞行器的结构示意图；

图3是本发明实施例提供的平飞高速模式的倾转机翼飞行器的结构示意图；

图4是本发明实施例提供的悬空状态的倾转机翼飞行器的结构示意图；

图5是本发明实施例提供的过渡转换模式倾转机翼飞行器的结构示意图一；

图6是本发明实施例提供的过渡转换模式倾转机翼飞行器的结构示意图二；

图7是本发明实施例提供的过渡转换模式倾转机翼飞行器的结构示意图三；

图8本发明实施例提供的处于第一位置的螺旋桨的结构示意图；

图9本发明实施例提供的处于第二位置的螺旋桨的结构示意图。

图中部件名称和标号如下：

1、机身；2、尾翼；3、第一前翼；31、第一内翼；32、第一外翼；4、第二前翼；41、第三内翼；42、第三外翼；5、第一后翼；51、第四内翼；52、第四外翼；6、第二后翼；61、第二内翼；62、第二外翼；7、螺旋桨；71、桨轴；72、桨叶；721、锁止板；8、驱动机构；9、支撑板；10、舷向转轴。

具体实施方式

为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部。

在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本实施例的描述中，术语“上”、“下”、“右”、等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。

由于倾转机翼飞行器的机翼的翼展较长，导致倾转机翼飞行器的整机宽度过大，对起降用的跑道的宽度和周边环境具有较高要求。在跑道环境复杂（例如跑道两侧具有障碍物时）和跑道较狭窄时难以顺利完成垂直起降。同时，由于翼展过长导致机翼在起降过程中的弯曲变形量较大，对翼梁的结构强度要求较高，对机翼的气动特性影响较大，对倾转机构和机翼机身连接处强度稳定性要求较大，增加了倾转机翼飞行器起降过程中的控制难度，稳定性较差。

为了解决上述问题，如图1和图2所示，本实施例提出了一种倾转机翼飞行器，该倾转机翼飞行器包括机身1、机翼倾转机构、尾翼2、串列式机翼、两个螺旋桨7和两个驱动机构8。尾翼2设置于机身1的尾部，机身1内部设置有前后分布的两个机翼倾转机构。串列式机翼包括第一前翼3、第二前翼4、第一后翼5和第二后翼6，第一前翼3通过一个机翼倾转机构活动设置于机身1沿其宽度方向的第一侧，第二前翼4设置于机身1沿其宽度方向的第二侧。第一后翼5通过另一个机翼倾转机构活动设置于机身1的第二侧，第二后翼6设置于机身1的第一侧。第一前翼3与第二后翼6呈中心对称分布并能够绕各自翼展方向的中轴线弯折，以使第一前翼3与第二后翼6均为折叠翼。第二前翼4的翼展长度小于第一前翼3的翼展长度的一半，第一后翼5的翼展长度小于第二后翼6的翼展长度的一半。两个螺旋桨7的旋向相反并分别设置于第一前翼3的翼尖和第二后翼6的翼尖，两个驱动机构8分别设置于第一前翼3的底面与第二后翼6的顶面。

如图1所示，第一前翼3与第二后翼6相对于机身1由水平状态倾转90°至垂直状态，同时，第一前翼3与第二后翼6呈中心对称分布并能够绕各自翼展方向的中轴线弯折成折叠翼，缩短了串列式机翼的翼展长度，从而降低了占用的跑道宽度，避免受到跑道周围复杂环境或障碍物的影响，便于倾转机翼飞行器能够在狭窄跑道上起飞，提高了跑道单位面积上垂直起降倾转机翼飞行器的数量。同时，在倾转机翼飞行器处于起降模式时，第一前翼3与第二后翼6发生折叠，缩短了第一前翼3和第二后翼6的力臂，减少了机翼及翼梁的弯曲变形量，增加了结构稳定性，优化了倾转机翼飞行器的气动特性，提高了起降过程的稳定性和安全性。

本实施例的机身1由复合材料制成，具有较高结构强度。复合材料可以为制造航空飞机常用的复合材料，对于复合材料的具体材质不再进行赘述。尾翼2包括水平尾翼和垂直尾翼。垂直尾翼位于机身1的尾部上端，具体包含固定的垂直安定面和可动的方向舵，水平尾翼设置于垂直尾翼的顶端，具体包括固定的水平安定面和可动的升降舵。水平尾翼为后掠翼并带有一定的上反角，以增加中单翼布局的横向稳定性和滚转稳定性。

本实施例的驱动机构8为涡喷发动机，通过螺旋桨7与涡喷发动机作为组合动力，使得倾转机翼飞行器能够以垂直起降模式与水平飞行模式进行飞行，同时能够使倾转机翼飞行器在水平飞行模式中实现低速巡航与高速巡航，提高了倾转机翼飞行器的气动效率和可靠性。

如图1所示，两个涡喷发动机分别位于第一前翼3的下方和第二后翼6的上方，从而使两个涡喷发动机形成中心对称分布，使得两个涡喷发动机由其推力产生的力矩相抵消，避免影响机身1姿态的稳定性。当然，驱动机构8还可以为涵道风扇等，在此不作具体限定。

具体地，串列式机翼为小角度后掠翼，具体还包括两个舷向转轴10。第一前翼3包括第一内翼31和第一外翼32，第一内翼31的一端倾转设置于机身1的第一侧并与对应的机翼倾转机构的输出端相连。第一内翼31的另一端通过一个舷向转轴10与第一外翼32枢轴连接，以使第一外翼32能够相对于第一内翼31转动。第一外翼32的翼尖设置有一个螺旋桨7。第二后翼6包括第二内翼61和第二外翼62，第二内翼61的一端倾转设置于机身1的第二侧并与对应的机翼倾转机构的输出端相连。第二内翼61的另一端通过另一个舷向转轴10与第二外翼62枢轴连接，以使第二外翼62能够相对于第二内翼61转动。第二外翼62的翼尖设置有另一个螺旋桨7。

在本实施例中，舷向转轴10由金属和复合材料嵌合组成。两个舷向转轴10分别与对应的第一前翼3和第二后翼6的前梁及根肋连接形成整体，以传递机翼载荷。机身1外表面在第一前翼3和第二后翼6的倾转范围内大致为平面，并通过橡胶压条等密封件实现第一前翼3和第二后翼6分别与机身1活动连接处的气动密封。

图1是垂直起降模式的倾转机翼飞行器的结构示意图，图2是平飞低速模式的倾转机翼飞行器的结构示意图，图3是平飞高速模式的倾转机翼飞行器的结构示意图。本实施例的倾转机翼飞行器能够以垂直起降模式、平飞低速模式、平飞高速模式进行飞行。同时能够完成垂直起降模式、平飞低速模式、平飞高速模式三种模式之间的过渡转换，实现飞行模式的灵活调整。需要说明的是，不同的飞行模式通过调节螺旋桨7与驱动机构8的组合动力的大小，从而实现对飞行速度的控制。此外，串列式机翼的后缘均具有舵面，即第一内翼31的后缘、第一外翼32的后缘、第二内翼61的后缘及第二外翼62的后缘均设置有舵面，从而通过驱动机构8、螺旋桨7的转速、串列式机翼和尾翼2的舵面偏转共同实现整机的姿态稳定和操控。

具体地，第一前翼3具有低速舵面和高速舵面，第一内翼31具有高速舵面，第一外翼32具有低速舵面。当倾转机翼飞行器处于平飞低速模式时，舵面作为升降副翼使用。当倾转机翼飞行器处于垂直起降模式时，舵面作为辅助航向控制使用。

如图1所示，当倾转机翼飞行器需要进行垂直起降时，第一外翼32与第二外翼62分别绕各自对应的舷向转轴10向上转动90°。然后，第一前翼3与第二后翼6相对于机身1由水平状态倾转90°至垂直状态，此时第一外翼32与第二外翼62相对设置于机身1的第一侧和第二侧。倾转机翼飞行器由两个涡喷发动机和两个螺旋桨7共同提供推力，并依靠两个螺旋桨7的转速差控制倾转机翼飞行器的俯仰方向和滚转方向。

如图5所示，由于第二前翼4的翼展长度小于第一前翼3的翼展长度的一半，第一后翼5的翼展长度小于第二后翼6的翼展长度的一半，使得第二前翼4与折叠后的第二后翼6上的螺旋桨7之间具有一定的距离，第一后翼5与折叠后的第一前翼3上的螺旋桨7之间具有一定的距离，从而避免第二前翼4与第一后翼5干扰对应的螺旋桨7的下洗气流，提高了螺旋桨7转动过程的稳定性。

此外，当倾转机翼飞行器处于平飞模式时，第二前翼4和第一后翼5的设计保证了整个机身1的稳定性，降低了机身1左前和右后的扭转变形。

进一步地，第一前翼3与第二前翼4相对设置于机身1沿其宽度方向的第一侧和第二侧，第一后翼5和第二后翼6相对设置于机身1沿其宽度方向的第一侧和第二侧，从而避免了机身1在平飞时由于第一前翼3与第二后翼6过长的翼展导致弯扭变形，提高了倾转机翼飞行器整机的稳定性，降低了倾转机翼飞行器的姿态控制难度。

本实施例的四个机翼（第一前翼3、第二前翼4、第一后翼5和第二后翼6）的后掠角为8°～15°，水平尾翼的后掠角为15°～30°，上反角为0°～2°。机翼的翼根弦长为C，低速状态时翼尖弦长为0.5C，螺旋桨7的半径为0.5C，水平尾翼的翼根弦长为X，翼尖弦长为0.4X。第一前翼3（或第二前翼4）与水平尾翼的垂直距离为H。涡喷发动机的最高点与机身1外周面的最高点齐平。第一前翼3的重心到第一前翼3上的涡喷发动机的重心的垂直距离为g，其中3g≥H＞1.5g。第一前翼3与第二后翼6的翼展长度为t，则舷向转轴10位于由翼根沿翼展方向延伸0.5t的位置处，涡喷发动机位于由翼根沿翼展方向延伸0.3t的位置处。

需要说明的是，串列式机翼的翼根弦长为C，即第一前翼3、第二前翼4、第一后翼5和第二后翼6的翼根弦长均为C。本实施例的第一前翼3与第二后翼6之间的水平距离为1.5C～2.5C，能保证前后翼下洗气流的干涉最小，气动性能最优。将尾翼2置于第二后翼6水平后方的0.7C～1.3C时，升力中心前移，且在整机重心和气动焦点之间，在保证整机气动性能的同时，保证了整机的稳定性，尤其是机身1的俯仰稳定性。

需要说明的是，倾转机翼飞行器还包括两个收放机构，机身1内部设置有前后分布的两个收放机构，两个收放机构能够分别驱动第二前翼4和第一后翼5绕机身1的轴向转动，以在水平状态与机身1下方的竖直状态之间切换。

本实施例的第二前翼4与第一后翼5均为无动力机翼且为分体式结构，能够实现折叠与展开。具体地，第二前翼4包括第三内翼41和第三外翼42，第三内翼41的一端与一个收放机构的输出端相连，第三外翼42的另一端与第三内翼41枢轴连接，以使第三外翼42能够相对于第三内翼41转动。第一后翼5包括第四内翼51和第四外翼52，第四内翼51的一端与另一个收放机构的输出端相连，第四外翼52的另一端与第四内翼51枢轴连接，以使第四外翼52能够相对于第四内翼51转动。

为了实现倾转机翼飞行器的安全起降和滑行，倾转机翼飞行器还包括两个起落架（图中未显示），第二前翼4的内部与第一后翼5的内部均设置有起落架。第三内翼41的内部设置有一个起落架，第四内翼51的内部设置有另一个起落架。当第二前翼4与第一后翼5处于机身1下方的竖直状态时，起落架展开，以支撑机身1。通过将两个起落架分别集成于第二前翼4和第一后翼5内部，减少了倾转机翼飞行器的整机体积，实现了紧凑安装。同时，无需在机身1内部预留存储起落架的空间，优化了机身1内部与外部的结构布局。

具体地，当倾转机翼飞行器停放或行驶在跑道时，第三内翼41和第四内翼51均位于机身1的下方并呈竖直状态，第三外翼42和第四外翼52向上翻转90°（或超过90°），第三内翼41和第四内翼51内的起落架展开并支撑在跑道上。当倾转机翼飞行器升空后，两个起落架能够分别收起至第三内翼41和第四内翼51的内部，然后第三外翼42复位并与第三外翼42形成第二前翼4，第四外翼52复位并与第四内翼51形成第一后翼5，以使第二前翼4和第一后翼5恢复成竖直状态。然后第二前翼4和第一后翼5分别在各自的收放机构的驱动下由机身1下方的竖直状态转动90°至水平状态。通过收放机构驱动第二前翼4和第一后翼5绕机身1的轴向转动90°，从而使第二前翼4和第一后翼5在水平状态与机身1下方的竖直状态两者位置之间转动，实现了第二前翼4和第一后翼5的可靠转动。

需要说明的是，收放机构包括收起电机、收起齿轮组和连接杆，收起电机通过收起齿轮组的啮合与连接杆传动连接，连接杆的一端与齿轮轴相连，另一端能够与对应的第二前翼4和第一后翼5的翼根相连，从而实现第二前翼4和第一后翼5绕机身1的轴向转动。当然，收放机构还可以采用其它传动方式，在此不作具体限定。由于收放机构为飞行器领域内的现有技术，在此不再进行赘述。

如图1所示，当倾转机翼飞行器处于垂直起降模式时，收放机构能够驱动第二前翼4和第一后翼5绕机身1的轴向由水平状态转动90°至机身1下方并呈竖直状态，第三外翼42和第四外翼52向上翻转90°，第三内翼41和第四内翼51内的起落架展开。如图4所示，当倾转机翼飞行器升起后处于悬空状态时，两个起落架收起，第三外翼42和第四外翼52复位。本实施例的起落架可采用飞机使用的常规起落架即可，起落架的尺寸可以进行适应性调整。由于起落架及其展开收起结构均为飞行器领域内的现有技术，在此不再进行赘述。

需要说明的是，如图2和图3所示，串列式机翼还包括翼尖短舱，第一前翼3的翼尖与第二后翼6的翼尖均设置有翼尖短舱，翼尖短舱上设置有螺旋桨7。翼尖短舱包括舱体（图中未显示）和支撑板9，支撑板9活动设置于舱体的上端。其中，两个翼尖短舱的舱体可以分别与对应的第一外翼32和第二外翼62设计为一体式结构或分体式结构，并作为机翼的一部分，增大了串列式机翼的面积，有利于提高整机的升力。

螺旋桨7包括驱动电机、桨轴71和多个桨叶72，驱动电机与桨轴71设置于舱体内，驱动电机能够驱动桨叶72绕桨轴71转动。具体地，螺旋桨7中的配套电气元件、线缆等均布置于舱体内，实现了螺旋桨7的紧凑安装。由于两个螺旋桨7的桨叶72的旋向相反，能够抵消旋转扭矩，从而降低倾转机翼飞行器在垂直起降过程中翼尖涡的影响，提高了垂直起降的稳定性。

本实施例的多个桨叶72沿桨轴71的周向分布并具有第一位置和第二位置。具体地，每个螺旋桨7均具有两个桨叶72。如图1和图8所示，当倾转机翼飞行器处于垂直起降模式或平飞低速模式时，螺旋桨7为定桨距，桨叶72位于第一位置时，支撑板9位于对应的舱体的上方，多个桨叶72沿桨轴71的轴向转动。如图3和图9所示，当倾转机翼飞行器处于平飞高速模式时，螺旋桨7取消定桨距，桨叶72位于第二位置时，支撑板9移动至舱体沿翼展方向的外侧，多个桨叶72沿翼展方向折叠收起并与对应的支撑板9固定相连，以形成翼梢小翼，进一步增大了串列式机翼的面积，具有更优的气动性能，有利于提高整机的升力，此时通过串列式机翼的舵面和尾翼2的舵面实现整机的姿态控制。

具体地，桨叶72上固定安装有锁止板721，支撑板9上设置有锁扣和解锁机构，解锁机构能够使锁扣打开或锁合。当桨叶72移动第二位置时，两个桨叶72的锁止板721均伸入锁扣内，并与锁扣卡接配合，解锁机构使锁扣锁合，以将锁止板721固定在锁扣内，从而将桨叶72固定于支撑板9上。通过解锁机构能够自动实现锁扣的打开与锁合，从而使锁扣与锁止板721实现自动锁定和解锁，提高了倾转机翼飞行器的自动化程度。锁扣和解锁机构均为成熟的产品，可以通过外购获得，由于锁扣和解锁机构的具体结构和动作方式较多，在此不再一一详述。

本实施例的倾转机翼飞行器的整体外形简洁高效，布局经过优化，便于垂直起降。机身1、尾翼2、串列式机翼及翼尖短舱均为独立的模块化设计，便于组装与维护。

本实施例还提出了一种倾转机翼飞行器的飞行控制方法，倾转机翼飞行器的飞行控制方法包括垂直起降模式的控制方法和水平飞行模式的控制方法。

具体的，垂直起降模式的控制方法包括：串列式机翼的第一前翼3与第二后翼6向上弯折呈L型，并分别向倾转机翼飞行器的机身1倾转至垂直状态。第二前翼4与第一后翼5绕机身1的轴向由水平状态转动至机身1的下方的竖直状态，第二前翼4与第一后翼5内部的起落架展开。通过螺旋桨7的转速与驱动机构8的推力产生的升力差控制机身1的滚转方向。通过调节两个螺旋桨7的转速产生的升力差控制机身1的俯仰方向。通过两个螺旋桨7的扭力差和串列式机翼后缘的舵面差动偏转产生的气动力控制机身1的航向。

水平飞行模式的控制方法包括：第一前翼3与第二后翼6沿翼展方向展开后倾转至水平状态，起落架收起，第二前翼4和第一后翼5分别绕机身1的轴向转动至水平状态。通过串列式机翼后缘的舵面差动偏转产生的气动力与尾翼2舵面的差动偏转产生的气动力共同控制机身1的滚转方向、俯仰方向与航向。

当第一前翼3与第二后翼6弯折成折叠翼时，缩短了串列式机翼的翼展长度，从而降低了占用的跑道宽度，便于在狭窄跑道上起飞。同时，通过缩短第一前翼3与第二后翼6的翼展长度，降低了第一前翼3与第二后翼6的弯曲变形量，优化了倾转机翼飞行器的气动特性，提高了垂直起降过程中的稳定性和安全性。当倾转机翼飞行器水平飞行时，第一前翼3与第二后翼6沿翼展方向展开后倾转至水平状态，起落架收起，第二前翼4和第一后翼5分别绕机身1的轴向转动至水平状态。通过第一前翼3与第二后翼6分别展开，提高了平飞稳定性。

具体地，水平飞行模式包括平飞低速模式和平飞高速模式。当倾转机翼飞行器升空后可以过渡为平飞低速模式，具体步骤如下：

第一步：如图4和图5所示，在倾转机翼飞行器处于悬空状态时，两个起落架分别收入对应的第三内翼41和第四内翼51的内部，第四外翼52复位并与第四内翼51组成第一后翼5，第三外翼42复位并与第三内翼41组成第二前翼4。第一后翼5与第二前翼4分别绕机身1的轴向由机身1下方的竖直状态转动至机身1第一侧和第二侧的水平状态。

第二步：如图6和图7所示，第一前翼3与第二后翼6先缓慢沿翼展方向展开。第一前翼3与第二后翼6同步发生缓慢倾转并实现水平加速。此时螺旋桨7为主动力，涡喷发动机为辅助动力。在加速过程中，主要通过螺旋桨7的转速控制飞机姿态，舵面起辅助作用，升力来自螺旋桨7和涡喷发动机的推力的垂直分量。

第三步：如图7所示，当第一前翼3与第二后翼6的倾转角度达到由螺旋桨7总拉力和整机总重限定的临界角度θ时，第一前翼3与第二后翼6暂时停止倾转，由螺旋桨7为主动力加速至最小平飞速度，舵面起辅助作用。

第四步：待倾转机翼飞行器加速至最小平飞速度后，第一前翼3与第二后翼6快速倾转至水平姿态，倾转机翼飞行器的姿态如图2所示。

进一步地，水平飞行模式的控制方法包括平飞低速模式转向平飞高速模式，具体步骤如下：

第一步：当倾转机翼飞行器达到低速巡航时速时，驱动机构8的推力逐渐增大，螺旋桨7的转速逐渐降低直至为零，驱动机构8作为单一动力。

第二步：第一前翼3与第二后翼6的翼尖短舱的支撑板9移动至翼尖短舱的舱体沿翼展方向的外侧，螺旋桨7的桨叶72沿翼展方向折叠收起并与支撑板9固定相连，以形成翼梢小翼。此时倾转机翼飞行器的姿态如图3所示。

第三步：驱动机构8的推力继续增大直至倾转机翼飞行器达到高速巡航时速。

当然，水平飞行模式的控制方法还包括平飞高速模式转向平飞低速模式，具体步骤如下：

第一步：驱动机构8的推力逐渐降低直至倾转机翼飞行器达到低速巡航时速。

第二步：桨叶72与对应的支撑板9解锁并展开，两个支撑板9分别移动至对应的舱体沿翼展方向的内侧。

第三步：驱动机构8的推力继续降低并作为辅助动力的同时，螺旋桨7的转速开始增大作为主动力，并使倾转机翼飞行器保持在低速巡航时速。

倾转机翼飞行器的过渡转换模式还包括平飞低速模式转向垂直起降模式，具体步骤如下：

第一步：在第一前翼3与第二后翼6缓慢倾转到失速迎角的过程中，倾转机翼飞行器的姿态主要由舵面控制，升力来自于串列式机翼的翼面，螺旋桨7为主动力，涡喷发动机为辅助动力，两者动力适当减少，以使倾转机翼飞行器减速。

第二步：螺旋桨7提高转速，使其产生的推力继续提高。第一前翼3与第二后翼6迅速倾转至垂直状态，使得第一前翼3与第二后翼6的整个翼面起到气动刹车作用，从而使倾转机翼飞行器进一步减速。升力由螺旋桨7和涡喷发动机的推力的垂直分量产生，维持倾转机翼飞行器的垂直姿态。第一外翼32与第二外翼62缓慢弯折90°，以使得第一前翼3与第二后翼6呈图1所示的折叠姿态，倾转机翼飞行器的姿态通过两个螺旋桨7的升力差和扭矩差控制，舵面起辅助作用。

第三步：第一后翼5与第二前翼4分别绕机身1的轴向由水平状态转动90°至机身1下方的竖直状态。第四外翼52相对于第四内翼51向外转动90°，同时第三外翼42相对于第三内翼41向外转动90°，露出第三内翼41和第四内翼51的内部的起落架，两个起落架展开，以使倾转机翼飞行器呈图1所示的姿态。

以上实施方式只是阐述了本发明的基本原理和特性，本发明不受上述实施方式限制，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还有各种变化和改变，这些变化和改变都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (11)

1.一种倾转机翼飞行器，其特征在于，包括：

机身（1）、机翼倾转机构及尾翼（2），所述尾翼（2）设置于所述机身（1）的尾部，所述机身（1）内部设置有前后分布的两个所述机翼倾转机构；

串列式机翼，包括第一前翼（3）、第二前翼（4）、第一后翼（5）和第二后翼（6），所述第一前翼（3）通过一个所述机翼倾转机构活动设置于所述机身（1）沿其宽度方向的第一侧，所述第二前翼（4）设置于所述机身（1）沿其宽度方向的第二侧；所述第一后翼（5）通过另一个所述机翼倾转机构活动设置于所述机身（1）的第二侧，所述第二后翼（6）设置于所述机身（1）的第一侧；所述第一前翼（3）与所述第二后翼（6）呈中心对称分布并能够绕各自翼展方向的中轴线弯折，以使所述第一前翼（3）与所述第二后翼（6）均为折叠翼；所述第二前翼（4）的翼展长度小于所述第一前翼（3）的翼展长度的一半，第一后翼（5）的翼展长度小于所述第二后翼（6）的翼展长度的一半；以及

两个螺旋桨（7）和两个驱动机构（8），两个所述螺旋桨（7）的旋向相反并分别设置于所述第一前翼（3）的翼尖和所述第二后翼（6）的翼尖，两个所述驱动机构（8）分别设置于所述第一前翼（3）的底面与所述第二后翼（6）的顶面。

2.根据权利要求1所述的倾转机翼飞行器，其特征在于，所述串列式机翼还包括：

翼尖短舱，所述第一前翼（3）的翼尖与所述第二后翼（6）的翼尖均设置有所述翼尖短舱，所述翼尖短舱上设置有所述螺旋桨（7）。

3.根据权利要求2所述的倾转机翼飞行器，其特征在于，所述翼尖短舱包括舱体和支撑板（9），所述支撑板（9）活动设置于所述舱体的上端；

所述螺旋桨（7）包括桨轴（71）和多个桨叶（72），所述桨轴（71）设置于所述舱体内，多个所述桨叶（72）沿所述桨轴（71）的周向分布并具有第一位置和第二位置；当所述桨叶（72）位于所述第一位置时，所述支撑板（9）位于对应的所述舱体的上方，多个所述桨叶（72）沿所述桨轴（71）的轴向转动；当所述桨叶（72）位于所述第二位置时，所述支撑板（9）移动至所述舱体沿翼展方向的外侧，多个所述桨叶（72）沿翼展方向折叠收起并与对应的所述支撑板（9）固定相连，以形成翼梢小翼。

4.根据权利要求3所述的倾转机翼飞行器，其特征在于，所述支撑板（9）上设置有锁扣和解锁机构，所述解锁机构被配置为能够使所述锁扣打开或锁合；当所述桨叶（72）移动所述第二位置时，所述解锁机构使所述锁扣锁合，以将所述桨叶（72）固定于所述支撑板（9）上。

5.根据权利要求1所述的倾转机翼飞行器，其特征在于，所述串列式机翼还包括：

两个舷向转轴（10），所述第一前翼（3）包括第一内翼（31）和第一外翼（32），所述第一内翼（31）的一端倾转设置于所述机身（1）的第一侧并与对应的所述机翼倾转机构的输出端相连；所述第一内翼（31）的另一端通过一个所述舷向转轴（10）与所述第一外翼（32）枢轴连接，以使所述第一外翼（32）能够相对于所述第一内翼（31）转动；所述第一外翼（32）的翼尖设置有一个所述螺旋桨（7）；

所述第二后翼（6）包括第二内翼（61）和第二外翼（62），所述第二内翼（61）的一端倾转设置于所述机身（1）的第二侧并与对应的所述机翼倾转机构的输出端相连；所述第二内翼（61）的另一端通过另一个所述舷向转轴（10）与所述第二外翼（62）枢轴连接，以使所述第二外翼（62）能够相对于所述第二内翼（61）转动；所述第二外翼（62）的翼尖设置有另一个所述螺旋桨（7）。

6.根据权利要求5所述的倾转机翼飞行器，其特征在于，所述第一内翼（31）的后缘、所述第一外翼（32）的后缘、第二内翼（61）的后缘及第二外翼（62）的后缘均设置有舵面。

7.根据权利要求1所述的倾转机翼飞行器，其特征在于，所述倾转机翼飞行器还包括：

收放机构，所述机身（1）内部设置有前后分布的两个所述收放机构，两个所述收放机构被配置为能够分别驱动所述第二前翼（4）和所述第一后翼（5）绕所述机身（1）的轴向转动，以在水平状态与所述机身（1）下方的竖直状态之间切换；

起落架，所述第二前翼（4）的内部与所述第一后翼（5）的内部均设置有所述起落架；当所述第二前翼（4）与所述第一后翼（5）处于所述机身（1）下方的竖直状态时，所述起落架展开，以支撑所述机身（1）。

8.根据权利要求7所述的倾转机翼飞行器，其特征在于，所述第二前翼（4）包括第三内翼（41）和第三外翼（42），所述第三内翼（41）的一端与一个所述收放机构的输出端相连，所述第三外翼（42）的另一端与所述第三内翼（41）枢轴连接，以使所述第三外翼（42）能够相对于所述第三内翼（41）转动；所述第三内翼（41）的内部设置有一个所述起落架；

所述第一后翼（5）包括第四内翼（51）和第四外翼（52），所述第四内翼（51）的一端与另一个所述收放机构的输出端相连，所述第四外翼（52）的另一端与所述第四内翼（51）枢轴连接，以使所述第四外翼（52）能够相对于所述第四内翼（51）转动；所述第四内翼（51）的内部设置有另一个所述起落架。

9.根据权利要求1所述的倾转机翼飞行器，其特征在于，所述串列式机翼的翼根弦长为C，所述尾翼（2）在所述第二后翼（6）的水平后方的0.7～1.3C处，所述第一前翼（3）与所述第二后翼（6）之间的水平距离为1.5C～2.5C。

10.一种倾转机翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于，包括垂直起降模式的控制方法和水平飞行模式的控制方法；

所述垂直起降模式的控制方法包括：串列式机翼的第一前翼（3）与第二后翼（6）向上弯折呈L型，并分别向倾转机翼飞行器的机身（1）倾转至垂直状态；第二前翼（4）与第一后翼（5）绕所述机身（1）的轴向由水平状态转动至所述机身（1）的下方的竖直状态，所述第二前翼（4）与所述第一后翼（5）内部的起落架展开；通过螺旋桨（7）的转速与驱动机构（8）的推力产生的升力差控制所述机身（1）的滚转方向；通过调节两个所述螺旋桨（7）的转速产生的升力差控制所述机身（1）的俯仰方向；通过两个所述螺旋桨（7）的扭力差和所述串列式机翼后缘的舵面差动偏转产生的气动力控制所述机身（1）的航向；

所述水平飞行模式的控制方法包括：所述第一前翼（3）与所述第二后翼（6）沿翼展方向展开后倾转至水平状态，所述起落架收起，所述第二前翼（4）和所述第一后翼（5）分别绕所述机身（1）的轴向转动至水平状态；通过所述串列式机翼后缘的舵面差动偏转产生的气动力与尾翼（2）舵面的差动偏转产生的气动力共同控制所述机身（1）的滚转方向、俯仰方向与航向。

11.根据权利要求10所述的倾转机翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于，所述水平飞行模式的控制方法包括：

平飞低速模式转向平飞高速模式，当所述倾转机翼飞行器达到低速巡航时速时，所述驱动机构（8）的推力逐渐增大，所述螺旋桨（7）的转速逐渐降低直至为零；所述第一前翼（3）与所述第二后翼（6）的翼尖短舱的支撑板（9）移动至所述翼尖短舱的舱体沿翼展方向的外侧，所述螺旋桨（7）的桨叶（72）沿翼展方向折叠收起并与所述支撑板（9）固定相连，以形成翼梢小翼，所述驱动机构（8）的推力继续增大直至所述倾转机翼飞行器达到高速巡航时速；

平飞高速模式转向平飞低速模式，所述驱动机构（8）的推力逐渐降低直至所述倾转机翼飞行器达到低速巡航时速；所述桨叶（72）与对应的所述支撑板（9）解锁并展开，两个所述支撑板（9）分别移动至对应的所述舱体沿翼展方向的内侧；所述驱动机构（8）的推力继续降低并作为辅助动力的同时，所述螺旋桨（7）的转速开始增大作为主动力，并使所述倾转机翼飞行器保持在低速巡航时速。

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