技术领域
[0001] 本发明涉及倾转旋翼技术领域，具体涉及一种自持式倾转旋翼及具有其的航空器。
相关背景技术
[0002] 倾转动力式垂直起降航空器是指航空器在垂直起降和平飞过程中按需求对动力部件进行向上或向前的倾转。驱动旋翼翼尖动力部件倾转和驱动旋翼整体倾转，是目前各种垂直起降航空器采用的两种主流构型。
[0003] 驱动旋翼翼尖动力部件倾转，其最具代表的机型是美国舰载“鹰眼”无人机，“鹰眼”无人机采用中单翼布局，两副旋翼由航空器本体内部的一台发动机驱动，推力转向通过翼尖旋翼的倾转来实现。也存在将旋翼换成涵道桨的翼尖倾转，如“幽灵雨燕”倾转涵道式无人机。也存在电动机不动，仅倾转螺旋桨的构型，如“黑豹”倾转旋翼式无人机。
[0004] 驱动旋翼整体倾转常见于分布式动力结构的垂直起降航空器，主要原理是利用位于航空器本体内部的倾转机构操纵机翼/动力融合体的旋转运动来实现推力转向。如XV－24“雷击”分布式动力倾转机翼验证机。驱动旋翼整体倾转式，其倾转机构的传力和受力情况较为复杂，对倾转机构的强度和刚度要求更髙，倾转机构结构设计复杂。
[0005] 综上所述，当前的倾转旋翼结构一般通过倾转传动机构，使螺旋桨或涵道实现被动倾转，都需要设计驱动倾转机构的动力装置或传动机构，以及相配套的控制模块。倾转结构较为复杂，传动距离较长，重量较大，在不执行倾转任务时属于飞机携带的死重，降低了飞机动力的利用效率。
具体实施方式
[0033] 下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0034] 在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0035] 在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。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。
[0036] 此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
[0037] 实施例1
[0038] 如图1和图2所示为本实施例提供的一种自持式倾转旋翼，包括机翼本体2、连接件3和旋翼本体4。
[0039] 机翼本体2一端设置有作为转动连接件3的连接轴承，转动连接件3适于与航空器本体1转动连接。机翼本体2两侧对称安装有一对作为连接件3的横杆，连接件3朝向远离机翼本体2的方向延伸，连接件3远离机翼本体2的一端安装有旋翼本体4。在其他实施例中，旋翼本体4还可以安装在连接件的中间位置，连接件远离机翼本体的一端延伸至旋翼本体的一侧。为了提升连接件3与机翼本体2配合连接的稳定性，连接件3连接在机翼本体2的最大厚度处。在其他实施例中，根据航空器气动布局需要，连接件3安装在机翼本体的满足安装强度需求的位置。
[0040] 机翼本体2在航空器本体1上工作时，具有在一对连接件3上的两个旋翼本体4转速相同时的稳定状态，以及在一对连接件3上的两个旋翼本体4转速不同时的旋转状态。
[0041] 机翼本体2截面呈流线型，旋翼本体4的旋转平面与机翼本体2垂直，旋翼本体4朝向机翼本体2前缘朝向的方向设置。旋翼本体4的转动方向与连接件3和机翼本体2所在的平面平行。旋翼本体4为螺旋桨或涵道桨，本实施例中的旋翼本体4选用螺旋桨。
[0042] 安装有自持式倾转旋翼的航空器在进行起飞或降落时，控制机翼本体相对于航空器本体转动使旋翼本体朝向上下方向，控制旋翼本体的转速，使得旋翼本体产生向上的力，进而带动航空器本体进行上升或下降进而实现航空器的起飞或降落。在航空器起飞完成后，控制一对连接件上的旋翼本体以不同的转速进行工作，使前后旋翼本体产生垂直旋翼本体的旋转平面的力不同，产生扭矩，进而带动机翼本体相对于航空器本体转动，完成机翼本体转动至水平位置后，旋翼本体朝前，将产生向前的拉力，带动航空器向前运动，运动过程中，流过机翼本体的气流将产生上下压差，使机翼本体产生向上的升力，从而使航空器保持水平飞行。本发明提供的自持式倾转旋翼，直接控制不同旋翼本体在不同转速下运行，来实现航空器本体的起飞、降落和前进。自持式倾转旋翼整体结构简单，航空器起飞、平飞时俯仰和偏航操纵可以通过分别操纵上面两个、或左右两个旋翼本体的转速，使上下、左右的拉力不同，辅助航空器俯仰和偏航操纵，不需要倾转驱动轴和相应的驱动动力装置来控制机翼本体转动，能够大大提升航空器的动力功率利用率。
[0043] 作为替代的实施方式，连接件3端部安装有多个旋翼本体4，多个旋翼本体4对称分布在连接件3两侧。在其他实施例中，连接件3两侧的旋翼本体数量可以不一致，在工作时控制两侧的旋翼本体的转速来调整机翼本体的姿态。
[0044] 作为替代的实施方式，机翼本体2上安装有多个连接件3，多个连接件3之间平行设置，每一连接件3远离机翼本体2的一端均安装有旋翼本体4。
[0045] 作为替代的实施方式，如图7所示，连接件在机翼本体两侧设置，连接件的长度不同，通过控制两侧连接件上旋翼本体的转速不同来控制机翼本体的姿态以及航空器的飞行状态。
[0046] 实施例2
[0047] 图3至图6所示为本实施例提供的一种航空器，具本发明所述的自持式倾转旋翼，一对机翼本体2对称安装在航空器本体1的两侧，机翼本体2与航空器本体1转动连接。
[0048] 机翼本体2与航空器本体1之间安装有锁定装置，以控制机翼本体2与航空器本体1之间的转动角度为0°～90°。机翼本体2与航空器本体1之间至少具有相互垂直的起飞状态，以及相互平行的前进状态。
[0049] 机翼本体2与航空器本体1之间径向固定，轴向可360度自由转动。考虑到飞行安全和结构可靠等因素，本实施例中设置为机翼本体2相对航空器本体1只能在水平和垂直的90°区间内自由旋转。
[0050] 在机翼本体2的弦线两侧，一般设计为垂直于弦线位置，通过作为连接件3的支架或横杆分别在机翼上翼面和下翼面固定一个或多个旋翼本体4。旋翼本体4迎风方向与机翼本体2前缘迎风方向相同。
[0051] 起飞时机翼本体2处于前缘向上的垂直状态，向上气流阻力小；旋翼本体4迎风面朝上，处于机翼本体2前后位置。起飞时旋翼本体4产生向上的推力或拉力，使飞机垂直起飞。从结构安全可靠方面考虑，在垂直起飞状态可在航空器本体1与机翼本体2连接处设置锁定装置，使机翼保持前缘向上的垂直状态。锁定装置可以为带限位块的锁定环，锁定环内的两个限位块之间的圆周角为90°。锁定环固定安装在航空器本体1上，机翼本体2端部的转轴贯穿锁定环通过轴承转动安装在航空器本体1上。在机翼本体2端部的转轴上设置与限位块配合的定位块，使得定位块与其中一个限位块抵接时，机翼本体2处于水平状态；机翼本体2转动使定位块与另一限位块抵接时，机翼本体2处于垂直状态。在锁定环上还可以设置电磁线圈，电磁线圈通电时使锁定环产生磁性，将机翼本体2的转轴锁定在当前状态。
[0052] 当航空器提升至一定高度，准备进入平飞状态时，可解除航空器本体1对机翼本体2的水平锁定，然后控制系统控制此时机翼本体2后方旋翼本体4增加转速或功率使向上的力增加；机翼本体2前方旋翼本体4转速或功率不变或略有降低，即使其向上的力不变或降低；前后旋翼本体4形成力差，产生绕机翼本体2与航空器本体1固定中心的扭矩。
[0053] 由于机翼本体2与航空器本体1轴向可自由转动，在扭矩的作用下实现旋翼本体4及机翼本体2的主动倾转。控制前后旋翼本体4转速或功率差，可使机翼本体2从机翼本体2前缘朝上的垂直位置，旋转至机翼本体2前缘朝前的水平位置；原本位于机翼本体2前后的旋翼随动旋转至机翼本体2上下方，此时旋翼本体4与机翼本体2的固定连杆或横梁与飞机轴线垂直，旋翼本体4产生的拉力或推力朝向航空器前飞方向。
[0054] 从结构安全可靠方面考虑，在机翼本体2转至水平状态时可在航空器本体1与机翼本体2连接处设置锁定装置，使机翼本体2保持水平状态。当飞机准备进入垂直着陆状态时，可解除航空器本体1对机翼本体2的位置锁定，增大当时处于机翼本体2下方的旋翼本体4转速或功率，保持或降低机翼本体2上方的旋翼本体4转速或功率，实现机翼本体2及旋翼本体4反向旋转直至恢复水平位置。
[0055] 在机翼弦线两侧，一般设计为垂直于弦线位置，通过支架或横杆分别在机翼上翼面和下翼面固定一个或多个旋翼(螺旋桨或涵道桨)。旋翼迎风方向与机翼前缘迎风方向相同。
[0056] 航空器垂直起飞或降落状态，机翼本体2处于前缘向上的垂直状态，气流阻力小；旋翼本体4迎风面朝上，处于机翼本体2前后位置。起飞着陆时旋翼本体4产生向上的推力或拉力，调整各旋翼本体4转速或功率，使航空器垂直起飞或降落。在平飞状态时，机翼本体2处于与常规固定翼相同的水平状态，产生最大升力；旋翼本体4迎风面朝前，产生向前的拉力。通过控制航空器本体1左右旋翼本体4的不同转速，可以实现航空器俯仰、偏航等姿态控制。通过控制前后旋翼转速或功率，使前后旋翼本体4产生不同的转速或功率，实现旋翼本体4及机翼本体2的主动倾转。机翼本体2达到水平或垂直位置时可通过航空器本体1上的锁定装置锁定机翼本体2位置，需要调整倾转状态时退出锁定状态。本实施例中提供的航空器不需要倾转驱动轴和相应的驱动动力，结构简单，重量小；可直接利用航空器已有的对不同旋翼转速的控制模块，不需要设置单独的倾转旋翼轴控制模块。
[0057] 作为替代的实施方式，机翼本体安装在航空器的顶部，机翼本体向航空器本体的两侧延伸。
[0058] 显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
