一种可变形飞机的制作方法

1.本发明涉及涉及航空技术领域，尤其是一种可变形飞机。


背景技术：

2.由于固定翼飞机的起飞和降落都需要一定的滑跑距离才能实现，因此需要有比较开阔的起降场以及较长的跑道。基于此，人们一直希望有一种能够在狭小空间起降的航空飞行器。随着直升机的诞生，人们的这种需求得到一定程度的满足。但是由于直升机在前飞工作环境下，存在旋翼气流不对称情况，直升机最大前飞速度受到前行桨叶压缩性影响及后行桨叶气流分离的限制，常规直升机的最大巡航速度通常在300公里/小时左右。在许多场合，速度成了制约直升机应用的关键因素。
3.长期以来，国内外学者一直在不懈地探寻新的技术发展思路，力图创造一种新型飞行器，既能够保持直升机的垂直起降、悬停和经济性的优势，又能达到固定翼飞机的高速飞行性能。经过多年来的探索和创造实践形成了诸多既可实现垂直起降又可高速飞行的技术手段。
4.比较典型是v-22倾转旋翼机，是美国一型具备垂直起降和短距起降能力的倾转旋翼机，v-22倾转旋翼机在外形上与固定翼飞机相似，但翼尖的两台可旋转的发动机带动两具旋翼，在固定翼状态下，v-22像是一架在两侧翼尖有两个超大的螺旋桨的飞机;在直升机状态下是一架有两个偏小的旋翼的直升机，这样使其具备直升机的垂直升降能力，但又拥有固定翼螺旋桨飞机高速、航程远及油耗较低的优点，最大飞行速度达509千米，是世界上飞最快的直升机。
5.但由于该种飞机会存在构件多、控制复杂度高以及造价高昂等缺点，只适用于军用战斗机，不适合发展为轻小型飞机和无人飞行器。所以研制出一种可垂直起降的高速飞行器来避免上述飞机的缺点从而得到广泛的应用成为一种需求。


技术实现要素：

6.本发明克服了现有技术中的缺点，提供一种一种可变形飞机，能克服背景技术提到的技术缺陷。
7.为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：一种可变形飞机，包括机体以及倾转架，所述倾转架上设置有拉力组件，所述倾转架是铰接在所述机体上；所述机体和/或倾转架上设置有前行时提供升力的空气动力组件；所述倾转架上设置有变形驱动组件，所述变形驱动组件能使所述倾转架相对所述机体发生倾转，倾转角度大于或等于90
°
，以控制所述变形飞机的飞行姿态。
8.更进一步地，所述拉力组件至少包含以下结构的一种：a、不少于两个第一拉力器共轴连接在所述倾转架上；b、不少于两个第一拉力器规律地不共轴地分布在所述倾转架上。
9.3.根据权利要求2所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述空气动力组件至少包
含以下结构的一种：a、动力旋翼器；所述动力旋翼器连接在所述机体上；b、自转旋翼器；所述自转旋翼器连接在所述机体上；c、机翼；所述机翼连接在所述倾转架上。
10.更进一步地，所述变形驱动组件至少包含以下结构的一种：a、人力推拉组件；所述人力推拉组件包括拉手以及加强杆，所述拉手连接在所述倾转架上，所述加强杆的一端与所述拉手连接，所述加强杆的另一端与所述倾转架连接；b、电力驱动组件；所述电力驱动组件包括电机、第一同步齿轮、第二同步齿轮以及同步带；所述电机与所述第一同步齿轮连接，所述第一同步齿轮通过所述同步带与所述第二同步齿轮连接；所述电机固定在所述机体上，所述第二同步齿轮固定在转轴上；所述转轴是转动连接在机体上，所述倾转架是连接在所述转轴上；c、空气驱动组件；所述空气驱动组件包括两个背向设置的第二拉力器，所述第二拉力器位于所述倾转架的下端；或者，所述空气驱动组件包括第三拉力器，第三拉力器位于所述机翼上。
11.更进一步地，所述机体或倾转架设置有垂直尾翼。
12.更进一步地，所述转轴上设置有装配块，所述装配块上设置有椭圆形孔；所述倾转架包括有支柱，所述支柱左右倾转连接在所述椭圆形孔中；所述第一拉力器位于所述支柱上。
13.更进一步地，包括横滚控制组件；所述横滚控制组件包括第一操控杆、相互垂直连接的第一支杆与第二支杆、牵引杆；所述机翼包括机翼杆，所述机翼杆连接在所述支柱上；所述第一支杆转动连接在所述机体上，所述第二支杆与牵引杆的下端铰接，所述牵引杆的上端与机翼杆铰接；所述第一操控杆连接在所述第一支杆上。
14.更进一步地，所述垂直尾翼上设置有可折叠或伸缩的第二操纵杆。
15.更进一步地，所述倾转架连接有角度牵引机构。
16.更进一步地，所述机体设置有座位，所述座位旁设置有电池，所述座位的前方设置有挡风板，所述挡风板上设置有把手；所述机体的下方设置有起落架，所述起落架设置有滚轮。
17.更进一步地，所述电池采用锂电池或氢燃料电池。
18.与现有技术相比，本发明的有益效果是：本可变形飞机包括机体以及倾转架，倾转架上设置有拉力组件，并设置有变形驱动组件使倾转架相对机体发生倾转；在垂直起降时，拉力组件形成的风力是往下吹送从而形成升力；当处于空中时，变形驱动组件通过控制倾转架相对机体发生倾转角度，以控制变形飞机的飞行姿态；此外，在机体和/或倾转架上设置有空气动力组件，以保证该变形飞机在前行时具有升力不会发生下坠，安全性高，结构简单，操作便利，构思巧妙。
附图说明
19.附图用来提供对本发明的进一步理解，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制，在附图中：图1是实施例一所述可变形飞机的结构示意图一（处于垂直升降状态）；
图2是实施例一所述可变形飞机的机体、倾转架以及横滚控制组件处于分离状态的结构示意图；图3是实施例一所述可变形飞机的结构示意图二（处于往前飞行状态）；图4是装配块与支柱处于分离状态的结构示意图；图5是电力驱动组件的结构示意图；图6是实施例二所述可变形飞机的结构示意图（处于垂直升降状态）；图7是实施例三所述可变形飞机的结构示意图（处于垂直升降状态）；图8是实施例四所述可变形飞机的结构示意图（处于垂直升降状态）；图9是实施例五所述可变形飞机的结构示意图（处于往前飞行状态）。
20.图中：1、机体；101、座位；102、挡风板；103、把手；104、起落架；105、滚轮；106、电池；2、倾转架；201、支柱；3、空气动力组件；301、动力旋翼器；302、自转旋翼器；303、机翼；3031、机翼杆；4、变形驱动组件；401、拉手；402、加强杆；403、电机；404、第一同步齿轮；405、第二同步齿轮；406、同步带；407、转轴；408、第二拉力器；409、第三拉力器；5、第一拉力器；6、垂直尾翼；601、第二操纵杆；7、装配块；701、椭圆形孔；702、销钉孔；8、横滚控制组件；801、第一操控杆；802、第一支杆；803、第二支杆；804、牵引杆；9、角度牵引机构。
实施方式
21.以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
22.实施例一：如图1至图5所示，一种可变形飞机，该可变形飞机能通过变形实现垂直升降以及往前飞行，同时具备了常规直升飞机以及固定翼飞机的功能，并且与目前已经公开的v-22倾转旋翼机相比，具有构件少、结构简单、操作便利的优点。
23.本发明一种可变形飞机，包括机体1以及倾转架2，机体1设置有座位101，可供操作者乘坐；机体1的下方设置有起落架104，起落架104设置有滚轮105，起落架104以及滚轮105用于机体1的支撑以及下降；倾转架2上设置有拉力组件，在垂直升降中，拉力组件是提供升力的，在往前飞行中，拉力组件是提供推力的。
24.倾转架2是铰接在机体1上；机体1和/或倾转架2上设置有前行时提供升力的空气动力组件3，在前行时空气动力组件3提供升力令该变形飞机不会发生下坠。
25.倾转架2上设置有变形驱动组件4，变形驱动组件4能使倾转架2相对机体1发生倾转，倾转角度大于或等于90
°
，以控制变形飞机的飞行姿态；由于倾转架2上设置有拉力组件，在本实施例中，拉力组件是螺旋桨，当变形驱动组件4控制倾转架2发生不同的倾斜角度时，螺旋桨所形成的升力面是不同的，因此能控制变形飞机的往不同的方向飞行，达到控制飞行姿态的目的。
26.拉力组件至少包含以下结构的一种：a、不少于两个第一拉力器5共轴连接在倾转架2上；b、不少于两个第一拉力器5规律地不共轴地分布在倾转架2上。
27.或者，如图1至图3所示，倾转架2上还设置有机翼303，即有两个第一拉力器5共轴连接在倾转架2的中部，也分别各有一个第一拉力器5连接在机翼303上。
28.上述几种方案均可，此处不作限定。
29.空气动力组件3至少包含以下结构的一种：a、动力旋翼器301；动力旋翼器301连接在机体1上；b、自转旋翼器302；自转旋翼器302连接在机体1上；c、机翼303；机翼303连接在倾转架2上。
30.如图1至图3中，空气动力组件3是采用上述b与c两者方案的结合，即同时具有自转旋翼器302以及机翼303，由于自转旋翼机的工作原理可知，在往前飞行时，相对气流吹动自转旋翼器302自转会产生升力，此外，在往前飞行中，机翼303会在变形驱动组件4的带动下跟随倾转架2旋转至如图3所示状态，此时机翼303的作用与常规固定翼飞机中的机翼作用相同，均是达到升力的作用。
31.或者如图8以及图9所示，空气动力组件3是采用上述c方案，即仅采用机翼303，当机翼303在变形驱动组件4的带动下转动至水平状态时，其作用与常规固定翼飞机中的机翼作用相同，均是达到升力的作用。
32.又或者，空气动力组件3是采用a方案，即空气动力组件3是仅仅采用动力旋翼器301，动力旋翼器301是连接在机体1上，不随倾转架2发生转动，此结构与常规的直升机类似，因此也能提供升力，不会发生下坠。
33.变形驱动组件（4）至少包含以下结构的一种：a、人力推拉组件；人力推拉组件包括拉手401以及加强杆402，拉手401连接在倾转架2上，加强杆402的一端与拉手401连接，加强杆402的另一端与倾转架2连接；因此，当操作者坐在座位101时，握住拉手401往下拉或往上推，从而能令倾转架2发生90
°
的倾转至如图3状态或恢复至如图1所示的垂直状态。
34.b、电力驱动组件；如图5所示，电力驱动组件包括电机403、第一同步齿轮404、第二同步齿轮405以及同步带406；电机403与第一同步齿轮404连接，第一同步齿轮404通过同步带406与第二同步齿轮405连接；电机403固定在机体1上，第二同步齿轮405固定在转轴407上；转轴407是转动连接在机体1上，倾转架2是连接在转轴407上；从上述阐述可知，电机403直接驱动第一同步齿轮404转动，第一同步齿轮404通过同步带406带动第二同步齿轮405转动，从而令转轴407发生转动，最终令倾转架2发生倾转变形的目的。
35.c、空气驱动组件；如图3看出，空气驱动组件包括两个背向设置的第二拉力器408，第二拉力器408位于倾转架2的下端；第二拉力器408同样是螺旋桨，以图3为例，设定第二拉力器408启动时形成的风力是往后吹的，即会令该第二拉力器408具有往前的推力，因此，结合图3分析，该两个背向设置的第二拉力器408中，当位于下方的第二拉力器408启动后，该第二拉力器408会发生往下运动的，从而带动倾转架2往下转动，令该变形飞机恢复至垂直升降状态；而当于上方的第二拉力器408启动后，该第二拉力器408会发生往上运动的，从而带动倾转架2往上转动，令该变形飞机转动至如图3所示的往前飞行状态。
36.结合图2以及图4看，转轴407上设置有装配块7，转轴407与装配块7连接固定，转轴407是通过轴承转动连接在机体1上，从而令装配块7能相对机体1发生前后倾转，装配块7上设置有椭圆形孔701，椭圆形孔701的长直径是大于支柱201的直径的；倾转架2包括有支柱201，当支柱201穿入安装在椭圆形孔701后，然后在销钉孔702中打入销钉，即可令支柱201左右倾转连接在椭圆形孔701中；第一拉力器5位于支柱201上，在升降时，第一拉力器5是产
生升力的，通过控制倾转架2发生左右倾斜，从而控制第一拉力器5形成的风力面发生倾斜，从而控制不同的往上飞行方向。
37.包括横滚控制组件8；横滚控制组件8包括第一操控杆801、相互垂直连接的第一支杆802与第二支杆803、牵引杆804；机翼303包括机翼杆3031，机翼杆3031转动连接在支柱201上；结合图2和图3看，第一支杆802的两端是通过轴承转动连接在机体1上，第一操控杆801是连接在第一支杆802的最端部，因此当人坐在座位101上时，通过左右摆动第一操控杆801能驱动第一支杆802转动；第二支杆803与牵引杆804的下端铰接，牵引杆804的上端通过关节轴承与机翼杆3031铰接；由于第一支杆802与第二支杆803是相互垂直连接固定的，因此第一支杆802转动会带动第二支杆803摆动（例如第二支杆803的一端升高、另一端降低），第二支杆803升高的一端会对与之连接的牵引杆804有往上推的作用，第二支杆803降低的一端会对与之连接的牵引杆804有往下拉的作用，即最终会令机翼303有发生往左或往右发生倾斜的趋势，能控制该飞机发生横滚。
38.机体1或倾转架2设置有垂直尾翼6，在该实施例一中，垂直尾翼6是在倾转架2的下端，当转动至前行飞行状态时，如图3所示，垂直尾翼6是达到控制航向平衡、稳定和操纵作用的作用。
39.实施例二：如图6所示，是实施例二中可变形飞机的结构示意图，在该实施例中，空气动力组件3是采用自转旋翼器302，自转旋翼器302连接在机体1上，垂直尾翼6连接在机体1的尾部，与实施例一相比，倾转架2相对简化，倾转架2的下端是通过倾转连接在机体1上，第一拉力器5是连接在倾转架2的上端；倾转架2连接有角度牵引机构9；角度牵引机构9可以是线盘以及拉绳，拉绳是缠绕在线盘上，转动线盘控制拉绳的收放，拉绳的上端是连接在倾转架2上。如图6所示，此时拉绳是处于拉紧状态，此时第一拉力器5形成的风力是朝下的， 从而令变形飞机具有往上的升力；当拉绳放松，令倾转架2转动90
°
时，此时第一拉力器5形成的风力是往后吹的，此时变形飞机具有往前的拉力，匹配自转旋翼器302所形成的升力，往前飞行；倾转架2水平状态以及垂直状态的切换，是通过线盘与拉绳控制，并且可以控制倾转架2在水平状态与垂直状态之间的任一角度，能很好地调节飞行姿态。
40.实施例三：如图7所示，是实施例三中可变形飞机的结构示意图，在该实施例中，空气动力组件3同样是采用自转旋翼器302，自转旋翼器302连接在机体1上，垂直尾翼6连接在机体1的尾部，与实施例一相比区别在于，空气驱动组件包括第三拉力器409，第三拉力器409位于机翼303上。如图7所示状态，是处于垂直升降状态，此时机翼303是往下垂的；机翼303是通过轴承转动连接在机体1上；当升高至一定的高度需要往前飞行时，第三拉力器409启动形成的推力会将机翼303推转至近水平状态，作为常规固定翼使用，第三拉力器409置于机翼303的下方，与机翼303共同产生向上的升力；当第三拉力器409停止时，机翼303会复位翻转至垂直状态。
41.实施例四：如图8所示，是实施例四中可变形飞机的结构示意图，在该实施例中，空气动力组件3是采用机翼303，机翼303连接在倾转架2上，垂直尾翼6连接在倾转架2的尾部，当倾转架2倾转90
°
后，垂直尾翼6作为常规垂直尾翼使用；与实施例一相比区别在于，垂直尾翼6上设置有可折叠或伸缩的第二操纵杆601；实施例一中已经提到，通过控制倾转架2发生左右倾斜，从而控制第一拉力器5形成的风力面发生倾斜，从而控制不同的往上飞行方向；实施例四中，当操作者坐在座位101时，通过左右摇摆第二操纵杆601，能到达控制倾转
架2发生左右倾斜的目的；当该变形飞机要变形倾转架2要发生90
°
转动，可以将第二操纵杆601进行折叠或收缩，避免突出造成阻挡；其中，可折叠或伸缩的杆式结构是现有技术，此处不作赘述。
42.如图9所示，是实施例五中可变形飞机的结构示意图，在该实施例中，，在该实施例中，空气动力组件3是采用机翼303，机翼303连接在倾转架2上，垂直尾翼6连接在倾转架2的尾部，与实施例一相比区别在于，机体1设置有座位101，座位101的前方设置有挡风板102，挡风板102是采用透明材质制作而成，可以是钢化玻璃，，达到挡风的作用，挡风板102上设置有把手103，给操作者握持；座位101旁设置有电池106，电池106采用锂电池或氢燃料电池，可供该变形飞机上的用电仪器进行供电。
43.以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神实质之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种可变形飞机，其特征在于，包括机体（1）以及倾转架（2），所述倾转架（2）上设置有拉力组件，所述倾转架（2）是铰接在所述机体（1）上；所述机体（1）和/或倾转架（2）上设置有前行时提供升力的空气动力组件（3）；所述倾转架（2）上设置有变形驱动组件（4），所述变形驱动组件（4）能使所述倾转架（2）相对所述机体（1）发生倾转，倾转角度大于或等于90
°
，以控制所述变形飞机的飞行姿态。2.根据权利要求1所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述拉力组件至少包含以下结构的一种：a、不少于两个第一拉力器（5）共轴连接在所述倾转架（2）上；b、不少于两个第一拉力器（5）规律地不共轴地分布在所述倾转架（2）上。3.根据权利要求2所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述空气动力组件（3）至少包含以下结构的一种：a、动力旋翼器（301）；所述动力旋翼器（301）连接在所述机体（1）上；b、自转旋翼器（302）；所述自转旋翼器（302）连接在所述机体（1）上；c、机翼（303）；所述机翼（303）连接在所述倾转架（2）上。4.根据权利要求3所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述变形驱动组件（4）至少包含以下结构的一种：a、人力推拉组件；所述人力推拉组件包括拉手（401）以及加强杆（402），所述拉手（401）连接在所述倾转架（2）上，所述加强杆（402）的一端与所述拉手（401）连接，所述加强杆（402）的另一端与所述倾转架（2）连接；b、电力驱动组件；所述电力驱动组件包括电机（403）、第一同步齿轮（404）、第二同步齿轮（405）以及同步带（406）；所述电机（403）与所述第一同步齿轮（404）连接，所述第一同步齿轮（404）通过所述同步带（406）与所述第二同步齿轮（405）连接；所述电机（403）固定在所述机体（1）上，所述第二同步齿轮（405）固定在转轴（407）上；所述转轴（407）是转动连接在机体（1）上，所述倾转架（2）是连接在所述转轴（407）上；c、空气驱动组件；所述空气驱动组件包括两个背向设置的第二拉力器（408），所述第二拉力器（408）位于所述倾转架（2）的下端；或者，所述空气驱动组件包括第三拉力器（409），第三拉力器（409）位于所述机翼（303）上。5.根根据权利要求4所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述机体（1）或倾转架（2）设置有垂直尾翼（6）。6.根根据权利要求5所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述转轴（407）上设置有装配块（7），所述装配块（7）上设置有椭圆形孔（701）；所述倾转架（2）包括有支柱（201），所述支柱（201）左右倾转连接在所述椭圆形孔（701）中；所述第一拉力器（5）位于所述支柱（201）上。7.根根据权利要求6所述的一种可变形飞机，其特征在于，包括横滚控制组件（8）；所述横滚控制组件（8）包括第一操控杆（801）、相互垂直连接的第一支杆（802）与第二支杆（803）、牵引杆（804）；所述机翼（303）包括机翼杆（3031），所述机翼杆（3031）连接在所述支柱（201）上；所述第一支杆（802）转动连接在所述机体（1）上，所述第二支杆（803）与牵引杆（804）的下端铰接，所述牵引杆（804）的上端与机翼杆（3031）铰接；所述第一操控杆（801）连
接在所述第一支杆（802）上。8.根据权利要求6所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述垂直尾翼（6）上设置有可折叠或伸缩的第二操纵杆（601）。9.根据权利要求1所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述倾转架（2）连接有角度牵引机构（9）。10.根据权利要求1所述的一种可变形飞机，其特征在于，所述机体（1）设置有座位（101），所述座位（101）旁设置有电池（106），所述座位（101）的前方设置有挡风板（102），所述挡风板（102）上设置有把手（103）；所述机体（1）的下方设置有起落架（104），所述起落架（104）设置有滚轮（105）。11.根据权利要求10所述的一种可变形飞机，其特征在于，电池（106）采用锂电池或氢燃料电池。

技术总结
本发明提供一种可变形飞机，涉及航空技术领域，包括机体以及倾转架，所述倾转架上设置有拉力组件，所述倾转架是铰接在所述机体上；机体和/或倾转架上设置有空气动力组件；倾转架上设置有变形驱动组件，变形驱动组件能使倾转架相对机体发生倾转，倾转角度大于或等于90


技术研发人员：王志成
受保护的技术使用者：佛山市神风航空科技有限公司
技术研发日：2023.04.03
技术公布日：2023/6/7