飞行器结构的制作方法

1.本公开涉及一种飞行器结构。特别地，本发明涉及一种用于盒式机翼飞行器的改进结构，更特别地涉及竖直起降(vtol)盒式机翼飞行器的改进结构。然而，应该理解，本文公开的改进结构可以应用于其它飞行器类型。


背景技术：

2.气动弹性涉及作用在暴露于流体流的弹性本体上的惯性力、弹力和气动力之间的相互作用。气动弹性的一个具体方面被称为“颤振”。颤振涉及可导致飞行器毁坏的不受约束的振动。当设计飞行器结构时，必须将颤振纳入考虑。
3.颤振涉及由本体的偏转与由流体流所施加的力之间的反馈引起的弹性结构在流体流内的动态不稳定性。在线性系统中，“颤振点”是这样的点，在该点处，结构经历简谐运动-零净阻尼-并且因此净阻尼的任何进一步的降低将导致自振荡和最终的故障。
4.暴露于气动力的结构(包括机翼和翼型(aerofoil))必须在已知参数内仔细设计以避免颤振。改变飞行器的质量分布或一个部件的刚度可能在明显不相关的气动部件中引发颤振。颤振可能会不受控制地发展并且造成飞行器的严重损坏或毁坏。
5.质量分布和局部结构刚度的变化可被用于改变达到颤振点的飞行器飞行速度。实际上，飞行器必须以使得飞行器不在颤振点处或颤振点附近运行的方式设计。
6.然而，设计飞行器以避免由于颤振引起的灾难性故障可能是具有挑战性的，因为一个参数的小变化可能会对飞行器结构在不同飞行速度和状况下反应的方式具有实质性影响。
7.用于降低颤振点故障的一种风险的方法是将最大飞行速度限制到显著低于将遭遇颤振点的速度的水平。然而，这可能是不切实际的，并且实际上这可能会由于不期望地限制了最大速度而不利地影响给定飞行器设计的商业可行性。
8.降低飞行器以颤振速度或接近颤振速度运行的风险的另一种措施是增加机身(特别是机翼)的刚度。虽然刚度的这种增加可能提高飞行器在没有达到颤振点的情况下能够安全运行的最大运行速度，但是缺点是刚度的增加通常与重量的增加相关联。这具有的缺点在于减少了飞行器能够携带的最大有效载荷，不幸的是，这减少了能够运输的人员的数量或货物的重量。同样，这种有效载荷的减少是不期望的，并且可能对所提出的飞行器设计的整体商业可行性具有不利影响。
9.盒式机翼飞行器或闭合机翼飞行器是特定类型的飞行器，其中在飞行器的每一侧上通常存在两个机翼，这两个机翼通过支柱/支架或每个翼梢处或翼梢附近的小翼相互连接，使得在飞行器的每一侧上，前机翼和后机翼(或替代地，上机翼和下机翼)(除了与机身的连接之外还)利用机械连接彼此固定。
10.盒式机翼结构可以提供附加的机翼刚度，这对于颤振是有益的。然而，存在与盒式机翼飞行器相关联的特定问题和挑战。
11.如果盒式机翼飞行器具有安装到每个机翼的旋翼，则存在的问题是，由于前旋翼
的尾流有效地穿过后旋翼，因此穿过安装到前机翼的旋翼的气流可能会对安装到后机翼的旋翼产生不利影响。这样，在前机翼和后机翼的旋翼的扫掠区域之间的任何竖直重叠都可能产生噪音并且在空气动力学上也是低效的。
12.在某些盒式机翼飞行器中，后机翼直接安装至飞行器的机身。这种布置提高了后机翼的刚度，这有利于提高颤振点。然而，这种安装布置通常减小前机翼与后机翼之间的竖直间隙，潜在地导致前机翼的旋翼和后机翼的旋翼的扫掠区域之间的上述不期望的重叠。此外，由于可用于产生升力的机翼的长度减小，后机翼到机身的安装布置导致组合的后翼展(wing span)的中心部分在空气动力学上低效。
13.为了克服上述缺点，已知的是，以竖直“t”型连接将后机翼固定到机身，这将后机翼与机身物理地且竖直地分离。这有助于升高后机翼，并因此增大前机翼与后机翼之间的竖直间隙。这也增加了机翼用于产生升力的可用空气动力学长度。然而，t型连接对于颤振不是最佳的，因为在这种布置中后机翼安装的刚度降低。因此，上述颤振问题在这种布置中可能是有问题的，其可能不期望地降低飞行器在低于颤振点下能运行的最大速度。
14.wo2019/211875公开了一种混合式竖直起降飞行器。在该公开文本中公开的飞行器中，存在用于不同飞行状态(例如，起飞和向前飞行)的单独旋翼，使得旋翼中的十个被固定以用于竖直起降，并且旋翼中的两个倾斜以用于巡航/向前飞行。
15.wo 2019/211875公开了一种关于后翼展的v型尾部安装布置，其利用两个成角度偏移的臂安装到机身的后部。该系统的一个缺点是，后机翼的翼展(span，跨度)不连续，并且由于与机身的v型尾部连接而被缩短，这是不期望的，因为其由于不存在后翼展的中心部分且后翼展由两个独立的机翼组成而减少了可用于产生升力的机翼的长度。
16.发明目的
17.本发明的目的是基本上克服或至少改善上述缺点中的一个或多个，或提供有用的替代方案。


技术实现要素：

18.本发明提供一种飞行器结构，包括：
19.机身；
20.第一前机翼和第二前机翼，安装到机身的相对侧和/或从机身的相对侧延伸，
21.连续的后翼展，限定第一后机翼和第二后机翼以及中心静止连接部分，
22.第一机翼连接构件，在第一前机翼与第一后机翼之间延伸，
23.第二机翼连接构件，在第二前机翼与第二后机翼之间延伸，
24.其中，后翼展由居中定位的v型尾部接合部支撑，该v型尾部接合部由第一成角度倾斜的臂和第二成角度倾斜的臂限定，
25.均具有旋翼的第一电动马达和第二电动马达被安装到每个机翼，每个旋翼在用于竖直飞行的第一配置与用于向前飞行的第二配置之间枢转。
26.第一成角度倾斜的臂和第二成角度倾斜的臂中的每个优选地具有固定到机身的近端和固定到后翼展的远端。
27.第一成角度倾斜的臂和第二成角度倾斜的臂中的每个优选地具有固定到共同的后机翼支撑件的近端和固定到后翼展的远端，后机翼支撑件固定到机身。
28.翼展比优选在大约0.088至0.105的范围内，该翼展比被定义为以下的比：
[0029][0030]
第一成角度倾斜的臂和第二成角度倾斜的臂优选地安装到机身的后隔离壁，并且尾椎安装到后隔离壁，尾椎覆盖每个臂的至少最下部。
[0031]
每个臂优选地具有位于尾椎内的近侧安装部分和在尾椎上方延伸的远侧暴露部分。
[0032]
远侧暴露部分优选地具有位于前缘上的气动整流罩。
[0033]
气动屏蔽件优选地位于每个臂的远侧暴露部分向上延伸得超过机身的接合部处。
附图说明
[0034]
现在将参照附图通过特定示例来描述本发明的优选实施例，其中：
[0035]
图1是根据本发明的飞行器的前立体图；
[0036]
图2是图1的飞行器的前视图；
[0037]
图3是示出v型尾部组件与机身之间的相交部的局部立体细节图；
[0038]
图4是根据一个实施例的飞行器的主要气动部件的分解示意图；
[0039]
图5是示出根据另一实施例的v型尾部的后视图；
[0040]
图6是示出图5的v型尾部的后立体图；
[0041]
图7描绘了附接有尾椎的图5和图6的v型尾部；以及
[0042]
图8是尾部的剖视图。
具体实施方式
[0043]
公开了一种竖直起降(vtol)盒式机翼飞行器10。然而，应该理解，本发明可以应用于常规的盒式机翼飞行器，或其它类型的飞行器结构。
[0044]
在优选实施例中，如附图所描绘的，飞行器10具有两对机翼。即，前机翼20、22和后机翼30、32。前机翼20、22中的每个附接到机身24的横向相对的区域，或者可替代地延伸通过机身24，以限定单个前翼展。后机翼30、32由连续延伸的翼展34限定，该翼展通过两个臂附接到机身24，如将描述的。
[0045]
在附图所示的实施例中，飞行器10被描绘为单座或双座飞行器10。然而，也可以设想更大的多人实施例。飞行器10可以由飞行员从内部控制，或者可替代地，它可以被远程控制。
[0046]
在附图所描绘的实施例中，前机翼20、22和后机翼30、32的远侧部分与机翼连接构件或腹板42连接，使得这两对机翼20、22、30、32限定盒式机翼或闭合机翼结构。
[0047]
机翼连接构件42可用于储存电池、燃料箱、氢罐或甚至货舱。通过将诸如电池等质量(mass，质量物，重物)定位在机翼连接构件42处，质量放置是最佳的，并且可以提高颤振稳定性并提高颤振速度。
[0048]
燃料/能量/货物储存在连接构件42中提供了以下优点：
[0049]
·
对其它飞行器结构的最小复杂度的配置变化；
[0050]
·
电池技术改进或包括氢的其它能源的简单实施；
[0051]
·
包括电池热交换的其它运行优点；
[0052]
·
由于与机翼表面和客舱分离而提高的安全性；
[0053]
·
由于(翼梢上的)冗余电池储存区域之间的大间隔而提高的损坏容限。
[0054]
另外，将电池放置在翼梢连接构件42中允许针对气动效率来优化机翼，这与体积效率(如果电池被储存在机翼内)相反。
[0055]
在另一实施例中(未示出)，前机翼20、22和后机翼30、32可以是利用系杆或支柱连接的支柱支撑的机翼。支柱支撑的机翼通常比常规的悬臂式机翼更轻。
[0056]
虽然本文所述的飞行器10是盒式机翼或支柱支撑的飞行器10，但是本领域技术人员应该理解，飞行器10可以是常规的悬臂式机翼飞行器，其中前机翼20、22和后机翼30、32是分开的并且不互连。
[0057]
参照附图，前机翼20、22和后机翼30、32竖直地分开，使得前机翼20、22竖直地定位在后机翼30、32下方。竖直间隔至少等于且优选地大于旋翼中之一的直径，使得由前旋翼和后旋翼扫掠的直径不竖直重叠。在一个实施例中，后机翼隔开多于一个旋翼半径，以确保与连接构件42的间隙。在降噪是明确目标的实施例中，竖直间隔使得位于后机翼30、32上的旋翼70不穿过位于前机翼20、22上的旋翼70的尾流。这意味着机翼竖直间隔至少等于一个旋翼直径。
[0058]
优选地，在每个机翼上具有两个旋翼70，因此有四个旋翼沿着组合的前翼展(wingspan)定位，以及有四个旋翼70沿着整个后翼展定位。每个旋翼70在大体上竖直轴线起飞/着陆配置与大体上水平轴线向前飞行配置之间枢转。
[0059]
前机翼20、22和后机翼30、32中的每者都具有固定的前缘25、35。前缘25、35具有呈翼型的一部分的形式的弯曲轮廓。前缘25、35相对于机身24不旋转或以其它方式移动。
[0060]
后机翼30、32由在机身上方连续延伸的连续翼展限定。
[0061]
(vtol)盒式机翼飞行器10利用盒式机翼设计来减小翼梢涡流的影响。此外：
[0062]
它使用安装在翼梢处(或附近)的旋翼70来主动抑制翼梢涡流的产生，以改善盒式机翼的自然气动影响。
[0063]
它在盒式机翼的后部处使用竖直气动部段来增加方向稳定性。
[0064]
在每个固定的前缘25、35的尾侧上，前机翼20、22和/或后机翼30、32具有枢转安装的副翼或控制表面50。每个控制表面50在用于起降的大体上竖直配置与用于向前飞行的大体上水平配置之间枢转(如图1和图2所描绘的)。
[0065]
在优选实施例中，控制表面50是单个表面，其沿着前机翼20、22的整个长度(或至少大部分长度)连续地延伸。可替代地，每个机翼20、22、30、32可以具有一个或多个独立枢转的控制表面50，使得控制表面50能够独立于其它控制表面50围绕前缘25、35枢转。例如，后翼展34具有两个控制表面50。
[0066]
在优选实施例中，每个后机翼30、32具有单个控制表面50，并且位于机身上方的两个机翼30、32之间的中心区域是固定的。
[0067]
竖直起降(vtol)飞行器10包括多个电动马达60。每个马达60具有螺旋桨或旋翼70。每个马达60的本体部分62安装得邻近于可移动的控制表面50的上表面或下表面(如所描绘的)，通常在固定的前缘25、35的前面。对于水平飞行模式和竖直飞行模式两者，控制表面50能够旋转通过大约80度到100度之间的范围，优选地大约90度。
[0068]
马达60可以充分地安装在固定的前缘25、35的前方，使得旋翼叶片可向后折叠并且保持避开机翼结构。然而，优选实施例使用具有可变节距机构的非折叠式旋翼70。还可以使用固定节距叶片。
[0069]
对于马达60和控制表面50存在两种可能的安装布置：
[0070]
a)每个马达60可以可枢转地连接到固定的前缘25、35中的一个，并且控制表面50固定到马达60的本体部分62；或
[0071]
b)控制表面50可以可枢转地连接到固定的前缘25、35中的一个，并且控制表面固定到马达60的本体部分62。
[0072]
电动马达60均围绕具有控制表面50的前缘25、35在第一位置与第二位置之间枢转，在第一位置中每个马达60的旋翼具有大体上竖直的旋转轴线，在第二位置中每个马达60的每个旋翼具有大体上水平的旋转轴线。
[0073]
所有旋翼70均是可移动的和不固定的，意味着它们能在用于起降的大体上竖直的旋转轴线与用于向前飞行的大体上水平的旋转轴线之间移动。这样，在巡航运行模式期间，不存在冗余的固定旋翼。
[0074]
因此，(vtol)盒式机翼飞行器10不具有任何在巡航飞行中不被使用的外部特征(诸如冗余的旋翼)，该外部特征产生不必要的拖曳。这样，(vtol)盒式机翼飞行器10在向前飞行中以其最气动的配置运行。
[0075]
每个机翼表面上的旋翼70相对于彼此是非平面的，使得马达的旋转轴线成角度地偏移。这样，相邻马达的旋转轴线不平行，使得机翼可以使用差别推力倾斜。
[0076]
这减小了倾斜机翼致动器所需的净转矩。这还通过在倾斜机翼机构上产生力矩来辅助机翼的倾斜，并为倾斜机翼运行提供额外的冗余层。
[0077]
(vtol)盒式机翼飞行器10使用并最大化了吹动升力现象，由此：
[0078]
来自旋翼的推力增强了来自机翼的升力系数，并且
[0079]
分开式倾斜机翼配置使机翼在高迎角(angles of attack，攻角)时的升力系数最大化。
[0080]
在整个竖直和向前飞行中，(vtol)盒式机翼飞行器10以三重冗余运行。它在具有多个旋翼故障的情况下可以在向前飞行中运行，因为它通常使用8个(8x)旋翼用于推力和飞行控制。
[0081]
飞行器10具有用于安装后翼展34的v型尾部布置。特别地，后翼展34的中心静止构件36利用两个相对于彼此成角度地分离的臂100、110安装到机身24。v型尾部布置通过增加刚度并由此增加颤振点来改善飞行器10的气动弹性性能，以使飞行器10能够在更高的飞行速度下安全地运行。这两个臂100、110中的每个除了用于将后翼展34竖直支撑在机身24上方之外，还提供一定程度的对角支撑。
[0082]
飞行器10利用附接到连续的全翼展后机翼结构的v型尾部。v型尾部设计(具有连续的全翼展机翼结构)提高了气动弹性性能，使得飞行器10能够以更高的巡航速度运行。
[0083]
臂100、110优选地以大约19度到大约26度的角度相对于彼此成角度地分离。
[0084]
最佳几何形状允许臂100、110与后翼展34之间的接合部处的刚度的固有增加，最终延迟盒式机翼飞行器中颤振的发生。使用几何形状将颤振的发生延迟到更高的速度允许更轻的飞行器和更快的巡航速度。
[0085]
潜在的修改或改进可能涉及额外的几何灵敏度分析，这些分析可能影响与其颤振速度有关的盒式机翼飞行器的刚度。一种这样的分析可包括高度与翼展比的分析或机翼掠角(wing sweep angle)的分析。类似的几何分析可以应用于其它飞行器配置。
[0086]
本发明的其它可能的开发可在盒式机翼飞行器的未来设计过程中包括这种类型的分析，其具有方法的一组流程图。
[0087]
如图1所示，后翼展34包括位于这两个后机翼30、32之间的居中定位的静止构件36。静止构件36具有翼型的横截面轮廓，但是翼型的尾侧区域不能移动。
[0088]
飞行器10的后翼展34在静止构件36的下侧处附接到v型尾部臂100、110的尖端。
[0089]
臂100、110中的每个可以独立地利用紧固件固定、粘接或焊接到机身24的后隔离壁上，或者用一种或多种紧固技术的组合来固定。可替代地，臂100、110可以固定到机身24的另一部分。
[0090]
在替代实施例中，这两个臂100、110一体地形成或彼此固定以限定单个后机翼支撑件120，其由叉骨形(wish-bone)或y形部件限定，具有单个安装点(或一组安装点)以将后机翼支撑件120固定到机身24。
[0091]
尾椎140固定到机身24的后部，使得臂100、110在尾椎140与机身24之间的界面之间从机身24的上部延伸。
[0092]
臂100、110可以基于一组可能的允许更大的气动弹性刚度的翼展比(v型尾部中的每个臂100、110的远端之间的距离与后翼展34的长度之比)固定到静止构件36。
[0093]
飞行器10可用于任何盒式机翼飞行器，包括常规的和竖直起降装置。它包括具有v型尾部尾翼的盒式机翼配置，其允许飞行器的后翼展34升高到机身23上方。
[0094]
使用v型尾部配置为后翼展34增加的额外刚度，申请人执行了灵敏度分析，以确定v型尾部角度对系统刚度以及因此对颤振速度的几何影响。假设后翼展34和v型尾部臂100、110之间为固定连接。分析了多种v型尾部翼展比，显示出提供最大颤振速度的0.088至0.105的最佳范围。对于大于0.105的v型尾部翼展比，颤振速度急剧减小。下面的图示出了分析的全部结果。
[0095][0096]
存在这些大幅度下降的原因主要是由于颤振模式的变化。这是由于几何形状的变化轻微地改变了结构的基本正常模式的形状、频率和阻尼。
[0097]
该飞行器10利用v型尾部的几何形状来提高飞行器的气动弹性性能。
[0098]
在图4的实施例中，v型尾部臂100、110可以在近侧、下端处接合。可替代地，臂100、110可以单独形成，但定位成在近端处邻接或接近于邻接。
[0099]
在图5至图7所示的替代实施例中，臂100、110一起提供y形尾部支撑，并且臂100、110均由近侧安装部分115和远侧暴露部分125限定。安装部分115被配置为安装至机身24的后隔离壁。这两个安装部分115大体上彼此平行地延伸并且彼此邻接地定位。这样，除了固定到后隔离壁以获得额外的刚性之外，这两个安装部分115还可以彼此固定。
[0100]
每个臂100、110的远侧暴露部分125在尾椎140上方延伸，并且在飞行期间暴露于气流。远侧暴露部分125具有位于前缘上的气动整流罩150，如图3所示。远侧暴露部分125的最上部安装至后翼展34。
[0101]
再次参照图3，气动屏蔽件160位于每个臂100、110的远侧暴露部分125延伸得超过机身24的接合部处。屏蔽件160可以紧固、粘接、紧固和粘接的组合或者以其它方式固定到机身24。
[0102]
每个臂100、110的远侧暴露部分125可以如图3所示逐渐变细(taper，渐缩)，使得粗度(如沿向前飞行的方向所测量的)在与后翼展34的交界附近最窄。可替代地，每个臂100、110的远侧暴露部分125可以是非逐渐变细的，并且具有大体上均匀的粗度。
[0103]
当从尖端朝向机身24移动时，从上方看右侧臂100的横截面略微顺时针旋转。换句话说，轮廓与跟机翼的接合部处的流动(flow，气流)对准，并且尾侧边缘朝向机身24内侧旋
转。以类似的方式，当从尖端朝向机身24移动时，从上方看左侧臂110的横截面略微逆时针旋转。
[0104]
有利地，飞行器10的臂100、110确保v型尾部角度提供对抗颤振不稳定性的有效刚度量。
[0105]
尽管已经参考具体示例描述了本发明，但是本领域技术人员应该理解，本发明可以以许多其它形式实施。

技术特征：
1.一种飞行器结构，包括：机身；第一前机翼和第二前机翼，安装到所述机身的相对侧和/或从所述机身的相对侧延伸，连续的后翼展，限定第一后机翼和第二后机翼以及中心静止连接部分，第一机翼连接构件，在所述第一前机翼与所述第一后机翼之间延伸，第二机翼连接构件，在所述第二前机翼与所述第二后机翼之间延伸，其中，所述后翼展由居中定位的v型尾部接合部支撑，所述v型尾部接合部由第一成角度倾斜的臂和第二成角度倾斜的臂限定，第一电动马达和第二电动马达，均具有旋翼，被安装到每个机翼，每个旋翼在用于竖直飞行的第一配置与用于向前飞行的第二配置之间枢转。2.根据权利要求1所述的飞行器结构，其中，所述第一成角度倾斜的臂和所述第二成角度倾斜的臂中的每个具有固定到所述机身的近端和固定到所述后翼展的所述中心静止连接部分的远端。3.根据权利要求1所述的飞行器结构，其中，所述第一成角度倾斜的臂和所述第二成角度倾斜的臂中的每个具有固定到共同的后机翼支撑件的近端和固定到所述后翼展的远端，所述后机翼支撑件固定到所述机身。4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器结构，其中，翼展比被定义为以下的比：所述翼展比在大约0.088至0.105的范围内。5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器结构，其中，所述第一成角度倾斜的臂和所述第二成角度倾斜的臂以大约19度至26度的角度相对于彼此成角度地偏移。6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器结构，其中，每个机翼具有固定的前缘和枢转的尾侧控制表面。7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器结构，其中，所述第一成角度倾斜的臂和所述第二成角度倾斜的臂安装到所述机身的后隔离壁，并且尾椎安装到所述后隔离壁，所述尾椎至少覆盖每个臂的最下部。8.根据权利要求7所述的飞行器结构，其中，每个臂具有位于所述尾椎内的近侧安装部分和在所述尾椎上方延伸的远侧暴露部分。9.根据权利要求8所述的飞行器结构，其中，所述远侧暴露部分具有位于前缘上的气动整流罩。10.根据权利要求9所述的飞行器结构，其中，气动屏蔽件定位于每个臂的所述远侧暴露部分向上延伸超过所述机身的接合部处。

技术总结
一种飞行器结构(10)，包括：机身(24)；第一前机翼和第二前机翼(20、22)，安装到所述机身(24)的相对侧和/或从所述机身的相对侧延伸；连续的后翼展(34)，限定第一后机翼和第二后机翼(30、32)以及中心静止连接部分(36)；第一机翼连接构件(42)，在第一前机翼(20)与第一后机翼(30)之间延伸；第二机翼连接构件(42)，在第二前机翼(22)与第二后机翼(32)之间延伸；其中，后翼展(34)由居中定位的V型尾部接合部支撑，所述V型尾部接合部由第一成角度倾斜的臂和第二成角度倾斜的臂(100、110)限定；各自具有旋翼的第一电动马达和第二电动马达被安装到每个机翼(20、22、30、32)，每个旋翼在用于竖直飞行的第一配置与用于向前飞行的第二配置之间枢转。之间枢转。之间枢转。


技术研发人员：A
受保护的技术使用者：艾姆索创新私人有限公司
技术研发日：2021.09.17
技术公布日：2023/5/31