【技术领域】
本发明属于飞行器设计技术领域，具体涉及一种双机身垂直起降飞行器。
背景技术：
垂直起降固定翼飞行器技术由来已久，目前比较常见的是4+1的复合式或4(2+2)倾转式。此外还有尾座式或3(2+1)倾转式等应用较少的类型。
由于固定翼飞行器纵向重心位置通常在机翼处，考虑到垂直起降状态动力中心需要和重心重合，目前垂直起降飞行器使用的垂起动力基本都是4轴动力(4轴4桨或4轴8桨)，但是该结构因为单轴拉力的限制，飞行器总的起飞重量受到限制。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种双机身垂直起降飞行器；所述双机身垂直起降飞行器能够提升现有飞行器的起飞重量上限。
为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：
一种双机身垂直起降飞行器，包括轴线平行的左机身和右机身，两个机身的结构和尺寸相同；两个机身的前部分通过前翼固定连接，两个机身的后部分通过后翼固定连接，前翼和后翼的中间位置均设置在双机身垂直起降飞行器的竖直中心线上，所述后翼的长度长于前翼；每一个机身上设置有三个动力轴，每一个动力轴上设置有螺旋桨，两个机身上动力轴的设置位置相对于双机身垂直起降飞行器的竖直中心线对称。
本发明的进一步改进在于：
优选的，右机身上的动力轴包括分别设置在右机身前端的第一动力轴、在中间位置的第三动力轴和在后端的第五动力轴；左机身上的动力轴包括分别设置在左机身前端的第二动力轴、在中间位置的第四动力轴和在后端的第六动力轴。
优选的，每一个动力轴设置有一个动力输入端，一个或两个动力输出端；每一个动力轴的动力输入端连接至发动机的动力输出端，发动机设置在左机身或右机身内；每一个动力轴的动力输出端上固定设置有m个螺旋桨。
优选的，对于第三动力轴和第四动力轴，当动力输出端为一个且m为1时，螺旋桨在左机身或右机身的上方；当动力输出端为两个且m为1时，螺旋桨设置在左机身或右机身的上方和下方。
优选的，对于第一动力轴和第二动力轴，当动力输出端为一个且m为1时，螺旋桨在左机身或右机身的前方或上方；当动力输出端为两个且m为1时，螺旋桨在左机身或右机身的上方和下方；
对于第五动力轴和第六动力轴，当动力输出端为一个且m为1时，螺旋桨在左机身或右机身的后方或上方；当动力输出端为两个且m为1时，螺旋桨设置在左机身或右机身的上方和下方。
优选的，所述发动机为电机、活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机。
优选的，所述电机以纯电力或油电混合作为其动力源；所述活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机的动力源均为纯油动。
优选的，所述后翼包括一体连接的左后翼、中后翼和右后翼，左后翼和中后翼的连接处和左机身固定连接，中后翼和右后翼的连接处和右机身固定连接；左后翼和右后翼相对于双机身垂直起降飞行器的竖直中心线对称。
优选的，左后翼的外端部和右后翼的外端部各自固定设置有一个垂尾，每一个垂尾上转动连接有一个方向舵。
优选的，左后翼的后侧和右后翼的后侧各自转动连接有一个副翼；前翼的后侧转动连接有升降舵；
以两个机身的底面为基准，所述前翼的高度低于后翼的高度。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明公开了一种双机身垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器不同于现有的垂直起降飞行器，设置有六个动力轴，提升了飞行器可承载的起飞重量，为了保证全机的气动中心在动力轴的中心位置，该飞行器设置有前翼和后翼，使得整个飞行器的气动中心在前翼和后翼之间，满足了垂直起降飞行器的气动中心和重心重合的控制要求；六个动力轴分别设置在两个机身上，机身将前翼和后翼连接起来，使前翼的端部绕流沿机身流动到后翼，为后翼气流提供额外的速度，从而起到减小前翼阻力增大后翼升力的作用；两个机身上动力轴的安装位置对称设置，能够为整个双机身垂直起降飞行器提供均匀的动力。
进一步的，每一个机身上的动力轴分别设置在前端、中间位置和后端，使得动力轴能够均匀的为双机身垂直起降飞行器提供动力，且两个第三动力轴和第四动力轴分别在机身的中间，能够保证垂直起降飞行器的气动中心在第三动力轴和第四动力轴连线的中心线处，同时在六个动力轴连线的中心处。
进一步的，动力轴由发动机提供动力，动力轴的动力输出端能够根据情况设置为一个或两个，每一个动力输出端上也能够根据需求设置有多个螺旋桨。
进一步的，对于不同的动力轴，其螺旋桨能够设置在不同的方位，以适用于不同的情况。
进一步的，发动机能够选用常用的飞行器发动机，发动机的动力源也设置有多种选择。
进一步的，因为后翼的长度长于前翼，因此后翼被两个机身划分为不同部分，且左右的两部分为对称设置，使得飞行器能够保持平衡。
进一步的，后翼的两端分别设置有一个垂尾，使得飞行器能够平稳的飞行，垂尾上设置的方向舵，用于飞行器调整飞行方向。
进一步的，前翼的升降舵和后翼上的副翼配合，用于精确的控制飞行器的俯仰运动；前翼的高度低于后翼的高度，使得前翼尾流可以对后翼形成有利干扰。
【附图说明】
图1为本发明的一种双机身垂直起降飞行器的系统结构示意图；
其中：1-前翼；2-中后翼；3-右后翼；4-左后翼；5-右垂尾；6-左垂尾；7-右机身；8-左机身；9-升降舵；10-右副翼；11-左副翼；12-右方向舵；13-左方向舵；14-第一动力轴；15-第二动力轴；16-第三动力轴；17-第四动力轴；18-第五动力轴；19-第六动力轴；20-倾转机构；21-后翼。
【具体实施方式】
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
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；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；此外，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；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。
设定前翼1的前方为整个飞行器的前方，后翼21的后方为整个飞行器的后方；沿着从后翼21向前翼1的方向，飞行器的左侧设定为飞行器的左方向，飞行器的右侧设定为飞行器的右方向；以下的左右描述均以此为标准。
参见图1，本发明公开了一种双机身垂直起降飞行器；该飞行器包括两个轴线平行且结构和尺寸均相同的机身，分别为左机身8和右机身7；两个机身的前部分通过前翼1固定连接，两个机身的后部分通过后翼21固定连接；两个机身分别在前翼1的两个端部，后翼21被两个机身划分为一体连接的三部分，从左到右分别为左后翼4、中后翼2和右后翼3，左机身8在左后翼4和中后翼2之间，右机身7在中后翼2和右后翼3之间。
前翼1的后侧固定设置有升降舵9，所述升降舵9的一端通过旋转轴和前翼1转动连接，使得升降舵9能够上下偏转，进而控制飞行器的俯仰运动；后翼21中的左后翼4的外端部固定设置有左垂尾6，左垂尾6垂直于后翼21，左垂尾6上设置有左方向舵13，左方向舵13的内端面和左垂尾6通过竖直转动轴转动连接，所述竖直转动轴垂直于后翼21，使得左方向舵13能够围绕竖直转动轴相对于左方向舵13进行转动；左后翼4的后侧设置有左副翼11，左副翼11的内端面通过转动轴和左后翼4转动连接，使得左副翼11的外侧能够相对于后翼21上下偏转。
后翼21中的右后翼3的外端部固定设置有右垂尾5，右垂尾5垂直于后翼21，右垂尾5上固定设置有右方向舵12，右方向舵12的内端面和右垂尾5通过竖直转动轴转动连接，所述竖直转动轴垂直于后翼21，使得右方向舵12能够围绕竖直转动轴相对于右方向舵12进行转动；右后翼3的后侧设置有右副翼10，右副翼10的内端面通过转动轴和右后翼3转动连接，使得右副翼10的外侧能够相对于后翼21上下偏转。
所述左方向舵13和右方向舵12通过转动实现飞行器的转向，左副翼11和右副翼10配合升降舵9控制飞行器的俯仰运动。
后翼21的翼展长度长于前翼1的翼展长度，左机身8和右机身7将前翼1的两端和后翼21连接起来，使前翼1两端部绕流沿机身流动到后翼21，为后翼21的上表面气流提供额外的速度，从而起到减小前翼1阻力，增大后翼21升力的作用；前翼1的设置高度能够高于后翼21，也能够低于后翼21，优选为前翼1的高度低于后翼21，通过调整前翼1的安装角和形状，使得前翼1尾流可以对后翼21形成有利干扰。
左机身8和右机身7上均设置有动力轴，每一个机身上设置有三个动力轴，因此该垂直起降飞行器共设置有6个动力轴，分别为第一动力轴14、第二动力轴15、第三动力轴16、第四动力轴17、第五动力轴18和第六动力轴19；其中，第一动力轴14、第三动力轴16和第五动力轴18均固定设置在右机身7上，第二动力轴15、第四动力轴17和第六动力轴19均固定设置在左机身8上，第一动力轴14和第二动力轴15均设置在机身的前端，且二者相对于整个垂直飞行器的竖向中心线对称，第三动力轴16和第四动力轴17均设置在机身的中间位置，且二者相对于整个垂直飞行器的竖向中心线对称，第五动力轴18和第六动力轴19均设置在机身的后端，且二者相对于整个垂直飞行器的竖向中心线对称；所述动力轴设置有动力输入端和输出端，动力输入端和发动机连接，动力输出端连接有螺旋桨；发动机安装在左机身8或右机身7的内部，所述发动机的数量无限制，可以六个动力输入轴使用一个，也可以六个动力输入轴各自设置和一个发动机的动力输出端连接，也可以在右机身7内设置一个发动机，用于同时为第一动力轴14、第三动力轴16和第五动力轴18提供动力，在左机身8内设置一个发动机，用于同时为第二动力轴15、第四动力轴17和第六动力轴19提供动力。所述发动机能够为电机、活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机；相对应的当发动机为电机时，其动力源为纯电力或油电混合，油电混合为将油动转换为电动；当动力轴为活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机，其动力源为纯油动。
六个动力轴，每一个动力轴能够设置两个动力输出端或一个动力输出端，每一个动力输出端上固定设置有m个螺旋桨，因此任意一个动力轴中可包括2m个螺旋桨，m为≥1的自然数；优选的m为1，即一个动力输出端上设置有一个螺旋桨；当一个动力输出端上设置有m个螺旋桨时，相邻螺旋桨之间的距离≥螺旋桨的直径×1.1；对于第三动力轴16和第四动力轴17，当螺旋桨为1个时，螺旋桨在机身的上部，当螺旋桨为2个时，一个螺旋桨在机身的上部，一个螺旋桨在机身的下部；对于第一动力轴14和第二动力轴15，当螺旋桨为1个时，螺旋桨能够在机身的上部，也能够在机身的前端，当螺旋桨为2个时，一个螺旋桨在机身的上部，一个螺旋桨在机身的下部；对于第五动力轴18和第六动力轴19，当螺旋桨为1个时，螺旋桨能够在机身的上部，也能够在机身的后端，当螺旋桨为2个时，一个螺旋桨在机身的上部，一个螺旋桨在机身的下部。第一动力轴14通过倾转机构20和右机身7的前端连接、第二动力轴15通过倾转机构20和左机身8的前端连接、第五动力轴18通过倾转机构20和右机身7的后端连接，第六动力轴19通过倾转机构20和左机身8的后端连接，倾转机构20设置有传动杆和发动机的动力输出轴连接实现动力轴方向的旋转。
上述不同的螺旋桨设置方式，对应不同的形式。
如4+2倾转式，为第一动力轴14和第二动力轴15上的螺旋桨在机身的前方，其余的四个螺旋桨在机身的上方，起降阶段第一动力轴14和第二动力轴15上的螺旋桨倾转至朝上，所有螺旋桨同时工作，巡航阶段第一动力轴41和第二动力轴15上的螺旋桨倾转至朝前，只有第一动力轴1和第二动力轴2上的螺旋桨工作，其余螺旋桨不工作；或者是第五动力轴18和第六动力轴19的螺旋桨在机身的后方，其余的四个螺旋桨在机身的上方，起降阶段第五动力轴18和第六动力轴19上的螺旋桨转至朝上，所有螺旋桨同时工作，巡航阶段第五动力轴18和第六动力轴19上的螺旋桨倾转至朝后，只有第五动力轴18和第六动力轴19上的螺旋桨工作，其余螺旋桨不工作
如2+4倾转式，为第一动力轴14和第二动力轴15上的螺旋桨在机身的前方，第五动力轴18和第六动力轴19的螺旋桨在机身的后方，第三动力轴16和第四动力轴17的螺旋桨在机身的上方。起降阶段第一动力轴14、第二动力轴15、第五动力轴18和第六动力轴19的螺旋桨转至朝上，所有螺旋桨同时工作，巡航阶段第一动力轴14和第二动力轴15上的螺旋桨倾转至朝前，第五动力轴18和第六动力轴19上的螺旋桨倾转至朝后，只有第一动力轴14、第二动力轴15、第五动力轴18和第六动力轴19上的螺旋桨工作，其余螺旋桨不工作。
本发明的双机身垂直起降飞行器适用于无人机，也适用于有人驾驶的情况。
该飞行器采用前后双翼布局，且前翼1的翼展长度小于后翼21的长度，通过调整前翼1的面积、尺寸和形状，使得全机气动中心位置在六轴的中心处，或者说在第三动力轴16和第四动力轴17的连线中心处，满足垂直起降飞行器重心和气动中心重合的控制要求，该气动中心在前后机翼之间，使得飞行器的纵向位置的重心不再在机翼上。本发明使用机身将前后翼连接，机身提供了动力安装位置。
对于常规的机翼，上表面压力小，下表面压力大，使得飞行过程中机翼下表面的气流易绕过机翼端部的翼尖到上表面，减少了机翼上表面和下表面的压力差，减少了垂直飞行器上升的压力；本发明采用双机身设计，机身对前翼形成端板效应，使得下表面的气流无法到达上表面，进而增大了前翼的升力，减小了前翼阻力。各轴动力直接安装在机身上，不需要额外的连杆或机臂，同时也减小了动力系统线缆长度。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，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：
1.一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，包括轴线平行的左机身(8)和右机身(7)，两个机身的结构和尺寸相同；两个机身的前部分通过前翼(1)固定连接，两个机身的后部分通过后翼(21)固定连接，前翼(1)和后翼(21)的中间位置均设置在双机身垂直起降飞行器的竖直中心线上，所述后翼(21)的长度长于前翼(1)；每一个机身上设置有三个动力轴，每一个动力轴上设置有螺旋桨，两个机身上动力轴的设置位置相对于双机身垂直起降飞行器的竖直中心线对称。
2.根据权利要求1所述的一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，右机身(7)上的动力轴包括分别设置在右机身(7)前端的第一动力轴(14)、在中间位置的第三动力轴(16)和在后端的第五动力轴(18)；左机身(8)上的动力轴包括分别设置在左机身(8)前端的第二动力轴(15)、在中间位置的第四动力轴(17)和在后端的第六动力轴(19)。
3.根据权利要求2所述的一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，每一个动力轴设置有一个动力输入端，一个或两个动力输出端；每一个动力轴的动力输入端连接至发动机的动力输出端，发动机设置在左机身(8)或右机身(7)内；每一个动力轴的动力输出端上固定设置有m个螺旋桨。
4.根据权利要求3所述的一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，对于第三动力轴(16)和第四动力轴(17)，当动力输出端为一个且m为1时，螺旋桨在左机身(8)或右机身(7)的上方；当动力输出端为两个且m为1时，螺旋桨设置在左机身(8)或右机身(7)的上方和下方。
5.根据权利要求3所述的一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，对于第一动力轴(14)和第二动力轴(15)，当动力输出端为一个且m为1时，螺旋桨在左机身(8)或右机身(7)的前方或上方；当动力输出端为两个且m为1时，螺旋桨在左机身(8)或右机身(7)的上方和下方；
对于第五动力轴(18)和第六动力轴(19)，当动力输出端为一个且m为1时，螺旋桨在左机身(8)或右机身(7)的后方或上方；当动力输出端为两个且m为1时，螺旋桨设置在左机身(8)或右机身(7)的上方和下方。
6.根据权利要求3所述的一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，所述发动机为电机、活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机。
7.根据权利要求6所述的一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，所述电机以纯电力或油电混合作为其动力源；所述活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机的动力源均为纯油动。
8.根据权利要求1-7任意一项所述的双机身垂直起降飞行器，其特征在于，所述后翼(21)包括一体连接的左后翼(4)、中后翼(2)和右后翼(3)，左后翼(4)和中后翼(2)的连接处和左机身(8)固定连接，中后翼(2)和右后翼(3)的连接处和右机身(7)固定连接；左后翼(4)和右后翼(3)相对于双机身垂直起降飞行器的竖直中心线对称。
9.根据权利要求8所述的一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，左后翼(4)的外端部和右后翼(3)的外端部各自固定设置有一个垂尾，每一个垂尾上转动连接有一个方向舵。
10.根据权利要求8所述的一种双机身垂直起降飞行器，其特征在于，左后翼(4)的后侧和右后翼(3)的后侧各自转动连接有一个副翼；前翼(1)的后侧转动连接有升降舵(9)；
以两个机身的底面为基准，所述前翼(1)的高度低于后翼(21)的高度。
技术总结
本发明公开了一种双机身垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器不同于现有的垂直起降飞行器，设置有六个动力轴，提升了飞行器可承载的起飞重量，为了保证全机的气动中心在动力轴的中心位置，该飞行器设置有前翼和后翼，使得整个飞行器的气动中心在前翼和后翼之间，满足了垂直起降飞行器的气动中心和重心重合的控制要求；六个动力轴分别设置在两个机身上，机身将前翼和后翼连接起来，使前翼的端部绕流沿机身流动到后翼，为后翼气流提供额外的速度，从而起到减小前翼阻力增大后翼升力的作用；两个机身上动力轴的安装位置对称设置，能够为整个双机身垂直起降飞行器提供均匀的动力。
技术研发人员：李韶飞
受保护的技术使用者：西安因诺航空科技有限公司
技术研发日：.08.19
技术公布日：.11.15
