本發(fā)明涉及一種垂直起降飛行器，具體地說(shuō)，涉及一種可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器。

背景技術(shù)：

飛行器設(shè)計(jì)專(zhuān)家和研究人員一直在嘗試設(shè)計(jì)一種能夠短距離或垂直起降的飛行器。以解決固定翼飛行器受起降場(chǎng)地限制和傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)存在飛行速度慢、續(xù)航時(shí)間短的缺陷，以及現(xiàn)有尾坐式垂直起降固定翼無(wú)人駕駛飛行器操縱效率低、抗風(fēng)性差的問(wèn)題。

目前在實(shí)際應(yīng)用中，無(wú)人飛行器一般分為固定翼飛行器與旋翼飛行器兩種類(lèi)型，常規(guī)的固定翼無(wú)人飛行器雖然具有速度快、航程遠(yuǎn)和巡航時(shí)間長(zhǎng)的特點(diǎn)，但起降距離長(zhǎng)，要求高質(zhì)量的跑道，起降受到地理環(huán)境的限制，無(wú)法進(jìn)行空中懸停，因而應(yīng)用受到限制；而旋翼無(wú)人飛行器可以在復(fù)雜狹小的場(chǎng)地垂直起降，不受起降場(chǎng)地的限制，但旋翼效率遠(yuǎn)不如固定翼飛機(jī)的機(jī)翼，功耗大，飛行阻力大，因而影響飛行速度以及續(xù)航時(shí)間。

隨著無(wú)人飛行器的廣泛應(yīng)用，對(duì)無(wú)人飛行器的起降性能和續(xù)航性能要求大幅提高，由于可垂直起降的固定翼飛行器兼有固定翼飛行器速度快、航程遠(yuǎn)、巡航時(shí)間長(zhǎng)的特點(diǎn)和旋翼飛行器可在山地、叢林、艦船甲板等復(fù)雜狹小區(qū)域進(jìn)行全地形起降的能力，因此，可垂直起降的固定翼無(wú)人飛行器已經(jīng)成為研究的熱點(diǎn)。

現(xiàn)有可垂直起降的固定翼無(wú)人飛行器包括傾轉(zhuǎn)動(dòng)力式和尾座式兩類(lèi)。傾轉(zhuǎn)動(dòng)力式垂直起降固定翼無(wú)人飛行器,通過(guò)傾轉(zhuǎn)旋翼或噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)使動(dòng)力實(shí)現(xiàn)從水平到垂直的相互轉(zhuǎn)換，動(dòng)力方向變?yōu)榇怪睍r(shí)通過(guò)克服重力進(jìn)行垂直起降和懸停，變?yōu)樗綍r(shí)通過(guò)克服空氣阻力進(jìn)行水平前飛。這種垂直起降方式的缺點(diǎn)是動(dòng)力傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)會(huì)增加結(jié)構(gòu)重量和復(fù)雜程度、降低可靠性。如美國(guó)的v-22“魚(yú)鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)控制難度大，頻繁發(fā)生飛行事故，機(jī)構(gòu)復(fù)雜且結(jié)構(gòu)重量大，降低了其飛行性能。

尾座式垂直起降固定翼無(wú)人飛行器的動(dòng)力方向固定，無(wú)需動(dòng)力傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，但現(xiàn)有的尾坐式垂直起降固定翼飛行器存在明顯缺陷。專(zhuān)利cn204822068u公開(kāi)了“一種尾坐式垂直起降飛行器”，該尾坐式垂直起降飛行器采用的技術(shù)方案是其飛行器本體包括主機(jī)身翼板，主機(jī)身翼板相對(duì)的兩側(cè)邊上各套接有機(jī)身翼板組件；主機(jī)身翼板的前部設(shè)置有兩個(gè)電機(jī)，每個(gè)電機(jī)通過(guò)驅(qū)動(dòng)軸連接一個(gè)螺旋槳，主機(jī)身翼板的尾部連接有兩組舵面組件。其不足之處是垂直起降與懸停階段，在螺旋槳滑流作用下，通過(guò)氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生操縱力矩，操縱效率低，抗風(fēng)性差。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了避免現(xiàn)有技術(shù)中尾坐式垂直起降固定翼無(wú)人機(jī)操縱效率低、抗風(fēng)性差的問(wèn)題，本發(fā)明提出一種可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器。

本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是:包括機(jī)身、機(jī)翼、垂直尾翼、動(dòng)力裝置,所述機(jī)身兩側(cè)設(shè)置有機(jī)翼，機(jī)身尾部的上方和下方分別設(shè)置有垂直尾翼，且上方垂直尾翼和下方垂直尾翼的中心線(xiàn)與機(jī)身軸線(xiàn)位于同一豎直平面內(nèi)，機(jī)翼翼尖部位和垂直尾翼翼尖部位分別設(shè)置有動(dòng)力裝置；機(jī)翼后緣安裝有升降副翼，垂直尾翼后緣安裝有方向舵；機(jī)翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖共同構(gòu)成四個(gè)支撐點(diǎn)，在飛行器起飛前和降落后狀態(tài)時(shí)，四個(gè)支撐點(diǎn)使飛行器豎直向上地停靠在地面；

所述動(dòng)力裝置為四組，四組動(dòng)力裝置均為變距螺旋槳，其中兩組動(dòng)力裝置對(duì)稱(chēng)安裝在機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼翼尖部位，且動(dòng)力裝置旋轉(zhuǎn)方向相同；另外兩組動(dòng)力裝置分別設(shè)置在上垂直尾翼和下垂直尾翼翼尖部位，上下垂直尾翼上的動(dòng)力裝置旋轉(zhuǎn)方向相同；機(jī)翼上的動(dòng)力裝置與垂直尾翼上的動(dòng)力裝置的旋轉(zhuǎn)方向相反，四組動(dòng)力裝置的轉(zhuǎn)軸分別與機(jī)身的軸線(xiàn)相平行。

所述機(jī)身內(nèi)安裝有蓄電池或內(nèi)燃機(jī)，蓄電池驅(qū)動(dòng)電機(jī)帶動(dòng)動(dòng)力裝置，或內(nèi)燃機(jī)通過(guò)機(jī)械傳動(dòng)驅(qū)動(dòng)動(dòng)力裝置。

可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器在垂直起降、懸停和低速飛行階段的特點(diǎn)是依靠動(dòng)力裝置一起工作來(lái)平衡飛行器重力，保持總拉力不變，通過(guò)增加下部垂直尾翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時(shí)減小上部垂直尾翼上螺旋槳轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速/槳距，使飛行器上仰，反之亦然；保持總拉力不變，增加左側(cè)機(jī)翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時(shí)減小右側(cè)機(jī)翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，可使飛行器向右滾轉(zhuǎn)，反之亦然；保持總拉力不變，增加左右機(jī)翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時(shí)減小上下垂直尾翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，如果左右機(jī)翼上螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針、上下垂直尾翼上螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?yàn)轫槙r(shí)針，使飛行器向右偏航，若螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向與此相反，則飛行器向左偏航，反之亦然。水平飛行階段的特點(diǎn)是依靠機(jī)翼產(chǎn)生的氣動(dòng)升力平衡重力，依靠動(dòng)力裝置產(chǎn)生的推進(jìn)力克服空氣阻力高速前飛，可進(jìn)行久航、遠(yuǎn)航飛行，機(jī)翼上的升降副翼進(jìn)行俯仰和滾轉(zhuǎn)控制，垂直尾翼上的方向舵進(jìn)行偏航控制。

有益效果

本發(fā)明提出的可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器，由機(jī)身、機(jī)翼、垂直尾翼和動(dòng)力裝置組成，機(jī)身兩側(cè)設(shè)置有機(jī)翼，機(jī)身尾部的上方和下方分別設(shè)置垂直尾翼，且上下方垂直尾翼的中心線(xiàn)與機(jī)身軸線(xiàn)位于同一豎直平面內(nèi)。機(jī)翼翼尖部位和垂直尾翼翼尖部位分別設(shè)置有動(dòng)力裝置，且動(dòng)力裝置的轉(zhuǎn)軸與機(jī)身的軸線(xiàn)平行。機(jī)翼后緣安裝有升降副翼，垂直尾翼后緣安裝有方向舵。機(jī)翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖共同構(gòu)成四個(gè)支撐點(diǎn)，在飛行器起飛前和降落后狀態(tài)時(shí)，四個(gè)支撐點(diǎn)使飛行器豎直向上地?？吭诘孛?。飛行器垂直起降響應(yīng)速度快，具有良好的操縱性。

可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器在起飛前和降落后狀態(tài)時(shí)，對(duì)起降場(chǎng)地的要求減小。飛行器采用四旋翼加變距螺旋槳，響應(yīng)速度更高，具有良好的穩(wěn)定性以及抗風(fēng)性能。

可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器在水平飛行過(guò)程中以固定翼方式飛行，能量消耗小，飛行速度快，續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)，并具有良好的操縱和穩(wěn)定性能。

附圖說(shuō)明

下面結(jié)合附圖和實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明一種可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。

圖1為本發(fā)明可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器豎直狀態(tài)示意圖。

圖中:

1.機(jī)身2.機(jī)翼3.垂直尾翼4.動(dòng)力裝置

具體實(shí)施方式

本實(shí)施例是一種可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器。

參閱圖1、圖2，本實(shí)例可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器，包括飛行狀態(tài)呈水平位置的機(jī)身1，機(jī)身1呈長(zhǎng)條流線(xiàn)型結(jié)構(gòu)，在機(jī)身1的兩側(cè)設(shè)置有機(jī)翼2，機(jī)翼2后緣安裝有升降副翼，在機(jī)身1尾部上方和下方設(shè)置有垂直尾翼3，且上方垂直尾翼3和下方垂直尾翼3的中心線(xiàn)與機(jī)身1軸線(xiàn)位于同一豎直平面內(nèi)，垂直尾翼3后緣安裝有方向舵。

機(jī)翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖共同構(gòu)成四個(gè)支撐點(diǎn)，或機(jī)翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖以及機(jī)身1尾端共同構(gòu)成五個(gè)支撐點(diǎn)，在停飛狀態(tài)時(shí)，四個(gè)或五個(gè)支撐點(diǎn)使飛行器豎直向上地?？吭诘孛?。通過(guò)四個(gè)或五個(gè)支撐點(diǎn)作為飛行器起降的支點(diǎn)，無(wú)需額外安裝起落架。在本實(shí)施例中，機(jī)翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖共同構(gòu)成四個(gè)支撐點(diǎn)。

在機(jī)翼2翼尖或機(jī)翼2上和垂直尾翼3翼尖分別設(shè)置有動(dòng)力裝置4，根據(jù)飛行器的重量可增加動(dòng)力裝置4的數(shù)量。

本實(shí)施例中，動(dòng)力裝置4為四組，四組動(dòng)力裝置4均為變距螺旋槳，其中兩組動(dòng)力裝置4對(duì)稱(chēng)安裝在機(jī)身1兩側(cè)機(jī)翼2翼尖部位，且動(dòng)力裝置4旋轉(zhuǎn)方向相同；另外兩組動(dòng)力裝置4分別設(shè)置在上垂直尾翼3和下垂直尾翼3翼尖部位，上3和下垂直尾翼3下垂直尾翼3上的動(dòng)力裝置4旋轉(zhuǎn)方向相同；機(jī)翼2上的動(dòng)力裝置4與垂直尾翼3上的動(dòng)力裝置4的旋轉(zhuǎn)方向相反，四組動(dòng)力裝置4的轉(zhuǎn)軸分別與機(jī)身1的軸線(xiàn)相平行。

機(jī)身1內(nèi)安裝有蓄電池或內(nèi)燃機(jī)，蓄電池驅(qū)動(dòng)電機(jī)帶動(dòng)動(dòng)力裝置，或內(nèi)燃機(jī)通過(guò)機(jī)械傳動(dòng)驅(qū)動(dòng)動(dòng)力裝置。

本實(shí)施例中，可垂直起降的尾座式四旋翼無(wú)尾布局飛行器各飛行狀態(tài)的控制方式如下:

地面?？侩A段:機(jī)翼2翼尖和垂直尾翼3翼尖共同構(gòu)成四個(gè)支撐點(diǎn)，使飛行器豎直向上?？吭诘孛妗?/p>

垂直起降、懸停和低速飛行階段:是依靠動(dòng)力裝置4一起工作來(lái)平衡飛行器重力，保持總拉力不變，通過(guò)增加下部垂直尾翼3上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時(shí)減小上部垂直尾翼3上螺旋槳轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速/槳距，使飛行器上仰，反之亦然；保持總拉力不變，增加左側(cè)機(jī)翼2上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時(shí)減小右側(cè)機(jī)翼2上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，使飛行器向右滾轉(zhuǎn)，反之亦然；保持總拉力不變，增加左右機(jī)翼2上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時(shí)減小上下垂直尾翼3上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，如果左右機(jī)翼2上螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針、上下垂直尾翼3上螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?yàn)轫槙r(shí)針，使飛行器向右偏航，若螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向與此相反，則飛行器向左偏航，反之亦然。

水平飛行階段:是依靠機(jī)翼2產(chǎn)生的氣動(dòng)升力平衡重力，依靠動(dòng)力裝置4產(chǎn)生的推進(jìn)力克服空氣阻力高速前飛，可進(jìn)行久航、遠(yuǎn)航飛行，機(jī)翼2上的升降副翼進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制和俯仰控制，垂直尾翼3上的方向舵進(jìn)行偏航控制。