本發(fā)明屬于航空飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種垂直起降飛行器。

背景技術(shù)：

垂直起降飛行器通常包括直升機(jī)、傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)、尾座式垂直起降飛行器以及配置升力風(fēng)扇或者矢量推進(jìn)裝置的垂直起降飛行器等。傳統(tǒng)直升機(jī)在飛行時(shí)飛行速度低，航程短，旋翼系統(tǒng)復(fù)雜；傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)較傳統(tǒng)直升機(jī)飛行速度提高，航程延長(zhǎng)，但是需要復(fù)雜、笨重的大扭矩傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，有時(shí)候甚至連機(jī)翼一起傾轉(zhuǎn)，這導(dǎo)致垂直起降抗風(fēng)性差，過(guò)渡飛行機(jī)翼處于深度失速狀態(tài)，操穩(wěn)特性差；而其他經(jīng)過(guò)整合的垂直起降飛行器能同時(shí)具備升力發(fā)動(dòng)機(jī)、推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)，兩者在不同的飛行狀態(tài)中互為死重或者廢阻力，而做巡航承載升力的機(jī)翼，這種飛行器在垂直起降階段是非常笨重的。針對(duì)上述垂直起降方案的不足，本發(fā)明提出一種新型的尾座式垂直起降飛行器，具有操作簡(jiǎn)單，結(jié)構(gòu)重量小，飛行效率高的特點(diǎn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)現(xiàn)有垂直起降方案飛行速度低、旋翼系統(tǒng)復(fù)雜以及機(jī)體結(jié)構(gòu)復(fù)雜龐大等缺點(diǎn)，本發(fā)明提出一種新型的尾座式垂直起降飛行器的方案，具有結(jié)構(gòu)重量小，操作簡(jiǎn)單，飛行效率高等優(yōu)點(diǎn)。

為實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的技術(shù)目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：

一種飛翼布局垂直起降飛行器，包括主翼，主翼舵面，垂直尾翼，位于主翼前緣的前動(dòng)力模塊和位于主翼后緣的后動(dòng)力模塊，其特征在于，所述前動(dòng)力模塊包括低速螺旋槳，所述后動(dòng)力模塊包括高速螺旋槳。

如上述任意一項(xiàng)技術(shù)方案所述的飛行器，其特征在于所述飛行器還包括尾翼舵面。

如上述任意一項(xiàng)技術(shù)方案所述的飛行器，其特征在于所述飛行器包括對(duì)稱(chēng)設(shè)置于機(jī)身兩側(cè)的兩個(gè)前動(dòng)力模塊。

如上述任意一項(xiàng)技術(shù)方案所述的飛行器，其特征在于所述低速螺旋槳的槳葉在螺旋槳轉(zhuǎn)速高于閥值時(shí)展開(kāi)，轉(zhuǎn)速低于閥值時(shí)折疊。

如上述任意一項(xiàng)技術(shù)方案所述的飛行器，其特征在于所述飛行器包括一個(gè)后動(dòng)力模塊和對(duì)稱(chēng)設(shè)置于后動(dòng)力模塊兩側(cè)的兩個(gè)垂直尾翼。

如上述任意一項(xiàng)技術(shù)方案所述的飛行器，其特征在于所述飛行器還包括設(shè)置于所述兩個(gè)垂直尾翼的四個(gè)端頭的起落裝置。

如上述任意一項(xiàng)技術(shù)方案所述的飛行器，其特征在于，在垂飛時(shí)，所述后動(dòng)力模塊關(guān)閉；在平飛時(shí)，所述前動(dòng)力模塊關(guān)閉。

如上述任意一項(xiàng)技術(shù)方案所述的飛行器，其特征在于，在垂飛時(shí)，所述主翼的翼面垂直于地面；在平飛時(shí)，所述主翼的翼面平行于地面。

如上述任意一項(xiàng)技術(shù)方案所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器在平飛和垂飛狀態(tài)之間的切換通過(guò)所述主翼舵面控制。

本發(fā)明提供一種可垂直起降的飛行器，采用飛翼布局，主體由飛翼主翼，垂直尾翼和動(dòng)力模塊組成。在飛翼主翼前緣處，安裝至少兩個(gè)關(guān)于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面對(duì)稱(chēng)的前動(dòng)力模塊，由可折疊的低速螺旋槳產(chǎn)生向前的拉力，前動(dòng)力模塊主要用于飛行器垂飛階段；在主翼的后緣處，安裝兩個(gè)主翼舵面，控制飛機(jī)平飛、垂飛以及過(guò)渡階段的姿態(tài)；主翼后緣處的中間位置安裝至少一個(gè)后動(dòng)力模塊，由高速螺旋槳產(chǎn)生向后的推力，后動(dòng)力模塊主要用于飛行器平飛階段。此外，在主翼后緣處，高速螺旋槳的兩邊，分別安裝兩個(gè)關(guān)于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面對(duì)稱(chēng)且垂直與主翼面的垂直尾翼，垂直尾翼的后緣處安裝垂直舵面，并且，在垂直尾翼的四個(gè)端頭安裝起落裝置，用于垂直起降。

前動(dòng)力模塊裝有可以自動(dòng)折疊的低速螺旋槳。低速螺旋槳在來(lái)流速度較小時(shí)具有較高的效率，故兩個(gè)前動(dòng)力模塊主要在飛行器垂飛時(shí)使用。此外，低速螺旋槳為折疊槳，收放由槳葉下的彈簧控制，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)為0轉(zhuǎn)速時(shí)為收起狀態(tài)，隨著轉(zhuǎn)速的提高，離心力的增大，螺旋槳漸漸張開(kāi)，達(dá)到一定轉(zhuǎn)速后螺旋槳張開(kāi)到平直狀態(tài)。

后動(dòng)力模塊安裝的是高速螺旋槳，高速螺旋槳在來(lái)流速度較大時(shí)具有較高的效率，故后動(dòng)力模塊主要在飛行器平飛時(shí)使用。

本發(fā)明的有益效果包括以下任一方面：

本發(fā)明的垂直起降飛行器采用前后動(dòng)力模塊提供飛行動(dòng)力，前動(dòng)力模塊上安裝可以自動(dòng)折疊的低速螺旋槳，主要用于飛機(jī)垂飛階段，后動(dòng)力模塊安裝高速螺旋槳，主要用于飛機(jī)平飛階段。飛機(jī)在垂飛時(shí)，低速螺旋槳展開(kāi)，提供升力，后動(dòng)力模塊關(guān)閉；為了節(jié)約能源，提高飛行效率，減小飛行阻力，飛機(jī)在平飛時(shí)，前動(dòng)力模塊發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉，低速螺旋槳收起，后動(dòng)力模塊提供前進(jìn)動(dòng)力。

本發(fā)明的飛行器結(jié)構(gòu)緊湊，控制簡(jiǎn)單，有利于降低成本，擴(kuò)大應(yīng)用范圍。

附圖說(shuō)明

圖1為實(shí)施例飛行器在垂飛狀態(tài)時(shí)的示意圖；

圖2為實(shí)施例飛行器在平飛狀態(tài)時(shí)的示意圖；

圖中：1-后動(dòng)力模塊，2-高速螺旋槳，3-尾翼舵面，4-低速螺旋槳，5-前動(dòng)力模塊，6-主翼，7-主翼舵面，8-垂直尾翼，9-起落架。

具體實(shí)施方式

為了使本發(fā)明所解決的技術(shù)問(wèn)題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

如圖1所示，當(dāng)飛機(jī)垂飛時(shí)，主翼面與地面垂直，前動(dòng)力模塊開(kāi)啟，低速螺旋槳為展開(kāi)狀態(tài)，后動(dòng)力模塊關(guān)閉，姿態(tài)的控制由前動(dòng)力模塊，主翼舵面，尾翼舵面共同控制。飛機(jī)前后運(yùn)動(dòng)時(shí)，主翼舵面同向轉(zhuǎn)動(dòng)；飛機(jī)偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)，主翼舵面異向轉(zhuǎn)動(dòng)；飛機(jī)側(cè)飛時(shí)，尾翼舵面同向轉(zhuǎn)動(dòng)，與此同時(shí)，伴隨著前動(dòng)力模塊的差動(dòng)控制。

綜上，飛行器在垂飛時(shí)，能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起降、懸停、前飛、后飛、側(cè)飛等動(dòng)作。

當(dāng)飛機(jī)平飛時(shí)，主翼面與地面平行，前動(dòng)力模塊關(guān)閉，低速螺旋槳為收起狀態(tài)，以減小平飛時(shí)的空氣阻力，后動(dòng)力模塊開(kāi)啟，高速螺旋槳提供向前的動(dòng)力。姿態(tài)的控制與普通的飛翼一致，主翼舵面控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)和俯仰運(yùn)動(dòng)，尾翼舵面控制偏航運(yùn)動(dòng)。

此外，平飛垂飛狀態(tài)的過(guò)渡由主翼舵面控制，當(dāng)飛機(jī)從平飛向垂飛過(guò)渡時(shí)，兩個(gè)舵面同向較大角度向上轉(zhuǎn)動(dòng)，飛機(jī)抬頭，機(jī)身迎角增大，速度減小，飛機(jī)從平飛狀態(tài)慢慢變成垂飛狀態(tài)；當(dāng)飛機(jī)從垂飛向平飛過(guò)渡時(shí)，兩個(gè)舵面同向轉(zhuǎn)動(dòng)，飛機(jī)機(jī)身向前傾斜，使飛機(jī)獲得一定的前飛速度，當(dāng)達(dá)到一定的前飛速度時(shí)，兩個(gè)舵面繼續(xù)同向轉(zhuǎn)動(dòng)，機(jī)身繼續(xù)向前傾斜，前飛速度繼續(xù)增加，當(dāng)機(jī)身迎角變?yōu)?°時(shí)，飛機(jī)完成垂飛向平飛的過(guò)渡。在兩個(gè)過(guò)渡過(guò)程中，飛機(jī)可以保持總升力的穩(wěn)定，不會(huì)出現(xiàn)飛行高度的急劇變化。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明是一種采用飛翼布局的可垂直起降飛行器，整體由飛翼主翼，垂直尾翼和三個(gè)動(dòng)力模塊組成。飛翼主翼前緣處安裝有關(guān)于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面對(duì)稱(chēng)的兩個(gè)前動(dòng)力模塊，其裝有一對(duì)可折疊的低速螺旋槳，用于在垂飛階段產(chǎn)生向上的推力；主翼后緣處在對(duì)稱(chēng)面位置安裝一個(gè)后動(dòng)力模塊，安裝有一對(duì)高速螺旋槳，用于在平飛階段產(chǎn)生向前的動(dòng)力。在主翼后緣處，安裝有兩個(gè)關(guān)于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面對(duì)稱(chēng)且垂直于主翼面的垂直尾翼。在主翼和垂直尾翼的后緣處都安裝有飛行舵面，用于控制飛機(jī)垂飛、平飛以及過(guò)渡階段時(shí)的姿態(tài)。該飛行器不但可以實(shí)現(xiàn)垂直起降，還可以實(shí)現(xiàn)高速水平飛行，具有廣闊的應(yīng)用前景。

技術(shù)研發(fā)人員：胡龍;王一博
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京天宇新超航空科技有限公司
技術(shù)研發(fā)日：2017.06.01
技術(shù)公布日：2017.08.04