專利名稱：機身可變式垂直起降飛機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種以特殊方式垂直起降的新概念飛行器，這種新概念飛行器能垂直起降，又能以遠遠超過現(xiàn)有直升機的速度平飛，名稱為“機身可變式垂直起降飛機”，屬于航空技術，尤其是飛行器(英文aircraft)。
背景技術：
當前，飛機(英文airplane)和直升機(英文Helicopter)還是兩種概念不同的飛行器，普通飛機起降需要很大的空地、很長的跑道，另外高速起降有很大的難度，而軍用飛機過于依賴機場，很容易受到敵方打擊；直升機能基本實現(xiàn)垂直起降，但其飛行速度很低，航程比同一級別飛機短。歷代設計師都在試圖研制出結合飛機和直升機特點的、能基本實現(xiàn)垂直起降的飛機，已經出現(xiàn)過的垂直起落飛機，如果除掉火箭動力和玩具垂直起落飛行器，一方面，按照換向方案分，通常有4種①飛機轉向； 動力裝置轉向；③推/拉力轉向復合推/拉力。另一方面按照提供垂直和水平推/拉力的裝置分有5種①旋翼；②推/拉力螺旋槳；③涵道風扇；④渦輪風扇-渦輪噴氣(渦扇-渦噴)電力?？山M成4 X 5個組合，從而構成各種垂直起落飛機方案。另外按照航空專家朱寶流的觀點，垂直起落飛機(不含直升機)由垂直升/降狀態(tài)轉為水平飛行狀態(tài)，主要分為以下幾種形式1，機身整體尾坐式(朱寶流在幾篇相關文章中稱之為“尾座式”，這是個錯誤，也是語文課上教師經常糾正的錯誤寫法，因為“座”是個名詞，指座位，這樣朱寶流所稱的“尾座式”就容易被讀者理解為“有尾部座位的飛行器”，實際上他本來想說的是一類飛機尾部坐地的飛行器，故應稱為“尾坐式”。如美國的XFY-I和瑞安公司的X-13，都是機身后半部不可折疊，起降時整個機身豎立，機頭和駕駛艙太高，接觸地面的部分狹小，起降極為危險，易翻倒，最終證明此路不通；2，傾轉動力裝置式。如美國的V-22，經過近20年的研制后勉強服役，但仍然多次發(fā)生事故，可用度未達到用戶基本要求。3，推力轉向式。如英國的“鷂”式(Harrier)就是使用偏轉噴管方式的垂直起降飛機。其重大缺陷將在“本發(fā)明的有益效果”中提到。4，專用升力動力裝置式。如法國的“巴爾扎克”，在試飛中墜毀了 I架試驗機，暴露了大量問題，研制失敗。還有蘇聯(lián)的雅克-38，盡管勉強服役，但因事故頻發(fā)，以及向下的高溫噴流燒熔航母甲板的問題，最終提前退役。5，升力發(fā)動機與偏轉推力混合式。如美國的F-35B飛機，采用升力風扇與尾部主發(fā)動機噴口轉向來實現(xiàn)垂直起降，但該機在十幾年研制后仍有大量問題，無法實用。我對朱寶流的介紹再補充一種，那就是半固定半旋轉機翼式，如近年美國的X-50A鴨式旋翼/機翼驗證機，在長期研制后，該型號兩架驗證機在試飛中全部墜毀，已經下馬，試驗失敗?？傊?，從二戰(zhàn)后期德國開始研制垂直起降高速飛機，大約70年來，經過各國設計師的努力，真正成功的垂直起降飛機只有“鷂”式戰(zhàn)斗機，勉強服役的有雅克-38和V-22。尋找前人失敗的原因，我認為主要在于一是許多方案一味追求高性能、高指標而不顧現(xiàn)實技術水平；二是垂直起降飛機本身設計要求嚴格、結構復雜、內外環(huán)境嚴酷、技術難度大且風險高，所以導致許多方案最終失敗。因此我發(fā)明了這種結構相對簡單、技術難度小、安全可靠、性能適中的新垂直起降方案。以適應今后對垂直起降飛機的要求。

發(fā)明內容
本發(fā)明是一種以特殊方式垂直起降的新概念飛行器，這種新概念飛行器能垂直起降，又像普通飛機那樣能以較高速度飛行。它由發(fā)動機及其艙段、駕駛艙、前機身、后機身、 主翼、尾翼等構成，其機體外形和普通固定翼飛機類似，但它的機身后部由2 4個可轉折的承力結構構成，這些可轉折的承力結構有一定長度，不載運貨物以及人員或重型武器，結構盡量簡化、輕型化，最好把尾翼安裝在這2 4個承力結構尾部以加長縱向力矩、提高操縱的效率；這些承力結構在平飛狀態(tài)時與前機身(包括雙機身布局的左右兩個機身)縱軸在同一軸線上結合，它們在此狀態(tài)下可以連接或扣合為一體，并且盡量保持飛行器低阻力外形，降落時該飛行器先轉入垂直狀態(tài)，機身后部承力結構向垂直于機身縱軸的方向平衡地轉折，當然不一定非得剛好轉折90度，然后以尾坐方式降落，此時此類飛機兩邊的主翼外端后緣就能接觸地\艦面(其外端安置有接觸地面\艦面的支撐結構)，后機身承力結構尾部與所在的著陸平面\艦面形成基本垂直于機身縱軸的、很大的接觸\支撐平面(其轉折點必須具有一定的彈性)，從而在此類飛機尾坐時多個支撐結構能在水平面各個方向上支撐住豎立的前機身(這里也可稱為上機身)；起飛時機頭向上啟動發(fā)動機升入空中，然后這2 4個承力結構收回到與前機身處于同一軸線上，飛行器逐漸轉入平飛。本發(fā)明簡稱“機身可變式垂直起降飛機”。它可以采用各類發(fā)動機，輕型機最好采用電動螺旋槳發(fā)動機，大中型的最好采用渦槳發(fā)動機，其次為槳扇、渦扇發(fā)動機。它可應用單機身、雙機身布局(支撐結構數(shù)量不計入機身數(shù)量內)。本發(fā)明的有益效果是，它比現(xiàn)有的直升機速度要快得多，而且航程遠得多?，F(xiàn)有的普通直升機時速最快只有300多公里，采用本發(fā)明方案的飛行器，如果是使用渦輪螺旋槳發(fā)動機，最高時速能達到900多公里，因為使用老式渦槳發(fā)動機的TU-95遠程重型轟炸機就能達到這一速度，如果在采用本發(fā)明方案的飛行器上使用噴氣式發(fā)動機則更快。相對于現(xiàn)有固定翼飛機，采用本發(fā)明方案的飛行器能垂直起降，省卻了修建巨大機場、占用遼闊地面、空間的弊病，在軍事上，它極大減少了飛機對機場、航母的依賴，避免遭到敵方毀滅性突擊，減少了修建機場、航母的巨額費用，它能使軍機部署于小塊空地、較小的艦面上，極大提高靈活性和靠前部署能力，增強本軍戰(zhàn)斗力。相對于“鷂”式戰(zhàn)斗機，采用本發(fā)明方案的飛行器航程、安全性將遠遠超過前者，因為“鷂”式整個后機身安裝在其噴氣發(fā)動機高溫噴口正后方(我的發(fā)明方案則避開了這一危險，保持了較好的流線型機身)，二者之間用厚重的耐高溫隔熱板隔開，平飛時噴口不得不繞道噴氣，垂直起落時噴口再轉向，還必須分流幾條噴氣流用于操縱，這都增加了重量、油耗和結構復雜性、危險性，極大限制了速度?！苞_”式事故率高，印度購買的在訓練中墜毀了一半，英國自用的沒有公開數(shù)據(jù)，但仍很高，它的維護也非常的困難?！苞_”式在載重量為1060千克垂直起飛時，作戰(zhàn)半徑只有92公里，其航程和戰(zhàn)斗力受限。勉強服役的V-22，其渦槳發(fā)動機在起降過程中來回反復轉折，而兩臺發(fā)動機的燃油、操縱、潤滑油、監(jiān)控的大量管線也跟著一起反復轉折，一旦攪亂、疲勞破損，要么起火，要么失去平衡，就會機毀人亡。我的發(fā)明方案只有尾部的操縱管線轉折，比前述V-22來回轉折的管線少得多，特別是沒有易燃的燃油、滑油管線來回轉折，安全性肯定要好得多。另外據(jù)2012年第16期《兵工科技》介紹，美國防部對外宣稱V-22在經過24年研制和多年試用后已經合格，近期發(fā)生的V-22墜毀事故都應歸咎于飛行員操縱失誤，因為以前的駕駛員要么是開飛機的，要么是駕駛直升機的，不習慣駕駛V-22這種思維上要在飛機和直升機駕駛方法上來回切換的飛行器，故容易操縱失誤，我認為，即使美國防部的說法是真的，也證明V-22不及我的發(fā)明方案，因為我的發(fā)明方案在操縱方面本質上類似飛機(英文airplane)，而不是直升機(英文Helicopter)，故飛行員的思維不需要在飛機和直升機駕駛方法上來回切換，我的方案簡單、安全可靠。


下面結合附圖和實施例(方案)對本發(fā)明進一步說明。·
在列舉附圖之前先做一說明由于我的“機身可變式垂直起降飛機”機身在縱、橫方向上來回變化，造成一般飛機說明圖中所說的前后方、上下方在本附圖系列中無效，因此本附圖系列說明中常常采用“前(或者說上)方、后(或者說下)方”的說法，一般固定翼飛機“前方正視圖”在本附圖系列說明中稱為“飛機發(fā)動機前方正視圖”，語言較為繁瑣，敬
請審閱者諒解。圖I是第一個實施例采用單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”側視圖；圖2是第一個實施例采用單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”平飛狀態(tài)上視圖；圖3是第一個實施例采用單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”著陸\著艦狀態(tài)機背方向正視圖；圖4是第一個實施例采用單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”發(fā)動機前方正視圖；圖5是老式“機身整體尾坐式飛機”(美國的XFY-1)立體側視圖，從圖中可以看至IJ，它們機身后半部不可折疊，起降時整個機身豎立，機頭和駕駛艙太高，接觸地面的部分狹小，起降極為危險，容易翻倒。此圖用于和我的方案對比。圖6是“機身可變式垂直起降飛機”(標記為a)與其它固定翼飛機(標記為b，采用三點式起落架)、直升機(標記為C，采用滑撬式起落架)在著陸狀態(tài)下，各自起落架支撐面積(用斜線陰影表示)對比圖；圖7是第一個實施例采用單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”起飛過程示意圖。此圖中①為機身可變式垂直起降飛機從地\艦面啟動發(fā)動機開始垂直起飛，②為該飛機起飛并獲得較高上升速度后，機身后部合攏，主翼支撐板業(yè)合攏成流線型，成為一種高速上升的普通飛機形態(tài)，③為該飛機從高速上升轉為平飛狀態(tài)；圖8是第一個實施例采用單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”降落過程示意圖。此圖中①為機身可變式垂直起降飛機從平飛轉為上升狀態(tài)，②為該飛機轉為上升狀態(tài)后，機頭向上，機尾朝下轉入懸停，③為該飛機從從懸停轉為垂直下降，此時機身后部一前一后地轉折分開，同時打開主翼外端支撐板，準備著地\艦，④為該飛機垂直下降到地\艦面后，該機停放狀態(tài)；圖9是第二個實施例采用兩臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”平飛狀態(tài)立體側視圖；圖10第二個實施例采用兩臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”預備著地\艦狀態(tài)立體側視圖；圖11是第三個實施例采用雙機身、單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”平飛狀態(tài)上視圖；圖12是第三個實施例采用雙機身、單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”著陸\著艦狀態(tài)機背方向正視圖；·圖13是第三個實施例采用雙機身、單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”發(fā)動機前方正視圖；圖14是第三個實施例采用雙機身、單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”側視圖；圖15是第四個實施例采用雙機身、單臺噴氣發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”平飛狀態(tài)立體側視圖；圖16是第四個實施例采用雙機身、單臺噴氣發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”垂直起飛\降落示意圖；圖17是第五個實施例采用單機身、兩臺噴氣發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”平飛狀態(tài)側視圖；圖18是第五個實施例采用單機身、兩臺噴氣發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”著地\艦面立體側圖；圖19是第六個實施例采用單臺電動機的超輕型“機身可變式垂直起降飛機”平飛狀態(tài)側視圖；圖20是第六個實施例采用單臺電動機的超輕型“機身可變式垂直起降飛機”停放于地\艦面?zhèn)纫晥D；圖21是第七個實施例采用雙機身、兩臺發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”立體側視圖；圖中I是上下(前后)對轉的螺旋槳，2是前向駕駛員，3是后向駕駛員，4是后機身下部(或叫左部)可轉折的承力結構，5是后機身上部(或叫右部)可轉折的承力結構，6是主翼兩外端接地支撐板(在各圖中畫成黑色，以便與其它部分區(qū)別開，平飛時轉動到與主翼同一平面，著陸\艦時橫置或者說平放支撐住機體)，7是著陸\艦時向垂直于機身縱軸方向轉折的后機身(圖中用虛線繪出)，8是圖I中X尾翼下部(或叫左部)兩片中接近觀察者的一片，另一片被遮住了，8是X尾翼(共4片)，圖I中只能顯示接近觀察者的2片，另2片被遮住了，9是主翼，10是圖I中地面線或艦面線(I-I)，11是后機身降落時轉折方向箭頭(起飛時相反)，12是上下或者左右對稱布置在主翼上的掛架，13是渦槳發(fā)動機尾噴口，其噴流本來就遠遠小于噴氣發(fā)動機，如圖2布置可避免噴流直接沖擊地面，14是可轉折的承力結構合攏處標記線，15是發(fā)動機螺旋槳旋轉圓面圓形輪廓線，16是美國專門為XFY-I尾坐式飛機駕駛員進出座艙而設計制造的約5米高的梯子，可見以前的機身整體尾坐式飛機多么復雜，我的發(fā)明方案因為機身低，不需要這么高的梯子，17是美國XFY-I尾坐式飛機的著陸輪，這樣的設計容易滑動，機身易翻到，18是采用本發(fā)明方案的飛機、以前多種主流飛行器各自起落架著陸\艦后形成的接觸平面(用斜線陰影區(qū)表示)，19是機頭艙罩(可安裝觀測設備，或設計為透明罩，便于飛行員肉眼觀察)，20是平尾，21是垂尾，22是采用雙機身布局時，前機身與后部可轉折承力結構扣合\分離線。
具體實施例方式本發(fā)明方案有很多種具體實施例，最佳實施方案應根據(jù)機體重量和速度要求來決定。例如中型“機身可變式垂直起降飛機”最好采用圖I 4第一個實施例的方案，采用 單臺大型渦槳發(fā)動機，螺旋槳為上下(前后)對轉以提高效率、消除轉動的螺旋槳的反作用力。機身后部由2個可轉折的承力結構構成，這些可轉折的承力結構有一定長度，不載運貨物以及人員或重型武器，結構盡量簡化、輕型化，最好把尾翼安裝在這2個承力結構尾部以加長縱向力矩、提高操縱的效率；最好采用X形尾翼，其好處是能使尾翼對稱平衡地安裝在2個可轉折的承力結構上，不影響尾翼的操縱效果，抗損壞能力強于T形尾翼。當然，該機用其它形式尾翼也可以。對于該機著陸時觀察地面、確定飛機相對位置，操縱飛機降落的問題，我認為，隨著當代實時實地顯示屏幕技術的發(fā)展，特別是立體顯示技術的快速進步，一名駕駛員能夠在這些技術幫助下看到地面、確定飛機相對位置，安全起降?？紤]到有的航空業(yè)界人士對上述技術不信任，我覺得，實在不行的話，就在駕駛艙前方安裝一塊可收放的大鏡子也行嘛！但為嚴肅起見，我在第一至五和第七個實施例的方案中，還是設置了兩名駕駛員，一名面朝前(或叫上)，負責平飛及轉換階段駕駛，一名面朝后(或叫下)，方便觀察地面方向，負責垂直起落及轉換階段駕駛，座椅設置以飛行員感到方便為宜。主翼應為后掠式，主翼末梢后緣與機身后部可轉折的承力結構的觸地點處于同一平面，即處于同一個垂直于機身縱軸的平面上。主翼兩外端觸地支撐板可設計為開合式，也可設計為整體轉動式，在平飛時或合攏為流線型，或轉動到與主翼同一平面，著陸\艦時張開支撐住機體，或者說橫置或者說平放。這2個承力結構在平飛狀態(tài)時與前機身縱軸合攏于同一軸線上，并且盡量保持飛行器低阻力外形，降落時向垂直于機身縱軸的方向平衡地轉折，當然不一定剛好轉折90度，而是說該飛行器先轉入垂直狀態(tài)，以尾坐方式降落時，這2個承力結構與所在的著陸平面\艦面形成很大的接觸平面(在圖I中用虛線表示已經轉折停放在地面\艦面的2個承力結構，地面線或艦面線I-I也用虛線表示)，其轉折點必須具有一定的彈性，從而在此類飛機尾坐時能在水平方向上支撐住豎立的前機身(這里也可稱為上機身)；起飛時機頭向上啟動發(fā)動機升入空中，然后這2個承力結構收回到與前機身處于同一縱軸上，飛行器逐漸轉入平飛。后掠翼渦槳動力飛機，如TU-95重型轟炸機在重載狀態(tài)下，時速可接近900公里！我建議這種機身可變式垂直起降飛機干脆取消常規(guī)起落架(即機輪及其收放裝置)，其目的是盡量簡化結構，減少部件從而降低此類飛機故障率。因為這種飛機本來就以垂直起降為主，而且由于這樣可以對稱地布置尾翼及其它設備，整個飛行器可以對稱地操作，安全性高，還可避免像很多飛機那樣設置折疊式腹鰭，結構進一步簡化了。但如果有設計師愿意在我這種飛機方案上安置機輪也可以，仍屬于本發(fā)明的一種具體方案。
我建議這種飛機在采用渦槳動力時，尾噴口開于主翼的副翼稍前處，這樣起降時飛行員能操作副翼調整噴流以對抗地面不穩(wěn)定氣流，穩(wěn)定姿態(tài)，還可以避免噴流直接沖擊地面，損害飛機各個部件。在圖3中貼地面的半橢圓狀物就是轉折的后機身，它上面兩個尖刺狀物體就是X形尾翼中靠近觀察者的兩片，另一半后機身和X形尾翼中的兩片遮住了。在圖4中4片葉狀物為渦槳發(fā)動機的螺旋槳，可以根據(jù)速度要求設計其直徑大??；4片小尖刺狀物體就是平飛狀態(tài)的X形尾翼。虛線部分為著陸\艦狀態(tài)的兩條后機身，小的虛線部分為著陸\艦狀態(tài)的主翼的支撐板，已經打開，支撐于地面，后機身觸地部分和支撐板形成新概念的起落架，由此圖可見，我的這種飛機在著陸\艦狀態(tài)時，其起落架支撐的長、寬達到了該飛機長、寬的100%，比圖6中以前各類飛機起落架支撐的面積比例大得多；該實施例的起降過程可參見圖7、8。由于上述實施例說明比較細致，為避免讀者誤以為本人的發(fā)明只有這一種方案， 本人強調，上述方案中部件的具體布置可以按設計要求靈活處理。而且總體布局也有大量變異方案，我在后文再列舉6種實施例。圖9、10是第二個實施例采用兩臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”，圖中該方案采用X形尾翼、小直徑螺旋槳、小后掠主翼，但在具體設計中可按照要求靈活安排。圖11 14是第三個實施例采用雙機身、單臺渦槳發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”，請注意，該實施例中左右兩個機身后部雖有尾翼，但其尾翼并沒有將兩個后機身連接，這樣，兩個后機身就可以分別向不同的方向轉折。這種布局的好處是，兩個后機身可以獨立地向不同的方向轉折，而與前機身單獨合攏也更方便。圖11、12中一側的垂尾面向觀察者，可見到；另一側垂尾被遮住了，不可見。而兩側平尾均可見。圖12中左下方的半橢圓為左側后機身，因面向觀察者方向折疊，故呈半橢圓狀，并可見這一側的垂尾和平尾，另一側后機身折向圖后方，只能見到其大半個橢圓形及其平尾。圖13、14中虛線為著陸\艦狀態(tài)兩個后機身位置，可見其著陸\艦狀態(tài)支撐面積很大。我建議此類布局的尾翼采用半T字形，這樣兩個后機身折疊后尾翼均離陸\艦面較遠，避免撞壞尾翼。若采用第四個實施例，其尾翼也應如此。圖16是第四個實施例采用雙機身、單臺噴氣發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”垂直起降狀態(tài)立體側視圖，圖中可見一側后機身已經開始轉折，一側主翼外端支撐板已經打開。此圖為了方便讀者理解，采用了有后向駕駛員的方案，后向駕駛員在起降狀態(tài)臉部基本朝下，視野開闊，駕駛飛機起降，在平飛狀態(tài)可作輔助工作。而且起降時尾翼、后機身都在離尾噴口很遠的地方，避免遭高溫噴氣流傷害。我建議凡是采用噴氣動力的“機身可變式垂直起降飛機”，主翼盡量設計為大后掠角，這樣不僅有利于高速飛行，而且其著陸\艦狀態(tài)尾噴口離地面遠一些，起降時尾翼、后機身都在離尾噴口很遠的地方，避免遭高溫噴氣流傷害。當然，在我的這項發(fā)明中，應少采用噴氣式方案。圖17、18是第五個實施例采用單機身、兩臺噴氣發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”，它采用X形尾翼，可避開兩側噴氣發(fā)動機噴流，主翼為大后掠角，起降時尾翼、后機身都在離尾噴口很遠的地方，避免遭高溫噴氣流傷害。
圖19、20是第六個實施例采用單臺電動機的超輕型“機身可變式垂直起降飛機”，其螺旋槳距離地面較遠，轉動時不易揚沙，向后的氣流須經過主翼副翼操縱面，這樣起降時飛行員操作副翼調整氣流以對抗地面中等以下風，穩(wěn)定姿態(tài)，還可以避免氣流直接沖擊地面，損害飛機各個部件。在大風狀態(tài)下，普通電力飛機都不宜飛行，更別說此類方案的飛機了。它在地面停放時只須轉折后機身兩個承力支架，與主翼外端支撐板一起支住機身，不需要機輪，結構簡單可靠。該方案采用普通飛機單人坐式駕駛姿勢，由于是超輕型飛機，其機身除骨架外，蒙皮、座艙大多為透明的，該方案在垂直起降時飛行員只需稍微低頭向下即可看清地面與飛機的相互關系，操縱不太復雜。圖21是第七個實施例采用雙機身、兩臺發(fā)動機的“機身可變式垂直起降飛機”，它可用作反潛機、遠程偵察-監(jiān)控機、掃雷\布雷機、運輸機、“空中炮艇”、電子戰(zhàn)飛機，其后\下向座艙可用于對后觀察、駕駛、防御、射擊等。本發(fā)明的新穎性、先進性、可行性本發(fā)明作為一種既能垂直起降、又能像許多固定翼飛機那樣高速飛行的新概念飛 行器，與以往所有的垂直起降飛行器都不同。本人在前面“背景技術”一節(jié)已經列舉了航空專家朱寶流對以往所有的垂直起降飛機所做的總結資料，本人還補充了相關的新資料，上述資料表明，此前完全沒人提出過類似本發(fā)明方案的設計，這證明本發(fā)明具有獨一無二的新穎性；相對于亞音速“鷂”式垂直起降戰(zhàn)斗機和勉強服役的雅克-38，本發(fā)明在采用上述第四、五兩個實施例(使用噴氣發(fā)動機)時，由于不需要常規(guī)下滑降落\滑跑起飛，不必兼顧低速性能，最好采用大后掠角機翼，因此其飛行速度可達2馬赫以上，將遠遠超過“鷂”式、雅克-38和尚未試驗成功的跨音速飛機F-35B，更有發(fā)展前景，在此意義上可以說我的方案更先進。而且由附圖可見上述第四、五兩個實施例中發(fā)動機噴口離地\艦面很遠，超過“鷂”式、F-35、雅克-38的數(shù)值，安全性遠遠超過后3者，在此意義上可以說我的方案更實用、可行。此外我的第四、五兩個實施例中發(fā)動機噴口在高處，相當于“提著”機體，而“鷂”式、F-35、雅克-38噴口在機體下方，頂著上方的機體，類似于雜耍中用一兩根手指頭頂著一根筷子，操縱難度和危險極大，所以我的方案更符合未來對安全性的要求，即更先進、更可行。和勉強服役的V-22相比，我的發(fā)明方案，只有尾部的操縱管線轉折，比前述V-22來回轉折的管線少得多，特別是沒有易燃的燃油、滑油管線來回轉折，安全性好、更實用。另外我的發(fā)明方案在操縱方面本質上是一種飛機，而不是直升機，故飛行員的思維不需要在飛機(英文airplane)和直升機(英文Helicopter)駕駛方法上來回切換，我的方案簡單、安全可靠。而且V-22最高速度為650公里/小時，我的發(fā)明方案中即使采用類似上個世紀中期TU-95的渦槳發(fā)動機，其速度將達到約950公里/小時，已經足以遠遠超過V-22最高速度，更不用說像上述本發(fā)明在采用上述第四、五兩個實施例(使用噴氣發(fā)動機)時，其飛行速度可達2馬赫以上，那就更快了。因此我的發(fā)明更符合未來對高速、安全的要求，更先進、更可行。符合發(fā)明必須具備的新穎性、先進性、可行性要求。
權利要求
1.一種高速垂直起降飛機，它由發(fā)動機及其艙段、駕駛艙、前機身、后機身、主翼、尾翼等構成，其特征是，后機身由2 4個承力結構構成，這些可轉折的承力結構有一定長度，在平飛狀態(tài)時與前機身(包括雙機身布局的左右兩個機身)縱軸在同一軸線上結合，它們在此狀態(tài)下可以連接或扣合為一體，降落時該飛行器先轉入垂直狀態(tài)，機身后部承力結構向垂直于機身縱軸的方向平衡地轉折，然后以尾坐方式降落(起飛過程與此相反)，同時本發(fā)明方案在此類飛機兩邊的主翼外端也安置有接觸地面\艦面的支撐結構，從而在此類飛機尾坐時多個支撐結構能在基本垂直于機身縱軸的水平面多個方向上支撐住豎立的前機身；
2.根據(jù)權利要求I所述的高速垂直起降飛機，其后機身承力結構有一定長度，不載運貨物以及人員或重型武器，結構盡量簡化、輕型化，最好把尾翼安裝在這2 4個承力結構尾部以加長縱向力矩、提高操縱的效率，后機身承力結構尾部構造能與所在的著陸平面\艦面形成基本垂直于機身縱軸的、很大的接觸\支撐平面(其轉折點必須具有一定的彈性)，從而在此類飛機尾坐時多個支撐結構能在水平面各個方向上支撐住豎立的前機身；
3.根據(jù)權利要求I所述的高速垂直起降飛機，可以采用各類發(fā)動機，輕型機最好采用電動螺旋槳發(fā)動機，大中型的最好采用渦槳發(fā)動機，其次為槳扇、渦扇發(fā)動機。它可應用單機身、雙機身布局(支撐結構數(shù)量不計入機身數(shù)量內)。
全文摘要
一種新概念飛行器，它能垂直起降，又能以較高速度飛行。它的機體外形和普通固定翼飛機類似，其特征是它的機身后部由2～4個可轉折的承力結構構成，它們在平飛狀態(tài)時與前機身(包括雙機身布局的左右兩個前機身)縱軸在同一軸線上結合為一體，降落時該飛行器先轉入垂直狀態(tài)，機身后部承力結構向垂直于機身縱軸的方向平衡地轉折，然后以尾坐方式降落，此時此類飛機兩邊的主翼外端支撐結構就能接觸地\艦面，后機身承力結構尾部與所在的著陸平面\艦面形成基本垂直于機身縱軸的、很大的接觸\支撐平面，從而在此類飛機尾坐時多個支撐結構能在水平面各個方向上支撐住豎立的前機身；起飛時過程與之相反。附圖中虛線表示停放時的后機身。
文檔編號B64C29/00GK102897319SQ20121028242
公開日2013年1月30日 申請日期2012年8月10日 優(yōu)先權日2012年8月10日
發(fā)明者江聞杰 申請人:江聞杰