本發(fā)明屬于航空飛行器設計技術領域，尤其涉及一種垂直起降飛行器。

背景技術：

垂直起降飛行器通常包括直升機、傾轉旋翼機、尾座式垂直起降飛行器以及配置升力風扇或者矢量推進裝置的垂直起降飛行器等。傳統(tǒng)直升機在飛行時飛行速度低，航程短，旋翼系統(tǒng)復雜；傾轉旋翼機較傳統(tǒng)直升機飛行速度提高，航程延長，但是需要復雜、笨重的大扭矩傾轉機構，有時候甚至連機翼一起傾轉，這導致垂直起降抗風性差，過渡飛行機翼處于深度失速狀態(tài)，操穩(wěn)特性差；而其他經過整合的垂直起降飛行器能同時具備升力發(fā)動機、推進發(fā)動機，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翼，這種飛行器在垂直起降階段是非常笨重的。針對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，具有操作簡單，結構重量小，飛行效率高的特點。

技術實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有垂直起降方案飛行速度低、旋翼系統(tǒng)復雜以及機體結構復雜龐大等缺點，本發(fā)明提出一種新型的尾座式垂直起降飛行器的方案，具有結構重量小，操作簡單，飛行效率高等優(yōu)點。

為實現(xiàn)本發(fā)明的技術目的，本發(fā)明提供如下技術方案：

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力模塊和位于主翼后緣的后動力模塊，其特征在于，所述前動力模塊包括低速螺旋槳，所述后動力模塊包括高速螺旋槳。

如上述任意一項技術方案所述的飛行器，其特征在于所述飛行器還包括尾翼舵面。

如上述任意一項技術方案所述的飛行器，其特征在于所述飛行器包括對稱設置于機身兩側的兩個前動力模塊。

如上述任意一項技術方案所述的飛行器，其特征在于所述低速螺旋槳的槳葉在螺旋槳轉速高于閥值時展開，轉速低于閥值時折疊。

如上述任意一項技術方案所述的飛行器，其特征在于所述飛行器包括一個后動力模塊和對稱設置于后動力模塊兩側的兩個垂直尾翼。

如上述任意一項技術方案所述的飛行器，其特征在于所述飛行器還包括設置于所述兩個垂直尾翼的四個端頭的起落裝置。

如上述任意一項技術方案所述的飛行器，其特征在于，在垂飛時，所述后動力模塊關閉；在平飛時，所述前動力模塊關閉。

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

如上述任意一項技術方案所述的飛行器，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，垂直尾翼和動力模塊組成。在飛翼主翼前緣處，安裝至少兩個關于飛機對稱面對稱的前動力模塊，由可折疊的低速螺旋槳產生向前的拉力，前動力模塊主要用于飛行器垂飛階段；在主翼的后緣處，安裝兩個主翼舵面，控制飛機平飛、垂飛以及過渡階段的姿態(tài)；主翼后緣處的中間位置安裝至少一個后動力模塊，由高速螺旋槳產生向后的推力，后動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，分別安裝兩個關于飛機對稱面對稱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，在垂直尾翼的四個端頭安裝起落裝置，用于垂直起降。

前動力模塊裝有可以自動折疊的低速螺旋槳。低速螺旋槳在來流速度較小時具有較高的效率，故兩個前動力模塊主要在飛行器垂飛時使用。此外，低速螺旋槳為折疊槳，收放由槳葉下的彈簧控制，當發(fā)動機為0轉速時為收起狀態(tài)，隨著轉速的提高，離心力的增大，螺旋槳漸漸張開，達到一定轉速后螺旋槳張開到平直狀態(tài)。

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

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力模塊提供飛行動力，前動力模塊上安裝可以自動折疊的低速螺旋槳，主要用于飛機垂飛階段，后動力模塊安裝高速螺旋槳，主要用于飛機平飛階段。飛機在垂飛時，低速螺旋槳展開，提供升力，后動力模塊關閉；為了節(jié)約能源，提高飛行效率，減小飛行阻力，飛機在平飛時，前動力模塊發(fā)動機關閉，低速螺旋槳收起，后動力模塊提供前進動力。

本發(fā)明的飛行器結構緊湊，控制簡單，有利于降低成本，擴大應用范圍。

附圖說明

圖1為實施例飛行器在垂飛狀態(tài)時的示意圖；

圖2為實施例飛行器在平飛狀態(tài)時的示意圖；

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

具體實施方式

為了使本發(fā)明所解決的技術問題、技術方案及有益效果更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實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，當飛機垂飛時，主翼面與地面垂直，前動力模塊開啟，低速螺旋槳為展開狀態(tài)，后動力模塊關閉，姿態(tài)的控制由前動力模塊，主翼舵面，尾翼舵面共同控制。飛機前后運動時，主翼舵面同向轉動；飛機偏航運動時，主翼舵面異向轉動；飛機側飛時，尾翼舵面同向轉動，與此同時，伴隨著前動力模塊的差動控制。

綜上，飛行器在垂飛時，能夠實現(xiàn)垂直起降、懸停、前飛、后飛、側飛等動作。

當飛機平飛時，主翼面與地面平行，前動力模塊關閉，低速螺旋槳為收起狀態(tài)，以減小平飛時的空氣阻力，后動力模塊開啟，高速螺旋槳提供向前的動力。姿態(tài)的控制與普通的飛翼一致，主翼舵面控制飛機的滾轉和俯仰運動，尾翼舵面控制偏航運動。

此外，平飛垂飛狀態(tài)的過渡由主翼舵面控制，當飛機從平飛向垂飛過渡時，兩個舵面同向較大角度向上轉動，飛機抬頭，機身迎角增大，速度減小，飛機從平飛狀態(tài)慢慢變成垂飛狀態(tài)；當飛機從垂飛向平飛過渡時，兩個舵面同向轉動，飛機機身向前傾斜，使飛機獲得一定的前飛速度，當達到一定的前飛速度時，兩個舵面繼續(xù)同向轉動，機身繼續(xù)向前傾斜，前飛速度繼續(xù)增加，當機身迎角變?yōu)?°時，飛機完成垂飛向平飛的過渡。在兩個過渡過程中，飛機可以保持總升力的穩(wěn)定，不會出現(xiàn)飛行高度的急劇變化。

技術特征：

技術總結
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，垂直尾翼和三個動力模塊組成。飛翼主翼前緣處安裝有關于飛機對稱面對稱的兩個前動力模塊，其裝有一對可折疊的低速螺旋槳，用于在垂飛階段產生向上的推力；主翼后緣處在對稱面位置安裝一個后動力模塊，安裝有一對高速螺旋槳，用于在平飛階段產生向前的動力。在主翼后緣處，安裝有兩個關于飛機對稱面對稱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，用于控制飛機垂飛、平飛以及過渡階段時的姿態(tài)。該飛行器不但可以實現(xiàn)垂直起降，還可以實現(xiàn)高速水平飛行，具有廣闊的應用前景。

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