本實(shí)用新型涉及無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種背負(fù)式固定翼飛行器垂直起飛輔助系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

固定翼飛行器是利用其快速飛行時(shí)，機(jī)翼上下表面產(chǎn)生的壓力差來獲得升力，克服重力而起飛，因此其起飛時(shí)必須達(dá)到起飛速度才能升空。固定翼飛行器航程遠(yuǎn)、速度快，油耗低，一旦失去動(dòng)力還有一定機(jī)會(huì)靠滑翔降低下降速度減少墜機(jī)損失。但是，固定翼飛行器存在的缺點(diǎn)是：需要很長(zhǎng)的跑道才能起飛。

于是，人們開始研究固定翼飛行器的起飛輔助裝置。例如，采用左右并列可輕轉(zhuǎn)雙旋翼技術(shù)的V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，通過在主翼的翼稍安裝兩個(gè)可以傾轉(zhuǎn)90度的旋翼來提供起飛時(shí)的升力和控制力矩，在平飛時(shí)，逐漸將朝上的槳盤向前傾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向前的拉力，使得飛機(jī)加速，在達(dá)到一定的速度后，主翼已經(jīng)可以產(chǎn)生足夠的升力，這是升力槳盤朝前，提供牽引力，推動(dòng)飛機(jī)前進(jìn)，尾翼提供控制力矩，保持飛機(jī)平衡和操控。這種方式的缺點(diǎn)：1)垂直起飛時(shí)，機(jī)翼仍然保持水平，槳盤有一部分面積與機(jī)翼重疊，使得槳盤升力被抵消一部分，降低了槳的效率，增大了功耗；2)發(fā)動(dòng)機(jī)和動(dòng)力系統(tǒng)安裝在機(jī)翼翼稍，形成了一個(gè)梢部載荷和重量很大的懸臂梁結(jié)構(gòu)，使得結(jié)構(gòu)非常容易發(fā)生震動(dòng)，要降低震動(dòng)，就必須增強(qiáng)結(jié)構(gòu)，這樣就會(huì)大大增加結(jié)構(gòu)重量，同時(shí)限制主翼的展弦比；3)主翼氣動(dòng)效率，也就是升阻比較低。由于布局方式的限制，這種方案的主翼展弦比都比較小，也就使得整機(jī)升阻比較小，這樣會(huì)增大油耗，降低航程，所以這類飛機(jī)的航程雖然比直升機(jī)大，但還是遠(yuǎn)小于同級(jí)別的常規(guī)布局飛機(jī)；4)這類飛機(jī)在采用滑行起飛方式時(shí)，由于槳葉太長(zhǎng)，螺旋槳無法完全放到水平位置，這樣會(huì)限制其滑跑方式下的最大起飛重量；5)該飛機(jī)在采用短距滑跑起飛時(shí)，若起飛速度太低，可能因尾翼無法提供足夠舵效而無法起飛，這樣制約了其采用短距起飛模式下的最小起飛距離和離地速度。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型主要解決的技術(shù)問題是提供一種背負(fù)式固定翼飛行器垂直起飛輔助系統(tǒng)，能夠在不需要較多改動(dòng)現(xiàn)有固定翼飛行器的情況下，實(shí)現(xiàn)固定翼飛行器的垂直起飛。

為解決上述技術(shù)問題，本實(shí)用新型采用的一個(gè)技術(shù)方案是：提供一種背負(fù)式固定翼飛行器垂直起飛輔助系統(tǒng)，包括多軸旋翼飛行器和固定翼飛行器；

所述多軸旋翼飛行器的機(jī)身頂部具有一發(fā)射平臺(tái)，所述發(fā)射平臺(tái)上設(shè)有與所述固定翼飛行器的起落架滑輪相匹配的若干滑道；

所述滑道上設(shè)有至少一個(gè)可移動(dòng)鎖定裝置，所述可移動(dòng)鎖定裝置通過鎖定起落架滑輪將所述固定翼飛行器固定在發(fā)射平臺(tái)上；

所述多軸旋翼飛行器背負(fù)所述固定翼飛行器飛行至預(yù)設(shè)的速度和/或高度后，所述可移動(dòng)鎖定裝置解除對(duì)起落架滑輪的鎖定，使固定翼飛行器沿滑道脫離多軸旋翼飛行器獨(dú)自飛行。

其中，所述固定翼飛行器為具有前三點(diǎn)式起落架的固定翼飛行器；所述滑道上設(shè)有兩個(gè)可移動(dòng)鎖定裝置，分別用于鎖定固定翼飛行器靠后的兩個(gè)起落架的滑輪。

優(yōu)選的，與固定翼飛行器靠前的起落架滑輪對(duì)應(yīng)的滑道中設(shè)有一直角擋架，所述直角擋架包括第一直角邊擋板和第二直角邊擋板，所述第一直角邊擋板水平置于所述滑道中；所述第一直角邊擋板通過一可拉伸彈性部件與所述發(fā)射平臺(tái)的前端連接，同時(shí)固定翼飛行器靠前的起落架滑輪位于直角擋架中，使得所述可拉伸彈性部件處于拉伸狀態(tài)；所述固定翼飛行器脫離所述多軸旋翼飛行器時(shí)，所述可拉伸彈性部件通過向前帶動(dòng)所述直角擋架為所述固定翼飛行器提供向前的拉動(dòng)力。

其中，所述可拉伸彈性部件包括拉簧和彈性拉繩。

其中，背負(fù)時(shí)的多軸旋翼飛行器的螺旋槳與固定翼飛行器的機(jī)翼和機(jī)身均不交疊，并且多軸旋翼飛行器的螺旋槳低于固定翼飛行器的機(jī)翼的水平位置。

其中，所述多軸旋翼飛行器包括三軸旋翼飛行器、四軸旋翼飛行器、六軸旋翼飛行器以及八軸旋翼飛行器。

優(yōu)選的，所述可移動(dòng)鎖定裝置的前方具有一開口朝前的缺口，所述可移動(dòng)鎖定裝置包括舵機(jī)和插銷，所述舵機(jī)的輸出軸通過一連接片與所述插銷的一端鉸接，所述插銷的另一端穿過所述缺口，所述起落架滑輪位于所述缺口與所述插銷包圍的空間中。

優(yōu)選的，所述滑道上設(shè)有若干螺孔，所述可移動(dòng)鎖定裝置通過螺母、螺栓以及滑道上的螺孔與所述發(fā)射平臺(tái)連接。

區(qū)別于現(xiàn)有技術(shù)的情況，本實(shí)用新型的有益效果是：

1)固定翼飛行器可以垂直起飛；

2)固定翼飛機(jī)上的起落架可以較傳統(tǒng)的起落架簡(jiǎn)單化，主要只是完成伸縮和滑行的功能；

3)采用空中投放模式起飛，被投放飛機(jī)所需要的動(dòng)力僅僅需要滿足巡航飛行即可，使得其功率需求降低，從而減小系統(tǒng)重量，提高飛行器航程、航時(shí)和效率；

4)高空投放起飛，具有較大的勢(shì)能，可以進(jìn)一步提高飛行器的航程航時(shí)；

5)可以提高固定翼飛行器的最大起飛重量。

附圖說明

圖1是本實(shí)用新型實(shí)施例一種背負(fù)式固定翼飛行器垂直起飛輔助系統(tǒng)的示意圖；

圖2是本實(shí)用新型實(shí)施例的直角擋架的示意圖；

圖3是本實(shí)用新型實(shí)施例的滑道的示意圖；

圖4是本實(shí)用新型實(shí)施例的可移動(dòng)鎖定裝置的示意圖。

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合本實(shí)用新型實(shí)施例中的附圖，對(duì)本實(shí)用新型實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例僅是本實(shí)用新型的一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。基于本實(shí)用新型中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本實(shí)用新型保護(hù)的范圍。

參考圖1，一種背負(fù)式固定翼飛行器垂直起飛輔助系統(tǒng)，包括母機(jī)多軸旋翼飛行器1和子機(jī)固定翼飛行器2；多軸旋翼飛行器的機(jī)身頂部具有一發(fā)射平臺(tái)10，發(fā)射平臺(tái)10上設(shè)有與固定翼飛行器2的起落架滑輪20相匹配的若干滑道11；滑道11上設(shè)有至少一個(gè)可移動(dòng)鎖定裝置(圖中未示)，可移動(dòng)鎖定裝置通過鎖定起落架滑輪20將所述固定翼飛行器2固定在發(fā)射平臺(tái)10上；多軸旋翼飛行器1背負(fù)固定翼飛行器2飛行至預(yù)設(shè)的速度和/或高度后，上述可移動(dòng)鎖定裝置解除對(duì)起落架滑輪20的鎖定，使固定翼飛行器2沿滑道11脫離多軸旋翼飛行器1獨(dú)自飛行。

進(jìn)一步的，上述固定翼飛行器2為具有前三點(diǎn)式起落架的固定翼飛行器，與前三點(diǎn)式起落架中的后面兩個(gè)起落架滑輪相對(duì)應(yīng)的滑道上分別設(shè)有可移動(dòng)鎖定裝置，用于鎖定固定翼飛行器靠后的起落架的滑輪。

進(jìn)一步的，如圖2所示，與前三點(diǎn)式起落架中的位置靠前的起落架滑輪對(duì)應(yīng)的滑道中設(shè)有一直角擋架4，直角擋架4包括第一直角邊擋板40和第二直角邊擋板41，第一直角邊擋板40水平置于上述位置靠前的起落架滑輪所處的滑道中；第一直角邊擋板40通過一可拉伸彈性部件5與發(fā)射平臺(tái)10的前端連接，同時(shí)固定翼飛行器靠前的起落架滑輪位于直角擋架4中，使得可拉伸彈性部件5處于拉伸狀態(tài)；當(dāng)固定翼飛行器2脫離多軸旋翼飛行器1時(shí)，可拉伸彈性部件5在恢復(fù)形變的過程中通過向前帶動(dòng)直角擋架4為固定翼飛行器2提供向前的拉動(dòng)力。

具體的，可拉伸彈性部件5可以為拉簧，或彈性拉繩例如皮筋條。

優(yōu)選的，如圖4所示，上述可移動(dòng)鎖定裝置具有一開口朝前的缺口30，可移動(dòng)鎖定裝置還包括舵機(jī)31和插銷34，舵機(jī)的輸出軸32通過一連接片33與插銷的一端鉸接，插銷的另一端穿過開口朝前的缺口，起落架滑輪位于缺口與插銷包圍的空間中。當(dāng)母機(jī)背負(fù)子機(jī)飛行至足夠的高度和/或速度后，通過舵機(jī)控制插銷的運(yùn)動(dòng)，使缺口和插銷所包圍的空間從插銷的一側(cè)被打開，子機(jī)的起落架滑輪從打開的缺口向前滑出，從而子機(jī)可以滑出滑道脫離母機(jī)獨(dú)自飛行。

較佳的，滑道11兩側(cè)分別設(shè)有長(zhǎng)條形通孔，如圖3所示；可移動(dòng)鎖定裝置上可以開設(shè)2～4個(gè)螺孔，通過螺母、螺栓、螺孔以及長(zhǎng)條形通孔使可移動(dòng)鎖定裝置與滑道11連接。具體的，可以根據(jù)母機(jī)多軸旋翼飛行器和子機(jī)固定翼飛行器的大小和種類，沿著滑道將可移動(dòng)鎖定裝置移動(dòng)至合適的位置，然后再通過螺母、螺栓、螺孔以及長(zhǎng)條形通孔使可移動(dòng)鎖定裝置與滑道連接固定。

其中，背負(fù)時(shí)的多軸旋翼飛行器1的螺旋槳與固定翼飛行器2的機(jī)翼和機(jī)身均不交疊，并且多軸旋翼飛行器1的螺旋槳低于固定翼飛行器2的機(jī)翼的水平高度。

具體的，多軸旋翼飛行器1包括三軸旋翼飛行器、四軸旋翼飛行器、六軸旋翼飛行器以及八軸旋翼飛行器，圖1所示為基于四軸旋翼飛行器時(shí)的實(shí)施方式。

通過上述方式，本實(shí)用新型實(shí)施例的背負(fù)式固定翼飛行器垂直起飛輔助系統(tǒng)使得固定翼飛機(jī)可以實(shí)現(xiàn)垂直起飛，可以將固定翼的起落架簡(jiǎn)單化，使得整機(jī)重量降低；另外，從特定高度例如50～3000米空中投放后，飛機(jī)無需耗費(fèi)起飛爬升的能量。因此，本實(shí)用新型可以節(jié)省燃油同時(shí)能夠有效降低固定翼飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量，降低功率需求，從而有效提高其航程和航時(shí)。

以上所述僅為本實(shí)用新型的實(shí)施例，并非因此限制本實(shí)用新型的專利范圍，凡是利用本實(shí)用新型說明書及附圖內(nèi)容所作的等效結(jié)構(gòu)或等效流程變換，或直接或間接運(yùn)用在其他相關(guān)的技術(shù)領(lǐng)域，均同理包括在本實(shí)用新型的專利保護(hù)范圍內(nèi)。