本發(fā)明涉及一種可垂直起降的飛行器，具體地說，涉及一種可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器。

背景技術(shù)：

飛行器設(shè)計(jì)專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地限制和傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)存在飛行速度慢、續(xù)航時間短的缺陷，以及現(xiàn)有尾坐式垂直起降固定翼無人駕駛飛行器操縱效率低、抗風(fēng)性差的問題。

目前在實(shí)際應(yīng)用中，無人飛行器一般分為固定翼飛行器與旋翼飛行器兩種類型，常規(guī)的固定翼無人飛行器雖然具有速度快、航程遠(yuǎn)和巡航時間長的特點(diǎn)，但起降距離長，要求高質(zhì)量的跑道，起降受到地理環(huán)境的限制，無法進(jìn)行空中懸停，因而應(yīng)用受到限制；而旋翼無人飛行器可以在復(fù)雜狹小的場地垂直起降，不受起降場地的限制，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)航時間。

隨著無人飛行器的廣泛應(yīng)用，對無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)、巡航時間長的特點(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人飛行器包括傾轉(zhuǎn)動力式和尾座式兩類。傾轉(zhuǎn)動力式垂直起降固定翼無人飛行器,通過傾轉(zhuǎn)旋翼或噴氣發(fā)動機(jī)使動力實(shí)現(xiàn)從水平到垂直的相互轉(zhuǎn)換，動力方向變?yōu)榇怪睍r通過克服重力進(jìn)行垂直起降和懸停，變?yōu)樗綍r通過克服空氣阻力進(jìn)行水平前飛。這種垂直起降方式的缺點(diǎn)是動力傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)會增加結(jié)構(gòu)重量和復(fù)雜程度、降低可靠性。如美國的V-22“魚鷹”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人飛行器的動力方向固定，無需動力傾轉(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。專利CN 204822068U公開了“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)置有兩個電機(jī)，每個電機(jī)通過驅(qū)動軸連接一個螺旋槳，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，通過氣動舵面偏轉(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)存在的不足，本發(fā)明提出一種可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:包括機(jī)身、機(jī)翼、垂直尾翼、動力裝置、定距螺旋槳，所述機(jī)身頭部設(shè)置有動力裝置，機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼后緣設(shè)置有升降副翼，機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼的翼尖上分別安裝有定距螺旋槳，用于平衡動力裝置旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的反扭矩，定距螺旋槳轉(zhuǎn)軸與機(jī)身軸線相平行位于同一平面內(nèi)，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與機(jī)身軸線位于同一豎直平面內(nèi)，垂直尾翼后緣安裝有升降舵；機(jī)翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖和機(jī)身的尾端共同構(gòu)成五個支撐點(diǎn)，在停止?fàn)顟B(tài)時，五個支撐點(diǎn)使飛行器豎直向上地?？吭诘孛?；

所述動力裝置為周期變距螺旋槳，周期變距螺旋槳的轉(zhuǎn)速由驅(qū)動電機(jī)的電調(diào)控制，或由驅(qū)動的活塞式發(fā)動機(jī)的油門控制，周期變距螺旋槳的槳距由舵機(jī)驅(qū)動傾斜盤控制，動力裝置的轉(zhuǎn)軸與機(jī)身的軸線位于同一直線。

所述機(jī)身內(nèi)裝有蓄電池或活塞式發(fā)動機(jī)，蓄電池驅(qū)動電機(jī)帶動動力裝置，或由活塞式發(fā)動機(jī)驅(qū)動動力裝置。

可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器在垂直起降、懸停和低速飛行階段依靠動力裝置平衡飛行器重力，通過使周期變距螺旋槳的槳盤向前傾斜，產(chǎn)生的反扭矩由姿態(tài)控制動力抵消，使飛行器前進(jìn)，反之亦然；通過周期變距螺旋槳的槳盤向右傾斜，產(chǎn)生的反扭矩由姿態(tài)控制動力抵消，使飛行器向右行進(jìn)，反之亦然；保持總拉力不變，姿態(tài)控制動力通過協(xié)調(diào)地改變定距螺旋槳的轉(zhuǎn)速，與周期變距螺旋槳產(chǎn)生的反扭矩相作用，使飛行器左右偏航。水平飛行階段依靠機(jī)翼產(chǎn)生的氣動升力平衡重力，依靠動力裝置產(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無尾布局飛行器，由機(jī)身、機(jī)翼、垂直尾翼、動力裝置和定距螺旋槳組成；機(jī)身頭部設(shè)置有動力裝置，機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼后緣安裝有升降副翼，機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼的翼尖上分別設(shè)置有定距螺旋槳，用于平衡動力裝置旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的反扭矩，定距螺旋槳轉(zhuǎn)軸與機(jī)身軸線相平行且位于同一平面內(nèi)。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與機(jī)身軸線位于同一豎直平面內(nèi)，垂直尾翼后緣安裝有升降舵。機(jī)翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖和機(jī)身的尾端共同構(gòu)成五個支撐點(diǎn)，在停止?fàn)顟B(tài)時，五個支撐點(diǎn)使飛行器豎直向上地停靠在地面。

可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器采用垂直起降方式，能在很大程度上減小對起降場地的要求。飛行器采用周期變距螺旋槳，可在狹小場地垂直起降，垂直起降響應(yīng)速度快，垂直起降時具有良好的操縱性、穩(wěn)定性以及抗風(fēng)性能。

可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器采用無尾布局，在水平飛行過程中以固定翼方式高速平飛，能量消耗小，飛行速度快、續(xù)航時間長、并具有良好的穩(wěn)定性。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和實(shí)施方式對本發(fā)明一種可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器作進(jìn)一步詳細(xì)說明。

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

圖2為本發(fā)明可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器的豎直狀態(tài)示意圖。

圖3為可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器的實(shí)施例二的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖4為可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器的實(shí)施例二的豎直狀態(tài)圖。

圖中:

1.機(jī)身 2.機(jī)翼 3.垂直尾翼 4.動力裝置 5.定距螺旋槳

具體實(shí)施方式

本實(shí)施例是一種可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器。

實(shí)施例一

參閱圖1、圖2，本實(shí)例可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器，由機(jī)身1、機(jī)翼2、垂直尾翼3、動力裝置4和定距螺旋槳5組成；機(jī)身1為流線型結(jié)構(gòu)，在機(jī)身1的兩側(cè)設(shè)置有一對機(jī)翼2，機(jī)翼2后緣安裝有升降副翼，機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼的翼尖上分別安裝有定距螺旋槳，用于平衡動力裝置旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的反扭矩，定距螺旋槳轉(zhuǎn)軸與機(jī)身軸線相平行位于同一平面內(nèi)；在機(jī)身1尾部上方和下方分別設(shè)置有垂直尾翼3，垂直尾翼3后緣安裝有方向舵。

機(jī)翼2的翼尖或機(jī)翼2上安裝的尾撐桿的后端、垂直尾翼3的翼尖共同構(gòu)成四個支撐點(diǎn)；或機(jī)翼2的翼尖或機(jī)翼2上安裝的尾撐桿的后端、垂直尾翼3的翼尖和機(jī)身1尾端共同構(gòu)成五個支撐點(diǎn)；在停飛狀態(tài)時，四個或五個支撐點(diǎn)使飛行器豎直向上地?？吭诘孛妗１緦?shí)例中，機(jī)翼2的翼尖或機(jī)翼2上安裝的尾撐桿的后端、垂直尾翼3的翼尖和機(jī)身1尾端共同構(gòu)成五個支撐點(diǎn)作為飛行器起降的支點(diǎn)，無需額外安裝起落架。

機(jī)身1頭部設(shè)置有動力裝置4，動力裝置4為周期變距螺旋槳，周期變距螺旋槳的轉(zhuǎn)速由驅(qū)動電機(jī)的電調(diào)控制，或由驅(qū)動的活塞式發(fā)動機(jī)的油門控制，周期變距螺旋槳的槳距由舵機(jī)驅(qū)動傾斜盤控制，動力裝置4的轉(zhuǎn)軸與機(jī)身1的軸線位于同一直線。

本實(shí)施例可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器各飛行狀態(tài)的控制方式如下:

地面停靠階段:機(jī)翼2翼尖或機(jī)翼2上安裝有支撐桿，則支撐桿后端、垂直尾翼3翼尖和機(jī)身1尾端構(gòu)成五個支撐點(diǎn)，使飛行器豎直向上。

垂直起降、懸停和低速飛行階段:是依靠動力裝置4平衡飛行器重力，通過使周期變距螺旋槳的槳盤向前傾斜，產(chǎn)生的反扭矩由定距螺旋槳5抵消，使飛行器前進(jìn)，反之亦然；通過使周期變距螺旋槳的槳盤向右傾斜，產(chǎn)生的反扭矩由定距螺旋槳5抵消，使飛行器向右行進(jìn)，反之亦然；保持總拉力不變，定距螺旋槳5通過協(xié)調(diào)改變定距螺旋槳的轉(zhuǎn)速，與周期變距螺旋槳產(chǎn)生的反扭矩相作用，可使飛行器左右偏航。

水平飛行階段:是依靠機(jī)翼2產(chǎn)生的氣動升力平衡重力，依靠動力裝置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。

實(shí)施例二

參閱圖3、圖4，本實(shí)例可垂直起降的尾座式無尾布局飛行器，由機(jī)身1、機(jī)翼2、垂直尾翼3、動力裝置4和定距螺旋槳5組成；其中，定距螺旋槳5位于機(jī)翼2翼尖處的涵道內(nèi)，其余皆與實(shí)施例一相同。

定距螺旋槳5用于平衡動力裝置4旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的反扭矩。定距螺旋槳5的驅(qū)動方式為:機(jī)身1內(nèi)裝有蓄電池，蓄電池驅(qū)動電機(jī)帶驅(qū)動定距螺旋槳5。