本發(fā)明涉及一種垂直起降飛行器，具體地說，涉及一種可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器。

背景技術(shù)：

飛行器設計專家和研究人員一直在嘗試設計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、抗風性差的問題。

目前在實際應用中，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、航程遠和巡航時間長的特點，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，無法進行空中懸停，因而應用受到限制；而旋翼無人飛行器可以在復雜狹小的場地垂直起降，不受起降場地的限制，但旋翼效率遠不如固定翼飛機的機翼，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、巡航時間長的特點和旋翼飛行器可在山地、叢林、艦船甲板等復雜狹小區(qū)域進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。

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)動機使動力實現(xiàn)從水平到垂直的相互轉(zhuǎn)換，動力方向變?yōu)榇怪睍r通過克服重力進行垂直起降和懸停，變?yōu)樗綍r通過克服空氣阻力進行水平前飛。這種垂直起降方式的缺點是動力傾轉(zhuǎn)機構(gòu)會增加結(jié)構(gòu)重量和復雜程度、降低可靠性。如美國的v-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機控制難度大，頻繁發(fā)生飛行事故，機構(gòu)復雜且結(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cn204822068u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身翼板，主機身翼板相對的兩側(cè)邊上各套接有機身翼板組件；主機身翼板的前部設置有兩個電機，每個電機通過驅(qū)動軸連接一個螺旋槳，主機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，抗風性差。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了避免現(xiàn)有技術(shù)中尾坐式垂直起降固定翼無人機操縱效率低、抗風性差的問題，本發(fā)明提出一種可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:包括機身、機翼、垂直尾翼、動力裝置,所述機身兩側(cè)設置有機翼，機身尾部的上方和下方分別設置有垂直尾翼，且上方垂直尾翼和下方垂直尾翼的中心線與機身軸線位于同一豎直平面內(nèi)，機翼翼尖部位和垂直尾翼翼尖部位分別設置有動力裝置；機翼后緣安裝有升降副翼，垂直尾翼后緣安裝有方向舵；機翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖共同構(gòu)成四個支撐點，在飛行器起飛前和降落后狀態(tài)時，四個支撐點使飛行器豎直向上地?？吭诘孛?；

所述動力裝置為四組，四組動力裝置均為變距螺旋槳，其中兩組動力裝置對稱安裝在機身兩側(cè)機翼翼尖部位，且動力裝置旋轉(zhuǎn)方向相同；另外兩組動力裝置分別設置在上垂直尾翼和下垂直尾翼翼尖部位，上下垂直尾翼上的動力裝置旋轉(zhuǎn)方向相同；機翼上的動力裝置與垂直尾翼上的動力裝置的旋轉(zhuǎn)方向相反，四組動力裝置的轉(zhuǎn)軸分別與機身的軸線相平行。

所述機身內(nèi)安裝有蓄電池或內(nèi)燃機，蓄電池驅(qū)動電機帶動動力裝置，或內(nèi)燃機通過機械傳動驅(qū)動動力裝置。

可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器在垂直起降、懸停和低速飛行階段的特點是依靠動力裝置一起工作來平衡飛行器重力，保持總拉力不變，通過增加下部垂直尾翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時減小上部垂直尾翼上螺旋槳轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速/槳距，使飛行器上仰，反之亦然；保持總拉力不變，增加左側(cè)機翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時減小右側(cè)機翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，可使飛行器向右滾轉(zhuǎn)，反之亦然；保持總拉力不變，增加左右機翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時減小上下垂直尾翼上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，如果左右機翼上螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向為逆時針、上下垂直尾翼上螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向為順時針，使飛行器向右偏航，若螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向與此相反，則飛行器向左偏航，反之亦然。水平飛行階段的特點是依靠機翼產(chǎn)生的氣動升力平衡重力，依靠動力裝置產(chǎn)生的推進力克服空氣阻力高速前飛，可進行久航、遠航飛行，機翼上的升降副翼進行俯仰和滾轉(zhuǎn)控制，垂直尾翼上的方向舵進行偏航控制。

有益效果

本發(fā)明提出的可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器，由機身、機翼、垂直尾翼和動力裝置組成，機身兩側(cè)設置有機翼，機身尾部的上方和下方分別設置垂直尾翼，且上下方垂直尾翼的中心線與機身軸線位于同一豎直平面內(nèi)。機翼翼尖部位和垂直尾翼翼尖部位分別設置有動力裝置，且動力裝置的轉(zhuǎn)軸與機身的軸線平行。機翼后緣安裝有升降副翼，垂直尾翼后緣安裝有方向舵。機翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖共同構(gòu)成四個支撐點，在飛行器起飛前和降落后狀態(tài)時，四個支撐點使飛行器豎直向上地停靠在地面。飛行器垂直起降響應速度快，具有良好的操縱性。

可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器在起飛前和降落后狀態(tài)時，對起降場地的要求減小。飛行器采用四旋翼加變距螺旋槳，響應速度更高，具有良好的穩(wěn)定性以及抗風性能。

可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器在水平飛行過程中以固定翼方式飛行，能量消耗小，飛行速度快，續(xù)航時間長，并具有良好的操縱和穩(wěn)定性能。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和實施方式對本發(fā)明一種可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器作進一步詳細說明。

圖1為本發(fā)明可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器豎直狀態(tài)示意圖。

圖中:

1.機身2.機翼3.垂直尾翼4.動力裝置

具體實施方式

本實施例是一種可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器。

參閱圖1、圖2，本實例可垂直起降的尾座式四旋翼無尾布局飛行器，包括飛行狀態(tài)呈水平位置的機身1，機身1呈長條流線型結(jié)構(gòu)，在機身1的兩側(cè)設置有機翼2，機翼2后緣安裝有升降副翼，在機身1尾部上方和下方設置有垂直尾翼3，且上方垂直尾翼3和下方垂直尾翼3的中心線與機身1軸線位于同一豎直平面內(nèi)，垂直尾翼3后緣安裝有方向舵。

機翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖共同構(gòu)成四個支撐點，或機翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖以及機身1尾端共同構(gòu)成五個支撐點，在停飛狀態(tài)時，四個或五個支撐點使飛行器豎直向上地?？吭诘孛?。通過四個或五個支撐點作為飛行器起降的支點，無需額外安裝起落架。在本實施例中，機翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖共同構(gòu)成四個支撐點。

在機翼2翼尖或機翼2上和垂直尾翼3翼尖分別設置有動力裝置4，根據(jù)飛行器的重量可增加動力裝置4的數(shù)量。

本實施例中，動力裝置4為四組，四組動力裝置4均為變距螺旋槳，其中兩組動力裝置4對稱安裝在機身1兩側(cè)機翼2翼尖部位，且動力裝置4旋轉(zhuǎn)方向相同；另外兩組動力裝置4分別設置在上垂直尾翼3和下垂直尾翼3翼尖部位，上3和下垂直尾翼3下垂直尾翼3上的動力裝置4旋轉(zhuǎn)方向相同；機翼2上的動力裝置4與垂直尾翼3上的動力裝置4的旋轉(zhuǎn)方向相反，四組動力裝置4的轉(zhuǎn)軸分別與機身1的軸線相平行。

機身1內(nèi)安裝有蓄電池或內(nèi)燃機，蓄電池驅(qū)動電機帶動動力裝置，或內(nèi)燃機通過機械傳動驅(qū)動動力裝置。

本實施例中，可垂直起降的尾座式四旋翼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:機翼2翼尖和垂直尾翼3翼尖共同構(gòu)成四個支撐點，使飛行器豎直向上?？吭诘孛妗?/p>

垂直起降、懸停和低速飛行階段:是依靠動力裝置4一起工作來平衡飛行器重力，保持總拉力不變，通過增加下部垂直尾翼3上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時減小上部垂直尾翼3上螺旋槳轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速/槳距，使飛行器上仰，反之亦然；保持總拉力不變，增加左側(cè)機翼2上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時減小右側(cè)機翼2上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，使飛行器向右滾轉(zhuǎn)，反之亦然；保持總拉力不變，增加左右機翼2上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，同時減小上下垂直尾翼3上的螺旋槳轉(zhuǎn)速/槳距，如果左右機翼2上螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向為逆時針、上下垂直尾翼3上螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向為順時針，使飛行器向右偏航，若螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向與此相反，則飛行器向左偏航，反之亦然。

水平飛行階段:是依靠機翼2產(chǎn)生的氣動升力平衡重力，依靠動力裝置4產(chǎn)生的推進力克服空氣阻力高速前飛，可進行久航、遠航飛行，機翼2上的升降副翼進行滾轉(zhuǎn)控制和俯仰控制，垂直尾翼3上的方向舵進行偏航控制。