本實(shí)用新型屬于航空飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，特別涉及一種高效多用途，同時(shí)又能夠達(dá)到固定翼巡航飛行效率的垂直起降無人飛行器。

背景技術(shù)：

目前最常見的無人飛行器主要有多旋翼和固定翼兩種形式，多旋翼飛行器構(gòu)造簡(jiǎn)單，單純依靠旋翼提供升力，控制響應(yīng)較為靈敏，能夠做到垂直起降和定點(diǎn)懸停，但此類飛行器由于沒有推進(jìn)動(dòng)力，同時(shí)氣動(dòng)效率低，導(dǎo)致其前飛速度慢，抗風(fēng)能力弱，續(xù)航能力較差；固定翼無人機(jī)采用已經(jīng)經(jīng)過廣泛驗(yàn)證的飛行布局，氣動(dòng)效率較高，能夠?qū)崿F(xiàn)較長(zhǎng)時(shí)間的巡航飛行和較高的飛行速度，但是此類飛行器在起飛和降落過程中要達(dá)到一定的速度，對(duì)起降場(chǎng)地有一定要求，同時(shí)無法進(jìn)行定點(diǎn)懸停和低速飛行，使得其適用范圍受到了很大的限制。

為了綜合這兩種飛行器的優(yōu)點(diǎn)，開發(fā)一種既能實(shí)現(xiàn)垂直起降和定點(diǎn)懸停又能進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間的高速巡航飛行的飛行器，人們進(jìn)行了廣泛的嘗試，其中最早進(jìn)入實(shí)用階段的是美國研制的V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)，之后還出現(xiàn)了XV-15、“鷹眼”以及V-44等一系列傾轉(zhuǎn)旋翼驗(yàn)證機(jī)型和概念機(jī)型，我國也曾展示了“藍(lán)鯨”傾轉(zhuǎn)旋翼概念飛行器。

以上飛行器大都采用傾轉(zhuǎn)旋翼的方式來實(shí)現(xiàn)垂直起降和高速固定翼巡航兩種模式的轉(zhuǎn)換，飛行器螺旋槳在垂直起降階段其功能類似于直升機(jī)旋翼，在提供垂直向上的升力的同時(shí)通過周期變距對(duì)飛行器的姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整，在固定翼需向前傾轉(zhuǎn)九十度為飛行器提供推進(jìn)動(dòng)力，這使得此類飛行器螺旋槳必須滿足直升機(jī)旋翼和固定翼推進(jìn)槳兩種特性，這樣不僅無法兼顧兩種狀態(tài)下的槳葉氣動(dòng)效率，而且還造成旋翼控制機(jī)構(gòu)和控制方法十分復(fù)雜，同時(shí)由于機(jī)翼并不隨螺旋槳一同傾轉(zhuǎn)，造成垂直起降階段機(jī)翼對(duì)螺旋槳下洗氣流產(chǎn)生干擾，進(jìn)一步降低了飛行器的氣動(dòng)效率和控制穩(wěn)定性。以上不足導(dǎo)致了此類飛行器安全性和可靠性要遠(yuǎn)低于一般飛行器，在實(shí)際使用過程中事故頻發(fā)。

中國專利公開號(hào)CN203332392U可傾轉(zhuǎn)固定翼無人機(jī)提出了一種傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無人機(jī)，采用串列式機(jī)翼布局，在機(jī)身兩側(cè)設(shè)置前后兩對(duì)可傾轉(zhuǎn)機(jī)翼，并在每個(gè)機(jī)翼中部設(shè)置螺旋槳推進(jìn)機(jī)構(gòu)，飛機(jī)的垂直起降和固定翼巡航兩種模式的轉(zhuǎn)換通過兩對(duì)機(jī)翼的傾轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)，機(jī)身尾部額外安裝了垂尾和平尾。

中國專利公開號(hào)205440867U提出的可傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛機(jī)也采用的是串列式機(jī)翼布局，每個(gè)機(jī)翼中部布置螺旋槳驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，后機(jī)翼螺旋槳后方設(shè)置垂直舵面。

從目前已經(jīng)投入廣泛使用的飛行器上可以看出，用于不同飛行狀態(tài)的螺旋槳，其構(gòu)型有很大的區(qū)別，特別是用于提供直升機(jī)垂直向上升力的直升機(jī)旋翼槳和用于提供固定翼飛機(jī)前進(jìn)推力的高速螺旋槳，這兩者無論是從形態(tài)尺寸上還是機(jī)械結(jié)構(gòu)上都存在顯著差異，這是由于不同飛行狀態(tài)下螺旋槳的氣動(dòng)條件差別較大，螺旋槳必須從氣動(dòng)外形和內(nèi)部結(jié)構(gòu)上適應(yīng)這種氣動(dòng)條件才能維持較高的氣動(dòng)效率，進(jìn)而滿足日常使用要求，因此作為同時(shí)要兼顧垂直起降狀態(tài)和高速固定翼巡航狀態(tài)的垂直起降飛行器，必須考慮這兩種狀態(tài)氣動(dòng)條件的不同對(duì)飛行器螺旋槳?dú)鈩?dòng)效率的影響。作為唯一投入實(shí)用的V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)就采用了類似于直升機(jī)旋翼的螺旋槳來維持直升機(jī)狀態(tài)(垂直飛行狀態(tài))下的氣動(dòng)效率，但同時(shí)也帶來了其前飛速度和航程要遠(yuǎn)低于相同量級(jí)的固定翼飛行器的固有缺陷。以上述專利為代表的現(xiàn)有技術(shù)在垂直起降狀態(tài)和高速固定翼巡航狀態(tài)也均采用相同的螺旋槳來提供升力和推進(jìn)力，未考慮螺旋槳在這兩種模式下的氣動(dòng)效率的差異，造成螺旋槳至少在其中一種模式下處于低效率狀態(tài)，無法提高飛行器的整體使用效能，特別是隨著飛行器的大型化，對(duì)于其航程和飛行速度等指標(biāo)要求的不斷提高，這種影響會(huì)愈發(fā)明顯。

同時(shí)，以上述專利為代表的現(xiàn)有技術(shù)絕大部分方案均采用串列式機(jī)翼，前飛過程中前機(jī)翼下洗流對(duì)后機(jī)翼及螺旋槳的干擾會(huì)造成飛行器整體氣動(dòng)效率和控制穩(wěn)定性的下降。

此外，傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器機(jī)翼承受的載荷要遠(yuǎn)比普通固定翼飛行器和多旋翼飛行器要復(fù)雜，既要承受垂直狀態(tài)下螺旋槳的拉力和振動(dòng)載荷，又要承受水平狀態(tài)下的氣動(dòng)彎矩、扭矩和剪切力，且這些載荷均通過機(jī)翼根部連接點(diǎn)傳遞至機(jī)身，因此機(jī)翼根部與機(jī)身的連接部位的結(jié)構(gòu)形式直接決定了這個(gè)機(jī)翼的承載剛度和強(qiáng)度。以上述專利為代表的現(xiàn)有技術(shù)中機(jī)翼均采用主梁式結(jié)構(gòu)，機(jī)翼根部通過一根圓管與機(jī)身連接，機(jī)翼載荷通過這根圓管傳遞到機(jī)身，由于形狀限制，連接圓管的截面積要遠(yuǎn)小于機(jī)翼翼根處的橫截面積，這相當(dāng)于機(jī)翼結(jié)構(gòu)在連接點(diǎn)處產(chǎn)生了一個(gè)截面突變，造成局部結(jié)構(gòu)出現(xiàn)顯著的應(yīng)力集中現(xiàn)象，極大的降低了機(jī)翼結(jié)構(gòu)的承載效率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)上述問題，本實(shí)用新型的目的是提供一種既能同時(shí)垂直起降和高速固定翼巡航要求，又能在這兩個(gè)飛行模式下保證較高的氣動(dòng)效率的飛行器，與已有方案相比布局更加簡(jiǎn)潔合理，氣動(dòng)效率和可靠性更高。

本實(shí)用新型的技術(shù)目的通過如下任一技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)。

一種垂直起降無人機(jī)，包括機(jī)身1、可傾轉(zhuǎn)機(jī)翼2、設(shè)置于機(jī)翼上的機(jī)翼動(dòng)力裝置3、可傾轉(zhuǎn)水平尾翼5和設(shè)置于水平尾翼上的尾翼動(dòng)力裝置6，其特征在于，所述機(jī)翼動(dòng)力裝置3和尾翼動(dòng)力裝置6具有不同的轉(zhuǎn)速和/或升力。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述機(jī)翼動(dòng)力裝置3包括低速升力槳。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述尾翼動(dòng)力裝置6包括高速推進(jìn)槳。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述低速升力槳的槳葉在所述無人機(jī)進(jìn)入固定翼巡航狀態(tài)后折疊收起。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述機(jī)翼動(dòng)力裝置3在所述無人機(jī)進(jìn)入固定翼巡航狀態(tài)后關(guān)閉。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述無人機(jī)還包括固定于機(jī)身的垂直尾翼4，所述垂直尾翼不可傾轉(zhuǎn)。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述機(jī)翼設(shè)置于所述機(jī)身上方。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述機(jī)翼的傾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸設(shè)置于靠近機(jī)翼后緣的位置。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述機(jī)翼2左右均置至少2臺(tái)使用低速升力槳的螺旋槳?jiǎng)恿ρb置，所述水平尾翼5設(shè)置至少1臺(tái)使用高速推進(jìn)槳的螺旋槳?jiǎng)恿ρb置。

根據(jù)上述技術(shù)方案之一所述的垂直起降無人機(jī)，其特征在于，所述無人機(jī)還包括前起落架8和后起落架9，兩者均采用輪式結(jié)構(gòu)。

在一個(gè)更為具體的技術(shù)方案中，為了達(dá)到上述目的本實(shí)用新型采用一種傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器，包括主機(jī)身，可傾轉(zhuǎn)機(jī)翼、可傾轉(zhuǎn)水平尾翼、翼面傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)、垂直尾翼和螺旋槳?jiǎng)恿ρb置。所述螺旋槳?jiǎng)恿ρb置分別安裝在機(jī)翼和水平尾翼上，在飛行器飛行模式轉(zhuǎn)換過程中隨翼面共同傾轉(zhuǎn)，其中機(jī)翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置主要負(fù)責(zé)提供垂直起降狀態(tài)下飛行器的升力和部分姿態(tài)控制，水平尾翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置主要負(fù)責(zé)垂直起降狀態(tài)下飛行器俯仰姿態(tài)控制力以及前飛狀態(tài)下推進(jìn)動(dòng)力。所述翼面傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)負(fù)責(zé)在飛行器垂直起降和固定翼巡航模式之間的轉(zhuǎn)換過程中機(jī)翼和水平尾翼相對(duì)于機(jī)身轉(zhuǎn)角的調(diào)整。

在另一個(gè)更為具體的技術(shù)方案中，所述機(jī)翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置和水平尾翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置分別采用不同形式的螺旋槳，其中機(jī)翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置采用類似于直升機(jī)升力旋翼的低速升力槳，在飛行器垂直起降階段提供高效升力，在飛機(jī)進(jìn)入固定翼巡航狀態(tài)之后槳葉向后折疊收起以降低飛行阻力；水平尾翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置采用高速推進(jìn)螺旋槳，在飛行器固定翼巡航模式下維持較高的氣動(dòng)效率，降低功率消耗，延長(zhǎng)飛行時(shí)間。

在另一個(gè)更為具體的技術(shù)方案中，所述水平尾翼在固定巡航模式下轉(zhuǎn)換為全動(dòng)平尾，可以沿傾轉(zhuǎn)軸在一定角度范圍內(nèi)上下偏轉(zhuǎn)，同時(shí)帶動(dòng)水平尾翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置共同偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)二維矢量推進(jìn)，從而不再需要平尾操縱舵面，將尾翼傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)與水平尾翼操縱舵面機(jī)構(gòu)合二為一，簡(jiǎn)化了飛行器的控制機(jī)構(gòu)，同時(shí)又提高了固定翼平飛狀態(tài)飛行器俯仰控制效率。此外，所述垂直尾翼與水平尾翼結(jié)構(gòu)不再進(jìn)行聯(lián)動(dòng)，而是分別同機(jī)身進(jìn)行連接，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的分離布置，在模式轉(zhuǎn)換的過程中垂直尾翼相對(duì)于機(jī)身固定，不隨平尾共同偏轉(zhuǎn)，這樣避免了垂直尾翼對(duì)尾翼傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的影響，從而使得平尾結(jié)構(gòu)更加簡(jiǎn)潔，降低了平尾結(jié)構(gòu)重量。

在另一個(gè)更為具體的技術(shù)方案中，所述機(jī)翼布置在機(jī)身上方，機(jī)翼傾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸安置在靠近機(jī)翼后緣的位置，機(jī)翼前緣至轉(zhuǎn)軸處形成一個(gè)延伸至兩端機(jī)翼動(dòng)力裝置固定點(diǎn)的封閉式的中央翼盒結(jié)構(gòu)，在翼盒后緣中間位置設(shè)置機(jī)翼傾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸連接點(diǎn)與機(jī)身進(jìn)行鉸鏈連接，翼盒下表面中間位置設(shè)置連接耳片與機(jī)翼傾轉(zhuǎn)作動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行連接，通過這兩處連接點(diǎn)將機(jī)翼載荷轉(zhuǎn)換為集中力傳遞至機(jī)身。由于翼盒結(jié)構(gòu)貫穿左右機(jī)翼并且不像主梁式機(jī)翼那樣受圓管連接形狀和尺寸的限制，在最大限度上增加了機(jī)翼翼根處的橫截面積，減少了翼根局部的應(yīng)力集中程度，使得機(jī)翼的整體剛度和強(qiáng)度特別是抗扭、抗彎能力相比較于主梁式機(jī)翼有了顯著提高，避免了飛行過程中機(jī)翼出現(xiàn)變形過大，甚至出現(xiàn)副翼反效的嚴(yán)重問題，在減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量的同時(shí)提高飛行器的結(jié)構(gòu)安全性。

在另一個(gè)更為具體的技術(shù)方案中，所述機(jī)身結(jié)構(gòu)進(jìn)一步包括具有轉(zhuǎn)向功能的輪式起落架結(jié)構(gòu)，從而使得飛行器具備固定翼飛機(jī)的滑跑起降功能，在動(dòng)力裝置失效的情況下能夠滑行降落，極大地提高了飛行器的可靠性和安全性。

采用本實(shí)用新型技術(shù)方案的傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器，其顯著優(yōu)點(diǎn)包括：

(1)機(jī)翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置和水平尾翼螺旋槳?jiǎng)恿ρb置分別采用低速升力槳和高速推進(jìn)槳，分別負(fù)責(zé)垂直起降階段的升力和固定翼巡航階段的推進(jìn)動(dòng)力，使得飛行器在不同飛行模式下其飛行效率比采用單一形式螺旋槳的垂直起降固定翼飛行器有了顯著提高，對(duì)此實(shí)用新型人進(jìn)行了大量的驗(yàn)證試飛，具體試飛比較結(jié)果可參見具體實(shí)施例3。

(2)采用帶矢量推進(jìn)的全動(dòng)水平尾翼，同時(shí)水平尾翼和垂直尾翼實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)分離，簡(jiǎn)化了尾翼控制機(jī)構(gòu)，降低了平尾結(jié)構(gòu)重量，同時(shí)提高了飛行器固定翼巡航模式下的俯仰控制效率。

(3)機(jī)翼主要承載部位采用整體封閉式的中央翼盒代替一般機(jī)翼結(jié)構(gòu)中的主梁，提升了結(jié)構(gòu)承載效率和整體剛度和強(qiáng)度，在減輕機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量的同時(shí)提高了機(jī)翼的結(jié)構(gòu)安全性和可靠性。

(4)飛行器除了可以實(shí)現(xiàn)垂直起降，在部分動(dòng)力裝置失效的情況下仍然可以進(jìn)行傳統(tǒng)固定翼飛機(jī)的滑跑起飛和降落，進(jìn)一步提高了安全性和可靠性。

附圖說明

圖1是本實(shí)用新型的飛行器在垂直起降模式下的布局方案示意圖；

圖2是本實(shí)用新型的飛行器在固定翼巡航模式下的示意圖；

圖3是本實(shí)用新型的飛行器固定翼巡航模式下全動(dòng)平尾與動(dòng)力裝置的偏轉(zhuǎn)示意圖；

圖4是本實(shí)用新型的飛行器整體中央翼盒結(jié)構(gòu)在機(jī)翼中的位置示意圖；

圖5是本實(shí)用新型的飛行器機(jī)翼中央翼盒整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖6是本實(shí)用新型的飛行器機(jī)翼翼根中央翼盒結(jié)構(gòu)和主梁結(jié)構(gòu)橫截剖面比較圖；

圖7是本實(shí)用新型的飛行器增加動(dòng)力裝置后的布局方案示意圖。

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作進(jìn)一步說明。

實(shí)施例1

圖1～3所示為本實(shí)用新型的一種新型垂直起降飛行器的基本結(jié)構(gòu)布局及運(yùn)行方式。該飛行器包括機(jī)身1、機(jī)身1上部的機(jī)翼2、機(jī)翼2兩側(cè)的螺旋槳?jiǎng)恿ρb置3及副翼操縱舵面10、機(jī)身上部后側(cè)的垂直尾翼4及垂尾操縱舵面11，機(jī)身1尾部的可傾轉(zhuǎn)全動(dòng)水平尾翼5及安裝在水平尾翼上的螺旋槳?jiǎng)恿ρb置6，機(jī)身1進(jìn)一步包括控制機(jī)翼偏轉(zhuǎn)的傾轉(zhuǎn)作動(dòng)機(jī)構(gòu)7及可用于滑跑起降的前起落架8和后起落架9。

螺旋槳?jiǎng)恿ρb置3和機(jī)翼2相對(duì)固定，在飛行模式轉(zhuǎn)換過程中通過傾轉(zhuǎn)作動(dòng)機(jī)構(gòu)7一同偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼動(dòng)力裝置3采用的是帶有折疊功能的低速旋翼槳，其氣動(dòng)外形和結(jié)構(gòu)類似于直升機(jī)升力旋翼，這樣可以保證飛行器在垂直起降模式下?lián)碛休^高的氣動(dòng)效率。當(dāng)飛行器進(jìn)入高速固定翼巡航模式后，如圖2所示，螺旋槳?jiǎng)恿ρb置3停止工作以降低能量消耗，同時(shí)槳葉向后折疊以減小飛行器的空氣阻力，飛行過程中通過副翼操縱舵面10、垂尾操縱舵面11和水平尾翼5來控制和調(diào)節(jié)飛行器的飛行姿態(tài)。

螺旋槳?jiǎng)恿ρb置6和水平尾翼5相對(duì)固定，垂直起降階段兩者偏轉(zhuǎn)至與機(jī)身軸線垂直的位置，通過螺旋槳?jiǎng)恿ρb置6為飛行器提供姿態(tài)調(diào)節(jié)控制控制力，固定翼巡航階段水平尾翼5以與機(jī)身軸線平行位置為初始位置，帶動(dòng)螺旋槳?jiǎng)恿ρb置6沿傾轉(zhuǎn)軸上下偏轉(zhuǎn)，如圖3所示，同時(shí)為飛行器提供前飛推進(jìn)力和俯仰控制力，為保證飛行器的前飛氣動(dòng)效率，螺旋槳?jiǎng)恿ρb置6采用傳統(tǒng)固定翼飛行器常用的高速推進(jìn)槳。

前起落架8和后起落架9采用固定翼飛行器常用的輪式結(jié)構(gòu)，具備滑跑起降功能，既可以用于垂直起降階段的地面支撐，也可以在部分動(dòng)力失效的情況下以固定翼飛行模式滑翔降落。

圖4～5示意了本實(shí)用新型機(jī)翼中央翼盒12的位置和整體結(jié)構(gòu)形式，機(jī)翼中央翼盒12進(jìn)一步包括了動(dòng)力裝置連接接頭13、機(jī)翼轉(zhuǎn)軸連接接頭14和傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)連接接頭15，分別同螺旋槳?jiǎng)恿ρb置3、機(jī)翼傾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)軸和機(jī)翼傾轉(zhuǎn)作動(dòng)機(jī)構(gòu)7進(jìn)行連接。所述機(jī)翼中央翼盒12采用復(fù)合材料或者航空鋁合金整體制造成型，在連接接頭部位進(jìn)行局部加強(qiáng)，機(jī)翼其他翼面結(jié)構(gòu)通過膠接或者機(jī)械連接的方式與機(jī)翼中央翼盒12進(jìn)行連接。圖6特別展示了本實(shí)用新型機(jī)翼翼根的橫截剖面，從圖中可以看出中央翼盒方案翼根截面16的面積要比主梁方案翼根截面17至少增加3倍以上，在傳遞機(jī)翼扭轉(zhuǎn)載荷和彎曲載荷時(shí)能夠有效降低機(jī)翼根部的應(yīng)力水平，減少機(jī)翼的整體變形。

實(shí)施列2

如圖7所示，在機(jī)翼2上左右對(duì)稱布置4個(gè)使用低速升力槳的螺旋槳?jiǎng)恿ρb置3，在水平尾翼5上左右對(duì)稱布置兩個(gè)使用高速推進(jìn)槳的螺旋槳?jiǎng)恿ρb置6，相對(duì)于實(shí)施例1增加了整機(jī)的升力，提高了其載荷能力，同時(shí)可以結(jié)合動(dòng)力裝置螺旋槳的轉(zhuǎn)速差動(dòng)進(jìn)一步提高飛行器控制效率，其中螺旋槳?jiǎng)恿ρb置3在固定翼巡航模式下根據(jù)飛行狀態(tài)的不同可以將螺旋槳全部向后折疊收起或者只收起其中兩個(gè)，提高飛行器在不同飛行條件下的適應(yīng)性和可靠性。

實(shí)施例3

基于本實(shí)用新型的技術(shù)方案，實(shí)用新型人從飛行器的初始方案設(shè)計(jì)到后期驗(yàn)證試飛開展了大量的創(chuàng)造性工作，在試飛過程中，實(shí)用新型人發(fā)現(xiàn)對(duì)于垂直起降固定翼飛行器，采用不同的螺旋槳會(huì)對(duì)其在不同飛行狀態(tài)下的飛行效率產(chǎn)生明顯影響。為了進(jìn)一步明確這種差異，實(shí)用新型人使用本實(shí)用新型技術(shù)方案的飛行器，在相同的飛行條件下分別采用不同的螺旋槳進(jìn)行了垂直起降和固定翼巡航這兩種狀態(tài)的試飛，并對(duì)各個(gè)情況下飛行器處于穩(wěn)定狀態(tài)時(shí)所需的動(dòng)力裝置最小油門進(jìn)行了記錄，記錄結(jié)果如下表所示：

從上表可以看出，全部采用低速升力槳和高速推進(jìn)螺旋槳的飛行器可以分別在垂直起降階段和固定翼巡航階段保持較低的油門開度進(jìn)而維持較高的飛行效率，但當(dāng)這兩種飛行器轉(zhuǎn)換飛行模式之后，其維持穩(wěn)定飛行狀態(tài)的最小油門開度迅速提高，極大的提高了能量消耗率，降低了飛行器的飛行效率，特別是采用低速升力槳的飛行器，在固定翼巡航階段槳葉效率大幅度下降，同時(shí)較大的槳葉尺寸進(jìn)一步增加了飛行器的空氣阻力，為了維持穩(wěn)定的飛行狀態(tài)，必須把所有動(dòng)力裝置全部打開，這導(dǎo)致飛行器的能量消耗率甚至遠(yuǎn)高于垂直起降狀態(tài)，背離了通過固定翼巡航來提高飛行器飛行效率的設(shè)計(jì)初衷。另外，由于轉(zhuǎn)換過程中油門突變，極易造成飛行器的不穩(wěn)定，對(duì)于飛行器的飛行安全性和可靠性產(chǎn)生了非常不利的影響。同時(shí)，實(shí)用新型人在試飛過程中發(fā)現(xiàn)，在飛行器整體阻力不出現(xiàn)大幅度增加且動(dòng)力裝置具有較高氣動(dòng)效率的情況下，只需要通過尾翼動(dòng)力裝置就能為飛行器提供固定翼巡航所需推進(jìn)動(dòng)力，使得飛行器能耗降低到垂直起降階段的35％(采用實(shí)施例1的具體方案)以下，因此，實(shí)用新型人采用創(chuàng)造性的設(shè)計(jì)思路，在機(jī)翼動(dòng)力裝置和尾翼動(dòng)力裝置分別采用直升機(jī)旋翼升力槳和高速推進(jìn)螺旋槳，并在固定翼巡航階段關(guān)閉機(jī)翼動(dòng)力裝置并將低速升力槳向后折疊以降低空氣阻力，從而在不同狀態(tài)下均可使飛行器維持較高的飛行效率，從表中可以看出，在試飛過程中，采用本實(shí)用新型技術(shù)方案的飛行器，其油門能夠維持在一個(gè)較為合理的區(qū)間，能夠有效地提高飛行器在各個(gè)飛行狀態(tài)下的飛行效率，具有更好的實(shí)用性。

以上諸實(shí)施例僅供說明本實(shí)用新型之用，而非對(duì)本實(shí)用新型的限制，有關(guān)技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員，在不脫離本實(shí)用新型的精神和范圍的情況下，還可以作出各種變換或變化，因此所有等同的技術(shù)方案也應(yīng)該屬于本實(shí)用新型的范疇?wèi)?yīng)由各權(quán)利要求限定。