本發明專利技術提供了一種飛翼布局飛機，包括：融為一體機身（1）和機翼（2）；位于機翼（2）外段的副翼（3），用于平飛時的滾轉控制；位于機身（1）最后方的升降舵（5），用于平飛時的俯仰控制；位于機身（1）的后方的雙垂尾（4），用于增強平飛時的航向安定性。本發明專利技術的有點包括：翼身融合技術繼承了飛翼優異的氣動特性，并且提供了較大的內部空間，且重量分布更合理，結構更輕，有利于增加載荷和航程；發動機內置、傾轉前螺旋槳和固定且可收于垂尾的后螺旋槳在實現短距/垂直起降能力的同時，極大的降低了對飛機整體氣動外形的干擾；發動機之間的連軸設計大大提高了動力系統的可靠性，避免了一發失效的危險情況，保證了短距/垂直起降時的飛行安全。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及一種可短距/垂直起降的飛翼飛機，屬于航空飛行器中固定翼飛機設計
技術介紹
由于優異的氣動及結構重量特性、良好的隱身性能和較大的內部空間，在軍用領域，飛翼式布局獲得了成熟的應用，如美國B-2幽靈隱形轟炸機，且目前各國諸多正在研究開發的無人作戰或偵查飛機均采用了飛翼式布局，使得飛翼式布局成為軍用飛機領域的研究熱點。但是，在通用航空領域，飛翼式布局并未得到廣泛應用，主要原因在于常規飛翼式布局固有的穩定性和操縱性上的不利因素。這些不利因素進一步導致其起降性能較差，起降滑跑距離長，對場地要求較高。操縱上的不利因素一方面增強了對飛行員水平的要求，另一方面也大大增加了起飛著陸過程中飛行員的工作負荷，降低了飛行的可靠性，這就進一步限制了該布局的應用。
技術實現思路
本專利技術針對以上所述的缺陷，設計了一種新型的飛翼布局飛機。該布局采用新穎的動力布局設計，可實現短距/垂直起降。本專利技術的平面布局為常規飛翼布局，寬機身，后掠機翼，翼身融合，機身尾部為兩個并列垂直尾翼。寬機身和翼身融合的機翼的升力體設計使得該布局具有優異的氣動特性。機翼后掠和雙垂尾保證了良好的橫測穩定性。其垂尾分為上下兩部分，上面部分面積較大沒有活動部件，為垂直安定面，下面部分面積較小，為全動舵面。為了具有垂直起降能力，在機身的周圍布置了四個螺旋槳，由兩臺發動機驅動。其中，機翼前方，機身兩側各一個螺旋槳，機身后部，垂尾和下舵面之間各裝有一個螺旋槳。為應對發動機停車問題，兩個個發動機通過軸進行聯動，避免單發失效而引起升力或力矩突變。垂直起降時的滾轉控制通過機翼前方的兩個螺旋槳的變距實現，這兩個螺旋槳的間距較遠，控制能力較強，航向控制則由位于機尾兩個螺旋槳下方的活動舵面的偏轉實現。機翼前方的兩個螺旋槳盤面可傾轉，垂直起降時，盤面水平，螺旋槳推動氣流向下，產生向上的升力。水平飛行時，盤面垂直于飛機平面，提供向前的拉力。短距起降時，盤面的偏轉角介于二者之間，具體數值取決于飛行場地的實際情況。尾部的螺旋槳在非工作狀態時，可收納于垂尾內，有效降低平飛阻力。根據本專利技術的一個方面，提供了一種飛翼布局飛機，其特征在于包括:融為一體機身和機翼；位于機翼外段的副翼，用于平飛時的滾轉控制；位于機身最后方的升降舵，用于平飛時的俯仰控制；位于機身的后方的雙垂尾，用于增強平飛時的航向安定性。附圖說明圖1是根據本專利技術的一個實施例的飛翼布局飛機的平面布局示意圖。圖2是根據本專利技術的一個實施例的飛翼布局飛機的動力系統傳動不意圖。圖3是根據本專利技術的一個實施例的飛翼布局飛機的飛機尾部布置示意圖。具體實施例方式圖1所示的根據本專利技術的一個實施例的飛翼布局飛機包括融為一體機身(I)和機翼(2)，其具有優異的氣動性能。副翼(3)位于機翼(2)外段，用于平飛時的滾轉控制。升降舵(5)位于機身(I)最后方，用于平飛時的俯仰控制。雙垂尾(4)位于機身(I)的后方，用于增強平飛時的航向安定性，沒有任何活動舵面。套筒(8)橫穿機身(1)，并和位于機身(I)兩側、機翼(2)前方的兩個螺旋槳(7)的吊艙(23)固連。前發的動力傾轉通過套筒(8)的轉動實現。水平飛行時，前螺旋槳(7)槳盤豎直，如圖2所示前螺旋槳(7)狀態，提供向前的拉力。垂直起降時，如圖1前螺旋槳(7)的槳盤面與飛機平面水平，提供向上的推力，與位于垂尾(4)下方的螺旋槳(4)產生的升力共同承擔飛機向下的重力。短距起降時，前螺旋槳(7)偏轉狀態介于垂直起降和水平前飛之間，推力矢量指向前上方，后螺旋槳(6)推力依然保持向上，當滑跑速度達到一定程度，前螺旋槳(7)、后螺旋槳(6)和翼身融合體(1、2)產生的升力大于飛機重力時，飛機即可離地。圖2所示的根據本專利技術的一個實施例的飛翼布局飛機的動力系統中，兩臺對稱放置于機身內部的活塞式發動機(14)通過第一齒輪組(15)同時將動力傳遞給第一軸(13),這種“連軸”設計可避免某一發動機失效帶來的危險后果，大大提高飛機的可靠性。第一軸向前通過第二齒輪組(9)將動力傳給套筒(8)內的第二軸(10)，第二軸(10)通過第三齒輪組(11)驅動第三軸(12)，軸(12)驅動前螺旋槳(7)轉動。第一軸(13)向后通過離合器(16)驅動第四軸(17)，第四軸(17)依次通過第四齒輪組(18)、第五軸(19)、第五齒輪組(20)、第六軸(21)和第六齒輪組(22)將動力傳遞給后螺旋槳(6)。短距或垂直起降時，離合器(16)收緊，發動機(14)動力將傳遞給后螺旋槳(6)，水平飛行時，離合器(16)松開，切斷發動機(14)推力向后傳輸。圖3所示的根據本專利技術的一個實施例的飛翼布局飛機的飛機尾部布置示意圖中，第六軸(21)通過第六齒輪組(22)驅動位于垂尾(4)下部的螺旋槳(6)。如圖3中所示，在水平飛行時，尾部螺旋槳(6)停止轉動，并順著氣流方向收納于垂尾(4)下方，避免了對氣流的不利干擾。舵面(24)位于螺旋槳(6)的下方滑流中，可通過對滑流進行偏轉實現垂直起降過程中的航向控制。本專利技術的優點和有益效果包括一翼身融合技術繼承了飛翼優異的氣動特性，并且提供了較大的內部空間，且重量分布更合理，結構更輕，有利于增加載荷和航程。一發動機內置、傾轉前螺旋槳和固定且可收于垂尾的后螺旋槳在實現短距/垂直起降能力的同時，極大的降低了對飛機整體氣動外形的干擾。一發動機之間的連軸設計大大提高了動力系統的可靠性，避免了 一發失效的危險情況，保證了短距/垂直起降時的飛行安全。權利要求1.一種飛翼布局飛機，其特征在于包括: 融為一體機身(1)和機翼(2)， 位于機翼(2)外段的副翼(3)，用于平飛時的滾轉控制， 位于機身(1)最后方的升降舵(5)，用于平飛時的俯仰控制， 位于機身(1)的后方的雙垂尾(4)，用于增強平飛時的航向安定性。2.根據權利要求1的飛翼布局飛機，其特征在于進一步包括: 橫穿機身(1)套筒(8)， 位于機身(1)兩側、機翼(2)前方的兩個前螺旋槳(7)的吊艙(23)，其與所述套筒(8)固連， 位于雙垂尾(4)下方的后螺旋槳(6)， 其中 所述兩個前螺旋槳(7)的動力傾轉通過套筒(8)的轉動實現， 水平飛行時，前螺旋槳(7)槳盤豎直，提供向前的拉力， 垂直起降時，前螺旋槳(7)的槳盤面與飛機平面水平，提供向上的推力，該推力與后螺旋槳(6)產生的升力共同承擔飛機向下的重力， 短距起降時，前螺旋槳(7)偏轉狀態介于垂直起降和水平前飛時的偏轉狀態之間，推力矢量指向前上方，后螺旋槳(6)推力依然保持向上，當滑跑速度達到一定程度，前螺旋槳(7)、后螺旋槳(6)和融為一體機身(1)和機翼(2)所產生的升力大于飛機重力時，飛機即可尚^^。3.根據權利要求2的飛翼布局飛機，其特征在于進一步: 位于機身(1)的后方的雙垂尾(4)沒有任何活動舵面。4.根據權利要求2或3的飛翼布局飛機，其特征在于進一步: 對稱放置于機身內部的兩臺活塞式發動機(14)， 第一齒輪組(15),用于同時將兩臺活塞式發動機(14)的動力傳遞給第一軸(13), 所述第一軸(13)，用于通過第二齒輪組(9)將動力傳給套筒(8)內的第二軸(10)， 所述第二齒輪組(9)， 所述第二軸(10 )，用于通過第三齒輪組(11)驅動第三軸(12 本文檔來自技高網...
【技術保護點】
一種飛翼布局飛機，其特征在于包括：融為一體機身（1）和機翼（2），位于機翼（2）外段的副翼（3），用于平飛時的滾轉控制，位于機身（1）最后方的升降舵（5），用于平飛時的俯仰控制，位于機身（1）的后方的雙垂尾（4），用于增強平飛時的航向安定性。
【技術特征摘要】
【專利技術屬性】
技術研發人員：王維軍，劉江濤，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：
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