本发明涉及一种复合式垂直起降(vtol)高效、高速飞行器。
背景技术：
现有飞固定翼飞行器能够高速前飞，但却依赖跑道起飞。具有失速度，不能垂直起降(vtol)、悬停。直升机具有垂直起降能力，可空中悬停，不依赖于机场，但却不能高速、高效前飞。研发具有垂直起降能力，可空中悬停，又可高速、高效前飞的飞行器一直是航空界努力的方向。
具有代表性机型有：复合式的西科斯基公司的x2、s-97、sb-1,欧洲直升机公司的x3。倾转类的有贝尔公司的v-22、v-280，希勒公司的x-18等。停转式的有：nasa的m85,莫达斯公司的盘翼机，波音公司的cr/w。多旋翼复合式有以色列研发的“黒豹”。
以现有研究及已量产机型来看，技术实现路径均采取了折衷。追求高速的同时，牺牲了飞行效率。
以单纯复合式机型看，推进螺旋桨在垂直起降过程中一方面增加飞行器废重，也不会对飞行器产生升力以及相应控制机制。旋翼、机翼、螺旋桨还会产生气动干扰，影响飞行效率和品质。
以已量产的v-22倾转旋翼机为例，由于旋翼设计兼顾升力要求、前飞效率，其设计既不是根据直升机旋翼设计，又不是根据固定机翼飞机螺旋桨设计，垂直起降时桨盘载荷大，诱导速度、诱导功率大，过载能力低，其旋翼系统的过载能力为1.4，而典型直升机的旋翼过载能力为3.5，差距有一倍之多，使低速机动能力大幅降低，存在操纵权限不够的问题。突风不仅会影响倾转旋翼机横列的双旋翼，而且会影响到倾转旋翼机较长的两侧机翼。倾转旋翼机飞行员往往要通过复杂的操纵，才能抵消突风的影响。从这个方面来说，倾转旋翼机的悬停稳定性也不如直升机。
由于旋翼(螺旋桨)气动设计上比较折衷，这就导致它在前飞的时候，旋翼并不能像常规螺旋桨飞机一样在最优气动条件下运行，因而它的前飞速度和效率还是低于固定机翼飞行器的。倾转旋翼机的载荷空重比仅为40％。
既便旋翼折衷设计，但仍较常规固定机翼飞机螺旋桨大许多，未能给飞行器以固定机翼方式起降留足净空，不便于滑跑起飞。
x2、x3这类复合式机型，推进螺旋桨除与旋翼相互扰动，在起降、悬停中推进螺旋桨成为废重，牺牲飞行器载荷效率。
“黒豹”类多旋翼复合式除推进螺旋桨废重牺牲载荷效率外，由于采用螺旋桨气动设计，垂直起降、悬停、直升模式低速巡航时桨盘载荷大，升力效率低，过载系数低。一旦外部扰动大于其过载能力，其控制余度严重不足。由于是与固定机翼复合，外部扰动类似于倾转旋翼机，扰动系数远大于单纯多旋翼机，可控性大大降低。
技术实现要素：
复合式背推进横列自转双旋翼飞行器所采用的技术方案是：一种复合式背推进横列自转双旋翼飞行器，飞行器固定机翼2两端横列布置两副主升力旋翼组5，机体1中部布置有固定机翼2，机体1背部布置有前飞动力系统4，固定机翼2上布置有副翼8，机体1上布置有平行尾翼3、垂直尾翼6、起落架7。
固定机翼2两端横列布置的两副主升力旋翼组5，承担飞行器垂直起降、悬停主升力；横列布置的两副主升力旋翼组5旋转方向相反，相互克服反向扭矩。
固定机翼2两端横列布置的两副主升力旋翼组5总距、周期距可变。
机体上部横列布置的两副主升力旋翼组5，在垂直起降、悬停、直升机模式飞行时主升力旋翼组5由自有动力驱转。
机体1背部布置有前飞动力系统4，产生前飞动力。
横列布置的两副主升力旋翼组5随着前飞动力系统4施加前飞动力，飞行速度增加，旋翼驱转动力来自于主升力旋翼组5自有驱动系统驱动力与前飞来流作用于旋翼的驱动力；在保持升力前提下，固定机翼2升力增加，来流驱动力增加，自有驱动力减小，飞行器处于直升机、自转旋翼飞行器、固定机翼飞行器复合飞行模式；最终来流驱动力完全接替主升力旋翼组5自有驱动力；断开自有驱动力，旋翼处于来流驱动下的自旋状态，飞行器以自转旋翼飞行器与固定机翼飞行器复合模式前飞。
飞行器在垂直起降、悬停、直升机模式飞行时，主升力旋翼组5以横列式直升机控制模式控制飞行器；向复合飞行模式转换中，控制权限逐渐由飞行器上布设的副翼8、垂直尾翼6、平行尾翼3对飞行器实施姿态控制，主升力旋翼组5可起辅助控制作用。
飞行器其上可布设有可滑跑起落架7，飞行器可以以自转旋翼飞行器、固定机翼飞行器起降方式滑跑起降。
因飞行器具有来流驱动特性，在失去动力后，飞行器可自旋下滑降落。
飞行器采用分布式动力设计，主升力旋翼组5、前飞动力系统4均独立驱动；可由全电力驱动，亦可采用混合动力驱动；全电力驱动由储能系统供电，或发电系统与储能系统混合供电；混合动力驱动则采用主升力旋翼组5由电力驱动，前飞动力系统4由传统燃料动力驱动并带动发电系统向储能系统补充电能，以回补主升力旋翼组5在垂直起降、悬停、多旋翼模式巡航时的电能消耗；储能系统电能消耗回补亦可采用将主升力旋翼组5驱动系统设计成驱动、发电一体系统，在飞行器以自转旋翼模式飞行时发电向储能系统回补电能。
有益效果：复合式背推进横列自转双旋翼飞行器的气动布局设计避开了现有复合式、倾转类飞行器所存在的技术缺陷，采用横列布置主升力旋翼，旋翼设计以垂直起降、悬停、自转旋翼模式巡航的气动要求定义旋翼组，其载荷效率高于现有复合式直升机、倾转旋翼机、复合式多旋翼机。
由于对横列双旋翼引入旋翼自转，采用复合模式，前飞既不需要像直升机低头前飞，也不需要像自转旋翼机抬头前飞，大大减小了前飞阻力，旋翼自转延迟了前行激波，后行失速，也大大降低了振动水平与噪音，飞行器飞行品质大幅提升，可实现高速飞行。
由于推进动力以固定机翼飞行器飞行特性进行气动设计，也大幅度提高了前飞效率，降低了前飞阻力，有效提升整机飞行品质。
由于前飞时主升力旋翼组以自转旋翼方式运转，具备失去动力自转下滑能力，提高了飞行器的安全品质。
由于飞行中，有主升力旋翼组、副翼、垂尾、平行尾翼多重控制，飞行器控制余度大，安全性提高。
主升力旋翼组与前飞动力的布局方式也有利于降低相互间的扰动，提升飞行效率。
复合式背推进横列自转双旋翼飞行器由于可采用固定机翼飞行器、自转旋翼机复合模式前飞，加装可滑跑起落架后可在具备滑跑起降条件下滑跑起降，拓展了遂行任务范围。
复合式背推进横列自转双旋翼飞行器由于采用了主升力与前飞动力的分布式设计，为飞行器动力系统全电化、混合动力应用开创了新途径。
附图说明：
图1复合式背推进横列自转双旋翼飞行器侧视图
图2复合式背推进横列自转双旋翼飞行器右视图
图中1-机体；2-固定机翼；3-平行尾翼；4-推进动力；5-主升力旋翼组；6-垂直尾翼；7-起落架；8副翼。
具体实施方式
如附图1-2所示，本技术实施方式采取以下技术方案：机身1中部布置固定机翼2，固定机翼2上布置有副翼8，机背布置前飞动力4，机身上布置有垂直尾翼6，平行尾翼3，起落架7，固定机翼端部横列布置有主升力旋翼组5。
作为优选，主升力旋翼组5以垂直起降、悬停、直升机模式巡航，自转旋翼机前飞为优选，进行气动设计。
作为优选，主升力旋翼组5采用横列布局，反向旋转。相互克服反向扭矩。
作为优选，前飞动力4以高速前飞为优选，进行气动设计。
作为优选，主升力旋翼组5、前飞动力4动力分布式布置，可燃油机驱动、电力驱动、或燃油、电力混合驱动。主升力旋翼组5、前飞动力系统4均独立驱动；可由全电力驱动，亦可采用混合动力驱动；全电力驱动由储能系统供电，或发电系统与储能系统混合供电；混合动力驱动则采用主升力旋翼组5由电力驱动，前飞动力系统4由传统燃料动力驱动并带动发电系统向储能系统补充电能，以回补主升力旋翼组5在垂直起降、悬停、多旋翼模式巡航时的电能消耗；储能系统电能消耗回补亦可采用将主升力旋翼组5驱动系统设计成驱动、发电一体系统，在飞行器以自转旋翼模式飞行时发电向储能系统回补电能。
作为优选，主升力旋翼组5总距、周期距可变。
垂直起飞、悬停、低速巡航：主升力旋翼组5以横列双旋翼直升机模式产生升力，实现垂直起降、悬停、低速巡航。通过主升力旋翼5对飞行器进行航向、俯仰、滚转操控。
前飞、高速巡航：当飞行器前飞时，前飞动力4启动推进，固定机翼2升力逐渐加大，固定机翼2承担飞行器主升力，主升力旋翼组5动力卸载，转为来流作用下的自转模式，飞行器以自转旋翼机与固定翼飞机复合式前飞，此时，由于主升力旋翼组5处自转模式，延迟了飞行器旋翼组桨叶前行激波、后行失速，前飞阻力大大降低，得以提升速度、降低功耗、降低噪音，可实现高速前飞。
悬停、降落：降低飞行速度，停止前飞动力4推进力，驱动主升力旋翼组5，主升力旋翼组5产生主升力，以横列双旋翼直升机模式实现悬停、降落。
滑跑起飞：飞行器可利用前飞动力4向前拉进，通过起落架7，在具备起飞条件下增大载荷，以固定机翼飞机与自转旋翼机复合模式短距滑跑起飞。提升起飞载荷效能。
自旋短距降落：飞行器具有固定机翼飞机与自转旋翼机复合模式飞行特质，飞行器可以依赖于固定机翼2，主升力旋翼组5自转下滑降落。在失去动力后，亦可自转下滑降落，提升了飞行器的安全品质。
1.一种复合式背推进横列自转双旋翼飞行器，其特征是，飞行器机体(1)上部横列布置两副主升力旋翼组(5)，机体(1)中部布置有固定机翼(2)，机体(1)背部布置有前飞动力系统(4)，固定机翼(2)上布置有副翼(8)，机体(1)上布置有平行尾翼(3)、垂直尾翼(6)、起落架(7)。
2.根据权利要求1所述飞行器，其特征是固定机翼(2)两端横列布置的两副主升力旋翼组(5)，承担飞行器垂直起降、悬停主升力；横列布置的两副主升力旋翼组(5)旋转方向相反，相互克服反向扭矩。
3.根据权利要求1所述飞行器，其特征是固定机翼(2)两端横列布置的两副主升力旋翼组(5)总距、周期距可变。
4.根据权利要求1所述飞行器，其特征是固定机翼(2)两端横列布置的两副主升力旋翼组(5)，在垂直起降、悬停、直升机模式飞行时由主升力旋翼组(5)由自有动力驱转。
5.根据权利要求1所述飞行器，其特征是机体(1)背部布置有前飞动力系统(4)，产生前飞动力。
6.根据权利要求1所述飞行器，其特征是横列布置的主升力旋翼组(5)随着前飞动力系统(4)施加前飞动力，飞行速度增加，旋翼驱转动力来自于主升力旋翼组(5)驱动系统的驱动力与来流作用于旋翼的驱动力；在保持升力前提下，固定机翼(2)升力增加，来流驱动力增加，自有驱动力减小，飞行器处于直升机、自转旋翼飞行器、固定机翼飞行器复合飞行模式；最终来流驱动力完全接替主升力旋翼组(5)自有驱动力；断开自有驱动力，旋翼处于来流驱动下的自旋状态，飞行器以自转旋翼飞行器与固定机翼飞行器复合模式前飞。
7.根据权利要求1所述飞行器，其特征是飞行器在垂直起降、悬停、直升机模式飞行时，主升力旋翼组(5)以横列式直升机控制模式控制飞行器；向复合飞行模式转换中，控制权限逐渐由飞行器上布设的副翼(8)、垂直尾翼(6)、平行尾翼(3)对飞行器实施姿态控制，主升力旋翼组(5)可起辅助控制作用。
8.根据权利要求1所述飞行器，其特征是飞行器其上可布设有可滑跑起落架(7)，飞行器可以以自转旋翼飞行器、固定机翼飞行器起降方式滑跑起降。
9.根据权利要求1所述飞行器，其特征是因飞行器具有来流驱动特性，在失去动力后，飞行器可自旋下滑降落。
10.根据权利要求1所述飞行器，其特征是飞行器采用分布式动力设计，主升力旋翼组(5)、前飞动力系统(4)均独立驱动；可由全电力驱动，亦可采用混合动力驱动；全电力驱动由储能系统供电，或发电系统与储能系统混合供电；混合动力驱动则采用主升力旋翼组(5)由电力驱动，前飞动力系统(4)由传统燃料动力驱动并带动发电系统向储能系统补充电能，以回补主升力旋翼组(5)在垂直起降、悬停、多旋翼模式巡航时的电能消耗；储能系统电能消耗回补亦可采用将主升力旋翼组(5)驱动系统设计成驱动、发电一体系统，在飞行器以自转旋翼模式飞行时发电向储能系统回补电能。
技术总结