本发明涉及一种垂直起降(vtol)高效、高速飞行器。
背景技术：
随着相关技术进步，近年来多旋翼飞行器焕发出新的活力，现有多旋翼飞行器多以电机、电调、螺旋桨组合，组成不同数量升力模组的多旋翼飞行器。亦有多旋翼飞行器与固定机翼飞行器复合的复合式多旋翼飞行器。
无论是多旋翼飞行器还是复合式多旋翼，现有设计虽具有简捷性，但其升力模组设计均牺牲了升力效率。存在桨盘载荷大、诱导功率大、升力效率低、前飞阻力大、飞行速度低、过载能力低、抗扰动能力低的通用特性。受桨尖速度控制权限限制，只能应运于微小型机种。
一般多旋翼机型只能以电力驱动，受限于现有电池功率密度、能量密度，载荷、航时等均无法满足用户需求。
复合式多旋翼也受限于上述因素，虽引入了燃油动力，但受制于多旋翼升力模组效率及振动耦合问题，飞行器总体效率仍得不到提升，安全得不到保障。
技术实现要素：
一种复合式尾推进变距自转四旋翼飞行器，机身1中部布置有固定机翼2，机尾布置有尾推动力系统6、垂直尾翼4、水平尾翼3，固定机翼2上布置有副翼11，固定机翼2两端纵列各布置有两套主升力旋翼组5，主升力旋翼组5上布置的桨叶(10)可变换桨距，飞行器配置可滑跑起落架9。
机身中部布置的固定机翼2承担前飞补偿升力。
固定机翼2上布置的主升力旋翼组5直接与固定机翼(2)连接，包括通过折叠机构7与固定机翼2连接，主升力旋翼组5上安装有桨叶10。
垂直起降、悬停时，四副主升力旋翼组5承担垂直起降、悬停升力；前飞时，尾推动力系统6承担前飞动力；前飞中四副主升力旋翼组5与固定机翼2共同保持飞行器升力；通过动力系统启、停、转速变化，实现主升力旋翼组5的驱转与自转，实现飞行模式的转换。
固定机翼2直接与机身1相连，包括通过安装固定机翼转向盘8与机身1相连。
主升力旋翼组5固定连接于固定机翼2上，包括通过折叠机构7在桨叶10收拢后可将主升力旋翼组5向内折叠90度收拢，再通过旋转盘8旋转90度锁定于机身上方。
复合式尾推进变距自转四旋翼飞行器采用分布式动力设计，主升力旋翼组5、尾推动力系统6均独立驱动；由全电力驱动，包括采用混合动力驱动；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，尾推动力系统6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包括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。
本发明的有益效果：本发明采用多旋翼模式，以自转旋翼飞行器飞行原理与固定机翼飞行器、多旋翼飞行器飞行原理复合，采用多套自转旋翼系统，旋翼桨叶设计优选升力与前飞自旋转为气动优先选项，桨盘载荷小、诱导功率小、升力效率高、前飞阻力小、过载能力高、抗扰动能力强。由于前飞以自转旋翼机与固定翼机复合模式飞行，桨叶前行激波，后行失速被延缓，可实现高速飞行，同时由于旋翼前飞进引入自转模式，被动驱转，飞行器效率大幅提升，噪音、振动大幅降低。
结合飞行包线特质，采用分布式动力布置，垂直升力系统采用电力驱动，实现了采用多旋翼后的升力模组的简捷性，便于旋翼系统驱转与自旋转的切换。由于推进系统采用传统动力驱动摆脱了多旋翼飞行器对电池能量密度、功率密度的束缚。
本机在结构设计上采用四旋翼升力模组设计，使升力模组有效避开了机身对下洗流的遮挡，有效提高升力效率。
由于以前飞引入旋翼自转，前行激波后行失速被克服，本机型气动特性优于直升机、多旋翼飞行器。
由于采用分布式动力设计，这类复合有效解决了垂直起降类机型与固定机翼机型复合后两种机型在同载荷下功率需求不匹配问题。有利于动力系统工作在一个较合理、经济的功率区间，飞行效率大幅提升。
本飞行器前飞采用自转旋翼与固定机翼复合模式，因而可依靠起落架滑跑起降。飞行中可采用自转旋翼机模式无动力下滑短距降落。较其它机种安全性大大提高。
本飞行器设计可实现机体折叠收拢，实现较小的场地占用空间。
附图说明
图1复合式尾部推进变距自转四旋翼飞行器垂直起降、悬停、低速前飞侧视图。
图2复合式尾部推进变距自转四旋翼飞行器桨叶折叠侧视图。
图3复合式尾部推进变距自转四旋翼飞行器主升力旋翼组折叠侧视图。
图4复合式尾部推进变距自转四旋翼飞行器固定机翼、主升力旋翼组收起侧视图。
如图1-4所示：
1-机身；2-固定机翼；3-水平尾翼；4-垂直尾翼；5-主升力旋翼组；6-尾推动力系统；7-折叠机构；8-固定机翼转向盘；9-可滑跑起落架；10-桨叶；11-副翼。
具体实施方式
具体实施一：本实施例为四旋翼飞行器、固定机翼飞行器与自转四旋翼飞行器复合式飞行模式，机身1上布置有固定机翼2，固定机翼2上固定安装有各两套纵列的旋翼套组5，旋翼套组5，桨叶10可变总距，机身尾部安装尾推动力系统6，尾部布置有水平尾翼3，垂直尾翼4，固定机翼上布置有副翼11。机身1上布置有可滑跑起落架9。
飞行器动力系统采用独立的分布式布置，有四套主升力旋翼系统5动力系统，尾推动力系统6，全机动力系统可采用全电力系统驱动，亦可采用分设的混合动力驱动。全电力系统驱动可采用飞行器储能系统供电驱动，亦可采用发电系统直接供电驱动，或发电系统与储能系统混合供电。混合动力驱动采用分布式模式：尾推动力系统6采用传统的燃油动力系统驱动，主升力旋翼组5采用电力驱动。发电系统可由尾推动力系统带动，亦可将主升力旋翼系统5设计成为驱动、发电系统，垂直起降时为驱动电机，前飞自旋转时为发电系统，向储能系统充电储能。
本飞行器垂直起降、悬停时，采用多旋翼飞行器飞行及控制模式，主升力旋翼组5承担主升力及主控制力。在飞行器进入前飞巡航时，尾推动力系统6开始启动前推力，随前飞速度不断增加，固定机翼2升力提升，逐渐卸载旋翼升力，当飞行速度大于飞行器失速度时，断开主升力旋翼组5动力，主升力旋翼组5由来流驱转，进入自旋转状态，飞行器进入固定机翼飞行器与自转旋翼机复合飞行模式。飞行主控制力变为固定机翼飞行器控制模式，其控制由副翼11、垂直尾翼4、水平尾翼3组合操控，主升力旋翼组5起辅助控制作用。
本飞行器机身加装可滑跑起落架9，在具备滑跑起降条件时，可进行滑跑起降，此时飞行器以固定机翼飞行器与自旋四旋翼复合式模式滑跑起降。此方式起降其载荷效率将大于垂直起降模式，载荷效能优于现有倾转类机型、直升机、多旋翼机。
由于飞行器主升力旋翼组5具备来流下自旋转能力，本飞行器在失去动力后仍可自转滑降，具有高安全性能。
具体实施二：本实施例为遂行任务要求机体地面空间小占比时，可加装折叠机构7、固定机翼转向盘8。
本实施例，动力系统、飞行模式、控制模式与具体实施例一相同。
飞行器固定机翼2通过固定机翼转向盘8与机身连接，固定机翼2两端由折叠机构7与主升力旋翼组5连接，各主升力旋翼组5可选装两片或三片桨叶10。需要收起时，桨叶10向内收拢后将主升力旋翼组5向内折叠90度收拢于固定机翼2一侧锁止，并将固定机翼转向盘8转90度达成减小空间占比的遂行任务要求。
1.一种复合式尾推进变距自转四旋翼飞行器，机身(1)中部布置有固定机翼(2)，机尾布置有尾推动力系统(6)、垂直尾翼(4)、水平尾翼(3)，固定机翼(2)上布置有副翼(11)，固定机翼(2)两端纵列各布置有两套主升力旋翼组(5)，主升力旋翼组(5)上布置的桨叶(10)可变换桨距，飞行器配置可滑跑起落架(9)。
2.根据权利要求1所述飞行器，其特征是，机身中部布置的固定机翼(2)承担前飞补偿升力。
3.根据权利要求1所述飞行器，其特征在于其固定机翼(2)上布置的主升力旋翼组(5)直接与固定机翼(2)连接，包括通过折叠机构(7)与固定机翼(2)连接，主升力旋翼组(5)上安装有桨叶(10)。
4.根据权利要求1所述飞行器，其特征是，垂直起降、悬停时，四副主升力旋翼组(5)承担垂直起降、悬停升力；前飞时，尾推动力系统(6)承担前飞动力；前飞中四副主升力旋翼组(5)与固定机翼(2)共同保持飞行器升力；通过动力系统启、停、转速变化，实现主升力旋翼组(5)的驱转与自转，实现飞行模式的转换。
5.根据权利要求1所述飞行器，其特征在于其固定机翼(2)直接与机身(1)相连，包括通过安装旋转盘(8)与机身(1)相连。
6.根据权利要求1所述飞行器，其特征在于主升力旋翼组(5)固定连接于固定机翼(2)上，包括通过折叠机构(7)在桨叶(10)收拢后可将主升力旋翼组(5)向内折叠90度收拢，再通过旋转盘(8)旋转90度锁定于机身上方。
7.根据权利要求1所述飞行器，其特征在于飞行器采用分布式动力设计，主升力旋翼组(5)、尾推动力系统(6)均独立驱动；由全电力驱动，包括采用混合动力驱动；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，尾推动力系统(6)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，包括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