專利名稱：一種垂直/短距起降飛機的制作方法
技術領域：
本實用新型涉及飛機技術領域，尤其涉及一種垂直/短距起降飛機技術。
技術背景為了擺脫機場跑道的限制從20世紀50年代開始，很多國家都在研制垂直/短距起降飛機，使飛機能像直升機那樣，在起降時不需要滑跑過程。形形色色的垂直/短距起降飛機方案被試驗過了，但實用的卻很少。不難理解在這些方案中，從飛機起飛的可能性，起降中的穩定性，以及起降和飛行中發動機的效率如何，可以找到原因。只有組合式機翼的升力克服了飛機的重力，那么方案才具有可行性，同時這種升力具有穩定性，方案才具有可靠性，另外使發動機的效率較高，方案才具有經濟性，最終實現實用性。
2001年第3期《航空知識》關于“新概念直升機可能走紅”描述了復合式直升機等新概念直升機綜合了固定翼飛機和直升機的優點，在垂直起降懸停的基礎上，巡航速度有了很大的提高，但是組合式直升機的操縱比較復雜。可見垂直/短距起降飛機方案從直升機出發設計也是有難度的，何況現代一般直升機的最大前進時速在300千米左右，很難進一步提高。
人民出版社1992年10月第一版《船舶原理》第232頁描述的“機翼的升力和阻力”中機翼問題起源于飛機的機翼，機翼的升力用以平衡飛機的重力，機翼和機身的阻力則由飛機發動機產生的推力來克服。隨后，由機翼問題發展為物體與流體作相對運動時，流體作用于物體上流體動力的普遍問題。在船舶動力學中，螺旋槳是特定的機翼問題。物體在空氣中運動時為空氣動力，在水中時則為水動力，統稱為流體動力。流體動力可根據伯努利定律計算。大連海運學院出版社1993年6月第二版《輪機管理》第26頁中，有螺旋槳的推力公式，第27頁有螺旋槳的功率公式。
科學出版社1978年4月第一版《飛行的科學》第11頁，關于＂飛機升空的秘密＂說明了氣動力可根據伯努利定律計算，機翼上的有效氣動力是上翼面的吸力和下翼面壓力總的氣動力，并且上翼表面的吸力所占的比重遠大于下翼表面的壓力，以及有效的氣動合力可以分解為舉力和阻力。第16頁，關于“升力的其他細節”還說明了影響飛機升力的因素有飛機的速度、空氣的密度、機翼的翼型和面積以及沖角。
國防工業出版社2002年1月第一版《世界飛機100年》第175頁關于“飛碟”描述了實驗證明，圓翼的最大升力系數高于其他小展弦比機翼的水平；而且最小阻力系數又是最低的，它的最大升力系數和最小阻力系數之比可以達到110。這說明圓翼可以適用于很大的飛行速度范圍在高速飛行時它的阻力小，而低速飛行時升力又很大。圓翼飛機的真正缺陷是橫側安定性不足，可依靠降低飛機重心來獲得一定的橫側安定性，但如果在圓翼飛機設計中從結構上允許圓翼繞其圓心轉動，飛機就不會進入急盤旋下降。
公知的旋翼直升機如授權公告日為2002年11月6日，授權公告號為1377811A，專利號為01107945.2的中國發明專利公開了一種旋翼直升機，其旋翼系統由旋翼(轉子)和固定翼盤(定子)兩部分組成，“旋翼翼盤”與固定翼盤之間形成一個相對獨立的“氣體腔室”；飛行操縱通過調節升力調節片使一個或多個旋翼系統的升力變化來實現。從其結構和原理上可知，該直升機的升力是通過提高翼盤底上下的壓力差產生的，但是只考慮靜壓力，而沒有考慮旋翼上方非常大的動壓力，是通過槳葉和其軸作用在翼盤底上來抵消這種升力，這樣依據想象按面積推算升力的大小，難免升力不足甚至相反，使該旋翼直升機升起的可能性很小，以及在穩定性和動力效率方面也有待探討。
公知的環翼直升機如授權公告日為2001年11月21日，授權公告號為1322658A，專利號為0017471.7的中國發明專利公開了一種環翼直升機，有一個氣泡式的客艙，客艙下部設有盤形機翼，所述機翼下面設有起落架、發動機及多級增壓推進器，所述的盤形機翼上部裝有呈環狀排列的進氣葉柵，該進氣葉柵為迎角可調葉柵，所述的盤形機翼底部設有呈環狀排列的噴咀葉柵，所述機翼內部沿垂直軸線串聯設有正旋水平環翼和反旋水平環翼，該正旋水平環翼由外環架、內環架、及葉片組構成，外環架與機翼的定架通過滾動軸承安裝，所述正旋水平環翼的內環架上設有環形齒盤及葉片組迎角驅動機構，所述的發動機輸出軸軸接鏈輪傳動機構、差速器、傳動齒輪與所述的環形齒盤動力嚙合。它這種飛碟式飛機，雖然有利于高速飛行和頂部逃生，但是葉片組的直徑受盤形機翼的限制，并且利用增壓方式提高升力，類似于通過噴氣反沖方式實現起降，可它并不比螺旋槳滑流反作用方式有效，因此使該旋翼直升機垂直起飛的可能性雖有，但要比直升機相差不少，而且飛行中的穩定性需要研究。因為1961年加拿大阿弗羅飛機公司，為美國空軍研制的“阿弗羅飛車”，在試飛中因技術難點太多，而停止研制。就是現在也需要矢量推力技術和主動控制技術的成熟。
公知的魔翼飛機如
公開日為1995年8月2日，專利號為94100550.X的中國發明專利公開了一種魔翼飛機，主要由機身、機翼、發動機、推進器構成，其特征在于機身的魔翼由槳葉組成的旋翼與環翼構成，安裝在機身的兩側，環翼的內側設有軸孔。其原理是根據飛碟的自身旋轉、水平推力的情況下，既能掌握平衡、又能保持穩定，還可以生產一定的浮力，而且飛行效好的原理而設計的。它在結構上，雖有機翼組合，且組合的魔翼由旋翼和環翼構成，但是其旋翼在內、環翼在外，首先限制了槳葉直徑，使升力不足；其次它的圓翼由槳葉合為圓扇面，甚至經軸孔與環翼組合，這樣槳葉結構不一定再是特殊的機翼，除對旋翼的氣動效果有影響外，還有這種拼湊的結構對圓翼的氣動效果影響更大。另外它在原理上依據不充分，用于實現穩定及行之有效有待探討。
在2002年1月出版的《世界飛機100年》中，國防工業出版社公開了“鷂”和“魚鷹”型垂直/短距起降飛機。其中“鷂”式飛機的原理是采用推力轉向發動機實現垂直起降的，它在1966年8月首次試飛，是當時世界上惟一實用的垂直/短距起降強擊機；而“魚鷹”式飛機則不同，采用的是可以轉向的螺旋槳發動機實現飛機垂直起降的，并于1989年3月進行了原型機試飛，它的成功在技術方面，預示著未來的發展方向。
但是，不難看出“鷂”式飛機利用噴氣反沖方式起降，比采用滑流反作用效率要低，以及“魚鷹”式飛機利用的大直徑螺旋槳有時達到11.6米，這在前進時，因發動機功率一定，以及螺旋槳所吸收的功率與其轉速的三次方成正比，將使大直徑螺旋槳的轉速比匹配的小直徑螺旋槳要低，造成前進時發動機的效率也較低。另外在方法上，這兩種型式都是利用大功率發動機實現起降與飛行階段過渡的。
發明內容
本實用新型所要解決的技術問題是針對現有技術的現狀，提供能垂直/短距起降、操縱穩定可靠、發動機利用效率高的一種垂直/短距起降飛機。
本實用新型解決上述技術問題所采用的技術方案為一種垂直/短距起降飛機，包括有機身，機身安裝的槳軸上軸接有機翼，機身底部安裝有起落裝置，機身尾部安裝有尾翼組，機身內部安裝有動力裝置、傳動裝置、操縱系統、航空電子設備，所述的操縱系統有一自動傾斜器環抱槳軸，并位于機翼與機身之間，其采取的技術措施為所述的機翼為至少一組組合式機翼，該組合式機翼由一個圓翼及至多兩個旋翼共軸聯接槳軸構成，并經設有的與旋翼對應個數的槳轂安裝；所述的槳軸端部安裝有緊固件。
為優化上述方案，采取的技術措施還包括上述的旋翼為一個，所述的傳動裝置經尾槳傳動軸順序聯接有主動錐齒輪、從動錐齒輪，再接偏轉體內的主動錐齒輪及從動錐齒輪，再經尾槳軸接尾槳；該尾槳軸帶動尾槳用以抗扭、推進和轉向時的水平偏轉。
上述的傳動裝置包括有制動器，該制動器有一制動端對應鎖定或分離槳軸。
上述的圓翼的形狀為圓盤狀或圓環狀。
上述的圓翼為圓環狀，所述的槳軸5軸接的圓翼經過有一軸承；該軸承內圈固接于槳軸上，其外圈則固接于圓翼的內圈。
上述的旋翼槳尖區域的葉片用于垂直起降；槳根區域的葉片用于短距起降。
上述的槳軸由共軸心的兩個槳軸套裝構成。
與現有技術相比，本實用新型采用了圓翼與旋翼相結合的組合式機翼，克服了單純的固定翼或旋翼飛機難以適應各種飛行狀態的困難，既克服了固定翼飛機中存在的大小機翼、高速與低速的矛盾，又克服了旋翼前飛慢的問題。因此這種組合式機翼中具有圓翼，其飛機可稱為一種圓翼飛機，由于圓翼在固定翼中的突出優點及旋翼升力的特性，且通過共軸組合后，各自優點得到了充分發揮。其中，旋翼中央部分的升力，根據螺旋槳拉力公式可知，在相同條件下所占總升力的比例很小。
另外，由于旋轉首先克服了圓翼飛機的橫側安定性不足，當使用制動器后，又容易地解決其飛行中升力不對稱的問題，克服了直升機前飛慢的弱點；還有，飛機要求提高其穩性時，用很小的動力驅動圓翼即可；以及該組合式機翼飛機，除考慮飛機起降的可能性外，還考慮了其可靠性，利用轉動來確保穩定性，使得飛機安全系數高，可靠性也大為增強；在實現普通直升機一樣起降，到普通飛機一樣的飛行前，通過旋翼機進行過渡，使得發動機利用率在起降和飛行時都比較高。因此這種結構簡單、性能優良的圓翼飛機將具有更加廣泛的應用前景。
圖1是本實用新型實施例一的結構示意主視圖，圖2是圖1的俯視圖。
圖3是本實用新型實施例二的結構示意主視圖，圖4是圖3的俯視圖。
圖5是本實用新型實施例三的結構示意主視圖，圖6是圖5的俯視圖。
具體實施例以下結合實施例對本實用新型作進一步詳細描述。
參見圖1至圖6，為本實用新型的垂直/短距起降飛機結構示意圖，包括有機身4，機身4安裝的槳軸5上軸接有機翼，機身4底部安裝有起落裝置8，機身4尾部安裝有尾翼組，機身4內部安裝有動力裝置10、傳動裝置11、操縱系統、航空電子設備，該操縱系統有一自動傾斜器26環抱槳軸5，并位于機翼與機身4之間。機翼為至少一組組合式機翼；在本實用新型實施例中，機翼為一組組合式機翼。該組合式機翼由一個圓翼1及至多兩個旋翼2共軸聯接槳軸5構成；在本實用新型實施例中為一個圓翼1及一個旋翼2共軸聯接槳軸5構成，并經設有的與旋翼2對應個數的槳轂3安裝；槳軸5端部安裝有緊固件9。
其方法在于垂直/短距起降飛機是利用組合式機翼，把固定翼中的圓翼1與旋翼2組合在一起，并通過旋翼機實現起降與飛行階段過渡的，因此這種飛機又可稱為圓翼飛機。旋翼槳尖區域的葉片用于垂直起降；槳根區域的葉片用于短距起降，具體而言，圓翼飛機是利用組合式機翼中旋翼2外環內的葉片，通過加大直徑的辦法，由動力驅動旋轉實現垂直起降的；而短距起降則是利用組合式機翼自轉或被驅動旋轉都可實現的，并且僅利用旋翼2融合于圓翼1內的葉片，以非常高的轉速達到躍升的。
根據人們不同的要求和飛機不同的飛行狀態，對組合式機翼采取不同的組合方式，既解決了垂直/短距飛機的可行性問題，又解決了可靠性問題，并且實現發動機效率都比較高。圓翼1具有固定翼特性，其能與旋翼2組合在一起。
在飛機起降時通過驅動組合式機翼，用大直徑螺旋槳實現垂直起降，當組合式機翼自轉或者動力僅驅動圓翼1時，實現短距起降。
飛機飛行時，有多種情況如要求微動或超低速飛行，則要驅動旋翼2；如只要求低速飛行，則通過組合式機翼自轉即可；如要求中速飛行，則其旋翼2須在自轉后由制動器6鎖定，即轉換成固定翼；如要求進一步提高飛行速度，則因動力裝置功率強大，組合式機翼飛機所具有大迎角性能，易于短距起降，對旋翼2功能要求減退，而對穩定性要求提高，從而由旋轉驅動機構僅驅動圓翼1旋轉來實現穩定。
至于前進中則采用小直徑螺旋槳13或噴氣推進，使發動機效率在起降和飛行時都比較高。
本實用新型采用了圓翼與旋翼相結合的組合式機翼，克服了單純的固定翼或旋翼飛機難以適應各種飛行狀態的困難，既克服了固定翼飛機中存在的大小機翼、高速與低速的矛盾，又克服了旋翼前飛慢的問題。因此這種組合式機翼中具有圓翼，其飛機可稱為一種圓翼飛機，由于圓翼在固定翼中的突出優點及旋翼升力的特性，且通過共軸組合后，各自優點得到了充分發揮。其中，旋翼中央部分的升力，根據螺旋槳拉力公式可知，在相同條件下所占總升力的比例很小。例如旋翼直徑為12米時，其中間直徑3米的拉力約為總拉力的256分之一，中間直徑6米的拉力約為總拉力的16分之一，就是中間直徑9米的拉力也約為總拉力的三分之一，而這時圓翼的面積分別就有7.065平方米、28.26平方米、63.585平方米。這一點不要小看，因為著名的德國梅塞施米特Bf.109E-7、日本三菱零式六四、前蘇聯米格-21比斯、美國瑞安NYP-1、瑞典薩伯-37、蘇-37這些飛機的機翼面積分別是16.16平方米、21.26平方米、23.0平方米、28.9平方米、46.00平方米、62.00平方米。
另外，由于旋轉首先克服了圓翼飛機的橫側安定性不足，當使用制動器后，又容易地解決其飛行中升力不對稱的問題，克服了直升機前飛慢的弱點；還有，飛機要求提高其穩性時，用很小的動力驅動圓翼即可；以及該組合式機翼飛機，除考慮飛機起降的可能性外，還考慮了其可靠性，利用轉動來確保穩定性，使得飛機安全系數高，可靠性也大為增強；在實現普通直升機一樣起降，到普通飛機一樣的飛行前，通過旋翼機進行過渡，使得發動機利用率在起降和飛行時都比較高。因此這種結構簡單、性能優良的圓翼飛機將具有更加廣泛的應用前景。
圖1、圖2為本實用新型實施例一的結構示意圖，其主要由機身4、機翼、動力裝置10、傳動裝置11、操縱系統、航空電子設備及起落裝置8組成。它包括機身4安裝的槳軸5上軸接有機翼，機身4底部安裝有起落裝置8，機身4尾部安裝有尾翼組，機身4內部安裝有動力裝置10、傳動裝置11、操縱系統、航空電子設備。操縱系統有一自動傾斜器26環抱槳軸5，并位于機翼與機身4之間。機翼為一組組合式機翼；槳軸5端部安裝有緊固件9。其機翼不是單純的固定翼或旋翼，而是組合式機翼，它一般由圓翼1和旋翼2構成。圓翼1和旋翼2通過共同的槳轂3和槳軸5，由緊固件9上下連成在一起進行組合，并且通常與旋轉驅動機構連接進行再次組合，必要時通過制動器6將旋翼2與機身4鎖定或分離進行再次組合。
本實用新型實施例一的一組組合式機翼中，由一個圓翼1及至一個旋翼2共軸聯接一個槳軸5構成，并經設有的與旋翼2對應的槳轂3安裝；所述的傳動裝置11經尾槳傳動軸27順序聯接有主動錐齒輪23、從動錐齒輪22，再接偏轉體19內的主動錐齒輪21、從動錐齒輪20，再經尾槳軸28接尾槳13，該尾槳軸28可在尾槳13用以抗扭、推進和轉向時的水平偏轉；傳動裝置11包括有制動器6，該制動器6有一制動端對應鎖定或分離槳軸5；圓翼1可位于旋翼2上方或下方進行組合，并在組合后圓翼1被驅動旋轉或者自轉；圓翼1，經常被看作是固定翼，但組合式機翼中要求圓翼1通常是旋轉的，由動力裝置10驅動其旋轉或者自轉，在形狀上為圓盤狀或圓環狀；旋翼2，通常是在飛機起降時，由動力裝置10經過傳動裝置11和變速器6驅動旋轉，在飛行前將變速器6置于空擋，使其自轉，于飛行中加速到一定速度，即大約時速為200千米左右時鎖定；當飛行降落，在時速又為200千米左右時制動器6鎖定松開，接著變速器7掛檔，接通動力驅動旋轉。
由于該垂直/短距起降飛機采用的是單旋翼2帶尾槳12結構，非常類似于直升機，但是這種圓翼飛機的尾槳軸28，可在操縱系統的控制下，進行水平偏轉180度角左右使用，這樣在動力裝置10經過傳動裝置11和偏轉體19驅動下旋轉，當尾槳軸28與機身尾梁垂直時用于抗扭，與機身尾梁一致推進，其他角度則是轉向和同時抗扭與推進。另外飛機操縱系統安裝有垂直安定面15和方向舵14、水平安定面16和升降舵15，以及自動傾斜器26。
如果垂直/短距起降飛機采用的是雙旋翼結構，類似于雙旋翼直升機，甚至造成多旋翼結構，但與上述的圓翼飛機相比，也無非是增加組合式機翼，以及增加采用小直徑螺旋槳或噴氣前進，機身也有所變化外，其他沒有大的區別。
因此上述圓翼飛機克服了現有技術的不足，提供的垂直/短距起降性能，不僅實現了像直升機那樣，在起降時不需要滑跑過程，還克服掉普通直升機前飛慢的弱點，實現了普通飛機一樣的飛行，并且發動機的效率在起降和飛行時都比較高。從而可通過圓翼飛機實現長期以來，人們追求飛機擺脫跑道限制的愿望。
通過圓翼1把固定翼和旋翼2組合在一起，并通過旋翼機實現了固定翼飛機和旋翼直升機的結合，達到綜合固定翼飛機和旋翼直升機優點的目的。圓翼飛機的起降和飛行過程類似普通直升機--旋翼機--固定翼飛機。在圓翼飛機起降時一般類似普通直升機，由動力裝置10驅動旋翼2，用大直徑螺旋槳實現垂直起降，當旋翼2自轉或者動力僅驅動圓翼1時，則類似于旋翼機實現短距起降。但是在圓翼飛機飛行時，不是完全類似普通直升機通常在自動傾斜器26的作用下，操縱飛機向前、向后、向左(右)飛行，或進行其他機動飛行的，而是有多種情況，它既可類似于普通直升機，也可類似于旋翼機，還可類似于普通飛機如果要求微動或超低速飛行，則要驅動旋翼2；如果只要求低速飛行，則通過旋翼2自轉即可；如果要求中速飛行，則其旋翼須在自轉后由制動器6鎖定；如果要求進一步提高飛行速度，則動力裝置10功率強大，飛機將易于短距起降，對旋翼2功能要求減退，使旋翼2融入圓翼1中，而對安定性要求提高，那么只驅動圓翼1旋轉即可實現。
至于前進中則采用小直徑螺旋槳，即尾槳13，該尾槳13也不是完全類似普通直升機的尾槳，僅在水平軸驅動下只用以平衡旋翼轉動時產生的反作用力矩和進行航向操縱。而是在圓翼飛機起飛時，動力驅動旋翼2，并帶動其葉片以大沖角旋轉，因這時旋翼2產生的反作用力矩最大，所以尾槳13以抗扭為主，它的尾槳軸28在操縱系統的控制下，水平偏轉90度角與機身尾梁垂直使用，隨著前進速度的增加，飛機所需升力逐漸由旋翼2過渡到圓翼1，旋翼2葉片的沖角也逐漸減小，而尾槳軸28在操縱系統的控制下，逐漸與機身尾梁18一致以推進為主，尾槳軸28在其他角度時，則可轉向和同時抗扭與推進，從而實現了動力從飛機起降到飛行的過渡，也因此使發動機效率在起降和飛行時都比較高。
圖3、圖4為本實用新型實施例二的結構示意圖。除主要組成外，一組組合式機翼由一個圓翼1和一個旋翼2及一個槳軸5構成，沒有旋轉驅動機構和制動器。圓翼1和旋翼2通過共同的槳軸5，由緊固件9上下連成一體進行組合，其中旋翼可在上；組合式機翼中的圓翼1和旋翼2，在飛機起降和飛行時，因沒有動力驅動也沒有復雜的尾槳及偏轉結構，只有垂直安定面15和方向舵14，以及自動傾斜器26。因此它在結構上類似旋翼機，顯得結構非常簡單。不過這里的圓翼1可為圓環狀，在這種情況下，槳軸5經過一軸承軸接圓翼1，并且該軸承內圈固接于槳軸5上，其外圈則固接于圓翼1內圈。甚至旋翼2也可經過有一軸承；該軸承內圈固接于槳軸5上，其外圈則嵌固于槳轂3內。
這種圓翼飛機在使用中，雖然不能進行垂直起降，但可以短距起降，并利用圓翼1短距起降優越性能，易于民用，可見這種圓翼飛機的起降和飛行易于操縱，沒有普通直升機階段，而類似于旋翼機--固定翼飛機。只要啟動發動機，控制動力，掌握推動速度，并操縱方向舵14及自動傾斜器26，即可滑行起飛，因旋翼2具有短距起降性能，圓翼1又具有大迎角性能，故可實現短距起降。
如果這種圓翼飛機的動力裝置10選用活塞式，即利用廣泛使用的汽車發動機帶動尾槳13推進，那么這種組合式機翼飛機比現有的旋翼機，在安全系數上更高，經濟性更好，用途更廣。
圖5、圖6為本實用新型實施例三的結構示意。除主要組成外，一組組合式機翼由一個圓翼1及一個槳軸5構成，旋翼2融合在圓翼1內，即僅有內部葉片，不過有旋轉驅動機構。該旋轉驅動機構采用氣傳動，它的噴氣從動力裝置10引來由旋轉噴嘴24噴出。旋轉噴嘴24位于圓翼1上，沿其徑向的垂直方向噴氣，氣傳動的通道則位于圓翼1和槳軸5內，與動力裝置10相通；圓翼1通過槳轂3和槳軸5，由緊固件9上下進行連在機身4上，并可受自動傾斜器26的控制。當然，圓翼1也可為圓環狀，在這種情況下，槳軸5軸接的圓翼1經過有一軸承；該軸承內圈固接于槳軸上，其外圈則固接于圓翼1的內圈。雖然，這種圓翼飛機的起降和飛行也易于操縱，沒有普通直升機階段，也類似于旋翼機--固定翼飛機，不能垂直起降，但因采用的是渦輪噴氣式動力裝置10，其功率強大而有利于短距起降，再加上組合式機翼中的圓翼1具有良好的大迎角性能。這一點從1998年6月《航空知識》第12頁，《查爾斯與他的“飛行薄餅”》中可以印證，圓翼在45度大迎角狀態下仍可控制，具有較好的大迎角性能，并且其著陸距離竟然只有15米，只相當于一輛卡車的剎車距離。這樣在要求飛機高速時，組合式機翼飛機起降可只選擇短距起降。另外，操縱系統方面，除安裝有水平安定面17和升降舵16外，還可利用渦輪噴氣動力裝置的尾噴管25實現矢量控制。因此，上述圓翼飛機具有良好的大迎角性能后，在組合式機翼中的旋翼2直徑就可以相應減少，甚至位于圓翼1中不明顯裸露，即不再需要大直徑的螺旋槳，而是僅需要與圓翼1直徑相當的螺旋槳，可僅保留葉片，當然也不在有大扭矩的動力直接驅動，而是通過氣傳動使其旋轉，特殊情況下也許干脆取消旋翼2的組合，至于制動器6是否取消，可看圓翼1在特定情況下是否有必要保留，具體視情而定，但每一組組合式機翼中一定有圓翼1，一方面提供升力，另一方面提供穩定，當影響飛行時固定。
圖5、圖6中的圓翼飛機因結構差別在具體飛行過程中有所不同當組合式機翼內有旋翼2并位于圓翼1中，在渦輪噴氣發動機大功率的推動下進行起飛時，噴氣首先從動力裝置10引來由旋轉噴嘴24噴出，這樣通過反沖使圓翼1和其內的旋翼2旋轉，為實現非常高的轉速，將旋翼2的葉片沖角歸零，當達到接近每分鐘40000轉時，停止噴嘴24噴氣，以及將旋翼2葉片的沖角調到最大進行自轉，與之同時進行短距起飛，必然出現躍升狀態，并且無須抗扭，僅須實現升力對稱平衡即可。這在原理方法和結構措施上，不是通過組合式機翼中旋翼2外環內的葉片，用加大直徑的辦法，由動力驅動旋轉實現垂直起降的；而是利用旋翼2融合于圓翼1內的葉片，以非常高的轉速達到躍升的。因為采取氣傳動，實現每分鐘40000轉是不困難的，除利用噴嘴外，還可利用渦輪實現。那么在如此高的轉速下，又一次可通過螺旋槳拉力公式并利用小直徑的螺旋槳，在只增加轉速10倍后，將有100倍的拉力增加，同樣達到提高升力的目的。
當組合式機翼中只有圓翼1，必要時可具有內部葉片，并且該葉片迎角可調，那么用很小的動力驅動其旋轉時，將使飛機具有非常好的穩定性，以及短時的躍升能力，如果再加上采用高性能動力和進行矢量控制技術，就會制造出形體相似性能實用的飛碟式飛機。當組合式機翼內沒有旋翼2，那么在渦輪噴氣發動機大功率的推動下進行起飛時，只能利用圓翼飛機具有良好的大迎角性能進行短距起飛，盡可能去飄起來，這時噴氣從動力裝置10引來由旋轉噴嘴24噴出，通過反沖使圓翼1旋轉只是用于穩定。至于飛機在爬升、加速和以一定速度飛行時，以及減速、下降和以一定速度降落時，利用上述過程同樣可以達到目的。
現代飛機的發展，在性能上既要求具有高速特性且要求具有短距起降性能。為確保很好的高速特性，多采用三角翼布局，但它在低速大迎角狀態時，機翼后緣的升降襟翼必須向上偏轉很大的角度，才能保持飛機的平衡，這樣就降低了機翼的升力并增加了阻力，難以實現短距起降。為解決上述矛盾而選擇鴨式布局，但鴨式平衡能力的不足，又會限制全機升力的發揮，不得不利用近距偶合效應，使前、后翼面的升力都能有所增加，實現薩伯-37型飛機的起降滑跑距離可以控制在500米以內，表現出驚人的短距起降性能。但是這與上述的“飛行薄餅”相比，不知其最大飛行速度與著陸速度之比是否為10∶1，以及是否采用“反推力”裝置，甚至利用阻力傘來增大阻力。當然還有艦載機更要求具有高速特性和短距起降性能。而采用大功率的彈射器起飛，或者采用高性能發動機進行滑躍起飛，并利用降落阻攔設備克服固定翼噴氣機起降所需要的200-300米跑道。如果采用圓翼飛機，那么可推進航母的微型化發展，使飛機適應更廣的應用領域。
雖然本實用新型已通過參考優選的實施例進行了圖示和描述，但是，本專業普通技術人員應當了解，在不背離本實用新型權利要求所限定的精神和范圍的情況下，可以在形式和細節上進行各種各樣的變化。
權利要求1.一種垂直/短距起降飛機，包括有機身(4)，機身(4)安裝的槳軸(5)上軸接有機翼，機身(4)底部安裝有起落裝置(8)，機身(4)尾部安裝有尾翼組，機身(4)內部安裝有動力裝置(10)、傳動裝置(11)、操縱系統、航空電子設備，所述的操縱系統有一自動傾斜器(26)環抱槳軸(5)，并位于機翼與機身(4)之間，其特征是所述的機翼為至少一組組合式機翼，該組合式機翼由一個圓翼(1)及至多兩個旋翼(2)共軸聯接槳軸(5)構成，并經設有的與旋翼(2)對應個數的槳轂(3)安裝；所述的槳軸(5)端部安裝有緊固件(9)。
2.根據權利要求1所述的一種垂直/短距起降飛機，其特征是所述的旋翼(2)為一個，所述的傳動裝置(11)經尾槳傳動軸(27)順序聯接有主動錐齒輪(23)、從動錐齒輪(22)，再接偏轉體(19)內的主動錐齒輪(21)及從動錐齒輪(20)，再經尾槳軸(28)接尾槳(13)。
3.根據權利要求1所述的一種垂直/短距起降飛機，其特征是所述的傳動裝置(11)包括有制動器(6)，該制動器(6)有一制動端對應鎖定或分離槳軸(5)。
4.根據權利要求2所述的一種垂直/短距起降飛機，其特征是所述的傳動裝置(11)包括有制動器(6)，該制動器(6)有一制動端對應鎖定或分離槳軸(5)。
5.根據權利要求1至4任一權利要求所述的一種垂直/短距起降飛機，其特征是所述的圓翼(1)的形狀為圓盤狀或圓環狀。
6.根據權利要求5所述的一種垂直/短距起降飛機，其特征是所述的圓翼(1)為圓環狀，所述的槳軸(5)軸接的圓翼(1)經過有一軸承；該軸承內圈固接于槳軸(5)上，其外圈則固接于圓翼(1)的內圈。
7.根據權利要求5所述的一種垂直/短距起降飛機，其特征是所述的旋翼(2)槳尖區域的葉片用于垂直起降；其槳根區域的葉片用于短距起降。
8.根據權利要求5所述的一種垂直/短距起降飛機，其特征是所述的槳軸(5)由共軸心的兩個槳軸套裝構成。
專利摘要本實用新型公開了一種垂直/短距起降飛機，包括有機身，機身安裝的槳軸上軸接有機翼，機身底部安裝有起落裝置，機身尾部安裝有尾翼組，機身內部安裝有動力裝置、傳動裝置、操縱系統、航空電子設備，所述的操縱系統有一自動傾斜器環抱槳軸，并位于機翼與機身之間，該機翼為至少一組組合式機翼，該組合式機翼由一個圓翼及至多兩個旋翼共軸聯接槳軸構成，并經設有的與旋翼對應個數的槳轂安裝；所述的槳軸端部安裝有緊固件。采取不同的方式實現穩定起降和飛行，擺脫現有飛機受機場跑道的限制，實現垂直/短距起降，并確保發動機的高效率。
文檔編號B64C27/10GK2609836SQ03230200
公開日2004年4月7日 申請日期2003年4月8日 優先權日2003年4月8日
發明者趙志賢 申請人:趙志賢