CN102897319A - 机身可变式垂直起降飞机 - Google Patents

Abstract

一种新概念飞行器，它能垂直起降，又能以较高速度飞行。它的机体外形和普通固定翼飞机类似，其特征是它的机身后部由2～4个可转折的承力结构构成，它们在平飞状态时与前机身(包括双机身布局的左右两个前机身)纵轴在同一轴线上结合为一体，降落时该飞行器先转入垂直状态，机身后部承力结构向垂直于机身纵轴的方向平衡地转折，然后以尾坐方式降落，此时此类飞机两边的主翼外端支撑结构就能接触地\舰面，后机身承力结构尾部与所在的着陆平面\舰面形成基本垂直于机身纵轴的、很大的接触\支撑平面，从而在此类飞机尾坐时多个支撑结构能在水平面各个方向上支撑住竖立的前机身；起飞时过程与之相反。附图中虚线表示停放时的后机身。

Description

机身可变式垂直起降飞机

所属技术领域

本发明涉及一种以特殊方式垂直起降的新概念飞行器，这种新概念飞行器能垂直起降，又能以远远超过现有直升机的速度平飞，名称为“机身可变式垂直起降飞机”，属于航空技术，尤其是飞行器(英文：aircraft)。

背景技术

当前，飞机(英文：airplane)和直升机(英文：Helicopter)还是两种概念不同的飞行器，普通飞机起降需要很大的空地、很长的跑道，另外高速起降有很大的难度，而军用飞机过于依赖机场，很容易受到敌方打击；直升机能基本实现垂直起降，但其飞行速度很低，航程比同一级别飞机短。历代设计师都在试图研制出结合飞机和直升机特点的、能基本实现垂直起降的飞机，已经出现过的垂直起落飞机，如果除掉火箭动力和玩具垂直起落飞行器，一方面，按照换向方案分，通常有4种：①飞机转向；②动力装置转向；③推/拉力转向；④复合推/拉力。另一方面按照提供垂直和水平推/拉力的装置分有5种：①旋翼；②推/拉力螺旋桨；③涵道风扇；④涡轮风扇-涡轮喷气(涡扇-涡喷)；⑤电力。可组成4×5个组合，从而构成各种垂直起落飞机方案。

另外按照航空专家朱宝流的观点，垂直起落飞机(不含直升机)由垂直升/降状态转为水平飞行状态，主要分为以下几种形式：

1，机身整体尾坐式(朱宝流在几篇相关文章中称之为“尾座式”，这是个错误，也是语文课上教师经常纠正的错误写法，因为“座”是个名词，指座位，这样朱宝流所称的“尾座式”就容易被读者理解为“有尾部座位的飞行器”，实际上他本来想说的是一类飞机尾部坐地的飞行器，故应称为“尾坐式”。如美国的XFY-1和瑞安公司的X-13，都是机身后半部不可折叠，起降时整个机身竖立，机头和驾驶舱太高，接触地面的部分狭小，起降极为危险，易翻倒，最终证明此路不通；

2，倾转动力装置式。如美国的V-22，经过近20年的研制后勉强服役，但仍然多次发生事故，可用度未达到用户基本要求。

3，推力转向式。如英国的“鹞”式(Harrier)就是使用偏转喷管方式的垂直起降飞机。其重大缺陷将在“本发明的有益效果”中提到。

4，专用升力动力装置式。如法国的“巴尔扎克”，在试飞中坠毁了1架试验机，暴露了大量问题，研制失败。还有苏联的雅克-38，尽管勉强服役，但因事故频发，以及向下的高温喷流烧熔航母甲板的问题，最终提前退役。

5，升力发动机与偏转推力混合式。如美国的F-35B飞机，采用升力风扇与尾部主发动机喷口转向来实现垂直起降，但该机在十几年研制后仍有大量问题，无法实用。

我对朱宝流的介绍再补充一种，那就是半固定半旋转机翼式，如近年美国的X-50A鸭式旋翼/机翼验证机，在长期研制后，该型号两架验证机在试飞中全部坠毁，已经下马，试验失败。

总之，从二战后期德国开始研制垂直起降高速飞机，大约70年来，经过各国设计师的努力，真正成功的垂直起降飞机只有“鹞”式战斗机，勉强服役的有雅克-38和V-22。寻找前人失败的原因，我认为主要在于：一是许多方案一味追求高性能、高指标而不顾现实技术水平；二是垂直起降飞机本身设计要求严格、结构复杂、内外环境严酷、技术难度大且风险高，所以导致许多方案最终失败。因此我发明了这种结构相对简单、技术难度小、安全可靠、性能适中的新垂直起降方案。以适应今后对垂直起降飞机的要求。

发明内容

本发明是一种以特殊方式垂直起降的新概念飞行器，这种新概念飞行器能垂直起降，又像普通飞机那样能以较高速度飞行。它由发动机及其舱段、驾驶舱、前机身、后机身、主翼、尾翼等构成，其机体外形和普通固定翼飞机类似，但它的机身后部由2～4个可转折的承力结构构成，这些可转折的承力结构有一定长度，不载运货物以及人员或重型武器，结构尽量简化、轻型化，最好把尾翼安装在这2～4个承力结构尾部以加长纵向力矩、提高操纵的效率；这些承力结构在平飞状态时与前机身(包括双机身布局的左右两个机身)纵轴在同一轴线上结合，它们在此状态下可以连接或扣合为一体，并且尽量保持飞行器低阻力外形，降落时该飞行器先转入垂直状态，机身后部承力结构向垂直于机身纵轴的方向平衡地转折，当然不一定非得刚好转折90度，然后以尾坐方式降落，此时此类飞机两边的主翼外端后缘就能接触地\舰面(其外端安置有接触地面\舰面的支撑结构)，后机身承力结构尾部与所在的着陆平面\舰面形成基本垂直于机身纵轴的、很大的接触\支撑平面(其转折点必须具有一定的弹性)，从而在此类飞机尾坐时多个支撑结构能在水平面各个方向上支撑住竖立的前机身(这里也可称为上机身)；起飞时机头向上启动发动机升入空中，然后这2～4个承力结构收回到与前机身处于同一轴线上，飞行器逐渐转入平飞。

本发明简称“机身可变式垂直起降飞机”。它可以采用各类发动机，轻型机最好采用电动螺旋桨发动机，大中型的最好采用涡桨发动机，其次为桨扇、涡扇发动机。它可应用单机身、双机身布局(支撑结构数量不计入机身数量内)。

本发明的有益效果是，它比现有的直升机速度要快得多，而且航程远得多。现有的普通直升机时速最快只有300多公里，采用本发明方案的飞行器，如果是使用涡轮螺旋桨发动机，最高时速能达到900多公里，因为使用老式涡桨发动机的TU-95远程重型轰炸机就能达到这一速度，如果在采用本发明方案的飞行器上使用喷气式发动机则更快。

相对于现有固定翼飞机，采用本发明方案的飞行器能垂直起降，省却了修建巨大机场、占用辽阔地面、空间的弊病，在军事上，它极大减少了飞机对机场、航母的依赖，避免遭到敌方毁灭性突击，减少了修建机场、航母的巨额费用，它能使军机部署于小块空地、较小的舰面上，极大提高灵活性和靠前部署能力，增强本军战斗力。

相对于“鹞”式战斗机，采用本发明方案的飞行器航程、安全性将远远超过前者，因为“鹞”式整个后机身安装在其喷气发动机高温喷口正后方(我的发明方案则避开了这一危险，保持了较好的流线型机身)，二者之间用厚重的耐高温隔热板隔开，平飞时喷口不得不绕道喷气，垂直起落时喷口再转向，还必须分流几条喷气流用于操纵，这都增加了重量、油耗和结构复杂性、危险性，极大限制了速度。“鹞”式事故率高，印度购买的在训练中坠毁了一半，英国自用的没有公开数据，但仍很高，它的维护也非常的困难。“鹞”式在载重量为1060千克垂直起飞时，作战半径只有92公里，其航程和战斗力受限。勉强服役的V-22，其涡桨发动机在起降过程中来回反复转折，而两台发动机的燃油、操纵、润滑油、监控的大量管线也跟着一起反复转折，一旦搅乱、疲劳破损，要么起火，要么失去平衡，就会机毁人亡。我的发明方案只有尾部的操纵管线转折，比前述V-22来回转折的管线少得多，特别是没有易燃的燃油、滑油管线来回转折，安全性肯定要好得多。另外据2012年第16期《兵工科技》介绍，美国防部对外宣称：V-22在经过24年研制和多年试用后已经合格，近期发生的V-22坠毁事故都应归咎于飞行员操纵失误，因为以前的驾驶员要么是开飞机的，要么是驾驶直升机的，不习惯驾驶V-22这种思维上要在飞机和直升机驾驶方法上来回切换的飞行器，故容易操纵失误，我认为，即使美国防部的说法是真的，也证明V-22不及我的发明方案，因为我的发明方案在操纵方面本质上类似飞机(英文：airplane)，而不是直升机(英文：Helicopter)，故飞行员的思维不需要在飞机和直升机驾驶方法上来回切换，我的方案简单、安全可靠。

附图说明

下面结合附图和实施例(方案)对本发明进一步说明。

在列举附图之前先做一说明：由于我的“机身可变式垂直起降飞机”机身在纵、横方向上来回变化，造成一般飞机说明图中所说的前后方、上下方在本附图系列中无效，因此本附图系列说明中常常采用“前(或者说上)方、后(或者说下)方”的说法，一般固定翼飞机“前方正视图”在本附图系列说明中称为“飞机发动机前方正视图”，语言较为繁琐，敬请审阅者谅解。

图1是第一个实施例：采用单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”侧视图；

图2是第一个实施例：采用单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”平飞状态上视图；

图3是第一个实施例：采用单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”着陆\着舰状态机背方向正视图；

图4是第一个实施例：采用单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”发动机前方正视图；

图5是老式“机身整体尾坐式飞机”(美国的XFY-1)立体侧视图，从图中可以看到，它们机身后半部不可折叠，起降时整个机身竖立，机头和驾驶舱太高，接触地面的部分狭小，起降极为危险，容易翻倒。此图用于和我的方案对比。

图6是“机身可变式垂直起降飞机”(标记为a)与其它固定翼飞机(标记为b，采用三点式起落架)、直升机(标记为c，采用滑撬式起落架)在着陆状态下，各自起落架支撑面积(用斜线阴影表示)对比图；

图7是第一个实施例：采用单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”起飞过程示意图。此图中①为机身可变式垂直起降飞机从地\舰面启动发动机开始垂直起飞，②为该飞机起飞并获得较高上升速度后，机身后部合拢，主翼支撑板业合拢成流线型，成为一种高速上升的普通飞机形态，③为该飞机从高速上升转为平飞状态；

图8是第一个实施例：采用单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”降落过程示意图。此图中①为机身可变式垂直起降飞机从平飞转为上升状态，②为该飞机转为上升状态后，机头向上，机尾朝下转入悬停，③为该飞机从从悬停转为垂直下降，此时机身后部一前一后地转折分开，同时打开主翼外端支撑板，准备着地\舰，④为该飞机垂直下降到地\舰面后，该机停放状态；

图9是第二个实施例：采用两台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”平飞状态立体侧视图；

图10第二个实施例：采用两台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”预备着地\舰状态立体侧视图；

图11是第三个实施例：采用双机身、单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”平飞状态上视图；

图12是第三个实施例：采用双机身、单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”着陆\着舰状态机背方向正视图；

图13是第三个实施例：采用双机身、单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”发动机前方正视图；

图14是第三个实施例：采用双机身、单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”侧视图；

图15是第四个实施例：采用双机身、单台喷气发动机的“机身可变式垂直起降飞机”平飞状态立体侧视图；

图16是第四个实施例：采用双机身、单台喷气发动机的“机身可变式垂直起降飞机”垂直起飞\降落示意图；

图17是第五个实施例：采用单机身、两台喷气发动机的“机身可变式垂直起降飞机”平飞状态侧视图；

图18是第五个实施例：采用单机身、两台喷气发动机的“机身可变式垂直起降飞机”着地\舰面立体侧图；

图19是第六个实施例：采用单台电动机的超轻型“机身可变式垂直起降飞机”平飞状态侧视图；

图20是第六个实施例：采用单台电动机的超轻型“机身可变式垂直起降飞机”停放于地\舰面侧视图；

图21是第七个实施例：采用双机身、两台发动机的“机身可变式垂直起降飞机”立体侧视图；

图中1是上下(前后)对转的螺旋桨，2是前向驾驶员，3是后向驾驶员，4是后机身下部(或叫左部)可转折的承力结构，5是后机身上部(或叫右部)可转折的承力结构，6是主翼两外端接地支撑板(在各图中画成黑色，以便与其它部分区别开，平飞时转动到与主翼同一平面，着陆\舰时横置或者说平放支撑住机体)，7是着陆\舰时向垂直于机身纵轴方向转折的后机身(图中用虚线绘出)，8是图1中X尾翼下部(或叫左部)两片中接近观察者的一片，另一片被遮住了，8是X尾翼(共4片)，图1中只能显示接近观察者的2片，另2片被遮住了，9是主翼，10是图1中地面线或舰面线(I-I)，11是后机身降落时转折方向箭头(起飞时相反)，12是上下或者左右对称布置在主翼上的挂架，13是涡桨发动机尾喷口，其喷流本来就远远小于喷气发动机，如图2布置可避免喷流直接冲击地面，14是可转折的承力结构合拢处标记线，15是发动机螺旋桨旋转圆面圆形轮廓线，16是美国专门为XFY-1尾坐式飞机驾驶员进出座舱而设计制造的约5米高的梯子，可见以前的机身整体尾坐式飞机多么复杂，我的发明方案因为机身低，不需要这么高的梯子，17是美国XFY-1尾坐式飞机的着陆轮，这样的设计容易滑动，机身易翻到，18是采用本发明方案的飞机、以前多种主流飞行器各自起落架着陆\舰后形成的接触平面(用斜线阴影区表示)，19是机头舱罩(可安装观测设备，或设计为透明罩，便于飞行员肉眼观察)，20是平尾，21是垂尾，22是采用双机身布局时，前机身与后部可转折承力结构扣合\分离线。

具体实施方式

本发明方案有很多种具体实施例，最佳实施方案应根据机体重量和速度要求来决定。例如中型“机身可变式垂直起降飞机”最好采用图1～4第一个实施例的方案，采用单台大型涡桨发动机，螺旋桨为上下(前后)对转以提高效率、消除转动的螺旋桨的反作用力。机身后部由2个可转折的承力结构构成，这些可转折的承力结构有一定长度，不载运货物以及人员或重型武器，结构尽量简化、轻型化，最好把尾翼安装在这2个承力结构尾部以加长纵向力矩、提高操纵的效率；最好采用X形尾翼，其好处是能使尾翼对称平衡地安装在2个可转折的承力结构上，不影响尾翼的操纵效果，抗损坏能力强于T形尾翼。当然，该机用其它形式尾翼也可以。对于该机着陆时观察地面、确定飞机相对位置，操纵飞机降落的问题，我认为，随着当代实时实地显示屏幕技术的发展，特别是立体显示技术的快速进步，一名驾驶员能够在这些技术帮助下看到地面、确定飞机相对位置，安全起降。考虑到有的航空业界人士对上述技术不信任，我觉得，实在不行的话，就在驾驶舱前方安装一块可收放的大镜子也行嘛！但为严肃起见，我在第一至五和第七个实施例的方案中，还是设置了两名驾驶员，一名面朝前(或叫上)，负责平飞及转换阶段驾驶，一名面朝后(或叫下)，方便观察地面方向，负责垂直起落及转换阶段驾驶，座椅设置以飞行员感到方便为宜。主翼应为后掠式，主翼末梢后缘与机身后部可转折的承力结构的触地点处于同一平面，即处于同一个垂直于机身纵轴的平面上。主翼两外端触地支撑板可设计为开合式，也可设计为整体转动式，在平飞时或合拢为流线型，或转动到与主翼同一平面，着陆\舰时张开支撑住机体，或者说横置或者说平放。这2个承力结构在平飞状态时与前机身纵轴合拢于同一轴线上，并且尽量保持飞行器低阻力外形，降落时向垂直于机身纵轴的方向平衡地转折，当然不一定刚好转折90度，而是说该飞行器先转入垂直状态，以尾坐方式降落时，这2个承力结构与所在的着陆平面\舰面形成很大的接触平面(在图1中用虚线表示已经转折停放在地面\舰面的2个承力结构，地面线或舰面线I-I也用虚线表示)，其转折点必须具有一定的弹性，从而在此类飞机尾坐时能在水平方向上支撑住竖立的前机身(这里也可称为上机身)；起飞时机头向上启动发动机升入空中，然后这2个承力结构收回到与前机身处于同一纵轴上，飞行器逐渐转入平飞。后掠翼涡桨动力飞机，如TU-95重型轰炸机在重载状态下，时速可接近900公里！

我建议这种机身可变式垂直起降飞机干脆取消常规起落架(即机轮及其收放装置)，其目的是尽量简化结构，减少部件从而降低此类飞机故障率。因为这种飞机本来就以垂直起降为主，而且由于这样可以对称地布置尾翼及其它设备，整个飞行器可以对称地操作，安全性高，还可避免像很多飞机那样设置折叠式腹鳍，结构进一步简化了。但如果有设计师愿意在我这种飞机方案上安置机轮也可以，仍属于本发明的一种具体方案。

我建议这种飞机在采用涡桨动力时，尾喷口开于主翼的副翼稍前处，这样起降时飞行员能操作副翼调整喷流以对抗地面不稳定气流，稳定姿态，还可以避免喷流直接冲击地面，损害飞机各个部件。

在图3中贴地面的半椭圆状物就是转折的后机身，它上面两个尖刺状物体就是X形尾翼中靠近观察者的两片，另一半后机身和X形尾翼中的两片遮住了。

在图4中4片叶状物为涡桨发动机的螺旋桨，可以根据速度要求设计其直径大小；4片小尖刺状物体就是平飞状态的X形尾翼。虚线部分为着陆\舰状态的两条后机身，小的虚线部分为着陆\舰状态的主翼的支撑板，已经打开，支撑于地面，后机身触地部分和支撑板形成新概念的起落架，由此图可见，我的这种飞机在着陆\舰状态时，其起落架支撑的长、宽达到了该飞机长、宽的100％，比图6中以前各类飞机起落架支撑的面积比例大得多；

该实施例的起降过程可参见图7、8。

由于上述实施例说明比较细致，为避免读者误以为本人的发明只有这一种方案，本人强调，上述方案中部件的具体布置可以按设计要求灵活处理。而且总体布局也有大量变异方案，我在后文再列举6种实施例。

图9、10是第二个实施例：采用两台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”，图中该方案采用X形尾翼、小直径螺旋桨、小后掠主翼，但在具体设计中可按照要求灵活安排。

图11～14是第三个实施例：采用双机身、单台涡桨发动机的“机身可变式垂直起降飞机”，请注意，该实施例中左右两个机身后部虽有尾翼，但其尾翼并没有将两个后机身连接，这样，两个后机身就可以分别向不同的方向转折。这种布局的好处是，两个后机身可以独立地向不同的方向转折，而与前机身单独合拢也更方便。图11、12中一侧的垂尾面向观察者，可见到；另一侧垂尾被遮住了，不可见。而两侧平尾均可见。图12中左下方的半椭圆为左侧后机身，因面向观察者方向折叠，故呈半椭圆状，并可见这一侧的垂尾和平尾，另一侧后机身折向图后方，只能见到其大半个椭圆形及其平尾。图13、14中虚线为着陆\舰状态两个后机身位置，可见其着陆\舰状态支撑面积很大。我建议此类布局的尾翼采用半T字形，这样两个后机身折叠后尾翼均离陆\舰面较远，避免撞坏尾翼。若采用第四个实施例，其尾翼也应如此。

图16是第四个实施例：采用双机身、单台喷气发动机的“机身可变式垂直起降飞机”垂直起降状态立体侧视图，图中可见一侧后机身已经开始转折，一侧主翼外端支撑板已经打开。此图为了方便读者理解，采用了有后向驾驶员的方案，后向驾驶员在起降状态脸部基本朝下，视野开阔，驾驶飞机起降，在平飞状态可作辅助工作。而且起降时尾翼、后机身都在离尾喷口很远的地方，避免遭高温喷气流伤害。

我建议凡是采用喷气动力的“机身可变式垂直起降飞机”，主翼尽量设计为大后掠角，这样不仅有利于高速飞行，而且其着陆\舰状态尾喷口离地面远一些，起降时尾翼、后机身都在离尾喷口很远的地方，避免遭高温喷气流伤害。

当然，在我的这项发明中，应少采用喷气式方案。

图17、18是第五个实施例：采用单机身、两台喷气发动机的“机身可变式垂直起降飞机”，它采用X形尾翼，可避开两侧喷气发动机喷流，主翼为大后掠角，起降时尾翼、后机身都在离尾喷口很远的地方，避免遭高温喷气流伤害。

图19、20是第六个实施例：采用单台电动机的超轻型“机身可变式垂直起降飞机”，其螺旋桨距离地面较远，转动时不易扬沙，向后的气流须经过主翼副翼操纵面，这样起降时飞行员操作副翼调整气流以对抗地面中等以下风，稳定姿态，还可以避免气流直接冲击地面，损害飞机各个部件。在大风状态下，普通电力飞机都不宜飞行，更别说此类方案的飞机了。它在地面停放时只须转折后机身两个承力支架，与主翼外端支撑板一起支住机身，不需要机轮，结构简单可靠。该方案采用普通飞机单人坐式驾驶姿势，由于是超轻型飞机，其机身除骨架外，蒙皮、座舱大多为透明的，该方案在垂直起降时飞行员只需稍微低头向下即可看清地面与飞机的相互关系，操纵不太复杂。

图21是第七个实施例：采用双机身、两台发动机的“机身可变式垂直起降飞机”，它可用作反潜机、远程侦察-监控机、扫雷\布雷机、运输机、“空中炮艇”、电子战飞机，其后\下向座舱可用于对后观察、驾驶、防御、射击等。

本发明的新颖性、先进性、可行性：

本发明作为一种既能垂直起降、又能像许多固定翼飞机那样高速飞行的新概念飞行器，与以往所有的垂直起降飞行器都不同。本人在前面“背景技术”一节已经列举了航空专家朱宝流对以往所有的垂直起降飞机所做的总结资料，本人还补充了相关的新资料，上述资料表明，此前完全没人提出过类似本发明方案的设计，这证明本发明具有独一无二的新颖性；

相对于亚音速“鹞”式垂直起降战斗机和勉强服役的雅克-38，本发明在采用上述第四、五两个实施例(使用喷气发动机)时，由于不需要常规下滑降落\滑跑起飞，不必兼顾低速性能，最好采用大后掠角机翼，因此其飞行速度可达2马赫以上，将远远超过“鹞”式、雅克-38和尚未试验成功的跨音速飞机F-35B，更有发展前景，在此意义上可以说我的方案更先进。而且由附图可见：上述第四、五两个实施例中发动机喷口离地\舰面很远，超过“鹞”式、F-35、雅克-38的数值，安全性远远超过后3者，在此意义上可以说我的方案更实用、可行。此外我的第四、五两个实施例中发动机喷口在高处，相当于“提着”机体，而“鹞”式、F-35、雅克-38喷口在机体下方，顶着上方的机体，类似于杂耍中用一两根手指头顶着一根筷子，操纵难度和危险极大，所以我的方案更符合未来对安全性的要求，即更先进、更可行。

和勉强服役的V-22相比，我的发明方案，只有尾部的操纵管线转折，比前述V-22来回转折的管线少得多，特别是没有易燃的燃油、滑油管线来回转折，安全性好、更实用。另外我的发明方案在操纵方面本质上是一种飞机，而不是直升机，故飞行员的思维不需要在飞机(英文：airplane)和直升机(英文：Helicopter)驾驶方法上来回切换，我的方案简单、安全可靠。而且V-22最高速度为650公里/小时，我的发明方案中即使采用类似上个世纪中期TU-95的涡桨发动机，其速度将达到约950公里/小时，已经足以远远超过V-22最高速度，更不用说像上述本发明在采用上述第四、五两个实施例(使用喷气发动机)时，其飞行速度可达2马赫以上，那就更快了。因此我的发明更符合未来对高速、安全的要求，更先进、更可行。符合发明必须具备的新颖性、先进性、可行性要求。

Claims (3)

1.一种高速垂直起降飞机，它由发动机及其舱段、驾驶舱、前机身、后机身、主翼、尾翼等构成，其特征是，后机身由2～4个承力结构构成，这些可转折的承力结构有一定长度，在平飞状态时与前机身(包括双机身布局的左右两个机身)纵轴在同一轴线上结合，它们在此状态下可以连接或扣合为一体，降落时该飞行器先转入垂直状态，机身后部承力结构向垂直于机身纵轴的方向平衡地转折，然后以尾坐方式降落(起飞过程与此相反)，同时本发明方案在此类飞机两边的主翼外端也安置有接触地面\舰面的支撑结构，从而在此类飞机尾坐时多个支撑结构能在基本垂直于机身纵轴的水平面多个方向上支撑住竖立的前机身；

2.根据权利要求1所述的高速垂直起降飞机，其后机身承力结构有一定长度，不载运货物以及人员或重型武器，结构尽量简化、轻型化，最好把尾翼安装在这2～4个承力结构尾部以加长纵向力矩、提高操纵的效率，后机身承力结构尾部构造能与所在的着陆平面\舰面形成基本垂直于机身纵轴的、很大的接触\支撑平面(其转折点必须具有一定的弹性)，从而在此类飞机尾坐时多个支撑结构能在水平面各个方向上支撑住竖立的前机身；

3.根据权利要求1所述的高速垂直起降飞机，可以采用各类发动机，轻型机最好采用电动螺旋桨发动机，大中型的最好采用涡桨发动机，其次为桨扇、涡扇发动机。它可应用单机身、双机身布局(支撑结构数量不计入机身数量内)。

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