CN103921931A - 涵道机翼系统以及运用该系统的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涵道机翼系统，包括涵道机翼和设置在涵道机翼前缘部位的风扇，涵道机翼前缘部位为环形，后缘部位为上宽下窄的梯形，涵道机翼前缘部位的环形和后缘部位上宽下窄的梯形之间光滑连接；风扇为共轴对转风扇，没有滑流扭转，涵道机翼圆环形的前缘部位的内壁完全包裹风扇，以减小风扇的桨尖涡流，同时遮蔽噪音，并且更加安全；在涵道机翼的上部，有连通涵道机翼内壁面和外壁面的缝隙，风扇滑流能根据沟槽翼效应和缝翼效应对涵道机翼进行动力增升；本发明公开的运用涵道机翼系统的飞行器能够实现垂直起落、水平飞行，以及垂直起落和水平飞行状态之间的平稳转换，并且安全性好，经济性好，飞行员视界好。

Description

涵道机翼系统以及运用该系统的飞行器

技术领域

本发明涉及一种涵道，特别涉及一种涵道机翼系统以及运用该系统的飞行器。

背景技术

中国发明专利ZL201110086570.3公布了一种涵道机翼系统以及运用该涵道机翼系统的飞行器，该专利所述的涵道机翼系统包括涵道机翼和设置在涵道机翼前缘部位的风扇，涵道机翼前缘部位为环形，后缘部位为上宽下窄的梯形，涵道机翼前缘部位的环形和后缘部位上宽下窄的梯形之间光滑连接；涵道机翼前缘部位、后缘部位，以及二者之间的连接段作为一个整体，纵向剖面具有翼型，涵道机翼后缘从下部到上部逐渐向后倾斜，涵道机翼上下两层后缘都安装有后缘襟翼；驱动风扇的发动机通过一片支撑翼安装在涵道机翼内部空间，支撑翼的后缘设置有后缘襟翼；风扇旋转时能同时加速涵道机翼下半部内壁表面气流和涵道机翼上半部内外壁表面气流，以及加速支撑翼上下翼面气流，但是该涵道机翼系统的风扇为单组，旋转时具有滑流扭转，对涵道机翼和支撑翼动力增升的能力有限；由于涵道机翼的前缘从下部到上部逐渐向后倾斜，风扇叶片旋转到涵道机翼下半部时风扇叶片位于涵道机翼前部下半部的内部空间，风扇叶片桨尖以一条缝隙为间隙接近涵道机翼下半部前缘部分的内壁，桨尖涡流很弱，风扇叶片旋转到涵道机翼上半部时，风扇叶片位于涵道机翼前部上半部的外部空间，桨尖涡流很强，这样，该风扇桨尖涡流有周期性的变化，会引起风扇强烈的振动，并引起飞行器的振动，影响舒适性，并造成结构疲劳；风扇在旋转时，有部分扇叶暴露在涵道外，噪音会外泄，而且不安全；运用该涵道机翼系统的飞行器将两个涵道机翼系统对称的设置在机身中后部，涵道机翼系统在垂直起落和水平飞行时，风扇旋转面对着驾驶舱内的驾乘人员，当吸入异物，风扇叶片受损射出时，有可能对驾乘人员造成伤害；机头设置有产生升力风扇作用的内埋式涵道风扇，由于机头的内埋式涵道风扇离驾驶舱内前排的驾乘人员距离较近，当吸入异物，内埋式涵道风扇叶片受损射出时，也可能对驾驶舱内前排的驾乘人员造成伤害；该鸭式布局的飞行器在垂直起落时，需要保持一个抬头姿态，但内埋式涵道风扇设置在机头，而且风扇直径较大，相应机头较长，造成飞行器在垂直起落时，飞行员向前方的视界不良；风扇直径较大，重量较重，在水平飞行时死重大，经济型不好。

发明内容

本发明的目的就是提供一种涵道机翼系统，本涵道机翼系统能够消除风扇的滑流扭转，消除风扇周期性的振动，使涵道机翼系统能够稳定的产生升力，同时减小风扇噪音外泄，并且对周围的人安全，同时本发明还公布了一种运用此涵道机翼系统的飞行器。

本发明涵道机翼系统，包括涵道机翼和设置在涵道机翼前缘部位的风扇，涵道机翼前缘部位为环形，后缘部位为上宽下窄的梯形，涵道机翼前缘部位的环形和后缘部位上宽下窄的梯形之间光滑连接；涵道机翼前缘部位、后缘部位，以及二者之间的连接段作为一个整体，纵向剖面具有翼型，涵道机翼后缘从下部到上部逐渐向后倾斜，涵道机翼上下两层后缘都安装有后缘襟翼；驱动风扇的发动机通过一片支撑翼安装在涵道机翼内部空间，支撑翼的后缘设置有襟翼；风扇旋转时能同时加速涵道机翼下半部内壁表面气流和涵道机翼上半部内外壁表面气流，以及加速支撑翼上下翼面气流，风扇为共轴对转风扇；涵道机翼的前缘部位呈圆环形，其内壁完全包裹风扇，涵道机翼前缘部位内壁与风扇桨尖之间只间隔较小间歇，以减小风扇的桨尖涡流；在涵道机翼的上部，有连通涵道机翼内壁面和外壁面的缝隙，缝隙在涵道机翼内壁的开口位于风扇旋转平面之后，缝隙从涵道机翼内壁到外壁向后缘倾斜延伸，以减小风扇滑流通过缝隙从涵道机翼内壁流到外壁的阻滞。

风扇由于为共轴对转风扇，所以它能将风扇滑流导直，消除滑流扭转；涵道机翼前缘部位内壁完全包裹风扇，而且其内壁和风扇桨尖间隔小，配合紧密，不仅能减弱风扇的桨尖涡流，而且使风扇滑流由于附壁效应沿涵道机翼内壁向后流动；在涵道机翼下部，由于沟槽翼效应，风扇滑流能产生很大升力；在涵道机翼的上部，由于有连通涵道机翼内壁面和外壁面的缝隙，而且缝隙在涵道机翼内壁的开口位于风扇旋转面之后，缝隙从涵道机翼内壁到外壁向后缘倾斜延伸，同时由于附壁效应，所以风扇滑流能比较顺畅地通过缝隙从涵道机翼上部内壁面流到涵道机翼上部外壁面，并流向涵道机翼上部外壁面后缘，由于缝翼效应，风扇滑流将对涵道机翼上部进行动力增升；由于风扇滑流吹过支撑发动机的支撑翼上下翼面，将对支撑翼进行动力增升；由于风扇为共轴对转风扇，风扇滑流顺直，没有滑流扭转，所以对涵道机翼下部的沟槽翼动力增升和对涵道机翼上部的缝翼动力增升，以及对支撑翼的动力增升都成效显著，升力增加明显。由于风扇在旋转时，桨尖完全受到涵道机翼前缘部位的内壁包裹，旋转到任何方位都只有很弱的桨尖涡流，所以旋转稳定，消除了周期性的振动，增加了驾乘人员的舒适性，也减缓了结构的疲劳；由于涵道机翼前缘部位完全包裹风扇，所以风扇的噪音得到一定遮蔽，减小了外泄，为了进一步减小噪音外泄，涵道机翼内壁需要采用能吸收声波能量的材料；同时工作时会高速旋转的风扇叶片被涵道机翼包裹，对周围的人员和物体也很安全。

一种运用涵道机翼系统的飞行器，包括机身、升力风扇、机翼，所述涵道机翼系统为两个并对称地设置于机身前部两侧，飞行器的后部设置有升力风扇，机身中后部两侧对称的设置有机翼，飞行器为串列翼布局。

由于涵道机翼系统为两个并对称地设置于机身前部两侧，同时由于涵道机翼系统在下偏后缘襟翼后，涵道机翼系统的压力中心后移，偏转风扇滑流的反作用推力作用点也后移到涵道机翼系统的后缘，这样涵道机翼系统向上的合力的作用点就相应后移到涵道机翼系统的后缘，也就更靠近飞行器重心，飞行器后部用于在垂直起落时进行俯仰配平的升力风扇的推力可以较小，这样就减小了升力风扇的体积和重量，提升了经济性；并且涵道机翼系统设置在机身前部，可以通过适当安排使风扇旋转面避开驾乘人员，同时升力风扇设置在飞行器后部，离前面的最后一排乘客座椅有若干机身结构及一定距离，这样就提高了安全性；由于升力风扇设置在飞行器后部，机身头部没有升力风扇，可以通过适当设置改善乘坐在机身头部的飞行员的视界。

本发明的有益效果：本发明涵道机翼系统，其风扇采用共轴对转风扇，消除了风扇的旋流扭转，使涵道机翼系统能稳定的产生较大的升力，采用能够完全包裹风扇的涵道机翼，消除了风扇周期性的振动，同时减小了风扇噪音外泄，安全性好；采用本涵道机翼系统的飞行器飞行时驾乘人员比较安全，并且飞行器经济性好，飞行员视界好。

附图说明

图1为本发明涵道机翼系统水平飞行状态的前视立体图；

图2为本发明涵道机翼系统水平飞行状态的后视立体图；

图3为本发明涵道机翼系统水平飞行状态的主视图；

图4为本发明涵道机翼系统水平飞行状态的俯视图；

图5为本发明涵道机翼系统水平飞行状态的左视图；

图6为本发明涵道机翼系统垂直起落状态的后视立体图；

图7为本发明涵道机翼系统水平飞行状态的剖视示意图；

图8为本发明涵道机翼系统垂直起落状态的剖视示意图；

图9为本发明飞行器第一种实施例水平飞行状态的前视立体图；

图10为本发明飞行器第一种实施例水平飞行状态的主视图；

图11为本发明飞行器第一种实施例水平飞行状态的俯视图；

图12为本发明飞行器第一种实施例水平飞行状态的左视图；

图13为本发明飞行器第一种实施例垂直起落状态的后视立体图；

图14为本发明飞行器第一种实施例水平飞行状态的剖视示意图；

图15为本发明飞行器第一种实施例垂直起落状态的剖视示意图；

图16为本发明飞行器第二种实施例水平飞行状态的前视立体图；

图中：1.涵道机翼；2.风扇；3.发动机；4.支撑翼；5.上单缝襟翼；6.下单缝襟翼；7.中单缝襟翼；8.折流板；9.上后缘壁板；10.中后缘壁板；11.下后缘壁板；12.机身；13.短翼；14.翼身整流罩；15.驾驶舱；16.机翼；17.后缘襟翼；18.升降副翼；19.垂直安定面；20.方向舵；21.盖板；22.主起落架；23.降落伞舱盖；24.行李舱盖；25.百叶窗；26.后起落架；27.升力风扇；28.整流片；29.机身；30.驾驶舱；31.舱门。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细的描述。

如图1、2、3、4、5、6、7，8所示，本发明涵道机翼系统包括涵道机翼1和设置在涵道机翼1前缘部位的风扇2，涵道机翼1前缘部位为环形，后缘部位为上宽下窄的梯形，涵道机翼1前缘部位的环形和后缘部位上宽下窄的梯形之间光滑连接；涵道机翼1前缘部位、后缘部位，以及二者之间的连接段作为一个整体，纵向剖面具有翼型，涵道机翼1后缘从下部到上部逐渐向后倾斜，涵道机翼1上下两层后缘都安装有后缘襟翼；驱动风扇2的发动机3通过一片支撑翼安装在涵道机翼1内部空间，支撑翼的后缘设置有后缘襟翼；风扇旋转时能同时加速涵道机翼下半部内壁表面气流和涵道机翼上半部内外壁表面气流，以及加速支撑翼上下翼面气流；风扇2为共轴对转风扇；涵道机翼1的前缘部位呈圆环形，其内壁完全包裹风扇2，涵道机翼1前缘部位内壁与风扇2桨尖之间只间隔较小间歇，以减小风扇2的桨尖涡流；在涵道机翼1的上部，有连通涵道机翼1内壁面和外壁面的缝隙，缝隙在涵道机翼1内壁的开口位于风扇2旋转面之后，缝隙从涵道机翼内壁到外壁向后缘倾斜延伸，以减小风扇滑流通过缝隙从涵道机翼内壁流到外壁的阻滞。

风扇2由于为共轴对转风扇，所以它能将风扇滑流导直，消除滑流扭转；涵道机翼1前缘部位内壁完全包裹风扇2，而且其内壁和风扇桨尖间隔小，配合紧密，不仅能减弱风扇2的桨尖涡流，而且使风扇2滑流由于附壁效应沿涵道机翼1内壁向后流动；在涵道机翼下部，由于沟槽翼效应，风扇滑流能产生很大升力；在涵道机翼的上部，由于有连通涵道机翼内壁面和外壁面的缝隙，而且缝隙在涵道机翼内壁的开口位于风扇旋转平面之后，缝隙从涵道机翼内壁到外壁向后缘倾斜延伸，同时由于附壁效应，所以风扇滑流能比较顺畅地通过缝隙从涵道机翼上部内壁面流到涵道机翼上部外壁面，并流向涵道机翼上部外壁面后缘，由于缝翼效应，风扇滑流将对涵道机翼上部进行动力增升；由于风扇滑流吹过支撑发动机3的支撑翼4上下翼面，将对支撑翼4进行动力增升；由于风扇2为共轴对转风扇，风扇滑流顺直，没有滑流扭转，所以对涵道机翼下部的沟槽翼动力增升和对涵道机翼上部的缝翼动力增升，以及对支撑翼的动力增升都成效显著，升力增加明显。由于风扇在旋转时，桨尖完全受到涵道机翼前缘部位的内壁包裹，旋转到任何方位都只有很弱的桨尖涡流，所以旋转稳定，消除了周期性的振动，增加了驾乘人员的舒适性，也减缓了结构的疲劳；由于涵道机翼前缘部位完全包裹风扇，所以风扇的噪音得到一定遮蔽，减小了外泄，为了进一步减小噪音外泄，涵道机翼内壁需要采用能吸收声波能量的材料；同时工作时会高速旋转的风扇叶片被涵道机翼包裹，对周围的人员和物体也很安全。

如图1、2、3、4、6、7，8所示，所述缝隙为一条，从整体看与涵道机翼1前缘及后缘平行；缝隙在涵道机翼1内壁的开口位于风扇2从涵道机翼1前缘向后数第二组风扇的旋转面后面；从涵道机翼系统纵向对称平面看，缝隙左右对称，宽度达到涵道机翼1前缘部分的上四分之一圆周长度；缝隙从涵道机翼1内壁开口到外壁开口宽度基本不变，高度逐渐减小，缝隙在涵道机翼1外壁的开口高度较小；缝隙靠近涵道机翼前缘的一面，从涵道机翼内壁开口到外壁开口呈“S”形，光滑流畅，以减小气流阻力；缝隙靠近涵道机翼后缘的一面，从涵道机翼内壁开口到外壁开口适当鼓出，光滑圆润，以减小气流阻力。

由于气流经过了共轴反转的由两组风扇构成的风扇2加速，滑流速度高，同时由于缝隙靠近涵道机翼1前缘的一面，从涵道机翼1内壁开口到外壁开口呈“S”形，光滑流畅，对气流的阻力小，缝隙靠近涵道机翼1后缘的一面，从涵道机翼内壁开口到外壁开口适当鼓出，光滑圆润，对气流的阻力也小，同时由于附壁效应，所以风扇2滑流能顺畅地通过涵道机翼内壁开口进入缝隙，并且经过宽度基本不变，高度逐渐减小的缝隙得到加速，最后经过加速的高速气流从缝隙在外壁面高度较小的开口吹向涵道机翼上部外壁面，并向后缘流动，对涵道机翼上部进行动力增升；由于缝隙宽度达到涵道机翼前缘部分的上四分之一圆周长度，并且宽度从内壁开口到外壁开口基本不变，所以风扇滑流能通过缝隙对涵道机翼整个上部进行动力增升；由于缝隙横向贯穿了涵道机翼前缘部分的上四分之一圆周长度，所以缝隙内应以均匀间隔设置若干支撑片，以增强此处结构的强度和刚度；支撑片应较薄，剖面应为流线型，以减小对风扇滑流的阻力。

如图3、4，7所示，所述涵道机翼1前缘圆周齐平，即当涵道机翼系统水平放置，风扇2转轴的轴线处于水平状态的情况下，从涵道机翼系统主视图看，涵道机翼1前缘呈竖直的直线；从涵道机翼系统俯视图看，涵道机翼前缘也呈竖直的直线，这样使得涵道机翼前缘部位适宜制造，并使风扇进气顺畅。

涵道机翼系统左右对称。涵道机翼1上部后缘设置有上单缝襟翼5，上单缝襟翼5前面有上后缘壁板9；涵道机翼1下部后缘设置有下单缝襟翼6，下单缝襟翼6前面有下后缘壁板11；支撑翼4后缘设置有中单缝襟翼7，中单缝襟翼7前面有中后缘壁板10；上后缘壁板9、下后缘壁板11和中后缘壁板10分别使收起状态的上单缝襟翼5与涵道机翼1上部内壁面之间、下单缝襟翼6与涵道机翼1下部外壁面之间，以及中单缝襟翼7与支撑翼4下翼面之间过渡完整平滑，以减小水平飞行时的阻力；发动机3后下部设置有折流板8，折流板8结构类似于开裂式襟翼，以一个对称翼型机翼结构用铰接方式贴附于发动机3的后下部，当需要向后下方偏转风扇2滑流时，放下的支撑翼4后缘的两块中单缝襟翼7，将和下偏的折流板8一起，共同形成一块连续完整的控制舵面，其上下表面完整光滑，以更好地向后下方偏转风扇2滑流。

当涵道机翼系统作为飞行器的一部分要垂直起落时，保持一个抬头迎角，启动发动机3，使风扇2高速旋转，同时最大程度放下涵道机翼1上部后缘的上单缝襟翼5，涵道机翼1下部后缘的下单缝襟翼6，支撑翼4后缘的两块中单缝襟翼7，以及发动机3后下部的折流板片8，同时上偏上后缘壁板9、下后缘壁板11和中后缘壁板10，以分别使涵道机翼1上部后缘的上单缝襟翼5、涵道机翼1下部后缘的下单缝襟翼6，以及支撑翼4后缘的两块中单缝襟翼7前面的缝隙完整光滑，这样，风扇滑流能够顺畅地通过这几条缝隙，对涵道机翼1上部、涵道机翼1下部和支撑翼4进行动力增升；由于涵道机翼1的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6和支撑翼4的中单缝襟翼7向下偏转，使涵道机翼1和支撑翼4的弯曲程度增大，同时因为涵道机翼系统此时保持一个抬头迎角，所以风扇2滑流使涵道机翼1和支撑翼4产生的升力的方向朝向后上方，此二者产生向后上方的合力；同时，由于风扇2滑流受到下偏的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8的偏转而流向后下方，从而对涵道机翼系统产生向前上方的反作用推力；此时，由于涵道机翼系统保持一个抬头迎角，风扇2叶片由于翼型的压力差产生的拉力也朝向前上方，此拉力与前述风扇2滑流受到下偏的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8的偏转而产生的向前上方的反作用推力成为向前上方的合力；由于风扇展弦比小，相对面积大，产生的推力大部分是排气的反作用力，只有小部分是叶片翼型差的拉力，所以只需要一个不大的抬头迎角，就可以使此二者向前上方的合力与前述涵道机翼1和支撑翼4向后上方的合力中，向前与向后的分力刚好相互抵消，剩下的分力即表现为垂直向上的合力。

当涵道机翼系统作为飞行器的一部分要水平飞行时，保持一个相对垂直起落时较小的正常的迎角，收起涵道机翼1上部后缘的上单缝襟翼5，涵道机翼1下部后缘的下单缝襟翼6，支撑翼4后缘的两块中单缝襟翼7，以及发动机3后下部的折流板8，同时放下上后缘壁板9，下后缘壁板11和中后缘壁板10，以分别使上单缝襟翼5与涵道机翼1上部内壁面之间、下单缝襟翼6与涵道机翼1下部外壁面之间，以及中单缝襟翼7与支撑翼4下翼面之间过渡完整平滑，以减小水平飞行时的阻力；此时，由于有较大的飞行速度，再加上风扇2的高速滑流的动力增升，涵道机翼系统将产生足够的升力。

涵道机翼上部内壁面与支撑翼上翼面之间，支撑翼下翼面与涵道机翼下部内壁面之间，间隔接近各翼型的弦长的一半，相互会有一些气动干扰，但如果缩短涵道机翼前缘部位的环形和后缘部位上宽下窄的梯形之间的连接段，风扇滑流又可能因为连接段曲面变化过于剧烈而气流分离，影响对涵道机翼的动力增升，所以，连接段应在保持曲面变化平缓和缩短长度方面取得一个平衡，以调和上述各部件的气动干扰和动力增升的矛盾；涵道机翼系统风扇后方的缝隙可以为多个，但这样会造成涵道机翼的多个横向开口，减小了涵道机翼的强度和刚度；涵道机翼后缘的上单缝襟翼5，下单缝襟翼6和支撑翼后缘的中单缝襟翼7也可以采用多缝襟翼或富勒襟翼，但这样会增大结构的复杂度和重量。

本发明还公开了一种运用上述涵道机翼系统的飞行器。

如图9、10、11、12、13、14、15，16所示，本发明飞行器，包括机身、升力风扇、机翼，所述涵道机翼系统为两个并对称地设置于机身前部两侧；飞行器的后部设置有升力风扇27；机身中后部两侧对称的设置有机翼16，飞行器为串列翼布局。

由于涵道机翼系统为两个并对称地设置于机身前部两侧，同时由于涵道机翼系统在下偏后缘襟翼后，涵道机翼系统的压力中心后移，偏转风扇滑流的反作用推力作用点也后移到涵道机翼系统的后缘，这样涵道机翼系统向上的合力的作用点就相应后移到涵道机翼系统的后缘，也就更靠近飞行器重心，飞行器后部用于在垂直起落时进行俯仰配平的升力风扇27的推力可以较小，这样就减小了升力风扇27的体积和重量，提升了经济性；并且涵道机翼系统设置在机身前部，其风扇2的旋转面可以通过适当安排避开驾乘人员，同时升力风扇27设置在飞行器后部，离最后一排乘客座椅有若干机身结构及一定距离，这样就提高了安全性；由于升力风扇设置在飞行器后部，机身头部没有升力风扇，可以通过适当设置改善乘坐在机身头部的飞行员的视界。

机身以及机身和涵道机翼系统的组合方式的第一种实施例：如图9、10、11、12、13、14，15所示，所述机身12相对比较粗短，两个涵道机翼系统通过一段短翼13设置在机身12头部的腹部两侧。

由于机身12相对比较粗短，也相对较小，只能乘数人，为家用飞行器；由于两个涵道机翼系统通过一段短翼13设置在机身12头部的腹部两侧，风扇2的旋转面相应对着驾驶舱15内乘坐的第一排驾乘人员的脚的前面的位置，避开了所述驾乘人员的身体，这样，飞行器无论在垂直起落还是水平飞行时，即使风扇2叶片受损射出，也不会对乘坐在驾驶舱15内第一排座椅的驾乘人员造成伤害。

两翼梢设置涵道机翼系统的短翼13较平直，相应从飞行器的左视图和右视图来看涵道机翼系统也处于水平姿态；短翼13的翼根通过中央翼盒连接在机身12头部的腹部，翼身连接处包覆有翼身整流罩14，以减小干扰阻力；两侧涵道机翼系统之间具有连接轴，连接轴穿过短翼13，通过圆锥齿轮连接两侧涵道机翼系统的风扇2，使两侧风扇2保持相同转速，由于短翼13连接在机身12头部的腹部，使穿过短翼的连接轴较好设置，不致影响驾驶舱15内其他装置的安排。

机身以及机身和涵道机翼系统的组合方式的第二种实施例：如图16所示，所述机身29相对比较细长，两个涵道机翼系统通过一段短翼13设置在机身29中前部的腹部两侧。

机身29相对比较细长，也相对较大，能乘坐的人数较多，为公务机；由于两个涵道机翼系统通过一段短翼13设置在机身29中前部的腹部两侧，风扇2的旋转面相应对着驾驶舱30内乘坐的第一排驾乘人员的背的后面的位置，避开了所述驾乘人员的身体，这样，飞行器无论在垂直起落或水平飞行时，即使风扇叶片受损射出，也不会对驾驶舱30内第一排的驾乘人员造成伤害。

两翼梢设置涵道机翼系统的短翼13较平直，相应从飞行器的左视图和右视图来看涵道机翼系统也处于水平姿态；短翼13的翼根通过中央翼盒连接在机身29中前部的腹部，翼身连接处包覆有翼身整流罩14，以减小干扰阻力；两侧涵道机翼系统之间具有连接轴，连接轴穿过短翼13，通过圆锥齿轮连接两侧涵道机翼系统的风扇2，使两侧风扇2保持相同转速，由于短翼13连接在机身29中前部的腹部，使穿过短翼13的连接轴较好设置，不致影响机身29内其他装置的安排。

实施例一所述的机身以及机身和涵道机翼系统的组合方式所能构成的飞行器，和实施例二所述机身以及机身和涵道机翼系统的组合方式所能构成的飞行器的其他部分结构相同，下面以实施例一所述机身12以及机身12和涵道机翼系统的组合方式所能构成的飞行器为例继续描述飞行器的其他部分结构。

如图9、10、11、13、14，15所示，所述升力风扇27设置于机身12的尾锥内；升力风扇27进气口设置有根据需要可向机身12头部方向开启和关闭的盖板21，排气口设置有根据需要可开启和关闭的竖向布置的百叶窗25；升力风扇27为共轴对转风扇；升力风扇27前倾设置，以使飞行器在抬头姿态垂直起落时，升力风扇27的转轴的轴线竖直向下。

升力风扇27由于为共轴对转风扇，风扇旋转时产生的反扭力将会相互抵消；升力风扇采用电动机驱动，电动机所需电力来自发动机3驱动的发电机；升力风扇进气口的盖板21向机身12头部方向开启和关闭，有利于在前飞时进气；升力风扇的上方设置有整流片28，整流片28辐射对称设置，剖面为流线型，片数为升力风扇的倍数，当气流受盖板21约束，沿盖板21内壁和机身12背部进入升力风扇的进气口时，会有一些湍流，整流片28会理顺湍流，使气流顺直均匀的进入升力风扇以进行做功；升力风扇设置在机身12尾椎内，这里与机身12内最后一排的乘客之间隔着后起落架舱和行李舱，之间有数层壁板以及行李舱内的行李，再加上后起落架26和最后一排座椅的靠背，这样即使升力风扇的叶片在工作时受损射出，也不易对坐在最后一排座椅的乘客造成伤害。

如图9、10、11、12、13、14，15所示，所述机翼16的翼根连接在机身12中后部的背部，位于升力风扇27的前面，机翼16有小角度后掠；机翼16内翼段设置有后缘襟翼17，外翼段设置有升降副翼18；机翼16翼梢设置有类似于翼梢小翼的垂直尾翼，垂直尾翼由前部的垂直安定面19和后部的方向舵20组成；机翼16两翼梢宽度略与设置于机头两侧的涵道机翼系统最外侧宽度相同。

机翼16的翼根通过中央翼盒与机身12中后部的加强框相连接，为上单翼；翼身连接处机身12的背部较平滑，以利于升力风扇27进气；机翼16小角度上反，以在水平飞行时避开前方涵道机翼系统的尾流；机翼16小角度后掠，以减小阻力，同时使外翼段的升降副翼18，以及翼梢的垂直安定面19和方向舵20离重心更远，力臂更长，操纵力矩更大；由于飞行器为串列翼布局，机身中后部的机翼16两翼梢宽度略与设置于机头两侧的涵道机翼系统最外侧宽度相同，所以飞行器宽度较小，在地面停放以及移动占地较少。

如图9、10、12、13、14，15所述，主起落架22为两个，对称的设置于涵道机翼系统相对于机身12向内的一面的外壁面的下部；后起落架26为1个，设置于机身12中后部的下部，升力风扇27的前面，飞行器停放在地面时，为抬头姿态，此角度使飞行器内的乘坐者仍能感觉舒适。

由于涵道机翼系统相对于机身12向内的一面的外壁面的下部离地面较近，主起落架22设置在这里，长度可以较短，同时不需要设置舱门，使得重量较轻，并且在飞行器水平飞行状态，主起落架22收起的情况下，阻力增加不大；由于飞行器停放在地面时，为抬头姿态，这样，无需倾转机构，涵道机翼系统也得以有一个抬头迎角，这个角度使得如前所述，涵道机翼系统风扇工作时，涵道机翼系统各部件向前上方的合力和向后上方的合力中，向前与向后的分力刚好相互抵消，剩下的分力即表现为垂直向上的合力，使飞行器能够实现垂直起落，这样，就省去了倾转机构，节约了重量和成本；同时，由于飞行器在垂直起飞和垂直降落时，都为抬头姿态，涵道机翼系统的风扇2朝向前上方，相应发动机3的进气口也朝向前上方，而受下偏的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8的偏转，风扇2滑流吹向后下方，并在到达地面后流向后方，发动机废气和地面被吹起的异物也相应被吹向后方，这样，发动机3进气口不易吸入发动机废气以及被吹起的异物，对发动机工作以及延长寿命有利；飞行器在垂直起落状态接近地面时，吹向后下方的风扇滑流接触地面后，会部分弹起，吹向后方的机翼16的下翼面，使机翼16增加升力，这样的地效增升，使得飞行器垂直起落更为平缓。

如图9、10、11、13、14，15所示，所述机身12头锥较短，以使飞行器在抬头姿态垂直起落时，飞行员能够有较好的向前方的视界；飞行器在抬头姿态垂直起落时，飞行员能看到前方及侧下方的物体。

下面以实施例一所述的机身12以及机身12与涵道机翼系统的组合方式所能构成的家用形式的飞行器为例详细描述飞行器的工作过程。

飞行器需要垂直起飞时，最大程度放下涵道机翼1上部后缘的上单缝襟翼5，涵道机翼1下部后缘的下单缝襟翼6，支撑翼4后缘的中单缝襟翼7，以及发动机3后下部的折流板8，同时分别上偏上后缘壁板9，下后缘壁板11和中后缘壁板10，使相应的单缝襟翼的缝隙完整光滑；开启升力风扇27进气口的盖板21，开启升力风扇27出气口的百叶窗25；下偏机翼16内翼段的后缘襟翼17，启动发动机3，使风扇2高速旋转，此时发动机3带动发电机使升力风扇27的驱动电机运转，使升力风扇27也开始高速旋转；加大发动机3油门，高速旋转涵道机翼系统的风扇2，由于如前所述，涵道机翼系统各部件产生的力中，向前和向后的分力相互抵消，剩下的分力表现为向上的合力，此力与机身12尾椎内的升力风扇27一起前后配平，保持飞行器俯仰平衡，并且超过飞行器所受的重力，使飞行器以抬头姿态垂直起飞。由于涵道机翼系统的上单缝襟翼5，下单缝襟6和中单缝襟7下偏后，涵道机翼系统的压力中心后移，并且使偏转风扇2滑流产生的排气反作用推力的作用点也移到涵道机翼系统后缘，因此，涵道机翼系统各部件向上的合力的作用点相应移到了涵道机翼系统后缘，这里离飞行器的重心更近，使涵道机翼系统能够负载飞行器的大部分重量，相应的，升力风扇27由于离飞行器重心较远，只需负载飞行器小部分重量就能保持飞行器俯仰平衡，这就减小了升力风扇的体积和重量，也就减小了飞行器在水平飞行时的死重，提高了经济性。由于机翼16此时处于迎角姿态，同时机翼16内翼段的后缘襟翼17下偏，旁边的升力风扇27工作时吹向下方的滑流引起的气流的引射，将在机翼16内翼段上翼面从前缘向后缘流动，这将产生一定的升力。

当飞行器逐渐垂直上升到一定高度，需要进入悬停状态时，适当降低风扇2转速，使涵道机翼系统各部件向上的合力略微减小，同时相应降低升力风扇27转速，使升力风扇27向上的推力也相应减小，二者前后配平，并刚好能够负载飞行器重量，飞行器进入悬停状态。

飞行器在悬停状态需要低速前进时，适当增大机身12尾椎内的升力风扇27转速，使升力风扇27的推力略微增大，此力使飞行器略微减小抬头迎角，使涵道机翼系统向上的力的方向略微朝向前方，同时使升力风扇向上的推力方向也相应略微朝向前方，此二者略微朝向前方的力使飞行器低速前进；飞行器在悬停状态要低速后退时，适当增大机身12头部涵道机翼系统的风扇2的转速，使涵道机翼系统向上的力略微增大，此力相应使飞行器略微增大抬头迎角，使升力风扇向上的推力方向略微朝向后方，同时使涵道机翼系统向上的合力的方向也略微朝向后方，此二者略微朝向后方的力使飞行器低速后退；飞行器在悬停姿态要低速横向移动时，适当增大两侧涵道机翼系统的风扇2转速，同时适当增大一侧涵道机翼系统的风扇2的螺距，适当减小另一侧涵道机翼系统的风扇2的螺距，两侧涵道机翼系统向上的升力将产生略微的大小差异，飞行器将向涵道机翼系统向上的升力较小的一侧小角度横滚，使升力风扇向上的推力方向略微朝向横滚方向，同时使两侧涵道机翼系统向上的力的方向也略微朝向横滚方向，此时，将两侧涵道机翼系统的风扇的螺距调整为相同大小，上述涵道机翼系统和升力风扇略微朝向横滚方向的力使飞行器低速横向移动；飞行器在悬停姿态要悬停回转时，适当增大机身12尾椎内的升力风扇27转速，使升力风扇27的推力略微增大，同时向希望回转的方向同向适当偏转竖直设置的升力风扇排气口的百叶窗25，，由于升力风扇设置在机身的尾椎内，远离飞行器重心，所以升力风扇侧向方向的推力将使飞行器向希望回转的方向慢慢回转。

当飞行器需要从悬停状态转为水平飞行时，适当增大升力风扇27推力使飞行器逐渐减小抬头迎角，同时适当增大风扇2推力，适当减小上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8向下的偏转角度，使涵道机翼1和支撑翼4的升力更加朝向上方，同时使风扇滑流相应的吹出角度更加朝向后方，使得飞行器在有足够升力不降低高度的情况下逐渐向前飞行；此时，机翼16的外翼段和短翼13开始产生升力，机翼16的内翼段将产生更大升力；继续增大升力风扇27推力，继续增大涵道机翼系统的风扇2推力，继续缓慢收起上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8，飞行器继续低头并且继续加速前飞，短翼13和机翼16将产生更大升力，升力风扇27的推力方向将更加朝向前方；继续保持这一趋势，将涵道机翼的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8完全收起，放下上后缘壁板9，下后缘壁板11和中后缘壁板10，涵道机翼上部内壁面，涵道机翼下部外壁面和支撑翼下翼面将重新变得完整光滑，以减小气动阻力，涵道机翼系统的风扇2将完全推动飞行器前进，短翼13，机翼16和涵道机翼系统上将产生足够升力，以维持飞行器水平飞行，此时，飞行器改为水平飞行状态；收起机翼16内翼段的后缘襟翼17，停止升力风扇27转动，关闭盖板21，关闭百叶窗25，收起主起落架22，收起后起落架26，关闭后起落架舱门，飞行器成为串列翼布局飞机；此时，机头两侧的涵道机翼系统和短翼13由于焦点离飞行器重心相对更近，同时由于二者相加机翼面积更大和涵道机翼系统有风扇动力增升，产生的升力相对较大，将负载飞行器大部分重量，机身中后部两侧的机翼16由于焦点离飞行器重心相对较远，同时由于面积相对较小，产生的升力也相对较小，将只负载飞行器小部分重量；飞行器进入水平飞行状态后，适当减小发动机3油门，以经济地巡航飞行。飞行器在串列翼布局的俯仰操纵由升降副翼18控制，航向操纵由方向舵19控制，横向操纵由升降副翼18控制。

飞行器需要从水平飞行状态转为悬停状态时，适当下偏涵道机翼系统的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8，同时上偏上后缘壁板9，下后缘壁板11和中后缘壁板10，使上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7前面的缝隙完整光滑，风扇滑流将顺畅地通过缝隙，对涵道机翼1上部、涵道机翼1下部和支撑翼4进行动力增升，使得涵道机翼系统向上的升力增大，使飞行器逐渐抬头；同时，受下偏的涵道机翼系统的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8的偏转，风扇2滑流将吹向后下方，这将使排气的反作用推力方向朝向前上方，减缓了对前的推进，使得飞行器开始减速；同时机翼16内翼段的后缘襟翼17逐渐放下，以产生足够升力，对前方涵道机翼系统和短翼13的升力进行配平；随着涵道机翼系统的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8继续下偏，飞行器继续减速并抬头，放下后缘襟翼17的机翼16也将不能产生足够配平升力，此时，开启升力风扇27进气口的盖板21，开启升力风扇27出气口的百叶窗25，启动升力风扇27，使升力风扇27高速旋转，产生足够向上方的推力，配合机翼16，对前方的涵道机翼系统和短翼13的升力进行配平；同时，随着飞行器继续减速，飞行器头部的涵道机翼系统升力相应减小，此时，适当增大发动机3油门，提高风扇2转速，使涵道机翼1和支撑翼4向后上方的升力增加，同时使得向后下方偏转风扇2滑流产生的向前上方的反作用推力增加，以配平飞行器后方升力风扇27向上方的推力和机翼16向后上方的升力，当飞行器继续减到一个很低的速速并达到一定抬头迎角，涵道机翼系统的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8完全下偏，由于如前所述的原因，涵道机翼系统各部件产生的力中，向前和向后的分力刚好相互抵消，剩下的分力表现为向上的合力，此力和升力风扇27产生的向上的推力前后配平，并刚好能够负载飞行器所受的重力，此时，飞行器由于不再有向前推力和完全失去向前速度，进入悬停状态。

飞行器需要从悬停状态垂直降落时，放下主起落架22，打开后起落架26的舱门，放下后起落架26，适当减小涵道机翼系统的风扇2转速，以适当减小涵道机翼系统各部件向上的合力，同时适当减小升力风扇27的推力，飞行器受到的向上的力略微小于所受到的重力，开始逐渐下降，当飞行器逐渐接近地面，主起落架22和后起落架26开始同时接触地面，随着主起落架22和后起落架26落地后完全负载飞行器的重量，关闭发动机3，使风扇2停止转动，向上收起上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8，放下上后缘壁板9，下后缘壁板11和中后缘壁板10；停止升力风扇27的电动机工作，关闭盖板21，关闭百叶窗25，收起机翼16内翼段的后缘襟翼17，飞行器垂直降落过程结束。

本实施例飞行器飞行时需要采用控制增稳系统进行人工增稳。

由于两个涵道机翼系统设置在机身12头部两侧，而且每个涵道机翼1梯形形状的后缘有左右两个立面，这些立面就如同设置在飞行器重心之前的垂直尾翼，使飞行器缺乏航向稳定性，所以飞行器需要采用控制增稳系统配合垂直安定面19和方向舵20维持飞行器航向稳定。

本实施例为家用形式的飞行器，机身头部的驾驶舱15内座椅为前后两排，一共可乘坐4人；驾驶舱15的后面，升力风扇27的前面，有降落伞舱，上部有降落伞舱盖23，降落伞舱内有降落伞，可用于发动机故障时的飞行器迫降；由于降落伞舱在飞行器的重心之后，当用降落伞迫降时，飞行器的机头会朝向前下方，这样当飞行器落地时，机头两侧的涵道机翼系统将首先接触地面，这样涵道机翼系统将以结构变形破坏的方式，吸收撞击能量，从而保护驾驶舱15内乘客；降落伞舱下面，后起落架舱前面，有行李舱，外侧有行李舱盖24；发动机3可以为活塞式发动机，也可以为涡轮螺旋桨式发动机或涡轮桨扇式发动机，在以后电池技术发展进步后，也可以采用电动方式；发动机所需的燃油储存在机头两侧的涵道机翼系统内以及机身中后部两侧的机翼16内；在机身内装载不同的乘客及行李载荷，飞行器重心可能前后变化的情况下，可以在地面时相应向机头或机尾增加或减少配重，以使重心落在飞行器可以承受的范围；本实施例家用形式的飞行器可以按比例适当减小或增大外形及动力，使之相应能乘坐更少或更多的人员，比如可以缩小飞行器，使飞行器只能承载一人，使飞行器成为单人飞行器，单人形式的飞行器的飞行员乘坐方式可以为传统座椅式，也可以为摩托车式的跨骑式，当为摩托车式的跨骑式时，可以缩小飞行器的体积。

实施例二所述的机身29以及机身29与涵道机翼系统的结合方式所能构成的公务机形式的飞行器，与上述实施例一所述的机身12以及机身12与涵道机翼系统的结合方式所能构成的家用形式的飞行器的工作过程相同。

本实施例飞行器飞行时需要采用控制增稳系统进行人工增稳。

本实施例飞行器由于两个涵道机翼系统设置在机身29中前部两侧，而且每个涵道机翼1梯形形状的后缘有左右两个立面，这些立面就如同设置在飞行器重心之前的垂直尾翼，使飞行器缺乏航向稳定性，所以飞行器需要采用控制增稳系统配合垂直安定面19和方向舵20维持飞行器航向稳定。，

本实施例为公务机形式的飞行器，载人较多，机身29相对比较细长，所以涵道机翼系统设置在机身中前部，驾驶舱30的后面，以使涵道机翼系统的上单缝襟翼5、下单缝襟翼6，中单缝襟翼7和折流板8放下时，涵道机翼系统各部件向上的合力作用点更靠近飞行器重心，这样机身29尾椎内的升力风扇27只需要一个不大的向上推力就能够与前方的涵道机翼系统配平，这样就减小了升力风扇27的体积和重量，使飞行器在水平飞行时死重小，经济性好，这在公务机长途飞行时是非常重要的。

本实施例飞行器发动机3可以为活塞式发动机，也可以为涡轮螺旋桨式发动机或涡轮桨扇式发动机，在以后电池技术发展进步后，也可以采用电动方式；本实施例飞行器的舱门31设置在机身29中后部，位于机翼16的前面，这样使得飞行器以抬头姿态停放在地面时，舱门31离地面近，驾乘人员进出机舱方便；发动机所需的燃油储存在机身29中前部两侧的涵道机翼系统内以及机身29中后部两侧的机翼16内，在飞行时，当机身29内乘客及行李载荷变化，飞行器重心可能前后移动的情况下，可以相应向机身29中前部的涵道机翼系统内或机身29中后部的机翼16内转移燃油，以使重心落在飞行器可以承受的范围；本实施例飞行器也可以按比例适当减小或增大外形及动力，使之相应能乘坐更少或更多的人员，比如可以增大飞行器，使飞行器成为支线客机。

实施例一所述的家用形式的飞行器和实施例二所述的公务机形式的飞行器，升力风扇27设置在机身尾椎内，通过出气口排气产生直接升力，这种设置可以改为取消出气口，另外设置引流管道，使升力风扇27的滑流通过管道从机翼16内翼段的后缘襟翼17的缝隙喷出，用喷气襟翼的形式对机翼16进行动力增升，这样效率更高，这样做不利的一面是会增加管道的复杂度和重量；在这种设置下，飞行器的操纵方式与飞行器原有设置的控制方式相似。

实施例一飞行器和实施例二飞行器，都可以从民用改为军用，或从载客改为载货，也可以改为无人机或航模。

最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。比如参照以上对实施例一所述飞行器和实施例二所述飞行器的技术方案的描述，可以根据机身的相对粗短或相对细长、根据飞行器是家用形式或是公务机形式、根据机身前部的涵道机翼系统和机身中后部的机翼分别前后或上下移动若干距离、根据升力风扇用出气口排气产生直接升力或是用引气管道设置成喷气襟翼，或是本发明技术方案的其余结构的细微变化，可以进行各种组合，形成若干种有一定变化的其他样式的飞行器，但只要不超出本发明技术方案的描述中所表达和蕴含的实质工作原理，都可以认为是在本发明专利权利要求保护的范围之内。

Claims (10)

1.一种涵道机翼系统，包括涵道机翼(1)和设置在涵道机翼(1)前缘部位的风扇(2)，涵道机翼(1)前缘部位为环形，后缘部位为上宽下窄的梯形，涵道机翼(1)前缘部位的环形和后缘部位上宽下窄的梯形之间光滑连接；涵道机翼前缘部位、后缘部位，以及二者之间的连接段作为一个整体，纵向剖面具有翼型，涵道机翼后缘从下部到上部逐渐向后倾斜，涵道机翼上下两层后缘都安装有后缘襟翼；驱动风扇(2)的发动机(3)通过一片支撑翼安装在涵道机翼内部空间，支撑翼的后缘设置有后缘襟翼；风扇(2)旋转时能同时加速涵道机翼下半部内壁表面气流和涵道机翼上半部内外壁表面气流，以及加速支撑翼上下翼面气流，其特征在于：风扇(2)为共轴对转风扇；涵道机翼(1)的前缘部位呈圆环形，其内壁完全包裹风扇(2)，涵道机翼(1)前缘部位内壁与风扇(2)桨尖之间只间隔较小间歇，以减小风扇(2)的桨尖涡流；在涵道机翼(1)的上部，有连通涵道机翼(1)内壁面和外壁面的缝隙，缝隙在涵道机翼(1)内壁的开口位于风扇(2)旋转面之后，缝隙从涵道机翼内壁到外壁向后缘倾斜延伸，以减小风扇滑流通过缝隙从涵道机翼内壁面流到外壁面的阻滞。 

2.根据权利要求1所述的涵道机翼系统，其特征在于：所述缝隙为一条，从整体看与涵道机翼(1)前缘及后缘平行；缝隙在涵道机翼(1)内壁的开口位于风扇(2)从涵道机翼(1)前缘向后数第二组风扇的旋转面后面；从涵道机翼系统纵向对称平面看，缝隙左右对称，宽度达到涵道机翼(1)前缘部分的上四分之一圆周长度；缝隙从涵道机翼(1)内壁开口到外壁开口宽度基本不变，高度逐渐减小，缝隙在涵道机翼(1)外壁的开口高度较小；缝隙靠近涵道机翼前缘的一面，从涵道机翼内壁开口到外壁开口呈“S”形，光滑流畅，以减小气流阻力；缝隙靠近涵道机翼后缘的一面，从涵道机翼内壁开口到外壁开口适当鼓出，光滑圆润，以减小气流阻力。 

3.根据权利要求2所述的涵道机翼系统，其特征在于：所述涵道机翼(1)前缘圆周齐平。 

4.一种运用权利要求1至3中任一权利要求所述的涵道机翼系统的飞行器，包括机身、升力风扇、机翼，其特征在于：所述涵道机翼系统为两个并对称地设置于机身前部两侧；飞行器的后部设置有升力风扇(27)；机身中后部两侧对称的设置有机翼(16)，飞行器为串列翼布局。 

5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于：所述机身(12)相对比较粗短，两个涵道机翼系统通过一段短翼(13)设置在机身(12)头部的腹部两侧。 

6.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于：所述机身(29)相对比较细长，两个涵道机翼系统通过一段短翼(13)设置在机身(29)中前部的腹部两侧。 

7.根据权利要求5，6所述的运用涵道机翼系统的飞行器，其特征在于：所述升力风扇(27)为一个并设置于机身的尾锥内；升力风扇(27)进气口设置有根据需要可向机身头部方向开启和关闭的盖板(21)，排气口设置有根据需要可开启和关闭的竖向布置的百叶窗(25)；升力风扇(27)为共轴对转风扇；升力风扇(27)前倾设置，以使飞行器在抬头姿态垂直起落时，升力风扇(27)的转轴的轴线竖直向下。 

8.根据权利要求5，6所述的运用涵道机翼系统的飞行器，其特征在于：所述机翼(16)的翼根连接在机身中后部的背部，位于升力风扇(27)的前面，机翼(16)有小角度后掠；机翼(16)内翼段设置有后缘襟翼(17)，外翼段设置有升降副翼(18)；机翼(16)翼梢设置有类似于翼梢小翼的垂直尾翼，垂直尾翼由前部的垂直安定面(19)和后部的方向舵(20)组成；机翼 (16)两翼梢宽度略与设置于机身前部两侧的涵道机翼系统最外侧宽度相同。 

9.根据权利要求7，8所述的运用涵道机翼系统的飞行器，其特征在于：所述主起落架(22)为2个，对称的设置于涵道机翼系统相对于机身向内的一面的外壁面的下部；后起落架(26)为1个，设置于机身中后部的腹部，升力风扇(27)的前面，飞行器停放在地面时，为抬头姿态。 

10.根据权利要求9所述的运用涵道机翼系统的飞行器，其特征在于：所述机身头锥较短，以使飞行器在抬头姿态垂直起落时，飞行员能够有较好的向前方的视界。