CN115258146A - 一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，包括有垂直起降电动旋翼机构，埋设于固定翼内或/和尾翼水平安定面内，所述垂直起降电动旋翼机构包括涵道本体、电机、旋翼、电机固定架、涵道遮蔽盖机构，所述涵道本体固定埋设于固定翼或/和尾翼水平安定面内，且垂直贯通固定翼或/和尾翼水平安定面的上平面和下平面，所述电机为一个或同轴心线且电机输出轴一个朝上一个朝下的两个电机，所述电机经电机固定架固定设置于涵道本体的涵道内壁上，所述电机输出轴上固定设有旋翼，所述旋翼和电机都缩于涵道本体的上出口平面和下出口平面内。

Description

一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼 飞机

技术背景

载人飞机由于不受地面路况和交通拥堵情况的限制成为一种快速方便的交通运输工具，随着国家对低空域逐步开放和民用航空器的管制放松，小型飞机将逐步进入社会日常生活中取代部分陆地交通工具，使出行更方便快捷。

目前小型轻型固定翼飞机大部分是采用燃油发动机驱动螺旋桨产生向后推力带动飞机前行使机翼与空气作用产生升力飞行，由于安全性高、经济性好、续航里程长得到了部分市场应用，但是由于普通固定翼飞机起降至少需要150米的滑行跑道，而且空间上对周围建筑物的分布和高度要求很高，这就大大限制了其作为日常交通工具的推广和市场应用。

目前有少部分轻型固定翼飞机采用电动机驱动螺旋桨前行，由于续航时间和里程短，而且也需要滑行跑道，空间上也对周围建筑物的分布和高度要求高，同样大大限制了其推广和市场应用。

直升机虽然不需要跑道能垂直起降，但飞行时始终需要靠自身动力克服机体及乘客的重力，所以能耗就很高，经济性就很差，不是普通人用得起的。

靠电动旋翼垂直起降的飞行汽车虽然不需要跑道、经济性好、爆发力强，但是由于蓄电容量问题续航时间短，不能长时间航行，所以续航里程短，而且旋翼外露周围没有保护，非常危险，一旦一个旋翼碰到异物损伤就会引起载人座舱摔落，造成人员伤亡。

另外，靠电动旋翼垂直起降后能倾转电动旋翼方向驱动飞机前行的飞机虽然能垂直起降、电动前行，但是由于电动续航时间短，续航里程短，不能推广，而且垂直起降和前行倾转的转换需要的机械零件多、控制复杂，需要较长时间完成转换，难度大，在特殊情况下来不及反应，危险性大。

市场迫切需要一种既能拥有爆发力强、反应快的电动旋翼垂直起降功能又能兼有燃油发动机驱动的固定翼飞机长航时长航程功能的经济型普及型小飞机。

发明内容

本发明的目的在于解决以上技术问题提供一种既能拥有爆发力强、反应快的电动旋翼垂直起降功能又能兼有燃油发动机驱动的固定翼飞机长航时长航程功能的电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机。

一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，包括机身，所述机身的内部设有供人乘坐的客舱；两个固定翼，对称设于所述机身的两侧；起落架，通过三角分布的方式设于所述机身的底部；两个尾翼水平安定面，设置在机身尾部；燃油箱，所述燃油箱设置于固定翼内,还包括有垂直起降电动旋翼机构，埋设于固定翼内或/和尾翼水平安定面内，所述垂直起降电动旋翼机构包括涵道本体、电机、旋翼、电机固定架、涵道遮蔽盖机构，所述涵道本体固定埋设于固定翼或/和尾翼水平安定面内，且垂直贯通固定翼或/和尾翼水平安定面的上平面和下平面，所述电机为一个或同轴心线且电机输出轴一个朝上一个朝下的两个电机，所述电机经电机固定架固定设置于涵道本体的涵道内壁上，且电机输出轴的轴心线和涵道本体的中心线重合，所述电机输出轴上固定设有旋翼，所述旋翼和电机都缩于涵道本体的上出口平面和下出口平面内。

进一步地，所述涵道遮蔽盖机构包括涵道遮蔽盖、遮蔽盖支轴和驱动机构，所述涵道本体的上出口平面和下出口平面均设有对开的涵道遮蔽盖，所述遮蔽盖一端与遮蔽盖支轴固定联接，遮蔽盖支轴与固定翼或/和尾翼水平安定面铰接且呈可旋转状态，以遮蔽盖支轴为支点涵道遮蔽盖在驱动机构的控制下从水平闭合遮住涵道状态向外旋转打开或从打开状态向内旋转闭合遮住涵道，所述对开的涵道遮蔽盖水平闭合状态边缘互相贴合于合缝线处且合缝线及遮蔽盖支轴的圆心线都与飞机前后中轴线平行设置，当飞机高速向前飞行时遮蔽盖打开和关闭过程中遮蔽盖与空气相切，产生的风阻最小、噪音最小，水平闭合状态下涵道遮蔽盖与固定翼表面或尾翼水平安定面表面融为一体且接缝处平滑缝隙小。

进一步地，所述驱动机构包括驱动电机、固定座、丝杆、正丝螺母、反丝螺母、驱动杠杆、推拉杆和位置传感器，所述位置传感器包括打开状态位置传感器和关闭状态位置传感器，所述位置传感器可以选择接近开关或编码器，所述驱动电机固定在固定座上，固定座与固定翼或/和尾翼水平安定面固定联接，所述的丝杆设置于涵道本体外侧上出口平面和下出口平面的中间位置，且丝杆轴心线与遮蔽盖支轴空间垂直，所述丝杆和驱动电机输出轴在同一轴心线上且固定联接，丝杆在固定座内受轴向运动限制并呈铰接可旋转状态，丝杆一半为正丝槽一半为反丝槽分别套接有正丝螺母和反丝螺母，所述推拉杆一端铰接正丝螺母或反丝螺母，另一端铰接驱动杠杆，所述涵道遮蔽盖与驱动杠杆在遮蔽盖支轴处固定联接，丝杆在驱动电机驱动下正转或反转时，正丝螺母和反丝螺母在丝杆丝槽的作用下同时以相同速度相向靠拢或反向分离，同时通过推拉杆带动驱动杠杆和涵道遮蔽盖以遮蔽盖支轴为支点旋转打开或关闭涵道遮蔽盖，直至打开状态位置传感器或关闭状态位置传感器接收到信号时电控部分控制驱动电机停止。

进一步地，所述固定翼固定联接有燃油发动机，所述燃油发动机的输出轴朝飞机水平正前方向设置，所述发动机输出轴上固定设有螺旋桨，发动机驱动螺旋桨旋转时螺旋桨碰不到机身和固定翼，所述燃油发动机驱动螺旋桨旋转将空气向发动机后方输送，形成反向推力，将飞机向前拉，所述燃油发动机上设有起动机和发电机，起动机和发电机联接电控部分。

进一步地，所述的固定翼后边缘靠近机身的位置设有后边缘可上下摆动的襟翼，固定翼后边缘在襟翼外侧远离机身的位置设有后边缘可上下摆动的副翼，机身内部设有蓄电池，蓄电池连接电控部分，由电控部分进行充放电管理，所述机身的尾部前后中轴线正上方固定设有前后向的尾翼垂直安定面，尾翼垂直安定面下端与机身尾部固定连接，所述机身尾部两侧或尾翼垂直安定面上端两侧水平方向的同一平面上对称固定设有尾翼水平安定面，所述尾翼垂直安定面朝机后方向的后部设置有后边缘可左右摆动的方向舵，尾翼水平安定面朝机后方向设置有后边缘可上下摆动的升降舵。

作为优化，所述发动机油门采用钢丝绳拉线控制或带角度编码器反馈的电动机同步传输驱动控制，所述襟翼、副翼、方向舵、升降舵的运动控制采用钢丝绳拉线控制或带角度编码器反馈的电动机同步传输驱动控制或液压传动控制。

作为优化，所述机身内部设有平衡传感器，平衡传感器联接电控部分，平衡传感器在垂直起降电动旋翼机构工作阶段，感知飞机姿态的平衡状态，将状态数据传输至电控部分，再由电控部分计算后控制各个涵道电动旋翼机构的升力，使飞机始终保持平衡设定状态。所述机身中部设有飞机降落伞，当飞机在高空遇险时会打开，以确保飞机和人员安全降落至地面。

作为优化，所述机身前端设有传感器组合，所述传感器组合包括风速传感器、温度传感器、高度传感器、雷达扫描传感器、航速传感器、水平角度位置传感器，所述传感器组合联接电控部分。

作为优选，所述垂直起降电动旋翼机构朝飞机前行的方向设有涵道导流罩，以便在飞机前行时减少气流阻力，增加升力。

作为优选，所述固定翼或尾翼水平安定面上设置有多个垂直起降电动旋翼机构，所述垂直起降电动旋翼机构内同一个电机设有上输出轴或/和下输出轴，分别固定设有上旋翼或/和下旋翼。

本发明具有以下有益效果：

1.本发明克服了现有小型飞机的缺点，创造性将涵道式电动旋翼垂直起降机构整合到由常规燃油动力驱动螺旋桨向前飞行的固定翼飞机上，将多个电动旋翼组埋入和融合到固定翼飞机的固定翼和尾翼水平安定面中，而且创造性的设置了对开的旋翼涵道遮蔽盖机构，在需要垂直起降电动旋翼工作前先打开，结束工作时关闭，关闭时涵道遮蔽盖与固定翼表面或尾翼水平安定面表面融为一体且接缝处平滑缝隙小，在飞机向前飞行时水平闭合状态的涵道遮蔽盖与空气作用产生更多升力而且降低了飞行噪音。

2.本发明将电动旋翼垂直起降反应快、高灵敏性、高可控性、爆发力强的优点与由常规燃油动力驱动螺旋桨向前飞行的固定翼飞机的续航里程远、续航时间长、经济性好的优点深度融合，实现了在空间有限无跑道的情况下可采用涵道式电动旋翼垂直起降，正常飞行时采用常规燃油动力驱动螺旋桨向前飞行，而且两者经电控部分智能控制，实现无缝衔接，大大扩大了本发明飞机作为城市内和城市间交通运输工具的应用范围，市场应用前景广阔。

3.本发明飞机在有跑道条件的情况下也可以滑行起降。

4.本发明在使用燃油动力正常飞行时，燃油发动机发的电经电控系统管理后会充入蓄电池，供飞机垂直起降时电动旋翼使用，这也大大实现了能源和充电空间及人力的有效节约。

5.本发明采用涵道式电动旋翼使用时旋翼不易碰撞损坏，更安全可靠。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为图1的前视图；

图3为图1中A-A局部剖视图；

图4为本发明涵道遮蔽盖机构立体图；

图5为本发明涵道遮蔽盖机构打开状态示意图；

图6为本发明涵道遮蔽盖机构关闭状态示意图；

图7为本发明具有涵道导流罩的结构示意图；

图8为本发明镂空三角形电机固定架结构示意图;

图9为本发明涵道遮蔽盖机构闭合状态的俯视图。

图中：1、机身 2、固定翼 3、客舱 4、燃油箱 5、襟翼 6、垂直起降电动旋翼机构61、涵道本体 62、电机 63、上旋翼 64、下旋翼 65、电机输出轴 66、电机固定架 7、副翼81、涵道遮蔽盖 82、遮蔽盖支轴 83、驱动杠杆 84、推拉杆 85、正丝螺母 86、反丝螺母 87、丝杆 88、驱动电机 89、固定座 9、螺旋桨 10、传感器组合 11、燃油发动机 12、升降舵 13、尾翼水平安定面 14、蓄电池 15、起落架 16、涵道导流罩 17、尾翼垂直安定面 18、方向舵19、飞机降落伞 20、电控部分 21、平衡传感器 22、上出口平面 23、下出口平面 24合缝线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明：

参照附图1-2，一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，包括机身1，所述机身1的内部设有供人乘坐的客舱3；两个固定翼2，对称设于所述机身1的两侧；起落架15，通过三角分布的方式设于所述机身1的底部；两个尾翼水平安定面13，设置在机身1尾部；燃油箱4，所述燃油箱4设置于固定翼2内。所述的固定翼2后边缘靠近机身1的位置设有后边缘上下摆动的襟翼5，固定翼2后边缘在襟翼5外侧远离机身1的位置设有后边缘可上下摆动的副翼7，所述机身内部设有蓄电池14，蓄电池14连接电控部分20，由电控部分20进行充放电管理，所述机身1的尾部前后中轴线正上方固定设有前后向的尾翼垂直安定面17，尾翼垂直安定面17下端与机身1尾部固定连接，所述机身1尾部两侧或尾翼垂直安定面17上端两侧水平方向的同一平面上对称固定设有尾翼水平安定面13，所述尾翼垂直安定面17朝机后方向的后部设置有后边缘可左右摆动的方向舵18，尾翼水平安定面13朝机后方向设置有后边缘可上下摆动的升降舵12。

参照附图1，所述燃油发动机11油门采用钢丝绳拉线控制或带角度编码器反馈的电动机同步传输驱动控制，所述襟翼5、副翼7、方向舵18、升降舵12的运动控制采用钢丝绳拉线控制或带角度编码器反馈的电动机同步传输驱动控制或液压传动控制。所述机身中部设有飞机降落伞19，当飞机在高空遇险时会打开，以确保飞机和人员安全降落至地面。

参照附图1，本技术方案还包括有四个垂直起降电动旋翼机构6，分别埋设于固定翼2内和尾翼水平安定面13内，所述垂直起降电动旋翼机构6分别有前左涵道式电动旋翼机构、前右涵道式电动旋翼机构、后左涵道式电动旋翼机构、后右涵道式电动旋翼机构，所述前左涵道式电动旋翼机构固定设置于左固定翼上且水平方向远离机身1的位置，所述前右涵道式电动旋翼机构固定设置于右固定翼上且水平方向远离机身的位置，所述前左涵道式电动旋翼机构和前右涵道式电动旋翼机构在机身两侧对称设置，所述后右涵道式电动旋翼机构固定设置于右尾翼水平安定面上且水平方向远离左水平尾翼的位置，所述后左涵道式电动旋翼机构固定设置于左尾翼水平安定面上且水平方向远离右水平尾翼的位置，所述后左涵道式电动旋翼机构和后右涵道式电动旋翼机构在机身1两侧对称设置。

参照附图1、附图3和附图8，本技术方案中垂直起降电动旋翼机构6包括涵道本体61、电机62、旋翼、镂空三角形电机固定架66、涵道遮蔽盖机构，所述涵道本体61固定埋设于固定翼2和尾翼水平安定面13内，且垂直贯通固定翼2和尾翼水平安定面13的上平面和下平面，所述电机62为一个或同轴心线且电机输出轴65一个朝上一个朝下的两个电机，所述电机62经电机固定架66固定设置于涵道本体61的圆筒形涵道内壁上，且电机输出轴65的轴心线和涵道本体61的圆筒形涵道中心线重合，所述电机输出轴65上设有上旋翼63或下旋翼64，所述旋翼和电机62都缩于涵道本体61的上出口平面22和下出口平面23内。

参照附图7，作为另一实施例，根据需要，为解决飞机电动旋翼垂直起降时飞机重心平衡问题，垂直起降电动旋翼机构6在固定翼2或尾翼水平安定面13上的位置可以前移凸出于固定翼2或尾翼水平安定面13的前边缘，则在垂直起降电动旋翼机构6朝飞机前行的方向设有涵道导流罩16，以便在飞机前行时减少气流阻力，增加升力。

参照附图4-6，所述涵道本体61的上出口平面22和下出口平面23均设有对开的涵道遮蔽盖81，所述涵道遮蔽盖机构包括涵道遮蔽盖81、遮蔽盖支轴82和驱动机构，所述涵道遮蔽盖81一端与遮蔽盖支轴82固定联接，遮蔽盖支轴82与固定翼2或/和尾翼水平安定面13铰接且呈可旋转状态，以遮蔽盖支轴82为支点涵道遮蔽盖81在驱动机构的控制下从水平闭合状态遮住涵道向外旋转打开或从打开状态向内旋转闭合遮住涵道。

参照附图4-6，对开的涵道遮蔽盖81水平闭合状态边缘互相贴合于合缝线处且合缝线24及遮蔽盖支轴82的圆心线都与飞机前后中轴线平行设置，当飞机高速向前飞行时涵道遮蔽盖81打开和关闭过程中涵道遮蔽盖与空气相切，产生的风阻最小、噪音最小。涵道遮蔽盖81在垂直起降电动旋翼工作前先打开，工作结束后关闭，水平关闭状态下涵道遮蔽盖81与固定翼2表面或尾翼水平安定面13表面融为一体且接缝处平滑缝隙小，在飞机高速向前飞行时水平闭合状态的涵道遮蔽盖81与空气作用产生更多升力而且降低了飞行噪音。

参照附图4-6，所述驱动机构包括驱动电机88、固定座89、丝杆87、正丝螺母85、反丝螺母86、驱动杠杆83、推拉杆84和位置传感器，所述位置传感器包括打开状态位置传感器和关闭状态位置传感器，所述驱动电机88固定在固定座89上，固定座89与固定翼2和尾翼水平安定面13的安定面固定联接，所述的丝杆87设置于涵道本体61外侧上出口平面22和下出口平面23的中间位置，且丝杆87轴心线与遮蔽盖支轴82空间垂直，所述丝杆87和驱动电机88输出轴在同一轴心线上且固定联接，丝杆87在固定座89内受轴向运动限制并呈铰接可旋转状态，丝杆87一半为正丝槽一半为反丝槽分别套接有正丝螺母85和反丝螺母86，所述推拉杆84一端铰接正丝螺母85或反丝螺母86，另一端铰接驱动杠杆83，所述涵道遮蔽盖81与驱动杠杆83在遮蔽盖支轴82处固定联接，丝杆87在驱动电机88驱动下正转或反转时，正丝螺母85和反丝螺母86在丝杆87丝槽的作用下同时以相同速度相向靠拢或反向分离，同时通过推拉杆84带动驱动杠杆83和涵道遮蔽盖81以遮蔽盖支轴82为支点旋转打开或关闭，直至打开状态位置传感器或关闭状态位置传感器接收到信号，电控部分控制驱动电机停止运转。如图中所示，丝杆87在驱动电机88侧（图中X1方向）的一半丝槽为正丝槽，套接有正丝螺母85，另一半（图中X2方向）为反丝槽，套接有反丝螺母86。

参照附图1-2，所述固定翼2固定联接有燃油发动机11，所述燃油发动机11的输出轴朝飞机水平正前方向设置，所述燃油发动机11输出轴上固定设有螺旋桨9，燃油发动机11驱动螺旋桨9旋转时螺旋桨9碰不到机身1和固定翼2，所述燃油发动机11驱动螺旋桨9旋转将空气向发动机后方输送，形成反向推力，将飞机向前拉，所述燃油发动机11上设有起动机和发电机，起动机和发电机联接电控部分20。

参照附图1-2，所述机身1内部设有平衡传感器21，平衡传感器21联接电控部分20，平衡传感器21在垂直起降电动旋翼机构6工作阶段，感知飞机姿态的平衡状态，将状态数据传输至电控部分20，再由电控部分20计算后控制各个垂直起降电动旋翼机构6的升力，使飞机始终保持平衡设定状态。所述机身1前端设有传感器组合10，所述传感器组合包括风速传感器、温度传感器、高度传感器、雷达扫描传感器、航速传感器、水平角度位置传感器，所述传感器组合10联接电控部分20。

本发明实施案例具体操作控制过程：

垂直起飞阶段：飞行员先打开飞机总电源开关，系统自检，飞行员手动或自动确认飞机襟翼5、副翼7、方向舵18、升降舵12操控灵活有效后再回到初始位置，飞行员再通过仪表或显示屏检查燃油箱6油量，检查蓄电池14电量，确认油量和电量够用，打开垂直起降电动旋翼机构6的涵道遮蔽盖机构，使所有涵道遮蔽盖81都处于全打开状态并锁定保持，飞行员操作电控部分20控制所有涵道式垂直起降电动旋翼机构6中的电机62低速旋转，检查并确认状态正常，然后飞行员启动燃油发动机11，使其处于低速待速状态。稍后飞行员操控起飞高度控制器逐渐提高飞机离地面的高度目标值，电控系统会立即根据实测飞机离地面高度与设定高度比较后给电机使能，提高电机转速和扭矩，电机轴上的旋翼高速旋转形成向下的反推力，同时电控部分20根据机身中平衡传感器状态感知计算并分配控制各垂直起降电动旋翼机构6的动力转速和升力，以确保飞机在上升的过程中始终处于水平设定平衡状态，使得飞机平稳垂直上升，此时飞机显示器上会显示操控的目标高度和当前实际高度，控制部分20会自动计算并控制电动旋翼的整体推力，形成合理的上升加速度变化，以使乘员在座舱中感到舒适。当实际高度随目标高度提高而上升最终到达目标高度后，电控部分会控制各电动旋翼保持向下推力使飞机保持姿态旋停于设定高度。

如果起飞点周围没有建筑物，可以在电动旋翼推动飞机垂直上升阶段由飞行员操作增加燃油发动机11油门提高转速，驱动两个发动机上螺旋桨9加速旋转带动飞机向前移动飞行，此时如果高度没有达到设定高度，电控部分20则始终根据实际高度值来控制垂直起降电动旋翼机构6增加推力使飞机在保持水平姿态的情况下持续上升直至到达目标高度。如果两个燃油发动机分别给的油门不一样大，发动机上的螺旋桨9产生不同的拉力则可实现飞机在空中水平转向。

向前飞行阶段：当飞机达到设定高度，电控部分20就不再控制电动旋翼产生更多的整体推力使飞机上升，而是精准控制飞机保持在设定高度并保持飞机水平姿态，此时飞行员操作增加燃油发动机油门提高转速飞机由燃油发动机动力驱动螺旋桨加速前行，飞机机翼、尾翼随着飞机前行速度增加而产生升力，当飞机达到一定速度时，整个飞机可以完全依靠机翼和尾翼在空气中的升力而托起并保持平衡飞行姿态向前飞行，在此过程中电控部分20始终根据飞机的实际高度与设定高度比较来控制垂直起降电动旋翼工作速度状态，逐步减少电动旋翼的垂直工作推力，直至飞机机翼和尾翼在空气中的升力能全部托起整个飞机保持高度在设定高度以上，则电控部分20控制垂直起降电动旋翼机构6停止工作。稍后飞行员操作所有涵道遮蔽盖81关闭，此时飞机作为一个普通固定翼飞机正常飞行，飞行员再操作关闭电动垂直起降功能开关。此时完成电动垂直起飞到燃油动力驱动固定翼飞机正常前行的无缝衔接。

垂直降落阶段：当需要电动垂直降落时，打开电动垂直起降功能开关，则电动旋翼涵道遮蔽盖机构立即全部打开涵道遮蔽盖81并锁定保持，飞行员减小飞机燃油发动机11油门，发动机减速，飞机保持飞行姿态减速下降，当降到设定高度时，电控部分20启动垂直起降电动旋翼产生并增加向下推力托起飞机抵消飞机机翼和尾翼因飞机减速而减少的升力，使飞机保持飞行姿态在设定高度飞行直至飞机减速到水平位移速度接近为零时，电控部分20始终控制垂直起降电动旋翼产生并增加相应需要的推力，让飞机在保持姿态的同时实际高度达到设定高度，在此之后飞行员手动或自动控制将目标高度不断下调，电控部分则将飞机实际高度与目标高度进行比较并不断减少各涵道内垂直电动旋翼的向下推力，飞机则保持水平平稳状态持续下降，直至飞机相对地面高度为零，飞机平稳降落地面，在此过程下降的速度由电控部分控制以使乘员感觉舒适，在降落时如果降落地点周围没有建筑物，则飞机可以在燃油动力逐渐减少飞机仍在前行减速的同时由垂直电动旋翼产生向下推力托举着下降降落至地面降落点。飞机安全落地后垂直起降电动旋翼机构6停止工作，然后所有涵道遮蔽盖81关闭，燃油发动机11熄火，降落完成。

以上过程起飞阶段和降落阶段不需要地面跑道，不需要飞机地面滑行，大大降低了飞机对地面起降点的要求。

以上描述的实施案例操作过程根据实际情况会有所改动。

当然如果地面降落地点有足够长的跑道，则飞机可以像正常固定翼飞机一样实现滑行起降，垂直电动起降机构不需要工作。

在整个起降和飞行过程中，飞机燃油发动机工作时会不断发电，发的电经控制部分处理后充入蓄电池供垂直升降电动旋翼机构6工作时使用。

本实施过程中的飞机高度可以采用由多颗北斗导航卫星提供的由电控部分实际算出的空间高度和位置，也可以是水平海拔高度，也可以是传感器实测的飞机与地面的高度。

本发明优先采用两个发动机分别固定在两侧固定翼的方案，另外采用两发动机分别固定在机身头部两侧固定架上或采用单个大功率发动机设置于飞机机身头部或机身中部或机身尾部的方案都在本发明保护范围之内。

虽然在上文中已经参考实施方式对本发明进行了描述，然而在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，本发明所披露的实施方式中的各项特征，比如涵道遮蔽盖机构在本发明中是一种最优选的选择方案，凡是在涵道或垂直起降电动旋翼机构上增加打开或者关闭的涵道盖方案均在本发明的保护之中。

Claims (10)

1.一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，包括机身（1），所述机身（1）的内部设有供人乘坐的客舱（3）；两个固定翼（2），对称设于所述机身（1）的两侧；起落架（15），通过三角分布的方式设于所述机身（1）的底部；两个尾翼水平安定面（13），设置在机身（1）尾部；燃油箱（4），所述燃油箱（4）设置于固定翼（2）内，其特征在于：还包括有垂直起降电动旋翼机构（6），埋设于固定翼（2）内或/和尾翼水平安定面（13）内，所述垂直起降电动旋翼机构（6）包括涵道本体（61）、电机（62）、旋翼、电机固定架（66）、涵道遮蔽盖机构，所述涵道本体（61）固定埋设于固定翼（2）或/和尾翼水平安定面（13）内，且垂直贯通固定翼（2）和尾翼水平安定面（13）的上平面和下平面，所述电机（62）为一个或同轴心线且电机输出轴（65）一个朝上一个朝下的两个电机，所述电机（62）经电机固定架（66）固定设置于涵道本体（61）的圆筒形涵道内壁上，且电机输出轴（65）的轴心线和涵道本体（61）的中心线重合，所述电机输出轴（65）上固定设有旋翼，所述旋翼和电机（62）都缩于涵道本体（61）的上出口平面（22）和下出口平面（23）内。

2.根据权利要求1所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述涵道遮蔽盖机构包括涵道遮蔽盖（81）、遮蔽盖支轴（82）和驱动机构，所述涵道本体（61）的上出口平面（22）和下出口平面（23）均设有对开的涵道遮蔽盖（81），所述涵道遮蔽盖（81）一端与遮蔽盖支轴（82）固定联接，遮蔽盖支轴（82）与固定翼（2）或/和尾翼水平安定面（13）铰接且呈可旋转状态，以遮蔽盖支轴（82）为支点涵道遮蔽盖（81）在驱动机构的控制下从水平闭合遮住涵道状态向外旋转打开或从打开状态向内旋转闭合遮住涵道，所述对开的涵道遮蔽盖（81）水平闭合状态边缘互相贴合于合缝线（24）处且合缝线（24）及遮蔽盖支轴（82）的圆心线都与飞机前后中轴线平行设置，水平闭合状态下涵道遮蔽盖（81）与固定翼（2）表面或尾翼水平安定面（13）表面融为一体且接缝处平滑缝隙小。

3.根据权利要求2所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述驱动机构包括驱动电机（88）、固定座（89）、丝杆（87）、正丝螺母（85）、反丝螺母（86）、驱动杠杆（83）、推拉杆（84）和位置传感器，所述位置传感器包括打开状态位置传感器和关闭状态位置传感器，所述驱动电机（88）固定在固定座（89）上，固定座（89）与固定翼（2）或/和尾翼水平安定面（13）固定联接，所述的丝杆（87）设置于涵道本体（61）外侧上出口平面（22）和下出口平面（23）的中间位置，且丝杆（87）轴心线与遮蔽盖支轴（82）空间垂直，所述丝杆（87）和驱动电机（88）输出轴在同一轴心线上且固定联接，丝杆（87）在固定座（89）内受轴向运动限制并呈铰接可旋转状态，丝杆（87）一半为正丝槽一半为反丝槽分别套接有正丝螺母（85）和反丝螺母（86），所述推拉杆（84）一端铰接正丝螺母（85）或反丝螺母（86），另一端铰接驱动杠杆（83），所述涵道遮蔽盖（81）与驱动杠杆（83）在遮蔽盖支轴（82）处固定联接，丝杆（87）在驱动电机（88）驱动下正转或反转时，正丝螺母（85）和反丝螺母（86）在丝杆（87）丝槽的作用下同时以相同速度相向靠拢或反向分离，同时通过推拉杆（84）带动驱动杠杆（83）和涵道遮蔽盖（81）以遮蔽盖支轴（82）为支点旋转打开或关闭涵道遮蔽盖（81），直至打开状态位置传感器或关闭状态位置传感器接收到信号时，电控部分（20）控制驱动电机（88）停止。

4.根据权利要求1所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述固定翼（2）固定联接有燃油发动机（11），所述燃油发动机（11）的输出轴朝飞机水平正前方向设置，所述燃油发动机（11）输出轴上固定设有螺旋桨（9），燃油发动机（11）驱动螺旋桨（9）旋转时螺旋桨（9）碰不到机身（1）和固定翼（2），所述燃油发动机（11）驱动螺旋桨（9）旋转将空气向发动机后方输送，形成反向推力，将飞机向前拉，所述燃油发动机（11）上设有起动机和发电机，起动机和发电机联接电控部分（20）。

5.根据权利要求4所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述的固定翼（2）后边缘靠近机身（1）的位置设有后边缘上下摆动的襟翼（5），固定翼（2）后边缘在襟翼（5）外侧远离机身（1）的位置设有后边缘可上下摆动的副翼（7），所述机身内部设有蓄电池（14），蓄电池（14）连接电控部分（20），由电控部分（20）进行充放电管理，所述机身（1）的尾部前后中轴线正上方固定设有前后向的尾翼垂直安定面（17），尾翼垂直安定面（17）下端与机身（1）尾部固定连接，所述机身（1）尾部两侧或尾翼垂直安定面（17）上端两侧水平方向的同一平面上对称固定设有尾翼水平安定面（13），所述尾翼垂直安定面（17）朝机后方向的后部设置有后边缘可左右摆动的方向舵（18），尾翼水平安定面（13）朝机后方向设置有后边缘可上下摆动的升降舵（12）。

6.根据权利要求5所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述燃油发动机（11）油门采用钢丝绳拉线控制或带角度编码器反馈的电动机同步传输驱动控制，所述襟翼（5）、副翼（7）、方向舵（18）、升降舵（12）的运动控制采用钢丝绳拉线控制或带角度编码器反馈的电动机同步传输驱动控制或液压传动控制。

7.根据权利要求1-5中任一项所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述机身（1）内部设有平衡传感器（21），平衡传感器（21）联接电控部分（20），平衡传感器（21）在垂直起降电动旋翼机构（6）工作阶段，感知飞机姿态的平衡状态，将状态数据传输至电控部分（20），再由电控部分（20）计算后控制各个垂直起降电动旋翼机构（6）的升力，使飞机始终保持平衡设定状态，所述机身中部设有飞机降落伞（19）。

8.根据权利要求1-5中任一项所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述机身（1）前端设有传感器组合（10），所述传感器组合包括风速传感器、温度传感器、高度传感器、雷达扫描传感器、航速传感器、水平角度位置传感器，所述传感器组合（10）联接电控部分（20）。

9.根据权利要求1所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述垂直起降电动旋翼机构（6）朝飞机前行的方向设有涵道导流罩（16），以便在飞机前行时减少气流阻力，增加升力。

10.根据权利要求1所述的一种电动旋翼垂直起降由燃油动力驱动向前飞行的固定翼飞机，其特征在于：所述固定翼（2）或尾翼水平安定面（13）上设置有多个垂直起降电动旋翼机构（6），所述垂直起降电动旋翼机构（6）内同一个电机（62）设有上输出轴或/和下输出轴，分别设有上旋翼（63）或/和下旋翼（64）。

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