CN1440906A - 一种垂直/短距起降飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种垂直/短距起降飞机，包括有机身，机身安装的桨轴上轴接有机翼，机身底部安装有起落装置，机身尾部安装有尾翼组，机身内部安装有动力装置、传动装置、操纵系统、航空电子设备，所述的操纵系统有一自动倾斜器环抱桨轴，并位于机翼与机身之间，该机翼为至少一组组合式机翼，该组合式机翼由一个圆翼及至多两个旋翼共轴联接桨轴构成，并经设有的与旋翼对应个数的桨毂安装；所述的桨轴端部安装有紧固件。采取不同的方式实现稳定起降和飞行，摆脱现有飞机受机场跑道的限制，实现垂直/短距起降，并确保发动机的高效率。

Description

一种垂直/短距起降飞机

技术领域

本发明涉及飞机技术领域，尤其涉及一种垂直/短距起降飞机技术。

技术背景

为了摆脱机场跑道的限制从20世纪50年代开始，很多国家都在研制垂直/短距起降飞机，使飞机能像直升机那样，在起降时不需要滑跑过程。形形色色的垂直/短距起降飞机方案被试验过了，但实用的却很少。不难理解在这些方案中，从飞机起飞的可能性，起降中的稳定性，以及起降和飞行中发动机的效率如何，可以找到原因。只有组合式机翼的升力克服了飞机的重力，那么方案才具有可行性，同时这种升力具有稳定性，方案才具有可靠性，另外使发动机的效率较高，方案才具有经济性，最终实现实用性。

2001年第3期《航空知识》关于“新概念直升机可能走红”描述了：复合式直升机等新概念直升机综合了固定翼飞机和直升机的优点，在垂直起降悬停的基础上，巡航速度有了很大的提高，但是组合式直升机的操纵比较复杂。可见垂直/短距起降飞机方案从直升机出发设计也是有难度的，何况现代一般直升机的最大前进时速在300千米左右，很难进一步提高。

人民出版社1992年10月第一版《船舶原理》第232页描述的“机翼的升力和阻力”中：机翼问题起源于飞机的机翼，机翼的升力用以平衡飞机的重力，机翼和机身的阻力则由飞机发动机产生的推力来克服。随后，由机翼问题发展为物体与流体作相对运动时，流体作用于物体上流体动力的普遍问题。在船舶动力学中，螺旋桨是特定的机翼问题。物体在空气中运动时为空气动力，在水中时则为水动力，统称为流体动力。流体动力可根据伯努利定律计算。大连海运学院出版社1993年6月第二版《轮机管理》第26页中，有螺旋桨的推力公式，第27页有螺旋桨的功率公式。

科学出版社1978年4月第一版《飞行的科学》第11页，关于″飞机升空的秘密″说明了气动力可根据伯努利定律计算，机翼上的有效气动力是上翼面的吸力和下翼面压力总的气动力，并且上翼表面的吸力所占的比重远大于下翼表面的压力，以及有效的气动合力可以分解为举力和阻力。第16页，关于“升力的其他细节”还说明了影响飞机升力的因素有：飞机的速度、空气的密度、机翼的翼型和面积以及冲角。

国防工业出版社2002年1月第一版《世界飞机100年》第175页关于“飞碟”描述了：实验证明，圆翼的最大升力系数高于其他小展弦比机翼的水平；而且最小阻力系数又是最低的，它的最大升力系数和最小阻力系数之比可以达到110。这说明圆翼可以适用于很大的飞行速度范围：在高速飞行时它的阻力小，而低速飞行时升力又很大。圆翼飞机的真正缺陷是横侧安定性不足，可依靠降低飞机重心来获得一定的横侧安定性，但如果在圆翼飞机设计中从结构上允许圆翼绕其圆心转动，飞机就不会进入急盘旋下降。

公知的旋翼直升机如授权公告日为2002年11月6日，授权公告号为1377811A，专利号为01107945.2的中国发明专利公开了一种旋翼直升机，其旋翼系统由旋翼(转子)和固定翼盘(定子)两部分组成，“旋翼翼盘”与固定翼盘之间形成一个相对独立的“气体腔室”；飞行操纵通过调节升力调节片使一个或多个旋翼系统的升力变化来实现。从其结构和原理上可知，该直升机的升力是通过提高翼盘底上下的压力差产生的，但是只考虑静压力，而没有考虑旋翼上方非常大的动压力，是通过桨叶和其轴作用在翼盘底上来抵消这种升力，这样依据想象按面积推算升力的大小，难免升力不足甚至相反，使该旋翼直升机升起的可能性很小，以及在稳定性和动力效率方面也有待探讨。

公知的环翼直升机如授权公告日为2001年11月21日，授权公告号为1322658A，专利号为0017471.7的中国发明专利公开了一种环翼直升机，有一个气泡式的客舱，客舱下部设有盘形机翼，所述机翼下面设有起落架、发动机及多级增压推进器，所述的盘形机翼上部装有呈环状排列的进气叶栅，该进气叶栅为迎角可调叶栅，所述的盘形机翼底部设有呈环状排列的喷咀叶栅，所述机翼内部沿垂直轴线串联设有正旋水平环翼和反旋水平环翼，该正旋水平环翼由外环架、内环架、及叶片组构成，外环架与机翼的定架通过滚动轴承安装，所述正旋水平环翼的内环架上设有环形齿盘及叶片组迎角驱动机构，所述的发动机输出轴轴接链轮传动机构、差速器、传动齿轮与所述的环形齿盘动力啮合。它这种飞碟式飞机，虽然有利于高速飞行和顶部逃生，但是叶片组的直径受盘形机翼的限制，并且利用增压方式提高升力，类似于通过喷气反冲方式实现起降，可它并不比螺旋桨滑流反作用方式有效，因此使该旋翼直升机垂直起飞的可能性虽有，但要比直升机相差不少，而且飞行中的稳定性需要研究。因为1961年加拿大阿弗罗飞机公司，为美国空军研制的“阿弗罗飞车”，在试飞中因技术难点太多，而停止研制。就是现在也需要矢量推力技术和主动控制技术的成熟。

公知的魔翼飞机如公开日为1995年8月2日，专利号为94100550.X的中国发明专利公开了一种魔翼飞机，主要由机身、机翼、发动机、推进器构成，其特征在于机身的魔翼由桨叶组成的旋翼与环翼构成，安装在机身的两侧，环翼的内侧设有轴孔。其原理是根据飞碟的自身旋转、水平推力的情况下，既能掌握平衡、又能保持稳定，还可以生产一定的浮力，而且飞行效好的原理而设计的。它在结构上，虽有机翼组合，且组合的魔翼由旋翼和环翼构成，但是其旋翼在内、环翼在外，首先限制了桨叶直径，使升力不足；其次它的圆翼由桨叶合为圆扇面，甚至经轴孔与环翼组合，这样桨叶结构不一定再是特殊的机翼，除对旋翼的气动效果有影响外，还有这种拼凑的结构对圆翼的气动效果影响更大。另外它在原理上依据不充分，用于实现稳定及行之有效有待探讨。

在2002年1月出版的《世界飞机100年》中，国防工业出版社公开了“鹞”和“鱼鹰”型垂直/短距起降飞机。其中“鹞”式飞机的原理是采用推力转向发动机实现垂直起降的，它在1966年8月首次试飞，是当时世界上惟一实用的垂直/短距起降强击机；而“鱼鹰”式飞机则不同，采用的是可以转向的螺旋桨发动机实现飞机垂直起降的，并于1989年3月进行了原型机试飞，它的成功在技术方面，预示着未来的发展方向。

但是，不难看出“鹞”式飞机利用喷气反冲方式起降，比采用滑流反作用效率要低，以及“鱼鹰”式飞机利用的大直径螺旋桨有时达到11.6米，这在前进时，因发动机功率一定，以及螺旋桨所吸收的功率与其转速的三次方成正比，将使大直径螺旋桨的转速比匹配的小直径螺旋桨要低，造成前进时发动机的效率也较低。另外在方法上，这两种型式都是利用大功率发动机实现起降与飞行阶段过渡的。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的现状，提供能垂直/短距起降、操纵稳定可靠、发动机利用效率高的一种垂直/短距起降飞机。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案为：一种垂直/短距起降飞机，包括有机身，机身安装的桨轴上轴接有机翼，机身底部安装有起落装置，机身尾部安装有尾翼组，机身内部安装有动力装置、传动装置、操纵系统、航空电子设备，所述的操纵系统有一自动倾斜器环抱桨轴，并位于机翼与机身之间，其采取的技术措施为：所述的机翼为至少一组组合式机翼，该组合式机翼由一个圆翼及至多两个旋翼共轴联接桨轴构成，并经设有的与旋翼对应个数的桨毂安装；所述的桨轴端部安装有紧固件。

为优化上述方案，采取的技术措施还包括：

上述的旋翼为一个，所述的传动装置经尾桨传动轴顺序联接有主动锥齿轮、从动锥齿轮，再接偏转体内的主动锥齿轮及从动锥齿轮，再经尾桨轴接尾桨；该尾桨轴带动尾桨用以抗扭、推进和转向时的水平偏转。

上述的传动装置包括有制动器，该制动器有一制动端对应锁定或分离桨轴。

上述的圆翼的形状为圆盘状或圆环状。

上述的圆翼为圆环状，所述的桨轴5轴接的圆翼经过有一轴承；该轴承内圈固接于桨轴上，其外圈则固接于圆翼的内圈。

上述的旋翼桨尖区域的叶片用于垂直起降；桨根区域的叶片用于短距起降。

上述的桨轴由共轴心的两个桨轴套装构成。

与现有技术相比，本发明采用了圆翼与旋翼相结合的组合式机翼，克服了单纯的固定翼或旋翼飞机难以适应各种飞行状态的困难，既克服了固定翼飞机中存在的大小机翼、高速与低速的矛盾，又克服了旋翼前飞慢的问题。因此这种组合式机翼中具有圆翼，其飞机可称为一种圆翼飞机，由于圆翼在固定翼中的突出优点及旋翼升力的特性，且通过共轴组合后，各自优点得到了充分发挥。其中，旋翼中央部分的升力，根据螺旋桨拉力公式可知，在相同条件下所占总升力的比例很小。

另外，由于旋转首先克服了圆翼飞机的横侧安定性不足，当使用制动器后，又容易地解决其飞行中升力不对称的问题，克服了直升机前飞慢的弱点；还有，飞机要求提高其稳性时，用很小的动力驱动圆翼即可；以及该组合式机翼飞机，除考虑飞机起降的可能性外，还考虑了其可靠性，利用转动来确保稳定性，使得飞机安全系数高，可靠性也大为增强；在实现普通直升机一样起降，到普通飞机一样的飞行前，通过旋翼机进行过渡，使得发动机利用率在起降和飞行时都比较高。因此这种结构简单、性能优良的圆翼飞机将具有更加广泛的应用前景。

附图说明

图1是本发明实施例一的结构示意主视图，

图2是图1的俯视图。

图3是本发明实施例二的结构示意主视图，

图4是图3的俯视图。

图5是本发明实施例三的结构示意主视图，

图6是图5的俯视图。

具体实施例

以下结合实施例对本发明作进一步详细描述。

参见图1至图6，为本发明的垂直/短距起降飞机结构示意图，包括有机身4，机身4安装的桨轴5上轴接有机翼，机身4底部安装有起落装置8，机身4尾部安装有尾翼组，机身4内部安装有动力装置10、传动装置11、操纵系统、航空电子设备，该操纵系统有一自动倾斜器26环抱桨轴5，并位于机翼与机身4之间。机翼为至少一组组合式机翼；在本发明实施例中，机翼为一组组合式机翼。该组合式机翼由一个圆翼1及至多两个旋翼2共轴联接桨轴5构成；在本发明实施例中为一个圆翼1及一个旋翼2共轴联接桨轴5构成，并经设有的与旋翼2对应个数的桨毂3安装；桨轴5端部安装有紧固件9。

其方法在于垂直/短距起降飞机是利用组合式机翼，把固定翼中的圆翼1与旋翼2组合在一起，并通过旋翼机实现起降与飞行阶段过渡的，因此这种飞机又可称为圆翼飞机。旋翼桨尖区域的叶片用于垂直起降；桨根区域的叶片用于短距起降，具体而言，圆翼飞机是利用组合式机翼中旋翼2外环内的叶片，通过加大直径的办法，由动力驱动旋转实现垂直起降的；而短距起降则是利用组合式机翼自转或被驱动旋转都可实现的，并且仅利用旋翼2融合于圆翼1内的叶片，以非常高的转速达到跃升的。

根据人们不同的要求和飞机不同的飞行状态，对组合式机翼采取不同的组合方式，既解决了垂直/短距飞机的可行性问题，又解决了可靠性问题，并且实现发动机效率都比较高。圆翼1具有固定翼特性，其能与旋翼2组合在一起。

在飞机起降时通过驱动组合式机翼，用大直径螺旋桨实现垂直起降，当组合式机翼自转或者动力仅驱动圆翼1时，实现短距起降。

飞机飞行时，有多种情况：如要求微动或超低速飞行，则要驱动旋翼2；如只要求低速飞行，则通过组合式机翼自转即可；如要求中速飞行，则其旋翼2须在自转后由制动器6锁定，即转换成固定翼；如要求进一步提高飞行速度，则因动力装置功率强大，组合式机翼飞机所具有大迎角性能，易于短距起降，对旋翼2功能要求减退，而对稳定性要求提高，从而由旋转驱动机构仅驱动圆翼1旋转来实现稳定。

至于前进中则采用小直径螺旋桨13或喷气推进，使发动机效率在起降和飞行时都比较高。

本发明采用了圆翼与旋翼相结合的组合式机翼，克服了单纯的固定翼或旋翼飞机难以适应各种飞行状态的困难，既克服了固定翼飞机中存在的大小机翼、高速与低速的矛盾，又克服了旋翼前飞慢的问题。因此这种组合式机翼中具有圆翼，其飞机可称为一种圆翼飞机，由于圆翼在固定翼中的突出优点及旋翼升力的特性，且通过共轴组合后，各自优点得到了充分发挥。其中，旋翼中央部分的升力，根据螺旋桨拉力公式可知，在相同条件下所占总升力的比例很小。例如旋翼直径为12米时，其中间直径3米的拉力约为总拉力的256分之一，中间直径6米的拉力约为总拉力的16分之一，就是中间直径9米的拉力也约为总拉力的三分之一，而这时圆翼的面积分别就有：7.065平方米、28.26平方米、63.585平方米。这一点不要小看，因为著名的德国梅塞施米特Bf.109E-7、日本三菱零式六四、前苏联米格-21比斯、美国瑞安NYP-1、瑞典萨伯-37、苏-37这些飞机的机翼面积分别是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，由于旋转首先克服了圆翼飞机的横侧安定性不足，当使用制动器后，又容易地解决其飞行中升力不对称的问题，克服了直升机前飞慢的弱点；还有，飞机要求提高其稳性时，用很小的动力驱动圆翼即可；以及该组合式机翼飞机，除考虑飞机起降的可能性外，还考虑了其可靠性，利用转动来确保稳定性，使得飞机安全系数高，可靠性也大为增强；在实现普通直升机一样起降，到普通飞机一样的飞行前，通过旋翼机进行过渡，使得发动机利用率在起降和飞行时都比较高。因此这种结构简单、性能优良的圆翼飞机将具有更加广泛的应用前景。

图1、图2为本发明实施例一的结构示意图，其主要由机身4、机翼、动力装置10、传动装置11、操纵系统、航空电子设备及起落装置8组成。它包括机身4安装的桨轴5上轴接有机翼，机身4底部安装有起落装置8，机身4尾部安装有尾翼组，机身4内部安装有动力装置10、传动装置11、操纵系统、航空电子设备。操纵系统有一自动倾斜器26环抱桨轴5，并位于机翼与机身4之间。机翼为一组组合式机翼；桨轴5端部安装有紧固件9。其机翼不是单纯的固定翼或旋翼，而是组合式机翼，它一般由圆翼1和旋翼2构成。圆翼1和旋翼2通过共同的桨毂3和桨轴5，由紧固件9上下连成在一起进行组合，并且通常与旋转驱动机构连接进行再次组合，必要时通过制动器6将旋翼2与机身4锁定或分离进行再次组合。

本发明实施例一的一组组合式机翼中，由一个圆翼1及至一个旋翼2共轴联接一个桨轴5构成，并经设有的与旋翼2对应的桨毂3安装；所述的传动装置11经尾桨传动轴27顺序联接有主动锥齿轮23、从动锥齿轮22，再接偏转体19内的主动锥齿轮21、从动锥齿轮20，再经尾桨轴28接尾桨13，该尾桨轴28可在尾桨13用以抗扭、推进和转向时的水平偏转；传动装置11包括有制动器6，该制动器6有一制动端对应锁定或分离桨轴5；圆翼1可位于旋翼2上方或下方进行组合，并在组合后圆翼1被驱动旋转或者自转；圆翼1，经常被看作是固定翼，但组合式机翼中要求圆翼1通常是旋转的，由动力装置10驱动其旋转或者自转，在形状上为圆盘状或圆环状；旋翼2，通常是在飞机起降时，由动力装置10纤过传动装置11和变速器6驱动旋转，在飞行前将变速器6置于空挡，使其自转，于飞行中加速到一定速度，即大约时速为200千米左右时锁定；当飞行降落，在时速又为200千米左右时制动器6锁定松开，接着变速器7挂档，接通动力驱动旋转。

由于该垂直/短距起降飞机采用的是单旋翼2带尾桨12结构，非常类似于直升机，但是这种圆翼飞机的尾桨轴28，可在操纵系统的控制下，进行水平偏转180度角左右使用，这样在动力装置10经过传动装置11和偏转体19驱动下旋转，当尾桨轴28与机身尾梁垂直时用于抗扭，与机身尾梁一致推进，其他角度则是转向和同时抗扭与推进。另外飞机操纵系统安装有垂直安定面15和方向舵14、水平安定面16和升降舵15，以及自动倾斜器26。

如果垂直/短距起降飞机采用的是双旋翼结构，类似于双旋翼直升机，甚至造成多旋翼结构，但与上述的圆翼飞机相比，也无非是增加组合式机翼，以及增加采用小直径螺旋桨或喷气前进，机身也有所变化外，其他没有大的区别。

因此上述圆翼飞机克服了现有技术的不足，提供的垂直/短距起降性能，不仅实现了像直升机那样，在起降时不需要滑跑过程，还克服掉普通直升机前飞慢的弱点，实现了普通飞机一样的飞行，并且发动机的效率在起降和飞行时都比较高。从而可通过圆翼飞机实现长期以来，人们追求飞机摆脱跑道限制的愿望。

通过圆翼1把固定翼和旋翼2组合在一起，并通过旋翼机实现了固定翼飞机和旋翼直升机的结合，达到综合固定翼飞机和旋翼直升机优点的目的。圆翼飞机的起降和飞行过程类似：普通直升机--旋翼机--固定翼飞机。在圆翼飞机起降时一般类似普通直升机，由动力装置10驱动旋翼2，用大直径螺旋桨实现垂直起降，当旋翼2自转或者动力仅驱动圆翼1时，则类似于旋翼机实现短距起降。但是在圆翼飞机飞行时，不是完全类似普通直升机通常在自动倾斜器26的作用下，操纵飞机向前、向后、向左(右)飞行，或进行其他机动飞行的，而是有多种情况，它既可类似于普通直升机，也可类似于旋翼机，还可类似于普通飞机：如果要求微动或超低速飞行，则要驱动旋翼2；如果只要求低速飞行，则通过旋翼2自转即可；如果要求中速飞行，则其旋翼须在自转后由制动器6锁定；如果要求进一步提高飞行速度，则动力装置10功率强大，飞机将易于短距起降，对旋翼2功能要求减退，使旋翼2融入圆翼1中，而对安定性要求提高，那么只驱动圆翼1旋转即可实现。

至于前进中则采用小直径螺旋桨，即尾桨13，该尾桨13也不是完全类似普通直升机的尾桨，仅在水平轴驱动下只用以平衡旋翼转动时产生的反作用力矩和进行航向操纵。而是在圆翼飞机起飞时，动力驱动旋翼2，并带动其叶片以大冲角旋转，因这时旋翼2产生的反作用力矩最大，所以尾桨13以抗扭为主，它的尾桨轴28在操纵系统的控制下，水平偏转90度角与机身尾梁垂直使用，随着前进速度的增加，飞机所需升力逐渐由旋翼2过渡到圆翼1，旋翼2叶片的冲角也逐渐减小，而尾桨轴28在操纵系统的控制下，逐渐与机身尾梁18一致以推进为主，尾桨轴28在其他角度时，则可转向和同时抗扭与推进，从而实现了动力从飞机起降到飞行的过渡，也因此使发动机效率在起降和飞行时都比较高。

图3、图4为本发明实施例二的结构示意图。除主要组成外，一组组合式机翼由一个圆翼1和一个旋翼2及一个桨轴5构成，没有旋转驱动机构和制动器。圆翼1和旋翼2通过共同的桨轴5，由紧固件9上下连成一体进行组合，其中旋翼可在上；组合式机翼中的圆翼1和旋翼2，在飞机起降和飞行时，因没有动力驱动也没有复杂的尾桨及偏转结构，只有垂直安定面15和方向舵14，以及自动倾斜器26。因此它在结构上类似旋翼机，显得结构非常简单。不过这里的圆翼1可为圆环状，在这种情况下，桨轴5经过一轴承轴接圆翼1，并且该轴承内圈固接于桨轴5上，其外圈则固接于圆翼1内圈。甚至旋翼2也可经过有一轴承；该轴承内圈固接于桨轴5上，其外圈则嵌固于桨毂3内。

这种圆翼飞机在使用中，虽然不能进行垂直起降，但可以短距起降，并利用圆翼1短距起降优越性能，易于民用，可见这种圆翼飞机的起降和飞行易于操纵，没有普通直升机阶段，而类似于旋翼机--固定翼飞机。只要启动发动机，控制动力，掌握推动速度，并操纵方向舵14及自动倾斜器26，即可滑行起飞，因旋翼2具有短距起降性能，圆翼1又具有大迎角性能，故可实现短距起降。

如果这种圆翼飞机的动力装置10选用活塞式，即利用广泛使用的汽车发动机带动尾桨13推进，那么这种组合式机翼飞机比现有的旋翼机，在安全系数上更高，经济性更好，用途更广。

图5、图6为本发明实施例三的结构示意。除主要组成外，一组组合式机翼由一个圆翼1及一个桨轴5构成，旋翼2融合在圆翼1内，即仅有内部叶片，不过有旋转驱动机构。该旋转驱动机构采用气传动，它的喷气从动力装置10引来由旋转喷嘴24喷出。旋转喷嘴24位于圆翼1上，沿其径向的垂直方向喷气，气传动的通道则位于圆翼1和桨轴5内，与动力装置10相通；圆翼1通过桨毂3和桨轴5，由紧固件9上下进行连在机身4上，并可受自动倾斜器26的控制。当然，圆翼1也可为圆环状，在这种情况下，桨轴5轴接的圆翼1经过有一轴承；该轴承内圈固接于桨轴上，其外圈则固接于圆翼1的内圈。虽然，这种圆翼飞机的起降和飞行也易于操纵，没有普通直升机阶段，也类似于旋翼机一固定翼飞机，不能垂直起降，但因采用的是涡轮喷气式动力装置10，其功率强大而有利于短距起降，再加上组合式机翼中的圆翼1具有良好的大迎角性能。这一点从1998年6月《航空知识》第12页，《查尔斯与他的“飞行薄饼”》中可以印证，圆翼在45度大迎角状态下仍可控制，具有较好的大迎角性能，并且其着陆距离竟然只有15米，只相当于一辆卡车的刹车距离。这样在要求飞机高速时，组合式机翼飞机起降可只选择短距起降。另外，操纵系统方面，除安装有水平安定面17和升降舵16外，还可利用涡轮喷气动力装置的尾喷管25实现矢量控制。因此，上述圆翼飞机具有良好的大迎角性能后，在组合式机翼中的旋翼2直径就可以相应减少，甚至位于圆翼1中不明显裸露，即不再需要大直径的螺旋桨，而是仅需要与圆翼1直径相当的螺旋桨，可仅保留叶片，当然也不在有大扭矩的动力直接驱动，而是通过气传动使其旋转，特殊情况下也许干脆取消旋翼2的组合，至于制动器6是否取消，可看圆翼1在特定情况下是否有必要保留，具体视情而定，但每一组组合式机翼中一定有圆翼1，一方面提供升力，另一方面提供稳定，当影响飞行时固定。

图5、图6中的圆翼飞机因结构差别在具体飞行过程中有所不同：当组合式机翼内有旋翼2并位于圆翼1中，在涡轮喷气发动机大功率的推动下进行起飞时，喷气首先从动力装置10引来由旋转喷嘴24喷出，这样通过反冲使圆翼1和其内的旋翼2旋转，为实现非常高的转速，将旋翼2的叶片冲角归零，当达到接近每分钟40000转时，停止喷嘴24喷气，以及将旋翼2叶片的冲角调到最大进行自转，与之同时进行短距起飞，必然出现跃升状态，并且无须抗扭，仅须实现升力对称平衡即可。这在原理方法和结构措施上，不是通过组合式机翼中旋翼2外环内的叶片，用加大直径的办法，由动力驱动旋转实现垂直起降的；而是利用旋翼2融合于圆翼1内的叶片，以非常高的转速达到跃升的。因为采取气传动，实现每分钟40000转是不困难的，除利用喷嘴外，还可利用涡轮实现。那么在如此高的转速下，又一次可通过螺旋桨拉力公式并利用小直径的螺旋桨，在只增加转速10倍后，将有100倍的拉力增加，同样达到提高升力的目的。

当组合式机翼中只有圆翼1，必要时可具有内部叶片，并且该叶片迎角可调，那么用很小的动力驱动其旋转时，将使飞机具有非常好的稳定性，以及短时的跃升能力，如果再加上采用高性能动力和进行矢量控制技术，就会制造出形体相似性能实用的飞碟式飞机。当组合式机翼内没有旋翼2，那么在涡轮喷气发动机大功率的推动下进行起飞时，只能利用圆翼飞机具有良好的大迎角性能进行短距起飞，尽可能去飘起来，这时喷气从动力装置10引来由旋转喷嘴24喷出，通过反冲使圆翼1旋转只是用于稳定。至于飞机在爬升、加速和以一定速度飞行时，以及减速、下降和以一定速度降落时，利用上述过程同样可以达到目的。

现代飞机的发展，在性能上既要求具有高速特性且要求具有短距起降性能。为确保很好的高速特性，多采用三角翼布局，但它在低速大迎角状态时，机翼后缘的升降襟翼必须向上偏转很大的角度，才能保持飞机的平衡，这样就降低了机翼的升力并增加了阻力，难以实现短距起降。为解决上述矛盾而选择鸭式布局，但鸭式平衡能力的不足，又会限制全机升力的发挥，不得不利用近距偶合效应，使前、后翼面的升力都能有所增加，实现萨伯-37型飞机的起降滑跑距离可以控制在500米以内，表现出惊人的短距起降性能。但是这与上述的“飞行薄饼”相比，不知其最大飞行速度与着陆速度之比是否为10：1，以及是否采用“反推力”装置，甚至利用阻力伞来增大阻力。当然还有舰载机更要求具有高速特性和短距起降性能。而采用大功率的弹射器起飞，或者采用高性能发动机进行滑跃起飞，并利用降落阻拦设备克服固定翼喷气机起降所需要的200-300米跑道。如果采用圆翼飞机，那么可推进航母的微型化发展，使飞机适应更广的应用领域。

虽然本发明己通过参考优选的实施例进行了图示和描述，但是，本专业普通技术人员应当了解，在不背离本发明权利要求所限定的精神和范围的情况下，可以在形式和细节上进行各种各样的变化。

Claims (8)

1.一种垂直/短距起降飞机，包括有机身(4)，机身(4)安装的桨轴(5)上轴接有机翼，机身(4)底部安装有起落装置(8)，机身(4)尾部安装有尾翼组，机身(4)内部安装有动力装置(10)、传动装置(11)、操纵系统、航空电子设备，所述的操纵系统有一自动倾斜器(26)环抱桨轴(5)，并位于机翼与机身(4)之间，其特征是：所述的机翼为至少一组组合式机翼，该组合式机翼由一个圆翼(1)及至多两个旋翼(2)共轴联接桨轴(5)构成，并经设有的与旋翼(2)对应个数的桨毂(3)安装；所述的桨轴(5)端部安装有紧固件(9)。

2.根据权利要求1所述的一种垂直/短距起降飞机，其特征是：所述的旋翼(2)为一个，所述的传动装置(11)经尾桨传动轴(27)顺序联接有主动锥齿轮(23)、从动锥齿轮(22)，再接偏转体(19)内的主动锥齿轮(21)及从动锥齿轮(20)，再经尾桨轴(28)接尾桨(13)；该尾桨轴(28)带动尾桨(13)用以抗扭、推进和转向时的水平偏转。

3.根据权利要求1所述的一种垂直/短距起降飞机，其特征是：所述的传动装置(11)包括有制动器(6)，该制动器(6)有一制动端对应锁定或分离桨轴(5)。

4.根据权利要求2所述的一种垂直/短距起降飞机，其特征是：所述的传动装置(11)包括有制动器(6)，该制动器(6)有一制动端对应锁定或分离桨轴(5)。

5.根据权利要求1至4任一权利要求所述的一种垂直/短距起降飞机，其特征是：所述的圆翼(1)的形状为圆盘状或圆环状。

6.根据权利要求5所述的一种垂直/短距起降飞机，其特征是：所述的圆翼(1)为圆环状，所述的桨轴(5)轴接的圆翼(1)经过有一轴承；该轴承内圈固接于桨轴(5)上，其外圈则固接于圆翼(1)的内圈。

7.根据权利要求5所述的一种垂直/短距起降飞机，其特征是：所述的旋翼(2)桨尖区域的叶片用于垂直起降；其桨根区域的叶片用于短距起降。

8.根据权利要求5所述的一种垂直/短距起降飞机，其特征是：所述的桨轴(5)由共轴心的两个桨轴套装构成。

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