改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机的制作方法

本发明涉及一种连接翼飞机，特别涉及一种改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机。

背景技术：

中国发明专利201510715842X公布了一种近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，这种近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机有两种变形，包括下翼面吹气动力增升和上翼面吹气动力增升，这两种增升方式都能够使连接翼飞机垂直起降，但这种近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机的前翼和后翼都设置有电动涵道风扇进行动力增升，造成了副翼和升降舵无处设置，使连接翼飞机水平飞行时横向和纵向的操纵困难；连接翼飞机垂直起降时前翼和后翼都下偏后缘襟翼进行动力增升，整机的压力中心后移太多，纵向配平困难；连接翼飞机前翼和后翼都有电动涵道风扇，水平飞行时阻力较大，推力过剩，经济性不佳。

技术实现要素：

本发明的目的就是提供一种改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，本改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机水平飞行时能够方便地进行横向和纵向的操纵；垂直起降时配平容易实现；水平飞行时推力适中，阻力小，经济性好。

本改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，包括机身，座舱，后掠的前翼和前掠的后翼，安定面和舵面组成的尾翼，前翼有上反角，后翼有下反角，前翼的翼根连接在机身头部，后翼的翼根连接在尾翼翼梢，前翼和后翼的翼梢通过翼梢端板连接；前翼前缘设置有若干个碟形结构，若干个推进器通过挂架连接在碟形结构上，挂架前部连接在推进器外壳上部，挂架后端向上的转轴设置在碟形结构的轴心处；从连接翼飞机纵轴方向看，前翼设置的挂架的转轴与前翼的上反角相垂直，前翼设置的挂架和推进器能够在正对前翼前缘和顺向连接翼飞机纵轴方向两个方位间转动；前翼弦长相对较大，后翼弦长相对较小，前翼的后缘襟翼为富勒襟翼，后翼没有碟形结构，挂架以及推进器，后翼的翼梢后缘设置有副翼，后翼的翼根后缘设置有升降舵，尾翼为蝶形尾翼，蝶形尾翼设置在机身中后部，蝶形尾翼的翼梢和后翼的翼根相连接，蝶形尾翼的翼根之间的机身上设置有升力风扇。

本改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机的前翼弦长相对较大，并设置有碟形结构，挂架和推进器，后缘设置有富勒襟翼，能够高效地进行动力增升，再加上机身中后部，两蝶形尾翼之间的升力风扇，使连接翼飞机能够垂直起降；后翼没有设置碟形结构，挂架和推进器，后缘不再需要后缘襟翼，而是在后翼后缘设置了副翼和升降舵，使得连接翼飞机水平飞行时能够方便地进行横向和纵向操纵；由于前翼设置的后缘襟翼为富勒襟翼，连接翼飞机垂直起降时，前翼的压力中心后移到富勒襟翼处，，这样离后部的连接翼飞机重心更近，使机身中后部，两蝶形尾翼之间的升力风扇只需要产生不大的直接升力，就能使连接翼飞机垂直起降时实现纵向配平；而在连接翼飞机水平飞行时，由前翼和后翼共同实现纵向配平；在连接翼飞机垂直起飞后，水平飞行时，只有前翼有推进器，后翼没有，这样连接翼飞机推力适中，阻力较相对小，使连接翼飞机能够相对经济地飞行。

本发明的有益效果：本改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，由于只有前翼有碟形结构，挂架和推进器，后翼没有，而是在后翼后缘设置了副翼和升降舵，机身中后部的蝶形尾翼之间有升力风扇，所以本改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机在水平飞行时能够方便地进行横向和纵向操纵；无论是垂直起降还是水平飞行都能纵向配平；水平飞行时，推力适中，阻力相对较小，经济性好。

附图说明

图1为本发明改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第一种实施例垂直起降状态的后视立体图；

图2为本发明改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第一种实施例水平飞行状态的前视立体图；

图3为本发明改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第二种实施例垂直起降状态的后视立体图；

图4为本发明改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第二种实施例水平飞行状态的前视立体图；

图5为本发明改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第三种实施例垂直起降状态的后视立体图；

图6为本发明改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第三种实施例水平飞行状态的前视立体图；

图中：1a.机身；1b.机身；2a.座舱；2b.座舱；3a.前翼；3b.前翼；4a.变形涵道；4b.短标准涵道；4c.长标准涵道；5a.曲线型挂架；5b.短直线型挂架；5c.长直线型挂架；6a.厚碟形结构；6b.薄碟形结构；7a.单缝富勒襟翼；7b.单缝富勒襟翼；8a.后翼；8b.后翼；9a.副翼；9b.低速副翼；10a.升降舵；10b.升降舵；11a.安定面；11b.安定面；12a.舵面；12b.舵面；13a.盖板；13b.盖板；14a.舱门；14b.舱门；15a.翼梢端板；15b.翼梢端板；16a.发动机；16b.发动机；17.高速副翼。

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和6所示，本发明改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，包括机身，座舱，后掠的前翼和前掠的后翼，安定面和舵面组成的尾翼，前翼有上反角，后翼有下反角，前翼的翼根连接在机身头部，后翼的翼根连接在尾翼翼梢，前翼和后翼的翼梢通过翼梢端板连接；前翼前缘设置有若干个碟形结构，若干个推进器通过挂架连接在碟形结构上，挂架前部连接在推进器外壳上部，挂架后端向上的转轴设置在碟形结构的轴心处；从连接翼飞机纵轴方向看，前翼设置的挂架的转轴与前翼的上反角相垂直，前翼设置的挂架和推进器能够在正对前翼前缘和顺向连接翼飞机纵轴方向两个方位间转动；前翼弦长相对较大，后翼弦长相对较小，前翼的后缘襟翼为富勒襟翼，后翼没有碟形结构，挂架以及推进器，后翼的翼梢后缘设置有副翼，后翼的翼根后缘设置有升降舵，尾翼为蝶形尾翼，蝶形尾翼设置在机身中后部，蝶形尾翼的翼梢和后翼的翼根相连接，蝶形尾翼的翼根之间的机身上设置有升力风扇。

本改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机的前翼弦长相对较大，并设置有碟形结构，挂架和推进器，后缘设置有富勒襟翼，能够高效地进行动力增升，再加上机身中后部，两蝶形尾翼之间的升力风扇，使连接翼飞机能够垂直起降；后翼没有设置碟形结构，挂架和推进器，后缘不再需要后缘襟翼，而是在后翼后缘设置了副翼和升降舵，使得连接翼飞机水平飞行时能够方便地进行横向和纵向操纵；由于前翼设置的后缘襟翼为富勒襟翼，连接翼飞机垂直起降时，前翼的压力中心后移到富勒襟翼处，，这样离后部的连接翼飞机重心更近，使机身中后部，两蝶形尾翼之间的升力风扇只需要产生不大的直接升力，就能使连接翼飞机垂直起降时实现纵向配平；而在连接翼飞机水平飞行时，由前翼和后翼共同实现纵向配平；在连接翼飞机垂直起飞后，水平飞行时，只有前翼有推进器，后翼没有，这样连接翼飞机推力适中，阻力较相对小，使连接翼飞机能够相对经济地飞行。

机身、前翼、后翼，升力风扇和推进器组合的第一种实施例：如图1，2所示，所述机身1a相对比较粗短，座舱2a位于机身1a中前部，前翼3a的后掠角较小，后翼8a的前掠角也较小，前翼3a和后翼8a的翼型都为层流翼型；推进器为电动涵道风扇，电机为稀土无刷电机；涵道为变形涵道4a，变形涵道4a进气口为圆形，以适应风扇旋转，排气口为直线段为较为平缓的曲线的D形，D形的排气口和圆形的进气口之间光滑过渡，D形的排气口的直线段向下，并与前翼3a的上反角相平行，电动涵道风扇通过曲线型挂架5a设置在前翼3a的上翼面前缘位置，使电动涵道风扇的变形涵道4a排气口吹出的滑流流经前翼3a上翼面；前翼3a后缘的富勒襟翼为单缝富勒襟翼7a；后翼8a的翼梢后缘设置有副翼9a，后翼8a的翼根后缘设置有升降舵10a；两翼梢端板15a的外侧设置有驱动发电机的发动机16a；升力风扇为共轴电动风扇。

本实施例机身1a相对比较粗短，座舱2a位于机身1a中前部，前翼3a的后掠角较小，后翼8a的前掠角也较小，前翼3a和后翼8a的翼型都为层流翼型，连接翼飞机为亚音速飞机；前翼3a设置的推进器为电动涵道风扇，电机为稀土无刷电机，能够高速高效推进；涵道为变形涵道4a，并且设置在前翼3a上翼面前缘，属于上翼面吹气襟翼增升；由于连接翼飞机为亚音速飞机，前翼3a采用厚碟形结构6a，由于本实施例采用上翼面吹气襟翼增升，空间有限，所以采用曲线型挂架5a；前翼3a后缘的富勒襟翼为单缝富勒襟翼7a，这是兼顾前翼高效增升和结构不致太过复杂的需要；连接翼飞机垂直起降时，前翼的压力中心后移到单缝富勒襟翼7a处，离后部的飞机重心更近，使得机身1a中后部的升力风扇只需不大的直接升力就能纵向配平，这样就减小了升力风扇的体积和重量，提升了连接翼飞机的经济性；后翼8a的翼梢后缘设置有副翼9a，以行使横滚操纵功能；后翼8a的翼根后缘设置有升降舵10a，以行使俯仰操纵功能；连接翼飞机为并联式油电混合动力飞机，具有锂电池组，两个翼梢端板15a外侧设置有驱动发电机的发动机16a，发动机16a工作时，驱动发电机发电，以供给前翼3a的电动涵道风扇和机身1a中后部的升力风扇使用；由安定面11a和舵面12a组成的蝶形尾翼相互外倾设置，可以减小相互间的气动干扰；由于后翼8a的翼根设置在蝶形尾翼的翼梢，具有端板效应，所以蝶形尾翼的高度可以小些。

机身、前翼、后翼，升力风扇和推进器组合的第二种实施例：如图3，4实示，所述机身1a相对比较粗短，座舱2a位于机身1a中前部，前翼3a的后掠角较小，后翼8a的前掠角也较小，前翼3a和后翼8a的翼型都为层流翼型；推进器为电动涵道风扇，电机为稀土无刷电机；涵道为短标准涵道4b，短标准涵道4b进气口为圆形，以适应风扇旋转，排气口也为圆形；电动涵道风扇通过短直线型挂架5b设置在前翼3a的下翼面前缘位置，使电动涵道风扇的短标准涵道4b排气口吹出的滑流紧挨前翼3a下翼面流过；前翼3a后缘的富勒襟翼为单缝富勒襟翼7a；后翼8a的翼梢后缘设置有副翼9a，后翼8a的翼根后缘设置有升降舵10a；两翼梢端板15a的外侧设置有驱动发电机的发动机16a；升力风扇为共轴电动风扇。

本实施例机身1a相对比较粗短，座舱2a位于机身1a中前部，前翼3a的后掠角较小，后翼8a的前掠角也较小，前翼3a和后翼8a的翼型都为层流翼型，连接翼飞机为亚音速飞机；前翼3a设置的推进器为电动涵道风扇，电机为稀土无刷电机，能够高速高效推进；涵道为短标准涵道4b，并且设置在前翼3a下翼面前缘，属于下翼面吹气襟翼增升；由于连接翼飞机为亚音速飞机，前翼3a采用厚碟形结构6a，由于本实施例采用下翼面吹气襟翼增升，方便设置，所以采用短直线型挂架5b；前翼3a后缘的富勒襟翼为单缝富勒襟翼7a，这是兼顾前翼高效增升和结构不致太过复杂的需要；连接翼飞机垂直起降时，前翼的压力中心后移到单缝富勒襟翼7a处，离后部的飞机重心更近，使得机身1a中后部的升力风扇只需不大的直接升力就能纵向配平，这样就减小了升力风扇的体积和重量，提升了连接翼飞机的经济性；后翼8a的翼梢后缘设置有副翼9a，以行使横滚操纵功能；后翼8a的翼根后缘设置有升降舵10a，以行使俯仰操纵功能；连接翼飞机为并联式油电混合动力飞机，具有锂电池组，两个翼梢端板15a外侧设置有驱动发电机的发动机16a，发动机16a工作时，驱动发电机发电，以供给前翼3a的电动涵道风扇和机身1a中后部的升力风扇使用；由安定面11a和舵面12a组成的蝶形尾翼相互外倾设置，可以减小相互间的气动干扰；由于后翼8a的翼根设置在蝶形尾翼的翼梢，具有端板效应，所以蝶形尾翼的高度可以小些。

机身、前翼、后翼，升力风扇和推进器组合的第三种实施例：如图5，6所示，所述机身1b相对比较细长，座舱2b位于机身中部，前翼3b的后掠角较大，后翼8b的前掠角也较大，前翼3b和后翼8b的翼型都为超音速翼型；推进器为电动涵道风扇，电机为超导电机，涵道为长标准涵道4c，长标准涵道4c进气口为圆形，以适应风扇旋转，排气口也为圆形；电动涵道风扇通过长直线型挂架5c设置在前翼3b的下翼面前缘位置，使电动涵道风扇的长标准涵道4c排气口吹出的滑流紧挨前翼3b下翼面流过；长标准涵道4c长度相对较长，从俯视图来看，前部的长标准涵道4c的排气口和后部的长标准涵道4c的进气口连接在一条与机身(1b)纵轴线相垂直的直线上，使连接翼飞机此部位的横截面积变化平缓；前翼3b后缘的富勒襟翼为单缝富勒襟翼7b；后翼8b的翼梢后缘设置有低速副翼9b，后翼8b的翼展中部位置后缘设置有高速副翼17，后翼8a的翼根后缘设置有升降舵10b；两翼梢端板15b的外侧设置有驱动发电机的发动机16b，发动机16b保形设置；升力风扇为共轴电动风扇。

本实施例机身1b相对比较细长，座舱2b位于机身1b中部，前翼3b的后掠角较大，后翼8b的前掠角也较大，前翼3b和后翼8b的翼型都为超音速翼型，连接翼飞机为超音速飞机；前翼3b设置的推进器为电动涵道风扇，电机为超导电机，能产生极高转速，以推动连接翼飞机超音速前进；涵道为长标准涵道4c，并且设置在前翼3b下翼面前缘，属于下翼面吹气襟翼增升；由于连接翼飞机为超音速飞机，前翼3b采用薄碟形结构6b，由于连接翼飞机采用长标准涵道4c，所以采用长直线型挂架5c；长标准涵道4c长度相对较长，从俯视图来看，前部的长标准涵道4c的排气口和后部的长标准涵道4c的进气口连接在一条与机身1b纵轴线相垂直的直线上，使得连接翼飞机此部位的横截面积变化平缓，跨音速阻力较小；前翼3b后缘的富勒襟翼为单缝富勒襟翼7b，这是兼顾前翼高效增升和结构不致太过复杂的需要；连接翼飞机垂直起降时，前翼的压力中心后移到单缝富勒襟翼7b处，离后部的飞机重心更近，使得机身1b中后部的升力风扇只需不大的直接升力就能纵向配平，这样就减小了升力风扇的体积和重量，提升了连接翼飞机的经济性；后翼8b的翼梢后缘设置有低速副翼9b，以行使亚音速状态下的横滚操纵功能，后翼8b的翼展中部位置后缘设置有高速副翼17，以行使超音速状态下的横滚操纵功能；后翼8b的翼根后缘设置有升降舵10b，以行使俯仰操纵功能；连接翼飞机为并联式油电混合动力飞机，具有锂电池组，两个翼梢端板15b外侧设置有驱动发电机的发动机16b，发动机16b工作时，驱动发电机发电，以供给前翼3b的电动涵道风扇和机身1b中后部的升力风扇使用；发动机16b保形设置，以减小气动阻力；由安定面11b和舵面12b组成的蝶形尾翼相互外倾设置，可以减小相互间的气动干扰；由于后翼8b的翼根设置在蝶形尾翼的翼梢，具有端板效应，所以蝶形尾翼的高度可以小些。

如图1、2、3、4，5和6所示，所述实施例一的发动机16a，实施例二的发动机16a和实施例三的发动机16b都为涡轮轴发动机。

实施例一的发动机16a，实施例二的发动机16a和实施例三的发动机16b都为涡轮轴发动机，这样可以兼顾发动机的大功率和低重量的要求。

如图1，2所示，所述实施例一的前翼3a从翼根到翼梢，弦长不变；后翼8a从翼根到翼梢，弦长不变；由安定面11a和方向舵12a组成的蝶形尾翼从翼根到翼梢，弦长不变；前翼3a的后掠角与后翼8a以及蝶形尾翼的前掠角的角度相同。

前翼3a从翼根到翼梢，弦长不变；后翼8a从翼根到翼梢，弦长不变；由安定面11a和方向舵12a组成的蝶形尾翼从翼根到翼梢，弦长不变；前翼3a的后掠角与后翼8a以及蝶形尾翼的前掠角的角度相同；这样能简化制造，同时让前翼3a有较大面积，能保持高效的动力增升。

如图3，4所示，所述实施例二的前翼3a从翼根到翼梢，弦长不变；后翼8a从翼根到翼梢，弦长不变；由安定面11a和方向舵12a组成的蝶形尾翼从翼根到翼梢，弦长不变；前翼3a的后掠角与后翼8a以及蝶形尾翼的前掠角的角度相同。

前翼3a从翼根到翼梢，弦长不变；后翼8a从翼根到翼梢，弦长不变；由安定面11a和方向舵12a组成的蝶形尾翼从翼根到翼梢，弦长不变；前翼3a的后掠角与后翼8a以及蝶形尾翼的前掠角的角度相同；这样能简化制造，同时让前翼3a有较大面积，能保持高效的动力增升。

如图5，6所示，所述实施例三的前翼3b从翼根到翼梢，弦长不变；后翼8b从翼根到翼梢，弦长不变；由安定面11b和方向舵12b组成的蝶形尾翼从翼根到翼梢，弦长不变；前翼3b的后掠角与后翼8b以及蝶形尾翼的前掠角的角度相同。

前翼3b从翼根到翼梢，弦长不变；后翼8b从翼根到翼梢，弦长不变；由安定面11b和方向舵12b组成的蝶形尾翼从翼根到翼梢，弦长不变；前翼3b的后掠角与后翼8b以及蝶形尾翼的前掠角的角度相同；这样能简化制造，同时让前翼3b有较大面积，能保持高效的动力增升。

实施例一所述的机身1a、前翼3a、后翼8a，升力风扇和推进器的组合方式所能构成的改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，与实施例二所述的机身1a、前翼3a、后翼8a，升力风扇和推进器的组合方式所能构成的改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机，以及实施例三所述的机身1b、前翼3b、后翼8b，升力风扇和推进器的组合方式所能构成的改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机的工作过程基本相同，下面以实施例一所述机身1a、前翼3a、后翼8a，升力风扇和推进器的组合方式所能构成的改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机为例，详细描述改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机的工作过程。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机停在地面时，为小迎角抬头姿态，连接翼飞机需要垂直起飞时，通过曲线型挂架5a后端转轴的近似水平转动，曲线型挂架5a和电动涵道风扇转向正对前翼3a前缘的方位，此时放下前翼3a后缘的单缝富勒襟翼7a，开启机身中后部的升力风扇的盖板13a和舱门14a，下偏后翼8a翼根后缘的升降舵10a，启动翼梢端板15a外侧的发动机16a，发动机16a开始高速运转，驱动发电机工作，发电机发出电流，并与锂电池组的电流一起驱动电动涵道风扇运转，变形涵道4a的排气口吹出的风扇滑流流经前翼3a上翼面，并由于康达效应沿下偏的单缝富勒襟翼7a向后下方吹出，产生向上的升力，同时升力风扇由于电力驱动吹出滑流产生直接升力，升力风扇滑流会拉动周围气流向下流动，并使下偏升降舵10a的后翼8a翼根产生升力，此力和升力风扇的推力合在一起，与前翼3a的升力前后配平，并且超过连接翼飞机所受的重力，使连接翼飞机垂直起飞；达到一定高度后，适当减小电动涵道风扇和升力风扇的转速以减小升力，改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机进入悬停状态。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机需要从悬停状态转为水平飞行状态时，增大电动涵道风扇推力，并且以曲线型挂架5a后端转轴为轴，前翼3a设置的曲线型挂架5a和电动涵道风扇相对机身1a向内近似水平转动，逐渐转向顺向连接翼飞机纵轴方向的方位，同时逐渐收起前翼3a后缘的单缝富勒襟翼7a，连接翼飞机会由于电动涵道风扇滑流向前的推力分力大于前翼3a向后的升力分力而逐渐前飞，后翼8a逐渐产生气动升力，此时，为保持纵向配平，适当减小升力风扇的升力；继续加强这种趋势，改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机继续加快水平飞行速度，前翼3a和后翼8a产生更大气动升力，继续减小升力风扇的升力，直到曲线型挂架5a和电动涵道风扇完全转到顺向改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机纵轴方向的方位，前翼3a完全收起后缘的单缝富勒襟翼7a，电动涵道风扇完全推动改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机前进，升力风扇停止运转，关闭升力风扇的盖板13a和舱门14a，收起后翼8a翼根的升降舵10a，前翼1和后翼2将产生足够的气动升力维持连接翼飞机水平飞行，此时，适当减小电动涵道风扇推力，改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机进入水平巡航飞行状态；改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机进入水平巡航飞行状态后，用后翼8a的翼根后缘的升降舵10a进行俯仰操纵；用后翼8a的翼梢后缘的副翼9a进行横滚操纵；综合以上控制面和方向舵12a，进行偏航操纵。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机需要从水平飞行状态转为悬停状态时，适当增大电动涵道风扇推力，并且以曲线型挂架5a后端转轴为轴，前翼3a设置的曲线型挂架5a和电动涵道风扇相对机身1a向外近似水平转动，逐渐转向正对前翼3a前缘的方位，同时逐渐放下前翼3a后缘的单缝富勒襟翼7a，由变形涵道4a排气口吹出的风扇滑流流经后方的前翼3a上翼面，并由于康达效应沿下偏的单缝富勒襟翼7a偏转向后下方吹出，逐渐减小了向前的推进，使得改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机逐渐减小前飞速度，后翼相应减小了气动升力，开启升力风扇盖板13a和舱门14a，升力风扇开始工作，同时下偏后翼8a翼根后缘的升降舵10a，以使后翼8a继续保持一定升力，使改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机继续保持纵向配平；逐渐加大这种趋势，改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机会继续减速，当电动涵道风扇完全转向正对前翼3a前缘的方位，前翼3a完全下偏单缝富勒襟翼7a，改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机会完全失去前飞速度；下偏翼根的升降舵10a的后翼8a由于升力风扇的引射作用产生一定升力，此力和升力风扇的推力合在一起，与前部的前翼3a的升力保持纵向配平，并且等于连接翼飞机所受的重力，改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机进入悬停状态。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机在悬停状态需要垂直降落时，适当减小电动涵道风扇推力，适当减小升力风扇推力，改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机会由于前翼3a，后翼8a和升力风扇的升力小于连接翼飞机自身所受重力而缓慢下降，直到连接翼飞机机轮接触地面，停止电动涵道风扇工作，收起前翼3a的单缝富勒襟翼7a，收起后翼8a的升降舵10a，升力风扇停止工作，关闭升力风扇的盖板13a和舱门14a，关闭发动机16a，改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机垂直降落过程结束。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第二种实施例和第一种实施例工作过程类似，唯一的不同之处是第二种实施例是采用下翼面吹气襟翼增升，所以不再赘述。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第三种实施例和第一种实施例工作过程类似，不同之处是第三种实施例是采用下翼面吹气襟翼增升，而且本实施例连接翼飞机阻力小，推力大，可以超音速飞行，其余工作过程不再赘述。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第一种实施例，第二种实施例和第三种实施例都具有可收放的起落架，可以为前三点起落架，或者后三点起落架，以及自行车式起落架；连接翼飞机第一种实施例和第二种实施例的座舱2a，以及第三种实施例的座舱2b都能乘坐数名乘客，为家用飞行器，当然也可以按比例增大或减小改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机的外形及动力，使改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机可以乘坐更多或更少的人员，比如可以增大改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机外形及动力，使之成为公务机，也可以减小改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机外形及动力，使之成为单人飞行器；改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机设置为单人飞行器构型时，可以采用摩托车的跨骑形式，这样能减小机身体积；改进型改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第一种实施例和第二种实施例每侧前翼3a设置的电动涵道风扇为3个，第三种实施例每侧前翼3b设置的电动涵道风扇为2个，当然也可以将三个实施例的每侧前翼设置的电动涵道风扇的个数更改为其他可能的个数，也同样能够达到连接翼飞机垂直起降，高速飞行的要求，

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第一种实施例，第二种实施例和第三种实施例都需要采用主动稳定系统进行人工增稳。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第一种实施例，第二种实施例和第三种实施例都可以从民用改为军用，也可以改为无人机或航模。

改进型近似水平转动推进器襟翼增升连接翼飞机第三种实施例可以将电动涵道风扇更改为小涵道比涡扇发动机，也能使连接翼飞机超音速飞行，但由于小涵道比涡扇发动机重量较大，为了提高临界颤振速度，需要加强前翼3b和薄碟形结构6b的结构，这样就加大了连接翼飞机的重量，降低了本实施例连接翼飞机的经济性。

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。