本发明涉及一种既可以悬停又可以平飞的飞行器，尤其是能够在平飞和悬停模式下分别实现固定翼飞机和旋翼机的全部机动性能的高机动直升飞机。
背景技术：
直升飞机，即可以垂直起降的固定翼飞机，因为极大地放宽了固定翼飞机对起降条件的要求，从概念提出之初就成为了航空技术的发展目标之一。
20世纪初飞机被发明之后，在很长一段时间都受困于动力不足，让对动力要求严格的垂直起降停留在了概念阶段。即便如此，早在1930年前，欧洲的专利机构也已经受理并批准了若干直升飞机相关的专利技术。
实现垂直起飞的先决条件是发动机必须在垂直方向上产生超过飞机自重的推力或拉力，而对固定翼飞行器垂直起降能力，特别是垂直起飞能力的迫切需求，则是在第二次世界大战中产生的：德国为了在机场遭受压制的情况下截击盟军轰炸机，于1944年开始研制ba349型火箭动力截击机，并于1945年初实现首飞。尽管ba349最终未能量产，但是其首创的尾坐式起飞模式，被此后许多固定翼飞机垂直起降项目所沿用。
冷战开始后，旋翼直升机技术开始普及，研发推重比超过1的飞行器不再是难以逾越的技术壁垒。而冷战双方对全面核战争的预期也再次让固定翼战斗机和截击机的垂直起飞能力变得迫在眉睫。从上世纪50年代初开始，几乎所有具备航空工业的国家都对此进行过研究。这其中，航空工业最为发达的美国研制的型号也最多。
这一阶段的代表性产品有，1954年首飞，由美国洛克希德公司的xfvsalmon垂直起降战斗机；1954年首飞，由康维尔公司研制的xfypogo垂直起降战斗机；1955年首飞，由瑞安航空工业公司研制的x-13喷气动力垂直起降飞机。其中，xfv使用x型尾翼作为起落架，xfypogo采用了主翼尖端和垂直尾翼尖端构成起落架的构型，这些新颖的设计在当时影响有限，却在数十年后成为了无人机尾坐式垂直起飞的经典方案。
冷战期间的军用直升飞机最终以英国的鹞式和苏联的雅克38这两种布局高度相似的机型收尾，尾坐式这种起飞方式被证明不适合军用作战飞机。这一起飞形式销声匿迹半个世纪后，终于伴随着无人机的崛起重新得到重视。
相比载人战斗机和截击机，当代轻型无人机可以轻易地具备远超前者的推重比和结构强度，而这两点恰恰是50年代直升飞机曾经面对的最大障碍。特别是在多旋翼直升机成熟之后，在近10年间，以多旋翼直升机的差速控制技术为基础的直升飞机专利申请数量颇为众多，同时也涌现了一些采用传统固定翼飞机控制原理的直升飞机专利申请，甚至若干引入了单旋翼直升机的可倾斜桨叶的设计。其中的很多方案都采用了50年代就被证明可行的尾坐式起飞模式。
然而，仔细审视现有的尾坐式直升飞机，方案所解决的问题要么是让固定翼飞机实现垂直起降，要么是让旋翼机实现平飞。这固然相对于需要跑道滑跑的固定翼飞机和平飞速度缓慢的旋翼机而言是巨大的进步，却并非直升飞机概念的全部——经典的固定翼飞机可以在4个可操控自由度上实现灵活机动，即前进速率变化、滚转、仰俯和偏航，而经典的旋翼直升机则可以实现全部6个可操控自由度，即沿x、y、z轴运动和绕x、y、z轴旋转。
遗憾的是，现有尾坐式直升飞机设计中，基于固定翼飞机飞控原理的由于操作通道天然不足，都无法在悬停中实现6个可操控自由度；基于多旋翼原理的则需要用差速方式模拟固定翼飞机的操控自由度，不仅平飞时的速度和机动性无法比拟传统固定翼飞机，还不得不依赖气动布局的高安定性维持平飞的稳定性，进一步牺牲了机动性能。
一架理想的直升飞机，应当同时具备在平飞状态下的4个可操控自由度和悬停状态下的6个可操控自由度，并且其实现方法必须高效、简单、直接，以减少气动效率的损失。只有具备了这样特性的直升飞机，才能最大限度地结合固定翼飞机和旋翼机的优点，让直升飞机的适用范围更加广泛。
技术实现要素：
为了克服现有的直升飞机无法高效率实现平飞的4个可操控自由度和悬停的6个可操控自由度的问题，本发明提供一种高机动直升飞机，该直升飞机不但可以垂直起飞和降落，还同时具备固定翼飞机和旋翼机的全部可操控自由度和操作灵活性。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：采用单翼面布局，主翼面根部左右各有一片可独立活动的襟副翼；机体后部布置有一片或多片轴对称布置、舵面联动的垂直尾翼，可以采用整体偏转的全动垂尾，也可以是有舵面的固定垂尾；主翼尖端和垂直尾翼的尖端在起降时共同构成起落架，让直升飞机可以以尾坐方式稳定放置于平面上；螺旋桨推进器位于机体前端，螺旋桨能够产生的最大推力大于直升飞机的最大起飞重量；推进器可以是居中布置的单推进器也可以是轴对称布局的多推进器，其布局原则是垂尾舵面和两个襟副翼必须随时有螺旋桨产生的气流通过，以确保任意飞行状态下，舵面都能具备足够的舵效；当单垂尾不能满足这一条件时，则应增加舵面相互联动的垂尾数量以确保垂尾舵面舵效；主翼面后端中部的空间用于安装摄像头等载荷，开口朝向机腹以避免视野或投放路径被遮蔽。
本发明相对现有技术的有益效果是，可以在任何平坦地面上起飞和降落，在飞行过程中可以根据实际需要在平飞和悬停两种飞行状态间自由转换；在平飞状态下，具备固定翼飞机的高速度和长航时特点，并且可以完成典型固定翼飞机的全部机动动作，即改变前进方向上的速率、滚转、仰俯和偏航，操控灵活性类似传统固定翼飞机；在悬停状态下，具备典型旋翼机的全部6个可操控自由度。
附图说明
附图所示为本发明的一种可能的具体实施方案的三视图。所示方案采用单发飞翼式布局，全动垂直尾翼，由汽油机带动双叶螺旋桨推进。
图1为本发明的俯视图。
图2为本发明的侧视图。
图3为本发明的前视图。
箭头所指为附图中坐标轴的定义。其中，x轴是平行于飞行器主翼两个尖端连线的直线，y轴是垂直于飞行器主翼面所在平面的直线，z轴是飞行器中轴线所在的直线。
附图中零部件名称：
1.螺旋桨，2.主翼面，3.全动垂直尾翼，4.襟副翼，5.载荷安装位。
具体实施方式
下面结合说明书附图对本发明进行进一步说明。实施例仅代表本发明一种可能的实施方式，并不作为对本发明的限定。
起飞前，飞行器需以尾坐姿态放置于平坦表面上，此时主翼面（2）的两个尖端和全动垂尾（3）的尖端形成三角形支撑面，保持机身稳定。
启动发动机并增加输出功率，由于发动机带动的螺旋桨（1）可以产生超过飞行器最大起飞重量的推力，飞行器垂直离开地面，并稳定加速，此时襟副翼（4）和全动垂尾（3）由飞控系统控制以保持飞行姿态稳定。
当飞行器在垂直方向上的飞行速度超过最小平飞速度时，两片襟副翼（4）同时向机腹方向偏转，让飞行器逐渐转入水平飞行，同时发动机输出功率减小到足以维持所需平飞速度的水平。
在平飞状态下，采用以下方法实现固定翼飞机的4个操控自由度：
1.通过改变推进器输出功率改变飞行器在前进方向上的速率，即z轴上的运动状态；
2.通过两片襟副翼（4）反向偏转实现滚转，即绕z轴运动；
3.通过两片襟副翼（4）同向偏转实现仰俯，即绕x轴运动；
4.通过垂直尾翼（3）的左右偏转实现偏航，即绕y轴运动。
当需要从平飞状态转变为悬停状态时，两片襟副翼（4）同时向机背方向偏转，让飞行器朝向逐渐变为竖直向上的姿态。适当增加发动机输出功率以弥补主翼面（2）的升力损失。这时，行器虽然已经进入了悬停姿态，却仍然保持着朝向机腹方向的水平速度，但是由于此时襟副翼（4）的偏转角度会让飞行器头部向背离水平运动方向的方向倾斜，螺旋桨推力在水平方向上的分力会让飞行器减速。当水平方向上的速度接近0时，飞控系统调整两片襟副翼(4)的偏转角度以恢复姿态，飞行器进入悬停状态。
在悬停状态下，本发明采用以下方法实现旋翼机的6个可操控自由度：
1.通过改变推进器输出功率改变高度，即沿z轴运动；
2.通过两片襟副翼（4）反向偏转实现绕z轴运动；
3.通过两片襟副翼（4）同向偏转倾斜机身，实现绕x轴运动；
4.通过垂直尾翼（3）的偏转倾斜机身，实现绕y轴运动；
5.在两片襟副翼（4）同向偏转，机身倾斜的情况下，保持这一姿态，利用机身倾斜导致的推进器倾斜实现水平方向上的移动，即沿y轴运动；
6.在垂直尾翼上（3）偏转，机身倾斜的情况下，保持这一姿态，利用机身倾斜导致的推进器倾斜实现另一个水平方向上的运动，即沿x轴运动；
从悬停状态转变为平飞状态的过程与起飞过程类似。