本发明涉及一种既可以悬停又可以平飞的飞行器，尤其是具备可折叠机翼，采用尾坐姿态起降的直升飞机。
背景技术：
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。
实现垂直起飞在技术上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，这一条件伴随火箭技术在航空器上的应用成为可能；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研制的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38两种布局高度相似的机型收尾，尾坐式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，尾坐式这种起降方式应用在无人机上，特别是使用螺旋桨推进的轻型无人机上，也存在着一些先天的不足。
首先是尾坐时的稳定性。固定翼飞机的重心一般在机身的中轴线附近，如过采用最利于尾坐姿态的发动机前置布局，则尾坐时的重心必然处于很高的位置，而最轻最单薄的后部却要作为起落架接触地面。这种头重脚轻的重量分布对于在停放、起飞和降落中保持稳定的尾坐姿态十分不利。常见的解决方案是使用多功能起落架，如加装翼尖小翼或翼刀来增加支撑区域，但是当无人机搭载外部载荷时，其重心又会发生变化，让维持稳定性变得更加困难。这在轻型无人机上尤为明显，轻型无人机经常可以携带自重三分之一甚至更多的外挂物，外挂物的形状和重量分布也多种多样，要在如此复杂的情况下确保尾坐姿态的安定性无疑是一个难题。
以前文提到，20世纪50年代的两种美国尾坐式直升飞机为例：xfvsalmon和xfypogo不约而同地采用了对称的四片尾翼（xfvsalmon的尾翼为x形布局，xfypogo为十字形布局），并且在尾翼后部接触地面的部分装有机轮，以额外的重量和飞行阻力增加尾坐稳定性；同时还在主翼的翼尖安装了容量很大的流线型油箱，牺牲了对战斗机而言非常重要的滚转性能来提高平衡性，同时外部挂载能力更是最终停留在了纸面上。这些迫不得已的性能损失极大程度上导致了最终美国军方对两种飞机的不采购决定。
尾坐式起降的另一个问题是在垂直姿态下平衡翼面升力。由于垂直起降和悬停时需要的垂直方向推力很大，使用最常见的螺旋桨动力方案，螺旋桨的直径也必然较大，这就将很大一部分机身和机翼纳入了螺旋桨气流的范围内。如过采用了正升力的气动外形（平飞状态下能够提供升力的翼型或升力体机身），那么螺旋桨产生的气流经过这些表面就会产生升力，让处于垂直起降或悬停状态的直升飞机向一个水平方向滑动。这固然可以通过采用非升力气动外形来简单地解决，但是对于一种可以平飞的飞行器而言，这将大幅度降低其升阻比，导致滞空时间的显著下降。如果在垂直姿态的时候通过襟翼或升降舵偏转平衡升力，则会出现两个力不在同一直线上，产生合力力矩的问题。
技术实现要素：
为了克服现有尾坐式直升飞机尾坐姿态稳定性差，垂直姿态下气动升力难以平衡的问题，本发明提供一种折叠翼直升飞机，不仅可以在复杂的载荷条件下实现稳定的尾坐姿态，在垂直姿态下还具备天然的升力平衡特性，可以降低飞控系统的控制难度。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：采用主翼在机身后部的鸭式或飞翼式布局，尾坐式起飞方式，主翼两侧中部适当位置可以折叠，并且具备由飞控系统控制或手动遥控操作，可以在折叠和展开状态相互切换的机械和控制装置；根据飞行器的具体特性，折叠翼可以是朝向机背折叠，朝向机腹折叠，也可以是分别朝向机背和机腹折叠成类似z字形；尾坐姿态下主翼接触地面的部分经过加强，也可以在其上安装小型起落架以改善稳定性并耐受降落时的冲击；飞行器以折叠翼折叠的状态起飞，需要转为平飞状态时，先展开折叠翼再改变飞行状态需要从平飞状态转换为悬停、降落状态时，则先改变飞行状态，再折叠折叠翼。
本发明相对于现有技术的有益效果是，折叠状态的机翼和机身共同形成稳定的支撑结构，在各种负载状态下，飞机都可以以竖直姿态平稳地放置于地面，并且确保发动机推力方向与重力方向平行，让起降动作更加稳定；当两个折叠翼向同一方向折叠时，螺旋桨气流经过折叠翼时产生的升力的合力方向与主翼未折叠部分的升力方向相反，这就消除或减轻了采用正升力翼型时在垂直姿态下由于升力不平衡而导致的水平移动趋势，降低了飞控系统在垂直姿态下的控制难度；当应用于折叠翼部分不包含控制面的飞行器时，由于侧面投影面积减小，在不影响其原有悬停飞行性能的情况下可以改善其抗横风性能；同时，折叠状态下的飞行器翼展显著缩小，让储运变得更容易。
附图说明
附图所示为本发明的两种可能的具体实施方案。所示方案均采用单发动机，单螺旋桨，单主翼后置布局，主翼均采用升力翼型。
图1为本发明用于飞翼布局飞行器时的一种实施方式的俯视图和前视图。
图2为本发明用于鸭式布局飞行器时的一种实施方式的俯视图。
图3为本发明机翼折叠的几种方式和折叠状态下翼面的升力方向，其中升力方向由箭头表示。
附图中标注名称：
1.折叠翼折页，2.折叠翼，3.折叠翼展开时的位置，4.折叠翼折叠时的位置，5.垂直尾翼，6.机腹外挂物，7.鸭翼，8.起落架，9.螺旋桨产生的气流流经主翼面非折叠部分时产生的升力的方向，10.螺旋桨产生的气流流经折叠翼时产生的升力的方向。
具体实施方式
实施例中的飞行器的主翼被分成了三部分：中段和两边的折叠翼（2）。中段与折叠翼通过机械结构（1）相连，连接机构应当在展开和折叠状态下都具备一定的牢固性，并且可以根据操作命令迅速改变折叠状态。
当本发明被应用于主翼后缘平直的飞行器时，主翼后缘应当足够坚固，以便在尾坐时支撑飞行器的重量，并在降落时耐受冲击。如果与地面形成点接触，则可以在接触点处安装支撑及缓冲机构，作为起落架使用（8）。
图1中的飞翼在以折叠状态平放于地面时，主翼后缘的大部分都会接触地面。图2中的鸭式布局飞行器在以折叠状态平放于地面时，只有折叠翼部分的起落架接触地面。这是由飞行器的翼形、结构强度和起飞重量差异所导致的。
飞行器以尾坐姿态被放置于地面时，折叠翼（2）处于折叠状态，折叠方由和角度具体结构和重量分布决定，其宗旨是让两片折叠翼和主翼中端能够共同对飞行器重心形成稳定的支撑。本实施例中的飞行器重心都较为靠近其中轴线，且折页机构允许任意方向的折叠，加之折叠翼重心的力臂长度远大于非折叠部分重心的力臂长度，所以可以采用图3中所示的任何一种折叠方式。其中反向折叠能够对任意重心分布的飞行器都形成最有效支撑。
需要注意的是，当两片折叠翼向同一方向折叠相同角度时，螺旋桨推动的气流流经两片折叠翼所产生的升力的合力方向与主翼面非折叠部分此时升力的合力方向相反，可以全部或部分抵消；而当两片折叠翼向相反方向折叠时，其合力方向与主翼面非折叠部分的升力方向并不在一条直线上，需要通过调整其他控制面的偏转来抵消这一合力的作用效果。