本发明涉及一种垂直起降飞机，特别涉及一种双翼型垂直起降飞机。
背景技术：
目前，倾转主翼或旋转主翼型垂直起降飞机是较倾转旋翼型垂直起降飞机更加先进的垂直起降飞机，但此前研发的各种型号的此类飞机均以失败而告终，如加拿大研发的CL-84，美国研发的XC-142等，失败的原因是倾转的主翼面积太大，主翼呈垂直状态时，受侧风的影响太大，因而垂直起降与空中悬停时，具有一定的安全隐患，适航性较差，不能真正实用。
技术实现要素：
本发明的目的在于：针对上述倾转主翼或旋转主翼型垂直起降飞机所存在的不足，研发一种受侧风的影响较小，因而安全性更高的倾转主翼或旋转主翼型垂直起降飞机，完全符合民用航空器的适航要求，成为民航广泛使用的垂直起降飞机，用于军事领域，更能保障军人的生命安全。
本发明的目的通过以下方案实现，在保留上述倾转主翼或旋转主翼型垂直起降飞机的基本结构不变的基础上，将上述垂直起降飞机的主翼由单翼改为双翼，保持主翼面积相等，这样，主翼的单个机翼的面积只要原主翼的一半就能够满足需要，机翼的长与宽相应可以缩小，长与宽既可以等比例缩小，也可以不等比例缩小，如陆基型机翼的宽度可以缩小更多，飞机的展弦比更大，飞行的稳定性更好，舰载型机翼的长度可以缩小更多些，这样飞机的宽度更小，舰艇上可以搭载更多的垂直起降飞机。
本发明的双翼型垂直起降飞机，发动机以涡桨发动机为主，安装在上下机翼的中间，发动机两边安装隔板，隔板连接上下机翼，既可以增加机翼的强度，又可以与上下机翼构成一个涵道，飞机在垂直起降与空中悬停时，可以避免涡流环现象的发生，提高安全性，达到甚至超过直升机的安全水平。
本发明的双翼型垂直起降飞机，主翼上至少左右对称安装两台发动机，一般需安装四至六台发动机，甚至安装八台及以上的发动机，发动机产生的总推力应该大于起飞总重量，并适当留有余地。
本发明的双翼型垂直起降飞机，主翼既可以采用倾转模式，也可以采用旋转模式，若采用倾转模式，主翼可倾转90°左右，倾转机构能够承受的力较小，轻小型飞机可采用，若采用旋转模式，主翼理论上可旋转360°左右，旋转机构能够承受的力较大，中重型飞机也可采用。
本发明的双翼型垂直起降飞机，与早期的双翼飞机不同，双翼是安装在倾转机构或者是安装在旋转机构上，间接与机身连接，机翼的总面积也小于早期的双翼飞机，主翼呈水平状态时，采用倾转模式的飞机，主翼的高度与机身的高度相同或者略高一些，飞机滑跑与水平飞行的力学特性一般，采用旋转模式的飞机，主翼的高度低于机身的高度，飞机滑跑与水平飞行的力学特性更好。
附图说明
图1为本发明的旋转主翼型的双翼型垂直起降飞机的双翼示意图。
图中：1、上翼，2、旋转横梁，3、涡桨发动机，4、连接双翼的弧形翼，5、下翼，6、隔板，7、发动机支座。
具体实施方式
以下结合实施例并对照附图对本发明进行详细说明。
本发明的旋转主翼型的双翼型垂直起降飞机主要由机身和旋转主翼两部分组成，机身为固定翼飞机机身，在机身上承重梁下面的飞机重心附近，有一个贯穿机身两边的圆孔，圆孔的大小和旋转横梁（2）的大小一致，机身内部有固定旋转横梁（2）的轴承，旋转横梁（2）只能在轴承中旋转而不能有其他的移动，还有驱动与控制旋转横梁（2）旋转的机构以及锁止旋转的机构，旋转横梁（2）贯穿机身并且能够在轴承中按需旋转，保证飞机的主翼为所需的角度，旋转主翼由上翼（1），旋转横梁（2），涡桨发动机（3），下翼（5），隔板（6），发动机支座（7），以及连接双翼的弧形翼（4）构成。
本发明的双翼型垂直起降飞机，滑跑起降与水平飞行时，连接在旋转横梁（2）两端的上翼（1）与下翼（5）呈水平状态，产生飞机所需的升力，产生的升力传递给旋转横梁（2），旋转横梁（2）通过轴承再将升力传递给机身，连接双翼的弧形翼（4）产生辅助升力，并使得飞机更加稳定，甚至比翼尖小翼的效果更好。
本发明的双翼型垂直起降飞机，垂直起降与空中悬停时，连接在旋转横梁（2）两端的上翼（1）与下翼（5）呈垂直状态，发动机的螺旋桨产生飞机所需的升力，产生的升力传递给旋转横梁（2），旋转横梁（2）通过轴承再将升力传递给机身，发动机两边安装隔板（6），隔板连接上下机翼，既可以增加机翼的强度，又可以与上下机翼构成一个涵道，飞机在垂直起降与空中悬停时，可以避免涡流环现象的发生，提高安全性，达到甚至超过直升机的安全水平。