一种垂直起降飞行器

本发明涉及飞行器，特别涉及一种垂直起降飞行器。

背景技术：

1、当前，针对城市空中交通任务应用提出的概念飞行器主要采用常规式气动构型与鸭式气动构型。为了满足载重需求，常规式气动构型往往采用大展弦比主机翼提供升力，通过水平尾翼与垂直尾翼实现配平设计与飞行控制。该气动构型控制简便，性能成熟，但是机翼细长脆弱，结构强度低，重量大，空间尺寸大，制约了飞行器小型化与高机动飞行；鸭式气动布局将常规式气动构型水平尾翼前移至主翼之前，基于鸭翼偏转实现飞行器俯仰配平与控制；相比于常规构型飞行器，鸭式飞行器具有机动性能好、配平阻力等技术优势，但也会存在空间尺寸大的问题且控制复杂困难。

2、由上可知，目前y3构型无人机主要采用常规式气动构型与鸭式气动构型，但无论采取哪种气动构型均会存在气动方面的问题，具体的可表现在两方面，一方面在于该气动构型常规，难以平衡高气动效率与大载货量之间的矛盾，即该构型飞行器采用机身容纳货物和载荷，而为提升载货量和货舱容积，往往采用较大横截面积的机身，产生较大的废阻，进一步降低气动效率，从而导致飞行器难以兼顾大容积大载重性能与高气动效率性能；另一方面在于目前y3构型欠缺气动优化，气动效率有待进一步提升，即主要体现在y3飞行器在气动外形由于缺乏机翼和机身的过渡整流段，产生较大的寄生阻力与干扰阻力，即现有气动构型会产生较大废阻、寄生阻力与干扰阻力，严重降低了飞行器的气动效率。

3、因此，为实现更高性能指标以适应城市空中交通运输任务需求，研究一种可以实现高升力系数、高升租比、高升力线斜率和大可用容积气动构型的垂直起降飞行器具有重要意义。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种垂直起降飞行器，以解决现有垂直起降飞行器气动构型会产生较大废阻、寄生阻力与干扰阻力的问题。

2、为了解决上述技术问题，本发明提供了一种垂直起降飞行器，包括翼身融合的升力体机身、前机翼、后机翼和安定尾翼；所述升力体机身的顶部向上凸起形成上弧凸面和上弧凹面，所述上弧凸面和所述上弧凹面从机头至机尾方向依次布置，所述上弧凸面的弧度大于所述上弧凹面的弧度；所述升力体机身的侧部向外凸起形成机头凸起和机尾凸起；所述机头凸起的表面与所述升力体机身的顶部表面、所述升力体机身的前端面均为圆弧过渡，所述机头凸起的凸起最高处安装所述前机翼，所述前机翼上设有升力推进部件，所述机头凸起自所述机头凸起的外轮廓线往所述机头凸起的凸起最高处收窄，且至少有部分所述机头凸起延伸至所述机尾凸起处，所述机头凸起的延伸部位从机头至机尾方向呈收窄的趋势；所述机尾凸起的表面与所述升力体机身的顶部表面圆弧过渡，所述机尾凸起的凸起最高处安装所述后机翼，所述机尾凸起自所述机尾凸起的外轮廓线往所述机尾凸起的凸起最高处收窄；所述升力体机身的尾部安装两所述安定尾翼，两所述安定尾翼相对布置，两所述安定尾翼的翼尖均朝上，两所述安定尾翼间安装有尾部推进部件，通过升力体机身的顶部特殊的凹凸面设计，配合前后机翼的布置方式，使飞行器获得了更大的升力面、更好的升阻比、更大的升力曲线斜率和大货舱容积，并且，配合升力体机身的侧部的双凸起设计，能有效减小飞行器阻力系数。

3、在其中一个实施例中，沿竖直方向上，所述前机翼的安装位置高度高于所述后机翼的安装位置高度，所述前机翼的安装角与所述后机翼的安装角的角度朝向相同，所述前机翼的安装角与所述后机翼的安装角均小于九十度，所述前机翼的安装角与所述后机翼的安装角间留有角度差，具有高度差和角度差的前机翼和后机翼，相比于前后机翼本身升阻特性，由前机翼产生下洗气流降低了后机翼有效攻角，进而引起前后机翼升力差，而该升力差产生俯仰力矩抵消机翼固有低头力矩，而高度差对该气流扰动存在一定调制，在特定机翼安装位置下，前后机翼气动干扰造成的俯仰力矩能抵消机翼产生固有力矩，实现飞行器配平。

4、在其中一个实施例中，所述前机翼安装于所述机头凸起的上部，所述后机翼安装于所述机尾凸起的下部；所述前机翼的重心高度与所述后机翼的重心高度的高差为30～65mm，所述前机翼的安装角与所述后机翼的安装角间的角度差为1～2°。

5、在其中一个实施例中，所述机头凸起包括圆滑过渡的安装头段和延伸末段；所述安装头段的上部与所述安装头段的下部的交界处安装所述前机翼；所述安装头段的上部表面与所述前机翼的表面圆滑过渡，所述安装头段的下部表面与所述机尾凸起的表面成钝角的方式连接过渡，所述安装头段的上部弧度与所述安装头段的下部弧度的弧度差在2°以内；邻近所述机尾凸起的方向上，所述延伸末段的末端呈尖端状收窄；所述延伸末段的上部表面与所述机尾凸起的表面圆滑过渡，所述延伸末段的下部表面与所述机尾凸起的表面成钝角的方式连接过渡，所述延伸末段的上部弧度大于所述延伸末段的下部弧度，通过机头凸起与前机翼的配合，一方面实现了对前机翼根部的结构加强，另一方面，通过光滑过度的表面，减少逆压流动区域以及分离区域。

6、在其中一个实施例中，所述机尾凸起包括圆滑过渡的过渡中段和安装末段；邻近所述机头凸起的方向上，所述过渡中段的首端为放大状口，所述延伸末端的尖端状收窄处设于所述过渡中段的v状口上，所述过渡中段与所述延伸末段匹配连接；所述过渡中段的上部表面与所述机头凸起的表面圆滑过渡，所述过渡中段的下部延伸至所述机头凸起的下部，所述过渡中段的下部表面与所述机头凸起的下部表面成钝角的方式，所述过渡中段的上部弧度大于所述过渡中段的下部弧度；所述安装末段的下部安装所述后机翼，所述安装末段的上部表面与所述后机翼表面圆滑过渡，通过机尾凸起与后机翼的配合，一方面实现了对后机翼根部的结构加强，另一方面，实现良好的减阻效果。

7、在其中一个实施例中，所述前机翼的翼稍处设有前部翼稍小翼，所述后机翼的翼稍处设有后部翼稍小翼；所述前部翼稍小翼的翼尖方向朝向所述垂直起降飞行器的底部，所述后部翼稍小翼的翼尖方向朝向所述垂直起降飞行器的顶部，具备这种布局设计的垂直起降飞行器，在降低飞行器的诱导阻力的同时，后机翼梢小翼凭借较大的面积还可以提高机翼升力、增强飞行器横侧稳定性，前机翼梢小翼向下弯可以将产生的翼尖涡引流至后机翼下方，减小对后机翼的影响，进而减小诱导阻力。

8、在其中一个实施例中，所述前部翼梢小翼的外倾角为10°，所述前部翼梢小翼的展长比5％；所述后部翼梢小翼的外倾角为30°，所述后部翼梢小翼的展长比10％，前机翼翼尖下弯式翼梢小翼，直接抑制翼尖涡，减小诱导阻力；但由于面积较小，外倾角较小，相比于后机翼翼梢装置，其增升作用较弱，而较大的后机翼翼梢小翼能为飞行器提供额外的偏航回正力矩，进而增强飞行器横侧安定性。

9、在其中一个实施例中，还包括环翼；所述环翼安装于所述前机翼的底部，所述环翼的根部与所述机身连接，所述环翼的翼尖朝向所述垂直起降飞行器的顶部弯折，所述环翼的翼尖与所述前机翼连接；所述环翼的翼长长度小于等于所述前机翼的翼长长度，具备环翼的垂直起降飞行器，相比于传统的直接固定在机翼上的支座，环翼装置有效减小推力支架造成的寄生阻力，并提供部分的升力；同时，环翼装置优化了升力以及推进器振动从前机翼到机身的传递路径，减小整体变形。

10、在其中一个实施例中，所述升力体机身的相对厚度至少大于11％，所述升力体机身的机长小于1.5m。

11、在其中一个实施例中，所述前机翼和所述后机翼的相对厚度均至少大于11％，所述前机翼和所述后机翼的机翼弦长均为200～400mm，所述前机翼和所述后机翼的机翼翼展均为2～4m。

12、本发明的有益效果如下：

13、一、由于垂直起降飞行器的机身是升力体式机身，并且升力体机身的顶部向上凸起形成从机头至机尾方向依次布置上弧凸面和上弧凹面，并且配合翼身融合的前机翼和后机翼布置形成串列式-升力体式构型，在进行飞行时，机身采用宽大且类机翼的设计，再配合上圆滑过渡的机身和机翼设计，能大大降低飞行器机身的废阻，亦能产生部分升力，飞行器形成的串列式-升力体式的气动构型与常见的气动构型相比，其能提供了更大的升力面、更高的升阻比、更大的升力曲线斜率和天然的大货舱容积，以实现垂直起降飞行器的重载、长航时与高机动性飞行，可以更好满足飞行器在楼宇间穿梭和保持中低速盘旋的城市空中交通需求。

14、二、由于升力体机身的侧部通过采用一种基于双二次曲面放样几何规律生成有机头凸起和机尾凸起的机身与机翼的过渡中段，由于机头凸起与机尾凸起的设计使得升力体机身的侧部被加大和被加厚，机头凸起能加强前机翼根部结构的稳定性，类似的，机尾凸起能加强后机翼根部结构的稳定性，并且机头凸起和机尾凸起均为圆滑过渡的，能有效减少逆压流动区域以及分离区域，可显著降低飞行器翼身干扰阻力，增强飞行器的巡航效率。

15、综上所述，通过特殊设计的升力体机身配合前机翼和后机翼形成串列式-升力体式构型，可实现高升力系数、高升租比、高升力线斜率和大可用容积的气动构型飞行器。