本發(fā)明涉及一種鴨式布局飛機，尤其涉及一種不具備任何動力傾轉(zhuǎn)部件和周期變距大直徑旋翼機構(gòu)，仍能夠?qū)崿F(xiàn)垂直/短距起降的鴨式布局飛機。

背景技術(shù)：
現(xiàn)有的可垂直起降飛行器一般采用帶有周期變距的(直升機)旋翼作為動力，(缺點是前飛性能差，旋翼及其控制結(jié)構(gòu)復(fù)雜等)，或者采用傾轉(zhuǎn)動力方式(如V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機，傾轉(zhuǎn)涵道動力等)。采用帶有周期變距的(直升機)旋翼作為動力，其前飛性能較差，旋翼及其控制結(jié)構(gòu)復(fù)雜。采用傾轉(zhuǎn)動力方式，其動力傾轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)和氣動力復(fù)雜，可靠性低等。垂直/短距起降飛行器，減少了飛機對起降場地的要求，一直以來是飛行器設(shè)計者的追求目標。對于可以垂直起降飛行的研究可以追溯到人類對鳥類的模仿，但是鳥類的垂直起降依賴于其很小的翼載荷。限于發(fā)動機技術(shù)的限制，人類的垂直起降技術(shù)在直升機上獲得成功，但這也依賴于旋轉(zhuǎn)的機翼所產(chǎn)生的空氣動力。二戰(zhàn)中直升機的廣泛應(yīng)用，人們希望能研制一種綜合直升機垂直起降和固定翼飛機高速巡航能力的飛機。早期的研制由美國率先開始，但由于操縱困難而沒有進一步的發(fā)展。50年代末期至80年代初，大規(guī)模研制V/STOL(Verticaland/orShortTake-OffandLanding)垂直/短距起降戰(zhàn)斗機的熱潮到來。這一時期嘗試了多種技術(shù)方案，累計有超過60多種V/STOL試驗機誕生。多數(shù)垂直起降VTOL(VerticalTake-OffandLanding)飛機兼?zhèn)涠叹嗥鸾礢TOL(ShortTake-OffandLanding)的能力，且其在平飛和懸停的過渡階段與STOL飛機的起降階段特性類似。簡單來說，實現(xiàn)VTOL的飛行器從動力來源可分為(直升機)旋翼類、螺旋槳類、涵道風(fēng)扇類、和噴氣類，以及它們的組合形式。旋翼類懸停效率最高，但前飛能力最差，噴氣類恰恰相反。為了兼顧VTOL和高速巡航，VTOL飛機一般采用垂起動力與前飛動力分開，和垂起動力傾轉(zhuǎn)到前飛動力兩種方式。動力分開形式結(jié)構(gòu)相對簡單，但往往帶有較大巡航死重，如果驅(qū)動發(fā)動機也分開，一般將降低安全可靠性；而傾轉(zhuǎn)動力方式飛行效率略高，但往往結(jié)構(gòu)復(fù)雜重量較大、氣動力復(fù)雜，因而安全可靠性也降低。雖然發(fā)明專利和曾經(jīng)試驗的VTOL飛行器很多，但是到目前為止，真正批量生產(chǎn)應(yīng)用的VTOL飛機只有三種：1.英國的傾轉(zhuǎn)噴氣發(fā)動機噴口的鷂式飛機(后美國引進改為AV8B)，由于懸停油耗過高，操控復(fù)雜安全性差等原因目前已經(jīng)停產(chǎn)；2.美國V-22魚鷹傾轉(zhuǎn)旋翼機，為了取得良好的懸停操縱品質(zhì)，懸停模式仍然采用有周期變距的直升機旋翼控制方式，帶來技術(shù)難度高，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，前飛速度受限等問題。另外，過渡段控制復(fù)雜也是其缺點之一；3.美國F-35B戰(zhàn)斗機，采用機身中前部涵道風(fēng)扇與主噴口下偏推力共同提供VTOL升力，翼尖噴氣實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制方式，取得較好的效果，但是涵道風(fēng)扇和傳動系統(tǒng)帶來的死重影響了飛機的作戰(zhàn)性能。除了性能方面的原因，安全可靠性也是VTOL飛機難以普及的主要原因之一?，F(xiàn)有VTOL飛行器中，采用直升機旋翼為主的飛行器都帶有周期變距操縱機構(gòu)，其旋翼和控制結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性較低；而且此類飛行器由于前飛時左右旋翼不對稱力以及全機阻力較大的影響，使得巡航飛行的速度和巡航效率(航程航時等)受到較大限制；另一類采用傾轉(zhuǎn)動力方式的VTOL飛行器，如V-22魚鷹傾轉(zhuǎn)旋翼機，其他各種傾轉(zhuǎn)機翼(如美國C-142)傾轉(zhuǎn)螺旋槳/涵道動力飛行器等，由于產(chǎn)生大于飛機重力的主動力系統(tǒng)需要傾轉(zhuǎn)，帶來傾轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)及氣動力復(fù)雜、重量大、可靠性較低等多種缺陷；因此，本領(lǐng)域的技術(shù)人員致力于開發(fā)一種結(jié)構(gòu)相對簡單，死重較小，安全可靠性較高，而且具有較高的前飛性能(類似于普通鴨式布局飛機的升阻特性和巡航能力)的具備V/STOL能力的飛機。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
有鑒于現(xiàn)有技術(shù)的上述缺陷，本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種結(jié)構(gòu)相對簡單，死重較小，安全可靠性較高，且具有較高的前飛性能的具備V/STOL能力的飛機。為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種垂直/短距起降的鴨式布局飛機，包括機身、前置鴨翼、主機翼；其特征在于，所述前置鴨翼采用矩形平直翼；展弦比在4-6之間；所述前置鴨翼的后緣的30％-40％的弦長采用全展舵面；所述前置鴨翼的左右兩翼的前方設(shè)置兩支拉進槳，使得整個前置鴨翼盡量處于拉進槳滑流區(qū)內(nèi)；所述拉進槳與所述前置鴨翼內(nèi)的驅(qū)動軸連接，以實現(xiàn)反向同步轉(zhuǎn)動；所述主機翼與所述機身形成上單翼布局，以避開前鴨翼下洗氣流并提高擦尾角；所述主機翼根處設(shè)置有邊條翼，所述邊條翼延伸至所述機身前座的頭頂前部，增強大迎角的邊條效果使得主機翼失速迎角大于展弦比不太大的前置鴨翼，避免了大迎角自動上仰；且所述主機翼后緣的內(nèi)側(cè)設(shè)置襟翼，所述主機翼后緣的外側(cè)設(shè)置副翼舵面；所述機身后續(xù)向后延伸并收縮成垂尾形式；所述機身尾部的最遠端水平放置一支升力槳，用于產(chǎn)生垂直于機身軸線向上的力；下部的最遠端處設(shè)置有滑橇。進一步地，所述前置鴨翼的舵面的下偏角度大于60度，上偏角度小于30度。進一步地，所述前置鴨翼的兩端設(shè)置有一塊端板，以增強滑流增升效率。進一步地，所述拉進槳可采用多葉螺旋槳來增大拉力，并由多臺活塞發(fā)動機聯(lián)動驅(qū)動，以提高單發(fā)停車的飛行安全性；所述活塞發(fā)動機外掛在所述前置鴨翼下，或置于所述機身內(nèi)部，具體由活塞發(fā)動機的重量和冷卻方式?jīng)Q定。進一步地，所述垂尾的后緣后掠角約為45度，且在所述后緣處設(shè)置方向舵面。進一步地，所述升力槳采用2葉螺旋槳，所述2葉螺旋槳由電動機驅(qū)動；此結(jié)構(gòu)安全簡單，且動力電池置于靠近電動機的機身后部也利于全機重心的調(diào)整。此外，為結(jié)構(gòu)簡單和降低成本，2支拉進槳和1支升力槳均可使用簡單定距槳。在本發(fā)明的一個較佳實施方式中，所述拉進槳采用恒速變距槳，這樣既保證了低速/懸停的大拉力，又能提高槳距限制的飛行速度；并且可省略掉機身垂尾的方向舵，在VTOL懸停時通過操縱兩拉進槳的槳距差動，結(jié)合前置鴨翼的舵面差動偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛機的滾轉(zhuǎn)和偏航控制。所述恒速變距槳由渦輪發(fā)動機驅(qū)動，以增大輸出功率和飛行高度限制。進一步地，對于中型鴨翼飛機，由于其重量過大，升力槳采用2葉可能需要過大的直徑，所以所述升力槳采用4葉螺旋槳，即雙2葉槳，這樣在前飛不用時與主驅(qū)動軸通過離合器斷開，并且，4葉螺旋槳的其中2葉可在停轉(zhuǎn)后繼續(xù)轉(zhuǎn)動90度與另2葉槳重疊，將2支2葉槳都停止在順飛行方向的槳位處，達到減阻巡航飛行的目的。所述升力槳的驅(qū)動采用引入前發(fā)動力，即從所述前置鴨翼處的2支拉進槳通過連動軸沿機身內(nèi)部下方引出傳動軸，接離合器或差速器，最后在機身尾部上折驅(qū)動升力槳。進一步地，所述拉進螺旋槳采用多葉折疊定距槳，使得飛機在低速/懸停時具有足夠拉力并且效率高，在高速巡航時折疊槳葉減小阻力；兩個所述多葉折疊定距槳通過差速器聯(lián)動，飛機在VTOL懸停時通過轉(zhuǎn)速差動，結(jié)合前置鴨翼的舵面差動偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛機的滾轉(zhuǎn)和偏航控制。進一步地，所述水平升力螺旋槳采用所述機身尾部的涵道風(fēng)扇、渦扇或并列雙渦扇發(fā)動機。本發(fā)明的可垂直/短距起降的鴨式布局飛機的結(jié)構(gòu)相對簡單，死重較小，安全可靠性較高，具有較高的前飛性能，且具備V/STOL能力。以下將結(jié)合附圖對本發(fā)明的構(gòu)思、具體結(jié)構(gòu)及產(chǎn)生的技術(shù)效果作進一步說明，以充分地了解本發(fā)明的目的、特征和效果。附圖說明圖1是本發(fā)明的一種可垂直/短距起降的鴨式布局飛機的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2是本發(fā)明的一種可垂直/短距起降的鴨式布局飛機的一個較佳實施例“渦槳增載荷型”的結(jié)構(gòu)示意圖；圖3是本發(fā)明的一種可垂直/短距起降的鴨式布局飛機的一個較佳實施例“涵道增速型”的結(jié)構(gòu)示意圖。具體實施方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例作詳細說明，本實施例在以本發(fā)明技術(shù)方案前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保護范圍不限于下述的實施例。本發(fā)明的一種可垂直/短距起降的鴨式布局飛機的結(jié)構(gòu)如圖1所示，采用普通低速鴨式布局，以南航設(shè)計的藍鷹AD200雙座輕型飛機作為基本構(gòu)型對比說明。整機外形相似之處在于：前部為平直的前置鴨翼1(非戰(zhàn)斗機常用的近距耦合后掠/三角鴨翼)，后部為后掠的主機翼2產(chǎn)生主要升力，翼尖小翼既能減小誘導(dǎo)阻力又能起到垂尾的航向穩(wěn)定作用。但是，為了實現(xiàn)垂直/短距起落能力，并提高飛行性能和安全性，在此基礎(chǔ)上又有很多不同：前置鴨翼1主要用來提供滑流偏轉(zhuǎn)動力增升和巡航配平操控，結(jié)合結(jié)構(gòu)和制造成本考慮，采用矩形平直翼，展弦比不宜過大取4-6左右，前置鴨翼1后緣30％-40％弦長采用全展舵面，下偏角度可達60度以上，上偏角度不大于30度，且前置鴨翼1的兩端各有一塊小端板3，用于增強滑流增升效率；主機翼2與機身形成上單翼布局：主機翼為單翼，且置于機身上部具有橫向穩(wěn)定性，與前置鴨翼或平尾等無關(guān)。主機翼2避開前置鴨翼1的下洗氣流，提高擦尾角。并且主機翼2根前設(shè)計邊條翼，邊條翼延伸至機身前座頭頂前部，增強大迎角邊條效果使得主機翼2的失速迎角大于展弦比不太大的前置鴨翼1，避免大迎角自動上仰，另外還能起到一定遮陽作用；主機翼2的后緣內(nèi)側(cè)設(shè)置較大展長的襟翼，主機翼的后緣外側(cè)設(shè)置副翼舵面。機身的后部向后延伸并收縮形成垂尾形式，垂尾的后緣的后掠角為45度左右，且在后緣安裝方向舵面，下部最遠端位置安裝滑橇4防止擦尾，上部靠最后位置放置升力槳5；翼尖小翼面積減小，具體尺寸由機身垂尾和小翼的共同垂尾容量決定。2支拉進槳6布置在前置鴨翼1的左右兩翼前方，使得整個前置鴨翼1盡量處于螺旋槳滑流區(qū)內(nèi)，2支拉進槳6通過前置鴨翼1內(nèi)水平橫置的驅(qū)動軸連接，以實現(xiàn)反向同步轉(zhuǎn)動；1支升力槳5位于機身最尾上部，僅用于產(chǎn)生垂直于機身軸線向上的力。在本發(fā)明的較佳實施例中，拉進槳6采用2葉或3葉等多葉拉進螺旋槳，升力槳5采用2葉螺旋槳。對于輕小型低速飛機，主動力由兩臺活塞發(fā)動機共同驅(qū)動前置鴨翼1處的2支拉進槳6，可提高單發(fā)停車的飛行安全性，活塞發(fā)動機可外掛在前置鴨翼1下，也可置于機身內(nèi)部，由活塞發(fā)動機重量和冷卻方式?jīng)Q定；升力槳5可采用電動機驅(qū)動，安全簡單，動力電池置于靠近電動機的機身后部也利于全機重心的調(diào)整。為結(jié)構(gòu)簡單降低成本，拉力槳和升力槳均可使用簡單定距槳。本發(fā)明的可垂直/短距起降的鴨式布局飛機可以實現(xiàn)垂直起降(VTOL)、短距起飛垂直降落(STOVL)、垂直起飛短距降落(VTOSL)和短距起降(STOL)多種方式的起飛著陸，但是從使用經(jīng)濟性和最大飛行性能的角度考慮，采用STOVL方式最佳：在短距起飛(STO)時：拉進槳全功率驅(qū)動主要提供向前的拉力，主機翼襟翼下偏增升，前置鴨翼的舵面略下偏提供一定的抬頭力矩以克服襟翼下偏產(chǎn)生的低頭力矩，此時由于前置鴨翼處于螺旋槳滑流區(qū)內(nèi)，因此不用擔(dān)心常規(guī)鴨式布局飛機由于前置鴨翼容易達到臨界迎角而失速造成的無法使用較大的襟翼增升裝置問題！這樣即可縮短常規(guī)鴨式飛機的起飛降落距離，另外，還可打開升力螺旋槳產(chǎn)生升力和一定量的低頭力矩(為滿足配平需要前置鴨翼的舵面下偏更多，升力更大)，進一步降低起降速度和距離；在短距降落(SL)時：與前面STO構(gòu)型類似，只不過下滑時迎角更大，主機翼襟翼放下更多進一步增升增阻，拉進槳轉(zhuǎn)速較低，需要保證前置鴨翼處于滑流流場內(nèi)在較大迎角時不失速。因此，即使主發(fā)中單發(fā)停車也不影響飛機SL著陸；如果后置電動機故障，也只是在一定程度上降低STOL的性能，對安全性影響不大；在垂直起飛(VTO)時：前置鴨翼的舵面下偏60度以上，主輪剎車剎死，前拉進槳增大轉(zhuǎn)速，由于拉力與前置鴨翼滑流偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升、阻力疊加起來的合力方向在拉力線上50-60度左右，前輪將輕松抬起，直到主輪和尾撬同時接地，此時飛機俯仰角應(yīng)大于15度但一般不必超過30度；根據(jù)重心位置到前后螺旋槳(拉進槳和升力槳)的距離，拉進槳單支靜拉力推重比在0.25-0.35之間，升力槳推重比約0.4-0.55；既可實現(xiàn)飛機的垂直起飛；在垂直上升或懸停過程中：使用前后拉力差控制俯仰姿態(tài)；前置鴨翼的左右舵面差動偏轉(zhuǎn)主要控制滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，處于升力槳滑流區(qū)的機身尾部的方向舵主要用于控制偏航姿態(tài)，橫側(cè)向操縱耦合較強，需要協(xié)同操縱；整個VTOL過程需要飛控系統(tǒng)增穩(wěn)補償以改善飛行品質(zhì)；在垂直降落(VL)時：基本上是VTO的逆過程，操控方式保持不變；存在尾撬先接地的可能，但由于支反力對重心力矩作用，且懸停姿態(tài)不會偏離太多，主輪隨之迅速接地緩沖卸載；然后主輪使用剎車，隨著拉進槳拉力減小和前置鴨翼的舵面從60度左右上偏回復(fù)，飛機低頭，前輪穩(wěn)定接地。在實際使用中，從安全性和飛行性能角度出發(fā)，建議采用短距起飛STO、短距下滑、雀降的起落方式飛行，此處雀降指飛機在大角度低速短距下滑的末端，距地面很低的時候拉起姿態(tài)、推上油門，保持很短時間的垂直降落(VL)操控方式，使飛機飛行速度減為接近0的著陸方法。此方式由于高度低、速度低、懸停時間短，因此能耗低，安全性高，值得推廣。鴨式布局V/STOL飛機在巡航時，2支拉進槳產(chǎn)生前拉力驅(qū)動飛機前飛，后2葉升力槳停轉(zhuǎn)并鎖止在槳葉沿機身軸線方向以減小阻力。其他操控方式與普通鴨式飛機相同，鴨翼舵面按照設(shè)計應(yīng)當(dāng)配平在0度舵角附近使阻力最小。在本實施例中，升力槳采用2葉螺旋槳，槳盤載荷不會太大，受槳徑尺寸限制，飛機起飛時重量不能太大；因此，僅適用于輕小型(航空慣例重量＜5700kg)、較低速、可較長航時，經(jīng)濟節(jié)能、成本低廉的垂直/短距起落飛機。對于起飛重量較大的飛機，或者需要設(shè)計巡航速度較高的飛機，可以增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜度來改善性能，具體有兩種方案：1.渦槳增載荷型方案渦槳增載荷型具體如圖2所示。定距槳只能在某一固定的設(shè)計速度附近有高效率，其他速度則效率下降，而變距槳可以在不同飛行速度下都保持高的螺旋槳效率，因此將兩支拉進槳由上個實施例中的定距槳改為恒速變距槳，這樣既保證了飛機所需的低速/懸停大拉力，又能提高前飛時的飛行速度；同時，可省略掉機身垂尾的方向舵，在VTOL懸停時通過操縱兩支拉進槳的槳距差動，結(jié)合前置鴨翼的舵面差動偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛機的滾轉(zhuǎn)和偏航控制；拉進槳的驅(qū)動采用渦槳發(fā)動機，渦輪發(fā)動機外掛在前置鴨翼左右兩側(cè)，以增大輸出功率和飛行高度限制；升力槳由2葉螺旋槳增加為4葉螺旋槳，其中2葉可在停轉(zhuǎn)后繼續(xù)轉(zhuǎn)動90度與另2葉槳重疊，減阻巡航飛行；升力槳驅(qū)動可改為引入前發(fā)動力(目前技術(shù)條件下使用大功率電動系統(tǒng)重量可能會很大)，從前兩支拉進槳通過連動軸沿機身內(nèi)部下方引出傳動軸，接離合器或差速器，最后在機身尾部上折驅(qū)動升力槳。2.涵道增速型方案涵道增速型具體如圖3所示。涵道增速型方案的兩支拉進槳采用多葉折疊定距槳，在飛機處于低速/懸停時，使其具有足夠拉力并且效率高，在高速巡航時，折疊定距槳葉減小阻力；兩支拉進槳通過差速器連動，在VTOL懸停時通過轉(zhuǎn)速差動，結(jié)合前置鴨翼的舵面差動偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛機的滾轉(zhuǎn)和偏航控制；升力槳改由機身尾部的涵道風(fēng)扇/渦扇或并列雙渦扇發(fā)動機替代，可適當(dāng)降低主機翼高度近似中上單翼：采用涵道風(fēng)扇動力時，其進氣口在主機翼翼根后緣附近偏上，對主機翼有增升作用，涵道風(fēng)扇后安裝一個到多個俯仰滑流舵，VTOL懸停時俯仰滑流舵下偏使得所述涵道風(fēng)扇推力可向上偏轉(zhuǎn)大于60度，巡航時俯仰滑流舵上偏使得涵道風(fēng)扇推力沿機身軸線向前；俯仰滑流舵偏轉(zhuǎn)角度與涵道風(fēng)扇安裝角度有關(guān)，如安裝角30度則舵面上偏和下偏均需偏轉(zhuǎn)30度以上，具體的安裝角度可根據(jù)巡航和VTOL兩種模式的動力分配需要來確定；另外也可加1個方向滑流舵以增強航向操縱能力。采用渦扇發(fā)動機時，其進氣道入口在機背上或者主機翼翼根前緣附近確保各種飛行姿態(tài)下進氣暢通，渦扇發(fā)動機噴口可上下偏轉(zhuǎn)，使得巡航時產(chǎn)生沿機身軸線的推力，VTOL時噴口下偏使得推力向上大于60度。其他方面與原設(shè)計類似。采用渦扇發(fā)動機，巡航速度高，冗余動力小，更重要的是重心易于配置。以上詳細描述了本發(fā)明的較佳具體實施例。應(yīng)當(dāng)理解，本領(lǐng)域的普通技術(shù)無需創(chuàng)造性勞動就可以根據(jù)本發(fā)明的構(gòu)思作出諸多修改和變化。因此，凡本技術(shù)領(lǐng)域中技術(shù)人員依本發(fā)明的構(gòu)思在現(xiàn)有技術(shù)的基礎(chǔ)上通過邏輯分析、推理或者有限的實驗可以得到的技術(shù)方案，皆應(yīng)在由權(quán)利要求書所確定的保護范圍內(nèi)。