一种可驮载固定翼飞机垂直起降的飞行器的制作方法

本实用新型涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种可驮载固定翼飞机垂直起降的飞行器。

背景技术：

为了使固定翼飞机不受跑道限制而实现垂直起飞与降落一直是需要解决的技术难题，直升机可以实现垂直起飞，但是其飞行速度有限无法快速飞行，携带能力有限等缺陷；具有垂直起降功能的固定翼飞机，由于增加动力组件而使其自身载油量减少，携带能力下降，同时具有垂直起降功能的固定翼飞机在实现垂直起飞的过程中耗油量过大，不利于固定翼飞机长距离飞行。

技术实现要素：

鉴于此，为了解决上述问题，有必要提供一种可驮载固定翼飞机垂直起降的飞行器。

一种能够驮载固定翼飞机垂直起降的飞行器，包括升力发动机、推力动力单元、对接锁死系统、机体和机翼；

所述升力发动机设于所述机体的相对两侧，所述升力发动机用于提供垂直升力；

所述推力动力单元为推力矢量发动机或推力发动机，所述推力动力单元设于所述机体的尾部，所述推力动力单元用于提供水平推力；

所述对接锁死系统设于所述机体的背部，所述对接锁死系统用于和所述固定翼飞机连接；

所述机翼设于所述机体的相对两侧，所述机翼用于提供升力。

在一个实施例中，所述升力发动机为火箭发动机、涡喷发动机、涡扇发动机、风扇发动机、涵道发动机或旋翼机。

在一个实施例中，所述推力动力单元还用于根据矢量角度提供垂直升力。

在一个实施例中，所述对接锁死系统在所述飞行器背部与所述固定翼飞机的起落架连接。

在一个实施例中，所述升力发动机的安装轴线与所述飞行器的所述机体的垂直轴线的夹角ω在0-20°内。

上述飞行器具有驮载固定翼飞机满载状态下垂直起飞功能，从而使传统固定翼飞机无需大规模改变而具有垂直起飞与降落的功能，同时可以使固定翼飞机满载的情况下垂直起飞，将实现固定翼飞机最大的使用效能。

附图说明

图1为一实施方式的飞行器的结构示意图；

图2为飞行器升力发动机安装轴线角度示意图；

图3为飞行器与固定翼飞机分离与对接姿态角度高度图；

图4为飞行器驮载固定翼飞机垂直起飞的方法流程图；

图5为飞行器驮载固定翼飞机垂直降落的方法流程图。

具体实施方式

为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本实用新型实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本实用新型的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本实用新型的范围，而是仅仅表示本实用新型的选定实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，如“上”等指示方位或位置的关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该实用新型产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

下面结合附图，对本实用新型的具体实施方式进行详细说明。

如图1所示，一实施方式的能够驮载固定翼飞机垂直起降的飞行器，包括升力发动机12、推力动力单元13、对接锁死系统15、机体14和机翼11。

升力发动机12设于机体14的相对两侧，升力发动机12用于提供垂直升力。

推力动力单元13为推力矢量发动机或推力发动机，推力动力单元13设于机体14的尾部，推力动力单元13用于提供水平推力。

对接锁死系统15设于机体14的背部，对接锁死系统15用于和固定翼飞机连接。

机翼设于机体14的相对两侧，机翼11用于提供升力。

在一个实施例中，升力发动机12为火箭发动机、涡喷发动机、涡扇发动机、风扇发动机、涵道发动机或旋翼机。

在一个实施例中，推力动力单元13还用于根据矢量角度提供垂直升力。即，在一个实施例中，推力动力单元13还用于根据矢量角度提供垂直升力和水平推力。

在一个实施例中，对接锁死系统15在飞行器背部与固定翼飞机的起落架连接。

请参考图2，升力发动机12具有升力发动机进气口24和升力发动机排气口25。在一个实施例中，升力发动机12的安装轴线22与飞行器的机体14的垂直轴线23的夹角ω在0-20°内。防止气动影响无法实现飞行器驮载固定翼飞机垂直起飞。

请参考图1，上述飞行器通过升力发动机12提供的垂直升力实现驮载固定翼飞机垂直起飞，推力动力单元13提供水平推力使飞行器与固定翼飞机水平加速到一定速度后对接锁死系统15打开，飞行器与固定翼飞机分离，实现固定翼飞机的垂直起飞。固定翼飞机在实现垂直降落之前，首先在一定速度下与飞行器保持相对静止的状态下，使用飞行器的对接锁死系统15与固定翼飞机对接锁死，共同减速后悬停，垂直降落到指定区域内。

上述飞行器具有驮载固定翼飞机满载状态下垂直起飞功能，从而使传统固定翼飞机无需大规模改变而具有垂直起飞与降落的功能，同时可以使固定翼飞机满载的情况下垂直起飞，将实现固定翼飞机最大的使用效能。

请参考图3，本申请还提供一种飞行器驮载固定翼飞机的方法，包括以下步骤：将固定翼飞机32与飞行器31的背部的对接锁死系统15连接，其中，飞行器的水平轴线39与地面坐标系下的水平轴线37之间的夹角α控制在±15°内，固定翼飞机的水平轴线38与地面坐标系下的水平轴线37之间的夹角β控制在±25°内，且飞行器的水平轴线39与固定翼飞机的水平轴线38之间的夹角γ控制在0-40°内。能够实现飞行器与固定翼飞机在到达一定速度时无碰撞分离。能够实现飞行器与固定翼飞机在到达一定速度时无碰撞对接。

进一步的，请参考图3，将固定翼飞机32与飞行器31的背部的对接锁死系统15连接后，飞行器31重心连接上机背点与固定翼飞机32重心下机腹点之间间距h在0.1-1.4米内。锁死机构与双机气动影响不会导致飞行器31和固定翼飞机32分离时发生碰撞。

请参考图4，本申请还提供一种上述飞行器驮载固定翼飞机垂直起飞的方法，包括以下步骤：

s12、将固定翼飞机与飞行器的背部的对接锁死系统连接。

s14、升力发动机提供垂直升力实现驮载固定翼飞机的飞行器垂直起飞。

s16、推力动力单元提供水平推力使飞行器与固定翼飞机水平加速到预设速度，打开对接锁死系统。

s18、飞行器与固定翼飞机分离，实现固定翼飞机的垂直起飞。

进一步的，垂直起飞时，飞行器的水平轴线与地面坐标系下的水平轴线之间的夹角α控制在±15°内，固定翼飞机的水平轴线与地面坐标系下的水平轴线之间的夹角β控制在±25°内，且飞行器的水平轴线与固定翼飞机的水平轴线之间的夹角γ控制在0-40°内。能够实现飞行器与固定翼飞机在到达一定速度时无碰撞分离。

请参考图5，本申请还提供一种上述飞行器驮载固定翼飞机垂直降落的方法，其特征在于，包括以下步骤：

s22、在垂直降落之前，在预设速度下，固定翼飞机与飞行器保持相对静止。

s24、采用对接锁死系统将固定翼飞机与飞行器对接锁死。

s26、固定翼飞机与飞行器共同减速后悬停，垂直降落到指定区域内。

进一步的，垂直降落时，飞行器的水平轴线与地面坐标系下的水平轴线之间夹角α控制在±15°内，固定翼飞机的水平轴线与地面坐标系下的水平轴线之间的夹角β控制在±25°内，且飞行器的水平轴线与固定翼飞机的水平轴线之间的夹角γ控制在0-40°内。能够实现飞行器与固定翼飞机在到达一定速度时无碰撞对接。

上述飞行器驮载固定翼飞机，可以实现驮载垂直起飞，水平加速分离放飞，与空中对接锁死，水平减速，驮载垂直降落。

上述飞行器驮载固定翼飞机垂直起飞的方法，飞行器具有驮载固定翼飞机满载状态下垂直起飞功能，从而使传统固定翼飞机无需大规模改变而具有垂直起飞的功能，同时可以使固定翼飞机满载的情况下垂直起飞，将实现固定翼飞机最大的使用效能。

上述飞行器驮载固定翼飞机垂直降落的方法，飞行器具有驮载固定翼飞机垂直降落的功能，从而使传统固定翼飞机无需大规模改变而具有垂直降落的功能。

以上仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。