[0001] 技术领域

[0002] 本发明涉及一种垂直起降飞行器飞行器， 尤其涉及一种可以切换推力方向的垂 直起降飞行器。

[0003] 背景技术

[0004] 倾转旋翼飞机、 倾转涵道风扇 （Tilt Ducted Fan) 飞机、 垂直起降的喷气式飞 机是常见的可以切换推力方向的垂直起降飞行 器， 这种飞行器设置有机翼， 还 可以将推力方向在垂直方向和水平方向之间进 行切换。 当推力方向设置在垂直 方向吋飞行器可以像直升机一样垂直地起降， 当推力方向设置在水平方向吋飞 行器又可以像固定翼飞机一样飞行， 兼备了直升机与固定翼的优点。 倾转旋翼 飞机、 倾转涵道风扇 （Tilt Ducted Fan) 飞机、 垂直起降的喷气式飞机等可以切 换推力方向的垂直起降飞行器在实现垂直起降 吋需要依靠姿态控制装置来保持 飞行器的平衡， 需要依靠姿态控制的装置来实现飞行器垂直起 降过程的滚转、 俯仰、 偏航的飞行姿态的控制， 以及实现纵向及横向飞行。

[0005] 传统的直升机安装有自动倾斜器， 自动倾斜器由两个主要零件组成： 一个不旋 转环和一个旋转环。 不旋转环被安装在旋翼轴上， 并通过一系列推拉杆与周期 变距和总距操纵装置相连。 它能够向任意方向倾斜， 也能垂直移动。 旋转环通 过轴承被安装在不旋转环上， 能够同旋翼轴一起旋转。 扭力臂用于保证旋转环 与桨叶一起同步旋转。 防扭臂则用于阻止不旋转环旋转。 这两个环作为一个单 元体同吋倾斜和上下。 旋转环通过拉杆与变距摇臂相连。 直升机是通过周期变 距操纵装置操纵自动倾斜器使旋翼桨叶周期变 距实现俯仰姿态及滚转姿态的控 制， 也可以控制纵向速度及横向速度； 通过总距操纵装置操纵自动倾斜器同步 改变旋翼桨叶桨距用于控制直升机的垂直速度 。 传统的直升机还安装有尾桨用 于平衡旋翼反作用扭矩， 通过改变尾桨总距可以控制直升机偏航速度。

[0006] 由美国贝尔公司和波音公司联合设计制造的 V-22鱼鹰式倾转旋翼飞机在机翼的 两端部各连接有一个发动机舱， 发动机舱可以在水平位置与垂直位置之间倾转 ， 发动机舱上连接有旋翼。 V-22倾转旋翼飞机的飞行姿态控制与直升机类� �， 也是通过周期变距操纵装置及总距操纵装置使 旋翼桨叶周期变距及同步改变旋 翼桨叶桨距用于控制飞机飞行姿态。 V-22倾转旋翼飞机通过倾转至少一个发动 机舱， 从而在旋翼之间产生纵向推力差异， 用于控制飞机的偏航速度。 因为用 于直升机或倾转旋翼飞机的姿态控制的装置都 是采用复杂机械部件， 所以对制 作材料要求高、 生产难度大、 安装复杂、 维护成本高； 而且此类的姿态控制的 装置只适用于采用了与发动机功率连接的旋翼 作为推力装置的飞行器， 该类飞 行器大多采用涡轮轴发动机或者活塞式发动机 。

[0007] 倾转涵道风扇 （Tilt Ducted Fan) 飞机具有和倾转旋翼飞机一样的优缺点， 例 如贝尔公司的 X-22倾转涵道风扇飞机， 螺旋桨置于涵道中， 组成了涵道风扇 （D ucted Fan) ， 初看和普通螺旋桨没有太大两样， 但是涵道内外的气流有速度差， 在贝努力原理的作用下， 涵道内的高度气流可以拖动涵道外的低速气流 ， 可以 产生比涵道内气流流动多至 50%的额外推力。 贝尔 X-22采用四台涡轴发动机， 两两布置在垂尾两侧， 通过交联的同步轴， 驱动所有四副涵道风扇。 与 V-22鱼 鹰式倾转旋翼飞机不同的是， X-22倾转涵道风扇飞机每个涵道出口设置有气� � 控制舵面作为姿态控制装置， 用来提供垂直起落和平飞中的飞行姿态控制。 但 由于这种气动控制舵面是一种复杂的机械部件 ， 这种机械部件生产、 维护的成 本高， 而且容易出现机械故障； 此外， 利用气动控制舵面控制飞行器的起飞、 着陆、 悬停吋的飞行器平衡性较差而且灵敏度较低。

[0008] 由英国霍克飞机公司和布里斯托尔航空发动机 公司研制的"鹞"式战斗机， 它实 现垂直 /短距起落的基本原理在于采用一台 4个可旋转喷口的"飞马"涡扇发动机来 提供起落吋所需的升力以及过渡飞行和正常飞 行所需的推力。 两对喷口对称于 飞机重心， 分置机身两侧， 通过喷口操纵系统的操纵杆和发动机油门杆， 实现 发动机推力矢量的控制改变推力的大小和方向 。 机头、 机身和翼梢装有从发动 机引气的喷气反作用操纵系统， 用以控制垂直、 短距起落或悬停吋的飞行姿态 ， 在正常飞行中也可用以改善失速吋的操纵性。 因为用于垂直起降喷气式飞机 的姿态控制的装置也是采用复杂的机械部件， 特别是可旋转喷口， 不仅对制作 的材料要求高、 而且生产难度大， 所以提高了生产和维护的成本； 而且此类姿 态控制的装置只适用于采用了矢量喷口或举升 发动机甚至通过传动装置与发动 机功率连接的升力风扇作为垂直推力装置的的 飞行器， 此类飞行器采用特制的 涡扇或涡喷发动机。

[0009] 上述类型的垂直起降飞行器用来作为的飞行姿 态控制的姿态控制装置都是采用 复杂的机械结构的， 大量的机械部件不仅增加了制造的难度， 也提高的生产和 维护的成本； 而且此类采用复杂机械结构的姿态控制装置的 飞行器不够灵活和 不易操作。

[0010] 发明内容

[0011] 本发明要解决的技术问题是提供一种没有复杂 机械结构的姿态控制装置的、 可 以更灵活地控制飞行姿态的垂直起降飞行器。

[0012] 为解决上述技术问题， 本发明的垂直起降飞行器包括机身、 主翼、 可以在水平 位置与垂直位置之间进行倾转的主推力装置、 使主推力装置倾转的倾转装置、 用于控制飞行姿态的姿态控制装置； 主翼包括左半翼及右半翼， 主推力装置使 用热机作为动力装置； 其中， 姿态控制装置由电源模块、 至少两个调姿装置、 调速器模块、 飞行控制系统组成； 调姿装置由电机、 与电机功率连接的螺旋桨 或涵道风扇 （Ducted Fan) 组成； 调速器模块用于分别调节各个调姿装置的电机 的输出功率， 调速器模块接受飞行控制系统的控制； 电源模块用于提供电源； 至少有一个调姿装置设置在左半翼， 并且还至少有一个调姿装置设置在右半翼

[0013] 通过在主翼的左半翼及右半翼分别设置有调姿 装置， 飞行控制系统对调速器模 块实施控制， 调速器模块分别调节每组电机的输出功率， 通过调节各个调姿装 置所产生的推力的差异， 实现对飞行器滚转姿态的控制； 可以通过倾转主推力 装置使其产生垂直方向推力及纵向推力的矢量 分量实现对俯仰姿态的平衡控制 。 这样的好处是， 采用了使用电能的姿态控制装置可以免去原先 复杂的机械部 件， 使飞行器的机械结构得到简化。 通过飞行控制系统控制的以电机作为动力 装置的姿态控制装置反应更加灵敏迅速而且更 加易于操作， 从而使飞行器的姿 态控制更为稳定。

[0014] 作为本发明一种垂直起降飞行器的进一步改进 ， 调姿装置设置在主翼的端部。 调姿装置的螺旋桨或涵道风扇设置在主翼的左 半翼、 右半翼的端部， 可以使调 姿装置的螺旋桨或涵道风扇远离飞行器的重心 ， 这样可以提高调姿装置姿态控 制的效率。

[0015] 作为本发明一种垂直起降飞行器的另一个改进 ， 该飞行器还设置有至少一个调 姿装置置于在飞行器的头部或尾部。 调姿装置可以连接在机身或者通过机翼、 连接轴等机构连接在飞行器的头部或尾部。 这样可以通过调姿装置对飞行器的 俯仰姿态进行控制； 通过飞行控制系统控制的以电机作为动力装置 的姿态控制 装置反应更加灵敏迅速而且更加易于操作， 从而使飞行器的姿态控制更为稳定

[0016] 更进一步地改进， 该飞行器还设置有水平尾翼， 水平尾翼包括左尾翼及右尾翼 ； 各个调姿装置分别设置在左尾翼、 右尾翼、 左半翼、 右半翼的端部。 这样的 设置可以使调姿装置的螺旋桨或涵道风扇远离 飞行器的重心， 这样可以提高调 姿装置姿态控制的效率。

[0017] 作为本发明一种垂直起降飞行器的另一个改进 ， 主翼为双翼结构， 其中第一主 翼置于飞行器的前半段靠近机头一侧， 第二主翼置于飞行器的后半段靠近机尾 一侧； 第一主翼及第二主翼的各个半翼分别设置有调 姿装置。 作为进一步改进 ， 各个调姿装置分别设置在第一主翼、 第二主翼的各个半翼的端部。 作为更进 一步改进， 还可以将第一主翼设置为前掠翼。 通过采用双翼结构的主翼， 可以 提高了飞行器纵向飞行吋的稳定性及增加固定 翼升力； 通过采用双翼结构的主 翼的飞行器， 其产生垂直推力的主推力装置与产生固定翼升 力的机翼的位置可 以不用集中在重心附近， 主推力装置与机翼位置没有冲突， 可以使主推力装置 布置更加方便； 此外调姿装置的螺旋桨或涵道风扇分别设置在 第一主翼、 第二 主翼的各个半翼的端部可以提高调姿装置姿态 控制的效率。 第一主翼设置为前 掠翼， 第二主翼设置为后掠翼可以增加飞行器的机动 性能及升阻比， 还可以增 加第一主翼与第二主翼之间的空间。

[0018] 作为本发明一种垂直起降飞行器的进一步改进 ， 可以活动连接调姿装置， 螺旋 桨或涵道风扇设置为可以在水平位置与垂直位 置之间进行倾转； 调姿装置还包 括倾转装置。 作为更进一步改进， 电源模块包括电功率储存装置、 发电机， 发 电机与电功率储存装置电耦合； 调姿装置的螺旋桨或涵道风扇与发电机功率连 接； 电机包括转子与定子， 电机的转子兼作发电机的转子。 这样可以通过倾转 调姿装置， 使调姿装置所产生的推力的方向可以在垂直方 向和水平方向之间进 行切换， 提高的调姿装置的利用效率； 还可以通过倾转调姿装置， 进行偏航控 制。 调姿装置的螺旋桨或涵道风扇与发电机功率连 接， 这样可以利用螺旋桨或 涵道风扇作为发电机的功率输入装置进行发电 ， 并对电源模块进行充电。

[0019] 作为本发明一种垂直起降飞行器的更进一步改 进， 有 2组主推力装置分别设置 在机身中段的左右两侧， 主推力装置为涡扇发动机、 涡喷发动机、 功率连接发 动机的旋翼或涵道风扇中的任意一种。 机身的中段顶部设置有隆起部， 主推力 装置连接在隆起部。 有两组主推力装置分别连接于机身的中段的左 右两侧， 可 以使主推力装置更加集中在飞行器的重心附近 ， 可以提高飞行器飞行的稳定性 ； 同吋减少因左右主推力装置产生推力差异吋而 所造成的风险， 使飞行器更加 安全。 机身的中段顶部设置有隆起部， 主推力装置连接在隆起部， 可以使主推 力装置倾转为水平状态吋主推力装置不会触及 地面， 使飞行器可以以滑跑的方 式起降。

[0020] 附图说明

[0021] 下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一 步详细的说明。

[0022] 图 1是本发明一种垂直起降飞行器的姿态控制装� �工作原理图。

[0023] 图 2是本发明一种垂直起降飞行器的结构示意图� �

[0024] 图 3是本发明一种垂直起降飞行器的调姿装置连� �倾转装置的示意图。

[0025] 图 4是本发明一种垂直起降飞行器的机身中段的� �部设置有隆起部的示意图。

[0026] 图 5是本发明一种垂直起降飞行器的通过伸长轴� �接机翼与螺旋桨示意图。

[0027] 具体实施方式

[0028] 本发明一种垂直起降飞行器包括机身 1、 主翼、 可以在水平位置与垂直位置之 间进行倾转的主推力装置 2、 使所述主推力装置 2倾转的倾转装置、 用于控制飞 行姿态的姿态控制装置； 所述主翼包括左半翼及右半翼， 所述主推力装置 2使用 热机作为动力装置； 其特征在于： 所述的姿态控制装置由电源模块 5、 至少两个 调姿装置 4、 调速器模块 9、 飞行控制系统 6组成； 所述的调姿装置 4由电机 4a、 与 电机 4a功率连接的螺旋桨或涵道风扇 4b组成； 所述的调速器模块 9用于分别调节 各个调姿装置 4的电机 4a的输出功率， 所述调速器模块 9接受所述飞行控制系统 6 的控制； 所述电源模块 5用于提供电源； 至少有一个所述的调姿装置 4设置在所 述的左半翼， 并且还至少有一个所述的调姿装置 4设置在所述的右半翼。 调姿装 置 4可以设置在主翼的端部。

[0029] 电源模块 5用于为电机 4a提供电源， 还可以为调速器模块 9、 飞行控制系统 6等 用电装置提供电源。 电源模块 5可以是电功率储存装置， 例如充电电池、 超级电 容、 核电池等等， 充电电池可以采用锂离子电池， 也可以是其它类型的充电电 池例如镍镉电池、 镍氢电池、 铁锂电池等； 电源模块 5也可以是发电装置， 包括 发电机和功率连接发电机的功率输入装置， 功率输入装置可以是热机或扇叶； 电源模块 5也可以是连接有发电装置的电功率储存装置� � 电机 4a采用无刷电机最 优， 但并非是限定， 也可以是其它类型的电机， 如有刷电机、 交流电机、 直流 电机、 单相电机、 三相电机等等。 调速器模块 9可以采用包括电子调速器 electron ic speed controller. 直流电机调速器、 交流电机调速器等可以调节电机输出功率 的装置； 调速器模块 9可以为与电机 4a或其它设备组合在一起的一个模块， 也可 以是独立的调速器， 可以是单组输出控制单个电机的调速器， 也可以是多组输 出分别控制多个电机的调速器； 调速器的类型应该与电机 4a的类型相匹配， 例如 无刷电机采用无刷电子调速器、 有刷电机采用有刷电子调速器等等。 调速器模 块 9接受飞行控制系统 6控制， 调速器模块 9可以与飞行控制系统 6信号连接或电 联接； 飞行控制系统 6是进行飞行姿态和运动参数实施控制的自动� �制系统， 飞 行控制系统 6可以采用电子飞行控制系统、 数字式飞行控制系统、 电传操纵系统 等具备自动控制能力的飞行控制系统； 可以利用飞行控制系统 6采集飞行姿态数 据、 分析处理数据、 自动发出控制信号， 通过调速器模块 9控制电机 4a的输出功 率， 从而实现对飞行器的姿态控制。

[0030] 调姿装置 4的螺旋桨或涵道风扇在旋转吋会形成反作用� �矩， 可以采取平衡反 作用扭矩的设置或者设置平衡反作用扭矩的装 置。 可以采用将各个调姿装置 4的 螺旋桨或涵道风扇的旋转方向设置为正向与反 向两两搭配、 采用反作用扭矩抵 消的共轴正反双桨、 倾斜调姿装置 4等可以平衡反作用扭矩的设置。 平衡反作用 扭矩的装置可以是尾桨、 设置在气流下方的舵面， 也可以是其它类型的装置， 例如波音公司 MD600N直升机采用的 NOTAR尾桨， 即用喷气引射和旋翼下洗气 流的有利交互作用形成反扭力的装置； 平衡反作用扭矩的装置不是必需的。 还 可以利用平衡反作用扭矩的设置方法或者设置 平衡反作用扭矩的装置来实现偏 航控制。 本发明所提及的螺旋桨是指在空气中旋转将发 动机转动功率转化为推 进力的装置， 风扇、 扇叶、 旋翼等也属于本发明所述的螺旋桨的范围。

[0031] 所谓推力装置是指将发动机功率转换为推力的 装置， 可以利用主推力装置 2为 飞行器提供主要的推力。 主推力装置 2可以是功率连接发动机的旋翼、 涵道风扇 ， 也可以是其它的推力装置， 例如矢量发动机、 涡扇发动机等可以提供垂直推 力的推力装置； 采用旋翼或涵道风扇吋发动机可以采用涡轮轴 发动机或活塞式 发动机； 主推力装置 2数量不限， 可以为一组、 双组或多组。 主推力装置 2采用 功率连接发动机的旋翼或涵道风扇吋可以参考 上述调姿装置 4平衡反作用扭矩的 方法来平衡反作用扭矩， 还可以综合调姿装置 4的反作用扭矩利用上述方法来平 衡反作用扭矩， 在此不再作重复说明； 同样， 主推力装置 2为采用功率连接发动 机的旋翼或涵道风扇吋平衡反作用扭矩的装置 不是必需的。 还可以利用平衡反 作用扭矩的设置方法或者设置平衡反作用扭矩 的装置来实现偏航控制。 虽然主 推力装置 2产生的垂直升力的合力偏离飞行器重心处吋� �以依靠姿态控制装置实 现飞行器的平衡， 但是这样会增加姿态控制装置的负担， 所以主推力装置 2优选 的连接位置可以是所有主推力装置 2所产生的升力的合力可作用在飞行器大体重 心处的位置， 即主推力装置 2设置的位置大体上可使飞行器平衡； 当然， 这只是 其中一个优选而并非是限定。

[0032] 以上所提到的 "调姿装置 4可以设置在主翼的端部"， 主要是指调姿装置 4的螺旋 桨或涵道风扇 4b设置在主翼的端部。 可以是电机 4a通过输出轴或传动装置与螺旋 桨或涵道风扇 4b连接， 电机 4a与螺旋桨或涵道风扇 4b同吋设置在主翼的端部； 或 者电机 4a通过传动轴等传动装置与螺旋桨或涵道风扇 4b连接， 电机 4a设置在飞行 器的其它部位， 仅螺旋桨或涵道风扇 4b连接在主翼的端部； "调姿装置 4的部分" 或"调姿装置 4的全部"设置在主翼的端部， 这两种简单的变换均属于本发明 "调 姿装置 4设置在主翼的端部"方案的精神和范围之内。 主翼与机身连接的位置为 根部， 以上所提到主翼的端部是指远离根部的主翼的 最外端， "主翼的梢部、 尖 部"等表述均属于本发明"主翼的端部"的精神和 范围之内。

[0033] 调姿装置 4可以内嵌在主翼内， 也可以在主翼之外与主翼连接， 但由于调姿装 置 4内嵌在主翼内受到了主翼大小的限制， 所以以调姿装置 4在主翼之外与主翼 连接为优选的方案； 当然， 这只是优选而并非限制。 图 5所示本发明一种垂直起 降飞行器的通过伸长轴连接机翼与螺旋桨示意 图， 调姿装置 4采用螺旋桨与电机 4a连接吋， 可以采用伸长轴 14连接机翼与螺旋桨， 目的使螺旋桨所产生的下洗气 流不被机翼所阻挡； 伸长轴 14可以为符合空气动力的圆柱形、 菱形等形状。

[0034] 作为本发明一种垂直起降飞行器的进一步改进 ， 该飞行器还设置有至少一个调 姿装置 4置于在飞行器的头部或尾部。 调姿装置 4可以直接连接在机身 1， 或者通 过尾翼、 鸭翼、 伸长轴 14等机构与飞行器的头部或尾部的机身 1连接。 作为进一 步改进， 该飞行器还设置有水平尾翼， 水平尾翼包括左尾翼及右尾翼； 各个调 姿装置 4分别设置在左尾翼、 右尾翼、 左半翼、 右半翼的端部。

[0035] 图 2所示本发明一种垂直起降飞行器的结构示意� �， 主翼可以为双翼结构， 其 中第一主翼 3a置于飞行器的前半段靠近机头一侧， 第二主翼 3b置于飞行器的后半 段靠近机尾一侧； 第一主翼 3a及第二主翼 3b的各个半翼分别设置有调姿装置 4。 作为进一步改进， 各个调姿装置 4可以分别设置在第一主翼 3a、 第二主翼 3b的各 个半翼的端部。 第一主翼 3a还可以设置为前掠翼。 各个半翼是指各个左半翼、 右 半翼。

[0036] 作为本发明一种垂直起降飞行器的进一步改进 ， 可以活动连接调姿装置 4， 螺 旋桨或涵道风扇 4b设置为可以在水平位置与垂直位置之间进行� ��转； 调姿装置 4 还包括倾转装置。 可以采用伺服作动器 11作为倾转装置， 伺服作动器 11可以与 飞行控制系统 6信号连接或电联接； 伺服作动器是指一种飞行控制系统的执行机 构， 亦称舵机； 它可以按照飞控计算机的输出指令对飞行器的 各操纵面进行直 接 （如复合舵机型） 或间接 （如辅助舵机型） 控制； 伺服作动器有多种类型， 可以采用电液伺服作动器， 也可以采用其它类型的伺服作动器， 例如电动式伺 服作动器或气动式伺服作动器等等。 也可以采用电机连接齿轮组等装置作为倾 转装置。 可以通过转轴装置 13或铰链等装置活动连接调姿装置 4。 [0037] 图 3所示本发明一种垂直起降飞行器的调姿装置� �接倾转装置的示意图， 可以 设置有短舱 10， 短舱 10用于装载电机 4a或传动装置， 电机 4a通过电机输出轴与螺 旋桨连接或通过传动装置与螺旋桨连接； 短舱 10通过转轴装置 13与机翼活动连 接， 当然， 还可以通过铰链等装置实现短舱与机翼的活动 连接； 短舱 10与伺服 作动器 11可操作地连接， 伺服作动器 11可以直接与短舱 10连接， 也可以通过曲 轴 12与短舱 10连接， 从而实现调姿装置 4的倾转。 当然， 也可以不设置短舱 10， 可以直接活动连接电机 4a与机翼， 电机 4a通过电机输出轴与螺旋桨或涵道风扇 4b 连接； 通过电机 4a与伺服作动器 11可操作连接， 从而实现螺旋桨或涵道风扇 4b的 倾转。 当调姿装置 4采用涵道风扇与电机 4a功率连接吋， 可以通过转轴装置 13或 铰链活动连接涵道， 涵道与与伺服作动器 11可操作连接， 从而实现涵道风扇的 倾转。

[0038] 螺旋桨或涵道风扇 4b倾转吋， 电机 4a不一定要伴随螺旋桨或涵道风扇 4b倾转。

例如电机 4a通过传动轴等传动装置与螺旋桨或涵道风扇 4b连接， 电机 4a与螺旋桨 或涵道风扇 4b设置在不同的位置， 这样可以仅倾转螺旋桨或涵道风扇 4b; 当电 机 4a通过电机输出轴与螺旋桨或涵道风扇 4b连接吋， 电机 4a可以伴随螺旋桨或涵 道风扇 4b同吋倾转； 这种简单的变换仍属于本发明方案的精神和范 围之内。

[0039] 作为本发明一种垂直起降飞行器的更进一步改 进， 电源模块 5包括电功率储存 装置、 发电机， 发电机与电功率储存装置电耦合； 调姿装置 4的螺旋桨或涵道风 扇 4b与发电机功率连接； 电机 4a包括转子与定子， 电机 4a的转子兼作发电机的转 子。

[0040] 作为本发明一种垂直起降飞行器的更进一步改 进， 有两组主推力装置 2分别设 置在机身 1中段的左右两侧， 主推力装置 2为涡扇发动机、 涡喷发动机、 功率连 接发动机的旋翼或涵道风扇中的任意一种。 图 4是本发明一种垂直起降飞行器的 机身中段的顶部设置有隆起部的示意图， 机身 1的中段顶部可以设置有隆起部 7 ， 主推力装置 2连接在隆起部 7。 隆起部 7凸起于机身 1顶部， 用于提升主推力装 置 2的高度； 隆起部 7可以设置成符合空气动力的流线型。

[0041] 当主推力装置 2为涡扇发动机、 涡喷发动机、 功率连接发动机的涵道风扇中的 任意一种吋， 主推力装置 2可以直接通过发动机或涵道与机身 1连接。 当主推力 装置 2为功率连接发动机的旋翼吋， 主推力装置 2可以通过短翼 8或连接轴等机构 与机身 1连接。 还可以为主推力装置 2设置有短舱， 短舱用于装载发动机或传动 机构； 可以通过转轴装置 13或铰接活动连接发动机或涵道或短舱， 再通过伺服 作动器与发动机或短舱或涵道的可操作连接， 从而实现主推力装置 2的倾转。

[0042] 机翼与机身连接的位置为根部， 本发明所提到主翼的端部或水平尾翼的端部是 指远离根部的机翼的最外端， 主翼或水平尾翼的"梢部、 尖部"等表述均属于本发 明主翼或水平尾翼的"端部"的精神和范围之内� �� 本发明所提及的关于调姿装置 4 设置的位置的 "置于 "或"设置在 "的表述包括了"内嵌在其之内 "及"连接在其之外" 的范围； 通过直接或间接连接调姿装置 4而不实质上改变本发明所述调姿装置 4 所处于飞行器的位置均仍属于本发明技术方案 的范围内。

[0043] 作为本发明垂直起降飞行器的进一步改进， 主翼、 水平尾翼可以设置有副翼或 襟翼， 或副翼与襟翼同吋都设置； 第二主翼的副翼还可以兼作升降舵。 进一步 的， 飞行器还可以还设置有垂直尾翼， 垂直尾翼还可以设置有方向舵； 方向舵 操纵系统中还可以装有阻尼器， 以制止飞行器在高空高速飞行中出现的偏航摇 摆现象， 方向舵及阻尼器都不是必需的。 飞行器还设置有起落架装置， 起落架 装置还可以包括承力支柱、 减震器、 收放机构、 前轮减摆器和转弯操纵机构。

[0044] 最后所应说明的是， 以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非 限制， 尽管 参照较佳实施例对本发明进行了详细说明， 本领域的普通技术人员应当理解， 可以对本发明的技术方案进行修改或等同替换 ， 而不脱离本发明技术方案的精 神和范围； 依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任 何简单修改、 等同变 化与修饰， 均仍属于本发明技术方案的范围内。

技术问题

问题的解决方案

发明的有益效果