本发明的目的是提供一种上述类型的飞行器，其构造使得其可以灵活使 用，且可以用在多个应用领域中。
根据本发明一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，包括一机身、一大致盘形的 位于机身上方的主机翼和一与机身相交且具有能控制飞机的可动部件的辅助机 翼特征的飞行器来实现。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于还包括一对前 水平面，各包括一个固定到机身前部的固定部分和控制飞行器的可动部分。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于还包括一对后 水平面，固定到机身的后部，且通过垂直面连接到主机翼上，垂直面起到方向 舵的作用。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于还包括一对位 于辅助机翼端部的小翼。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于还包括一主推 进系统，具有一位于机身后部的螺旋桨。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于包括一前起落 架和一对后起落架。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于俯视时主机翼 和/或辅助机翼的前缘轮廓具有至少两个不连续处，以使气流局部更紊乱。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于后水平面和后 垂直面都具有对称翼型。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于后水平面具有 一定迎角以产生升力。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于主推进系统包 括一内燃系统以驱动螺旋桨。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于螺旋桨位于一 函道式的刚性壳体结构中。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于还包括一辅助 推进系统，用以在垂直地面的方向上推进飞行器，所述辅助推进系统包括包括 一喷管阵列，位于辅助机翼的下表面上，并被布置成将主发动机所排出的气体 可以以微射流的形式排出。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于辅助推进系统 被布置成也可以在常规飞行期间用作一个飞行器姿态稳定系统。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于主推进螺旋桨 系统和辅助喷管推进系统可以被选择性地进行控制，从而使飞行器能执行三种 不同的起飞模式，即只使用主推进系统的第一常规起飞模式、同时使用主推进 系统和辅助推进系统的第二(STOL)起飞模式和仅使用辅助推进系统的第三 (VTOL)起飞模式。
根据本发明另一个实施例的尺寸紧凑的飞行器，其特征在于该辅助推进系 统被布置成使飞行器能在一设定高度上盘旋。
总之，本发明的基本构思是提供一种尺寸紧凑的飞行器，其包括一机身、 一大致盘形的且位于机身上方的主机翼和一与机身相交的辅助机翼，该辅助机 翼具有可动部件以控制该飞行器。通过设置上盘形翼(主机翼)和下机翼(辅 助机翼)这种布局，该飞行器具有足够大的机翼面积以进行低速飞行。
附图说明
本发明的其它特征和优点通过阅读下文详细说明并参考附图而变得更清 楚，下文说明仅仅是以非限制性示例的方式给出的，附图中：
图1是根据本发明第一优选实施例的透视图；
图2是图1所示飞行器的另一透视图；
图2A是图2中A处的放大视图；
图3是图1所示飞行器的俯视图；
图4是图1所示飞行器的侧视图；
图5是图1所示飞行器的后视图；
图6是一示出了该盘形翼两不同展弦比时的升力系数如何随机翼迎角变化 的图表；
图7是一示出了当图1所示飞行器处于STOL起飞模式时，后电动机以及 位于该飞行器辅助机翼下方的微喷阵列(matrix of micro-jets)所提供的垂直推力 如何随飞行器速度而变化的图表；
图8是表示根据本发明的飞行器能实现的不同起飞模式的图表；
图9是一方块图，示意性地示出了控制根据本发明飞行器的姿态和航向的 电子控制系统的结构；
图10是根据本发明的飞行器的一个变型实施例的透视图；
图11是图10所示飞行器的俯视图；
图12是图10所示飞行器的侧视图；
图13是图10所示飞行器的正视图。

根据本发明第一实施例的飞行器在图1至5中通常用10表示，具有一大 致“鸭翼”的构形，且主要包括：
—机身12，限定出了一个驾驶舱14，其尺寸可以容纳一个飞行员；
—主机翼16，大致为盘形，位于机身12上方；
—辅助机翼18，与机身12相交且具有可动部分以控制飞行器10，其为 本领域公知的技术；
—一对前水平面20，各包括一个固定到机身12前部的固定部分和控制 飞行器10的可动部分；
—一对后水平面22，固定到机身12的后部，且通过垂直面23连接到 主机翼16上，垂直面23起到方向舵的作用；
—一对垂直稳定面24，通常被称做“小翼”，位于辅助机翼18的端部， 以在偏航平面上稳定飞行器10；
—推进系统，位于机身12后部，且包括一推进螺旋桨26；
—固定的或可收回的前起落架28；
—固定的或可收回的、具有两个轮子的后起落架槽接触面30，或者一 对各有一个轮子的后起落架；以及
—一个或多个位于机身12前部的惯性平台，以控制和校正飞行器10的 姿态和航向。
如上文所述，根据本发明第一实施例，飞行器10的机身12具有一种“鸭 式翼”布局，其与常规构形的区别在于不是向后延伸以承载尾部组件，而是在 后部截短以容纳带有推进螺旋桨26的推进单元。在这种情况下，通过一对固 定到机身12前部的前表面20来执行水平安定面的作用，同时通过两个垂直方 向舵23来执行垂直安定面的功能，每个垂直方向舵分别将后表面22连接到主 机翼16上。
正如已知道的，“鸭式翼”布局的主要优点在于不易失速。事实上，前表 面20被设计成在主机翼16之前达到失速条件。通过这种方式，当前表面20 达到临界角(或者失速角)时，主机翼16仍然处在产生升力的条件下；因而 飞行器会前部下沉而返回到正常飞行姿态。因此，由于采用这种“鸭式翼”布 局，飞行器10可以很容易地灰复水平飞行。
这种“鸭式翼”布局的另一个优点在于由于推进螺旋桨26位于机身12后 面，所以驾驶舱14中的驾驶员可以获得最佳的可见度。
另外，对于所施加的相同的动力和有效载荷，“鸭式翼”飞行器的性能优 于大多数常规飞行器，因而具有更低的燃油消耗率，从而能更加降低运行成本。
机身12被设计成使空气阻力最小化的形式，并向螺旋桨26方向输送气流 (柯恩达效应)，通过这种方式能提高飞行器的整体效率，并且飞行员周围也 设计成更符合人体工程学的形式。
如上文所述，主机翼16位于机身12上方，以增加飞行器的稳定性，其大 致为盘形，从而可以使飞行器更加稳定且更加可控。机翼16的翼型可以是非 对称的(例如，E421)，以增加飞行器的总升力，或者是对称的(例如， NACA0012)。
在图6中给出了表示具有两不同展弦比λ的盘形翼的升力系数C1如何随 机翼迎角α而变化的图表，展弦比也就是机翼翼展L的平方和机翼面积S的比 值。在半径为r理想圆形的情况下：
$\lambda =\frac{L^2}{S}=\frac{{\left(2r\right)}^2}{{\mathrm{\pi r}}^2}=\frac{4}{\pi }\approx 1.27$
从图6中可以看出对于λ＝1.27，升力系数C1随迎角增大到大约45°后迅 速下降(失速)。另一方面，对于λ＝1，升力系数C1随迎角增大到大约30°后 失速。因此该盘形翼可以降低飞行器失速的可能性，因为在迎角达到45°之前 都能保证气流的连续性，而传统机翼的失速迎角约为18°-20°角。
特别从图3的俯视图中可以看出，主机翼16的前缘轮廓具有两个不连续 处，用16a表示，其使得气流局部流动更紊乱，以改善机翼性能。
辅助机翼18与机身12相交，且最好采用与主机翼16相同的翼型。和主 机翼16一样，辅助机翼18的前缘轮廓也有两个不连续处，用18a表示(在图 2A中只示出了其中一个)，其也具有增加机翼气动效率的功能。
如上文所述，在辅助机翼18的端部有两个垂直稳定面24或者“小翼”， 其具有将飞行器10稳定在平行于地面的平面内的功能。事实上，两个小翼24 能抑制飞行器10由于例如侧风的阵风而在平行于地面的平面内的转动(滚转 运动)，而将飞行器保持在正常飞行姿态上。
在飞行器10的前部设有两个前表面20，其从机身12上水平延伸并包括 一固定部分和一可动部分。这两个面20和辅助机翼18的可动部件协同作用， 而具有控制飞行器10转向、上仰和俯冲机动的功能。
在飞行器10的后部设有两个后表面22，其固定到机身12上并通过垂直 面23连接到主机翼16上，垂直面23起到方向舵以及支撑主机翼16的作用。 后水平面22和后垂直面23都具有对称的翼型(例如，NACA0012)。另外， 两个水平面22具有一定迎角以产生升力。
飞行器10的推进单元包括一驱动推进螺旋桨26的主发动机(未示出)。 该主发动机最好是带有多喷嘴喷射器和阀主动控制的共轨柴油发动机。该柴油 发动机优选是四冲程发动机，因为其具有更大的燃料(柴油)功率密度和更大 的燃料能量密度。如上文所述，螺旋桨26位于机身12的后部且是推进式的。 在一图中未示出的变型结构中，螺旋桨26处于一函道式的刚性壳体结构中。 选择函道螺旋桨可以降低工作噪音且能进一步保证更好的保护。
为了使飞行器10能在VTOL模式下操作，除了可以在平行于地面的方向 上进行推进的上述主发动机外，还设有辅助推进系统，其可以在一垂直于地面 的方向上进行推进。该辅助推进系统包括一喷管阵列32，位于辅助机翼18前 缘的下部，如图2A和图5所示，通过这些喷管，主发动机所排出的气体可以 以微射流(micro-jet)的形式排出。该辅助推进系统被排布成可在常规飞行中 起到稳定姿态作用的形式，即可以对姿态进行小的修正控制。通过这种方式， 辅助机翼18和前表面20的可动部件(襟翼)只在更重要的纠正操作中使用。
构成辅助推进系统的喷管阵列优选地通过一包括下述组件(都是公知的且 未在附图中示出)的共轨喷射系统来进行供应：
—共轨，也就是说一个用来收集燃料和高压助燃剂的管路，其为长形的 平行六面体形式，在其内限定了一个圆柱形内腔，且由钢制成，以抵抗运行时 产生的高压；
—燃油泵，其从各油箱中吸入燃料和助燃剂，并将其以一等于喷射压力 的压力输送给共轨；
—双向电磁阀，用来从燃油泵的输送管路释放燃料，以将压力调节到所 需值；
—一类似的双向电磁阀，用来从燃油泵的输送管路释放助燃剂；和
—一压力传感器，安装在共轨上，其输出信号作为一个反馈信号发送给 一闭环电子控制系统以控制压力。
在相应电磁阀致动器的控制下共轨为喷管32进行供应。共轨具有抑制由 致动器周期性开启而引起的压力振荡的作用，同时能在共轨必须迅速充满的起 动阶段中避免拖延瞬时填充问题中涉及的压力平衡。
该共轨喷射系统为喷管32阵列进行供应，使得可以电子调节所喷射的燃 油量和助燃剂量，以及喷射压力，作为推进系统运行条件的函数。特别地，共 轨喷射系统的主要优点在于管理喷射压力具有很高的灵活性，且可以电控主要 的喷射参数，以优化推进系统的运行。
通过采用主螺旋桨推进系统和辅助喷管推进系统，可以实现三种不同的起 飞模式，如图8所示，其画出了作为起飞距离的函数的飞行器高度。
第一起飞模式是传统类型，只使用位于飞行器后部的主推进系统。传统模 式需要较长的起飞距离，因为飞行器必须达到一给定最小速度以能够维持飞 行。
第二起飞模式是STOL模式，其使用后部的主推进系统和位于辅助机翼18 下方的、包括喷管32阵列的辅助推进系统。在图7所示图表中，示出了图1 所示飞行器的主后部推进系统和位于辅助机翼18下方的、包括喷管32阵列的 辅助推进系统提供的垂直推力在STOL起降模式中随速度的变化。这种起飞模 式需要比第一模式更短的距离，因为喷管阵列所产生的垂直推力补充了飞行器 前进速度所产生的垂直推力的降低。显然，喷管阵列提供的垂直推力越大起飞 距离越短。
第三种起飞模式是VTOL模式，其只使用辅助推进系统。根据这种模式， 起飞的初始阶段是完全垂直的，在该阶段以后主推进系统也开始推进，如图6 所示。
根据本发明的飞行器具有两种工作模式，也就是其作为使用主后部推进系 统的传统飞行器的第一工作模式，和该飞行器利用喷管阵列而以一预定高度盘 旋的第二工作模式。
该飞行器具有常规方式的电子控制系统，其作用是控制和纠正飞行器姿态 和航向(通过控制主推进系统和辅助推进系统以及控制面)，管理安装在飞行 器上的传感器(例如，由陀螺仪构成的惯性导航传感器、加速度计、具有MEMS 技术和GPS接收器的磁性传感器)，以及向地面传送数据。图9示出了电子控 制系统的一个实例。
该飞行器优选由低重量高强度的新型材料制成，特别是用基于碳纤维的复 合材料。用于致动可动控制面(襟翼)的系统可以是由传统类型材料构成或者 由主动材料(智能材料)。后者是可以在受到外部电、热、磁等类型的信号激 励时改变其机械特性的材料。可以用来制造襟翼作动系统的主动材料的例子是 陶瓷压电聚合物、磁致电阻材料、形状记忆材料、电活性聚合物和磁流变材料。
飞行器的气动特性如下：
翼型                  EPPLER 421
迎角                  2.5°
小翼翼型              NACA 0012
方向舵翼型            NACA 0012
主机翼面积            6.45m2
辅助机翼面积          2.91m2
机翼总面积            9.36m2
在计算机翼面积时不考虑前“鸭翼”20面积，因为其在水平飞行(常规 飞行模式)期间对于飞行器的支撑不起作用。另一方面这些稳定面在起飞期间 (但是不包括VTOL模式)更为重要，因为飞行器的倾斜会使这些前表面也产 生升力。在起飞期间襟翼最好向下倾斜60°，以增加机翼升力并使飞行器能以 相对较短的距离起飞。
根据本发明的具有紧凑尺寸的飞行器的第二实施例在图10至13中示出， 其中与图1至5相同或相应的部件及元件用相同的附图标记指代。
本发明的第二实施例和第一实施例的区别仅在于它是常规布局而不是“鸭 式翼”布局。因此在这种情况下，飞行器10主要包括：
—机身12，限定出了一个驾驶舱14，其尺寸可以容纳一个飞行员；
—盘形主机翼16，位于机身12上方；
—辅助机翼18，与机身12相交且具有可动部分以控制飞行器10，其为 本领域公知的技术；
—一对前水平面20，各包括一个固定部分和一可动部分，其固定到机 身12前部并可以控制飞行器10；
—后尾部单元，包括一后部水平面22，其固定到一对垂直面23的上端， 垂直面23起到方向舵的作用，所述垂直面由从机身12后部向后延伸的纵向突 出部分34支撑；以及
—推进系统，位于机身12后部，且包括一推进螺旋桨26。
至于主机翼和辅助机翼的翼型、起落架、推进系统以及姿态和航向控制系 统，其余部件都和第一实施例示出的一样。
根据前文说明可以理解，根据本发明的飞行器能在很大范围内应用。该飞 行器发现主要在门对门运输中应用，以替代传统的公路运输方式，相对于传统 公路运输方式来说这种飞行器具有能减少运输时间以及燃油消耗的优点。该飞 行器也可以取代直升飞机来在农业中大面积喷洒肥料或杀虫剂。
显然，在本发明原理保持不变的情况下，可以对上文举例说明以及图示出 的结构细节进行改动。