技术领域本发明属于航空飞行器动力方案设计领域，具体涉及一种用于旋翼固定翼复合式垂直起降飞行器的推进装置，用于提高混合布局直升机的飞行操纵性能和稳定性能。
背景技术：
混合布局式直升机结合了直升机和固定翼飞机的飞行特点，兼具垂直起降和高速平飞能力，其应用前景十分宽广，拥有良好的应用前景，是目前飞行器研究领域的热点之一。其中一种较为成熟的布局是将双桨型旋翼与固定翼结合，其飞行状态转换由以下几个部分组成：在起飞时，与普通直升机相似，由旋翼产生的升力垂直起飞；到达一定高度后，逐渐增加前飞推进装置的推力，使飞行器获得一定的水平速度，同时减小旋翼转速；当平飞速度增至可以使固定翼面产生足够的升力时，将旋翼转速降为零，同时旋翼与固定翼保持平行，形成类双翼布局。目前这种布局的混合式直升机已经成功实现了飞行，但是有以下不足：1)在垂直起降状态下，缺少俯仰和滚转方向的控制力矩；2)传统推进装置无法实现精确的输出控制，不适用于复杂的姿态调整；3)传统动力装置重量大，布置在机翼中部对于结构强度要求较高。为了克服混合布局直升机的上述不足，有必要研究一种新型的推进装置，既保证能够简单高效地将动力传输到推进装置，又能精确控制动力输出的大小、方向，以实现精确控制飞行姿态的目的。
技术实现要素：
针对上述问题，本发明提出一种用于旋翼固定翼复合式垂直起降飞行器的矢量变距推进装置，具有相互独立的矢量调整装置与螺旋桨变距装置；矢量调整装置可以单独改变推力的方向，螺旋桨变距装置可以单独调整推力大小，继而产生的直接力提供控制力和控制力矩，从而精确调整飞行姿态。一种用于旋翼固定翼复合式垂直起降飞行器的矢量变距推进装置，包括螺旋桨变距装置与矢量推进装置。所述螺旋桨变距装置为两套分别通过转轴轴接在飞行器左右机翼后缘，且相互对称；螺旋桨变距装置包括螺旋桨驱动轴、传动连杆组件与桨距控制滑块。其中，螺旋桨驱动轴端部安装变距螺旋桨，通过螺旋桨驱动装置，驱动螺旋桨驱动轴带动变距螺旋桨转动；桨距控制滑块套在螺旋桨驱动轴上，由桨距舵机输出动力，经传动连杆组件传递至桨距控制滑块，使桨距控制滑块沿螺旋桨驱动轴移动。桨距控制滑块上设计有调节件，调节件具有两个调节端，分别通过球铰与变距螺旋桨中用于安装桨叶的两个桨叶夹片异侧的调节凸起相连；进而通过桨距控制滑块的移动，实现两桨叶桨距的同步调节。上述两套矢量推进装置分别通过一套矢量推进装置控制上下转动，实现变距螺旋桨的俯仰角度调节。矢量推进装置包括俯仰角驱动舵机与驱动摇臂；驱动摇臂一端与俯仰角驱动舵机输出轴固定。驱动摇臂上沿轴向开有滑槽；滑槽套接于矢量推进装置上安装的导向轴上，通过俯仰角驱动舵机动作，使驱动摇臂转动，推动螺旋桨变距装置上下转动。本发明的优点在于：1)本发明矢量变距推进装置中，矢量调整装置与螺旋桨变距装置相互独立，矢量调整装置可以单独改变推力的方向，螺旋桨变距装置可以单独调整推力大小；2)本发明矢量变距推进装置，将矢量调整装置与螺旋桨变距装置的效果相结合，可以提供俯仰、滚装方向的控制力矩，精确调飞行整姿态；3)本发明矢量变距推进装置，通过传动机构就可以将动力传输至两侧螺旋桨，不需要单独设置两侧的发动机，重量轻、损耗小。附图说明图1为本发明矢量变距推进装置中螺旋桨变距装置安装位置示意图；图2为本发明矢量变距推进装置中矢量推进装置安装位置示意图；图3为本发明矢量变距推进装置中螺旋桨变距装置结构示意图；图4为本发明矢量变距推进装置中矢量推进装置控制方式示意图；图5为本发明矢量变距推进装置中螺旋桨驱动机构结构示意图；图6为本发明矢量变距推进装置中螺旋桨驱动机构的螺旋桨驱动方式示意图。图中：1-螺旋桨变距装置2-矢量推进装置3-螺旋桨4-发动机5-旋翼主轴15-传动轴7-第一传动皮带8-第二传动皮带9-第一锥齿轮10-第二锥齿轮11-第一压带轮12-第二压带轮13-传动轮101-壳体102-螺旋桨驱动轴103-传动连杆组件104-桨距控制滑块105-桨距舵机103a-双连杆A103b-双连杆B103c-驱动杆104a-安装轴104b-调节件201-俯仰角驱动舵机202-驱动摇臂203-滑槽204-导向轴301-桨叶302-桨叶夹片303-调节凸起具体实施方式下面结合附图对本发明做进一步详细说明。本发明用于旋翼固定翼复合式垂直起降飞行器的矢量变距推进装置，包括螺旋桨变距装置1与矢量推进装置2。其中，螺旋桨变距装置1为两套分别对称安装飞行器左右机翼后缘开设的缺口处，用来改变螺旋桨桨距，进而精确调整变距螺旋桨3所产生的推力大小，如图1所示。两套螺旋桨变距装置1各配有一套矢量推进装置2，用来改变变距螺旋桨3所产生的推力方向，如图2所示。所述两套螺旋桨变距装置1均包括壳体101、螺旋桨驱动轴102、传动连杆组件103、桨距控制滑块104与桨距舵机105，如图2、图3所示。其中，螺旋桨驱动轴102两端通过轴承安装于壳体101的前后侧壁上，且螺旋桨驱动轴102的后端端部与变距螺旋桨3的桨毂同轴固定，通过螺旋桨驱动机构驱动螺旋桨驱动轴102转动，实现变距螺旋桨3的转动。螺旋桨驱动轴102上套有桨距控制滑块104，通过桨距舵机105输出动力，经传动连杆组103件将动力传递至桨距控制滑块104，由桨距控制滑块104改变变距螺旋桨3中的两片桨叶301的桨距。上述桨距舵机105为两个，分别固定安装在壳体101左右侧壁上，输出轴相对设置。传动连杆组件包括双连杆A103a、双连杆B103b以及一根驱动杆103c；双连杆A103a与双连杆B103b中的两根连杆的连接端间通过球铰相连。双连杆A103a与双连杆B103b中的一根连杆的固定端分别固定于两个桨距舵机105的输出轴上，另一根连杆的固定端分别通过球铰连接于驱动杆103c的两端；驱动杆103c中心位置固定安装于桨距控制滑块104上设计的轴线与水平面垂直的安装轴104a上，也可将驱动杆103与桨距控制滑块104制成一体结构。桨距控制滑块104前端还设计有U型调节件104b，U型调节件104b两端分别与变距螺旋桨3中用来安装两个桨叶301的两个桨叶夹片302异侧上的调节凸起303间通过球铰连接。由此，通过两个桨距舵机105同步动作，分别由双连杆A103a与双连杆B103b将动力传递至驱动杆103c，进而由驱动杆103c带动桨距控制滑块104沿螺旋桨驱动轴102轴线移动，由此通过U型调节件104b两端推动变距螺旋桨3中两片桨叶301的桨距等角度改变，实现变距螺旋桨3桨距的调节。上述两套矢量推进装置1在飞行器左右机翼后缘缺口处安装方式相同，均将壳体101设置于机翼后缘的缺口，与缺口左右两侧的机翼间通过转轴轴接，进而通过矢量推进装置2控制壳体101可上下转动，实现变距螺旋桨3的俯仰角度调节，改变变距螺旋桨3产生的推力方向。所述矢量推进装置2包括俯仰角驱动舵机201与驱动摇臂202，如图2所示。其中，俯仰角驱动舵机201固定安装在飞行器机翼后缘缺口处。俯仰角驱动舵机201的输出轴与驱动摇臂202一端固定。驱动摇臂202上沿轴向开有滑槽203；滑槽203套接于矢量推进装置壳体侧壁后端安装的导向轴204上，通过导向轴204端部设计的台肩实现驱动摇臂202与壳体101间的定位，使驱动摇臂202不会脱离导向轴204。由此，俯仰角驱动舵机201动作，使驱动摇臂202转动，推动螺旋桨变距装置1上下转动0～15度，如图4所示；此过程中，导向轴204沿滑槽203运动，继而实现变距螺旋桨3的俯仰角度调节，改变变距螺旋桨3产生的推力方向。本发明中螺旋桨驱动机构由飞行器发动机4提供动力，当飞行器处于平飞状态时，发动机4的功率通过螺旋桨驱动机构输出至两套矢量推进装置1中的螺旋桨驱动轴102，使变距螺旋桨3产生水平方向的推力和部分控制力矩。当飞行器处于垂直起降状态时，螺旋桨驱动机构不为发动机4提供动力，而直接将动力传递至飞行器的旋翼主轴5，驱动飞行器的旋翼旋转，由旋翼为飞行器提供垂直方向上的升力，具体实现方式如下：螺旋桨驱动机构包括传动轴6、第一传动皮带7、第二传动皮带8、第一锥齿轮9、第二锥齿轮10、第一压带轮11与第二压带轮12以及五个传动轮13，如图5所示，令五个传动轮分别为第一传动轮、第二传动轮、第三传动轮、第四传动轮、第五传动轮。其中，第一传动轮固定于发动机4的输出轴上，第二传动轮与第三传动轮固定于传动轴6上；传动轴6通过轴承安装于机身中的机架上。第四传动轮与第五传动轮分别固定于两套螺旋桨变距装置1中的螺旋桨驱动轴102上。第一锥齿轮9固定于飞行器旋翼主轴5上，第二锥齿轮10固定于传动轴6端部。第一压带轮11与第二压带轮12分别通过转轴安装于机架上，位于第三传动轮下方，且分别位于第三传动轮左右两侧。上述第一传动轮与第二传动轮间通过第一传动皮带7套接。第一锥齿轮9与第二锥齿轮10啮合。第三传动轮、第四传动轮与第五传动轮三者通过第二传动皮带8套接，如图6所示；且第二传动皮带8绕过第三传动轮后还分别绕过第一压带轮11与第二压带轮12后与第四传动轮、第五传动轮套接。由此，发动机4的动力可依次经第一传动轮-第二传动轮-第二锥齿轮10-第一锥齿轮9传递至飞行器旋翼主轴5上，驱动飞行器旋翼转动；也可依次经第一传动轮-第二传动轮-传动轴6-第三传动轮后，分别经第四传动轮与第五传动轮传递至两套矢量推进装置2中的螺旋桨驱动轴102上，驱动变距螺旋桨3旋转。上述结构的矢量变距推进装置，通过相互独立的螺旋桨变距装置1与矢量推进装置2，可以实现改变推力方向及推力大小的目的。通过左右两侧的矢量推进装置2控制两变距螺旋桨3的俯仰差动，直接改变推力的方向，还能通过螺旋桨变距装置1适时的控制两变距螺旋桨3的桨距，直接改变飞行器两侧推力的大小，综合两者可直接提供控制力矩，提高受到突风、侧风扰动后的恢复控制能力，显著提高飞行器的飞行稳定性。