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复合式布局垂直起降 飞行器

阅读：493发布：2020-08-28

专利汇可以提供复合式布局垂直起降飞行器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本实用新型提供一种复合式布局垂直起降飞行器，复合式布局垂直起降飞行器包括：机身 (1)、前置机翼(2)、后置机翼(3)、前电机连接杆 (4)、后电机连接杆(5)、左前旋翼组件(6.1)、右前旋翼组件(6.2)、左后旋翼组件(6.3)、右后旋翼组件(6.4)、飞控系统(7)、电池舱(8)、载荷舱(9)和起落架 (10)。优点为：采用多旋翼加固定翼的复合式布局，实现飞行器的垂直起降与水平飞行，充分发挥了多旋翼优异的垂直起降能力与固定翼高效率的巡航能力，增加续航时间。，下面是复合式布局垂直起降飞行器专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种复合式布局垂直起降飞行器，其特征在于，包括：机身(1)、前置机翼(2)、后置机翼(3)、前电机连接杆(4)、后电机连接杆(5)、左前旋翼组件(6.1)、右前旋翼组件(6.2)、左后旋翼组件(6.3)、右后旋翼组件(6.4)、飞控系统(7)、电池舱(8)、载荷舱(9)和起落架(10)；
所述机身(1)的长度为L；所述机身(1)在垂直起降阶段为倾斜状态，其前端高于后端，为抬头状，在垂直起降阶段，机身轴线与水平面的夹角，即：倾斜角度为β；所述机身(1)包括机身主体(1.1)，所述机身主体(1.1)的前端延伸出机身头部(1.2)，所述机身主体(1.1)的后端延伸出机身尾部(1.3)；所述机身主体(1.1)的机身宽度不变，机身高度随着机身纵向逐渐减小；所述机身头部(1.2)和所述机身尾部(1.3)均为扁平状；
所述前置机翼(2)包括左前机翼(2.1)和右前机翼(2.2)；所述左前机翼(2.1)的梁和所述右前机翼(2.2)的梁分别从所述机身头部(1.2)的左右两侧对称插入到所述机身头部(1.2)的内腔，并采用插销固定；
所述后置机翼(3)包括左后机翼(3.1)和右后机翼(3.2)；所述左后机翼(3.1)的梁和所述右后机翼(3.2)的梁分别从所述机身尾部(1.3)的左右两侧对称插入到所述机身尾部(1.3)的内腔，并采用插销固定；
所述前置机翼(2)和所述后置机翼(3)平行设置，所述前置机翼(2)的前缘与机身头部的前端齐平，用于减小机身对流经前置机翼来流的干扰；所述后置机翼(3)的后缘与机身尾部的后端齐平，用于对机身尾部进行修型以减小阻力；所述前置机翼(2)和所述后置机翼(3)相对于机身具有高度差h，即：当机身轴线为水平状态时，所述前置机翼(2)和所述后置机翼(3)之间的高度差的值为：L*tanβ；
所述左前机翼(2.1)、所述右前机翼(2.2)、所述左后机翼(3.1)和所述右后机翼(3.2)的机翼长度均相等，为P；在所述左前机翼(2.1)、所述右前机翼(2.2)、所述左后机翼(3.1)和所述右后机翼(3.2)的外段分别安装有可转动的副翼(11)；所述副翼的长度为P/2，用于飞行器飞行过程中的姿态调整；
所述前电机连接杆(4)包括左前电机连接杆(4.1)和右前电机连接杆(4.2)；所述左前电机连接杆(4.1)的一端固定于所述机身头部(1.2)的内部；所述左前电机连接杆(4.1)的另一端穿过所述左前机翼(2.1)的内部，而延伸到所述左前机翼(2.1)的外部；所述左前电机连接杆(4.1)的末端设置有电机座；所述电机座的下方安装所述左前旋翼组件(6.1)；
所述右前电机连接杆(4.2)的一端固定于所述机身头部(1.2)的内部；所述右前电机连接杆(4.2)的另一端穿过所述右前机翼(2.2)的内部，而延伸到所述右前机翼(2.2)的外部；
所述右前电机连接杆(4.2)的末端设置有电机座；所述电机座的下方安装所述右前旋翼组件(6.2)；
所述后电机连接杆(5)包括左后电机连接杆(5.1)和右后电机连接杆(5.2)；所述左后电机连接杆(5.1)的一端固定于所述机身尾部(1.3)的内部；所述左后电机连接杆(5.1)的另一端穿过所述左后机翼(3.1)的内部，而延伸到所述左后机翼(3.1)的外部；所述左后电机连接杆(5.1)的末端设置有电机座；所述电机座的上方安装所述左后旋翼组件(6.3)；
所述右后电机连接杆(5.2)的一端固定于所述机身尾部(1.3)的内部；所述右后电机连接杆(5.2)的另一端穿过所述右后机翼(3.2)的内部，而延伸到所述右后机翼(3.2)的外部；
所述右后电机连接杆(5.2)的末端设置有电机座；所述电机座的上方安装所述右后旋翼组件(6.4)；
所述左前旋翼组件(6.1)、所述右前旋翼组件(6.2)、所述左后旋翼组件(6.3)和所述右后旋翼组件(6.4)均包括：驱动电机以及螺旋桨；对于所述左前旋翼组件(6.1)和所述右前旋翼组件(6.2)，其螺旋桨设置于对应的驱动电机的底部；对于所述左后旋翼组件(6.3)和所述右后旋翼组件(6.4)，其螺旋桨设置于对应的驱动电机的顶部，并且，四个螺旋桨位于同一平面，形成螺旋桨平面；在垂直起降阶段，螺旋桨平面为水平状态；在前飞状态，螺旋桨平面相对地面具有倾斜角度；
所述飞控系统(7)包括飞控板；所述飞控板设置于所述机身(1)的中心位置；并且，所述飞控板始终与所述螺旋桨平面平行；
所述电池舱(8)设置于所述机身(1)的中心位置的上部，用于安装动力电池及依靠动力电池调节整机重心；
所述载荷舱(9)设置于所述机身(1)的中心位置的下部，用于固定任务载荷；
所述起落架(10)为三点式起落架，包括：前起落架、左后起落架和右后起落架；所述前起落架安装于所述机身头部(1.2)的正下方；所述左后起落架安装在所述左后机翼(3.1)外端的左后电机连接杆(5.1)上；所述右后起落架安装在所述右后机翼(3.2)外端的右后电机连接杆(5.2)上；在垂直起降阶段，所述前起落架与所述左后起落架，以及所述前起落架与所述右后起落架具有相同的高度差，以保证机身在起飞状态为抬头状态，且倾斜角度为β。
2.根据权利要求1所述的复合式布局垂直起降飞行器，其特征在于，所述机身(1)的长度为1.2至2.2米；所述倾斜角度β为8至12度。
3.根据权利要求1所述的复合式布局垂直起降飞行器，其特征在于，所述前置机翼(2)和所述后置机翼(3)均具有安装角α。
4.根据权利要求3所述的复合式布局垂直起降飞行器，其特征在于，安装角α为2至6度。
5.根据权利要求1所述的复合式布局垂直起降飞行器，其特征在于，所述左前电机连接杆(4.1)相对于机翼外端的外伸长度、所述右前电机连接杆(4.2)相对于机翼外端的外伸长度、所述左后电机连接杆(5.1)相对于机翼外端的外伸长度以及所述右后电机连接杆(5.2)相对于机翼外端的外伸长度均大于螺旋桨半径R。

说明书全文

复合式布局垂直起降飞行器

技术领域

[0001] 本实用新型属于飞行器气动布局技术领域，具体涉及一种复合式布局垂直起降飞行器。

背景技术

[0002] 随着电子技术的发展，各种无人机的应用越来越广泛。军事应用方面，无人机可用作战场监视、态势侦察、目标指引、通信中继、火力打击；民用方面，无人机可进行影视航拍、测绘、地质勘测、气象探测、环境探测、农林植保等。在各类应用场景中，具备垂直起降功能的无人机具有得天独厚的优势，即：对起降场地要求小，这也成为了近年来多旋翼飞行器快
速发展的动力。尤其在对任务点进行侦察或探测作业时，多旋翼垂直起降无人机能够在绝
大部分场地上起飞执行任务，并且能够定点悬停，以达到最佳的任务效果。例如，在天津港
“8.12”重大火灾爆炸事故现场，工作人员利用多旋翼无人机对事故现场进行测绘，观察地
形及变化，对事故的抢险救援提供了准确可靠的信息支持。

[0003] 但是，现有的多旋翼垂直起降无人机主要具有以下不足：在前飞时，无人机前飞的动力完全来自于机身偏转状态下螺旋桨拉力的分力。

[0004] 由此可见，受限于电机的转换效率以及电池储能技术，常规的多旋翼垂直起降无人机能量利用率非常低，所以其续航时间非常短，普通的多旋翼无人机飞行时间大都在
30min左右。
实用新型内容

[0005] 针对现有技术存在的缺陷，本实用新型提供一种复合式布局垂直起降飞行器，可有效解决上述问题。

[0006] 本实用新型采用的技术方案如下：

[0007] 本实用新型提供一种复合式布局垂直起降飞行器，包括：机身(1)、前置机翼(2)、后置机翼(3)、前电机连接杆(4)、后电机连接杆(5)、左前旋翼组件(6.1)、右前旋翼组件
(6.2)、左后旋翼组件(6.3)、右后旋翼组件(6.4)、飞控系统(7)、电池舱(8)、载荷舱(9)和起落架(10)；

[0008] 所述机身(1)的长度为L；所述机身(1)在垂直起降阶段为倾斜状态，其前端高于后端，为抬头状，在垂直起降阶段，机身轴线与水平面的夹角，即：倾斜角度为β；所述机身(1)包括机身主体(1.1)，所述机身主体(1.1)的前端延伸出机身头部(1.2)，所述机身主体
(1.1)的后端延伸出机身尾部(1.3)；所述机身主体(1.1)的机身宽度不变，机身高度随着机
身纵向逐渐减小；所述机身头部(1.2)和所述机身尾部(1.3)均为扁平状；

[0009] 所述前置机翼(2)包括左前机翼(2.1)和右前机翼(2.2)；所述左前机翼(2.1)的梁和所述右前机翼(2.2)的梁分别从所述机身头部(1.2)的左右两侧对称插入到所述机身头
部(1.2)的内腔，并采用插销固定；

[0010] 所述后置机翼(3)包括左后机翼(3.1)和右后机翼(3.2)；所述左后机翼(3.1)的梁和所述右后机翼(3.2)的梁分别从所述机身尾部(1.3)的左右两侧对称插入到所述机身尾
部(1.3)的内腔，并采用插销固定；

[0011] 所述前置机翼(2)和所述后置机翼(3)平行设置，所述前置机翼(2)和所述后置机翼(3)相对于机身具有高度差h，即：当机身轴线为水平状态时，所述前置机翼(2)和所述后
置机翼(3)之间的高度差的值为：L*tanβ；

[0012] 所述左前机翼(2.1)、所述右前机翼(2.2)、所述左后机翼(3.1)和所述右后机翼(3.2)的机翼长度均相等，为P；在所述左前机翼(2.1)、所述右前机翼(2.2)、所述左后机翼
(3.1)和所述右后机翼(3.2)的外段分别安装有可转动的副翼(11)；所述副翼的长度为P/2，
用于飞行器飞行过程中的姿态调整；

[0013] 所述前电机连接杆(4)包括左前电机连接杆(4.1)和右前电机连接杆(4.2)；所述左前电机连接杆(4.1)的一端固定于所述机身头部(1.2)的内部；所述左前电机连接杆
(4.1)的另一端穿过所述左前机翼(2.1)的内部，而延伸到所述左前机翼(2.1)的外部；所述
左前电机连接杆(4.1)的末端设置有电机座；所述电机座的下方安装所述左前旋翼组件
(6.1)；

[0014] 所述右前电机连接杆(4.2)的一端固定于所述机身头部(1.2)的内部；所述右前电机连接杆(4.2)的另一端穿过所述右前机翼(2.2)的内部，而延伸到所述右前机翼(2.2)的
外部；所述右前电机连接杆(4.2)的末端设置有电机座；所述电机座的下方安装所述右前旋
翼组件(6.2)；

[0015] 所述后电机连接杆(5)包括左后电机连接杆(5.1)和右后电机连接杆(5.2)；所述左后电机连接杆(5.1)的一端固定于所述机身尾部(1.3)的内部；所述左后电机连接杆
(5.1)的另一端穿过所述左后机翼(3.1)的内部，而延伸到所述左后机翼(3.1)的外部；所述
左后电机连接杆(5.1)的末端设置有电机座；所述电机座的上方安装所述左后旋翼组件
(6.3)；

[0016] 所述右后电机连接杆(5.2)的一端固定于所述机身尾部(1.3)的内部；所述右后电机连接杆(5.2)的另一端穿过所述右后机翼(3.2)的内部，而延伸到所述右后机翼(3.2)的
外部；所述右后电机连接杆(5.2)的末端设置有电机座；所述电机座的上方安装所述右后旋
翼组件(6.4)；

[0017] 所述左前旋翼组件(6.1)、所述右前旋翼组件(6.2)、所述左后旋翼组件(6.3)和所述右后旋翼组件(6.4)均包括：驱动电机以及螺旋桨；对于所述左前旋翼组件(6.1)和所述
右前旋翼组件(6.2)，其螺旋桨设置于对应的驱动电机的底部；对于所述左后旋翼组件
(6.3)和所述右后旋翼组件(6.4)，其螺旋桨设置于对应的驱动电机的顶部，并且，四个螺旋
桨位于同一平面，形成螺旋桨平面；在垂直起降阶段，螺旋桨平面为水平状态；在前飞状态，螺旋桨平面相对地面具有倾斜角度；

[0018] 所述飞控系统(7)包括飞控板；所述飞控板设置于所述机身(1)的中心位置；并且，所述飞控板始终与所述螺旋桨平面平行；

[0019] 所述电池舱(8)设置于所述机身(1)的中心位置的上部，用于安装动力电池及依靠动力电池调节整机重心；

[0020] 所述载荷舱(9)设置于所述机身(1)的中心位置的下部，用于固定任务载荷；

[0021] 所述起落架(10)为三点式起落架，包括：前起落架、左后起落架和右后起落架；所述前起落架安装于所述机身头部(1.2)的正下方；所述左后起落架安装在所述左后机翼
(3.1)外端的左后电机连接杆(5.1)上；所述右后起落架安装在所述右后机翼(3.2)外端的
右后电机连接杆(5.2)上；在垂直起降阶段，所述前起落架与所述左后起落架，以及所述前
起落架与所述右后起落架具有相同的高度差，以保证机身在起飞状态为抬头状态，且倾斜
角度为β。

[0022] 优选的，所述机身(1)的长度为1.2至2.2米；所述倾斜角度β为8至12度。

[0023] 优选的，所述前置机翼(2)和所述后置机翼(3)均具有安装角α。

[0024] 优选的，安装角α为2至6度。

[0025] 优选的，所述左前电机连接杆(4.1)相对于机翼外端的外伸长度、所述右前电机连接杆(4.2)相对于机翼外端的外伸长度、所述左后电机连接杆(5.1)相对于机翼外端的外伸
长度以及所述右后电机连接杆(5.2)相对于机翼外端的外伸长度均大于螺旋桨半径R。

[0026] 本实用新型提供的复合式布局垂直起降飞行器以及垂直起降飞行方法具有以下优点：

[0027] 采用多旋翼加固定翼的复合式布局，实现飞行器的垂直起降与水平飞行，充分发挥了多旋翼优异的垂直起降能力与固定翼高效率的巡航能力，增加续航时间。
附图说明

[0028] 图1为本实用新型提供的复合式布局垂直起降飞行器的立体结构示意图；

[0029] 图2为本实用新型提供的复合式布局垂直起降飞行器的左视图。

具体实施方式

[0030] 为使本实用新型实施的目的、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更加详细的描述。在附图中，自始
至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。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。下面通过参考附图描述的实施例
是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。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。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。

[0031] 在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“上”、“下”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，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装置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
为对本实用新型保护范围的限制。

[0032] 本实用新型提供一种复合式布局垂直起降飞行器，具有以下优点：

[0033] (1)提升飞行器的飞行续航时间：

[0034] 对于传统的多旋翼飞行器，其在前飞过程中，前进的动力完全来自于机身偏转状态下的螺旋桨拉力的水平分力，升力完全来自于螺旋桨拉力的竖直分力，因此，受限于电机
的转换效率以及电池储能技术，常规的多旋翼垂直起降无人机能量利用率非常低，续航时
间非常短。

[0035] 与传统的四旋翼无人机相比，本实用新型提供的复合式布局垂直起降飞行器，采用串列式固定翼和多旋翼的复合式布局，在飞行过程中，固定翼和多旋翼同时提供升力，由
于利用了串列式固定翼产生的气动升力，从而可延长飞行器航时，又由于前置机翼和后置
机翼具有一定的高度差，可避免前后机翼的尾流干扰，具体为：减小前飞状态中前置机翼的
尾流对后置机翼的来流的影响。另外，固定机翼具有迎角以提供气动升力，进一步延长飞行
器航时，实践证明，飞行续航时间可提升20％以上。此外，合理设计多旋翼安装位置，可避免旋翼和固定翼之间的干扰，降低机翼诱导阻力。从而使得飞行器对电机的拉力需求得以降
低，巡航消耗功率减小，全面提高续航时间。

[0036] (2)简化了飞行控制系统：

[0037] 现有技术中，例如专利CN105539835A采用两套动力系统，即多旋翼动力系统和固定翼动力推进系统，起降状态时，利用多旋翼的垂直起降能力进行垂直起降，在达到既定高
度后，再启动固定翼的动力系统，逐渐关闭多旋翼的动力系统，转换为空中飞行状态，采用
固定翼的模式进行巡航飞行，有效地将两者的优点结合了起来。但是，此种气动布局在飞机
飞行状态转换过程中，飞机的受力情况变化剧烈，因此对于飞机的控制提出了更高的要求。
另外的一大缺点，在空中飞行状态下，飞机上的多旋翼动力系统不能为飞机的巡航飞行做
出贡献，为飞机的废重，故限制了此种布局飞机巡航状态的载重量。

[0038] 本实用新型采用一套动力系统，无论在前飞状态还是垂直起降状态，均使用多旋翼动力系统；具体的，在垂直起降状态，多旋翼动力系统产生垂直向上升力；在前飞状态，机身为水平状态，而四个动力装置产生的拉力与竖直方向具有夹角，夹角等于β，因此，前飞状态时，四个动力装置产生水平分力，从而保证飞机巡航状态时机身水平，且飞机能前飞。因
此，不需要额外设置固定翼推进系统，即可实现飞机的前飞和垂直起降，大大简化了飞行控
制系统，降低了成本。

[0039] 结合图1和图2，本实用新型提供一种复合式布局垂直起降飞行器，包括：机身1、前置机翼2、后置机翼3、前电机连接杆4、后电机连接杆5、左前旋翼组件6.1、右前旋翼组件
6.2、左后旋翼组件6.3、右后旋翼组件6.4、飞控系统7、电池舱8、载荷舱9和起落架10。下面对各部件详细介绍：

[0040] (1)机身

[0041] 对机身进行气动修型，使之保持流线型，以减小在平飞状态时的阻力。机身1的长度为L，对于机身的长度，结合旋翼自身的布局要求与机翼升力的有效性，机身长度取值1.2
至2.2米。

[0042] 机身1在垂直起降阶段为倾斜状态，其前端高于后端，为抬头状，在垂直起降阶段，机身轴线与水平面的夹角，即：倾斜角度为β，范围为8至12度。

[0043] 机身1包括机身主体1.1，机身主体1.1的机身宽度不变，机身高度随着机身纵向逐渐减小，一方面，可达到较好的抗扭特性；另一方面，可提高飞行器气动性能。机身主体1.1的前端延伸出机身头部1.2，机身主体1.1的后端延伸出机身尾部1.3；其中，机身头部1.2和
机身尾部1.3均为扁平状，以达到和机翼相融合而增升的目的。另外，在机身前后段与机翼
连接处，对结构做加强处理，以承受机翼传递过来的力及力矩。

[0044] (2)机翼

[0045] 机翼包括前置机翼和后置机翼。前置机翼2包括左前机翼2.1和右前机翼2.2；左前机翼2.1的梁和右前机翼2.2的梁分别从机身头部1.2的左右两侧对称插入到机身头部1.2
的内腔，并采用插销固定；后置机翼3包括左后机翼3.1和右后机翼3.2；左后机翼3.1的梁和
右后机翼3.2的梁分别从机身尾部1.3的左右两侧对称插入到机身尾部1.3的内腔，并采用
插销固定。

[0046] 前置机翼和后置机翼均与机身采用插接固定方式，具有方便拆卸和运输的作用，减少运输空间。

[0047] 机翼翼型选择适用于低雷诺数的高升阻比翼型，例如选择SD7062(14％)翼型，考虑到机身尺寸，机翼翼展取值范围为1米至1.5米。

[0048] 前置机翼2和后置机翼3平行设置，前置机翼2和后置机翼3的弦线保持平行，以保证前后机翼产生的升力大小相同，减小对控制系统的要求。

[0049] 前置机翼2和后置机翼3相对于机身具有高度差h，即：当机身轴线为水平状态时，前置机翼2和后置机翼3之间的高度差的值为：L*tanβ。此种高度差具体可设计为两种形式：
第一种，前置机翼低于后置机翼，优点为：在前飞状态时，由于前置机翼低于后置机翼，因
此，可避免前置机翼尾流影响后置机翼。第二种，前置机翼高于后置机翼，优点为：将前置机翼与后置机翼的高度差设置为前置机翼高于后置机翼，利用前置机翼产生的尾涡流以使得
后置机翼效率得到提升。具体采用第一种还是第二种设计形式，根据实际需求设定。

[0050] 前置机翼2和后置机翼3均具有安装角α，范围为2至6度，在前飞时，机身平行于地面状态，但机翼具有一定的迎角以提供气动升力，延长航时。

[0051] 左前机翼2.1、右前机翼2.2、左后机翼3.1和右后机翼3.2的机翼长度均相等，为P；在左前机翼2.1、右前机翼2.2、左后机翼3.1和右后机翼3.2的外段分别安装有可转动的副
翼11；副翼的长度为P/2，用于飞行器飞行过程中的姿态调整；

[0052] (3)电机连接杆

[0053] 电机连接杆包括前电机连接杆和后电机连接杆。

[0054] 前电机连接杆4包括左前电机连接杆4.1和右前电机连接杆4.2；左前电机连接杆4.1的一端固定于机身头部1.2的内部；左前电机连接杆4.1的另一端穿过左前机翼2.1的内
部，而延伸到左前机翼2.1的外部；左前电机连接杆4.1的末端设置有电机座；电机座的下方
安装左前旋翼组件6.1；

[0055] 右前电机连接杆4.2的一端固定于机身头部1.2的内部；右前电机连接杆4.2的另一端穿过右前机翼2.2的内部，而延伸到右前机翼2.2的外部；右前电机连接杆4.2的末端设
置有电机座；电机座的下方安装右前旋翼组件6.2；

[0056] 后电机连接杆5包括左后电机连接杆5.1和右后电机连接杆5.2；左后电机连接杆5.1的一端固定于机身尾部1.3的内部；左后电机连接杆5.1的另一端穿过左后机翼3.1的内
部，而延伸到左后机翼3.1的外部；左后电机连接杆5.1的末端设置有电机座；电机座的上方
安装左后旋翼组件6.3；

[0057] 右后电机连接杆5.2的一端固定于机身尾部1.3的内部；右后电机连接杆5.2的另一端穿过右后机翼3.2的内部，而延伸到右后机翼3.2的外部；右后电机连接杆5.2的末端设
置有电机座；电机座的上方安装右后旋翼组件6.4。

[0058] 每个电机连接杆与机身均为可拆卸安装结构，从而方便拆卸和运输。此外，机翼利用电机连接杆作为机翼主梁，连接杆为碳纤维复合材料圆管。机翼内部还设置有另外一根
细的碳管作为机翼辅助梁，从而加强机翼结构强度。

[0059] 左前电机连接杆4.1相对于机翼外端的外伸长度、右前电机连接杆4.2相对于机翼外端的外伸长度、左后电机连接杆5.1相对于机翼外端的外伸长度以及右后电机连接杆5.2
相对于机翼外端的外伸长度均大于螺旋桨半径R，以安置电机座及动力装置，将螺旋桨平面
外置于固定机翼的外部，可防止螺旋桨气流对流经固定机翼的气流产生较大干扰。

[0060] (4)旋翼组件

[0061] 旋翼组件共包括四个，分别为左前旋翼组件6.1、右前旋翼组件6.2、左后旋翼组件6.3和右后旋翼组件6.4，每个旋翼组件均包括：驱动电机以及螺旋桨；驱动电机可采用无刷
直流电机，从而带动高效率的螺旋桨转动，提供飞行器的升力与前飞的动力。

[0062] 对于左前旋翼组件6.1和右前旋翼组件6.2，其螺旋桨设置于对应的驱动电机的底部；对于左后旋翼组件6.3和右后旋翼组件6.4，其螺旋桨设置于对应的驱动电机的顶部，并
且，四个螺旋桨位于同一平面，形成螺旋桨平面；在垂直起降阶段，螺旋桨平面为水平状态；
在前飞状态，螺旋桨平面相对地面具有倾斜角度。

[0063] 实际应用中，动力螺旋桨应使用大桨距螺旋桨，保证飞行器对反扭矩要求，以使飞行器在前飞状态具有一定倾角时，螺旋桨能提供足够的拉力，并且提高偏航操纵性能。其尺
寸的取值范围为20寸至26寸。螺旋桨桨尖与机翼翼稍取0.2-0.4R。

[0064] (4)飞控系统

[0065] 飞控系统7包括飞控板；飞控板设置于机身1的中心位置；并且，飞控板始终与螺旋桨平面平行。

[0066] (5)电池舱

[0067] 电池舱8设置于机身1的中心位置的上部，用于安装动力电池及依靠动力电池调节整机重心。

[0068] (6)载荷舱

[0069] 载荷舱9设置于机身1的中心位置的下部，用于固定任务载荷。

[0070] (7)起落架

[0071] 起落架10为三点式起落架，包括：前起落架、左后起落架和右后起落架；前起落架安装于机身头部1.2的正下方；左后起落架安装在左后机翼3.1外端的左后电机连接杆5.1
上；右后起落架安装在右后机翼3.2外端的右后电机连接杆5.2上；在垂直起降阶段，前起落
架与左后起落架，以及前起落架与右后起落架具有相同的高度差，以保证机身在起飞状态
为抬头状态，且倾斜角度为β。

[0072] 通过采用三点式起落架，前起落架高度高于后部两个起落架，从而使起降阶段动力螺旋桨的拉力竖直向上，产生向上升力。

[0073] 本实用新型还提供一种应用复合式布局垂直起降飞行器的复合式布局垂直起降飞行方法，包括以下步骤：

[0074] 步骤1，机身的头部两侧对称设置左前机翼2.1和右前机翼2.2；机身的尾部两侧对称设置左后机翼3.1和右后机翼3.2；其中，左前机翼2.1和右前机翼2.2统称为前置机翼；左
后机翼3.1和右后机翼3.2统称为后置机翼；

[0075] 前置机翼和后置机翼之间相对于机身具有高度差；

[0076] 左前机翼2.1、右前机翼2.2、左后机翼3.1和右后机翼3.2的外部分别设置有左前旋翼组件、右前旋翼组件、左后旋翼组件和右后旋翼组件；左前旋翼组件、右前旋翼组件、左后旋翼组件和右后旋翼组件的螺旋桨位于同一平面；

[0077] 机身中心位置的上半部分为电池舱，用于安装动力电池；机身中心位置的下半部分为载荷舱，用于安装任务载荷；

[0078] 飞控系统安装在机身中心位置的中间部分，即在电池舱和载荷舱之间；

[0079] 在整机安装完成后，通过调整安装在电池舱中的动力电池位置，从而微调配平整机重心；

[0080] 飞行器具有两种飞行模式，分别为：多旋翼模式和旋翼固定翼复合模式；多旋翼模式是指：仅依靠多旋翼转动而产生升力的飞行模式；多旋翼模式适用于垂直起降和定点悬
停状态；旋翼固定翼复合模式是指：固定翼和多旋翼同时提供升力的飞行模式；

[0081] 步骤2，在飞行器处于地面静止状态时，机身通过起落架10支撑于地面上，此时，通过起落架10的支撑调节作用，使机身为抬头状，即：机身头部高于机身尾部，使机身具有倾
斜角度β；

[0082] 步骤3，当需要垂直起升时，飞行器为多旋翼模式，即：飞控系统7对左前旋翼组件、右前旋翼组件、左后旋翼组件和右后旋翼组件进行控制，启动动力装置，使左前旋翼组件、右前旋翼组件、左后旋翼组件和右后旋翼组件的螺旋桨等速旋转产生竖直向上的升力，飞
控系统通过调整多个动力装置的拉力，进而使飞行器垂直平稳起飞；其中，在垂直起升过程
中，飞控板、4个螺旋桨形成的螺旋桨平面均为水平状态；机身为抬头状倾斜状态；螺旋桨平面保持水平状态，可产生竖直向上的升力；

[0083] 步骤4，待飞行器垂直起飞到一定高度后，通过飞控系统控制各动力装置的升力大小，以使飞行器产生低头力矩，动力螺旋桨平面前倾，此时机身由抬头状变为水平状，产生
前向的分力，使飞行器具备前飞动力；

[0084] 步骤5，在飞行器前飞状态中，飞行器为旋翼固定翼复合模式，固定翼和多旋翼同时提供升力；此外，由于前置机翼与后置机翼相对机身轴线均有一定的安装角，故二者相对
来流均有一定的迎角，由此产生升力延长飞行器航时；另外，由于前置机翼和后置机翼之间
相对于机身具有高度差，因此，可避免前置机翼尾流影响后置机翼，保证飞行平稳性能；

[0085] 步骤6，在飞行器到达任务点后，若需要定点执行任务，则转换为多旋翼模式；若需要非定点执行任务，则转换为旋翼固定翼复合模式；

[0086] 步骤7，任务执行完成后，飞行器返回基地或其他指定降落点，在接近基地或其他指定降落点时，逐渐减小前飞速度，此时随着机翼气动升力的减小，动力装置的拉力需要相
应地增加，最终平稳降落。

[0087] 还包括：

[0088] 前飞状态中，当需要进行右偏航动作时，采取压坡度的方式进行偏航，即：将左前机翼上的副翼与左后机翼上的副翼往下偏，右前机翼上的副翼与右后机翼上的副翼往上
偏，从而使得飞行器右滚转，待飞行到合适位置，再转为水平，以达到偏航目的；并且，在偏航过程中，也可调节动力装置的转速，利用四个动力装置上的不同螺旋桨的所受到的反扭
力的差进行偏航；

[0089] 前飞状态中，当需要进行低头动作时，增加左后旋翼组件和右后旋翼组件的动力装置的转速，从而增加后侧螺旋桨的拉力，降低左前旋翼组件和右前旋翼组件的转速，从而
降低前侧螺旋桨的拉力，同时向下偏转后置机翼两端的副翼，使得后置机翼的弯度增大，升
力增加，向上偏转前置机翼两端的副翼，使得前置机翼的升力减小，达到使飞行器低头的目
的。

[0090] 本实用新型的优点在于：

[0091] 1)采用多旋翼加固定翼的复合式布局，实现飞行器的垂直起降与水平飞行，充分发挥了多旋翼优异的垂直起降能力与固定翼高效率的巡航能力。

[0092] 2)采用串列式的前后置机翼，可以大幅增加飞行器在飞行过程中产生的气动升力，从而减小电机的使用功率，增加续航时间。

[0093] 3)前后置机翼具有一定的高度差，保证了在前飞过程中，前置机翼的尾流不会影响后置机翼的来流，即机翼的升力得到有效保证。

[0094] 4)动力装置设置于机翼外端，且动力螺旋桨的中心距离机翼外端大于螺旋桨半径，可大幅减弱螺旋桨气流对机翼上下表面气流的影响，保持良好的气动效率。

[0095] 以上所述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来说，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
润饰也应视本实用新型的保护范围。

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复合式布局垂直起降飞行器

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