本發(fā)明屬于飛行器氣動(dòng)布局技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種復(fù)合式布局垂直起降飛行器以及垂直起降飛行方法。

背景技術(shù)：

隨著電子技術(shù)的發(fā)展，各種無人機(jī)的應(yīng)用越來越廣泛。軍事應(yīng)用方面，無人機(jī)可用作戰(zhàn)場(chǎng)監(jiān)視、態(tài)勢(shì)偵察、目標(biāo)指引、通信中繼、火力打擊；民用方面，無人機(jī)可進(jìn)行影視航拍、測(cè)繪、地質(zhì)勘測(cè)、氣象探測(cè)、環(huán)境探測(cè)、農(nóng)林植保等。在各類應(yīng)用場(chǎng)景中，具備垂直起降功能的無人機(jī)具有得天獨(dú)厚的優(yōu)勢(shì)，即：對(duì)起降場(chǎng)地要求小，這也成為了近年來多旋翼飛行器快速發(fā)展的動(dòng)力。尤其在對(duì)任務(wù)點(diǎn)進(jìn)行偵察或探測(cè)作業(yè)時(shí)，多旋翼垂直起降無人機(jī)能夠在絕大部分場(chǎng)地上起飛執(zhí)行任務(wù)，并且能夠定點(diǎn)懸停，以達(dá)到最佳的任務(wù)效果。例如，在天津港“8.12”重大火災(zāi)爆炸事故現(xiàn)場(chǎng)，工作人員利用多旋翼無人機(jī)對(duì)事故現(xiàn)場(chǎng)進(jìn)行測(cè)繪，觀察地形及變化，對(duì)事故的搶險(xiǎn)救援提供了準(zhǔn)確可靠的信息支持。

但是，現(xiàn)有的多旋翼垂直起降無人機(jī)主要具有以下不足：在前飛時(shí)，無人機(jī)前飛的動(dòng)力完全來自于機(jī)身偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下螺旋槳拉力的分力。

由此可見，受限于電機(jī)的轉(zhuǎn)換效率以及電池儲(chǔ)能技術(shù)，常規(guī)的多旋翼垂直起降無人機(jī)能量利用率非常低，所以其續(xù)航時(shí)間非常短，普通的多旋翼無人機(jī)飛行時(shí)間大都在30min左右。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種復(fù)合式布局垂直起降飛行器以及垂直起降飛行方法，可有效解決上述問題。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

本發(fā)明提供一種復(fù)合式布局垂直起降飛行器，包括：機(jī)身(1)、前置機(jī)翼(2)、后置機(jī)翼(3)、前電機(jī)連接桿(4)、后電機(jī)連接桿(5)、左前旋翼組件(6.1)、右前旋翼組件(6.2)、左后旋翼組件(6.3)、右后旋翼組件(6.4)、飛控系統(tǒng)(7)、電池艙(8)、載荷艙(9)和起落架(10)；

所述機(jī)身(1)的長(zhǎng)度為L(zhǎng)；所述機(jī)身(1)在垂直起降階段為傾斜狀態(tài)，其前端高于后端，為抬頭狀，在垂直起降階段，機(jī)身軸線與水平面的夾角，即：傾斜角度為β；所述機(jī)身(1)包括機(jī)身主體(1.1)，所述機(jī)身主體(1.1)的前端延伸出機(jī)身頭部(1.2)，所述機(jī)身主體(1.1)的后端延伸出機(jī)身尾部(1.3)；所述機(jī)身主體(1.1)的機(jī)身寬度不變，機(jī)身高度隨著機(jī)身縱向逐漸減?。凰鰴C(jī)身頭部(1.2)和所述機(jī)身尾部(1.3)均為扁平狀；

所述前置機(jī)翼(2)包括左前機(jī)翼(2.1)和右前機(jī)翼(2.2)；所述左前機(jī)翼(2.1)的梁和所述右前機(jī)翼(2.2)的梁分別從所述機(jī)身頭部(1.2)的左右兩側(cè)對(duì)稱插入到所述機(jī)身頭部(1.2)的內(nèi)腔，并采用插銷固定；

所述后置機(jī)翼(3)包括左后機(jī)翼(3.1)和右后機(jī)翼(3.2)；所述左后機(jī)翼(3.1)的梁和所述右后機(jī)翼(3.2)的梁分別從所述機(jī)身尾部(1.3)的左右兩側(cè)對(duì)稱插入到所述機(jī)身尾部(1.3)的內(nèi)腔，并采用插銷固定；

所述前置機(jī)翼(2)和所述后置機(jī)翼(3)平行設(shè)置，所述前置機(jī)翼(2)和所述后置機(jī)翼(3)相對(duì)于機(jī)身具有高度差h，即：當(dāng)機(jī)身軸線為水平狀態(tài)時(shí)，所述前置機(jī)翼(2)和所述后置機(jī)翼(3)之間的高度差的值為：L*tanβ；

所述左前機(jī)翼(2.1)、所述右前機(jī)翼(2.2)、所述左后機(jī)翼(3.1)和所述右后機(jī)翼(3.2)的機(jī)翼長(zhǎng)度均相等，為P；在所述左前機(jī)翼(2.1)、所述右前機(jī)翼(2.2)、所述左后機(jī)翼(3.1)和所述右后機(jī)翼(3.2)的外段分別安裝有可轉(zhuǎn)動(dòng)的副翼(11)；所述副翼的長(zhǎng)度為P/2，用于飛行器飛行過程中的姿態(tài)調(diào)整；

所述前電機(jī)連接桿(4)包括左前電機(jī)連接桿(4.1)和右前電機(jī)連接桿(4.2)；所述左前電機(jī)連接桿(4.1)的一端固定于所述機(jī)身頭部(1.2)的內(nèi)部；所述左前電機(jī)連接桿(4.1)的另一端穿過所述左前機(jī)翼(2.1)的內(nèi)部，而延伸到所述左前機(jī)翼(2.1)的外部；所述左前電機(jī)連接桿(4.1)的末端設(shè)置有電機(jī)座；所述電機(jī)座的下方安裝所述左前旋翼組件(6.1)；

所述右前電機(jī)連接桿(4.2)的一端固定于所述機(jī)身頭部(1.2)的內(nèi)部；所述右前電機(jī)連接桿(4.2)的另一端穿過所述右前機(jī)翼(2.2)的內(nèi)部，而延伸到所述右前機(jī)翼(2.2)的外部；所述右前電機(jī)連接桿(4.2)的末端設(shè)置有電機(jī)座；所述電機(jī)座的下方安裝所述右前旋翼組件(6.2)；

所述后電機(jī)連接桿(5)包括左后電機(jī)連接桿(5.1)和右后電機(jī)連接桿(5.2)；所述左后電機(jī)連接桿(5.1)的一端固定于所述機(jī)身尾部(1.3)的內(nèi)部；所述左后電機(jī)連接桿(5.1)的另一端穿過所述左后機(jī)翼(3.1)的內(nèi)部，而延伸到所述左后機(jī)翼(3.1)的外部；所述左后電機(jī)連接桿(5.1)的末端設(shè)置有電機(jī)座；所述電機(jī)座的上方安裝所述左后旋翼組件(6.3)；

所述右后電機(jī)連接桿(5.2)的一端固定于所述機(jī)身尾部(1.3)的內(nèi)部；所述右后電機(jī)連接桿(5.2)的另一端穿過所述右后機(jī)翼(3.2)的內(nèi)部，而延伸到所述右后機(jī)翼(3.2)的外部；所述右后電機(jī)連接桿(5.2)的末端設(shè)置有電機(jī)座；所述電機(jī)座的上方安裝所述右后旋翼組件(6.4)；

所述左前旋翼組件(6.1)、所述右前旋翼組件(6.2)、所述左后旋翼組件(6.3)和所述右后旋翼組件(6.4)均包括：驅(qū)動(dòng)電機(jī)以及螺旋槳；對(duì)于所述左前旋翼組件(6.1)和所述右前旋翼組件(6.2)，其螺旋槳設(shè)置于對(duì)應(yīng)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)的底部；對(duì)于所述左后旋翼組件(6.3)和所述右后旋翼組件(6.4)，其螺旋槳設(shè)置于對(duì)應(yīng)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)的頂部，并且，四個(gè)螺旋槳位于同一平面，形成螺旋槳平面；在垂直起降階段，螺旋槳平面為水平狀態(tài)；在前飛狀態(tài)，螺旋槳平面相對(duì)地面具有傾斜角度；

所述飛控系統(tǒng)(7)包括飛控板；所述飛控板設(shè)置于所述機(jī)身(1)的中心位置；并且，所述飛控板始終與所述螺旋槳平面平行；

所述電池艙(8)設(shè)置于所述機(jī)身(1)的中心位置的上部，用于安裝動(dòng)力電池及依靠動(dòng)力電池調(diào)節(jié)整機(jī)重心；

所述載荷艙(9)設(shè)置于所述機(jī)身(1)的中心位置的下部，用于固定任務(wù)載荷；

所述起落架(10)為三點(diǎn)式起落架，包括：前起落架、左后起落架和右后起落架；所述前起落架安裝于所述機(jī)身頭部(1.2)的正下方；所述左后起落架安裝在所述左后機(jī)翼(3.1)外端的左后電機(jī)連接桿(5.1)上；所述右后起落架安裝在所述右后機(jī)翼(3.2)外端的右后電機(jī)連接桿(5.2)上；在垂直起降階段，所述前起落架與所述左后起落架，以及所述前起落架與所述右后起落架具有相同的高度差，以保證機(jī)身在起飛狀態(tài)為抬頭狀態(tài)，且傾斜角度為β。

優(yōu)選的，所述機(jī)身(1)的長(zhǎng)度為1.2至2.2米；所述傾斜角度β為8至12度。

優(yōu)選的，所述前置機(jī)翼(2)和所述后置機(jī)翼(3)均具有安裝角α。

優(yōu)選的，安裝角α為2至6度。

優(yōu)選的，所述左前電機(jī)連接桿(4.1)相對(duì)于機(jī)翼外端的外伸長(zhǎng)度、所述右前電機(jī)連接桿(4.2)相對(duì)于機(jī)翼外端的外伸長(zhǎng)度、所述左后電機(jī)連接桿(5.1)相對(duì)于機(jī)翼外端的外伸長(zhǎng)度以及所述右后電機(jī)連接桿(5.2)相對(duì)于機(jī)翼外端的外伸長(zhǎng)度均大于螺旋槳半徑R。

本發(fā)明還提供一種應(yīng)用上述的復(fù)合式布局垂直起降飛行器的復(fù)合式布局垂直起降飛行方法，包括以下步驟：

步驟1，機(jī)身的頭部?jī)蓚?cè)對(duì)稱設(shè)置左前機(jī)翼(2.1)和右前機(jī)翼(2.2)；機(jī)身的尾部?jī)蓚?cè)對(duì)稱設(shè)置左后機(jī)翼(3.1)和右后機(jī)翼(3.2)；其中，所述左前機(jī)翼(2.1)和所述右前機(jī)翼(2.2)統(tǒng)稱為前置機(jī)翼；所述左后機(jī)翼(3.1)和所述右后機(jī)翼(3.2)統(tǒng)稱為后置機(jī)翼；

所述前置機(jī)翼和所述后置機(jī)翼之間相對(duì)于機(jī)身具有高度差；

所述左前機(jī)翼(2.1)、所述右前機(jī)翼(2.2)、所述左后機(jī)翼(3.1)和所述右后機(jī)翼(3.2)的外部分別設(shè)置有左前旋翼組件、右前旋翼組件、左后旋翼組件和右后旋翼組件；所述左前旋翼組件、所述右前旋翼組件、所述左后旋翼組件和所述右后旋翼組件的螺旋槳位于同一平面；

機(jī)身中心位置的上半部分為電池艙，用于安裝動(dòng)力電池；機(jī)身中心位置的下半部分為載荷艙，用于安裝任務(wù)載荷；

飛控系統(tǒng)安裝在機(jī)身中心位置的中間部分，即在電池艙和載荷艙之間；

在整機(jī)安裝完成后，通過調(diào)整安裝在電池艙中的動(dòng)力電池位置，從而微調(diào)配平整機(jī)重心；

飛行器具有兩種飛行模式，分別為：多旋翼模式和旋翼固定翼復(fù)合模式；所述多旋翼模式是指：僅依靠多旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)而產(chǎn)生升力的飛行模式；所述旋翼固定翼復(fù)合模式是指：固定翼和多旋翼同時(shí)提供升力的飛行模式；

步驟2，在飛行器處于地面靜止?fàn)顟B(tài)時(shí)，機(jī)身通過起落架(10)支撐于地面上，此時(shí)，通過起落架(10)的支撐調(diào)節(jié)作用，使機(jī)身為抬頭狀，即：機(jī)身頭部高于機(jī)身尾部，使機(jī)身具有傾斜角度β；

步驟3，當(dāng)需要垂直起升時(shí)，飛行器為多旋翼模式，即：飛控系統(tǒng)(7)對(duì)左前旋翼組件、右前旋翼組件、左后旋翼組件和右后旋翼組件進(jìn)行控制，啟動(dòng)動(dòng)力裝置，使左前旋翼組件、右前旋翼組件、左后旋翼組件和右后旋翼組件的螺旋槳等速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生豎直向上的升力，飛控系統(tǒng)通過調(diào)整多個(gè)動(dòng)力裝置的拉力，進(jìn)而使飛行器垂直平穩(wěn)起飛；其中，在垂直起升過程中，飛控板、4個(gè)螺旋槳形成的螺旋槳平面均為水平狀態(tài)；機(jī)身為抬頭狀傾斜狀態(tài)；螺旋槳平面保持水平狀態(tài)，可產(chǎn)生豎直向上的升力；

步驟4，待飛行器垂直起飛到一定高度后，通過飛控系統(tǒng)控制各動(dòng)力裝置的升力大小，以使飛行器產(chǎn)生低頭力矩，動(dòng)力螺旋槳平面前傾，此時(shí)機(jī)身由抬頭狀變?yōu)樗綘?，產(chǎn)生前向的分力，使飛行器具備前飛動(dòng)力；

步驟5，在飛行器前飛狀態(tài)中，飛行器為旋翼固定翼復(fù)合模式，固定翼和多旋翼同時(shí)提供升力；此外，由于前置機(jī)翼與后置機(jī)翼相對(duì)機(jī)身軸線均有一定的安裝角，故二者相對(duì)來流均有一定的迎角，由此產(chǎn)生升力延長(zhǎng)飛行器航時(shí)；另外，由于所述前置機(jī)翼和所述后置機(jī)翼之間相對(duì)于機(jī)身具有高度差，因此，可避免前置機(jī)翼尾流影響后置機(jī)翼，保證飛行平穩(wěn)性能；

步驟6，在飛行器到達(dá)任務(wù)點(diǎn)后，若需要定點(diǎn)執(zhí)行任務(wù)，則轉(zhuǎn)換為多旋翼模式；若需要非定點(diǎn)執(zhí)行任務(wù)，則轉(zhuǎn)換為旋翼固定翼復(fù)合模式；

步驟7，任務(wù)執(zhí)行完成后，飛行器返回基地或其他指定降落點(diǎn)，在接近基地或其他指定降落點(diǎn)時(shí)，逐漸減小前飛速度，此時(shí)隨著機(jī)翼氣動(dòng)升力的減小，動(dòng)力裝置的拉力需要相應(yīng)地增加，最終平穩(wěn)降落。

優(yōu)選的，還包括：

前飛狀態(tài)中，當(dāng)需要進(jìn)行右偏航動(dòng)作時(shí)，采取壓坡度的方式進(jìn)行偏航，即：將左前機(jī)翼上的副翼與左后機(jī)翼上的副翼往下偏，右前機(jī)翼上的副翼與右后機(jī)翼上的副翼往上偏，從而使得飛行器右滾轉(zhuǎn)，待飛行到合適位置，再轉(zhuǎn)為水平，以達(dá)到偏航目的；并且，在偏航過程中，也可調(diào)節(jié)動(dòng)力裝置的轉(zhuǎn)速，利用四個(gè)動(dòng)力裝置上的不同螺旋槳的所受到的反扭力的差進(jìn)行偏航；

前飛狀態(tài)中，當(dāng)需要進(jìn)行低頭動(dòng)作時(shí)，增加左后旋翼組件和右后旋翼組件的動(dòng)力裝置的轉(zhuǎn)速，從而增加后側(cè)螺旋槳的拉力，降低左前旋翼組件和右前旋翼組件的轉(zhuǎn)速，從而降低前側(cè)螺旋槳的拉力，同時(shí)向下偏轉(zhuǎn)后置機(jī)翼兩端的副翼，使得后置機(jī)翼的彎度增大，升力增加，向上偏轉(zhuǎn)前置機(jī)翼兩端的副翼，使得前置機(jī)翼的升力減小，達(dá)到使飛行器低頭的目的。

本發(fā)明提供的復(fù)合式布局垂直起降飛行器以及垂直起降飛行方法具有以下優(yōu)點(diǎn)：

采用多旋翼加固定翼的復(fù)合式布局，實(shí)現(xiàn)飛行器的垂直起降與水平飛行，充分發(fā)揮了多旋翼優(yōu)異的垂直起降能力與固定翼高效率的巡航能力，增加續(xù)航時(shí)間。

附圖說明

圖1為本發(fā)明提供的復(fù)合式布局垂直起降飛行器的立體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明提供的復(fù)合式布局垂直起降飛行器的左視圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“上”、“下”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。

本發(fā)明提供一種復(fù)合式布局垂直起降飛行器，具有以下優(yōu)點(diǎn)：

(1)提升飛行器的飛行續(xù)航時(shí)間：

對(duì)于傳統(tǒng)的多旋翼飛行器，其在前飛過程中，前進(jìn)的動(dòng)力完全來自于機(jī)身偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下的螺旋槳拉力的水平分力，升力完全來自于螺旋槳拉力的豎直分力，因此，受限于電機(jī)的轉(zhuǎn)換效率以及電池儲(chǔ)能技術(shù)，常規(guī)的多旋翼垂直起降無人機(jī)能量利用率非常低，續(xù)航時(shí)間非常短。

與傳統(tǒng)的四旋翼無人機(jī)相比，本發(fā)明提供的復(fù)合式布局垂直起降飛行器，采用串列式固定翼和多旋翼的復(fù)合式布局，在飛行過程中，固定翼和多旋翼同時(shí)提供升力，由于利用了串列式固定翼產(chǎn)生的氣動(dòng)升力，從而可延長(zhǎng)飛行器航時(shí)，又由于前置機(jī)翼和后置機(jī)翼具有一定的高度差，可避免前后機(jī)翼的尾流干擾，具體為：減小前飛狀態(tài)中前置機(jī)翼的尾流對(duì)后置機(jī)翼的來流的影響。另外，固定機(jī)翼具有迎角以提供氣動(dòng)升力，進(jìn)一步延長(zhǎng)飛行器航時(shí)，實(shí)踐證明，飛行續(xù)航時(shí)間可提升20％以上。此外，合理設(shè)計(jì)多旋翼安裝位置，可避免旋翼和固定翼之間的干擾，降低機(jī)翼誘導(dǎo)阻力。從而使得飛行器對(duì)電機(jī)的拉力需求得以降低，巡航消耗功率減小，全面提高續(xù)航時(shí)間。

(2)簡(jiǎn)化了飛行控制系統(tǒng)：

現(xiàn)有技術(shù)中，例如專利CN105539835A采用兩套動(dòng)力系統(tǒng)，即多旋翼動(dòng)力系統(tǒng)和固定翼動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)，起降狀態(tài)時(shí)，利用多旋翼的垂直起降能力進(jìn)行垂直起降，在達(dá)到既定高度后，再啟動(dòng)固定翼的動(dòng)力系統(tǒng)，逐漸關(guān)閉多旋翼的動(dòng)力系統(tǒng)，轉(zhuǎn)換為空中飛行狀態(tài)，采用固定翼的模式進(jìn)行巡航飛行，有效地將兩者的優(yōu)點(diǎn)結(jié)合了起來。但是，此種氣動(dòng)布局在飛機(jī)飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，飛機(jī)的受力情況變化劇烈，因此對(duì)于飛機(jī)的控制提出了更高的要求。另外的一大缺點(diǎn)，在空中飛行狀態(tài)下，飛機(jī)上的多旋翼動(dòng)力系統(tǒng)不能為飛機(jī)的巡航飛行做出貢獻(xiàn)，為飛機(jī)的廢重，故限制了此種布局飛機(jī)巡航狀態(tài)的載重量。

本發(fā)明采用一套動(dòng)力系統(tǒng)，無論在前飛狀態(tài)還是垂直起降狀態(tài)，均使用多旋翼動(dòng)力系統(tǒng)；具體的，在垂直起降狀態(tài)，多旋翼動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生垂直向上升力；在前飛狀態(tài)，機(jī)身為水平狀態(tài)，而四個(gè)動(dòng)力裝置產(chǎn)生的拉力與豎直方向具有夾角，夾角等于β，因此，前飛狀態(tài)時(shí)，四個(gè)動(dòng)力裝置產(chǎn)生水平分力，從而保證飛機(jī)巡航狀態(tài)時(shí)機(jī)身水平，且飛機(jī)能前飛。因此，不需要額外設(shè)置固定翼推進(jìn)系統(tǒng)，即可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的前飛和垂直起降，大大簡(jiǎn)化了飛行控制系統(tǒng)，降低了成本。

結(jié)合圖1和圖2，本發(fā)明提供一種復(fù)合式布局垂直起降飛行器，包括：機(jī)身1、前置機(jī)翼2、后置機(jī)翼3、前電機(jī)連接桿4、后電機(jī)連接桿5、左前旋翼組件6.1、右前旋翼組件6.2、左后旋翼組件6.3、右后旋翼組件6.4、飛控系統(tǒng)7、電池艙8、載荷艙9和起落架10。下面對(duì)各部件詳細(xì)介紹：

(1)機(jī)身

對(duì)機(jī)身進(jìn)行氣動(dòng)修型，使之保持流線型，以減小在平飛狀態(tài)時(shí)的阻力。機(jī)身1的長(zhǎng)度為L(zhǎng)，對(duì)于機(jī)身的長(zhǎng)度，結(jié)合旋翼自身的布局要求與機(jī)翼升力的有效性，機(jī)身長(zhǎng)度取值1.2至2.2米。

機(jī)身1在垂直起降階段為傾斜狀態(tài)，其前端高于后端，為抬頭狀，在垂直起降階段，機(jī)身軸線與水平面的夾角，即：傾斜角度為β，范圍為8至12度。

機(jī)身1包括機(jī)身主體1.1，機(jī)身主體1.1的機(jī)身寬度不變，機(jī)身高度隨著機(jī)身縱向逐漸減小，一方面，可達(dá)到較好的抗扭特性；另一方面，可提高飛行器氣動(dòng)性能。機(jī)身主體1.1的前端延伸出機(jī)身頭部1.2，機(jī)身主體1.1的后端延伸出機(jī)身尾部1.3；其中，機(jī)身頭部1.2和機(jī)身尾部1.3均為扁平狀，以達(dá)到和機(jī)翼相融合而增升的目的。另外，在機(jī)身前后段與機(jī)翼連接處，對(duì)結(jié)構(gòu)做加強(qiáng)處理，以承受機(jī)翼傳遞過來的力及力矩。

(2)機(jī)翼

機(jī)翼包括前置機(jī)翼和后置機(jī)翼。前置機(jī)翼2包括左前機(jī)翼2.1和右前機(jī)翼2.2；左前機(jī)翼2.1的梁和右前機(jī)翼2.2的梁分別從機(jī)身頭部1.2的左右兩側(cè)對(duì)稱插入到機(jī)身頭部1.2的內(nèi)腔，并采用插銷固定；后置機(jī)翼3包括左后機(jī)翼3.1和右后機(jī)翼3.2；左后機(jī)翼3.1的梁和右后機(jī)翼3.2的梁分別從機(jī)身尾部1.3的左右兩側(cè)對(duì)稱插入到機(jī)身尾部1.3的內(nèi)腔，并采用插銷固定。

前置機(jī)翼和后置機(jī)翼均與機(jī)身采用插接固定方式，具有方便拆卸和運(yùn)輸?shù)淖饔?，減少運(yùn)輸空間。

機(jī)翼翼型選擇適用于低雷諾數(shù)的高升阻比翼型，例如選擇SD7062(14％)翼型，考慮到機(jī)身尺寸，機(jī)翼翼展取值范圍為1米至1.5米。

前置機(jī)翼2和后置機(jī)翼3平行設(shè)置，前置機(jī)翼2和后置機(jī)翼3的弦線保持平行，以保證前后機(jī)翼產(chǎn)生的升力大小相同，減小對(duì)控制系統(tǒng)的要求。

前置機(jī)翼2和后置機(jī)翼3相對(duì)于機(jī)身具有高度差h，即：當(dāng)機(jī)身軸線為水平狀態(tài)時(shí)，前置機(jī)翼2和后置機(jī)翼3之間的高度差的值為：L*tanβ。此種高度差具體可設(shè)計(jì)為兩種形式：第一種，前置機(jī)翼低于后置機(jī)翼，優(yōu)點(diǎn)為：在前飛狀態(tài)時(shí)，由于前置機(jī)翼低于后置機(jī)翼，因此，可避免前置機(jī)翼尾流影響后置機(jī)翼。第二種，前置機(jī)翼高于后置機(jī)翼，優(yōu)點(diǎn)為：將前置機(jī)翼與后置機(jī)翼的高度差設(shè)置為前置機(jī)翼高于后置機(jī)翼，利用前置機(jī)翼產(chǎn)生的尾渦流以使得后置機(jī)翼效率得到提升。具體采用第一種還是第二種設(shè)計(jì)形式，根據(jù)實(shí)際需求設(shè)定。

前置機(jī)翼2和后置機(jī)翼3均具有安裝角α，范圍為2至6度，在前飛時(shí)，機(jī)身平行于地面狀態(tài)，但機(jī)翼具有一定的迎角以提供氣動(dòng)升力，延長(zhǎng)航時(shí)。

左前機(jī)翼2.1、右前機(jī)翼2.2、左后機(jī)翼3.1和右后機(jī)翼3.2的機(jī)翼長(zhǎng)度均相等，為P；在左前機(jī)翼2.1、右前機(jī)翼2.2、左后機(jī)翼3.1和右后機(jī)翼3.2的外段分別安裝有可轉(zhuǎn)動(dòng)的副翼11；副翼的長(zhǎng)度為P/2，用于飛行器飛行過程中的姿態(tài)調(diào)整；

(3)電機(jī)連接桿

電機(jī)連接桿包括前電機(jī)連接桿和后電機(jī)連接桿。

前電機(jī)連接桿4包括左前電機(jī)連接桿4.1和右前電機(jī)連接桿4.2；左前電機(jī)連接桿4.1的一端固定于機(jī)身頭部1.2的內(nèi)部；左前電機(jī)連接桿4.1的另一端穿過左前機(jī)翼2.1的內(nèi)部，而延伸到左前機(jī)翼2.1的外部；左前電機(jī)連接桿4.1的末端設(shè)置有電機(jī)座；電機(jī)座的下方安裝左前旋翼組件6.1；

右前電機(jī)連接桿4.2的一端固定于機(jī)身頭部1.2的內(nèi)部；右前電機(jī)連接桿4.2的另一端穿過右前機(jī)翼2.2的內(nèi)部，而延伸到右前機(jī)翼2.2的外部；右前電機(jī)連接桿4.2的末端設(shè)置有電機(jī)座；電機(jī)座的下方安裝右前旋翼組件6.2；

后電機(jī)連接桿5包括左后電機(jī)連接桿5.1和右后電機(jī)連接桿5.2；左后電機(jī)連接桿5.1的一端固定于機(jī)身尾部1.3的內(nèi)部；左后電機(jī)連接桿5.1的另一端穿過左后機(jī)翼3.1的內(nèi)部，而延伸到左后機(jī)翼3.1的外部；左后電機(jī)連接桿5.1的末端設(shè)置有電機(jī)座；電機(jī)座的上方安裝左后旋翼組件6.3；

右后電機(jī)連接桿5.2的一端固定于機(jī)身尾部1.3的內(nèi)部；右后電機(jī)連接桿5.2的另一端穿過右后機(jī)翼3.2的內(nèi)部，而延伸到右后機(jī)翼3.2的外部；右后電機(jī)連接桿5.2的末端設(shè)置有電機(jī)座；電機(jī)座的上方安裝右后旋翼組件6.4。

每個(gè)電機(jī)連接桿與機(jī)身均為可拆卸安裝結(jié)構(gòu)，從而方便拆卸和運(yùn)輸。此外，機(jī)翼利用電機(jī)連接桿作為機(jī)翼主梁，連接桿為碳纖維復(fù)合材料圓管。機(jī)翼內(nèi)部還設(shè)置有另外一根細(xì)的碳管作為機(jī)翼輔助梁，從而加強(qiáng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

左前電機(jī)連接桿4.1相對(duì)于機(jī)翼外端的外伸長(zhǎng)度、右前電機(jī)連接桿4.2相對(duì)于機(jī)翼外端的外伸長(zhǎng)度、左后電機(jī)連接桿5.1相對(duì)于機(jī)翼外端的外伸長(zhǎng)度以及右后電機(jī)連接桿5.2相對(duì)于機(jī)翼外端的外伸長(zhǎng)度均大于螺旋槳半徑R，以安置電機(jī)座及動(dòng)力裝置，將螺旋槳平面外置于固定機(jī)翼的外部，可防止螺旋槳?dú)饬鲗?duì)流經(jīng)固定機(jī)翼的氣流產(chǎn)生較大干擾。

(4)旋翼組件

旋翼組件共包括四個(gè)，分別為左前旋翼組件6.1、右前旋翼組件6.2、左后旋翼組件6.3和右后旋翼組件6.4，每個(gè)旋翼組件均包括：驅(qū)動(dòng)電機(jī)以及螺旋槳；驅(qū)動(dòng)電機(jī)可采用無刷直流電機(jī)，從而帶動(dòng)高效率的螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)，提供飛行器的升力與前飛的動(dòng)力。

對(duì)于左前旋翼組件6.1和右前旋翼組件6.2，其螺旋槳設(shè)置于對(duì)應(yīng)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)的底部；對(duì)于左后旋翼組件6.3和右后旋翼組件6.4，其螺旋槳設(shè)置于對(duì)應(yīng)的驅(qū)動(dòng)電機(jī)的頂部，并且，四個(gè)螺旋槳位于同一平面，形成螺旋槳平面；在垂直起降階段，螺旋槳平面為水平狀態(tài)；在前飛狀態(tài)，螺旋槳平面相對(duì)地面具有傾斜角度。

實(shí)際應(yīng)用中，動(dòng)力螺旋槳應(yīng)使用大槳距螺旋槳，保證飛行器對(duì)反扭矩要求，以使飛行器在前飛狀態(tài)具有一定傾角時(shí)，螺旋槳能提供足夠的拉力，并且提高偏航操縱性能。其尺寸的取值范圍為20寸至26寸。螺旋槳槳尖與機(jī)翼翼稍取0.2-0.4R。

(4)飛控系統(tǒng)

飛控系統(tǒng)7包括飛控板；飛控板設(shè)置于機(jī)身1的中心位置；并且，飛控板始終與螺旋槳平面平行。

(5)電池艙

電池艙8設(shè)置于機(jī)身1的中心位置的上部，用于安裝動(dòng)力電池及依靠動(dòng)力電池調(diào)節(jié)整機(jī)重心。

(6)載荷艙

載荷艙9設(shè)置于機(jī)身1的中心位置的下部，用于固定任務(wù)載荷。

(7)起落架

起落架10為三點(diǎn)式起落架，包括：前起落架、左后起落架和右后起落架；前起落架安裝于機(jī)身頭部1.2的正下方；左后起落架安裝在左后機(jī)翼3.1外端的左后電機(jī)連接桿5.1上；右后起落架安裝在右后機(jī)翼3.2外端的右后電機(jī)連接桿5.2上；在垂直起降階段，前起落架與左后起落架，以及前起落架與右后起落架具有相同的高度差，以保證機(jī)身在起飛狀態(tài)為抬頭狀態(tài)，且傾斜角度為β。

通過采用三點(diǎn)式起落架，前起落架高度高于后部?jī)蓚€(gè)起落架，從而使起降階段動(dòng)力螺旋槳的拉力豎直向上，產(chǎn)生向上升力。

本發(fā)明還提供一種應(yīng)用復(fù)合式布局垂直起降飛行器的復(fù)合式布局垂直起降飛行方法，包括以下步驟：

步驟1，機(jī)身的頭部?jī)蓚?cè)對(duì)稱設(shè)置左前機(jī)翼2.1和右前機(jī)翼2.2；機(jī)身的尾部?jī)蓚?cè)對(duì)稱設(shè)置左后機(jī)翼3.1和右后機(jī)翼3.2；其中，左前機(jī)翼2.1和右前機(jī)翼2.2統(tǒng)稱為前置機(jī)翼；左后機(jī)翼3.1和右后機(jī)翼3.2統(tǒng)稱為后置機(jī)翼；

前置機(jī)翼和后置機(jī)翼之間相對(duì)于機(jī)身具有高度差；

左前機(jī)翼2.1、右前機(jī)翼2.2、左后機(jī)翼3.1和右后機(jī)翼3.2的外部分別設(shè)置有左前旋翼組件、右前旋翼組件、左后旋翼組件和右后旋翼組件；左前旋翼組件、右前旋翼組件、左后旋翼組件和右后旋翼組件的螺旋槳位于同一平面；

機(jī)身中心位置的上半部分為電池艙，用于安裝動(dòng)力電池；機(jī)身中心位置的下半部分為載荷艙，用于安裝任務(wù)載荷；

飛控系統(tǒng)安裝在機(jī)身中心位置的中間部分，即在電池艙和載荷艙之間；

在整機(jī)安裝完成后，通過調(diào)整安裝在電池艙中的動(dòng)力電池位置，從而微調(diào)配平整機(jī)重心；

飛行器具有兩種飛行模式，分別為：多旋翼模式和旋翼固定翼復(fù)合模式；多旋翼模式是指：僅依靠多旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)而產(chǎn)生升力的飛行模式；多旋翼模式適用于垂直起降和定點(diǎn)懸停狀態(tài)；旋翼固定翼復(fù)合模式是指：固定翼和多旋翼同時(shí)提供升力的飛行模式；

步驟2，在飛行器處于地面靜止?fàn)顟B(tài)時(shí)，機(jī)身通過起落架10支撐于地面上，此時(shí)，通過起落架10的支撐調(diào)節(jié)作用，使機(jī)身為抬頭狀，即：機(jī)身頭部高于機(jī)身尾部，使機(jī)身具有傾斜角度β；

步驟3，當(dāng)需要垂直起升時(shí)，飛行器為多旋翼模式，即：飛控系統(tǒng)7對(duì)左前旋翼組件、右前旋翼組件、左后旋翼組件和右后旋翼組件進(jìn)行控制，啟動(dòng)動(dòng)力裝置，使左前旋翼組件、右前旋翼組件、左后旋翼組件和右后旋翼組件的螺旋槳等速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生豎直向上的升力，飛控系統(tǒng)通過調(diào)整多個(gè)動(dòng)力裝置的拉力，進(jìn)而使飛行器垂直平穩(wěn)起飛；其中，在垂直起升過程中，飛控板、4個(gè)螺旋槳形成的螺旋槳平面均為水平狀態(tài)；機(jī)身為抬頭狀傾斜狀態(tài)；螺旋槳平面保持水平狀態(tài)，可產(chǎn)生豎直向上的升力；

步驟4，待飛行器垂直起飛到一定高度后，通過飛控系統(tǒng)控制各動(dòng)力裝置的升力大小，以使飛行器產(chǎn)生低頭力矩，動(dòng)力螺旋槳平面前傾，此時(shí)機(jī)身由抬頭狀變?yōu)樗綘睿a(chǎn)生前向的分力，使飛行器具備前飛動(dòng)力；

步驟5，在飛行器前飛狀態(tài)中，飛行器為旋翼固定翼復(fù)合模式，固定翼和多旋翼同時(shí)提供升力；此外，由于前置機(jī)翼與后置機(jī)翼相對(duì)機(jī)身軸線均有一定的安裝角，故二者相對(duì)來流均有一定的迎角，由此產(chǎn)生升力延長(zhǎng)飛行器航時(shí)；另外，由于前置機(jī)翼和后置機(jī)翼之間相對(duì)于機(jī)身具有高度差，因此，可避免前置機(jī)翼尾流影響后置機(jī)翼，保證飛行平穩(wěn)性能；

步驟6，在飛行器到達(dá)任務(wù)點(diǎn)后，若需要定點(diǎn)執(zhí)行任務(wù)，則轉(zhuǎn)換為多旋翼模式；若需要非定點(diǎn)執(zhí)行任務(wù)，則轉(zhuǎn)換為旋翼固定翼復(fù)合模式；

步驟7，任務(wù)執(zhí)行完成后，飛行器返回基地或其他指定降落點(diǎn)，在接近基地或其他指定降落點(diǎn)時(shí)，逐漸減小前飛速度，此時(shí)隨著機(jī)翼氣動(dòng)升力的減小，動(dòng)力裝置的拉力需要相應(yīng)地增加，最終平穩(wěn)降落。

還包括：

前飛狀態(tài)中，當(dāng)需要進(jìn)行右偏航動(dòng)作時(shí)，采取壓坡度的方式進(jìn)行偏航，即：將左前機(jī)翼上的副翼與左后機(jī)翼上的副翼往下偏，右前機(jī)翼上的副翼與右后機(jī)翼上的副翼往上偏，從而使得飛行器右滾轉(zhuǎn)，待飛行到合適位置，再轉(zhuǎn)為水平，以達(dá)到偏航目的；并且，在偏航過程中，也可調(diào)節(jié)動(dòng)力裝置的轉(zhuǎn)速，利用四個(gè)動(dòng)力裝置上的不同螺旋槳的所受到的反扭力的差進(jìn)行偏航；

前飛狀態(tài)中，當(dāng)需要進(jìn)行低頭動(dòng)作時(shí)，增加左后旋翼組件和右后旋翼組件的動(dòng)力裝置的轉(zhuǎn)速，從而增加后側(cè)螺旋槳的拉力，降低左前旋翼組件和右前旋翼組件的轉(zhuǎn)速，從而降低前側(cè)螺旋槳的拉力，同時(shí)向下偏轉(zhuǎn)后置機(jī)翼兩端的副翼，使得后置機(jī)翼的彎度增大，升力增加，向上偏轉(zhuǎn)前置機(jī)翼兩端的副翼，使得前置機(jī)翼的升力減小，達(dá)到使飛行器低頭的目的。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

1)采用多旋翼加固定翼的復(fù)合式布局，實(shí)現(xiàn)飛行器的垂直起降與水平飛行，充分發(fā)揮了多旋翼優(yōu)異的垂直起降能力與固定翼高效率的巡航能力。

2)采用串列式的前后置機(jī)翼，可以大幅增加飛行器在飛行過程中產(chǎn)生的氣動(dòng)升力，從而減小電機(jī)的使用功率，增加續(xù)航時(shí)間。

3)前后置機(jī)翼具有一定的高度差，保證了在前飛過程中，前置機(jī)翼的尾流不會(huì)影響后置機(jī)翼的來流，即機(jī)翼的升力得到有效保證。

4)動(dòng)力裝置設(shè)置于機(jī)翼外端，且動(dòng)力螺旋槳的中心距離機(jī)翼外端大于螺旋槳半徑，可大幅減弱螺旋槳?dú)饬鲗?duì)機(jī)翼上下表面氣流的影響，保持良好的氣動(dòng)效率。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視本發(fā)明的保護(hù)范圍。