本发明属于无人机技术领域，特别涉及一种固定翼无人机。
背景技术：
无人驾驶无人机简称“无人机”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人无人机。机上无驾驶舱，但安装有自动驾驶仪、程序控制装置、信息采集装置等设备。地面、舰艇上或母机遥控站人员通过雷达等设备，对其进行跟踪、定位、遥控、遥测和数字传输。可在无线电遥控下像普通无人机一样起飞或用助推火箭发射升空，也可由母机带到空中投放飞行。
对于固定翼无人机而言，现有技术中的无人机机身采用一体成型的结构制作而成。通常是由受过专业训练的操作人员并配合机载动力的情况下进行起飞；由于飞行的升力是通过机翼和位于机头的螺旋桨来提供，导致无人机的负载过多，构造复杂。
但是，在现有技术中，无人机的结构复杂；无人机在起降和飞行时，对场地要求高，适应性差。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是无人机的结构复杂；无人机在起降和飞行时，对场地要求高，实用性差。
为解决上述技术问题，本发明提供了一种固定翼无人机，所述固定翼无人机包括：机头，所述机头包括：第一前端部，所述第一前端部呈锥形结构；第一本体，所述第一本体和所述第一前端部固定连接，且所述第一前端部的截面直径在朝向所述第一本体的方向上依次增大；第一后端部，所述第一后端部和所述第一本体固定连接，且所述第一本体的截面直径在朝向所述第一后端部的方向上依次增大；其中，所述第一本体设置在所述第一前端部和所述第一后端部之间，且所述第一前端部、所述第一本体和所述第一后端部一体成型构成所述机头；机身，所述机身包括：第二前端部，所述第二前端部和所述第一后端部可拆卸连接；第二本体，所述第二本体和所述第二前端部固定连接；所述第二本体包括第一侧面和第二侧面，所述第一侧面上设置有第一机翼，所述第二侧面上设置有第二机翼，且所述第一机翼和所述第二机翼沿所述第二本体的中心竖轴对称的分布在所述第二本体的两侧；所述第一机翼上设置有第一可调式旋翼机构，所述第二机翼上设置有第二可调式旋翼机构；第二后端部，所述第二后端部和所述第二本体固定连接，且所述第二本体的截面直径在朝向所述第二后端部的方向上依次减小；其中，所述第二本体设置在所述第二前端部和所述第二后端部之间，且所述第二前端部、所述第二本体和所述第二后端部一体成型构成所述机身；机尾，所述机尾包括：第三前端部，所述第三前端部和所述第二后端部可拆卸连接；第三本体，所述第三本体和所述第三前端部固定连接；且所述第三本体上设置有尾翼；第三后端部，所述第三后端部和所述第三本体固定连接；其中，所述第三本体设置在所述第三前端部和所述第三后端部之间，且所述第三前端部、所述第三本体和所述第三后端部一体成型构成所述机尾；动力系统，所述动力系统至少包括：供电部件，所述供电部件设置有第一输出口、第二输出口、第三输出口和第四输出口；位移部件，所述位移部件包括第一舵机和第二舵机，所述第一舵机设置有第一输入口，所述第一输入口和所述第一输出口连接；所述第二舵机设置有第二输入口，所述第二输入口和所述第二输出口连接；驱动部件，所述驱动部件包括第一电机和第二电机，所述第一电机设置有第三输入口，所述第二电机设置有第四输入口；调节部件，所述调节部件包括第一电调和第二电调，所述第一电调设置有第五输入口和第五输出口，所述第五输入口和所述第三输出口连接，所述第五输出口和所述第三输入口连接；所述第二电调设置有第六输入口和第六输出口，所述第六输入口和所述第四输出口连接，所述第六输出口和所述第四输入口连接。
进一步地，所述固定翼无人机还包括空速管，所述空速管和所述第一前端部固定连接。
进一步地，所述第一机翼包括第一前紧固端、第一前开口端和第一定位区，所述第一前紧固端和所述第一侧面固定连接，且所述第一定位区设置在所述第一前紧固端和所述第一前开口端之间；其中，所述第一前开口端和所述第一前紧固端是所述第一机翼的两端；所述第一机翼上设置有第一可调式旋翼机构还包括：第一连接臂，所述第一连接臂包括第一端、第二端和第一中间段，所述第一中间段和所述第一定位区可拆卸连接；其中，所述第一端和所述第二端是所述第一连接臂的两端；所述第一可调式旋翼机构包括：第一螺旋桨；第一电机，所述第一电机设置有第一驱动轴和第一底座，所述第一驱动轴和所述第一螺旋桨固定连接；第一倾转部件，所述第一倾转部件包括第一基座和第一限位槽，所述第一基座和所述第一底座固定连接，所述第一限位槽和所述第一端固定连接，且所述第一限位槽和所述第一基座相铰接，所述第一基座设置在所述第一限位槽和所述第一底座之间；第一舵机，所述第一舵机包括第一转轴和第一紧固座，所述第一转轴和所述第一基座连接，所述第一紧固座和所述第一限位槽固定连接，且所述第一转轴设置在所述第一基座和所述第一限位槽之间；其中，所述第一驱动轴和所述第一螺旋桨的转动平面相垂直。
进一步地，所述固定翼无人机还包括：第一旋翼；第二电机，所述第二电机设置有第二驱动轴和第二底座，所述第二底座和所述第二端固定连接，所述第二驱动轴和所述第一旋翼固定连接；其中，所述第二驱动轴和所述第一旋翼的转动平面相垂直。
进一步地，所述固定翼无人机还包括：所述第二机翼包括第二前紧固端、第二前开口端和第二定位区，所述第二前紧固端和所述第二侧面固定连接，且所述第二定位区设置在所述第二前紧固端和所述第二前开口端之间；其中，所述第二前开口端和所述第二前紧固端是所述第二机翼的两端；所述第二机翼上设置有第二可调式旋翼机构还包括：第二连接臂，所述第二连接臂包括第三端、第四端和第二中间段，所述第二中间段和所述第二定位区可拆卸连接；其中，所述第三端和所述第四端是所述第二连接臂的两端；所述第二可调式旋翼机构包括：第二螺旋桨；第三电机，所述第三电机设置有第三驱动轴和第三底座，所述第三驱动轴和所述第二螺旋桨固定连接；第二倾转部件，所述第二倾转部件包括第二基座和第二限位槽，所述第二基座和所述第三底座固定连接，所述第二限位槽和所述第三端固定连接，且所述第二限位槽和所述第二基座相铰接，所述第二基座设置在所述第二限位槽和所述第三底座之间；第二舵机，所述第二舵机包括第二转轴和第二紧固座，所述第二转轴和所述第二基座连接，所述第二紧固座和所述第二限位槽固定连接，且所述第二转轴设置在所述第二基座和所述第二限位槽之间；其中，所述第三驱动轴和所述第二螺旋桨的转动平面相垂直。
进一步地，所述固定翼无人机还包括：第二旋翼；第四电机，所述第四电机设置有第四驱动轴和第四底座，所述第四底座和所述第四端固定连接，所述第四驱动轴和所述第二旋翼固定连接；其中，所述第四驱动轴和所述第二旋翼的转动平面相垂直。
进一步地，所述机身还包括：第一端部侧翼，所述第一端部侧翼与所述第一机翼的夹角是60°-90°；且所述第一端部侧翼包括第一翼尖紧固端和第一翼尖开口端；且所述第一翼尖紧固端与所述第一前开口端固定连接，所述第一翼尖开口端背离所述第一前开口端，与所述第一翼尖紧固端构成所述第一端部侧翼的两端。
进一步地，所述机身还包括：第二端部侧翼，所述第二端部侧翼与所述第二机翼的夹角是60°-90°；且所述第二端部侧翼包括第二翼尖紧固端和第二翼尖开口端；且所述第二翼尖紧固端与所述第二前开口端固定连接，所述第二翼尖开口端背离所述第二前开口端，与所述第二翼尖紧固端构成所述第二端部侧翼的两端；其中，所述第一翼尖开口端和所述第二翼尖开口端沿所述机身的中心竖轴对称的分布。
进一步地，所述机身还包括：第一副翼，所述第一副翼转动的设置在所述第一机翼上，且所述第一副翼在所述第一机翼上相对于所述第一侧面进行转动；和/或，第二副翼，所述第二副翼转动的设置在所述第二机翼上，且所述第二副翼在所述第二机翼上相对于所述第二侧面进行转动。
进一步地，所述第三本体上设置有尾翼包括：第一翼面板，所述第一翼面板和所述第三本体固定连接；第二翼面板，所述第二翼面板和所述第三本体固定连接，且所述第一翼面板和所述第二翼面板对称分布在所述第三本体的两侧；其中，所述第一翼面板和所述第二翼面板构成v形结构，所述v形结构的夹角范围是70°-90°。
有益效果：
本发明提供一种固定翼无人机，将机头的第一后端部和机身的第二前端部可拆卸连接；在机身的第二本体两侧分别设置第一机翼和第二机翼，在第一机翼上设置第一可调式旋翼机构，在第二机翼上设置第二可调式旋翼机构；将机身的第二后端部和机尾的第三前端部可拆卸连接。由机头、机身和机尾构成无人机的整体机身，使得出现机身局部损伤无法修复时，可以局部更换部件。通过动力系统中供电部件分别为第一舵机、第二舵机、第一电机和第二电机提供电能，由第一舵机带动第一可调式旋翼机构相对于第一机翼进行偏转，第二舵机带动第二可调式旋翼机构相对于第二机翼进行偏转，继而分别调节第一可调式旋翼机构和第二可调式旋翼机构所产生力的方向；由第一电机带动第一可调式旋翼机构转动，第二电机带动第二可调式旋翼机构转动，使第一可调式旋翼机构和第二可调式旋翼机构产生升力或推力；并且由第一电调来改变第一电机的速度，第二电调来改变第二电机的速度，继而分别改变第一可调式旋翼机构和第二可调式旋翼机构所产生力的大小。由于第一可调式旋翼机构所产生力的大小和方向发生变化，第二可调式旋翼机构所产生力的大小和方向也可以发生变化，所以在第一机翼和第二机翼上可以分别产生方向和大小不同的力，继而为无人机提供的起降和飞行所需的力。从而达到简化无人机的结构；在无人机在起降和飞行时，具有对场地要求低，适应性强的技术效果。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种固定翼无人机的整体结构示意图；
图2为本发明实施例提供一种固定翼无人机的俯视图示意图；
图3为本发明实施例提供一种固定翼无人机的仰视图示意图；
图4为本发明实施例提供一种固定翼无人机的侧视图示意图；
图5为本发明实施例提供一种固定翼无人机的正视图示意图；
图6为本发明实施例提供一种固定翼无人机的动力系统的结构框图；
附图说明：
100—机头，110—第一前端部，120—第一本体，130—第一后端部，140—空速管；
200—机身，210—第二前端部，220—第二本体，230—第一机翼，240—第二机翼，250—第一可调式旋翼机构，251—第一连接臂，252—第一螺旋桨，253—第一倾转部件，254—第一旋翼，255—第一限位槽，260—第二可调式旋翼机构，261—第二连接臂，262—第二螺旋桨，263—第二倾转部件，264—第二旋翼，265—第二限位槽，270—第二后端部，280—第一副翼，290—第二副翼；
300—机尾，310—第三前端部，320—第三本体，330—第三后端部，340—第一翼面板，350—第二翼面板；
400—动力系统，410—供电部件，420—位移部件，421—第一舵机，422—第二舵机，430—驱动部件，431—第一电机，432—第二电机，433—第三电机，434—第四电机，440—调节部件，441—第一电调，442—第二电调。
具体实施方式
本发明公开了一种固定翼无人机，将机头100的第一后端部130和机身200的第二前端部210可拆卸连接；在机身200的第二本体220两侧分别设置第一机翼230和第二机翼240，在第一机翼230上设置第一可调式旋翼机构250，在第二机翼240上设置第二可调式旋翼机构260；将机身200的第二后端部270和机尾300的第三前端部310可拆卸连接。由机头100、机身200和机尾300构成无人机的整体机身200，使得出现机身200局部损伤无法修复时，可以局部更换部件。通过动力系统400中供电部件410分别为第一舵机421、第二舵机422、第一电机431和第二电机432提供电能，由第一舵机421带动第一可调式旋翼机构250相对于第一机翼230进行偏转，第二舵机422带动第二可调式旋翼机构260相对于第二机翼240进行偏转，继而分别调节第一可调式旋翼机构250和第二可调式旋翼机构260所产生力的方向；由第一电机431带动第一可调式旋翼机构250转动，第二电机432带动第二可调式旋翼机构260转动，使第一可调式旋翼机构250和第二可调式旋翼机构260产生升力或推力；并且由第一电调441来改变第一电机431的速度，第二电调442来改变第二电机432的速度，继而分别改变第一可调式旋翼机构250和第二可调式旋翼机构260所产生力的大小。由于第一可调式旋翼机构250所产生力的大小和方向发生变化，第二可调式旋翼机构260所产生力的大小和方向也可以发生变化，所以在第一机翼230和第二机翼240上可以分别产生方向和大小不同的力，继而为无人机提供的起降和飞行所需的力。从而达到简化无人机的结构；在无人机在起降和飞行时，具有对场地要求低，适应性强的技术效果。
在介绍本发明实施例之前，首先对本发明提供的固定翼无人机的整体情况做如下概括说明：本发明通过将无人机的机身200分成至少包括三段，即机头100、机身200和机尾300，且三段之间通过可拆卸式连接的连接方式进行连接，以此构成一个内部结构可拆卸的固定翼无人机，这样使得当无人机的机身200出现局部损坏时，能够对应的拆除出现损坏的部位进行维修，具有操作简单、方便的技术效果。并且当机身200的局部因出现损坏而无法修复时，也可以对应的拆除无法修复的部位，即对无法修复的部位进行更替即可，从而克服了现有技术中因机身200采用一体化整体设计，使得出现机身200局部损伤无法修复时，不得不更换无人机的整个机身200的技术缺陷，达到极大地降低了维修成本的技术效果。
并且，无人机在执行起降操作的过程中，本发明中的固定翼无人机所包括的设置在第一机翼230上的第一可调式旋翼机构250，和设置在第二机翼240上的第二可调式旋翼机构260进行匹配作业(即进行运转)而产生举升力，拉动机身200上升或者下降。例如：当无人机起飞时，通过控制第一可调式旋翼机构250中的第一舵机421推动第一倾转部件253，使第一螺旋桨252位于和无人机水平的平面内，通过第一电机431带动第一螺旋桨252工作，使第一螺旋桨252为无人机提供升力；控制第二可调式旋翼机构260中的第二舵机422推动第二倾转部件263，使第二螺旋桨262位于和无人机水平的平面内，通过第三电机433带动第二螺旋桨262工作，使第二螺旋桨262也为无人机提供升力，由第一螺旋桨252和第二螺旋桨262的旋转所产生的合力，为无人机提供向上的举升力，从而实现无人机的垂直起飞。将无人机拉升到一定高度时，再通过第一舵机421推动第一倾转部件253，使第一螺旋桨252位于和无人机水平的平面相垂直的平面内，通过第二舵机422推动第二倾转部件263，使第二螺旋桨262位于和无人机水平的平面相垂直的平面内，从而在无人机上产生水平推力，推动无人机在空中滑行起飞，进而进入稳定飞行。在下降时，通过控制第一舵机421推动第一倾转部件253，使第一螺旋桨252位于和无人机水平的平面内，通过第二舵机422推动第二倾转部件263，使第二螺旋桨262位于和无人机水平的平面内，使第一螺旋桨252位和第二螺旋桨262位拉动机身200自高处稳定下降，直至稳定落地，避免了机身200硬着陆造成的机身200和搭载设备的损伤，大大降低了降落事故的风险，达到了使无人机适合在不同的飞行场地进行起降操作的技术效果。
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围；其中本实施中所涉及的“和/或”关键词，表示和、或两种情况，换句话说，本发明实施例所提及的a和/或b，表示了a和b、a或b两种情况，描述了a与b所存在的三种状态，如a和/或b，表示：只包括a不包括b；只包括b不包括a；包括a与b。
同时，本发明实施例中，当组件被称为“固定于”另一个组件，它可以直接在另一个组件上或者也可以存在居中组件。当一个组件被认为是“连接”另一个组件，它可以是直接连接到另一个组件或者可能同时存在居中组件。当一个组件被认为是“设置于”另一个组件，它可以是直接设置在另一个组件上或者可能同时存在居中组件。本发明实施例中所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明目的，并不是旨在限制本发明。
为了对本发明实施例提供的固定翼无人机进行详细的说明，首先对本发明实施例中所涉及的技术名词做如下解释说明：
可拆卸式连接可以是：螺栓连接或者粘接；
固定连接可以是：焊接或者一体成型；
地面可以是：无人机停放的地面，或者跟这个平面相平行的面；
最小飞行速度可以是：使无人机保持飞行，并且不坠落时的最小飞行速度。例如：在本实施例中，无人机的最小飞行速度可以是20m/s；
起飞阶段可以是：无人机从地面到达空中的垂直上升的过程；
起飞变平飞阶段可以是：无人机到达空中后，进行水平飞行的过程；
降落阶段可以是：无人机从空中降落到地面的过程。
请参见图1，图1是本发明实施例提供的一种固定翼无人机的整体结构示意图。本发明实施例提供的一种固定翼无人机。一种固定翼无人机包括机头100、机身200、机尾300和动力系统400，现对机头100、机身200、机尾300和动力系统400分别进行以下详细说明：
对于机头100而言：
机头100可以包括第一前端部110、第一本体120和第一后端部130。第一前端部110可以呈现为锥形结构，在第一前端部110上可以固定连接有空速管140；第一本体120可以和第一前端部110固定连接，并且第一前端部110的截面直径在朝向第一本体120的方向上依次增大；第一后端部130可以和第一本体120固定连接，并且第一本体120的截面直径在朝向第一后端部130的方向上依次增大；其中，第一本体120设置在第一前端部110和第一后端部130之间，并且第一前端部110、第一本体120和第一后端部130一体成型构成机头100。
请继续参见图1，图1是本发明实施例提供的一种固定翼无人机的整体结构示意图。第一前端部110和第一本体120可以固定连接，第一后端部130可以和第一本体120固定连接，以由第一前端部110、第一本体120和第一后端部130构成无人机的机头100。无人机的机头100可以呈现为中空结构，即在机头100的内部可以容纳放置照相机的电器元件的空间。在第一前端部110上可以设置有空速管140。空速管140也叫皮托管、总压管等，空速管140是感受气流的总压(也称全压)和静压，并且将测得的压力数据传送给大气数据计算机、飞行仪表的装置。空速管140主要是用来测量飞行速度的，同时还可以兼具其它多种功能。
由于第一前端部110的截面直径在朝向第一本体120的方向上依次增大，第一本体120的截面直径在朝向第一后端部130的方向上依次增大，并且第一前端部110呈现为锥形结构。使得无人机的机头100整体构造，可以在无人机处于飞行过程中，有效减小气流对无人机的阻碍，从而减小无人机自身动能的损失，可以提高无人机的续航时间。
对于机身200而言：
机身200可以包括第二前端部210、第二本体220和第二后端部270。第二前端部210和所述第一后端部130可拆卸连接，第二本体220和第二前端部210固定连接，第二后端部270和所述第二本体220固定连接，所述第二本体220的截面直径在朝向所述第二后端部270的方向上依次减小。
第二本体220可以包括第一侧面和第二侧面，第一侧面上设置有第一机翼230，第二侧面上设置有第二机翼240，并且第一机翼230和第二机翼240沿着第二本体220的中心竖轴对称的分布在第二本体220的两侧；第一机翼230上设置有第一可调式旋翼机构250，第二机翼240上设置有第二可调式旋翼机构260。
第二本体220设置在第二前端部210和第二后端部270之间，并且第二前端部210、第二本体220和第二后端部270一体成型构成所述机身200；
第一机翼230可以包括第一前紧固端、第一前开口端和第一定位区，第一前紧固端和第一侧面固定连接，并且第一定位区设置在第一前紧固端和第一前开口端之间；其中，第一前开口端和第一前紧固端是所述第一机翼230的两端。
机身200还可以包括第一连接臂251和第二连接臂261。第一连接臂251包括第一端、第二端和第一中间段，第一中间段和第一定位区可拆卸连接；第一端和第二端是所述第一连接臂251的两端。第一可调式旋翼机构250可以包括第一螺旋桨252、第一电机431、第一倾转部件253、第一舵机421。第一电机431设置有第一驱动轴和第一底座，第一驱动轴和第一螺旋桨252固定连接；第一倾转部件253包括第一基座和第一限位槽255，第一基座和第一底座固定连接，第一限位槽255和第一端固定连接，并且第一限位槽255和第一基座相铰接，第一基座设置在第一限位槽255和第一底座之间；第一舵机421包括第一转轴和第一紧固座，第一转轴和第一基座连接，第一紧固座和第一限位槽255固定连接，并且第一转轴设置在第一基座和第一限位槽255之间；其中，第一驱动轴和第一螺旋桨252的转动平面相垂直。
机身200还可以包括第一旋翼254和第二电机432。第二电机432设置有第二驱动轴和第二底座，第二底座和第二端固定连接，第二驱动轴和第一旋翼254固定连接；所述第二驱动轴和所述第一旋翼254的转动平面相垂直。
第二机翼240可以包括第二前紧固端、第二前开口端和第二定位区，第二前紧固端和第二侧面固定连接，并且第二定位区设置在第二前紧固端和第二前开口端之间；第二前开口端和第二前紧固端是所述第二机翼240的两端。
第二连接臂261可以包括第三端、第四端和第二中间段，第二中间段和第二定位区可拆卸连接；第三端和第四端是所述第二连接臂261的两端。第二可调式旋翼机构260可以包括第二螺旋桨262、第三电机433、第二倾转部件263和第二舵机422。第三电机433设置有第三驱动轴和第三底座，第三驱动轴和第二螺旋桨262固定连接；第二倾转部件263可以包括第二基座和第二限位槽265，第二基座和第三底座固定连接，第二限位槽265和第三端固定连接，并且第二限位槽265和第二基座相铰接，第二基座设置在第二限位槽265和所述第三底座之间；第二舵机422可以包括第二转轴和第二紧固座，第二转轴和第二基座连接，第二紧固座和第二限位槽265固定连接，并且第二转轴设置在第二基座和第二限位槽265之间；第三驱动轴和所述第二螺旋桨262的转动平面相垂直。
机身200还可以包括第二旋翼264和第四电机434。第四电机434设置有第四驱动轴和第四底座，第四底座和第四端固定连接，第四驱动轴和第二旋翼264固定连接；第四驱动轴和所述第二旋翼264的转动平面相垂直。
机身200还可以包括第一端部侧翼和/或第二端部侧翼。
第一端部侧翼和第一机翼230的夹角可以是60°-90°。第一端部侧翼可以包括第一翼尖紧固端和第一翼尖开口端；并且第一翼尖紧固端和第一前开口端固定连接，第一翼尖开口端背离第一前开口端，和第一翼尖紧固端构成第一端部侧翼的两端。
第二端部侧翼和第二机翼240的夹角可以是60°-90°。第二端部侧翼可以包括第二翼尖紧固端和第二翼尖开口端；并且第二翼尖紧固端和第二前开口端固定连接，第二翼尖开口端背离第二前开口端，和第二翼尖紧固端构成第二端部侧翼的两端。其中，所述第一翼尖开口端和所述第二翼尖开口端沿所述机身200的中心竖轴对称的分布。
机身200还可以包括第一副翼280和/或第二副翼290。第一副翼280转动的设置在第一机翼230上，并且第一副翼280在第一机翼230上相对于第一侧面进行转动；和/或，第二副翼290转动的设置在第二机翼240上，并且第二副翼290在第二机翼240上相对于第二侧面进行转动。
请参见图2，图2是本发明实施例提供一种固定翼无人机的俯视图示意图。机身200的第二前端部210可以和机头100的第一后端部130可拆卸连接。机身200可以具有中空结构，即机身200的第二本体220可以是中空的，该中空结构可以用于容纳摄影、摄像设备、电器元件等。第二本体220的截面直径在朝向第二后端部270的方向上可以依次减小，使得无人机的机身200整体构造，可以在无人机处于飞行过程中，有效减小流经无人机机身200的气流对无人机的阻碍，从而减小无人机自身动能的损失，提高无人机的续航时间。
第一侧面和第二侧面可以是机身200第二本体220的两个对立面，例如可以是和地面相垂直的两个侧面。第一机翼230安装在第一侧面上，第二机翼240安装在第二侧面上。第一机翼230和第二机翼240可以沿着第二本体220的中心竖轴对称的分布在第二本体220的两侧。假设第一机翼230和第二机翼240所处的平面为a平面，第二本体220的顶部(顶部即远离地面的侧面，底部即是靠近地面的侧面，顶部和底部使相互对立的)所处的平面为b平面，则相对于地面的距离远近可以是a平面比b平面离地面更远。a平面和b平面的间距可以根据无人机的设计需要来确定，例如距离范围可以是10cm—1000cm。在a平面和b平面之间可以设置有支撑部件，该支撑部件连接a平面和b平面，使a平面和b平面相互固定，例如第一机翼230和第二机翼240固定安装在支撑柱上，该支撑柱和第二本体220的顶部固定连接，支撑柱位于a平面和b平面之间，并且支撑柱分别和第一机翼230和第二机翼240相互垂直，继而使第一机翼230上的第一可调式旋翼机构250在远离b平面的空间运转，也使第二机翼240上的第二可调式旋翼机构260在远离b平面的空间运转，从而避免了若将第一可调式旋翼机构250中第一螺旋桨252，第二可调式旋翼机构260中第二螺旋桨262都位于b平面内，并且当第一螺旋桨252和第二螺旋桨262距离第二本体220较近时，由于第一螺旋桨252的转动、第二螺旋桨262的转动，使得第一螺旋桨252和第二螺旋桨262碰撞到第二本体220，导致发生安全事故，迫使无人机突然停止工作，并且碰撞发生后产生的螺旋桨破碎叶片，危及飞行区域内的人员安全。
请参见图3，图3是本发明实施例提供一种固定翼无人机的仰视图示意图。在第一机翼230的第一定位区内可以固定安装有第一连接臂251，第一连接臂251的第一中间段也可以和第一定位区可拆卸连接，使得第一连接臂251发生损失时，或连接在第一连接臂251中第一端上的第一可调式旋翼机构250发生故障时，可以及时对第一连接臂251更换。从而克服了第一可调式旋翼机构250出现损伤无法修复时，不得不更换无人机的整个机身200的技术缺陷，达到极大地降低了维修成本的技术效果。第一连接臂251可以和第一机翼230相互垂直，即第一连接臂251可以和第二本体220的中心竖轴相互平时，这使得第一连接臂251的两端都可以远离第二本体220，从而为第一可调式旋翼机构250和第一旋翼254的转动提供更大的空间，提升无人机飞行或起降过程中的安全性。
在第二机翼240的第二定位区内可以固定安装有第二连接臂261，第二连接臂261的第二中间段也可以和第二定位区可拆卸连接，使得第二连接臂261发生损失时，或连接在第二连接臂261中第二端上的第二可调式旋翼机构260发生故障时，可以及时对第二连接臂261更换。从而克服了第二可调式旋翼机构260出现损伤无法修复时，不得不更换无人机的整个机身200的技术缺陷，达到极大地降低了维修成本的技术效果。第二连接臂261可以和第二机翼240相互垂直，即第二连接臂261可以和第二本体220的中心竖轴相互平时，这使得第二连接臂261的两端都可以远离第二本体220，从而为第二可调式旋翼机构260和第二旋翼264的转动提供更大的空间，提升无人机飞行或起降过程中的安全性。
请参见图1，图1是本发明实施例提供的一种固定翼无人机的整体结构示意图。为了对第一可调式旋翼机构250和第二可调式旋翼机构260进行详细说明，现提供以下两种实施方式进行详细解释：
第一种实施方式。第一可调式旋翼机构250可以包括第一螺旋桨252、第一电机431、第一倾转部件253、第一舵机421。第一螺旋桨252可以是双叶片，即第一螺旋桨252可以包括两个叶片；第一螺旋桨252也可以是多叶片(两个以上的叶片)。两个叶片可以和第一电机431的第一驱动轴固定连接，并且两个叶片可以对称的分布在第一驱动轴的两侧，第一驱动轴和两个叶片旋转的平面相垂直。第一电机431的第一底座可以和第一倾转部件253的第一基座固定连接，第一电机431的第一紧固座可以和第一限位槽255固定连接，第一倾转部件253的第一限位槽255可以和第一连接臂251的第一端固定连接。由于第一限位槽255和第一基座相铰接，例如：在第一限位槽255的一端固定有凸起端，该凸起端上设置有通孔(简称k1)；在第一基座上和第一电机431相背离的一个面上固定有另一个凸起端，该凸起端上设置有通孔(简称k2)，k1和k2相匹配，即k1和k2的直径可以相同。轴承可以从k1和k2中穿过，并且该轴承可以和第一舵机421的第一转轴相连接。使得第一转轴可以带动轴承运转，通过的运转来带动第一基座相对于第一限位槽255进行移动，该移动的方向可以是相对于地面为0°—90°和/或0°—(—90°)，其中，90°是指朝向远离地面，位于无人机上方，并且和地面相垂直时的角度；—90°是指朝向远离地面，位于无人机下方，并且和地面相垂直时的角度；0°是指和地面相平行时的角度。从而实现由第一舵机421来控制第一螺旋桨252在0°—90°和/或0°—(—90°)的范围内进行旋转。在第一限位槽255上可以安装有第一电调441，第一电调441可以和第一电机431连接，通过第一电调441可以控制第一电机431的旋转速度，从而实现由第一电调441来调节第一螺旋桨252的转速。
在第一连接臂251的第二端上可以固定设置有第二电机432，第二电机432的第二底座可以和第二端固定连接。第二电机432的的第二驱动轴可以和第一旋翼254固定连接，并且第二驱动轴和第一旋翼254的转动平面相垂直。第一旋翼254可以是多叶片(2个以上叶片)旋翼。上述第一螺旋桨252可以是大螺距的螺旋桨，即第一旋翼254的浆距比第一旋翼254的浆距小。由于第一旋翼254的浆距大于第一旋翼254的浆距，所以第一旋翼254在0°—90°和/或0°—(—90°)的范围内进行旋转时，可以为无人机提供更大的推力或升力。
第二种实施方式。第二可调式旋翼机构260可以包括第二螺旋桨262、第三电机433、第二倾转部件263、第二舵机422。第二螺旋桨262可以是双叶片，即第二螺旋桨262可以包括两个叶片；第二螺旋桨262也可以是多叶片(两个以上的叶片)。两个叶片可以和第三电机433的第三驱动轴固定连接，并且两个叶片可以对称的分布在第三驱动轴的两侧，第三驱动轴和两个叶片旋转的平面相垂直。第三电机433的第三底座可以和第二倾转部件263的第二基座固定连接，第二舵机422的第二紧固座可以和第二限位槽265固定连接，第二倾转部件263的第二限位槽265可以和第二连接臂261的第三端固定连接。由于第二限位槽265和第二基座相铰接，例如：在第二限位槽265的一端固定有凸起端，该凸起端上设置有通孔(简称k3)；在第二基座上和第三电机433相背离的一个面上固定有另一个凸起端，该凸起端上设置有通孔(简称k4)，k3和k4相匹配，即k3和k4的直径可以相同。轴承可以从k3和k4中穿过，并且该轴承可以和第二舵机422的第二转轴相连接。使得第二转轴可以带动轴承运转，通过的运转来带动第二基座相对于第二限位槽265进行移动，该移动的方向可以是相对于地面为0°—90°和/或0°—(—90°)，其中，90°是指朝向远离地面，位于无人机上方，并且和地面相垂直时的角度；—90°是指朝向远离地面，位于无人机下方，并且和地面相垂直时的角度；0°是指和地面相平行时的角度。从而实现由第二舵机422来控制第二螺旋桨262在0°—90°和/或0°—(—90°)的范围内进行旋转。在第二限位槽265上可以安装有第二电调442，第二电调442可以和第二电机432连接，通过第二电调442可以控制第二电机432的旋转速度，从而实现由第二电调442来调节第二螺旋桨262的转速。
在第二连接臂261的第四端上可以固定设置有第四电机434，第四电机434的第四底座可以和第四端固定连接。第四电机434的的第四驱动轴可以和第二旋翼264固定连接，并且第四驱动轴和第二旋翼264的转动平面相垂直。第二旋翼264可以是多叶片(2个以上叶片)旋翼。上述第二螺旋桨262可以是大螺距的螺旋桨，即第二旋翼264的浆距比第二螺旋桨262的浆距小。由于第二螺旋桨262的浆距大于第二旋翼264的浆距，所以第二螺旋桨262在0°—90°和/或0°—(—90°)的范围内进行旋转时，可以为无人机提供更大的推力或升力。
在上述第一种实施方式中，第一可调式旋翼机构250可以安装在第一连接臂251的第二端上，第一旋翼254可以安装在第一连接臂251的第一端上；或者在第一连接臂251的第一端上安装有第一可调式旋翼机构250，在第一连接臂251的第二端上也安装有第一可调式旋翼机构250。在上述第二种实施方式中，第二可调式旋翼机构260可以安装在第二连接臂261的第四端上，第二旋翼264可以安装在第二连接臂261的第三端上；或者在第二连接臂261的第三端上安装有第二可调式旋翼机构260，在第二连接臂261的第四端上也安装有第二可调式旋翼机构260。由于将第一可调式旋翼机构250安装在第一连接臂251的第二端上的结构，和上述将第一可调式旋翼机构250安装在第一连接臂251的第一端上的结构相类似；将第二可调式旋翼机构260安装在第二连接臂261的第四端上的结构，和上述将第二可调式旋翼机构260安装在第二连接臂261的第三端上的结构相类似。在此不再累述。
为了对第一可调式旋翼机构250和第二可调式旋翼机构260为无人机提供升力或推力，实现无人机的起降进行详细解释，现提供以下实施例进行详细说明：
第一种实施方式，起飞阶段。可通过飞控系统，控制第一舵机421，推动第一螺旋桨252移动到90°位置；然后通过第一电调441控制第一电机431工作，由第一电机431带动第一螺旋桨252旋转，并且通过第一电调441来提升第一电机431的转速，使得第一螺旋桨252的转速增大。同时，通过飞控系统，控制第二舵机422，推动第二螺旋桨262移动到90°位置；然后通过第二电调442控制第三电机433工作，由第三电机433带动第二螺旋桨262旋转，并且通过第二电调442来提升第三电机433的转速，使得第三螺旋桨的转速增大。由于第一螺旋桨252和第二螺旋桨262移动到90°位置，继而可以为无人机提供垂直于地面的升力；并且第一螺旋桨252和第二螺旋桨262的转速增大，继而可以增大无人机的升力，最终使得无人机获得足够的升力后，进行垂直起飞。
第二种实施方式，起飞变平飞阶段。在无人机处于垂直起飞，并上升到一定高度后。可通过飞控系统，控制第一舵机421，推动第一螺旋桨252逐渐移动到0°位置；然后通过第一电调441控制第一电机431工作，由第一电机431带动第一螺旋桨252旋转，并且通过第一电调441来先减小第一电机431的转速，然后提升第一电机431的转速，使得第一螺旋桨252的转速由小到大的增加。同时，通过飞控系统，控制第二舵机422，推动第二螺旋桨262移动到0°位置；然后通过第二电调442控制第三电机433工作，由第三电机433带动第二螺旋桨262旋转，并且通过第二电调442来先减小第三电机433的转速，然后提升第三电机433的转速，使得第三螺旋桨的转速由小到大的增加。由于第一螺旋桨252和第二螺旋桨262移动到0°位置，继而可以为无人机提供平行于地面的推力；并且第一螺旋桨252和第二螺旋桨262的转速增大后，继而可以增大无人机的推力，最终使得无人机获得最小飞行速度，在空中进行飞行。
第三种实施方式，降落阶段。当无人机处于平飞过程中，可通过飞控系统，控制第一舵机421，推动第一螺旋桨252从0°逐渐移动到90°位置；然后通过第一电调441控制第一电机431工作，由第一电机431带动第一螺旋桨252旋转，并且通过第一电调441来减小第一电机431的转速，使得第一螺旋桨252的转速逐渐减小。同时，通过飞控系统，控制第二舵机422，推动第二螺旋桨262移动到从0°逐渐移动到90°位置；然后通过第二电调442控制第三电机433工作，由第三电机433带动第二螺旋桨262旋转，并且通过第二电调442来减小第三电机433的转速，使得第三螺旋桨的转速逐渐减小。由于第一螺旋桨252和第二螺旋桨262移动到90°位置，继而可以为无人机提供垂直于地面的拉力；并且第一螺旋桨252和第二螺旋桨262的转速逐渐减小后，继而可以逐渐减小无人机的推力，最终使得无人机从空中逐渐下降到待降落的地面。
第一端部侧翼可以包括第一翼尖紧固端和第一翼尖开口端，第一端部侧翼的第一翼尖紧固端可以和第一机翼230的第一前开口端固定连接，并且第一翼尖开口端背离第一前开口端，即第一翼尖开口端可以位于无人机机身200的下方。此时，第一端部侧翼和第一机翼230构成夹角(简称f1)，该夹角(简称f1)的范围可以是60°-90°；第二端部侧翼的第二翼尖紧固端可以和第二机翼240的第二前开口端固定连接，并且第二翼尖开口端背离第二前开口端，即第二翼尖开口端位于无人机机身200的下方。此时，第二端部侧翼和第二机翼240构成夹角(简称f2)，该夹角(简称f2)的范围可以是60°-90°。上述第一翼尖开口端和第二翼尖开口端可以以机身200的中心竖轴为对称轴，呈轴对称的分布。采取上述f1和f2的夹角范围，可以降低因第一翼尖尾涡和第二翼尖尾涡所造成的“诱导阻力”，从而到达减小了绕流对升力的破坏，提高升阻比，增大航程，达到增加升力的作用的技术效果。同时，第一端部侧翼和第二端部侧翼都和水平地面相互垂直，所以第一端部侧翼和第二端部侧翼和地面间距最近，使制造第一端部侧翼和第二端部侧翼所需的材料也较少，从而减轻第一端部侧翼和第二端部侧翼的自身重量，减少了无人机的整体重量达到了增大航程，减小无人机动力损耗(例如：油耗)的技术效果。当无人机降落在地面时，第一端部侧翼和第二端部侧翼还可以充当起落架的作用。
请参见图4，图4是本发明实施例提供一种固定翼无人机的侧视图示意图。在第一机翼230上还可以设置有第一副翼280，第一副翼280可以位于靠近第一机翼230的第一前开口端处，第一副翼280可以和第一机翼230铰接，即第一副翼280可以相对于第一机翼230上下移动。在第二机翼240上还可以设置有第二副翼290，第二副翼290可以位于靠近第二机翼240的第二前开口端处，第二副翼290可以和第二机翼240铰接，即第二副翼290可以相对于第二机翼240上下移动。第一副和第二副翼290可以分别和电机连接，通过无人机的飞控系统来控制电机，来带动第一副和/或第二副翼290上下移动，继而使处于飞行中的无人机向预定的方向偏转。
在无人机的第二本体220的底部(即靠近地面的侧面)上可以固定设置有u型的起落架，该u型的起落架开口朝向地面，起落架整体可以由泡沫材料制作，u型起落架的开口角度范围可以是90°—120°。当无人机降落时，泡沫材质的u型起落架可以在无人机和地面碰触过程中，吸收撞击的能力，减小无人机降落过程中地面对无人机的冲击力，从而达到保护无人机和机载设备的安全。并且，当u型起落架的开口角度是90°或120°时，u型起落架对抗地面冲击力的能力也强，从而提高u型起落架自身的稳定性。
对于机尾300而言：
机尾300可以包括第三前端部310、第三本体320和第三后端部330。
第三前端部310和第二后端部270可以是相互可拆卸连接；第三本体320和第三前端部310可以是相互固定连接；第三后端部330和第三本体320可以是相互固定连接。其中，第三本体320可以设置在第三前端部310和第三后端部330之间，并且可以由第三前端部310、第三本体320和第三后端部330一体成型构成机尾300；
并且，在第三本体320上可以设置有尾翼。尾翼可以包括第一翼面板340和第二翼面板350，第一翼面板340可以和第三本体320固定连接，第二翼面板350可以和第三本体320固定连接，并且第一翼面板340可以和第二翼面板350对称分布在第三本体320的两侧。其中，第一翼面板340和第二翼面板350可以构成v形结构，v形结构的夹角范围可以是70°-90°。
请参见图5，图5是本发明实施例提供一种固定翼无人机的正视图示意图。机尾300的第三前端部310可以和机身200的第二后端部270相互可拆卸连接。第三本体320位于第三前端部310和第三后端部330之间，第三本体320可以呈现为圆柱形结构。在第三本体320靠近第三后端部330处可以安装有尾翼。第三本体320呈现为圆柱形可以在无人机处于飞行过程中，有效减小气流对无人机的阻力，增大无人机的续航时间，提高无人机的飞行速度。
机尾300可以是v形尾翼。v形尾翼可以由左右两个翼面组成(即第一翼面板340和第二翼面板350),左右两个翼面可以分别固定在机尾300的第三本体320上，可以是带大上反角的平尾。v型尾翼可以兼有垂尾和平尾的功能。翼面可分为固定的安定面和铰接的舵面两部分，也可做成全动型式。呈v形的两个尾面在俯视和侧视方向都有一定的投影面积，所以能同时起纵向(俯仰)和航向稳定作用。当两边舵面作相同方向偏转时，起升降舵作用；分别作不同方向偏转(差动)时，则可以起方向舵作用。但是，机尾300也可以是水平尾翼或垂直尾翼，若机尾300是水平尾翼，则水平尾翼可以安装在机尾300的第三本体320上；若机尾300是垂直尾翼，则垂直尾翼也可以安装在机尾300的第三本体320上。
若机尾300是v形尾翼，则该v形尾翼可以是由第一翼面板340和第二翼面板350构成的v形结构，v形结构的夹角范围可以是70°-90°，即第一翼面板340和第二翼面板350的夹角(简称β)范围可以是70°-90°，该β夹角区域可以是背离水平地面的方向。β＝70°时，在无人机处于平飞阶段，可以有效稳定无人机的航向；β＝90°时，在无人机作不同方向的偏转时，可以为无人机提供方向舵的作用。
在第一翼面板340朝向第三后端部330的侧面上(该侧面可以和第三本体320相垂直)可以安装有副翼(简称w1)，w1副翼可以和第一翼面板340相铰接，即w1副翼可以相对于第一翼面板340上下移动。在第二翼面板350朝向第三后端部330的侧面上(该侧面可以和第三本体320相垂直)也可以安装有副翼(简称w2)，w2副翼可以和第二翼面板350相铰接，即w2副翼可以相对于第二翼面板350上下移动。在无人机需要转向时，可以通过控制w1和w2的上下移动，来改变无人机的航行方向。从而实现无人机在空中朝向各个方向进行灵活的飞行。
对于动力系统400而言：
动力系统400可以包括供电部件410、位移部件420、驱动部件430和调节部件440。
供电部件410可以设置有第一输出口、第二输出口、第三输出口和第四输出口。位移部件420可以包括第一舵机421和第二舵机422，第一舵机421设置有第一输入口，第一舵机421的第一输入口可以和第一输出口连接；第二舵机422设置有第二输入口，第二舵机422的第二输入口可以和第二输出口连接。
驱动部件430可以包括第一电机431和第二电机432，第一电机431设置有第三输入口，第二电机432设置有第四输入口；调节部件440可以包括第一电调441和第二电调442，第一电调441设置有第五输入口和第五输出口，第一电调441的第五输入口可以和供电部件410的第三输出口连接，第一电调441的第五输出口可以和第一电机431的第三输入口连接。第二电调442可以设置有第六输入口和第六输出口，第二电调442的第六输入口可以和供电部件410的第四输出口连接，第二电调442的第六输出口可以和第二电机432的第四输入口连接。
请参见图6，图6是本发明实施例提供一种固定翼无人机的动力系统400的结构框图。无人机的动力系统400可以包括供电部件410、位移部件420、驱动部件430和调节部件440。供电部件410可以包括发动机、发电机、稳压器、蓄电池。
发动机可以将其它形式的能转化为机械能，例如发动机是二冲程航空活塞发动机；发电机可以将发动机产生的机械能转化为电能；稳压器可以保持由发电机所产生的电能经过稳压器后输出稳定的电压，稳压器可以和蓄电池连接。对于蓄电池与稳压器连接的作用可以是蓄电池可以为稳压器提供电能，稳压器使由蓄电池产生的电能经过稳压器后输出稳定的电压；并且若发动机或者发电机出现故障，无法为无人机提供电能时，可以自动切换为蓄电池供电，由蓄电池为无人机提供电能；若发动机或者发电机能正常工作，可以为无人机提供电能，则蓄电池停止为无人机提供电能；当然，若蓄电池出现电力不足，无法为无人机提供电能，通过发动机或者发电机的正常工作，可以由发动机或者发电机为蓄电池提供电能，从而补充蓄电池的电能。
若只设置发动机和发电机为稳压器提供电能，当发动机或发电机出现故障，无法为无人机提供电能时，处于起降或飞行中的无人机将面临着没有动力来源，而发生坠落损坏无人机的危险；或者只设置蓄电池为稳压器提供电能，当蓄电池出现电能不足等故障，无法为无人机提供电能时，处于起降或飞行中的无人机将面临着没有动力来源，而发生坠落损坏无人机的危险。所以由发动机和发电机为稳压器提供电能，以及蓄电池为稳压器提供电能，并且这蓄电池可以和发电机相互切换着为稳压器提供电能，能够克服无人机在飞行中由于发电机出现故障或者蓄电池出现故障，无法为无人机提供电能，使无人机将面临着没有动力来源，而发生坠落损坏无人机的技术缺陷，达到提高无人机的安全性，飞行中动力的稳定性的技术效果。
同时，稳压器所输出的稳定电压将进入分流器，分流器的各个分流输出口可以将电能分配到位移部件420、驱动部件430和调节部件440，分流器也可以为摄像机、飞行自动控制系统分配电能，该分配电能的方式可以是通过导线连接或者使用无线电力传输，这些也均适用于本发明。供电部件410的第一输出口可以和第一舵机421的第一输入口连接，供电部件410的第二输出口可以和第二舵机422的第二输入口连接，继而通过供电部件410为第一舵机421和第二舵机422提供电能。第一电调441的第五输入口可以和供电部件410的第三输出口连接，第一电调441的第五输出口可以和第一电机431的第三输入口连接；第二电调442的第六输入口可以和供电部件410的第四输出口连接，第二电调442的第六输出口可以和第二电机432的第四输入口连接。使得通过第一电调441来控制第一电机431的转速，第二电调442来控制第二电机432的转速。从而通过由地面遥控器向无人机中的飞行控制系统发送控制指令，并通过飞行控制系统来控制无人机的第一舵机421、第二舵机422、第一电机431和第二电机432的工作状态，进而达到对无人机起降、飞行的状态进行控制的技术效果。
值得一提的是，飞行控制系统主要是通过控制第一舵机421，来带动第一倾转部件253运动，以控制第一螺旋桨252在0°—90°和/或0°—(—90°)的范围内进行旋转；通过控制第二舵机422，来带动第二倾转部件263运动，以控制第二螺旋桨262在0°—90°和/或0°—(—90°)的范围内进行旋转；并且，通过控制第一电机431的转速，来控制第一螺旋桨252的转速；通过控制第三电机433的转速，来控制第二螺旋桨262的转速。使得由飞行控制系统对第一螺旋桨252的倾斜角度〔即第一螺旋桨252在0°—90°和/或0°—(—90°)〕的范围内进行旋转和转速，以及对第二螺旋桨262的倾斜角度和转速的调控。达到通过飞行控制系统来控制无人机起降、飞行的运动状态，并且控制无人机起降、飞行的移动速度的技术效果。
本发明提供一种固定翼无人机，将机头100的第一后端部130和机身200的第二前端部210可拆卸连接；在机身200的第二本体220两侧分别设置第一机翼230和第二机翼240，在第一机翼230上设置第一可调式旋翼机构250，在第二机翼240上设置第二可调式旋翼机构260；将机身200的第二后端部270和机尾300的第三前端部310可拆卸连接。由机头100、机身200和机尾300构成无人机的整体机身200，使得出现机身200局部损伤无法修复时，可以局部更换部件。通过动力系统400中供电部件410分别为第一舵机421、第二舵机422、第一电机431和第二电机432提供电能，由第一舵机421带动第一可调式旋翼机构250相对于第一机翼230进行偏转，第二舵机422带动第二可调式旋翼机构260相对于第二机翼240进行偏转，继而分别调节第一可调式旋翼机构250和第二可调式旋翼机构260所产生力的方向；由第一电机431带动第一可调式旋翼机构250转动，第二电机432带动第二可调式旋翼机构260转动，使第一可调式旋翼机构250和第二可调式旋翼机构260产生升力或推力；并且由第一电调441来改变第一电机431的速度，第二电调442来改变第二电机432的速度，继而分别改变第一可调式旋翼机构250和第二可调式旋翼机构260所产生力的大小。由于第一可调式旋翼机构250所产生力的大小和方向发生变化，第二可调式旋翼机构260所产生力的大小和方向也可以发生变化，所以在第一机翼230和第二机翼240上可以分别产生方向和大小不同的力，继而为无人机提供的起降和飞行所需的力。从而达到简化无人机的结构；在无人机在起降和飞行时，具有对场地要求低，适应性强的技术效果。
最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照实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者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。