一种机翼组件的制作方法

本发明涉及飞行器机翼的领域，具体而言，涉及一种机翼组件。

背景技术：

目前，航空领域的飞行器通常分为两大类：滑跑起降、水平巡航的固定机翼飞机和垂直起降、依靠倾转桨盘产生的总升力在前行方向的投影实现水平前飞的直升机或旋翼机。这两种类型的飞机，各自有其优势和不足。各有各的主要用途。自飞机问世100多年以来，不断有人尝试能否制造出一种兼有上述两类飞机优点的新型机种：即能够原地起降，同时又具有高效率水平巡航的多功能一体机。但是，至今还没有完全达到这个目标。近十余年来，随着自动控制、互联网、人工智能、新能源、新材料和智能交通等先进技术的长足发展，催生了基于dep(分布式动力)概念的、适应uam(现代城市立体交通)发展的evtol(电动力垂直起降)飞行器的发展。并且至今，全球许多大型的公司，例如波音、空客超级航空公司、uber交通服务公司、谷歌和百度等互联网公司；丰田、本田、奔驰、宝马、吉利等传统汽车公司；小鹏和特斯拉等新能源汽车公司等等都对该技术进行了研究。几乎涵盖现代交通设备制造、营运、服务的所有方面。主要是evtol作为广义上的垂直起降装置，突出了环保(电动力)的优势。另外城市里土地紧张、价格高昂，不可能到处兴建机场，这也是推动evtol的一大因素。evtol正好满足了现代城市智能立体交通的的需求。目前的evtol平飞的效率仍然较低。受到电池能量密度的影响和受制于直升机运动模式的特点，evtol飞行装置的使用局限性还很大，主要集中在其水平航行(巡航)性能较差，依旧还存在例如速度低、航程短的问题。

现今还不能研制出同时满足“垂直起降-水平巡航”高效率飞行的两用飞行器的瓶颈，从分析直升机靠旋转机翼这种特殊运动模式找出出现问题的根本原因。直升机最大的软肋是做水平飞行时，效率很差。其原因在于第一，两类飞机的飞行原理不同：直升机通过旋翼产生垂直向上的升力，当产生的升力大于飞机的重量时，直升机才能上升，或悬停。对动力装置系统要求高，推重比较大。而直升机向前水平飞行时，则依靠将桨盘前倾，产生一个指向前方的水平分力，产生水平加速，获得水平飞行速度。于此同时，需要产生更大的功率，获得更大的垂直方向的向上拉力，以便平衡飞机的重量。直升机的水平速度是有各种限制的。撇开携带的燃料或电力的功率限制以外，还受到为了防止桨尖超速产生激波的最大转速限制。另外，直升机的构型以及主桨叶下气流喷射到机身上，会带来不小的附加气动阻力。这两部分附加阻力加上全机的正常阻力，远大于固定翼飞机在做平飞运动时的气动阻力，这会使旋翼机的前飞速度明显减低。传统的直升机的最大平飞速度通常为200-340公里/小时。具有同等发动机功率的固定机翼飞机的最大平飞速度则可达到700-900公里/小时。有的甚至突破音障，超音速飞行。为了提高直升飞机的平飞速度，航空工程师设计出了混合型的高速直升飞机，最大平飞速度提高到436公里/小时。平飞速度提高了28.2％。后来又研制出了倾转式的垂直升降-水平飞行的飞机，例如v-22等。最大平飞速度进一步提高到556公里/小时，和直升机比较，提高了63.5％。但其巡航性能依然不如固定翼飞机。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种机翼组件，其既能够让飞行器进行垂直起降，又能在水平飞行时，将转动的旋翼，转化为固定机翼，提高飞行器的巡航性能。

本发明的实施例是这样实现的：

本申请实施例提供一种机翼组件，其包括

主动轴，主动轴用于驱动机翼进行旋转；

机翼安装支架，机翼安装支架中部与主动轴连接；

第一桨叶，第一桨叶设置于机翼安装支架的一侧，第一桨叶与机翼安装支架转动连接；

第二桨叶，第二桨叶设置于机翼安装支架的另一侧；

传动机构，传动机构安装于机翼安装支架上，传动机构带动第一桨叶进行转动。

在本发明的一些实施例中，还包括机翼自动平衡装机构，机翼自动平衡装机构包括感知环、两个惯性球和两根推动连杆；感知环包括圆形外环以及与圆形外环内壁连接的横轴，横轴从而主动轴侧壁贯穿，横轴与主动轴转动连接，两个惯性球对称设置于圆形外环上，两个推动连杆对称设置，任一推动连杆的一端与机翼安装支架铰接，推动连杆的另一端与圆形外环铰接。

在本发明的一些实施例中，第一桨叶套设于机翼安装支架上，第一桨叶包括前缘部和后缘部，后缘部包括撑开板和固定板，撑开板与前缘部铰接，固定板与前缘部连接。

在本发明的一些实施例中，还包括撑开机构，撑开机构包括执行机构和推动件，执行机构与前缘连接，执行机构的输出轴与推动件的一端铰接，推动件的另一端与撑开板铰接。

在本发明的一些实施例中，还包括设置于第一桨叶和第二桨叶端部的翼端驻涡增升装置。

在本发明的一些实施例中，第一桨叶和第二桨叶在水平面的投影均呈后掠机翼形状。

在本发明的一些实施例中，传动机构包括设置于主动轴上靠近机翼安装支架一端的驱动电机、设置于机翼安装支架内的第一锥齿轮、第二锥齿轮、传动轴、输出轴、设置于主动轴内的第三锥齿轮和第四锥齿轮，输出轴的端部与第一桨叶连接，输出轴与第一锥齿轮连接，第一锥齿轮与第二锥齿轮啮合，第二锥齿轮与传动轴的一端连接，传动轴的另一端与第三锥齿轮连接，第三锥齿轮与第四锥齿轮啮合，第四锥齿轮与驱动电机的电机轴连接。

在本发明的一些实施例中，第一桨叶的旋转方向矢量与机翼安装支架水平面垂直。

在本发明的一些实施例中，机翼安装支架包括调节件以及套接于调节件上的支撑架，调节件与主动轴端部铰接，支撑架与推动连杆铰接。

在本发明的一些实施例中，还包括设置于主动轴上的直线电机，直线电机的输出轴与调节件铰接。

相对于现有技术，本发明的实施例至少具有如下优点或有益效果：

一种机翼组件，其包括：

主动轴，主动轴用于驱动机翼进行旋转；

机翼安装支架，机翼安装支架中部与主动轴端部连接；

第一桨叶，第一桨叶设置于机翼安装支架上，第一桨叶与机翼安装支架转动连接；

第二桨叶，第二桨叶设置于机翼安装支架上；

传动机构，传动机构安装于机翼安装支架上，传动机构带动第一桨叶进行转动。

在本发明的一些实施例中，在将国外技术进行相互对比后，发明人认为鹰眼或v-22和桨翼转换式飞行器，是目前为止国外最成功的方案。这两类方案中，一种通过倾转发动机起到垂直起降作用，并且其还安装有典型固定翼，做巡航使用。另一种利用发动机不倾转，前飞时旋翼变成固定机翼使用。尤其是后者，构思巧妙。并且在发明人与专家进行深入探讨后有所启发。发明人认为，应当充分将旋翼式飞行器和固定翼式飞行器相结合，将用于垂直起降的主旋翼，通过机械结构的转换，使得其成为固定翼式飞行器进行巡航，由此便实现利用旋翼进行垂直起降，且在上升的到一定高度后，再利用转换后的旋翼，变成一架典型的固定翼飞行器。但由于旋翼式飞行器的机翼呈中心对称，而固定翼式飞行器的机翼呈轴对称，故为了解决上述问题，本实施例采用将第二桨叶进行固定，将第一固定翼通过传动机构与机翼安装支架转动连接的方式，在飞行器上升到一定高度时，传动机构控制控制第一桨叶转动沿第一桨叶的几何中心旋转180度，由此将其转变为固定翼进行巡航，进而提高了巡航性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1为本发明一种机翼组件采用非对称翼型的结构示意图；

图2为本发明中第一桨叶方位转换起始状态图；

图3为本发明中第一桨叶方位转换结束后的状态图；

图4为本发明中第一桨叶的结构示意图；

图5为本发明中第一桨叶和翼端驻涡增升装置的结构示意图；

图6为本发明中安装翼端驻涡增升装置后的三维垂直升力的变化对比图；

图7为本发明中第一桨叶和第二桨叶的第一种结构示意图；

图8为本发明中第一桨叶和第二桨叶的第二种结构示意图；

图9为本发明中传动机构的一种结构示意图；

图10为本发明中第一桨叶和第二桨叶的第三种结构示意图；

图11为本发明中第一桨叶和第二桨叶的第四种结构示意图；

图12为本发明中传动机构的另一种结构示意图；

图13为本发明中第一桨叶和第二桨叶的第五种结构示意图；

图14为本发明中第一桨叶和第二桨叶的第六种结构示意图；

图15为本发明中对称翼剖面的投影示意图；

图16为本发明中非对称翼剖面的投影示意图；

图17为本发明中主动轴、直线电机和机翼安装支架的装配示意图。

图标：1、主动轴；2、机翼安装支架；21、调节件；22、支撑架；3、第一桨叶；31、前缘部；32、固定板；33、撑开板；4、第二桨叶；5、撑开机构；51、执行机构；52、推动件；6、传动机构；61、第一锥齿轮；62、第二锥齿轮；63、输出轴；64、传动轴；65、第三锥齿轮；66、第四锥齿轮；67、驱动电机；68、轴承；69、旋转轴；7、翼端驻涡增升装置；8、直线电机；9、机翼自动平衡装机构；91、惯性球；92、感知环；93、推动连杆。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，若出现术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“水平”、“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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，若出现术语“水平”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“安装”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1

请参照图1、图2和图3，为本实施例提供一种机翼组件，其包括：

主动轴1，主动轴1用于驱动机翼进行旋转；

机翼安装支架2，机翼安装支架2中部与主动轴1端部连接；

第一桨叶3，第一桨叶3设置于机翼安装支架2的一侧，第一桨叶3与机翼安装支架2转动连接；

第二桨叶4，第二桨叶4设置于机翼安装支架2的另一侧；

传动机构6，传动机构6安装于机翼安装支架2上，传动机构6带动第一桨叶3进行转动。

在本发明的一些实施例中，为了实现“直升平飞机”获得优良的飞行性能，最关键的问题是妥善解决从垂直升降飞行模态过渡到水平飞行模态时，减少由于转换带来的负面影响，尤其是较长的直升机桨叶在平飞时的处理，发动机的处理。航空发展史上，为了实现把飞机垂直地送上天，就是找出将推力矢量转换90度的方法。其原理分为以下几个阶段：首先是转动整个飞机，机头朝上，指向天空，而后转动发动机。垂直起降时，调节喷气发动机的喷口，从水平向后喷气变成向下喷气。但多数运用于军用飞机，例如英国的“猎兔”美国的“f35c”等等。但这种方式所带来的问题依旧棘手，其主要问题在于向下喷气，几千度高温对航母甲板的寿命造成较大的损伤。于是，多数采用倾转螺旋桨90度，垂直往上拉。但只适合活塞式螺桨发动机的飞机。其中v-22鱼鹰飞机是最成功的案例。而本设计采用思路：从直升机出发，在螺旋桨/旋翼上进行研发。而对于旋翼飞行器最大难度不在于垂直起降，而在于水平巡航。直接利用直升机的旋翼或螺旋桨靠倾斜桨盆往前飞，阻力太大，水平速度超不过340公里/每小时。而固定翼飞机在垂直起飞时不怎么样，但是水平飞行时性能极其优异。故本设计采用，首先解决了设计高升力体机身。关键是发明了小展弦比机翼增升技术。可直接利用来设计新型飞机的机体。第二步是开发出一种兼有直升机和固定翼机的翅膀的全能功能。最重要的是本发明的《两用机翼组件》-包括结构设计和转换方法。现将主要结果公布于下面的表格：

发明人认为，应当充分将旋翼式飞行器和固定翼式飞行器相结合，将用于垂直起降的主旋翼，通过机械结构的转换，使得其成为固定翼式飞行器进行巡航，由此便实现利用旋翼进行垂直起降。和利用后机身的纠偏小螺旋桨一样，需要一套公知的自动消除偏航的自动控制系统。对于后机身安装了两台推进螺旋桨、两台动力装置或两台涵道风扇的飞行器，通过感知偏航的传感器发出的误差型号，控制上述装置做出差动响应，从此控制飞机偏航误差。而本设计中的机翼组件其原理在于，一副机翼由第一桨叶3和第二桨叶4两部分组成，第一桨叶3内部安装了用于带动第一桨叶3进行转动的传动机构6，两桨叶安装在机翼安装支架2两侧，通过支架中心线的垂直中心对称。第一桨叶3固定安装于机翼安装支架2的一侧，第一桨叶3与机翼安装支架2之间，通常是固定连接，但在需要桨叶相对于机身改变方位时，桨叶与内部的承力大樑之间的紧固连接可以暂时松开，完成转向之后，再进行可靠的紧固连接；如图2和图3所示，在上升的到一定高度后，再利用转换后的旋翼，变成一架典型的固定翼飞行器。但由于旋翼式飞行器的机翼呈中心对称，而固定翼式飞行器的机翼呈轴对称，故为了解决上述问题，本实施例采用将第二桨叶4进行固定，将第一固定翼通过传动机构6与机翼安装支架2转动连接的方式，在飞行器上升到一定高度时，传动机构6控制控制第一桨叶3转动沿第一桨叶3的几何中心旋转180度，由此将其转变为固定翼进行巡航，进而提高了巡航性能。

实施例2

请参照图1，本实施例基于实施例1的技术方案提出，还包括机翼自动平衡机构9，机翼自动平衡机构9包括感知环92、两个惯性球91和两根推动连杆93；感知环92包括圆形外环以及与圆形外环内壁连接的横轴，横轴从而主动轴1侧壁贯穿，横轴与主动轴1转动连接，两个惯性球91对称设置于圆形外环上，两个推动连杆93对称设置，任一推动连杆93的一端与机翼安装支架2铰接，推动连杆93的另一端与圆形外环铰接。

设置机翼自动平衡机构用于带动机翼安装支架2进行摆动，机翼安装支架2中部与主动轴1铰接，机翼自动平衡机构的感知环92与机翼安装支架2、主动轴1，均以铰接的形式连接。驱动机翼安装支架2和机翼自动平衡机构9的感知环92同时旋转，再通过飞行器的离合器与发动机输出主轴连接。从而调整旋翼在飞行时，第一桨叶3和第二桨叶4的倾斜，提高了旋翼的稳定性。

实施例3

请参照图1，本实施例基于实施例1的技术方案提出，第一桨叶3套设于机翼安装支架2上，第一桨叶3包括前缘部31和后缘部，后缘部包括撑开板33，和固定板32，撑开板33与前缘部31铰接，固定板32与前缘部31连接。

在本发明的一些实施例中，如果将机翼安装支架2与第一桨叶3外壁连接，根据空气动力学的分析可知，桨叶上与旋翼的连接处，在旋翼的高速转动下，必然产生较大的阻力，故为避免上述情况，本实施例采用将第一桨叶3套设于机翼安装支架2上，考虑到在第一桨叶3套设于机翼安装支架2后，第一桨叶3的转动会与机翼安装支架2发生碰撞，故将第一桨叶3的后缘部设置为与前缘部31铰接的撑开板33和与前缘部31连接的固定板32，由此在转动时，即使发生碰撞，由于撑开板33和固定板32之间未进行固定连接，故在接触到机翼安装支架2后撑开板33在铰链的约束下，会发生转动，从而成功穿过机翼安装支架2，完成第一桨叶3的180度转动。

在本发明的一些实施例中，第二桨叶4同样为了减少空气阻力的影响，其也套设于所述机翼安装支架2上，并进行固定连接。

实施例4

请参照图4，本实施例基于实施例3的技术方案提出，还包括撑开机构5，撑开机构5包括执行机构51和推动件52，执行机构51与前缘连接，执行机构51的电机轴与推动件52的一端铰接，推动件52的另一端与撑开板33铰接。

在本发明的一些实施例中，由于飞行器在进行升高和降落时，第一桨叶3和第二桨叶4在主动轴1的驱动下，需要高速旋转，故借助机翼安装支架2将撑开板33顶开的办法太过于损耗的材料。为避免上述问题，本实施例采用连杆结构对撑开板33进行推动，其具体实施方式为，设置执行机构51推动推动件52，再由推动件52推动撑开板33，由此完成对后缘部的打开，如此在需要将第一桨叶3进行转换时，提前控制执行机构51将撑开板33推开，而后第一桨叶3转动180度，由此第一桨叶3在转动时不会再与机翼安装支架2相互碰撞，提高了使用寿命。

实施例5

请参照图5，本实施例基于实施例1的技术方案提出，还包括设置于第一桨叶3和第二桨叶4端部的翼端驻涡增升装置7。

在本发明的一些实施例中，由于这种机翼的使用需要兼顾到垂直起降和巡航飞行，且当应用于飞行汽车领域内时，由于公路的限制，机翼的尺寸需要适当的进行调整，由此也使得其展弦比减小，但其也存在一定优势，便是从较大的展弦比变为小展弦比，机翼的刚度变强，结构材料的要求降低，但缺点在于三维的垂直升力的线斜率减小，如图6所示，从而大幅减小了桨叶的升力以及升阻比。另外，可同时作为旋翼和固定翼的桨叶，它的空气动力学性能，特别是升阻比k，都和飞行性能密切相关。evtol的桨叶的升阻特性和产生的旋翼功率以及水平飞行的升阻比尤其重要。由于各种限制条件，evtol的展长较短，展弦比小，升力会不够大。故为解决上述问题，本实施例采用发明人的另一项专利号为cn202011258085.5的一种翼端驻涡增升装置7，并将该翼端驻涡增升装置7设置于第一桨叶3和第二桨叶4的端部，其目的在于提高小展弦比机翼的升力，同时减小阻力，提高了旋翼的效率。其计算方法如下：

采用近似算法：其中a为展弦比，r为三维效应系数，(二)为二维升力系数，(三)为三维升力系数。

当加装翼端驻涡增升装置7后，三维效率系数rx为：

rx＝1-0.5765·(1-r)

等效展弦比ax为：

实施例6

请参照图7和图8，本实施例基于实施例5的技术方案提出，第一桨叶3和第二桨叶4在水平面的投影均呈后掠翼形状。

在本发明的一些实施例中，对于飞行器的在航行时，机翼的平面形状也是对飞行性能影响的因素之一，本实施例采用将第一桨叶3和第二桨叶4设置为后掠翼形的方式，后掠翼形利于高速飞行时提高临界马赫数，推延机翼出现激波的时刻，减小飞行器阻力，可提高飞行器的整体性能。其中后掠翼形状中可以采用三角形，也可以采用回旋镖形，其目的在于，回旋镖形的第一桨叶3和第二桨叶4在巡航时，利用回旋镖形的支翼切面使第一桨叶3和第二桨叶4所受的空气升力上升，使得飞行器主体稳定，从而提高了稳定性。并且由于回旋镖两翼的特殊结构，使得空气流经翼的两侧时，依据白努利原理，空气会有个朝上的净力作用在较低、平坦的一侧进而产生浮力，由此提高了飞行器的升阻比，提高了性能。

实施例7

请参照图9，本实施例基于实施例1的技术方案提出，传动机构6包括设置于主动轴1上靠近机翼安装支架2一端的驱动电机67、设置于机翼安装支架2内的第一锥齿轮61、第二锥齿轮62、传动轴64、输出轴63、设置于主动轴1内的第三锥齿轮65和第四锥齿轮66，输出轴63的端部与第一桨叶3连接，输出轴63与第一锥齿轮61连接，第一锥齿轮61与第二锥齿轮62啮合，第二锥齿轮62与传动轴64的一端连接，传动轴64的另一端与第三锥齿轮65连接，第三锥齿轮65与第四锥齿轮66啮合，第四锥齿轮66与驱动电机67的电机轴连接。

在本发明的一些实施例中，在传动机构6对第一桨叶3进行驱动时，如果将传动机构6设置于机翼安装支架2外部，在飞行器巡航的过程中，处于空气中的传动机构6会增加巡航时的空气阻力。故为此本实施例将传动机构6设置于旋翼的内部，其具体的实施方式为，驱动电机67设置于主动轴1顶部，其电机轴与第四锥齿轮66连接，而后传动轴64设置机翼安装支架2的内部，其一端与第三锥齿轮65连接，另一端与第二锥齿轮62连接，用于将驱动电机67的动能通过机翼安装支架2内部进行传输，而后再利用第二锥齿轮62和第一锥齿轮61的啮合，将动能传输至输出轴63，进而带动第一桨叶3转动。由于传动机构6的整体结构都安装于机翼内，故在航巡时不会额外增加空气阻力，提高了性能。

在本发明的一些实施例中，在传动轴64进行运动的过程中，由于机翼安装支架2采用高强度金属材料，且又因为第一桨叶3需要快速旋转，故传动轴64的速度较高，由此传动轴64与机翼安装支架2将产生较大的摩擦，进而产生磨损，导致传动件转动时发生晃动，进而影响到第一锥齿轮61与第二锥齿轮62的啮合，导致动能传输效率降低，长久磨损甚至会发生机械故障，导致意外产生。故为了避免上述情况，本实施例采用传动轴64通过轴承68与机翼安装支架2连接，由此避免直接发生摩擦，从而减小了传动轴64与机翼安装支架2的摩擦，提高了稳定性。

实施例8

请参照图10，图11、图12、图13和图14，本实施例基于实施例1的技术方案提出，第一桨叶3的旋转方向矢量与机翼安装支架2水平面垂直。

在本发明的一些实施例中，对于全对称式机翼，采用上述实施例中水平转向的方式会增加力矩，故本实施了针对全对称式机翼采用竖直方向进行旋转，即垂直于机翼安装支架2进行旋转。其中图10和图11为环翼结构，该结构在发明者于aiaa(美国航天航空学会)发表的论文aiaa-2007-4445-增生环翼上得到验证。而图13和图14，则为全对称式机翼的另外两种形状，其截面均呈流线形或水滴形。并且其转动方式区别于上述实施例所描述的转动方向，使得转向后能够成为进行巡航的固定翼飞行器，器具体实施方式如图12所示，利用驱动电机67对第四锥齿轮66进行驱动，而后再利用第四锥齿轮66和第三锥齿轮65之间啮合，从而带动传动轴64进行旋转，并在传动轴64的端部设置旋转轴69，由此带动第一桨叶3在机翼安装支架2的垂直方向进行旋转，从而达到转向的功能。作为飞行器最重要的承力部件--机翼或旋翼，第一桨叶3和第二桨叶4都必须可靠地、牢牢地和机身连接。但是由于转换方位的需要，我们设定第一桨叶3和机身的连接是即可以是固定的，在特定时间段，例如从起降运动模态转化为水平飞行模态时，需要解锁，并改变第一桨叶3的相对位置；要将第一桨叶3围绕该机翼的几何中心处和大樑(即机身)固连的铰链轴做180度的旋转。然后，再次将第一桨叶3牢牢锁定，确保安全。

实施例9

请参照图1，本实施例基于实施例1的技术方案提出，机翼安装支架2包括调节件21以及套接于调节件21上的支撑架22，调节件21与主动轴1端部铰接，支撑架22与推动连杆93铰接。

在本发明的一些实施例中，在第一桨叶3和第二桨叶4转换成固定翼式后，由于固定翼的方向转换需要对固定进行调节，特别是左右调节方向，故为达到能够进行左右调节方向，本实施例采用将机翼安装支架2与主动轴1端部进行铰接，其结构类似于跷跷板，通过调节机构调节第一桨叶3和第二桨叶4相对于水面的夹角，从而使得飞行器进行左右转向。

实施例10

请参照图17，本实施例基于实施例9的技术方案提出，还包括设置于主动轴1上的直线电机8，直线电机8的输出轴与调节件21铰接。

在本发明的一些实施例中，在对机翼安装支架2进行调节时，因机翼安装支架2与主动轴1铰接，故只需要对机翼安装支架2施加一个推力或拉力，便可以使机翼安装支架2发生倾斜，从而使得固定翼上的气体流动发生变化，由此产生向左或向右的升力，使得飞行器进行左右转向，由此本实施例采用在主动轴1上设置直线电机8的方式，且其输出轴63与机翼安装支架2铰接，利用直线电机8对机翼安装支架2的拉力，从而带动机翼安装支架2发生偏转。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。