br> 本发明提供的飞行器具有两种飞行状态，固定翼状态和多旋翼状态。固定翼状态下垂直动力单元不工作，水平动力单元的拉力向前的平飞螺旋桨克服气动阻力，机翼产生气动升力，克服重力；多旋翼状态下，由于垂直动力单元有非零的前后安装倾角，垂直动力单元的垂直动力螺旋桨拉力具有向上的分量和向前后方向的垂直分量。拉力的垂直分量克服全机重力，同时，飞行器在设计时，需要将飞行器设计为线对称，即飞行器的重心在机身上，这样，四个垂直动力单元的位置与飞行器的重心有前后方向和左右方向的距离，也就是滚转力臂和俯仰力臂，通过改变四个垂直动力螺旋桨的拉力产生滚转和俯仰方向的拉力差，即可提供所需的滚转控制力矩和俯仰控制力矩;通过以上方案，偏航方向有以下途径提供控制力矩:四个垂直动力单元的垂直动力螺旋桨拉力具有水平分量和相对于重心的偏航力臂，能够产生偏航控制力矩，而垂直动力螺旋桨的转动阻力矩也基本沿偏航方向，因此，协调的改变这四个垂直动力螺旋桨的转速，能够改变偏航力矩。
[0019]综上，本案提供的飞行器的最大偏航控制力矩相比现有技术大幅度提高，避免了偏航控制饱和对于飞行器姿态控制的负面影响，提高了飞行器的鲁棒性。
[0020]同时尾撑杆的技术方案，有利于提升飞行器的总体性能。
【附图说明】
[0021]图1为本发明所述的一种复合翼垂直起降飞行器一个具体实施例的结构示意图；
图2为本发明所述的一种复合翼垂直起降飞行器一个具体实施例的俯视图；
图3为本发明所述的一种复合翼垂直起降飞行器一个具体实施例的前视图；
图4为本发明所述的一种复合翼垂直起降飞行器一个具体实施例的侧视图。
[0022]图中标记分别为:1、机身，2、机翼，3、尾撑杆，4、尾翼，5、垂直动力单元，6、水平动力单元，7、偏航控制单元。
【具体实施方式】
[0023]本发明提供了一种复合翼垂直起降飞行器，用于解决:现有技术中复合翼垂直起降飞行器低速状态下偏航控制能力差和结构利用率低的问题。
[0024]下面结合实施例对本发明作进一步的详细说明，但是本发明不仅限于以下实施例:
实施例1:
如图1至图4所示，一种复合翼垂直起降飞行器，包括机身1、机翼2、尾撑杆3、尾翼4、垂直动力单元5及水平动力单元6，所述机翼2固定于机身I中段，机翼2相对于机身I的长度方向对称；
尾撑杆3为两根，不同尾撑杆3分别固定于机身I不同侧的机翼2上；
水平动力单元6固定于机身I上，尾翼4的左、右端分别与不同尾撑杆3的尾部固定连接，所述垂直动力单元5为四个，各根尾撑杆3上均设置有两个垂直动力单元5，机身I同侧的两个垂直动力单元5位于飞行器长度方向的不同位置，且机身I同侧的两个垂直动力单元5中，前方的垂直动力单元5位于飞行器重心的前方，后方的垂直动力单元5位于飞行器重心的后方；
所述垂直动力单元5包括垂直动力螺旋桨、电机和电子调速器，所述电子调速器用于控制电机的转速，所述电机用于制动垂直动力螺旋桨转动；
所述垂直动力单元5的垂直动力螺旋桨轴线具有非零的安装倾角，垂直动力螺旋桨轴线的倾斜方向为向飞行器的前方或后方倾斜，以在垂直动力螺旋桨工作的过程中，垂直动力单元5可产生向飞行器前方或后方的分力；所述水平动力单元6包括可产生沿着机身I长度方向拉力的平飞螺旋桨。
[0025]以上技术方案中，尾翼4在飞行器上的固定形式使得尾翼4呈双尾撑倒“V”形尾翼4，垂直动力单元5通过尾撑杆3固定于机翼2上，即在机翼2上形成“X”形四旋翼布局形式。飞行器上所具有的诸如能源装置、航电设备和任务设备等机载设备，可安装于机身I内部的空间内。机翼2相对于机身I的长度方向对称，即机翼2在飞行器上左右对称。
[0026]本案中，该飞行器具有两种飞行状态，固定翼状态和多旋翼状态。固定翼状态下垂直动力单元5不工作，水平动力单元6的拉力向前的平飞螺旋桨克服气动阻力，机翼2产生气动升力，克服重力；多旋翼状态下，由于垂直动力单元5有非零的前后安装倾角，垂直动力单元5的垂直动力螺旋桨拉力具有向上的分量和向前后方向的垂直分量。拉力的垂直分量克服全机重力，同时，飞行器在设计时，需要将飞行器设计为线对称，即飞行器的重心在机身I上，这样，四个垂直动力单元5的位置与飞行器的重心有前后方向和左右方向的距离，也就是滚转力臂和俯仰力臂，通过改变四个垂直动力螺旋桨的拉力产生滚转和俯仰方向的拉力差，即可提供所需的滚转控制力矩和俯仰控制力矩;通过以上方案，偏航方向有以下途径提供控制力矩:四个垂直动力单元5的垂直动力螺旋桨拉力具有水平分量和相对于重心的偏航力臂，能够产生偏航控制力矩，而垂直动力螺旋桨的转动阻力矩也基本沿偏航方向，因此，协调的改变这四个垂直动力螺旋桨的转速，能够改变偏航力矩。本实施例中，尾撑杆3的长度方向位于飞行器的前后方向，即尾撑杆3与机身I平行，同时两根尾撑杆3相互之间呈对称关系设置于机身I的不同侧，机身I不同侧的垂直动力单元5位置也相互对称，机身I不同侧垂直动力单元5的垂直动力螺旋桨倾斜角度也相互对称，以提升对本飞行器飞行参数的可控精度。
[0027]实施例2:
本实施例在实施例1的基础上作进一步限定，如图1至图4所示，所述尾翼4的后缘上还铰接连接有两片相互之间呈左右对称关系的气动舵面。所述气动舵面为升降方向舵，以在飞行器以固定翼姿态飞行的状态下，可通过气动舵面，对飞行器的飞行姿态进行调整。
[0028]机身I两侧的机翼2上均设置有偏航控制单元7，所述偏航控制单元7包括偏航螺旋桨，所述偏航螺旋桨用于向机翼2提供方向平行于机身I长度方向的拉力，且偏航控制单元7靠近机翼2的端部。
[0029]以上方案中，偏航控制单元7用于提供偏航力矩，提供机制如下:飞行器左右两个偏航控制单元7均具有相对于飞行器重心的左右距离，也就是偏航力臂，因此当左右两个螺旋桨具有转速差的情况下，就能够提供偏航控制力矩。
[0030]通过垂直动力单元5和偏航控制单元7这两种途径，保证了本发明提供的飞行器最大偏航控制力矩相比现有技术大幅度提高，避免了偏航控制饱和对于飞行器姿态控制的负面影响，提高了飞行器的鲁棒性，这种有益效果在偏航转动惯量相对较大的复合翼垂直起降飞行器上体现的更为显著。
[0031 ]为使得尽可量为偏航控制单元7提供长的偏航力臂，以在偏航螺旋桨输出功率一定的情况下，得到尽可能大的偏航控制力矩，两个偏航控制单元7分别位于机身I不同侧机翼2的翼梢上。
[0032]由于偏航控制单元7在飞行器工作时，拥有两种不同的工作状态:偏航螺旋桨转动或不转动，为实现偏航螺旋桨在不转动时，通过前飞时产生的阻力使偏航螺旋桨自发折叠，减小飞行器飞行的气动阻力，所述偏航螺旋桨为折叠螺旋桨。
[0033]为便于改变偏航控制单元7对飞行器偏航控制力矩的大小，所述偏航螺旋桨为变桨距螺旋桨。作为本领域技术人员，偏航控制单元7的变桨距螺旋桨具有相对于重心的偏航力臂，为变桨距螺旋桨提供的电机、电子调速器以及舵机中，通过协调改变电子调速器和舵机的指令可以调整变桨距螺旋桨的转速和螺距，相应改变偏航控制力矩。
[0034]所述尾撑杆3的下表面位置低于飞行器其他部件。本案所提供的飞行器中，尾撑杆3在本飞行器垂直升起时受力较大，故要求尾撑杆3要具有足够的强度以及刚度，本案中，尾撑杆3作为垂直起降和地面停靠的支撑。因此，这种结构形式取消了起落架、简化了垂直动力单元5的连接形式，通过功能合并提高了结构效率，提升了飞行器总体性能。尾撑杆3在本飞行器中，实现了将尾翼4与机翼2和机身I连接;将垂直动力单元5与机翼2和机身I连接，也具有通过功能合并提高了结构效率，提升了飞行器总体性能的有益效果。
[0035]实施例3:
本实施例在以上实施例提供的任意一个技术方案的基础上作进一步限定，如图1至图4，为便于改变机翼2在飞行器高速飞行状态下，通过机翼2输出偏航力矩和滚转力矩，同时便于上述偏航力矩和滚转力矩的大小调整，机身I各侧的机翼2上均铰接连接有一片副翼，两片副翼相对于机身I的长度方向对称，所述副翼与机翼2的倾角，以及副翼与机身I的倾角均