1.本发明涉及航空飞行器设计领域，特别是一种菱形复合翼飞行器。
背景技术：
2.菱形翼布局飞行器具有较轻的重量和较高的强度刚度、较小的诱导阻力、较大的升力系数，同时还具有良好的操纵性直接气动力控制能力，可为飞机提供独立的姿态或轨迹控制，改善飞行的响应品质。其不足之处在于飞行阻力大、飞行速度低；结构复杂、对材料要求较高等。我国的翔龙无人飞行器是当前世界上唯一一款采用联接翼气动布局的无人飞行器。
3.为进一步将菱形翼布局的优点应用在新型垂直起降的飞行器上——
4.申请号为“201910260979.9”的中国发明提出了“一种联接翼构型的新型垂直起降无人机”，其是通过在菱形翼下翼面上安装螺旋桨实现垂直起降飞行。但该设计方式直接增大了飞行器的飞行阻力。
5.申请号为“201610227947.5”的中国发明提出了“一种可垂直起降的高速飞行器及其控制方法”，其方案是通过将鱼鹰飞行器的可旋转螺旋桨与菱形翼简单结合，其垂直起降能力弱，飞行控制难度大。
6.如何设计发明一款多用途飞行器，同时拥有低空低速、高空长航、抗失速高机动的特性，具有菱形翼的气动布局优点，同时克服其缺陷，显得尤为重要。
技术实现要素：
7.为解决上述问题，本发明的目的是提供一种菱形复合翼飞行器，具有优秀的垂直起降能力。
8.本发明实施例中采用以下方案实现：一种菱形复合翼飞行器，包括机身，所述机身从前部至后部依次设置有前机翼、推力涵道、后机翼和尾翼；
9.所述前机翼左右两端的翼尖均通过一连结翼与后机翼左右两端的翼尖相连，所述前机翼和后机翼上分别开设多个可提供垂直方向升力的升力风扇；所述的前机翼、后机翼和两个连结翼共同构成菱形复合翼；
10.所述推力涵道能够相对机身作倾转运动以便在垂直起降模式和平飞巡航模式之间切换，其中，在所述垂直起降模式下，所述推力涵道倾转至喷出的气流竖直向下；在所述平飞巡航模式下，所述推力涵道倾转至喷出的气流水平并朝向机身后部。
11.优选地，所述前机翼采用下单翼结构安装在机身上，后机翼采用上单翼结构安装在机身上。
12.优选地，所述前机翼与机身前端衔接，所述后机翼与机身后端衔接，所述尾翼设置在后机翼与机身衔接位置的顶部。
13.优选地，所述升力风扇包括涵道壁、第一安装支架和升力单元，多个涵道壁分别对称地开设在前机翼和后机翼上，涵道壁连通机翼的上下面，所述第一安装支架架设在涵道
壁内，所述升力单元设置在第一安装支架上。
14.优选地，所述推力涵道包括涵道外壳、第二安装支架和转动旋翼，涵道外壳可倾转地与机身连接，第二安装支架将转动旋翼固定设置在涵道外壳内部。
15.优选地，所述推力涵道通过连接一埋设在机身内部的涵道倾转装置实现倾转，所述涵道倾转装置包括机身隔框、轴承座、涵道转轴和直线舵机，所述机身隔框竖置在机身内部，所述轴承座为设置在机身隔框上的凸起，轴承座上开设供涵道转轴穿过的孔，所述涵道转轴由杆件和连接在杆件一端的摇臂组成，所述杆件的另一端与推力涵道固定连接，所述直线舵机的两端分别铰接在机身隔框和涵道转轴的摇臂上；所述直线舵机在工作时进行伸缩，直线舵机推动摇臂使所述涵道转轴转动以带动推力涵道倾转。
16.优选地，所述尾翼为t型尾翼。
17.优选地，所述尾翼的垂尾上设置垂直舵面，垂直舵面用于控制飞行器的偏航；所述尾翼的平尾上设置第一水平舵面，所述第一水平舵面用于控制飞行器的俯仰。
18.优选地，所述前机翼和后机翼上对称设置有多个第二水平舵面，所述第二水平舵面用于控制飞行器的滚转和俯仰。
19.优选地，两个所述的推力涵道对称设置在机身两侧。
20.本发明的有益效果：本发明提供一种菱形复合翼飞行器，相较于现有技术，本发明至少具有如下技术效果：
21.1、本发明采取的方案在提升垂直起降性能的同时更加安全，多个升力风扇进行冗余，飞行器安全性高。
22.2、嵌入式的升力风扇设计可在减轻机体重量的同时，增加提供升力的部件，并且该设计的菱形复合翼气动阻力小。
23.3、可倾转的推力涵道设计，可仅工作在平飞巡航模式下，在需要快速垂直起降时，切换至使用垂直起降模式增加飞行器垂直起降性能。
附图说明
24.图1是本发明的结构示意图；
25.图2是本发明的垂直起降模式示意图；
26.图3是本发明的俯视图；
27.图4是本发明的正视图；
28.图5是本发明的侧视图；
29.图6是本发明涵道倾转装置的结构示意图一；
30.图7是本发明涵道倾转装置的结构示意图二。
31.标号说明：机身-1、前机翼-2、涵道倾转装置-3、后机翼-4、连结翼-204、尾翼-5、升力风扇-6、推力涵道-7、机身隔框-31、轴承座-32、涵道转轴-33、直线舵机-34、涵道壁-61、第一安装支架-62、升力单元-63、涵道外壳-71、第二安装支架-73、转动旋翼-74、垂直舵面-51、第一水平舵面-52、第二水平舵面-24。
具体实施方式
32.下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步说明。
33.请参阅图1至图7，一种菱形复合翼飞行器，包括机身1，所述机身1从前部至后部依次设置有前机翼2、推力涵道7、后机翼4和尾翼5；
34.所述前机翼2左右两端的翼尖均通过一连结翼204与后机翼4左右两端的翼尖相连，所述前机翼2和后机翼4上分别开设多个可提供垂直方向升力的升力风扇6；所述的前机翼2、后机翼4和两个连结翼204共同构成菱形复合翼；本发明通过设计新型的菱形复合翼，使飞行器具有良好的垂直起降性能。本发明将多个升力风扇6分别嵌入设置在前机翼2和后机翼4上。嵌入式的升力风扇6设计可在减轻机体重量的同时，增加提供升力的部件，并且该设计的菱形复合翼气动阻力小。本发明的主要升力部件是升力风扇6。
35.所述推力涵道7能够相对机身1作倾转运动以便在垂直起降模式和平飞巡航模式之间切换，其中，在所述垂直起降模式下，所述推力涵道7倾转至喷出的气流竖直向下；在所述平飞巡航模式下，所述推力涵道7倾转至喷出的气流水平并朝向机身1后部。在本案中推力涵道7是为了进一步提升飞行器垂直起降功能，并在平飞巡航模式中，为飞行器提供推力。值得注意的是，升力风扇6和推力涵道7在起飞过程中是相互配合的，推力涵道7在垂直起降模式切换至平飞巡航模式时，升力风扇6需要实时提供升力，防止升力不足，飞行器失控。在以往的设计中，像美军鱼鹰直升机采用的是一对可以倾转的螺旋桨作为升力及推力装置，此设计导致了许多鱼鹰直升机在起降时发生故障，甚至坠毁。故本发明采取的方案在提升垂直起降的同时更加安全，多个升力风扇6进行冗余，飞行器安全性高。并且本发明设计的菱形复合翼也适合用于滑跑起降。推力涵道7可仅工作在平飞巡航模式下，在需要快速垂直起降时，切换至使用垂直起降模式增加飞行器垂直起降性能。
36.本案通过设计两个所述的推力涵道7对称设置在机身1两侧。此设计是为了进一步便于飞行器的控制，两个推力涵道7的对称设计，可以在控制上实现解耦。也可以进一步对动力器件进行冗余。
37.所述前机翼2采用下单翼结构安装在机身1上，后机翼4采用上单翼结构安装在机身1上。在菱形翼的设计中，菱形翼的具体构型是多种多样的，有的是后机翼4直接搭接在前机翼2上，有的是后机翼4搭接在前机翼2中部，本案前机翼2采用下单翼结构，后机翼4采用上单翼结构。
38.所述前机翼2与机身1前端衔接，所述后机翼4与机身1后端衔接，所述尾翼5设置在后机翼4与机身1衔接位置的顶部。本案飞行器机头部分采用菱形复合翼与机身1融合式设计，飞行阻力小，并且菱形翼升阻比高，机翼载荷低，可在满足飞行要求的情况下，尽可能减小翼展长度，使整体飞行器更紧凑，所占空间更小。体积小的飞行器更易于节省机库面积，节省维护费用，便于运输和大规模推广使用。推力涵道7可进一步弥补菱形翼大仰角动能损失较大，需要强大推力的缺点，使菱形复合翼应用更加方便。
39.所述升力风扇6包括涵道壁61、第一安装支架62和升力单元63，多个涵道壁61分别对称地开设在前机翼2和后机翼4上，涵道壁61连通机翼的上下面，所述第一安装支架62架设在涵道壁61内，所述升力单元63设置在第一安装支架62上。升力风扇6是提供飞行器升力的主要装置，在本案中，在前机翼2和后机翼4上分别对称设置4个升力风扇6，共设置8个升力风扇6。升力风扇6设置的数量可以根据需求进行调整。如将飞行器的技术需求定为大运载量，可将升力风扇6的数量设置为12个或者更多。升力风扇6除了对称设置在前机翼2和后机翼4外，为进一步增加升力风扇6设置的数量，还可以采用相互交错地对称设置在前机翼2
和后机翼4上。
40.所述推力涵道7包括涵道外壳71、第二安装支架73和转动旋翼74，涵道外壳71可倾转地与机身1连接，第二安装支架73将转动旋翼74固定设置在涵道外壳71内部。
41.所述推力涵道7通过连接一埋设在机身1内部的涵道倾转装置3实现倾转，所述涵道倾转装置3包括机身隔框31、轴承座32、涵道转轴33和直线舵机34，所述机身隔框31竖置在机身1内部，所述轴承座32为设置在机身隔框31上的凸起，轴承座32上开设供涵道转轴33穿过的孔，所述涵道转轴33由杆件和连接在杆件一端的摇臂组成，所述杆件的另一端与推力涵道7固定连接，所述直线舵机34的两端分别铰接在机身隔框31和涵道转轴33的摇臂上；所述直线舵机34在工作时进行伸缩，直线舵机34推动摇臂使所述涵道转轴33转动以带动推力涵道7倾转。所述涵道转轴33与涵道外壳71连接。所述涵道倾转装置3的结构可以是多种多样的，也可使用齿轮啮合等方式实现对推力涵道7的倾转。
42.所述尾翼5为t型尾翼。尾翼5也可以采用v型尾翼等其他类型的尾翼。本案采用t型尾翼的设计是为了避开机翼尾流，使经过水平尾翼的气流更加平稳，有助于减小平尾震颤。
43.所述尾翼5的垂尾上设置垂直舵面51，垂直舵面51用于控制飞行器的偏航；所述尾翼5的平尾上设置第一水平舵面52，所述第一水平舵面52用于控制飞行器的俯仰。
44.所述前机翼2和后机翼4上对称设置有多个第二水平舵面24，所述第二水平舵面24用于控制飞行器的滚转和俯仰。此外，第二水平舵面24还用于在飞行器的减速。
45.机身1内部设置可提供能源的电源系统，电池系统为涵道倾转装置3、升力风扇6和推力涵道7等动力系统及航电设备提供电能。
46.工作过程：
47.起飞前准备：检查飞行器各部件，进行起飞前准备后启动飞行器。
48.垂直起飞：启动前机翼2和后机翼4上的升力风扇6，启动涵道倾转装置3，涵道倾转装置3带动推力涵道7倾转至推力涵道7喷出的气流竖直向下，推力涵道7于垂直起降模式。提升升力风扇6和推力涵道7的功率，升力风扇6和推力涵道7产生垂直方向升力将飞行器升起。
49.进入平飞巡航：控制涵道倾转装置3带动推力涵道7倾转至推力涵道7喷出的气流水平并朝向机身1后部，推力涵道7于平飞巡航模式。此时升力风扇6可降低功率，进行低速旋转，稳定前机翼2和后机翼4表面的流场。升力风扇6也保持起飞时的大功率，为飞行器进一步地提供升力。
50.降落过程：控制涵道倾转装置3工作并带动推力涵道7倾转至推力涵道7喷出的气流竖直向下，推力涵道7于垂直起降模式。提升升力风扇6和推力涵道7的功率，在飞行器保持平稳后，逐渐降低升力风扇6和推力涵道7的功率至飞行器平稳降落。
51.应说明的几点是：首先，在本技术的描述中，需要说明的是，除非另有规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变，则相对位置关系可能发生改变。
52.其次：本发明公开实施例附图中，只涉及到与本公开实施例涉及到的结构，其他结构可参考通常设计，在不冲突情况下，本发明同一实施例及不同实施例可以相互组合。
53.最后，以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上
述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。