垂直起降飞行器的制作方法

1.本发明属于航空飞行器技术领域，具体涉及一种垂直起降飞行器。


背景技术：

2.垂直起降飞行器（vtol）既可以像多旋翼飞行器或直升机一样垂直起降，又可以像固定翼飞机一样高速飞行，具有十分广阔的应用前景。
3.目前的vtol飞行器主要有两大类型：可倾转设计和复合翼设计，其中，倾转旋翼类vtol的动力系统必须兼顾垂直与水平飞行，但无法使每一种工况都处于最高的效率。复合翼设计通常使用多个水平旋翼来提供垂直起飞和降落阶段的升力，并使用垂直安装的旋翼来提供水平飞行时的拉力或者推力，但其在巡航飞行时多个水平旋翼系统成为死重，具有重量大、阻力高的缺点。现有一种复合翼飞机，包括固定翼组件、旋翼组件和倾转机构，其中旋翼组件包括前置旋翼和后置旋翼，前置旋翼提供水平升力，后置旋翼在倾转机构的带动下实现可倾斜运动，用于巡航飞行时提供推力，在一定程度上降低了整机的重量和巡航阻力，但其结构复杂，稳定性和可靠性较低，不便于制造和使用运行。
4.因此，亟需一种飞行器，来解决上述现有技术中存在的问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种垂直起降飞行器，结构更为简便，提高了飞行时的稳定性和可靠性，并易于制造和使用运行。
6.为达此目的，本发明采用以下技术方案：垂直起降飞行器，包括：机身，用于容纳动力电池和任务荷载；主翼，固连在所述机身的尾部；前置鸭翼，与所述主翼间隔设置，并固连在所述机身的前部；连接杆，其一端固连于所述前置鸭翼，其另一端固连于所述主翼，所述连接杆能够承接载荷；水平升力单元，固连于所述连接杆上，并通过所述连接杆驱动连接于所述主翼和所述前置鸭翼；斜置动力单元，位于所述主翼的后方，并固设在所述连接杆的端部，所述斜置动力单元以固定角度倾斜布置，用于提供推力和辅助升力。
7.可选地，所述垂直起降飞行器还包括翼尖端板，所述翼尖端板设置在所述前置鸭翼远离所述机身的一端，并与所述连接杆的一端固连。
8.可选地，所述垂直起降飞行器还包括第二连接组件，所述第二连接组件包括：第二接头套筒，所述第二接头套筒套设于所述连接杆的一端；第二固定板，所述第二固定板的一端固设于所述第二接头套筒，另一端固连于所述前置鸭翼；
第一连接管，所述第一连接管的一端穿设并固连于所述前置鸭翼，另一端可拆卸固连于所述翼尖端板。
9.可选地，所述主翼包括主翼内段和主翼外段，所述主翼内段靠近所述机身设置，所述主翼外段远离所述机身设置；所述垂直起降飞行器还包括第三连接组件，所述第三连接组件包括：第三接头套筒，所述第三接头套筒套设于所述连接杆的另一端，并与所述斜置动力单元固定连接；第三固定板，所述第三固定板固设于所述第三接头套筒；第二连接管，所述第二连接管的一端固连于所述主翼内段，另一端穿过所述第三固定板固连于所述主翼外段。
10.可选地，所述前置鸭翼的展弦比为5-7，后掠角范围为7
°‑
12
°
；所述主翼的展弦比＞9，所述主翼外段的前掠角范围为9
°‑
15
°
，所述主翼内段的展向长度是所述主翼展向长度的1/4-5/12。
11.可选地，所述连接杆包括水平设置的第一连接杆和第二连接杆，所述第一连接杆在竖直方向上的安装高度低于所述第二连接杆，所述第一连接杆的一端与所述前置鸭翼固连，另一端固连于所述第二连接杆的一端，所述主翼水平固设于所述第二连接杆的另一端，使所述前置鸭翼在竖直方向上的安装高度低于所述主翼，所述前置鸭翼相对水平面的安装角度比所述主翼高2
°‑5°
。
12.可选地，所述垂直起降飞行器还包括第一连接组件，所述第一连接组件包括第一接头套筒，所述第一连接杆、所述第二连接杆和所述水平升力单元通过所述第一接头套筒固定连接。
13.可选地，所述前置鸭翼的平均气动弦长为所述主翼的平均气动弦长的0.6-0.8倍，所述前置鸭翼和所述主翼之间的水平距离为所述前置鸭翼平均气动弦长的5-9倍。
14.可选地，所述水平升力单元位于所述垂直起降飞行器的中心前方0.2-0.4mac（平均气动弦长）处。
15.可选地，所述斜置动力单元相对过垂直轴的竖直平面的夹角范围值为22
°‑
32
°
。
16.本发明所提供的飞行器的有益效果在于：通过设置固定且不可转动的斜置动力单元，不仅能够提供该垂直起降飞行器在垂直起降期间的部分升力，而且在该垂直起降飞行器水平飞行期间提供了推力，规避了现有技术中装设倾转机构来使的部分水平升力单元倾转而对飞行器提供水平推力的过程，既降低了生产成本，使整个垂直起降飞行器的结构更为简单，更易于制造和使用运行，并且避免了使用倾转机构时存在倾转机构工作失效、倾转机构与飞行器的连接处不稳定的现象，大大提高了飞行器的可靠性和稳定性。
附图说明
17.图1是本发明的垂直起降飞行器的结构示意图；图2是本发明的垂直起降飞行器的正视图；图3是本发明的连接件与第一连接组件、第二连接组件和第三连接组件连接的结构示意图；图4是本发明的第一连接组件的内部结构示意图；
图5是本发明的第一连接组件的俯视图；图6是本发明的第二连接组件与翼尖端板连接的爆炸图；图7是本发明的第二连接组件的内部结构示意图；图8是本发明的第三连接组件的内部结构示意图；图9是本发明的主翼内段、主翼外段和第三连接组件连接后的结构爆炸图；图10是本发明的第三包套件的结构示意图；图11是本发明的第三包套件的另一角度的结构示意图。
18.图中：1、机身；2、主翼；201、主翼内段；202、主翼外段；2021、第一翼段；2022、第二翼段；3、前置鸭翼；4、连接杆；401、第一连接杆；402、第二连接杆；5、水平升力单元；501、第一驱动电机；6、斜置动力单元；601、第二驱动电机；7、第一连接组件；701、第一接头套筒；702、第一固定板；703、第一包套件；8、翼尖端板；801、固定配合板；802、可更换连接板；9、第二连接组件；901、第二接头套筒；9011、套环部；9012、垂耳部；902、第二固定板；9021、第一通孔；903、第一连接管；904、第二包套件；10、第三连接组件；1001、第三接头套筒；10011、垂直接头套筒；10012、斜置接头套筒；1002、第三固定板；10021、第三通孔；1003、第二连接管；1004、第三包套件；10041、开口通槽；10042、斜置开口槽；11、垂尾；12、腹鳍。
具体实施方式
19.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“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，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”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。其中，术语“第一位置”和“第二位置”为两个不同的位置。
20.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“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；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，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
21.下面将结合附图对本发明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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
22.结合图1至图11所示，本发明公开了一种垂直起降飞行器，包括机身1、主翼2、前置鸭翼3、连接杆4、水平升力单元5和斜置动力单元6。其中，机身1用于容纳动力电池和任务载荷；前置鸭翼3固连在机身1的前部；主翼2固连在机身1的尾部并与前置鸭翼3间隔设置；连接杆4的一端固连于前置鸭翼3，其另一端固连于主翼2，该连接杆4能够承接载荷；水平升力单元5固连于连接杆4，并通过连接杆4驱动连接于前置鸭翼3和主翼2；斜置动力单元6位于主翼2的后方，并固设在连接杆4的端部，该斜置动力单元6以固定的角度倾斜布置，以给该垂直起降飞行器提供推力和辅助升力。
23.通过上述以固定角度倾斜设置的斜置动力单元6，能够在该垂直起降飞行器垂直起飞和/或垂直降落时，给飞行器提供一部分的升力，以辅助水平升力单元5完成该垂直起降飞行器的起降过程，并能够保持稳定。并且，在该飞行器进入平飞状态时，斜置动力单元6能够给该飞行器提供全部的推力，从而规避了使用倾转机构来使部分水平升力单元5转变角度，来给飞行器提供推力的情况，简化了该垂直起降飞行器的整体结构，且结构稳定可靠，提高了该垂直起降飞行器的稳定性和安全性。
24.需要提前说明的是，在本实施例中，水平升力单元5是给垂直起降飞行器提供垂直起降阶段的主要升力来源，斜置动力单元6则辅助水平升力单元5保持飞行器的稳定，并便于控制飞机的姿态。优选地，在本实施例中，斜置动力单元6能够为垂直起降飞行器提供10%-20%的升力，从而能够有效地降低水平升力单元5的压力，使该垂直起降飞行器结构上的受力分布更加合理。
25.进一步地，本发明所提供的主翼2具有较大展弦比，以降低主翼2的诱导阻力，提高飞机的航程和航时。优选地，在本实施例中，主翼2的展弦比＞9。
26.参考图1所示，主翼2包括主翼内段201和主翼外段202，主翼内段201靠近机身1设置，主翼外段202远离机身1设置。主翼外段202为前掠翼，以使整个垂直起降飞行器的气动焦点前移，便于水平升力单元5的布置，从而避免了水平升力单元5与主翼2之间的互相遮挡。优选地，在本实施例中，主翼外段202的前掠角范围为9
°‑
15
°
，主翼内段201的展向长度是主翼2展向长度的1/4-5/12。相应地，前置鸭翼3为具有中等展弦比的后掠翼，以降低垂直起降飞行器在飞行时的前进阻力，使垂直起降飞行器保持高速飞行，并减少对机身1空间的侵占。优选地，在本实施例中，前置鸭翼3的展弦比为5-7，后掠角范围为7
°‑
12
°
。
27.通过设置上述主翼2和前置鸭翼3，有效地优化了整个垂直起降飞行器的结构，使其升力和阻力的比值达到最优，有效地提高了垂直起降飞行器的升力利用率。
28.更进一步地，继续参考图1所示，主翼外段202包括第一翼段2021和第二翼段2022，第一翼段2021靠近主翼内段201设置，第二翼段2022远离主翼内段201设置，使得整个主翼2为三段式，从而有效地降低了主翼2的运输难度，并且也便于对主翼2进行拆卸更换和维护。
29.优选地，在本实施例中，前置鸭翼3的平均气动弦长为主翼2的平均气动弦长的0.6-0.8倍，以减小垂直起降飞行器在水平运动时的阻力。此外，前置鸭翼3和主翼2之间保持足够的距离，以减少前置鸭翼3的下洗对主翼2的影响。优选地，在本实施例中，前置鸭翼3和主翼2之间的水平距离为前置鸭翼3的平均气动弦长的5-9倍。这样，能够有效地降低垂直起降飞行器的前置鸭翼3的尾涡对主翼2的影响，减小了主翼2在飞行时的前进阻力。
30.可选地，主翼2还包括可转动活动的副翼（图中未示出），该副翼具体安装设置在主翼外段202的后缘，在本实施例中，该副翼具有两个且分别安装设置在机身1两侧的主翼2上，操作人员可以操纵两个副翼差动偏转，利用其产生的滚转力矩的原理，能够实现该垂直起降飞行器的横滚运动。
31.需要说明的是，在本实施例中，整个主翼2可以采用具有高强度、高韧性的复合材料制成，例如pp、abs、碳纤维、pe、tpu等，从而增强了主翼2的结构强度，并在一定程度上降低了主翼2的结构重量，使垂直起降飞行器更加轻质。
32.可选地，前置鸭翼3还包括有设在前置鸭翼3后缘的升降舵（图中未示出），且该升降舵有两个，分别设置在机身1两侧的前置鸭翼3上，当垂直起降飞行器在飞行时，通过操纵
升降舵进行向上或向下偏转，来实现飞行器向上抬头或向下低头飞行，从而实现垂直起降飞行器的仰俯飞行。
33.进一步地，为了能够提高整个垂直起降飞行器在进行仰俯飞行时的可操控性，升降舵的弦长不应过大。优选地，在本实施例中，升降舵的舵面平均气动弦长为前置鸭翼3平均气动弦长的0.2-0.4倍。
34.可以理解的是，在本实施例中，整个前置鸭翼3也可以采用例如pp、abs、碳纤维等具有高抗冲击性和耐受性的复合材料制成，从而增强了前置鸭翼3的结构强度，并使得整个垂直起降飞行器的结构更加轻质稳固。
35.可选地，结合图1、图2所示，连接杆4包括水平设置的第一连接杆401和第二连接杆402，第一连接杆401在竖直方向上的安装高度低于第二连接杆402，第一连接杆401的一端与前置鸭翼3固定连接，另一端固定连接于第二连接杆402的一端，且主翼2水平固设于第二连接杆402的另一端，从而使前置鸭翼3在竖直方向上的安装高度低于主翼2，并且前置鸭翼3相对水平面的安装角度比主翼2高。优选地，在本实施例中，前置鸭翼3相对水平面的安装角比主翼2高2
°‑5°
。通过上述设置，能够调整前置鸭翼3的尾涡产生的位置和尾涡向下游运动的方向，从而避免了垂直起降飞行器在正常工作状态时前置鸭翼3产生的尾涡打到主翼2上，进一步地降低了主翼2的前进阻力。
36.可以理解的是，本实施例所提供的连接杆4具有两组，并分别对称分布在机身1两侧的前置鸭翼3和主翼2上，从而保证该垂直起降飞行器两侧的前置鸭翼3和主翼2的连接稳定性。
37.可选地，参考图1所示，本实施例中水平升力单元5包括第一驱动电机501和第一旋翼（图中未示出），第一驱动电机501固定在第一连接组件7的底部，第一驱动电机501的输出端与第一旋翼连接，使第一驱动电机501能够驱动第一旋翼进行旋转，然后第一旋翼产生的升力能够带动该垂直起降飞行器起飞和降落。需要说明的是，本实施例中的第一旋翼具有一对，使其能够满足本发明所提供的垂直起降飞行器的起飞和降落所需的升力。当然，在一些其他的实施例中，也可以选用多对第一旋翼，来提供更强的升力，可以减小飞行器所需的时间，并且还能够满足重量更大的垂直起降飞行器的升力需求，本发明并不对第一旋翼的数量进行限定。
38.进一步地，水平升力单元5位于该垂直起降飞行器的重心之前，从而能够保证整个垂直起降飞行器的飞行稳定性，规避了使用额外的提供负升力的平尾，简化了该垂直起降飞行器的结构。优选地，在本实施例中，水平升力单元5安装在重心前方0.2mac-0.4mac（mean aerodynamic chord，平均气动弦长）处，从而能够重新平衡垂直起降飞行器的升力中心的位置，使前置鸭翼3和主翼2均提供正升力，维持整个垂直起降飞行器的稳定，且能够使升力利用率最大化。
39.需要说明的是，上述使用的“mac”在飞行器和气动领域中，可以作为量化单位进行使用。
40.更进一步地，该水平升力单元5采用定距桨，即第一旋翼的桨距角不变。通过使用定距桨，能够避免使用倾转机构等偏转构件的使用，从而简化了水平升力单元5的结构，降低了整个垂直起降飞行器的重量。
41.可以理解的是，本实施例中所使用的水平升力单元5有两个，对称分布在机身1的
两侧的连接杆4上，从而保证了该垂直起降飞行器的平衡稳定性。
42.可选地，继续参考图1所示，本实施例中斜置动力单元6包括第二驱动电机601和第二旋翼（图中未示出），第二驱动电机601固定在第二连接杆402的一端，第二驱动电机601的输出端连接有第二旋翼，从而在第二驱动电机601的驱动作用下，第二驱动电机601的输出端能够带动第二旋翼进行旋转，使得该斜置动力单元6不仅能够提供一定的升力，而且还能够提供垂直起降飞行器平飞时的主要推力。需要说明的是，本实施例中的第二旋翼具有一对，从而满足该垂直起降飞行器的辅助升力以及主要推力的需求。
43.可以理解的是，在一些其他的实施例中，第二旋翼也可以有多对，从而能够提高所提供的辅助升力，以及增强垂直起降飞行器平飞状态下的推力，以增强垂直起降飞行器的整体性能。
44.进一步地，该斜置动力单元6也采用定距桨，以满足本发明中所需的斜置动力单元6固定倾斜的要求。可以理解的是，本实施例中所使用的斜置动力单元6有两个，对称分布在机身1的两侧的连接杆4上，从而能够保证该垂直起降飞行器水平飞行时的平衡稳定性。
45.需要说明的是，该斜置动力单元6全程工作在垂直起降飞行器的垂直起降、水平飞行和巡航阶段。当该垂直起降飞行器在水平飞行和巡航阶段工作时，能够通过差动调节两侧的斜置动力单元6的转速来完成整个垂直起降飞行器的航向的控制，从而避免了现有技术中使用必须的倾转机构来实现对其航向的控制，不仅大大提高了动力利用率，而且还简化了斜置动力单元6的结构。优选地，在本实施例中，斜置动力单元6相对过垂直轴的竖直平面的夹角范围为22
°‑
32
°
。
46.结合图1、图3所示，本实施例所提供的垂直起降飞行器还包括第一连接组件7，第一连接杆401、第二连接杆402和水平升力单元5通过该第一连接组件7固定，保证了前置鸭翼3和主翼2相对位置和安装角的不变，使整个垂直起降飞行器的结构稳定，也确保了水平升力单元5的安装方式。
47.具体地，参考图4所示，第一连接组件7包括第一接头套筒701，第一接头套筒701具有两个通孔，第一连接杆401的另一端穿过其中一个通孔，第二连接杆402的一端穿过另一个通孔，从而实现了第一接头套筒701对第一连接杆401和第二连接杆402的固定。
48.结合图3至图5所示，本实施例中的第一连接组件7还包括两个第一固定板702和第一包套件703，两个第一固定板702间隔设置在第一接头套筒701的相对两侧，以防止第一连接杆401和第二连接杆402发生左右位置的偏移，第一包套件703包覆第一接头套筒701和第一固定板702设置，从而能够避免外力对这两个连接杆4的连接处的破坏，进一步增强了第一连接杆401和第二连接杆402在连接处的稳定性。
49.可以理解的是，第一接头套筒701的数量可以设置为多个，以增强对第一连接杆401、第二连接杆402和第一固定板702的连接稳定性，本领域技术人员能够根据具体的生产要求来选择第一接头套筒701的数量。
50.可选地，结合图1、图6所示，该垂直起降飞行器还包括翼尖端板8，该翼尖端板8设置在前置鸭翼3远离机身1的一侧，并与连接杆4固定连接。通过设置该翼尖端板8，降低了前置鸭翼3的翼尖涡的强度，从而能够有效地减小空气诱导阻力。
51.具体地，参考图6所示，翼尖端板8包括固定配合板801和可更换连接板802，其中固定配合板801夹设于前置鸭翼3和可更换连接板802之间，在本实施例中，可更换连接板802
平行于水平面设置，以满足实际工作需要。当然，需要说明的是，该可更换连接板802可以根据使用环境进行拆卸更换，即可以根据使用环境设置可以设置成竖直的翼尖端板8，也可以设置成水平的翼尖端板8，本领域技术人员能够根据实际工况需求进行选择。下文中，有对翼尖端板8与前置鸭翼3具体的连接方式的说明，在此就不进行阐述。
52.结合图6、图7所示，该垂直起降飞行器还包括第二连接组件9，该第二连接组件9包括第二接头套筒901、第二固定板902和第一连接管903；第二接头套筒901套设于连接杆4的一端，第二固定板902的一侧固连于第二接头套筒901，另一侧固连于前置鸭翼3；第一连接管903的一端穿设并固连于前置鸭翼3，另一端与翼尖端板8可拆卸固定连接，从而通过该第二连接组件9，能够实现翼尖端板8可拆卸连接于前置鸭翼3的目的，使其便于更换和维护。
53.当然，第二接头套筒901的数量可以是一个，以在能够固定连接第二固定板902和第一连接杆401的基础上，节约成本；第二接头套筒901的数量也可以是多个，以增强与第二固定板902以及第一连接杆401的连接稳定性，因此本领域技术人员能够根据实际工况需求进行第二接头套筒901数量的选择，本发明并不进行限定。
54.具体地，第二接头套筒901包括套环部9011和垂耳部9012，套环部9011套接于第一连接杆401的一端设置，垂耳部9012与第二固定板902固定连接，第二固定板902上开设有第一通孔9021，固定配合板801上开设有第二通孔（图中未示出），第一连接管903的另一端能够依次穿过第一通孔9021和第二通孔，从而使得固定配合板801与前置鸭翼3固定连接，实现了翼尖端板8与前置鸭翼3之间的连接稳定性。
55.需要说明的是，在本实施例中，第一连接管903有两个，相应地，第二固定板902上开设有两个第一通孔9021，固定配合板801上开设有两个第二通孔，每个第一连接管均穿设于一个第一通孔9021和第二通孔，从而增强前置鸭翼3和翼尖端板8之间的连接强度，有效地提高整个垂直起降飞行器的飞行可靠性和安全性。
56.在本实施例中，第二连接组件9还包括如图3所示的第二包套件904，该第二包套件904包覆第二接头套筒901和第二固定板902设置，从而能够避免外力对这两个连接杆4的连接处的破坏，进一步增强了第一连接杆401和第二连接杆402在连接处的稳定性。
57.结合图3、图8和图9所示，本发明所提供的垂直起降飞行器还包括第三连接组件10，该第三连接组件10包括第三接头套筒1001、第三固定板1002和第二连接管1003，第三接头套筒1001套设于连接杆4的另一端，并与斜置动力单元6固定；第三固定板1002固设于第三接头套筒1001；第二连接管1003的一端固连于主翼内段201，另一端穿过第三固定板1002固连于主翼外段202。该第三连接组件10能够实现主翼内段201、主翼外段202和斜置动力单元6的固定连接，简化了飞行器的结构，使其安装、维护更为便捷，结构更加紧凑。
58.需要说明的是，在本实施例中，参考图9所示，第二连接管1003有两个，以增强主翼内段和主翼外段的连接稳定性，防止主翼外段出现展向滑落的风险。当然，本领域技术人员也可以根据实际工况需求选择第二连接管的数量，以满足主翼外段和主翼内段不同的连接强度需求。
59.进一步地，参考图8所示，该第三接头套筒1001包括均套设在第二连接杆402的另一端的垂直接头套筒10011和斜置接头套筒10012，其中垂直接头套筒10011可以设置有多个，以增强第二连接杆的连接稳定性；斜置接头套筒10012套设在第二连接杆402的另一端端部，其部分结构倾斜设置，用于固定连接斜置动力单元6，使得斜置动力单元6能够以倾斜
状态与第二连接杆402固定。
60.更进一步地，第三固定板1002有两个，并间隔固定设置在第三接头套筒1001的两侧，且在第三固定板1002上设置有第三通孔10021，第二连接管1003穿过第三通孔10021与主翼外段202固定，避免了主翼外段202沿着机翼的展向方向的滑动。需要说明的是，本实施例中的第二连接管1003有两个，相应地，主翼外段202上开设有两个第四通孔，每个第二连接管远离主翼内段201的一端依次穿设于第三固定板1002的一个第三通孔10021和主翼外段202的一个第四通孔，从而实现了主翼外段202、主翼内段201和第二连接杆402的固定连接，且结构简单紧凑，连接可靠。
61.在本实施例中，第三连接组件10还包括如图3、图9至图11所示的第三包套件1004，该第三包套件1004包覆第三接头套筒1001和两个第三固定板1002设置，以加强对第三固定板1002的连接稳固性，防止第三固定板1002的损坏、脱落。
62.进一步地，参考图10所示，该第三包套件1004的顶部具有开口通槽10041，通过该开口通槽10041，操作人员可以直接对第三接头套筒1001等零件进行观察和维护，从而提高了操作便捷性，提高了工作效率。
63.示例性地，在对第三连接组件10进行装配时，首先将第三接头套筒1001插入到开口通槽10041内，使第三接头套筒1001与第三包套件1004固定连接；然后将第二连接杆402从第三包套件1004的一端插入至开口通槽10041内，并嵌套在第三接头套筒1001内；然后，再将第三固定板1002夹设在第三包套件1004和第三接头套筒1001之间，使第三接头套筒1001定位，防止了第三接头套筒1001的偏移；最后，第二连接管1003穿过第三固定板1002上的第三通孔10021，并与第三固定板1002固定连接。
64.更进一步地，参考图11所示，该第三包套件1004的底部具有斜置开口槽10042，相应地，斜置动力单元6上的第二驱动电机601穿过该斜置开口槽10042与斜置接头套筒10012连接，从而实现斜置动力单元6与第三连接组件10的固定连接。
65.可选地，结合图1、图2所示，该垂直起降飞行器还包括设置在机身1尾部顶部的垂尾11，通过设置该垂尾11，使得垂直期间飞行器在左右偏航方向具有一定的稳定性，便于垂直起降飞行器控制飞行时的姿态。
66.可以理解的是，垂尾11可以设置有一个，从而能够使得该垂直起降飞行器的结构更为简单且易于生产制造，大大降低了垂直起降飞行器的重量；垂尾11也可以设置有两个，从而使得该垂直起降飞行器具有更高的气动效率，且当其中一个垂尾11发生故障无法工作时，另一个垂尾11能够继续工作，为垂直起降飞行器的持续飞行提供了保障，使其能加稳定可靠。因此，本发明并不对垂尾11的数量进行限定，本领域技术人员可以根据实际工况需求进行垂尾11数量的选择。
67.可选地，继续参考图1、图2所示，该垂直起降飞行器还包括竖直设置在机身1尾部底端的腹鳍12，通过设计该腹鳍12，能够提高该垂直起降飞行器在飞行时的航向安定性，保持该垂直起降飞行器的平衡。
68.示例性地，为了便于理解，本实施例所提供的垂直起降飞行器的工作过程如下所述：工作过程一（垂直起飞模式）：首先，启动水平升力单元5和斜置动力单元6的旋翼，当升力到达预设值时，该垂直起降飞行器保持垂直于水平面方向上的上升状态，从而省去
了在主翼2和/或前置鸭翼3上设置襟翼的过程，有效地简化了垂直起降飞行器的结构，降低了重量。
69.然后，通过对同侧的水平升力单元5和斜置动力单元6的加速或减速，使垂直起降飞行器的两侧产生升力差，从而实现了该垂直起降飞行器对滚转方向的控制。
70.与之相并列的，通过对斜置动力单元6的旋翼转速的调节，使得飞机在机身1尾部的高低程度发生改变，从而能够实现该垂直起降飞行器对仰俯方向的控制。
71.与之相并列的，通过调节处于对角线位置的水平升力单元5和斜置动力单元6的转速，利用产生的扭矩差，并结合斜置动力单元6的水平分力，实现了对垂直起降飞行器航向的控制。
72.工作过程二（平飞巡航模式）：在该垂直起降飞行器进行巡航水平飞行时，利用斜置动力单元6的水平分力作为推力，使该垂直起降飞行器能够水平飞行。
73.然后，该垂直起降飞行器需要进行航向的改变时，通过两侧斜置水平单元的斜翼的转速差，使得机身1发生左右偏转，以使该垂直起降飞行器发生航向的改变，从而省去了在垂尾11上设置方向舵的过程，进一步降低了结构的重量，提高了垂直起降飞行器的稳定性。
74.与之相并列的，通过调整设置于前置鸭翼3上的升降舵的角度，实现了该垂直起降飞行器的仰俯运动。
75.与之相并列的，通过调整设置于主翼2上的副翼上下偏转的角度，使得飞行器能够向左或向右进行滚转，从而实现了该垂直起降飞行器的滚转控制。
76.工作过程三（垂直降落模式）：首先，保持斜置动力单元6的运动，然后启动水平升力单元5并保证该垂直起降飞行器的水平稳定，再然后逐渐减小水平升力单元5和斜置动力单元6的旋翼转速，使该垂直起降飞行器稳定下降，当该垂直起降飞行器下降到指定地点之后，关闭水平升力单元5和斜置动力单元6，从而完成了垂直降落的过程。
77.显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。