一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法与流程

1.本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法。


背景技术：

2.垂直起降飞行器，例如evtol载人飞行器的垂直起降功能存在多种不同的实现方式，然而现有垂直起降飞行器的垂起升力系统在平飞巡航时所占比费阻较大，并且对于电动飞行器来说，航程短是复合翼布局的痛点；虽然多旋翼布局控制简单，成本较低，但低载重能力及续航难以满足载人城市出行的需求。因此需要提供一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法以解决上述问题。


技术实现要素：

3.鉴于以上现有技术的缺点，本发明提供一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法，以改善现有技术中evtol载人飞行器的布局模式，增加垂直起降飞行器的载重能力和续航能力。
4.为实现上述目的及其它相关目的，本发明提供一种垂直起降飞行器，包括：机身、尾推旋翼、固定尾翼、两个第一动力组件和两个第二动力组件。所述机身的两侧设置有机翼；两个所述第一动力组件对称安装在所述机身两侧的所述机翼上；所述第一动力组件包括倾转旋翼和第一固定旋翼；所述倾转旋翼通过旋翼倾转机构安装在所述机翼上；两个所述第二动力组件对称安装在所述机身两侧的所述机翼上，并分别位于所述第一动力组件的外侧；尾推旋翼安装在所述机身的尾部；固定尾翼连接在所述机身两侧的所述第一动力组件上。
5.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述第一动力组件还包括第一撑杆，所述第一撑杆安装在所述机翼上，且延伸方向与所述机身的延伸方向相平行；所述倾转旋翼安装在所述第一撑杆靠近机头的一端，并在所述旋翼倾转机构的作用下在起飞位和巡航位之间倾转和锁定；所述第一固定旋翼安装在所述第一撑杆靠近机尾的一端。
6.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述第二动力组件包括第二撑杆和两个第二固定旋翼；所述第二撑杆安装在所述机翼上，且延伸方向与所述机身的延伸方向相平行；两个所述第二固定旋翼分别安装在所述第二撑杆的两端，并分别靠近机头和机尾设置。
7.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述尾推旋翼通过尾推倾转机构安装在所述机身的尾部。
8.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述旋翼倾转机构和/或所述尾推倾转机构包括：旋翼安装座和倾转驱动机构，所述旋翼安装座转动安装在飞行器的对应机体上，所述倾转驱动机构安装在所述旋翼安装座和所述机体之间，并在第一状态下驱动所述旋翼安装座相对于所述机体转动，在第二状态下使所述旋翼安装座与所述机体保持相对位置。
9.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述倾转驱动机构包括：连接体和直线移
动驱动装置；所述连接体固定安装在所述旋翼安装座的底部，并与飞行器的机体转动连接；所述直线移动驱动装置的座体转动安装在所述机体上，其直线移动驱动端与所述连接体转动连接。
10.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述连接体呈鹅颈状伸出，所述机体与所述连接体的鹅头位置转动连接。
11.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述连接体数量为两个，两个所述连接体与所述机体同轴转动连接，两个所述连接体之间设置有连接件，所述连接件的两端分别与两个所述连接体连接，所述直线移动驱动端转动连接在所述连接件上以与两个所述连接体转动连接。
12.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述旋翼安装座和所述机体之间设置有限位机构，所述限位机构设置在所述旋翼安装座与所述机体的转动连接处，用于限位所述旋翼安装座相对所述机体在第一相对位置和第二相对位置之间转动。
13.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述限位机构包括第一限位件和第二限位件，所述第一限位件设置在所述旋翼安装座上；所述第二限位件设置在所述机体上，用于限位所述第一限位件在所述第一相对位置和第二相对位置之间转动。
14.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述固定尾翼包括高置尾翼和连接尾翼；所述高置尾翼通过所述连接尾翼连接于两个所述第一动力组件的上方，以避开所述机翼下侧洗流区。
15.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述高置尾翼的翼面呈水平设置，所述连接尾翼包括两个所述倾斜尾翼，两个所述倾斜尾翼对称连接在所述高置尾翼的两侧，且背离所述高置尾翼的一侧倾斜向下分别与所述机身两侧的所述第一动力组件相连接。
16.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述第一固定旋翼和/或所述第二固定旋翼包括折叠旋翼和固定旋翼驱动装置；所述折叠旋翼包括固定桨叶和浮动桨叶，在所述固定旋翼驱动装置驱动下，所述固定桨叶和所述浮动桨叶呈交叉状态旋转，在所述固定旋翼驱动装置停止工作时，所述固定桨叶和所述浮动桨叶相闭合，且所述固定桨叶和所述浮动桨叶的延伸方向与所述飞行器的航向相一致。
17.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述倾转旋翼和/或所述第一固定旋翼和/或所述第二固定旋翼的旋转轴线自下而上沿所述机翼的展向向背离所述机身侧倾斜,以使对应旋翼的桨叶旋转面不通过所述机身上的乘员舱。
18.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述倾转旋翼包括第一旋翼和第一旋翼驱动装置，所述第一旋翼为五叶桨。
19.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，在每一所述倾转旋翼处于起飞位时，所述第一固定旋翼、所述第二固定旋翼和所述倾转旋翼的设置位置围绕所述飞行器的整机重心呈中心对称布置。
20.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述倾转旋翼和/或所述第一固定旋翼和/或所述第二固定旋翼的旋转轴线自下而上沿机翼展向向背离所述机身侧倾斜。
21.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，在悬停在地面上时，所述第一固定旋翼、第二固定旋翼的高度和处于所述起飞位时所述倾转旋翼，以及倾转向上的尾推旋翼的离地高度大于等于1.9m。
22.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述机身的底部设置有三点式起落架，兼具滑跑起降功能。
23.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述机身的尾部设置有货物装卸舱门，方便货物及担架等运输。
24.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述机身的侧面设置有乘员舱门，以便上下乘客。
25.本发明还提供一种垂直起降飞行器的控制方法，包括以下过程：
26.在起飞离地的过程中，使机身两侧所述倾转旋翼的转轴向上，并驱动倾转旋翼和固定旋翼旋转，以为飞行器提供升力；
27.待飞行器爬升到适当高度，开启尾推旋翼，并控制所述倾转旋翼的转轴逐渐向前倾斜，在保持飞行器高度的基础上为飞行器提供向前飞行的推力；
28.当飞行器向前速度到达设定数值后，使所述倾转旋翼的转轴向前水平延伸，关闭固定旋翼，并使所述固定旋翼内的固定桨叶和浮动桨叶的延伸方向与飞行器航向一致，通过所述尾推旋翼和机身两侧的所述倾转旋翼提供飞行器巡航阶段的动力。
29.在本发明控制方法一实施例中，还包括以下过程：
30.在装卸货物时，使所述尾推旋翼向上倾转，以减小触桨风险。
31.在本发明控制方法一实施例中，还包括以下过程：
32.当由巡航状态降落时，将所述倾转旋翼的转轴倾转向上，并驱动所述固定旋翼和所述倾转旋翼旋转，使所述尾推旋翼逐渐减速直至关闭，当飞行器的前进速度减小至设定阈值时，将飞行器切换至悬停状态，至飞行器降低到设定高度后，飞行器切换至倾转旋翼转轴向上设置且和所述固定旋翼同时旋转的多旋翼状态，直到飞行器降落到地面，关闭固定旋翼和倾转旋翼，飞行结束。
33.本发明垂直起降飞行器和控制方法，通过倾转旋翼、固定旋翼、尾推旋翼和固定机翼共同作用，改善了现有技术中evtol载人飞行器的布局模式，增加了垂直起降飞行器的载重能力和续航能力。
附图说明
34.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，下面将对实施例或现有技术描述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。
35.图1为本发明垂直起降飞行器一实施例的三维示意图；
36.图2为本发明垂直起降飞行器一实施例的三维示意图；
37.图3为本发明垂直起降飞行器一实施例的俯视图；
38.图4为本发明垂直起降飞行器一实施例的后视图；
39.图5为本发明垂直起降飞行器一实施例的三维轴测图；
40.图6为本发明垂直起降飞行器一实施例的侧视图；
41.图7为本发明垂直起降飞行器一实施例中第一动力组件的结构示意图；
42.图8为本发明垂直起降飞行器一实施例中倾转旋翼处于前飞位时的结构示意图。
43.图9为本发明垂直起降飞行器一实施例中倾转旋翼处于垂直起降位时的结构示意图。
44.图10为本发明垂直起降飞行器一实施例中旋翼驱动机构的内部结构示意图。
45.图11为本发明垂直起降飞行器一实施例中旋翼驱动机构的爆炸视图。
46.图12为本发明垂直起降飞行器一实施例中旋翼驱动机构的整体拆卸图。
47.图13为本发明垂直起降飞行器一实施例中倾转旋翼处于前飞位时的正视图。
48.图14为本发明垂直起降飞行器一实施例中倾转旋翼处于垂直起降位时的正视图。
49.图15为本发明垂直起降飞行器一实施例中倾转旋翼处于前飞位时的一内部结构正视图。
50.图16为本发明垂直起降飞行器一实施例中倾转旋翼处于前飞位时的另一内部结构正视图。
51.图17为本发明垂直起降飞行器一实施例中倾转旋翼处于垂直起降位时的一内部结构正视图。
52.图18为本发明垂直起降飞行器一实施例中倾转旋翼处于垂直起降位时的另一内部结构正视图。
53.图19为本发明垂直起降飞行器一实施例中旋翼倾转机构的内部结构图。
54.图20为图19中沿a-a方向的剖面视图。
55.图21为图20中剖面图的局部放大。
56.元件标号说明
57.10、机身；11、货物装卸舱门；12、乘员舱门；20、机翼；30、固定尾翼；31、高置尾翼；32、倾斜尾翼；40、第一动力组件；41、第一撑杆；42、倾转旋翼；421、旋翼装置；4211、第一旋翼；4212、第一旋翼驱动装置；422、旋翼倾转机构；43、第一固定旋翼；431、折叠旋翼；432、固定旋翼驱动装置；44、旋转轴线；50、第二动力组件；51、第二撑杆；52、第二固定旋翼；60、尾推旋翼；70、尾推倾转机构；80、起落架；4110、第一壳体；4120、连接梁；4121、安装板；4122、安装板连接件；4130、固定座体；4131、第二限位件；4140、第一环体；4141、轴承；4142、轴肩；4230、旋翼安装座；4240、连接体；4241、第二壳体；4242、连接件；42421、第一限位件；4310、座体；4311、驱动杆。
具体实施方式
58.以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其它优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。还应当理解，本发明实施例中使用的术语是为了描述特定的具体实施方案，而不是为了限制本发明的保护范围。下列实施例中未注明具体条件的试验方法，通常按照常规条件，或者按照各制造商所建议的条件。
59.当实施例给出数值范围时，应理解，除非本发明另有说明，每个数值范围的两个端点以及两个端点之间任何一个数值均可选用。除非另外定义，本发明中使用的所有技术和科学术语与本技术领域的技术人员对现有技术的掌握及本发明的记载，还可以使用与本发
明实施例中所述的方法、设备、材料相似或等同的现有技术的任何方法、设备和材料来实现本发明。
60.须知，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”及“一”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。
61.请参阅图1至图21，本发明提供一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法，以改善现有技术中evtol载人飞行器的布局模式，增加垂直起降飞行器的载重能力和续航能力。
62.请参阅图1至图7，所述垂直起降飞行器包括：机身10、尾推旋翼60、固定尾翼30、两个第一动力组件40和两个第二动力组件50。所述机身10的两侧设置有机翼20；两个所述第一动力组件40对称安装在所述机身10两侧的所述机翼20上；所述第一动力组件40包括倾转旋翼42和第一固定旋翼43；所述倾转旋翼42通过旋翼倾转机构422安装在所述机翼20的前侧；所述第一固定旋翼43安装在所述机翼20的后侧；在一些其它的实施例中，也可以倾转旋翼42安装在机翼20后侧，第一固定旋翼43安装在机翼20的前侧。两个所述第二动力组件50对称安装在所述机身10两侧的所述机翼20上，并分别位于所述第一动力组件40的外侧；尾推旋翼60安装在所述机身10的尾部，并位于固定尾翼30的下方；固定尾翼30连接在两侧的所述第一动力组件40上。
63.请参阅图2至图5，在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述第一动力组件40还包括第一撑杆41，所述第一撑杆41安装在所述机翼20的下侧，且延伸方向与所述机身10的延伸方向相平行；所述倾转旋翼42安装在所述第一撑杆41靠近机头的一端，并在所述旋翼倾转机构422的作用下在起飞位和巡航位之间倾转和锁定；所述第一固定旋翼43安装在所述第一撑杆41靠近机尾的一端。在起飞时，旋翼倾转机构422驱动所述倾转旋翼42到达起飞位，此时倾转旋翼42的转轴竖直向上或斜向上设置，倾转旋翼42可以为飞行器提供垂直起飞的动力。在本一实施例中，机翼20与机身10、机翼20与第一撑杆41、第一撑杆41与固定尾翼30之间的连接均采用光滑曲面倒角过渡，使整个飞行器保持流线型设计。
64.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述第二动力组件50包括第二撑杆51和两个第二固定旋翼52；所述第二撑杆51安装在所述机翼20的下侧，且延伸方向与所述机身10的延伸方向相平行；所述两个第二固定旋翼52分别位于所述机翼20前后两侧的第二撑杆51两端，并受固定旋翼驱动装置432驱动开启或关闭。本实施例中这种单机翼20大展弦比、尾推旋翼60、四撑杆，两个倾转旋翼42、六个固定旋翼的布局方式，不仅可以使垂直起降飞行器具备固定翼飞机的长航时功能，解决单纯多旋翼飞行器续航时间短的问题，而且使此布局飞行器具备垂直起降功能，可以解决固定翼飞行器需要借助跑道滑跑起降且需要复杂综合保障的问题。并且本发明中在机翼20前侧同时设置固定旋翼和倾转旋翼42的布局形式，不仅解决了复合翼与倾转旋翼42构型兼容的问题，而且也具有较高的安全性能。
65.本中尾推旋翼60可以为现有一切合适的尾推旋翼结构。本实施例中，所述尾推旋翼60通过尾推倾转机构70可倾转安装在机身10的尾部，所述尾推旋翼60安装在所述尾推倾转机构70的倾转端，在地面停车时，也可以将尾推旋翼60向上倾转，这样不仅可以避免地面人员接触到尾推旋翼60，从而减小意外伤害的可能性，而且尾推旋翼60向上倾转后，也方便从尾部舱门上下货物或者进出担架。需要说明的是，本中的尾推倾转机构70可以为现有一
切能够实现旋翼在水平位和竖直位之间倾转和锁定的倾转装置类型。
66.请参阅图8至图21，在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述旋翼倾转机构包括：用于安装倾转旋翼42的旋翼安装座4230和第一倾转驱动机构，所述旋翼安装座4230转动安装在飞行器的第一撑杆41上，所述第一倾转驱动机构安装在所述旋翼安装座4230和所述第一撑杆41之间，并在第一状态下驱动所述旋翼安装座4230相对于所述第一撑杆41转动，在第二状态下使所述旋翼安装座4230与所述第一撑杆41保持相对位置。具体地，第一倾转驱动机构在第一状态下可驱动安装在所述旋翼安装座4230上的倾转旋翼42相对第一撑杆41转动，使倾转旋翼42相对第一撑杆41转动至设定的工作位置，并在第二状态下使倾转旋翼42在工作位置处与第一撑杆41保持相对静止。需要说明的是，本实施例中的第一状态是指倾转旋翼42相对于第一撑杆41可以自由转动的自由状态，第二状态是指倾转旋翼42转动至设定位置后与第一撑杆41锁定的锁定状态。
67.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述尾推倾转机构70包括：用于安装尾推旋翼60的尾推安装座(请参照旋翼安装座4230位置)和第二倾转驱动机构，所述尾推安装座转动安装在飞行器的机尾上，所述第二倾转驱动机构安装在所述尾推安装座和所述机尾之间。第二倾转驱动机构在第一状态下可驱动尾推旋翼60相对机尾转动，使尾推旋翼60相对机尾转动至设定的工作位置，并在第二状态下使尾推旋翼60在工作位置处与机尾保持相对静止。需要说明的是，此时的第一状态是指尾推旋翼60相对于机尾可以自由转动的自由状态，第二状态是指尾推旋翼60转动至设定位置后与机身10锁定的锁定状态。
68.在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述第一倾转驱动机构和第二倾转驱动机构均包括：连接体4240和直线移动驱动装置；所述连接体4240固定安装在所述旋翼安装座的底部，并与飞行器的机体转动连接；所述直线移动驱动装置的固定底座转动安装在对应机体上，其直线移动驱动端与所述连接体4240转动连接。
69.请参见图10至图12，在第一旋翼倾转机构422中，所述第一撑杆41作为连接倾转旋翼42和机翼20连接的中间部件，其包括有连接梁4120和第一壳体4110，所述连接梁4120外侧设置有第一壳体4110，连接梁4120的一端固定在机翼20上，连接梁4120的另一端通过连接体4240与倾转旋翼42转动连接，从而使机身10可在不同方向上转动安装倾转旋翼42。其中，所述连接体4240的一端安装固定在旋翼安装座4230的底部，连接体4240的另一端则转动连接于第一撑杆41上。另外，所述连接体4240外侧还设置有第二壳体4241，以对连接体4240进行保护，所述第二壳体4241靠近倾转旋翼42的一端与倾转旋翼42的外壳体相连接，第二壳体4241靠近第一壳体4110一端的形状与第一壳体4110相匹配，当倾转旋翼42转动至前飞位时，第二壳体4241与第一壳体4110在连接处平滑过渡，从而保证了驱动单元整体外形的连贯性。
70.请参见图11及图15至图21，所述连接体4240和连接梁4120在相互接触的端部转动连接，具体地，所述连接梁4120在靠近倾转旋翼42的一端设置有第一环体4140，所述第一环体4140的一端转动连接于连接梁4120上，第一环体4140的另一端与连接体4240相连接，连接体4240通过第一环体4140在连接梁4120上自由旋转。而在连接体4240和连接梁4120之间还设置有轴承4141，上述轴承4141的内圈安装在第一环体4140上，所述轴承4141的外圈安装在固定座体4130的内腔中，所述固定座体4130与所述连接梁4120固定连接，轴承4141的周向外缘上还设置有轴肩4142，所述轴肩4142沿周向与轴承4141紧密接触，并对所述轴承
4141进行轴向定位，从而保证轴承4141稳定卡装在第一环体4140上。
71.需要说明的是，所述连接体4240的形状可以不受限定，其可为利于倾转旋翼42相对撑杆转动的任一形状，在本的一实施例中，所述连接体4240在朝向撑杆的一端呈鹅颈状伸出，所述机体与所述连接体4240的鹅头位置转动连接，连接体4240在背离撑杆的另一端端部设置有连接座，以便于固定连接于倾转旋翼42的旋翼安装座4230上。上述设置方式使用直线推杆结合弧形安装座结构实现倾转旋翼42与撑杆的转动连接，以简易结构保证连接体4240外形连贯性及顺滑性的同时有效减少了连接体4240在倾转旋翼42和撑杆之间的长度。
72.请参见图10至图12，在本的一实施例中，所述连接体4240数量为两个，两个连接体4240分别从第一撑杆的两侧与第一撑杆内的连接梁4120的安装板4121同轴转动连接，同时两个连接体4240之间还设有连接件4242，所述连接件4242位于连接体4240靠近第一撑杆41的一端，连接件4242的两端分别与两个连接体4240相连接。所述直线移动驱动端转动连接在所述连接件4242上以与两个所述连接体4240转动连接。所述连接件4242的设置增强了两个连接体4240之间的结构强度，并有使两个连接体4240可以同步转动。同时，在本实施例的一实施方式中，所述第一限位件42421可设置在连接件4242上，所述第一限位件42421对称的设置在连接件4242两端与连接体4240相连接的位置处，该设置方式有助于精简结构，并使得第一限位件42421随连接件4242在两连接体4240上同步转动。请参见图11和图16，在本实施例中，驱动杆4311伸出，并转动连接于两个连接体4240之间的连接件4242上。
73.请参见图10至图12，在本的一实施例中，所述倾转旋翼42与第一撑杆41之间设置有限位机构，所述限位机构设置在倾转旋翼42与第一撑杆41的转动连接处，限位机构用于限制倾转旋翼42在第一相对位置和第二相对位置之间相对第一撑杆41转动。其中，旋翼倾转机构422可驱动倾转旋翼42在第一相对位置和第二相对位置之间相对第一撑杆41转动，当旋翼倾转机构422驱动倾转旋翼42转动至第一相对位置时，倾转旋翼42被限位机构限位而维持在前飞位，当旋翼倾转机构422驱动倾转旋翼42转动至第二相对位置时，倾转旋翼42被限位机构限位而维持在垂直升降位。
74.具体地，如图11所示，所述限位机构包括第一限位件42421和两个第二限位件4131。其中，所述第一限位件42421设置在倾转旋翼42上，第一限位件42421可跟随倾转旋翼42转动，而两个所述第二限位件4131设置在撑杆上，两个第二限位件4131分别设置在撑杆的第一相对位置和第二相对位置处，并位于第一限位件42421随倾转旋翼42转动的路径上，从而在第一限位件42421随倾转旋翼42转动至第一相对位置或第二相对位置时被第二限位件4131所限位，而维持在前飞位或垂直升降位状态。
75.请参见图11和图21，在本的一实施例中，所述第一限位件42421设置在连接体4240上，第一限位件42421位于连接体4240与连接梁4120相连接的一端，第一限位件42421在连接体4240朝向固定座体4130的一面，并位于第一环体4140的周向外缘处，从而在跟随连接体4240转动的同时相对于第一环体4140旋转；而所述第二限位件4131设置在固定座体4130上，所述第二限位件4131为分别设置在固定座体4130第一相对位置和第二相对位置上的两个阻挡部，所述固定座体4130为圆盘形，所述两个阻挡部沿所述固定座体4130的径向向背离中心侧伸出至第一限位件42421随连接体4240转动的路径上，从而在第一限位件42421转动至第一相对位置或第二相对位置时对第一限位件42421进行阻挡限位。
76.请参见图11至图18，所述直线移动驱动装置包括座体4310和驱动杆4311，所述座体4310设置在第一撑杆41内的连接梁4120上，在第一状态驱动杆4311驱动倾转旋翼42相对于第一撑杆41转动，并在倾转旋翼42转动至设定位置时，维持第二状态使得倾转旋翼42与第一撑杆41保持相对位置。其中，上驱动杆4311一端转动连接于座体4310上，驱动杆4311的另一端转动连接于倾转旋翼42上。驱动杆4311可以为一切具有动力且具有自锁功能的伸缩杆形式，例如液压推杆、电动推杆或气动推杆等。较佳地，本实施例中选用电动推杆，电动推杆具备较佳的自锁功能,可以增加设备的安全性。并且电动推杆的综合定位精度较为精确，并可以实现多方式的控制。另外电动推杆还可以在非常恶劣的环境下正常运转,适用于多种工况。
77.具体地，在本的一实施例中，所述第一撑杆41内设置有两个连接梁4120，所述两个连接梁4120沿梁体延伸方向向倾转旋翼42一端延伸，两个连接梁4120分别在朝向倾转旋翼42的端部设置有安装板4121，安装板4121之间通过安装板连接件4122相连接。其中，所述座体4310设置在两个连接梁4120之间，座体4310分别与两侧连接梁4120梁体相连接，以固定在第一撑杆41中，同时，座体4310上转动连接的驱动杆4311沿连接梁4120延伸方向伸出至安装板4121外，从而与倾转旋翼42转动连接，以实现座体4310与倾转旋翼42的动力传输。
78.需要说明的是，本发明中所述第二倾转机构的结构可以参照上述第一倾转机构，其不同在于，第一倾转机构安装在第一撑杆41与倾转旋翼42之间，第二倾转机构安装在机尾与尾推旋翼60之间，第二倾转机构的具体结构不再赘述。
79.请参阅图1至图6，在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述固定尾翼30包括高置尾翼31和连接尾翼(两个倾斜尾翼32)，所述高置尾翼31通过所述连接尾翼连接于两个所述第一动力组件40的上方，以避开所述机翼20下侧洗流区。这样高置的固定尾翼30能适当避开机翼20下洗流区及尾推旋翼60滑流区，可以提升尾翼气动稳定性。当飞行器处于巡航阶段时，前侧两套倾转旋翼42向前倾转，并结合尾推旋翼60提供前飞推力，形成三平飞动力布局，此布局解决了纯倾转旋翼42布局可靠性差的问题，即使倾转系统故障，飞机也能正常起降及平飞，又兼顾了倾转旋翼42气动性能优秀的特点。
80.本高置尾翼31、连接尾翼的设置方式及宽度不受限定，如图4所示，所述连接尾翼包括两个所述倾斜尾翼32，两个所述倾斜尾翼32对称连接在所述高置尾翼31的两侧，且背离所述高置尾翼31的一侧倾斜向下分别与所述机身10两侧的所述第一动力组件40相连接；所述高置尾翼31设置在所述机身10的尾部，并位于所述机翼20的下洗流区上方，所述两个倾斜尾翼32对称连接在所述高置尾翼31的两侧，且背离所述高置尾翼31的一侧倾斜向下分别与所述机身10两侧的所述第一动力组件40相连接。当高置尾翼31较窄时，沿机尾至机头方向视图，两侧的倾斜尾翼32在沿展向延伸的竖直面上的投影呈近似倒“v”字形连接，若高置尾翼31较宽，固定尾翼30在竖直面上的投影也可呈无底等腰梯形状设置，其中高置尾翼31为上底，两侧倾斜尾翼32分别为等腰梯形的两腰，两倾斜尾翼32的下侧与机身10两侧的第一撑杆41连接，以形成稳定的连接关系。在本一实施例中，所述高置尾翼31的翼面水平设置。如图6所示，为了减少气流阻力，固定尾翼30在沿机身10延伸方向的竖直面上的投影自高置尾翼31向机头侧倾斜并与第一撑杆41连接。
81.请参阅图7，在本一实施例中，所述第一固定旋翼43和第二固定旋翼52均包括折叠旋翼431和固定旋翼驱动装置432。本中的固定旋翼驱动装置432可以为电机、或电机与减速
机的组合形式，折叠旋翼431可以为现有一切合适的固定翼旋翼形式，但较佳地，所述折叠旋翼431包括固定桨叶(未标识)和浮动桨叶(未标识)，当飞行器处于悬停阶段时，在所述固定旋翼驱动装置432驱动下，所述固定桨叶和所述浮动桨叶呈交叉状态“十”字形旋转。当飞行器处于水平巡航阶段时，在所述固定旋翼驱动装置432停止工作时，所述固定桨叶和所述浮动桨叶闭合呈顺气流的“一”字形，且所述固定桨叶和所述浮动桨叶的延伸方向与飞行器航向相一致，在所述固定桨叶和所述浮动桨叶中最上侧的固定桨叶或浮动桨叶在高度方向上低于或沿机翼20的上表面设置，此种设置方式可以减少巡航过程中的阻力。需要说明的是，本中固定桨叶和浮动桨叶在转动时交叉状态旋转，在停止时折叠的实现方式可以通过现有一切合适的折叠旋翼431形式实现，在此不再赘述。当然本领域技术人员可以理解的是，若不考虑最佳的实施方式，本中也可以仅在第一动力组件40或所述第二动力组件50的所述固定旋翼中采用上述固定桨叶和浮动桨叶的可折叠叶片形式。
82.请参阅图4，在本一实施例中，所述倾转旋翼42和/或所述固定旋翼的旋转轴线44自下而上沿机翼20的展向向背离所述机身10侧倾斜，以使所述倾转旋翼42和/或所述固定旋翼的桨叶旋转面不通过所述机身10上的乘员舱。虽然仅倾转旋翼42或第一固定旋翼43或第二固定旋翼52的桨叶旋转面不通过所述机身10上的乘员舱已经能够具有保护乘员舱的作用，但较佳地，在实施例中，两个所述倾转旋翼42和六个所述固定旋翼的旋转轴线均自下而上沿机翼20的展向向背离所述机身10侧倾斜，以使所有的所述倾转旋翼42和所述固定旋翼的旋翼的桨叶旋转面均不通过所述机身10上的乘员舱。较佳地，在本一实施例中，两个所述倾转旋翼42和六个所述固定旋翼的旋转轴线44均自下而上沿机翼20的展向向背离所述机身10侧倾斜，且旋转轴线44与竖直方向的夹角α为3
°
～30
°
，该角度范围既可以满足旋翼的桨叶旋转面不通过所述机身10上的乘员舱，最大程度降低旋翼转子爆破对乘员的伤害，而且在飞行器需要偏航或者抗侧风飞行时可通过调整各动力系统的输出信号，产生偏航力矩或水平方向的分力，这可以提高起降阶段旋翼模式下抗侧风性能及侧向操纵性，能够提供足够的动力和航行稳定性。
83.请参阅图5，在本一实施例中，所述倾转旋翼42包括旋翼装置421，旋翼装置421包括第一旋翼4211和第一旋翼驱动装置4212，所述第一旋翼4211为具有五个叶片的五叶桨，五个叶片以转轴为中心沿圆周均布。这极大的降低了整个飞行包线内旋翼的转速，从而降低了旋翼的噪音。然而本领域技术人员可以理解的是若不考虑较佳的降噪性能，也可以采用其它桨叶设置形式。
84.在本一实施例中，在每一所述倾转旋翼42处于起飞位时，所述第一固定旋翼43、第二固定旋翼52和所述倾转旋翼42的设置位置围绕所述飞行器的整机重心呈中心对称布置。这样在倾转旋翼42处于起飞位置时，若单一动力系统失效情况下，可关闭中心对称的另一动力系统，从而保障飞机能安全悬停降落，满足“单一失效不允许导致任何灾难性故障的发生”的动力系统的适航要求。
85.在本一实施例中，在悬停在地面上时，六个所述固定旋翼内的旋翼的离地高度和两个倾转旋翼42处于所述起飞位时所述倾转旋翼42内的旋翼的离地高度，以及尾推旋翼60竖直向上倾转时旋翼的离地高度均大于等于1.9m。这降低了旋翼在乘员进出飞行器时对乘员造成伤害的可能性。
86.在本一实施例中，所述机身10的底部设置有三点式起落架80，兼具滑跑起降功能。
且在所述机身10的尾部设置有货物装卸舱门11，可以方便货物及担架等运输。所述机身10的侧面设置有乘员舱门12，可以方便上下乘客。
87.本发明还提供一种垂直起降飞行器的控制方法，包括以下过程：
88.在起飞离地的过程中，使机身两侧所述倾转旋翼的转轴向上，并驱动倾转旋翼和固定旋翼旋转，以为飞行器提供升力；
89.待飞行器爬升到适当高度，开启尾推旋翼，并控制所述倾转旋翼的转轴逐渐向前倾斜，并逐渐增大其动力系统功率，在保持飞行器高度的基础上为飞行器提供向前飞行的推力；此时机翼前缘组倾转旋翼动力产生垂直方向拉力分量及前进方向拉力分量，垂直方向分量+机翼前缘固定旋翼的升力和机翼后缘固定旋翼产生的升力绕着飞机重心平衡，而前进方向拉力分量+尾推推力使飞机逐渐加速前飞，此时飞机机翼产生的升力将逐渐升高，直至固定翼模式升力等于重力。
90.当飞行器向前速度到达设定数值后，使所述倾转旋翼的转轴向前水平延伸，六个固定旋翼系统提供的升力会逐渐降低，油门信号不断降低，最终完全关闭，此时使所述固定旋翼内的固定桨叶和浮动桨叶的延伸方向与飞行器航向一致，通过所述尾推旋翼和机身两侧的所述倾转旋翼提供飞行器巡航阶段的动力。
91.在本发明控制方法一实施例中，还包括以下过程：
92.在装卸货物时，使所述尾推旋翼向上倾转，以减小触桨风险。
93.在本发明控制方法一实施例中，还包括以下过程：
94.当由巡航状态降落时，将所述倾转旋翼的转轴倾转向上，并驱动所述固定旋翼和所述倾转旋翼旋转，使所述尾推旋翼逐渐减速直至关闭，当飞行器的前进速度减小至设定阈值时，将飞行器切换至悬停状态，至飞行器降低到设定高度后，飞行器切换至倾转旋翼转轴向上设置且和所述固定旋翼同时旋转的多旋翼状态，直到飞行器降落到地面，关闭固定旋翼和倾转旋翼，飞行结束。
95.本发明垂直起降飞行器和控制方法，通过倾转旋翼、固定旋翼、尾推旋翼和固定机翼共同作用，改善了现有技术中evtol载人飞行器的布局模式，增加了垂直起降飞行器的载重能力和续航能力。所以，本发明有效克服了现有技术中的一些实际问题从而有很高的利用价值和使用意义。上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。