CN105539835A

CN105539835A - 一种复合翼垂直起降飞行器

Info

Publication number: CN105539835A
Application number: CN201610030169.0A
Authority: CN
Inventors: 任斌; 王陈; 王利光
Original assignee: CHENGDU JOUAV AUTOMATION TECHNOLOGY Co Ltd
Current assignee: CHENGDU JOUAV AUTOMATION TECHNOLOGY Co Ltd
Priority date: 2016-01-18
Filing date: 2016-01-18
Publication date: 2016-05-04

Abstract

本发明公开了一种复合翼垂直起降飞行器，采用特定形式的垂直动力单元以及整体结构设计：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；同时尾撑杆的技术方案，有利于提升飞行器的总体性能。

Description

一种复合翼垂直起降飞行器

技术领域

本发明涉及一种固定翼飞行器，特别是涉及一种复合翼垂直起降飞行器。

背景技术

复合翼布局是一种将固定翼布局与多旋翼布局相结合的垂直起降飞行器解决方案，既能够像多旋翼飞行器一样通过多个螺旋桨拉力克服重力和气动阻力实现垂直起降、悬停和垂直爬升下降等飞行功能，又能够像固定翼飞行器一样通过气动升力克服重力，动力系统克服气动阻力实现高速巡航飞行。由于复合翼无人机具有结构形式可靠、力学模型成熟、垂直飞行和水平飞行转换过程中的控制导航相对容易，它成为一种技术风险小、可行性高的长航时垂直起降飞行器方案。

由于上述技术特点，复合翼垂直起降飞行器从概念提出以来一直是实用化固定翼垂直起降飞行器的研发热点，然而，这种解决方案却迟迟无法成为工业无人机产品。究其原因有二：第一，较低的偏航控制能力和较大的惯量之间的矛盾，多旋翼飞行方式通过多个转动方向相反的螺旋桨的转动阻力矩提供偏航控制力矩，其量值低于通过螺旋桨拉力差和力臂产生的滚转控制力矩和俯仰控制力矩；由于多旋翼飞行方式的螺旋桨转速同时改变拉力和转动阻力矩，因此滚转、俯仰和偏航三轴控制存在耦合，控制能力最差的偏航轴挤占电机转速余量最高，容易导致至少一个电机转速饱和，三轴控制精度均受到影响，直至控制发散，虽然通过改变控制律的参数或结构能够在一定程度上缓解这种控制饱和，但却无法从根本上解决问题。复合翼垂直起降飞行器是在多旋翼飞行器的基础上增加机翼、尾翼等部件，导致飞行器的转动惯量和气动阻力增加，偏航控制能力的短板更为显著。第二，结构重量占起飞总重的比例较高，制约了飞行器性能提升。相比常规固定翼飞行器，复合翼飞行器增加了将多旋翼连接到机体上的结构，为克服全机重力，多旋翼所需拉力较大，对连接结构的强度要求较高；另外，旋翼是高速转动部件，是复合翼飞行器主要的振动源，为保证全机结构可靠，多旋翼连接结构的刚度要求也较高；这两方面导致了连接结构的尺寸和重量都较大，根据经验，多旋翼连接结构占全机结构的比例5%至10%，如果考虑其它机体结构的增强，那么这个比例更高，这对于飞行器而言是“死重”，增加了飞行器的总重和气动阻力，减少航时、航程和最大飞行速度等性能指标。

发明内容

针对上述现有技术中复合翼飞行器飞行姿态的控制问题，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。

为解决上述问题，本发明提供的一种复合翼垂直起降飞行器通过以下技术要点来解决问题：一种复合翼垂直起降飞行器，包括机身、机翼、尾撑杆、尾翼、垂直动力单元及水平动力单元，所述机翼固定于机身中段，机翼相对于机身的长度方向对称；

尾撑杆为两根，不同尾撑杆分别固定于机身不同侧的机翼上；

水平动力单元固定于机身上，尾翼的左、右端分别与不同尾撑杆的尾部固定连接，

所述垂直动力单元为四个，各根尾撑杆上均设置有两个垂直动力单元，机身同侧的两个垂直动力单元位于飞行器长度方向的不同位置，且机身同侧的两个垂直动力单元中，前方的垂直动力单元位于飞行器重心的前方，后方的垂直动力单元位于飞行器重心的后方；

所述垂直动力单元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，垂直动力单元可产生向飞行器前方或后方的分力；所述水平动力单元包括可产生沿着机身长度方向拉力的平飞螺旋桨。

以上技术方案中，尾翼在飞行器上的固定形式使得尾翼呈双尾撑倒“V”形尾翼，垂直动力单元通过尾撑杆固定于机翼上，即在机翼上形成“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，可安装于机身内部的空间内。机翼相对于机身的长度方向对称，即机翼在飞行器上左右对称。

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。

更进一步的技术方案为：

所述尾翼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。

机身两侧的机翼上均设置有偏航控制单元，所述偏航控制单元包括偏航螺旋桨，所述偏航螺旋桨用于向机翼提供方向平行于机身长度方向的拉力，且偏航控制单元靠近机翼的端部。

以上方案中，偏航控制单元用于提供偏航力矩，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。

通过垂直动力单元和偏航控制单元这两种途径，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。

为使得尽可量为偏航控制单元提供长的偏航力臂，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，两个偏航控制单元分别位于机身不同侧机翼的翼梢上。

由于偏航控制单元在飞行器工作时，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。

为便于改变偏航控制单元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。

所述尾撑杆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，尾撑杆在本飞行器垂直升起时受力较大，故要求尾撑杆要具有足够的强度以及刚度，本案中，尾撑杆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。尾撑杆在本飞行器中，实现了将尾翼与机翼和机身连接；将垂直动力单元与机翼和机身连接，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。

为便于改变机翼在飞行器高速飞行状态下，通过机翼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，机身各侧的机翼上均铰接连接有一片副翼，两片副翼相对于机身的长度方向对称，所述副翼与机翼的倾角，以及副翼与机身的倾角均可调。

作为用于制动平飞螺旋桨转动的驱动装置的具体实现形式，所述平飞螺旋桨采用内燃机或电机驱动。优选设置为驱动装置包括内燃机和电机，以使得对平飞螺旋桨具有两种驱动形式，利于本无人机高速飞行下的安全性。

本发明具有以下有益效果：

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。

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。

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

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。

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

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。

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1中段，机翼2相对于机身1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1不同侧的机翼2上；

水平动力单元6固定于机身1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1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1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1长度方向拉力的平飞螺旋桨。

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1内部的空间内。机翼2相对于机身1的长度方向对称，即机翼2在飞行器上左右对称。

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1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1平行，同时两根尾撑杆3相互之间呈对称关系设置于机身1的不同侧，机身1不同侧的垂直动力单元5位置也相互对称，机身1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。

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。

机身1两侧的机翼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1长度方向的拉力，且偏航控制单元7靠近机翼2的端部。

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。

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。

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1不同侧机翼2的翼梢上。

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。

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。

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1连接；将垂直动力单元5与机翼2和机身1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。

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1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1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1的倾角均可调。

实施例4：

本实施例提供了本发明所述方案的一种具体实现形式：一种复合翼垂直起降飞行器，由机身1、机翼2、尾撑杆3、尾翼4、垂直动力单元5、水平动力单元6和偏航控制单元7组成。飞行器的起飞总重70kg，巡航飞行速度35m/s，固定翼的几何参数如下：机翼2面积1.9m²，展长4.3m，平均气动弦长0.435m，根梢比0.75，根弦长0.5m，梢弦长0.375m；采用双尾撑倒“V”形尾翼4，等效水平尾翼4尾容量0.5，等效垂直尾翼4尾容量0.06，则倒“V”形尾翼4上反角40度，尾翼4面积0.3m²，等效水平尾翼4面积0.23m²，等效垂直尾翼4面积0.19m²，尾力臂2.0m，尾翼4展长0.5m，尾翼4平均弦长0.3m，根梢比0.65，根弦长0.375m，梢弦长0.225m。飞行器机翼2和尾翼4参数保证了高速固定翼飞行模式的飞行，同时也成为确定垂直动力单元5尺寸和安装位置的基本依据。

由于飞行器采用双尾撑布局，且起飞总重较大，因此其惯量较大，三轴惯量分别为17.5kgm²，24.5kgm²，47.3kgm²，可见在这种布局形式下，偏航方向惯量达到滚转和俯仰的惯量2倍以上，这就导致偏航方向的控制能力需要超过另外两个方向。

下面确定垂直动力单元5的垂直动力螺旋桨、电机的参数，用于说明现有技术和本发明通过垂直动力单元5倾角提供附加偏航控制力矩的控制能力，同时机翼2上安装“X”形四旋翼的布局形式，则尾撑杆3的左右距离为0.8m，则垂直动力单元5的垂直动力螺旋桨直径0.6m，保证不会出现运动干涉，垂直动力螺旋桨几何螺距0.25m，电机供电电压50V，KV值150，最大拉力235N，最大转速6000rpm，最大功率5000W，最大转动阻力矩3.22Nm；悬停情况下拉力175N，悬停转速5100rpm，悬停功率3200W，悬停PWM信号为61%。

现有技术，左前电机和右后电机在俯视方向逆时针转动，产生正的偏航力矩；右前电机和左后电机在俯视方向顺时针转动，产生负的偏航力矩。首先需要保证全机拉力，左前电机和右后电机转速最大时拉力235N，另外两个垂直动力螺旋桨的拉力115N，需用转速4200rpm，转动阻力矩1.79Nm。则现有技术通过四个垂直动力单元5转动阻力矩的差值产生偏航控制力矩，则能够产生的最大偏航控制力矩为1.14Nm，能产生的最大偏航角加速率0.024rad/s²，而滚转和俯仰方向能够产生的最大角加速率分别为8.75Nm和6.12Nm，控制能力相差100倍。

4套垂直动力单元5均有非零的前后安装倾角，且倾斜方向均为内倾，倾斜角度为15度，即左前垂直动力单元5后倾，则左后垂直动力单元5前倾，以此类推。则悬停拉力181N，悬停转速5300rpm，则为提供最大偏航控制力矩同时保证拉力的分量抵消重力，左后电机和右前电机的需用转速4550rpm，则水平分力差值27.2N，则最大偏航控制力矩为21.8Nm，提供的最大偏航角加速率0.467rad/s²，与现有技术相比，其偏航控制能力提高了近20倍。

下面考虑通过偏航控制单元7产生偏航控制力矩的能力，机翼2翼展4.3m，两个偏航控制单元7相对于重心的左右距离均为4.2m，偏航控制单元7的偏航螺旋桨为0.25m，电机供电电压32V，电机KV值270，偏航螺旋桨最大转速8000rpm，最大拉力12N，最大功率160W，则能够提供的最大偏航角加速率0.54rad/s²，其低速飞行状态下的偏航控制能力达到现有技术的近20倍。而且，通过改变飞行器起飞总重以及尺寸、垂直动力单元5参数的数据可以发现，起飞重量越大，复合翼垂直起降飞行器的偏航控制能力相比滚转和俯仰控制能力的差异越明显，现有技术的基本无法实现有效的偏航控制，而本发明提供的增加偏航控制能力的技术方案的效果更显著，因此，本发明技术方案在起飞总重较大的复合翼垂直起降飞行器上更为必要。

作为本领域技术人员，本案中所采用的技术术语：垂直动力螺旋桨、平飞螺旋桨、偏航螺旋桨实质上均为螺旋桨，技术术语表达上的差异仅用于区别飞行器不同部位的螺旋桨。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施方式只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明的技术方案下得出的其他实施方式，均应包含在本发明的保护范围内。

Claims

1.一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（1）中段，机翼（2）相对于机身（1）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（1）不同侧的机翼（2）上；

水平动力单元（6）固定于机身（1）上，尾翼（4）的左、右端分别与不同尾撑杆（3）的尾部固定连接，

其特征在于，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（1）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（1）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（1）长度方向拉力的平飞螺旋桨。

2.根据权利要求1所述的一种复合翼垂直起降飞行器，其特征在于，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。

3.根据权利要求1所述的一种复合翼垂直起降飞行器，其特征在于，机身（1）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（1）长度方向的拉力，且偏航控制单元（7）靠近机翼（2）的端部。

4.根据权利要求3所述的一种复合翼垂直起降飞行器，其特征在于，两个偏航控制单元（7）分别位于机身（1）不同侧机翼（2）的翼梢上。

5.根据权利要求3所述的一种复合翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述偏航螺旋桨为折叠螺旋桨。

6.根据权利要求3所述的一种复合翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述偏航螺旋桨为变桨距螺旋桨。

7.根据权利要求1所述的一种复合翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述尾撑杆（3）的下表面位置低于飞行器其他部件。

8.根据权利要求1至6中任意一项所述的一种复合翼垂直起降飞行器，其特征在于，机身（1）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（1）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（1）的倾角均可调。

9.根据权利要求1至6中任意一项所述的一种复合翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述平飞螺旋桨采用内燃机或电机驱动。