CN109250087A - 一种复合翼飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种复合翼飞机，涉及航天设备技术领域，解决现有复合翼飞机存在的在固定翼巡航阶段，多旋翼动力系统成为死重，损失了复合翼飞机的性能，或者存在动力系统的动力过剩，导致动力系统效率低等问题，包括固定翼组件、旋翼组件和倾转机构，旋翼组件包括四套动力系统，前置旋翼的旋翼平面保持水平；后置旋翼电机对称安装在转轴的两端，转轴通过三通管件安装在尾撑杆的末端；航电系统为动力系统供电，倾转机构包括舵机和连杆机构，倾转机构舵机通过舵机摇臂带动连杆机构驱动转轴倾转，实现后置旋翼的同步倾转。本发明翼梁连接结构能够提高疲劳寿命，应用于包括民航和军事的诸多技术领域。

Description

一种复合翼飞机

技术领域

本发明涉及航天机械技术领域，更具体的说是涉及一种复合翼飞机。

背景技术

目前航天设备领域多旋翼的应用要远多于固定翼，多旋翼飞机可以垂直起降和悬停，该特点和优势适应了现在市场上大多数对飞机应用场合的需求，但多旋翼在任何状态下始终要靠其旋翼提供的拉力来克服重力，这就会对多旋翼的航时及有效载重造成极大的限制，其飞行时间最多二三十分钟，在大载重时飞行时间甚至缩短至几分钟，此外多旋翼飞机的飞行速度也受到很大限制。

固定翼飞机在飞行时靠机翼产生的升力来抵消重力，动力系统仅仅克服阻力，由于固定翼飞机在巡航时的升阻比一般能达到10左右，可以认为在同等重量的情况下，固定翼的动力系统仅需付出多旋翼的动力系统1/10的代价，从而固定翼飞机在航时方面较多旋翼飞机有着巨大的优势，另外，固定翼飞机的有效载重和稳定性一般也要优于多旋翼飞机。但是固定翼飞机的起降对场地的限制比较大，或者需要笨重的弹射架系统，正是该缺点限制了固定翼飞机的大规模推广应用。

根据多旋翼和固定翼的优缺点，航空领域的一些研发人员找到了一种固定翼和多旋翼相结合同时兼具两者优点的飞机，大致分为两类，一类是直接在正常式的固定翼上面直接添加多旋翼系统，多旋翼动力系统和固定翼动力系统相互独立，在垂直起降时多旋翼系统工作固定翼系统不工作，固定翼巡航阶段固定翼动力系统工作而多旋翼系统不工作，该类复合翼虽兼具了多旋翼和固定翼的优点，但是在固定翼巡航阶段，多旋翼动力系统成为死重，极大的损失了复合翼飞机的性能；另一类是将多旋翼的动力和固定翼的动力合二为一，机载动力系统既作为多旋翼的动力又作为固定翼巡航时的动力，该类飞机固然提高了飞机的动力系统利用率，消除了固定翼巡航时的死重，但由此也带来动力过剩的问题，该类飞机垂直起降时需要的升力要大于本身的重力，而在固定翼巡航时的需用推力仅为该类飞机重量的1/10，大推力的动力系统长时间在小推力下工作，虽然动力系统的利用率提高了，但是动力系统的效率极低。

在已知的具有垂直起降功能的固定翼当中，直接在正常式的固定翼上面直接添加多旋翼系统的方案类似的有成都纵横自动化技术有限公司的“CW-10大鹏”和“CW-20大鹏”无人机，该类飞机的缺点如前所述，在固定翼巡航阶段多旋翼系统成为死重极大的损失了固定翼飞机的性能。

将多旋翼的动力系统和固定翼的动力系统合二为一具有垂直起降功能的固定翼的方案有倾转旋翼复合飞机和尾座式飞机，已有的方案有已经服役的“V22”鱼鹰，“FireFly6”倾转旋翼电动无人机，中航工业成都所的“VD200”无人机等，如前所述该类飞机的缺点是动力过剩，在巡航时动力系统的效率较低。

综上，现有技术中多旋翼飞机具有垂直起降和悬停的优势，但是其载重和航时受到很大的限制，抗风能力也不强。

固定翼飞机具有大载重、长航时和抗风性较强的优势，但是其起降需要依赖于一定的跑道，或需要笨重的弹射系统。

现有多旋翼和固定翼复合的飞机有的在固定翼模式巡航时多旋翼系统完全成为死重损失了固定翼模式的性能，有的在固定翼模式飞行时动力系统过剩，巡航时动力系统的效率较低。

而且，目前飞机机翼的连接主要是翼梁的连接，其连接形式有两种，一种是对接结构的形式，一种是搭接结构的形式。现有机翼的翼梁通常是金属翼梁或复合材料制成的翼梁，金属翼梁之间的连接采用铝合金制成的连接结构连接。复合材料制成的翼梁通过铝合金制成的连接结构连接时存在电偶腐蚀的问题；此外，复合材料制成的翼梁的连接端若是进行切割处理，在使用过程中易产生分层问题，进而降低翼梁的疲劳寿命。

因此，如何提供一种复合翼飞机，能够提升翼梁的疲劳寿命，是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种为解决现有复合翼飞行器存在的在固定翼巡航阶段，多旋翼动力系统成为死重，损失了复合翼飞行器的性能，或者存在动力系统的动力过剩，导致动力系统效率低等的问题，提出一种新的复合翼飞机，而且，飞机机翼的翼梁连接结构，能够解决复合材料制成的翼梁连接时存在的电偶腐蚀以及疲劳寿命降低问题。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种复合翼飞机，包括固定翼组件，所述固定翼组件包括机翼、机身、尾撑杆、垂尾、平尾、航电系统和翼梁连接结构；所述垂尾与机身通过尾撑杆连接，平尾对称安装在垂尾上方；所述翼梁连接结构用于机翼之间的连接；还包括转轴、旋翼组件和倾转机构，所述旋翼组件包括两个前置旋翼和两个后置旋翼，所述前置旋翼和后置旋翼分别通过前置旋翼电机和后置旋翼电机驱动，所述前置旋翼电机通过前置旋翼支撑杆对称固定安装在机身两侧的机翼上，后置旋翼电机固定安装在转轴的两端；所述前置旋翼的旋翼平面保持水平；所述转轴通过三通管件安装在尾撑杆的末端，所述后置旋翼的旋翼平面设置10度的上反角；所述航电系统包括电源管理器和两套供电系统，一套供电系统为前置旋翼电机供电，另一套供电系统为后置旋翼电机供电；所述倾转机构包括倾转机构舵机和连杆机构，所述倾转机构舵机固定在垂尾蒙皮上，连杆机构一端与舵机摇臂连接，连杆机构的另一端与转轴固连；所述倾转机构舵机通过舵机摇臂带动连杆机构驱动转轴倾转，实现后两个置旋翼的同步倾转；

所述翼梁连接结构包括中央翼翼梁、外翼翼梁以及连接组件，所述中央翼翼梁和所述外翼翼梁均由复合材料制成，所述连接组件由钛合金或铝合金制成；且所述中央翼翼梁和所述外翼翼梁均通过所述连接组件连接，且所述连接组件与中央翼翼梁、外翼翼梁之间设有至少一层绝缘层。

优选的，所述中央翼翼梁包括中央翼翼梁腹板，位于中央翼翼梁腹板宽度方向两端的中央翼翼梁上凸缘和中央翼翼梁下凸缘，所述中央翼翼梁腹板、中央翼翼梁上凸缘和中央翼翼梁下凸缘构成C形结构的中央翼翼梁；所述外翼翼梁包括外翼翼梁腹板，位于外翼翼梁腹板宽度方向两端的外翼翼梁上凸缘和外翼翼梁下凸缘，所述外翼翼梁腹板、外翼翼梁上凸缘和外翼翼梁下凸缘构成C形结构的外翼翼梁；

所述中央翼翼梁腹板和外翼翼梁腹板形成夹角，且中央翼翼梁的C形结构的开口和外翼翼梁的C形结构的开口位于同一侧；

优选的，所述连接组件包括连接中央翼翼梁上凸缘与中央翼翼梁腹板的中央翼上凸缘对接角盒，连接中央翼翼梁下凸缘与中央翼翼梁腹板的中央翼下凸缘对接角盒，连接外翼翼梁上凸缘与外翼翼梁腹板的外翼上凸缘对接角盒，以及连接外翼翼梁下凸缘与外翼翼梁腹板的外翼下凸缘对接角盒，所述中央翼上凸缘对接角盒与外翼上凸缘对接角盒之间、中央翼下凸缘对接角盒与外翼下凸缘对接角盒之间均通过紧固件连接。

优选的，所述固定翼组件还包括内侧副翼、外侧副翼、升降舵和方向舵，所述内侧副翼对称安装在机翼内侧，外侧副翼对称安装在机翼外侧，所述内侧副翼和外侧副翼分别通过内侧副翼舵机和外侧副翼舵机驱动控制滚转；

所述升降舵和方向舵分别通过升降舵舵机和方向舵舵机控制机翼的俯仰和偏航转动。

优选的，所述后置旋翼的位于平尾的下方，前置旋翼的旋翼平面在机翼的上方，所述后置旋翼的旋翼直径小于前置旋翼的旋翼直径，后置旋翼之间的轴距小于前置旋翼间的轴距。

优选的，该飞机的重心位置在前置旋翼和后置旋翼之间，前置旋翼与后置旋翼到飞机的重心距离之比为1：3。

优选的，所述连杆机构包括连杆和轴环连杆；所述舵机摇臂固连在倾转机构舵机上且位于垂尾的一侧，轴环连杆固定在转轴上且与三通管件接触对齐，所述舵机摇臂和轴环连杆平行且通过连杆连接；倾转机构舵机通过舵机摇臂、连杆和轴环连杆使转轴与后置旋翼同步转动。

优选的，当倾转机构控制后置旋翼向前倾转90度后，后置旋翼的推力线与过飞机重心的中轴线在同一平面，且两线的交点在重心前方10mm处。

优选的，设定该电动复合翼飞机垂直起降和悬停时为多旋翼模式，由多旋翼到固定翼的转变过程称为过渡模式，在爬升和巡航时为固定翼模式。

优选的，在多旋翼模式下，电源管理器控制两个前置旋翼电机分别驱动两个前置旋翼，两个后置旋翼电机分别驱动两个后置旋翼工作；过渡模式下，在加速时倾转机构控制两个后置旋翼同步向前倾转30度，在该状态下维持飞机水平加速至失速速度；过渡模式结束后，倾转机构驱动两个后置旋翼向前倾转至水平状态，飞机进入固定翼模式；固定翼模式下，在飞机处于爬升状态时，电源管理器控制两个后置旋翼都工作，在飞机处于巡航状态时，电源管理器控制一个后置旋翼工作。

经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种复合翼飞机，具有以下有益效果：

（1）、本发明的复合翼飞机通过倾转机构的设计使得两个后置旋翼既作为旋翼系统的动力又作为固定翼系统的动力，动力系统利用率较高，减小了固定翼模式飞行时的死重；通过设计前置旋翼和后置旋翼相对重心的位置以及后置旋翼的上反角，使得固定翼模式巡航时动力系统的效率达到最高。所以该电动复合翼飞行器不仅具有多旋翼的能垂直起降、悬停等优势，还具有固定翼的长航时、大载重、速度高以及抗风性强等优势。

（2）、本发明因为采用了两套供电系统，可以根据实际飞行任务来分配电池配比，通过增加给前置旋翼的供电电池重量，减小给后置旋翼的供电电池重量，可以以牺牲固定翼模式的巡航时间来使得该电动复合翼飞行器的多旋翼模式工作时间增长；通过减小给前置旋翼的供电电池重量，增加给后置旋翼的供电电池重量，可以以牺牲多旋翼模式的工作时间来使得该电动复合翼飞行器的固定翼巡航工作时间增长；该电动复合翼飞行器可满足多种任务模式。

（3）、本发明的倾转机构为舵机控制的连杆机构，结构简单，重量较轻。

（4）、本发明的动力系统均为电动机，比传统的动力系统要轻很多，所以前置旋翼动力系统增加的死重较少，动力系统寿命较长且可靠，环境适应性较强。

（5）、本发明的复合翼飞机可应用于包括民航和军事的诸多领域。

（6）、复合材料制成的中央翼翼梁和外翼翼梁连接时，可以采用钛合金材料制成的连接组件连接中央翼翼梁和外翼翼梁，由于钛合金材料与复合材料之间不存在电势差的问题，因而避免了发生电偶腐蚀现象。

（7）、复合材料制成的中央翼翼梁和外翼翼梁连接时，采用了铝合金材料制成的连接组件连接中央翼翼梁和外翼翼梁，通过在连接组件与中央翼翼梁、外翼翼梁的接触面之间设置绝缘层，解决了复合材料与铝合金材料之间的电势差问题，因而可以有效避免电偶腐蚀现象的发生，提高中央翼翼梁与外翼翼梁之间的连接强度，延长机翼的使用寿命。

附图说明

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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明所述的复合翼飞机的结构示意图一；

图2为本发明所述的复合翼飞机的结构示意图二；

图3为本发明所述的复合翼飞机的翼梁连接结构示意图；

图4位本发明所述的复合翼飞机的倾转机构的局部放大示意图。

图中：1、机翼，2、前置旋翼，3、机身，4、内侧副翼，5、外侧副翼，6、升降舵，7、方向舵，8、转轴，9、倾转机构舵机，10、后置旋翼，11、尾撑杆，12、翼梁连接结构，13、前置旋翼电机，14、内侧副翼舵机，15、外侧副翼舵机，16、平尾，17、升降舵舵机，18、垂尾，19、方向舵舵机，20、舵机摇臂，21、倾转机构连杆，22、轴环连杆，23、三通管件，24、后置旋翼电机，25、垂尾蒙皮；29、前置旋翼支撑杆

26为中央翼翼梁，261为中央翼翼梁腹板，262为中央翼翼梁上凸缘，263为中央翼翼梁下凸缘；27为外翼翼梁，271为外翼翼梁腹板，272为外翼翼梁上凸缘，273为外翼翼梁下凸缘；28为连接组件，281为中央翼上凸缘对接角盒，282为中央翼下凸缘对接角盒，283为外翼上凸缘对接角盒，284为外翼下凸缘对接角盒。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。

结合图1至图4说明本实施方式，本实施例公开了一种电动复合翼飞行器，包括固定翼组件，固定翼组件包括机翼1、机身3、尾撑杆11、垂尾18、平尾16、内侧副翼4，外侧副翼5，方向舵7，升降舵6和航电系统；

机翼1包括左机翼和右机翼，左右机翼对称安装于机身3的两侧。内侧副翼4包括左内侧副翼和右内侧副翼，对称安装于左右机翼内侧。内侧副翼舵机14包括左右内侧副翼的舵机，左右内侧副翼通过内侧副翼舵机14来驱动控制固定翼模式的滚转机动。

外侧副翼5包括左外侧副翼和右外侧副翼，对称安装于左右机翼外侧。外侧副翼舵机15包括左右外侧副翼的舵机，左右外侧副翼通过外侧副翼舵机15来驱动控制固定翼模式的滚转机动。

垂尾18与机身3通过尾撑杆11连接，方向舵7由方向舵舵机19来驱动控制固定翼模式的偏航机动。

平尾16包括左平尾和右平尾，左右平尾对称安装于18的上方，垂尾18为T形尾翼。升降舵6包括左升降舵和右升降舵，升降舵舵机17包括左升降舵舵机和右升降舵舵机，升降舵6由升降舵舵机17来驱动控制固定翼模式的俯仰机动。

还包括转轴8、旋翼组件和倾转机构，旋翼组件包含四套动力系统，每套动力系统由旋翼+电机组成，即：两个前置旋翼2，用于驱动两个前置旋翼2的前置旋翼电机13，两个后置旋翼10，用于驱动两个后置旋翼10的后置旋翼电机24；

前置旋翼2包括左前置旋翼和右前置旋翼，前置旋翼电机13包括左前置旋翼电机和右前置旋翼电机，左右前置旋翼分别由左右前置旋翼电机13驱动，前置旋翼支撑杆29包括左前置旋翼支撑杆和右前置旋翼支撑杆，左右前置旋翼电机13通过左右前置旋翼支撑杆29固连在左机翼和右机翼1上。

后置旋翼10包括左后置旋翼和右后置旋翼，后置旋翼电机24包括左后置旋翼电机和右后置旋翼电机，左右后置旋翼10由左右后置旋翼电机24驱动。左右后置旋翼电机24固定安装在转轴8的两端。

前置旋翼2的旋翼平面保持水平；转轴8通过三通管件23安装在尾撑杆11的末端，后置旋翼10的旋翼平面设置10度的上反角；

倾转机构包括倾转机构舵机9和连杆机构，倾转机构舵机9固定在垂尾蒙皮25上，连杆机构一端与舵机摇臂20连接，连杆机构的另一端与转轴8固连；倾转机构舵机9通过舵机摇臂20带动连杆机构驱动转轴8倾转，实现后两个置旋翼10的同步倾转。

航电系统组件包含电源管理器和两套供电系统，在电源管理器的控制下，两套供电系统分别为前置旋翼电机13和后置旋翼电机24供电。

本实施方式的连杆机构包括连杆21和轴环连杆22；舵机摇臂20固连在倾转机构舵机9上且位于垂尾18的一侧，轴环连杆22固定在转轴8上且与三通管件23接触对齐，舵机摇臂20和轴环连杆22平行且通过连杆21连接；倾转机构舵机9通过舵机摇臂20、连杆21和轴环连杆22使转轴8与后置旋翼10同步转动。

本实施方式的电动复合翼飞行器的重心位置在前置旋翼2和后置旋10翼之间，前置旋翼2与后置旋翼10到飞行器的重心距离之比为1：3，在垂直起降时前置旋翼承载所需推力的3/4，后置旋翼提供所需推力的1/4。使重心远离后置旋翼，可以通过减小后置旋翼的最大推力来提高巡航时动力系统的效率。使得两个后置旋翼加一起的最大推力满足飞行器的加速及爬升要求，单个后置旋翼的最大推力满足飞行器的巡航要求，两个后置旋翼既作为旋翼系统的动力又作为固定翼系统的动力，提高了动力系统的利用率，减小了该类飞行器在固定翼模式飞行时的死重。

本实施方式中，设定电动复合翼飞行器垂直起降和悬停时为多旋翼模式，由多旋翼到固定翼的转变过程称为过渡模式，在爬升和巡航时为固定翼模式。

在多旋翼模式下，电源管理器控制两个前置旋翼电机13分别驱动两个前置旋翼2，两个后置旋翼电机24分别驱动两个后置旋翼10工作；

过渡模式下，在加速时倾转机构控制两个后置旋翼10同步向前倾转30度，在该状态下维持飞行器水平加速至失速速度；

在水平速度超过失速速度以后，四套动力系统全部关闭，在飞行器滑翔过程中通过倾转机构继续向前倾转后置旋翼10至水平，此后立即启动两个后置旋翼10对飞行器进行加速或爬升，前置旋翼2不再工作。

过渡模式结束后，倾转机构驱动两个后置旋翼10向前倾转至水平状态，飞行器进入固定翼模式；

固定翼模式下，在飞行器处于爬升状态时，电源管理器控制两个后置旋翼10都工作，在飞行器处于巡航状态时，电源管理器控制一个后置旋翼10工作。

本实施方式的前置旋翼2仅在多旋翼模式和过渡模式使用，需提供较大的推力，为减小其在起降时的功率，可以使用较大尺寸的桨。后置旋翼在多旋翼模式、过渡模式和固定翼模式下一直在工作，需要提供的推力较小，为减小桨在巡航时的阻力，后置旋翼的桨直径不宜过大。由于前置旋翼2和后置旋翼10的最大推力相差过大，选得的电机型号要求必须有两套供电系统。

本实施方式的后置旋翼10的旋翼平面位于平尾16的下方，前置旋翼2的旋翼平面在机翼1的上方，后置旋翼10的旋翼直径小于前置旋翼2的旋翼直径，后置旋翼10之间的轴距小于前置旋翼2间的轴距，并且两个后置旋翼都有10度的上反角，这样当在固定翼模式巡航只有一个后置旋翼10工作时，其推力线与过重心的中轴线的交点在飞行器重心的前面10mm处。由于上反角的存在减小了单个后置旋翼作为巡航动力时产生的偏航力矩，但由此会有一个侧力分量，该电动复合翼飞行器在正常巡航时会始终有一个1度左右的滚转角飞行来抵消该侧力分量。固定翼模式单个后置旋翼作为动力巡航时其动力系统的效率可达到70％～85％，动力系统效率较高。

本实施例还包括飞机机翼的翼梁连接结构12，如图3所示，飞机机翼的翼梁连接结构12包括中央翼翼梁26，外翼翼梁27以及连接组件28；复合材料制成的中央翼翼梁26与复合材料制成的外翼翼梁27通过钛合金或铝合金制成的连接组件28连接；铝合金制成的连接组件28与复合材料制成的中央翼翼梁26、复合材料制成的外翼翼梁27的接触面之间设有至少一层绝缘层(图中未示出)。

本实施例中，绝缘层为一层玻璃布，也可以采用其他绝缘材料制成绝缘层。由于复合材料与铝合金材料之间存在电势差问题，易导致发生电偶腐蚀现象，通过在连接组件28与中央翼翼梁26、外翼翼梁27的接触面之间设置绝缘层，解决了复合材料与铝合金材料之间的电势差问题，因而可以有效避免电偶腐蚀现象的发生，提高中央翼翼梁26与外翼翼梁27之间的连接强度，延长机翼的使用寿命。

当连接组件28由钛合金材料制成时，由于钛合金材料与复合材料之间不存在电势差的问题，因而不会发生电偶腐蚀现象，可以直接采用连接组件28连接中央翼翼梁26和外翼翼梁27即可。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种复合翼飞机，包括固定翼组件，所述固定翼组件包括机翼（1）、机身（13）、尾撑杆（11）、垂尾（18）、平尾（16）、航电系统和翼梁连接结构；所述垂尾（18）与机身（3）通过尾撑杆（11）连接，平尾（16）对称安装在垂尾（18）上方；所述翼梁连接结构（12）用于机翼与机身的连接；其特征在于，还包括转轴（8）、旋翼组件和倾转机构，所述旋翼组件包括两个前置旋翼（2）和两个后置旋翼（10），所述前置旋翼（2）和后置旋翼（10）分别通过前置旋翼电机（13）和后置旋翼电机（24）驱动，所述前置旋翼电机（13）通过前置旋翼支撑杆（29）对称固定安装在机身（3）两侧的机翼（1）上，后置旋翼电机（24）固定安装在转轴（8）的两端；所述前置旋翼（2）的旋翼平面保持水平；所述转轴（8）通过三通管件（23）安装在尾撑杆（11）的末端，所述后置旋翼（10）的旋翼平面设置10度的上反角；所述航电系统包括电源管理器和两套供电系统，一套供电系统为前置旋翼电机（13）供电，另一套供电系统为后置旋翼电机（24）供电；所述倾转机构包括倾转机构舵机（9）和连杆机构，所述倾转机构舵机（9）固定在垂尾蒙皮（25）上，连杆机构一端与舵机摇臂（20）连接，连杆机构的另一端与转轴（8）固连；所述倾转机构舵机（9）通过舵机摇臂（20）带动连杆机构驱动转轴（8）倾转，实现后两个置旋翼（10）的同步倾转；所述翼梁连接结构（12）包括：中央翼翼梁（26）、外翼翼梁（27）以及连接组件（28），所述中央翼翼梁（26）和所述外翼翼梁（27）均由复合材料制成，所述连接组件（28）由钛合金或铝合金制成；且所述中央翼翼梁（26）和所述外翼翼梁（27）均通过所述连接组件（28）连接，且所述连接组件（28）与中央翼翼梁（26）、外翼翼梁（27）之间设有至少一层绝缘层。

2.根据权利要求1所述的一种复合翼飞机，其特征在于，所述中央翼翼梁（26）包括中央翼翼梁腹板（261），位于中央翼翼梁腹板（261）宽度方向两端的中央翼翼梁上凸缘（262）和中央翼翼梁下凸缘（263），所述中央翼翼梁腹板（261）、中央翼翼梁上凸缘（262）和中央翼翼梁下凸缘（263）构成C形结构的中央翼翼梁（26）；所述外翼翼梁（27）包括外翼翼梁腹板（271），位于外翼翼梁腹板（271）宽度方向两端的外翼翼梁上凸缘（272）和外翼翼梁下凸缘（273），所述外翼翼梁腹板（271）、外翼翼梁上凸缘（272）和外翼翼梁下凸缘（273）构成C形结构的外翼翼梁（27）；所述中央翼翼梁腹板（261）和外翼翼梁腹板（271）形成夹角，且中央翼翼梁（26）的C形结构的开口和外翼翼梁（27）的C形结构的开口位于同一侧。

3.根据权利要求1所述的一种复合翼飞机，其特征在于，所述连接组件（28）包括连接中央翼翼梁上凸缘（262）与中央翼翼梁腹板（261）的中央翼上凸缘对接角盒（281），连接中央翼翼梁下凸缘（262）与中央翼翼梁腹板（261）的中央翼下凸缘对接角盒（282），连接外翼翼梁上凸缘（272）与外翼翼梁腹板（271）的外翼上凸缘对接角盒（283），以及连接外翼翼梁下凸缘（273）与外翼翼梁腹板（271）的外翼下凸缘对接角盒（34），所述中央翼上凸缘对接角盒（281）与外翼上凸缘对接角盒（283）之间、中央翼下凸缘对接角盒（282）与外翼下凸缘对接角盒（284）之间均通过紧固件连接。

4.根据权利要求1所述的一种复合翼飞机，其特征在于，所述固定翼组件还包括内侧副翼（4）、外侧副翼（5）、升降舵（6）和方向舵（7），所述内侧副翼（4）对称安装在机翼（1）内侧，外侧副翼（5）对称安装在机翼（1）外侧，所述内侧副翼（4）和外侧副翼（5）分别通过内侧副翼舵机（14）和外侧副翼舵机（15）驱动控制滚转；所述升降舵（6）和方向舵（7）分别通过升降舵舵机（17）和方向舵舵机（19）控制机翼的俯仰和偏航转动。

5.根据权利要求1所述的一种复合翼飞机，其特征在于，所述后置旋翼（10）的位于平尾（16）的下方，前置旋翼（2）的旋翼平面在机翼（1）的上方，所述后置旋翼（10）的旋翼直径小于前置旋翼（2）的旋翼直径，后置旋翼（10）之间的轴距小于前置旋翼（2）间的轴距。

6.根据权利要求1所述的一种复合翼飞机，其特征在于，该飞机的重心位置在前置旋翼（2）和后置旋翼（10）之间，前置旋翼（2）与后置旋翼（10）到飞机的重心距离之比为1：3。

7.根据权利要求1所述的一种复合翼飞机，其特征在于，所述连杆机构包括连杆（21）和轴环连杆（22）；所述舵机摇臂（20）固连在倾转机构舵机（9）上且位于垂尾（18）的一侧，轴环连杆（22）固定在转轴（8）上且与三通管件（23）接触对齐，所述舵机摇臂（20）和轴环连杆（22）平行且通过连杆（21）连接；倾转机构舵机（9）通过舵机摇臂（20）、连杆（21）和轴环连杆（22）使转轴（8）与后置旋翼（10）同步转动。

8.根据权利要求1所述的一种复合翼飞机，其特征在于，当倾转机构控制后置旋翼（10）向前倾转90度后，后置旋翼（10）的推力线与过飞机重心的中轴线在同一平面，且两线的交点在重心前方10mm处。

9.根据权利要求1所述的一种复合翼飞机，其特征在于，其特征在于，设定该复合翼飞机垂直起降和悬停时为多旋翼模式，由多旋翼到固定翼的转变过程称为过渡模式，在爬升和巡航时为固定翼模式。

10.根据权利要求9所述的一种复合翼飞机，其特征在于，在多旋翼模式下，电源管理器控制两个前置旋翼电机（13）分别驱动两个前置旋翼（2），两个后置旋翼电机（24）分别驱动两个后置旋翼（10）工作；过渡模式下，在加速时倾转机构控制两个后置旋翼（10）同步向前倾转30度，在该状态下维持飞机水平加速至失速速度；过渡模式结束后，倾转机构驱动两个后置旋翼（10）向前倾转至水平状态，飞机进入固定翼模式；固定翼模式下，在飞机处于爬升状态时，电源管理器控制两个后置旋翼（10）都工作，在飞机处于巡航状态时，电源管理器控制一个后置旋翼（10）工作。