CN111516867A - 一种多动力模式固定翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种多动力模式固定翼飞行器，包括机身、对称设置在机身两侧的左机翼和右机翼、设置在左机翼上的左副翼、设置在右机翼上的右副翼、设置在机身尾部的尾翼、以及设置在左机翼、右机翼或尾翼上的倾转发动机，倾转发动机的数量为三个或以上，倾转发动机固定在倾转翼板上，倾转翼板通过旋转电机与左机翼、右机翼或尾翼连接。本发明提供一种多动力模式固定翼飞行器，起降及在途飞行动力模式随负载变化情况可在固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式间切换，重载弹射起飞、空载垂直降落的模式尤其适用于农业植保或物流投送等野外或狭小空间高效作业。

Description

一种多动力模式固定翼飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，特别是关于一种多动力模式固定翼飞行器。

背景技术

专利201610644615.7公布了一种三浆式倾转旋翼垂直起降固定翼飞行器，该发明在机翼前缘设置了两个倾转旋翼，在机尾设置一个固定旋翼，当垂直起降时，机翼前缘的两个倾转旋翼转到垂直向上，产生主要的向上升力，机尾的固定旋翼产生部分向上升力使机身平衡，并靠绕机身轴线倾转一定角度以控制机身绕垂直轴线的回转。当平飞时，机翼前缘的两个倾转旋翼转到水平向前，产生向前拉力和速度，使机翼产生升力。

这样，该发明具有既可以垂直起降，也可像普通固定翼飞行器那样高速飞行或滑行起降的优点，但该发明也有如下缺点：三个发动机只有两个垂直起降与平飞时共用，还有一个发动机会成为固定翼动力模式飞行的累赘，平飞时后旋翼会产生气动阻力，影响航速，加大能耗。

专利CN20171133957公布了一种倾转旋翼垂直起降固定翼飞行器，包括左机翼、右机翼、机身、左前旋翼、右前旋翼、左后旋翼、右后旋翼，左前电机、右前电机、左后电机、右后电机。左机翼的前缘有一个左前倾转机构、后缘有一个左后倾转机构，通过左连接构件连接左机翼，右机翼的前缘有一个右前倾转机构，后缘有一个右后倾转机构，通过右连接构件连接右机翼。左前电机、右前电机、左后电机、右后电机分别安装在左前倾转机构、右前倾转机构、左后倾转机构、右后倾转机构上。左右机翼前缘的左前倾转机构、右前倾转机构可使所装的左前电机、右前电机的轴线从对地面平行状态向上倾转90度，左右机翼后缘的左后倾转机构、右后倾转机构可使所装的左后电机、右后电机的轴线从对地面平行状态向下倾转90度，左前旋翼、右前旋翼、左后旋翼、右后旋翼的旋向和安装方向都按平飞时推力向前配置。

垂直起降时，前后两个旋翼像扁担一样把机翼抬起，其升力的合力和机翼平飞时的升力中心十分接近，基本不需要为垂直起降增加额外的力学结构，结构可靠。其不足之处在于由于串行分布，处于后方的发动机效率下降，平飞时处于：用之无味，不用成累赘的境地。

现有垂直起降固定翼飞行器的技术方案，都将注意力放在垂直起飞，显然，只要能起飞，降落就不是问题。然而垂直起飞本身极大的制约了飞行器负载能力，资料显示：典型的多轴直升机植保机的推重比（飞行器的推重比，用海平面的最大静推力除以起飞重量得出）是运20运输机的八倍，其最大有效载荷约为自身重量的1/2，由此推算，使用同样推力的发动机，固定翼飞行器的有效载荷能力理论上可以轻松达到垂直起降飞行器的十倍，强求垂直起飞的结果是：即便全部动力装置共用，固定翼动力模式下仍然有数倍的动力富余，反过来看：用足这些动力可以极大提高飞行器的效能。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种多动力模式固定翼飞行器，起降及在途飞行动力模式随负载变化情况可在固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式间切换，重载弹射起飞、空载垂直降落的模式尤其适用于农业植保或物流投送等野外或狭小空间高效作业。

本发明的目的通过以下技术方案实现：

一种多动力模式固定翼飞行器，包括机身、对称设置在机身两侧的左机翼和右机翼、设置在左机翼上的左副翼、设置在右机翼上的右副翼、设置在机身尾部的尾翼、以及设置在左机翼、右机翼或尾翼上的倾转发动机，倾转发动机的数量为三个或以上，倾转发动机固定在倾转翼板上，倾转翼板通过旋转电机与左机翼、右机翼或尾翼连接。

优选的，旋转电机可驱使倾转翼板做90°翻转。

优选的，倾转发动机输出端为输出轴，输出轴上连接有扇叶。

优选的，具有三种动力模式，分别是固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式；多动力模式固定翼飞行器处于固定翼动力模式时，输出轴与机身所在轴线平行；多动力模式固定翼飞行器处于直升机动力模式时，输出轴与机身所在轴线垂直；多动力模式固定翼飞行器处于混合动力模式时，输出轴与机身所在轴线相交且夹角为锐角。

优选的，能以直升机动力模式进行直升起飞和直升降落、或以固定翼动力模式进行滑跑起飞和滑跑降落、或以混合动力模式进行滑跑起飞和滑跑降落；直升起飞及降落的最大载重量小于固定翼动力模式进行滑跑起飞及降落的最大载重量，也小于混合动力模式进行滑跑起飞及降落的最大载重量，且推重比大于1，固定翼动力模式进行滑跑起飞及降落的推重比小于1。

优选的，机身底部设置有拖曳挂钩，多动力模式固定翼飞行器可与弹射器配合工作，弹射器与拖曳挂钩配合可实现多动力模式固定翼飞行器以固定翼动力模式或混合动力模式进行的弹射起飞。

优选的，机身上设置有载荷舱，载荷舱内设置有测量载重的称重传感器。

优选的，倾转发动机的数量为奇数时，倾转发动机中的一个设置在尾部，其余倾转发动机对称设置在左机翼、右机翼上。

优选的，倾转发动机的数量为偶数时，偶数个倾转发动机对称设置在左机翼、右机翼上。

优选的，在所述飞行器机身开设与中轴线对称的上下贯穿的负载舱，负载舱上方设有方便装载的负载舱上盖；负载舱底部设有两扇负载舱门，所述负载舱门包含门板和承载板，当舱门关闭时构成负载舱的底部支撑，负载的重量及其分布由压力传感器检测，所述压力传感器位于舱门板与承载板之间，每扇舱门有三个或三个以上传感器，所述舱门设有可遥控或程序控制的锁定及脱扣装置。

优选的，在机身下方设有负载舱，负载舱内设有挂架，负载舱内的挂架支撑结构处设有用于感知负载重量的传感器，传感器的优选数量是三个，为了方便任务模块的搭载和释放，挂架中心设有可遥控或程序控制的锁定及脱扣装置。

一种多动力模式固定翼飞行器运作系统，包含用于飞行器起飞的弹射装置和至少一台多动力模式固定翼飞行器，还包含用于接收来自所述固定翼飞行器空投物资的缓冲网。

本发明相较于现有技术的有益效果是：

本发明的多动力模式固定翼飞行器，满载状态按推重比小于1的固定翼动力模式起降，该飞行器带有与弹射装置相搭接的拖曳挂钩，拖曳挂钩使飞行器在弹射加速过程中接收来自弹射器的弹射力，当飞行器速度大于弹射器速度时，拖曳挂钩自动脱开；空载状态按垂直模式降落，由倾转发动机提供大于1且足以支持垂直起降的推重比，倾转发动机处于垂直动力状态时，飞行器的重心位置、动力分布及配比，调整至满足垂直起降的需求。起降及在途飞行动力模式随负载变化情况可在固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式间切换，重载弹射起飞、空载垂直降落的模式尤其适用于农业植保或物流投送等野外或狭小空间高效作业。

附图说明

图1为本发明实施例1中多动力模式固定翼飞行器固定翼动力模式的俯视图。

图2为本发明实施例1中多动力模式固定翼飞行器固定翼动力模式的侧视图。

图3为本发明实施例1中多动力模式固定翼飞行器直升机动力模式的俯视图。

图4为本发明实施例1中多动力模式固定翼飞行器直升机动力模式的侧视图。

图5为本发明实施例2中多动力模式固定翼飞行器固定翼动力模式的俯视图。

图6为本发明实施例2中多动力模式固定翼飞行器直升机动力模式的俯视图。

图7为本发明实施例3中多动力模式固定翼飞行器的仰视图。

图8为本发明实施例3中多动力模式固定翼飞行器的侧视图。

图9为本发明实施例3中多动力模式固定翼飞行器三种动力模式的切换示意图。

图10为本发明实施例3中多动力模式固定翼飞行器的内部结构示意图。

图11为本发明实施例3中多动力模式固定翼飞行器的弹射起步示意图。

具体实施方式

为了便于本领域技术人员理解，下面将结合具体实施例及附图对本发明作进一步详细描述。

请参考图1-4，本发明实施例1包括：

一种多动力模式固定翼飞行器，包括机身11、对称设置在机身11两侧的左机翼12和右机翼13、设置在左机翼12上的左副翼14、设置在右机翼13上的右副翼15、设置在机身11尾部的尾翼16、以及设置在左机翼12、右机翼13或尾翼16上的倾转发动机17，倾转发动机17的数量为4个，4个倾转发动机17对称设置在左机翼12、右机翼13上，左机翼12前后各一个倾转发动机，右机翼13亦前后各一个倾转发动机，对称分布的4个倾转发动机能够保证飞行器的平衡。倾转发动机17固定在倾转翼板上，倾转翼板通过旋转电机与左机翼12、右机翼13或尾翼16连接。倾转发动机17输出端为输出轴18，输出轴18上连接有扇叶19。旋转电机可驱使倾转翼板做90°翻转，从而改变倾转发动机的输出轴方向。

飞行器具有三种动力模式，分别是固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式；当飞行器处于固定翼动力模式时，输出轴18与机身11所在轴线平行；当飞行器处于直升机动力模式时，输出轴18与机身11所在轴线垂直；当飞行器处于混合动力模式时，输出轴18与机身11所在轴线相交且夹角为锐角。飞行器能以直升机动力模式进行直升起飞和直升降落、或以固定翼动力模式进行滑跑起飞和滑跑降落、或以混合动力模式进行半直升起飞和半直升降落，直升起飞和半直升起飞的载重量均小于滑跑起飞的载重量，直升降落和半直飞降落的载重量均小于滑跑降落的载重量。

机身11底部设置有拖曳挂钩，多动力模式固定翼飞行器可与弹射器配合工作，弹射器与拖曳挂钩配合可实现多动力模式固定翼飞行器以固定翼动力模式进行的弹射起飞。拖曳挂钩在弹射加速过程中，向飞行器传递来自弹射器牵引机构的弹射力，当飞行器速度大于弹射器牵引机构速度时，该挂钩自动与牵引机构脱开，所述弹射器可以是如专利CN201910050845.4所描述的直线动力装置等外部装置。

机身11上设置有载荷舱，载荷舱内设置有测量载重的称重传感器。当可90度倾转的倾转发动机转动到水平方向时，倾转发动机的壳体与左机翼、右机翼或尾翼流线型融合，呈现固定翼飞行器应有的流体力学形状；当所有倾转发动机朝向同一方向，飞行器转向协同倾转，4个倾转发动机可为飞行器提供方向一致的动力；飞行器具有三种动力模式：固定翼动力模式、直升机动力模式和介于二者之间的混合动力模式。

直升机动力模式的控制方法：倾转发动机的动力方向始终垂直于飞行器底面，通过调整不同位置的倾转发动机的出力配比和扭矩配比控制飞行器姿态及朝向，通过调整倾转发动机的总出力控制飞行器的升降及升降速度。

固定翼动力模式的控制方法：倾转发动机的动力方向始终朝向飞行器前方且平行于飞行器底面，通过控制左副翼和右副翼的收放调整飞行器横滚姿态；通过调整尾翼的转动角度，调整飞行器的俯仰；通过调整机体两侧倾转发动机的出力可以调整飞行器的转向。

飞行器可根据需要，在固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式间选择、转换，介于固定翼动力模式与直升机动力模式之间的混合动力模式是：发动机的动力方向与飞行器底面的夹角介于0度到90度之间，且不与地面垂直，飞行器底面与水平面平行或近似平行，控制方法采用直升机和固定翼双模式共同控制。

混合动力模式一种可行控制方法是垂直模式起降模式和固定翼动力模式的各自相关机构对同一指令的反应程度，随发动机的倾转角度变化而变化，二者的权重此消彼长，平滑过渡。

具体实施时，根据实际的载重需要，飞行器既可以设计成载重较小的垂直起降式，也可以设计成载重较大的滑跑起降式，滑跑起降式能以推重比小于1的固定翼飞行器来设计重载量，鉴于大载重量飞行器具有更高的经济价值，滑跑起降式飞行器为更优选方案。滑跑起降式飞行器的空载设计为，飞行器的倾转发动机可以提供大于1且足以支持垂直起降的推重比，在垂直动力姿态下，飞行器的重心位置及及动力分布及配比，满足垂直起降的需求；不同重量的飞行器对应有一个分界值，该分界值可指导飞行器起降模式的选择。

当载荷大于该分界值则此时飞行器状态定义为重载，飞行器在重载状态下不得选用直升机动力模式，对于重载状态下的起飞方式本发明与传统固定翼相比，除了常规的跑道起飞、弹射起飞之外，多了一个混合动力模式选择，可用于短跑道起降，因为混合动力模式提供的垂直分力可以抵减固定翼为产生这部分升力需要的速度，优选的方法是以固定翼动力模式加速到一定速度转混合动力模式脱离地面。

当载荷小于该分界值则此时飞行器状态定义为轻载，飞行器在所有飞行阶段可以选用直升机动力模式、固定翼动力模式、混合动力模式以及演化出的各种悬停、飘飞、侧飞、倒飞模式。

本发明实施例中，载重按固定翼设计的重要实用意义在于：增加弹射器等外部装置，组成系统，以固定翼弹射起飞、固定翼在途飞行及工作，空载后垂直降落作为工作模式，以弹射器解决重载起飞，以垂直降落解决卸载后的飞行器降落，适用于农业植保，物资空投；在系统中加入用于接收飞行器空投的物资的缓冲装置，可以适用于大部分应用场景，摆脱固定翼飞行器降落对跑道的依赖。

综上：以飞行器底面为参考面，本发明之多动力模式固定翼飞行器，按发动机的动力方向可分为：1、固定翼或称水平动力模式；2、直升机或称垂直动力模式；3、混合或称倾斜动力模式。不同的动力模式有相对独立的控制方法，根据飞行器的负载情况必有至少一种可选的动力模式及控制方法可用。忽略负载的情况下，有意义的飞行效果按运动形式分：固定翼动力模式下的行进上升、平飞、行进下降；垂直动力模式下：垂直上升、垂直下降、行进上升、平飞、行进下降、悬停、侧飞、倒飞；混合动力模式下的：短距离跑道降落、垂直上升、垂直下降、行进上升、平飞、行进下降、悬停、侧飞、倒飞；固定翼与混合动力模式组合接力：短距离跑道起飞。

这些运动形式的组合为应用提供了机动能力的保障，为此还需要控制方法的保障。以下是部分飞行器构成、控制方法或应用系统的实施例。

飞行器借助弹射器起飞，弹射时飞行器处于固定翼动力模式。飞行器借助弹射器起飞，较优的实施例是：弹射时飞行器处于混合动力模式。

当飞行器满足垂直起降条件时，从起飞到降落的全过程，可在上述三种模式间任意选择、任意转换。

完成起飞后飞行器转入或继续保持固定翼动力模式飞行。完成起飞后飞行器转入或继续保持混合动力模式飞行

完成在途飞行后，如果判断飞行器满足垂直起降要求，飞行器可以任何模式降落，通过传感器自动判断是较好的选择。完成在途飞行后，飞行器不能满足垂直起降要求，可选择抛除负载后垂直降落，也可以用混合动力模式或固定翼动力模式利用跑道降落。

发动机的动力方向与飞行器底面的夹角小于90度，但与地面垂直或近似垂直，飞行器悬停或飘飞，控制采用直升机动力模式控制。

具体布局上，考虑到多动力模式固定翼飞行器前部较重，至少有两个位于飞行器前部的倾转发动机，在本实施例中，飞行器前部左右两侧各有一个倾转发动机；飞行器后部至少有一台发动机，在本实施例中，飞行器后部左右两侧各有一个倾转发动机。

飞行器的整体形状为宽展的翼状升力体，其前部的两个倾转发动机位于机身前部的两侧。左右机翼上的左右副翼用于控制飞行器横滚。左右机翼上左右副翼的内侧位置上设置有两个傾转发动机，通过板肋结构与左右机翼连接。

飞行器各部分结构通过各自边缘的榫槽结构扣接，各自的连接面与榫槽结构呈楔形夹角，且相互平行所有需要连接的管、线如：燃油、液压、电等接口对应分布在两个平行面上，当安装时，随着发动机沿榫槽滑到工作位并锁紧时两个相互平行的连接面压合在一起，所有的接口实现联通，目的是方便拆卸、维护和安装。

与飞行器配套的外部结构，包含缓冲装置、空间定位装置及计算模块，缓冲装置用于接收来自多动力模式固定翼飞行器空投的物资，缓冲装置可以是气垫或张开的网或布；缓冲接收机构与飞行器之间通过空间定位技术获得相对高度和相对速度数据通过系统中的计算模块计算投放时机，控制飞行器实施自动投放。

缓冲接收机构与飞行器之间的空间定位技术装置可以是地面雷达，也可以是机载雷达；还可以是空地信息交互定位装置或卫星定位装置，数据处理及计算模块可以是机载模块，也可以是与飞行器建立了数据连接的地面计算机或服务器或云服务器。

用于飞行器起飞的弹射装置安装在用于运载飞行器的机动车辆上，使用与机动车相同的能源，甚至相同的动力源。

在其他实施例中，在机身底部设有载荷舱或挂架，载荷舱内或挂架处设有能源接口，用于增加航程。

在其他实施例中，在机身底部设有载荷舱或挂架，载荷舱内或挂架处设有用于感知负载重量的传感器，用于飞行器根据自身载荷变化选择合适的动力模式。

本实施例飞行器起降及在途飞行动力模式随负载变化情况可在固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式间切换，重载弹射起飞、空载垂直降落的模式尤其适用于农业植保或物流投送等野外或狭小空间高效作业。一个典型场景是：满载农药的“固定翼”植保机或满载的用于物流运输的“固定翼”飞行器，由弹射器弹射起飞，以固定翼动力模式飞行，推重比：0.25~0.5，其任务是喷洒农药或空投物资，完成任务的飞行器处于可选择垂直起降模式的空载或轻载状态，推重比：2，随后飞往降落地点以直升机动力模式垂直降落。估算结果：喷洒的农药或运货重量是飞行器自重的3~7倍!，尽管，与直升机相比增加了弹射器，但因其效能比肩固定翼不妨与固定翼比较，而与固定翼飞行器可靠降落需要的跑道相比，弹射器在成本和机动性方面都有显著优势。

请参考图5-6，本发明实施例2包括：

一种多动力模式固定翼飞行器，包括机身21、对称设置在机身21两侧的左机翼22和右机翼23、设置在左机翼22上的左副翼24、设置在右机翼23上的右副翼25、设置在机身21尾部的尾翼26、以及设置在左机翼22、右机翼23或尾翼26上的倾转发动机27，倾转发动机27的数量为3个，倾转发动机27固定在倾转翼板上，倾转翼板通过旋转电机与左机翼22、右机翼23或尾翼26连接。旋转电机可驱使倾转翼板做90°翻转。倾转发动机27输出端为输出轴28，输出轴28上连接有扇叶29。具有三种动力模式，分别是固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式；多动力模式固定翼飞行器处于固定翼动力模式时，输出轴28与机身21所在轴线平行；多动力模式固定翼飞行器处于直升机动力模式时，输出轴28与机身21所在轴线垂直；多动力模式固定翼飞行器处于混合动力模式时，输出轴28与机身21所在轴线相交且夹角为锐角。

能以直升机动力模式进行直升起飞和直升降落、或以固定翼动力模式进行滑跑起飞和滑跑降落、或以混合动力模式进行半直升起飞和半直升降落，直升起飞和半直升起飞的载重量均小于滑跑起飞的载重量，直升降落和半直飞降落的载重量均小于滑跑降落的载重量。机身21底部设置有拖曳挂钩，多动力模式固定翼飞行器可与弹射器配合工作，弹射器与拖曳挂钩配合可实现多动力模式固定翼飞行器以固定翼动力模式进行的弹射起飞。机身21上设置有载荷舱，载荷舱内设置有测量载重的称重传感器。

3个倾转发动机27中的一个设置在尾翼26上，剩余的2个倾转发动机27对称设置在左机翼22、右机翼23上。

请参考图7-11，本发明实施例3包括：

一种多动力模式固定翼飞行器，包括机身31、对称设置在机身31两侧的左机翼32和右机翼33、设置在左机翼32上的左副翼34、设置在右机翼33上的右副翼35、设置在机身31尾部的尾翼36、以及设置在左机翼32、右机翼33或尾翼36上的倾转发动机37，倾转发动机37的数量为4个，4个倾转发动机37对称设置在左机翼32、右机翼33上，左机翼32前后各一个倾转发动机，右机翼33亦前后各一个倾转发动机，对称分布的4个倾转发动机能够保证飞行器的平衡。倾转发动机37固定在倾转翼板上，倾转翼板通过旋转电机与左机翼32、右机翼33或尾翼36连接。倾转发动机37输出端为输出轴38，输出轴38上连接有扇叶39。旋转电机可驱使倾转翼板做90°翻转，从而改变倾转发动机的输出轴方向。

飞行器具有三种动力模式，分别是固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式；当飞行器处于固定翼动力模式时，输出轴38与机身31所在轴线平行；当飞行器处于直升机动力模式时，输出轴38与机身31所在轴线垂直；当飞行器处于混合动力模式时，输出轴38与机身31所在轴线相交且夹角为锐角。飞行器能以直升机动力模式进行直升起飞和直升降落、或以固定翼动力模式进行滑跑起飞和滑跑降落、或以混合动力模式进行半直升起飞和半直升降落，直升起飞和半直升起飞的载重量均小于滑跑起飞的载重量，直升降落和半直飞降落的载重量均小于滑跑降落的载重量。

机身31底部设置有拖曳挂钩318，多动力模式固定翼飞行器可与弹射器配合工作，弹射器与拖曳挂钩配合可实现多动力模式固定翼飞行器以固定翼动力模式进行的弹射起飞。拖曳挂钩在弹射加速过程中，向飞行器传递来自弹射器牵引机构的弹射力，当飞行器速度大于弹射器牵引机构速度时，该挂钩自动与牵引机构脱开，所述弹射器可以是如专利CN203930050845.4所描述的直线动力装置等外部装置。弹射器具有气缸高压区319、气缸活塞区320、常温区321，气缸活塞区320上连接有牵引机构322，牵引机构挂在拖曳挂钩318处。

机身31上设置有设备舱312、载荷舱313、能源舱314，载荷舱313内设置有测量载重的称重传感器316，载荷舱313底部装有挂架310，挂架310通过其上的锁舌311悬挂负载317，能源舱314可装载额外能源，提高续航，能源舱314内能源接到能源接口315上。当可90度倾转的倾转发动机转动到水平方向时，倾转发动机的壳体与左机翼、右机翼或尾翼流线型融合，呈现固定翼飞行器应有的流体力学形状；当所有倾转发动机朝向同一方向，飞行器转向协同倾转，4个倾转发动机可为飞行器提供方向一致的动力；飞行器具有三种动力模式：固定翼动力模式、直升机动力模式和介于二者之间的混合动力模式。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语诸如 “上”、“下”、“前”、“后”、 “左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“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或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

虽然对本发明的描述是结合以上具体实施例进行的，但是，熟悉本技术领域的人员能够根据上述的内容进行许多替换、修改和变化、是显而易见的。因此，所有这样的替代、改进和变化都包括在附后的权利要求的精神和范围内。

Claims (10)

1.一种多动力模式固定翼飞行器，其特征在于，包括机身、对称设置在机身两侧的左机翼和右机翼、设置在左机翼上的左副翼、设置在右机翼上的右副翼、设置在机身尾部的尾翼、以及设置在左机翼、右机翼或尾翼上的倾转发动机，所述倾转发动机的数量为三个或以上，所述倾转发动机固定在倾转翼板上，所述倾转翼板通过旋转电机与左机翼、右机翼或尾翼连接。

2.根据权利要求1所述的多动力模式固定翼飞行器，其特征在于，所述旋转电机可驱使倾转翼板做90°翻转。

3.根据权利要求2所述的多动力模式固定翼飞行器，其特征在于，具有三种动力模式，分别是固定翼动力模式、直升机动力模式和混合动力模式；多动力模式固定翼飞行器处于固定翼动力模式时，所述倾转发动机输出端为输出轴，所述输出轴上连接有扇叶，所述输出轴与机身所在轴线平行；多动力模式固定翼飞行器处于直升机动力模式时，所述输出轴与机身所在轴线垂直；多动力模式固定翼飞行器处于混合动力模式时，所述输出轴与机身所在轴线相交且夹角为锐角。

4.根据权利要求3所述的多动力模式固定翼飞行器，其特征在于，能以直升机动力模式进行直升起飞和直升降落、或以固定翼动力模式进行滑跑起飞和滑跑降落、或以混合动力模式进行滑跑起飞和滑跑降落；直升起飞及降落的最大载重量小于固定翼动力模式进行滑跑起飞及降落的最大载重量，也小于混合动力模式进行滑跑起飞及降落的最大载重量，且推重比大于1，固定翼动力模式进行滑跑起飞及降落的推重比小于1。

5.根据权利要求4所述的多动力模式固定翼飞行器，其特征在于，所述机身底部设置有拖曳挂钩，所述多动力模式固定翼飞行器可与弹射器配合工作，所述弹射器与所述拖曳挂钩配合可实现多动力模式固定翼飞行器以固定翼动力模式或混合动力模式进行的弹射起飞。

6.根据权利要求1所述的多动力模式固定翼飞行器，其特征在于，所述机身上设置有载荷舱，所述载荷舱内设置有测量载重的称重传感器。

7.根据权利要求1所述的多动力模式固定翼飞行器，其特征在于，所述倾转发动机的数量为奇数时，倾转发动机中的一个设置在尾部，其余倾转发动机对称设置在左机翼、右机翼上。

8.根据权利要求7所述多动力模式固定翼飞行器，其特征在于：在所述飞行器机身开设与中轴线对称的上下贯穿的负载舱，负载舱上方设有方便装载的负载舱上盖；负载舱底部设有两扇负载舱门，所述负载舱门包含门板和承载板，当舱门关闭时构成负载舱的底部支撑，负载的重量及其分布由压力传感器检测，所述压力传感器位于舱门板与承载板之间，每扇舱门有三个或三个以上传感器，所述舱门设有可遥控或程序控制的锁定及脱扣装置。

9.根据权利要求8所述多动力模式固定翼飞行器，其特征在于：在机身下方设有负载舱，负载舱内设有挂架，负载舱内的挂架支撑结构处设有用于感知负载重量的传感器，传感器的优选数量是三个，为了方便任务模块的搭载和释放，挂架中心设有可遥控或程序控制的锁定及脱扣装置。

10.一种多动力模式固定翼飞行器运作系统，其特征在于：包含用于飞行器起飞的弹射装置和至少一台多动力模式固定翼飞行器，还包含用于接收来自所述固定翼飞行器空投物资的缓冲网。

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