CN113104195B - 一种双涵道复合翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种，属于飞行器技术领域。本发明在机身两侧设计了可以折叠的机翼，在机身头部和尾部分别设置一套涵道装置，涵道装置可以在垂直面进行旋转，涵道装置中的四组舵面为叶栅式舵面，其中两组与在水平面垂直于机身轴线的Y轴平行，且可绕Y轴偏转，另外两组与在垂直面垂直于机身轴线的Z轴平行，且可绕Z轴偏转，四组舵面均可机身轴线X轴顺时针和逆时针旋转。机翼折叠时，位于机身内部。机身中部的上表面和下表面分别设置曲面导流面，减小对机身中部的阻力。通过调整四组舵面的偏转，实现飞行器升降、舵向改变。本发明结构简单，可实现飞行器垂直起降、可悬停，可高速水平飞行。

Description

一种双涵道复合翼飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种双涵道复合翼飞行器。

背景技术

众所周知，飞行器有两个大分支，分别是固定翼飞行器和旋翼飞行器。飞机属于第一个分支，可以高速水平飞行，但需要跑道才能起降。这意味着飞机不能在空中悬停，也不能垂直起飞或降落。同时，直升机属于第二个分支。尽管它可以垂直起飞或降落并能够悬停在空中，但与飞机相比，水平飞行速度的局限性成为了它很难完成远程任务的真正缺陷。

中国专利申请文献CN109263885A中，公开了一种涵道螺旋桨飞行器，包括：机架、涵道共轴双螺旋桨、涵道螺旋桨、涵道本体、动力系统、控制系统；机架分为上层机架和下层机架，上层机架和下层机架均为十字型，上层机架和下层机架共轴，且在十字型的交叉处均设有支撑板，下层机架的尺寸大于上层机架，且上册机架和下层机架是通过固定件连接；涵道共轴双螺旋桨包括上层螺旋桨和下层螺旋桨，均设置在支撑板上；涵道螺旋桨包括前螺旋桨、后螺旋桨、左螺旋桨和右螺旋桨，涵道螺旋桨均设置于下层机架上；涵道本体为圆筒形，涵道本体设置于下层机架上，涵道共轴双螺旋桨设置于所述涵道内；动力系统与控制系统相连，从而控制飞行器的飞行。该飞行器整体由4旋翼外加一套共轴式的中心推力螺旋桨的5旋翼飞行器，它的垂直起降与悬停的姿态稳定控制完全依赖于4个涵道外的旋翼进行的差速控制，这使得该飞行器需要多套螺旋桨和电机系统才能实现垂直起降与悬停，从而增加了结构的复杂性，降低了飞行器的有效载重。由于该飞行器没有固定翼结构，因此其也不具备高速水平飞行的模式，最大飞行速度也只能达到四旋翼或者六旋翼的平飞速度。

现有技术至少存在以下不足：

1.无法同时满足既适用于垂直起降、悬停，也可用于高速水平飞行。

2.上述技术方案虽能实现既适用于垂直起降、悬停，但没有固定翼，最大飞行速度也低，且螺旋桨数较多，飞行器的有效载重低。

发明内容

本发明的目的是在尽可能大地提供飞行器有效载重的前提下，提供一种不仅可以像直升机一样无需跑道进行垂直起降，并且悬停在空中进行低速的前后左右飞行，同时还可以像飞机一样进行高速的水平飞行的飞行器。本发明在机身两侧设计了可以折叠的机翼，在机身头部和尾部分别设置一套涵道装置，涵道装置可以在垂直面进行旋转，涵道装置中的四组舵面为叶栅式舵面，其中两组与在水平面垂直于机身轴线的Y轴平行，且可绕Y轴偏转，另外两组与在垂直面垂直于机身轴线的Z轴平行，且可绕Z轴偏转，四组舵面均可机身轴线X轴顺时针和逆时针旋转。机翼折叠时，位于机身内部。机身中部的上表面和下表面分别设置曲面导流面，减小对机身中部的阻力。通过调整四组舵面的偏转，实现飞行器升降、舵向改变。本发明结构简单，可实现飞行器垂直起降、可悬停，可高速水平飞行。

本发明提供了一种双涵道复合翼飞行器，包括：机体装置和两套涵道装置；

所述机体装置包括机身和两个机翼；

所述机翼可折叠，也可张开，两个所述机翼分别位于机身的两侧；

所述机身头部横截面呈三角形，所述机身中部的横截面呈长方形，所述机身尾部的横截面具有开口，开口端向远离机身的方向；

在所述机身中部的上表面和下表面分别设有上导流面和下导流面；

所述上导流面和所述下导流面为曲面；

两套涵道装置分别设置在机身头部和机身尾部；所述涵道装置与机身连接；

所述涵道装置可在垂直方向旋转；

所述涵道装置包括：螺旋桨风扇、四组舵面和涵道壁；

所述螺旋桨风扇固定在所述涵道装置的顶部；所述舵面固定在所述涵道装置的底部；

所述涵道壁呈圆筒状，所述螺旋桨风扇的轴线与所述涵道装置的中心轴线重合，四组舵面呈十字交叉摆放，四组舵面的中心点位于所述涵道装置的中心轴线上。

优选地，设置在机身尾部的涵道装置安装在机身尾部的所述开口处。

优选地，每组所述舵面为叶栅式舵面，设机身轴线为X轴，在水平面与X轴垂直方向为Y轴，在垂直面与X轴向下垂直方向为Z轴，每组舵面包括两个与Y轴平行的舵面，第一舵面和第三舵面，和两个与Z轴平行的舵面，第二舵面和第四舵面，第一舵面和第三舵面可以绕Y轴偏转，第二舵面和第四舵面可以绕Z轴偏转，第一舵面、第二舵面、第三舵面和第四舵面均可绕X轴顺时针和逆时针旋转。

优选地，所述机翼根部后缘处设有第一通孔，所述涵道装置的涵道壁外侧设有第二通孔，所述机身内设有固定杆，所述固定杆可以插入机翼根部后缘处的第一通孔和涵道壁外侧的第二通孔。

优选地，所述机翼根部前缘处设有第一转轴，所述机翼通过所述第一转轴与机身连接。

优选地，所述涵道装置的涵道壁外侧设置有对称的两个第二转轴，所述涵道装置通过所述第二转轴与机身连接。

优选地，机翼根部前缘处的所述第一转轴与机身内部的伺服舵机同轴连接，所述涵道装置通过涵道壁外侧的所述第二转轴与机身内部的伺服舵机同轴连接。

优选地，螺旋桨风扇通过连接杆固定在涵道装置的顶部，所述连接杆的轴线与所述涵道装置的涵道壁外侧的两个转轴的连线垂直。

优选地，所述机翼张开时，张角θ的范围为0-60度，所述机翼折叠时，机翼主体位于机身内部。

优选地，所述机翼为板状，横截面为长方形，机翼的中部比两个长侧边厚。

与现有技术相对比，本发明的有益效果如下：

(1)本发明中，机翼可以展开也可以折叠，不仅适用于垂直起降，悬停，也可用于高速水平飞行。

(2)本发明中，设置两套涵道装置，固定翼飞行模式时，位于机体尾部的涵道装置已经从之前垂直于机体的方向旋转成了平行于机体的方向，这样就能产生向前的推力使得飞行器进入高速水平飞行的模式；进入高速模式时，倾转的涵道装置还可以是位于机体头部的涵道风扇，而位于机体尾部的涵道装置仍然保持垂直，这种模式下，飞行器同样能进行高速水平飞行。

(3)本发明中，设置两套涵道装置，当飞行器进入水平飞行模式时，两套涵道装置中的任意一套发动机如果发生故障停止工作，飞行器仍然能在剩下的一套涵道装置工作的情况下实现平稳的水平飞行，这样就能以固定翼的飞行模式找到适当的场所进行滑行降落。这样方案不仅大大的提高了飞行器的动力冗余安全，同时也降低了飞行器的事故率。

(4)本发明涵道装置中，安装于涵道装置顶部的螺旋桨风扇转动时，位于涵道装置底部的舵面完全浸没在螺旋桨风扇转动产生的垂直向下的高速气流中，通过伺服舵机控制舵面，使舵面绕与涵道壁连接的旋转轴旋转，从而让舵面与垂直向下的气流产生夹角，在8组舵面上产生足够的力和力矩，实现对飞行器的前后左右飞行控制。

(5)本发明在机身中部上下表面设计有曲面导流面，在增速模式时，飞行器将两个涵道装置都倾转到水平位置，以能提供更大的前飞推力，大大提升水平飞行速度，此时飞行器的涵道装置倾转到水平位置时，从涵道装置底部喷射出的高速气流会作用在机身中部位置，这样就会产生很大阻力，通过涵道喷射出的高速气流可以沿着机身中部设计的曲面导流面表面快速通过，不仅能大大减小机身中部处的阻力，同时还能增加升力。

(6)本发明中，对两组舵面同时进行绕Y轴的上下偏转，实现飞行器绕机身Y轴的俯仰爬升控制；对另外两组舵面进行绕Z轴的左右偏转，实现飞行器绕Z轴的航向偏转控制；将四组舵面同时进行顺时针或者逆时针的朝向偏转，实现飞行器绕机身X轴的滚转控制；这样通过对四组舵面的控制实现升降、航向及滚转，无需在一对机翼上安装副翼机构，结构更简单。

附图说明

图1是本发明的一个实施例在旋翼飞行模式时的俯视图；

图2是本发明的一个实施例在旋翼飞行模式时的仰视图；

图3是本发明的一个实施例在固定翼飞行模式时的仰视图；

图4是本发明的一个实施例在固定翼飞行模式时的立体图；

图5是本发明一个实施例在固定翼飞行模式时的立体图，该实施例中飞行器进入高速模式，位于机身头部的涵道装置倾转到水平位置，位于机身尾部的涵道装置保持垂直；

图6是本发明一个实施例在固定翼飞行模式时的又一立体图，该实施例中飞行器进入高速模式，位于机身头部的涵道装置倾转到水平位置，位于机身尾部的涵道装置保持垂直；

图7是本发明一个实施例在固定翼飞行模式时的立体图，该实施例中飞行器进入增速模式，位于机身头部和尾部的涵道装置都倾转到水平位置；

图8是本发明一个实施例在固定翼飞行模式时的又一立体图，该实施例中飞行器进入增速模式，位于机身头部和尾部的涵道装置都倾转到水平位置；

图9是本发明一个实施例在固定翼飞行模式时的剖视图；

图10是图9中沿A-A向的剖视图；

图11是本发明一个实施例在固定翼飞行模式时的一个立体图，其中，X轴为机身轴线，Y轴在水平面与X轴垂直，Z在垂直面与X轴垂直；

图12是本发明的一个实施例在固定翼飞行模式时的一个侧视图；

图13是本发明的一个实施例的涵道壁及连接杆的组合立体图；

图14是本发明的一个实施例的涵道壁及连接杆的组合正视图；

图15是本发明的一个实施例的机翼的正视图；

图16是本发明的一个实施例的机翼的立体图；

图17是本发明的一个实施例的四组舵面的俯视图，用于体现四组舵面的位置；

图18是本发明的一个实施例的四组舵面的立体图；

图19是本发明的一个实施例的机翼折叠后的位置局部放大图。

附图中标记的具体含义如下：

1-1、机身；1-2、机身头部的涵道装置；1-3；机身尾部的涵道装置；1-4、机翼；1-5、螺旋桨风扇；1-6、舵面；1-7、上导流面；1-8、下导流面；2-3、机翼折叠位置；2-4、机翼张开位置；5-3、机身中部；6-1、第一舵面；6-2、第二舵面；6-3、第三舵面；6-4、第四舵面；7-1、涵道壁外侧的第二转轴；7-2、第一通孔；7-3、涵道壁；8-1、机翼根部前缘处的第一转轴；8-2；第二通孔。

具体实施方式

下面结合附图1-19，对本发明的具体实施方式作详细的说明。

本发明提供了一种双涵道复合翼飞行器，包括：机体装置和两套涵道装置；

所述机体装置包括机身1-1和两个机翼1-4；

所述机翼可折叠，也可张开，两个所述机翼分别位于机身的两侧；

所述机身头部横截面呈三角形，所述机身中部5-3的横截面呈长方形，所述机身尾部的横截面具有开口，开口端向远离机身的方向；

在所述机身中部5-3的上表面和下表面分别设有上导流面1-7和下导流面1-8；

所述上导流面1-7和所述下导流面1-8为曲面；

两套涵道装置分别设置在机身头部和机身尾部；所述涵道装置与机身1-1连接；

所述涵道装置可在垂直方向旋转；

所述涵道装置包括：螺旋桨风扇1-5、四组舵面1-6和涵道壁7-3；

所述螺旋桨风扇1-5固定在所述涵道装置的顶部；所述舵面1-6固定在所述涵道装置的底部；

所述涵道壁7-3呈圆筒状，所述螺旋桨风扇1-5的轴线与所述涵道装置的中心轴线重合，四组舵面1-6呈十字交叉摆放，四组舵面1-6的中心点位于所述涵道装置的中心轴线上。

作为优选实施方式，设置在机身尾部的涵道装置1-3安装在机身尾部的所述开口处。

作为优选实施方式，每组所述舵面为叶栅式舵面，设机身轴线为X轴，在水平面与X轴垂直方向为Y轴，在垂直面与X轴向下垂直方向为Z轴，每组舵面包括两个与Y轴平行的舵面，第一舵面6-1和第三舵面6-3，和两个与Z轴平行的舵面，第二舵面6-2和第四舵面6-4，第一舵面6-1和第三舵面6-3可以绕Y轴偏转，第二舵面6-2和第四舵面6-4可以绕Z轴偏转，第一舵面6-1、第二舵面6-2、第三舵面6-3和第四舵面6-4均可绕X轴顺时针和逆时针旋转。

作为优选实施方式，所述机翼1-1根部后缘处设有第一通孔7-2，所述涵道装置的涵道壁7-3外侧设有第二通孔8-2，所述机身1-1内设有固定杆，所述固定杆可以插入机翼根部后缘处的第一通孔7-2和涵道壁外侧的第二通孔8-2。

作为优选实施方式，所述机翼1-1根部前缘处设有第一转轴8-1，所述机翼通过所述第一转轴与机身连接。

作为优选实施方式，所述涵道装置的涵道壁外侧设置有对称的两个第二转轴7-1，所述涵道装置通过所述第二转轴7-1与机身连接。

作为优选实施方式，机翼根部前缘处的所述第一转轴8-1与机身内部的伺服舵机同轴连接，所述涵道装置通过涵道壁外侧的所述第二转轴7-1与机身内部的伺服舵机同轴连接。

作为优选实施方式，螺旋桨风扇1-5通过连接杆固定在涵道装置的顶部，所述连接杆的轴线与所述涵道装置的涵道壁外侧的两个转轴的连线垂直。

作为优选实施方式，所述机翼1-4张开时，张角θ的范围为0-60度，所述机翼折叠时，机翼主体位于机身内部。

作为优选实施方式，所述机翼1-4为板状，横截面为长方形，机翼的中部比两个长侧边厚。

下面对本发明的工作原理进行详细说明：

根据本发明的一个具体实施方案，如图1-2所示中，飞行器处于旋翼飞行模式；飞行器的一对机翼是折叠在机身内部的，这样在垂直起降和悬停飞行时能大大减小由于机翼展开而产生的较大气动阻力，同时还能减小飞行器在地面上运输、停放及仓储时的空间占用。两个涵道的推力方向是垂直于机体90度向上的；当安装于涵道装置顶部的螺旋桨风扇转动时，只提供垂直向上的推力，位于涵道装置底部的安装于机身头部和机身尾部的共八组舵面，完全浸没在螺旋桨风扇转动产生的垂直向下的高速气流中，通过伺服舵机控制舵面，使其绕与涵道壁连接的转轴旋转，从而让舵面与垂直向下的气流产生夹角，这样就能在八组舵面上产生足够的力和力矩，来实现对飞行器的前后左右飞行控制。

根据本发明的一个具体实施方案，如图3-4所示中，飞行器处于固定翼飞行模式，此时折叠收藏在机体内部的一对水平机翼已经打开，以其中一个机翼为例，它的位置从折叠位置2-3张开到了张开位置2-4；同时，位于机体尾部的涵道装置已经从之前垂直于机身的方向旋转成了平行于机身的方向，这样就产生了向前的推力，使得飞行器进入高速水平飞行的模式。

从旋翼模式转换到固定翼模式的过程，称为高速飞行模式的切换，主要有以下几个步骤：

1.飞行器以旋翼模式垂直起飞，到达一定高度后进入悬停；

2.飞行器的一对水平机翼逐渐展开达到最大机翼张角位置；

3.逐渐将涵道风扇从垂直于机体的位置旋转到平行于机体的位置。

通过以上的模式切换步骤，双涵道复合翼飞行器能从低速的悬停飞行转换到高速的水平飞行。

从固定翼模式转换到旋翼模式的过程，称为低速飞行模式的切换，主要有以下几个步骤：

1.逐渐将涵道风扇从平行于机体的位置旋转到垂直于机体的位置，这个过程中飞行器的水平飞行速度会逐渐减小为0。

2.当飞行器完全进入悬停状态后，它的一对水平机翼逐渐收缩到最小机翼张角位置；

3.此时飞行器就进入到了悬停模式，然后可以进行垂直降落。

根据本发明的一个具体实施方案，图5-6所示的模式是在图3和4所示的飞行模式的变化衍生出来的，根据本发明的一个具体实施方案，在图5-6中，飞行器进入高速模式时，倾转的涵道风扇变成了位于机身头部的涵道装置，而位于机身尾部的涵道装置仍然保持垂直。这种模式下，飞行器同样能进行高速水平飞行。通过对比图3-4与图5-6所示的两种情况，可以发现，当飞行器进入水平飞行模式时，两套涵道装置中的任意一套发动机如果发生故障停止工作，飞行器任然能在剩下的一套涵道装置工作的情况下，实现平稳的水平飞行，这样就能以固定翼的飞行模式找到适当的场所进行滑行降落。这样方案不仅大大的提高了飞行器的动力冗余安全，同时也降低了飞行器的事故率。

根据本发明的一个具体实施方案，图7-8中模式是一种增速模式，飞行器将两个涵道装置都倾转到了水平位置，以提供更大的前飞推力，大大提升水平飞行速度。由于飞行器的位于机身头部的涵道装置倾转到水平位置时，从涵道底部喷射出的高速气流，如图9-10所示的流线，会作用在机身中部位置，这样就会产生很大阻力，本发明将机身中部设计成类似翼型的气动外形，在其上表面设计曲面导流面，下表面设计曲面导流面，这样在图10的剖视图中，可以看到通过涵道喷射出的高速气流(流线表示)就能沿着曲面导流面的表面快速通过，由空气动力学特性可知，这样不仅能大大减小机身中部处的阻力，同时还能增加的升力。

在现有技术中，在固定翼飞行器进行水平飞行时，需要分别通过对尾翼处的升降舵和航向舵，以及机翼处的副翼进行控制，才能让飞行器实现俯仰爬升、航向偏转和机体滚转等飞行机动。而且需要在有一定速度的空气来流通过升降舵、航向舵和副翼的前提条件下，才能实现上述的飞行控制；一旦速度下降，气流对升降舵、航向舵和副翼的作用力就会下降，这种情况下飞行器的机动性就会明显下降，这种类型的控制又叫做被动力控制。

而在本发明中，运用了主动力控制技术进行飞行器的升降及舵向改变。根据本发明的一个具体实施方案，如图11-12中所示，与Y轴平行的两个舵面相当于传统固定翼飞机的水平尾翼处的升降舵，而与Z轴平行的两个舵面相当于固定翼飞机垂直尾翼处的航向舵。但区别在于，本发明中的这四组舵面都是浸没在涵道风扇高速喷射出的气流当中，这就意味着，气流作用在四组舵面上的作用力大小完全取决于涵道风扇的高速气流，与飞行器本身的飞行速度无关，与传统的靠被动力控制飞行机动的固定翼飞行器相比，本发明靠涵道风扇内的舵面控制的飞行器更加灵活，机动性能更好。只要对第一舵面和第三舵面同时进行绕Y轴的上下偏转，就能实现飞行器绕Y轴的俯仰爬升控制；同理，对第二舵面和第四舵面进行绕Z轴的左右偏转，就能实现飞行器绕Z轴的航向偏转控制；如果想实现对飞行器绕X轴滚转控制，则只需要将这四组舵面同时进行顺时针或者逆时针的朝向偏转即可实现，这样，在本发明的飞行器上仅需一对机翼，不再需要安装副翼机构。

根据本发明的一个具体实施方案，图13-14所示为涵道风扇的涵道壁及连接杆结构，7-1为涵道壁外侧的转轴，为圆柱形，用来与机身内部的大扭力旋转伺服舵机进行同轴连接，只要通过对旋转舵机进行控制，就能实现涵道装置的倾转；7-2为涵道壁上的圆柱形通孔，作用在于，当涵道体旋转到垂直或者水平位置时，机身内的圆柱形固定杆就能穿过涵道壁上的圆柱形通孔，这时旋转舵机停止旋转，就能将涵道装置相对于机身的位置固定住，防止在外力作用下继续偏转。

根据本发明的一个具体实施方案，图15-16所示为飞行器的机翼结构，8-1为机翼根部前缘处的圆柱形转轴，用来与机身内部的大扭力旋转伺服舵机进行同轴连接，只要通过对旋转舵机进行控制，就能实现机翼的折叠伸展；8-2为机翼根部后缘处的圆柱形通孔，作用在于，当机翼旋转伸展到最大张角处或者折叠内收到机身内部时，机体内的圆柱形固定杆就能穿过该孔，这时旋转舵机停止旋转，就能将机翼相对于机体的位置固定住，防止在外力作用下继续偏转。

以上所述仅为本发明的优选实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种双涵道复合翼飞行器，其特征在于，包括：机体装置和两套涵道装置；

所述机体装置包括机身和两个机翼；所述机身有空腔，内部安装有航空设备，所述航空设备包括：动力装置和控制设备；

所述机翼可折叠，也可张开，两个所述机翼分别位于机身的两侧；所述机翼张开时，张角θ的范围为0-60度，所述机翼折叠时，机翼主体位于机身内部；

所述机身头部横截面呈三角形，所述机身中部的横截面呈长方形，所述机身尾部的横截面具有开口，开口端向远离机身的方向；

在所述机身中部的上表面和下表面分别设有上导流面和下导流面；

所述上导流面和所述下导流面为曲面；

两套涵道装置分别设置在机身头部和机身尾部；所述涵道装置与机身连接；设置在机身尾部的涵道装置安装在机身尾部的所述开口处；

所述涵道装置可在垂直方向旋转；

所述涵道装置包括：螺旋桨风扇、四组舵面和涵道壁；

所述螺旋桨风扇固定在所述涵道装置的顶部；所述舵面固定在所述涵道装置的底部；

所述涵道壁呈圆筒状，所述螺旋桨风扇的轴线与所述涵道装置的中心轴线重合，四组舵面呈十字交叉摆放，四组舵面的中心点位于所述涵道装置的中心轴线上；

每组所述舵面为叶栅式舵面，设机身轴线为X轴，在水平面与X轴垂直方向为Y轴，在垂直面与X轴向下垂直方向为Z轴，每组舵面包括两个与Y轴平行的舵面，第一舵面和第三舵面，和两个与Z轴平行的舵面，第二舵面和第四舵面，第一舵面和第三舵面能够绕Y轴偏转，第二舵面和第四舵面能够绕Z轴偏转，第一舵面、第二舵面、第三舵面和第四舵面均能够绕X轴顺时针和逆时针旋转。

2.根据权利要求1所述的双涵道复合翼飞行器，其特征在于，所述机翼根部后缘处设有第一通孔，所述涵道装置的涵道壁外侧设有第二通孔，所述机身内设有固定杆，所述固定杆能够插入机翼根部后缘处的第一通孔和涵道壁外侧的第二通孔。

3.根据权利要求2所述的双涵道复合翼飞行器，其特征在于，所述机翼根部前缘处设有第一转轴，所述机翼通过所述第一转轴与机身连接。

4.根据权利要求3所述的双涵道复合翼飞行器，其特征在于，所述涵道装置的涵道壁外侧设置有对称的两个第二转轴，所述涵道装置通过所述第二转轴与机身连接。

5.根据权利要求4所述的双涵道复合翼飞行器，其特征在于，机翼根部前缘处的所述第一转轴与机身内部的伺服舵机同轴连接，所述涵道装置通过涵道壁外侧的所述第二转轴与机身内部的伺服舵机同轴连接。

6.根据权利要求4所述的双涵道复合翼飞行器，其特征在于，螺旋桨风扇通过连接杆固定在涵道装置的顶部，所述连接杆的轴线与所述涵道装置的涵道壁外侧的两个转轴的连线垂直。

7.根据权利要求1所述的双涵道复合翼飞行器，其特征在于，所述机翼为板状，横截面为长方形，机翼的中部比两个长侧边厚。

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