CN205273862U - 一种复合翼垂直起降无人机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种复合翼垂直起降无人机，采用常规固定翼气动布局结合“X”形四轴布局，具有垂直起降、悬停、高速巡航等飞机状态。通过垂直尾翼上安装的变桨距螺旋桨和机翼上安装的具有倾角的四轴电机增加了偏航控制力矩，保证了大转动惯量复合翼无人机低速飞行状态下的鲁棒性和控制精度。
Description
技术领域
本实用新型涉及垂直起降飞机技术领域，特别是涉及一种复合翼垂直起降无人机。
背景技术
固定翼垂直起降无人机兼顾固定翼无人机的高速飞行能力、久航能力和多轴无人机的垂直起降能力，因此，因为其实用价值，在工业无人机领域固定翼垂直起降无人机得到了的广泛推崇。
现有固定翼垂直起降无人机大体分为三种形式：倾转动力式，尾座式和复合翼式。其中，复合翼垂直起降方案是以常规固定翼飞行器为基础，增加多轴动力单元，在垂直起降及低速状态下按照多轴模式飞行，通过多个螺旋桨产生向上的拉力克服重力和气动阻力进行飞行；而在高速状态下，按照固定翼模式飞行，通过机翼气动升力克服重力，通过拉力向前的螺旋桨克服气动阻力。与其他方式相比，复合翼垂直起降方案无需额外机构，结构简单；不存在大幅度飞行姿态变化，导航解算容易。因此，复合翼垂直起降方案是目前可靠性最高，技术风险最低的长航时垂直起降无人机方案，成为工业无人机研发领域的热点。
然而，多轴模式的偏航控制是制约复合翼垂直起降无人机实用化的难点。大部分多轴无人机的控制是通过同时调整多个电机转速完成的，滚转、俯仰和偏航存在控制耦合，当三个方向指令值和测量值的偏差同时达到较高水平时，至少一个电机转速饱和，造成控制能力下降。多轴无人机的偏航控制力矩源于螺旋桨的转动阻力矩，其量值低于通过螺旋桨拉力与力臂产生的滚转控制力矩和俯仰控制力矩，当三个方向或两个方向（包括偏航方向）的指令值与测量值的偏差较大时，偏航方向将首先失去控制能力。
由于复合翼无人机相比多轴无人机增加了机身、机翼等相对尺寸和重量较大的部件，其偏航转动惯量增量较大，偏航控制能力偏低的问题更为尖锐，轻者姿态控制精度下降，重者控制发散导致飞行事故。虽然调整控制器的参数和结构能在一定程度上延缓偏航控制饱和，但无法从根本上消除偏航控制能力的短板。
实用新型内容
针对上述现有技术中复合翼无人机飞行姿态的控制问题，本实用新型提供了一种复合翼垂直起降无人机，用于解决现有复合翼垂直起降无人机垂直起降和低速飞行状态下的偏航控制能力问题。
为解决上述问题，本实用新型提供的一种复合翼垂直起降无人机通过以下技术要点来解决问题：一种复合翼垂直起降无人机，包括机身、固定于机身上且相对于机身的长度方向对称的机翼、固定于机翼上的垂直动力单元及固定于机身上的平飞动力单元，还包括固定于机身上的垂直尾翼，所述垂直尾翼上还设置有偏航控制单元和水平尾翼；
所述机翼固定于机身中段，所述机翼的后缘上铰接有两片副翼，两片副翼位于机身的不同侧；
所述垂直动力单元为四个，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；
机身两侧的机翼上均设置有两个垂直动力单元，且位于机身同侧的两个垂直动力单元位于机身长度方向的不同位置，四个垂直动力单元相对于机身两两对称；
所述垂直尾翼固定于机身后端的上侧，所述垂直尾翼上开有通孔，所述偏航控制单元安装于所述通孔中，所述偏航控制单元包括可产生拉力向机身长度方向左侧或右侧的变桨距螺旋桨；所述水平尾翼相对于机身的长度方向对称，水平尾翼的后缘上还铰接有升降舵；所述平飞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。
具体的，本实用新型提供的无人机在飞行时，具有多种飞行状态：高速状态、垂直起降及低速状态。高速状态下垂直动力单元不工作，平飞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。副翼提供滚转控制力矩，升降舵提供俯仰控制力矩。
垂直起降和低速状态下垂直动力单元的垂直动力螺旋桨提供的拉力的用于克服全机重力，4个垂直动力单元均有相对于无人机重心的滚转力臂和俯仰力臂，通过改变4个螺旋桨拉力提供所需的滚转控制力矩和俯仰控制力矩；偏航方向有通过如下途径提供控制力矩：偏航控制单元的变桨距螺旋桨具有相对于无人机重心的偏航力臂。
本实用新型的提供的复合翼垂直起降无人机采用垂直尾翼上安装的变桨距螺旋桨提供偏航力矩，由于螺距响应速度高于转速响应速度，因此变桨距螺旋桨改变偏航力矩更快，与现有技术通过螺旋桨转动阻力矩控制偏航相比，本实用新型的偏航控制单元提高了偏航指令的响应速率，提高偏航控制效果。
更进一步的技术方案为：
作为具体的垂直动力单元在机翼上的连接方案，还包括用于垂直动力单元与机翼固定连接的两根动力单元安装杆，两根动力单元安装杆分别固定于机身的不同侧，且安装杆的长度方向与机身的长度方向平行，各动力单元安装杆的端部均固定有一个垂直动力单元。
以上结构中，便于实现在不改变机翼尺寸的情况下，将位于机身同侧的两个垂直动力单元设置得间距较远，以在改变单个垂直动力单元运行状态的情况下，获得更为基准的无人机飞行状态控制效果。
由于本实用新型提供的无人机在垂直起降时，特别是在起飞时，垂直动力单元提供的拉力需克服无人机的重力，为利于动力单元安装杆与机翼连接点的受力情况，所述动力单元安装杆与机翼的底面固定连接。
为使得垂直动力单元能够为本无人机提供偏航力矩，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相对于机身的长度方向向左或向右倾斜，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无人机左侧或右侧的分力。
本方案中，本复合翼垂直起降无人机采用的偏航控制单元可以通过改变变桨距螺旋桨转速改变偏航力矩，而垂直动力单元的安装倾角使4个垂直动力单元产生的拉力具有水平分量，即向本无人机左侧或者右侧的水平分力，也能够提供偏航控制力矩；这两种途径保证了本实用新型的无人机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无人机姿态控制的负面影响，提高了无人机的鲁棒性，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无人机上体现的更为显著。
本方案提供的复合翼垂直起降无人机采用偏航控制单元和垂直动力单元的倾角一起控制偏航，使得偏航、滚转和俯仰控制解耦成为可能；通过控制力矩分配，可将垂直动力单元完全用于滚转和俯仰控制，而其产生的偏航力矩由偏航控制单元进行抵消，这样降低了无人机的控制难度，提高了复合翼垂直起降无人机的控制精度。
本方案中，4个垂直动力单元的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4个螺旋桨的转速，能够改变偏航力矩。
所述垂直尾翼的后缘上还铰接有方向舵。所述方向舵用于实现本无人机在高速飞行状态下的偏航控制，该技术方案中，通过垂直动力单元、偏航控制单元以及偏航舵，便于获得对无人机更大的偏航控制力矩。即方向舵、垂直动力单元和偏航控制单元均可独立提供偏航控制力矩，也可以同时提供偏航力矩。
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，用于制动平飞螺旋桨转动的驱动装置为内燃机或电机。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。
作为偏航控制单元的具体实现形式，所述偏航控制单元还包括偏航电机、偏航电子调速器和偏航舵机，所述偏航电子调速器用于控制偏航电机的转速，所述偏航电机用于制动变桨距螺旋桨转动，所述偏航舵机用于改变变桨距螺旋桨的螺距。本方案中，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，协调改变偏航电子调速器和偏航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。
为便于改变机翼在无人机高速飞行状态下，对无人机产生的偏航力矩和滚转力矩的大小，所述副翼与机翼的倾角，以及副翼与机身的倾角均可调。
本实用新型具有以下有益效果：
1、本实用新型提供的无人机在飞行时，具有多种飞行状态：高速状态、垂直起降及低速状态。高速状态下垂直动力单元不工作，平飞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。副翼提供滚转控制力矩，升降舵提供俯仰控制力矩。
2、垂直起降和低速状态下垂直动力单元的垂直动力螺旋桨提供的拉力的用于克服全机重力，4个垂直动力单元均有相对于无人机重心的滚转力臂和俯仰力臂，通过改变4个螺旋桨拉力提供所需的滚转控制力矩和俯仰控制力矩；偏航方向有通过如下途径提供控制力矩：偏航控制单元的变桨距螺旋桨具有相对于无人机重心的偏航力臂。
3、本实用新型的提供的复合翼垂直起降无人机采用垂直尾翼上安装的变桨距螺旋桨提供偏航力矩，由于螺距响应速度高于转速响应速度，因此变桨距螺旋桨改变偏航力矩更快，与现有技术通过螺旋桨转动阻力矩控制偏航相比，本实用新型的偏航控制单元提高了偏航指令的响应速率，提高偏航控制效果。
附图说明
图1为本实用新型所述的一种复合翼垂直起降无人机一个具体实施例的结构示意图；
图2为本实用新型所述的一种复合翼垂直起降无人机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、动力单元安装杆，4、垂直动力单元，5、垂直尾翼、6、偏航控制单元，7、水平尾翼，8、平飞动力单元。
具体实施方式
本实用新型提供了一种复合翼垂直起降无人机，用于针对：现有技术中复合翼无人机飞行姿态的控制问题，本实用新型提供的技术方案，可解决现有复合翼垂直起降无人机垂直起降和低速飞行状态下的偏航控制能力问题。
下面结合实施例对本实用新型作进一步的详细说明，但是本实用新型不仅限于以下实施例：
实施例1：
如图1和图2所示，一种复合翼垂直起降无人机，包括机身1、固定于机身1上且相对于机身1的长度方向对称的机翼2、固定于机翼2上的垂直动力单元4及固定于机身1上的平飞动力单元8，还包括固定于机身1上的垂直尾翼5，所述垂直尾翼5上还设置有偏航控制单元6和水平尾翼7；
所述机翼2固定于机身1中段，所述机翼2的后缘上铰接有两片副翼，两片副翼位于机身1的不同侧；
所述垂直动力单元4为四个，垂直动力单元4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；
机身1两侧的机翼2上均设置有两个垂直动力单元4，且位于机身1同侧的两个垂直动力单元4位于机身1长度方向的不同位置，四个垂直动力单元4相对于机身1两两对称；
所述垂直尾翼5固定于机身1后端的上侧，所述垂直尾翼5上开有通孔，所述偏航控制单元6安装于所述通孔中，所述偏航控制单元6包括可产生拉力向机身1长度方向左侧或右侧的变桨距螺旋桨；所述水平尾翼7相对于机身1的长度方向对称，水平尾翼7的后缘上还铰接有升降舵；所述平飞动力单元8包括可产生沿着机身1长度方向拉力的平飞螺旋桨。
本实施例中，机载设备设置于机身1的内部。
具体的，本实用新型提供的无人机在飞行时，具有多种飞行状态：高速状态、垂直起降及低速状态。高速状态下垂直动力单元4不工作，平飞动力单元8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。副翼提供滚转控制力矩，升降舵提供俯仰控制力矩。
垂直起降和低速状态下垂直动力单元4的垂直动力螺旋桨提供的拉力的用于克服全机重力，4个垂直动力单元4均有相对于无人机重心的滚转力臂和俯仰力臂，通过改变4个螺旋桨拉力提供所需的滚转控制力矩和俯仰控制力矩；偏航方向有通过如下途径提供控制力矩：偏航控制单元6的变桨距螺旋桨具有相对于无人机重心的偏航力臂。
本实用新型的提供的复合翼垂直起降无人机采用垂直尾翼5上安装的变桨距螺旋桨提供偏航力矩，由于螺距响应速度高于转速响应速度，因此变桨距螺旋桨改变偏航力矩更快，与现有技术通过螺旋桨转动阻力矩控制偏航相比，本实用新型的偏航控制单元6提高了偏航指令的响应速率，提高偏航控制效果。
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和图2所示，作为具体的垂直动力单元4在机翼2上的连接方案，还包括用于垂直动力单元4与机翼2固定连接的两根动力单元安装杆3，两根动力单元安装杆3分别固定于机身1的不同侧，且安装杆的长度方向与机身1的长度方向平行，各动力单元安装杆3的端部均固定有一个垂直动力单元4。
以上结构中，便于实现在不改变机翼2尺寸的情况下，将位于机身1同侧的两个垂直动力单元4设置得间距较远，以在改变单个垂直动力单元4运行状态的情况下，获得更为基准的无人机飞行状态控制效果。
由于本实用新型提供的无人机在垂直起降时，特别是在起飞时，垂直动力单元4提供的拉力需克服无人机的重力，为利于动力单元安装杆3与机翼2连接点的受力情况，所述动力单元安装杆3与机翼2的底面固定连接。
为使得垂直动力单元4能够为本无人机提供偏航力矩，所述垂直动力单元4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相对于机身1的长度方向向左或向右倾斜，以在垂直动力螺旋桨工作的过程中，垂直动力单元4可产生向无人机左侧或右侧的分力。
本方案中，本复合翼垂直起降无人机采用的偏航控制单元6可以通过改变变桨距螺旋桨转速改变偏航力矩，而垂直动力单元4的安装倾角使4个垂直动力单元4产生的拉力具有水平分量，即向本无人机左侧或者右侧的水平分力，也能够提供偏航控制力矩；这两种途径保证了本实用新型的无人机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无人机姿态控制的负面影响，提高了无人机的鲁棒性，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无人机上体现的更为显著。
本方案提供的复合翼垂直起降无人机采用偏航控制单元6和垂直动力单元4的倾角一起控制偏航，使得偏航、滚转和俯仰控制解耦成为可能；通过控制力矩分配，可将垂直动力单元4完全用于滚转和俯仰控制，而其产生的偏航力矩由偏航控制单元6进行抵消，这样降低了无人机的控制难度，提高了复合翼垂直起降无人机的控制精度。
本方案中，4个垂直动力单元4的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4个螺旋桨的转速，能够改变偏航力矩。
所述垂直尾翼5的后缘上还铰接有方向舵。所述方向舵用于实现本无人机在高速飞行状态下的偏航控制，该技术方案中，通过垂直动力单元4、偏航控制单元6以及偏航舵，便于获得对无人机更大的偏航控制力矩。即方向舵、垂直动力单元4和偏航控制单元6均可独立提供偏航控制力矩，也可以同时提供偏航力矩。
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，用于制动平飞螺旋桨转动的驱动装置为内燃机或电机。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。
作为偏航控制单元6的具体实现形式，所述偏航控制单元6还包括偏航电机、偏航电子调速器和偏航舵机，所述偏航电子调速器用于控制偏航电机的转速，所述偏航电机用于制动变桨距螺旋桨转动，所述偏航舵机用于改变变桨距螺旋桨的螺距。本方案中，偏航控制单元6的变桨距螺旋桨具有相对于重心的偏航力臂，协调改变偏航电子调速器和偏航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。
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，为便于改变机翼2在无人机高速飞行状态下，对无人机产生的偏航力矩和滚转力矩的大小，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：
本实施例提供了本实用新型所述方案的一种具体实现形式：一种复合翼垂直起降无人机，起飞总重30kg，翼展3.5m，平均气动弦长0.36m，机翼2面积1.26m2；根梢比0.7，即根弦长0.425m，梢弦长0.3m，50%弦长处的后掠角0度，无人机重心位于根弦32%位置处，则滚转转动惯量4.267kgm2，俯仰转动惯量6.635kgm2，偏航转动惯量9.577kgm2，可见，由于增加了机身1、机翼2等尺寸和重量均较大的部件，复合翼垂直起降无人机的偏航转动惯量达到俯仰转动惯量的1.5倍，滚转转动惯量的2倍，这对于偏航控制能力的要求更为严苛。垂直尾翼5面积0.4m2，垂直尾翼5尾容量0.17，垂直尾力臂1.87m。
垂直动力单元4的垂直动力螺旋桨直径0.7m，几何螺距0.3m，外转子无刷电机KV值95，输入电压50V，螺旋桨最大转速3800rpm，最大静拉力95N，功率1280W；垂直动力单元4中心相对无人机重心的前后距离为0.8m，左右距离为0.8m。
在垂直起降和低速状态下采用基于垂直动力单元4力学模型的反演自适应控制算法进行飞行器姿态控制，即导航算法算出进行自主飞行所需的姿态角指令，包括滚转、俯仰、偏航指令，然后通过姿态角指令与测量值的差异计算体轴系角加速度的指令，最终通过电机模型和螺旋桨模型给出电调的指令，调整电机转速，在这种控制逻辑下，姿态控制能力直接体现在改变控制力矩方面。
现有技术通过垂直动力螺旋桨转动阻力矩进行偏航控制，没有左右倾转角，使无人机悬停的螺旋桨转速3400rpm，静拉力75N，功率950W，电调PWM信号74.3%；左前电机和右后电机带动对应垂直动力螺旋桨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带动对应垂直动力螺旋桨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95N，螺旋桨转动阻力矩1.68Nm，则右前电机和左后电机需用拉力55N，需用转速2900rpm，转动阻力矩0.6132Nm，在此情况下，能够产生的最大偏航力矩为1.72Nm，相应的最大偏航角加速率为0.179rad/s2；而在同等情况下，能够产生的最大滚转或俯仰力矩为32Nm，相应的最大滚转角加速度7.51rad/s2,最大俯仰角加速度4.82rad/s2。由此可见，在现有技术方案中，最大可控偏航角速率为另外两个方向的10%左右，意味着偏航指令导致电机转速饱和的可能性比另外两个方向高10倍，这对于低速飞行状态下三个方向的控制精度和鲁棒性均有重要影响，甚至会导致无人机坠毁。
本实用新型采用的偏航控制单元6采用直径0.3m，螺距0.175m，外转子无刷电机KV值300，输入电压24V，最大转速5700rpm，最大拉力11.6N，由于垂直尾翼5尾力臂1.87m，则偏航控制单元6的偏航力臂1.9m，能够产生的最大偏航力矩22.4Nm，最大偏航角加速率2.26rad/s2。
本实用新型采用的垂直动力单元4具有左右内倾10deg，即10°，则抵消无人机重力所需的螺旋桨拉力垂直分量为75N，拉力为76.1N，电机悬停转速3420rpm；为了达到最大偏航力矩，则左前和右后电机达到最大转速时水平方向分力最大值为15.9N，为了保证总体拉力与重力相等，另外两电机拉力的垂直分量56N，转速2950mpr，则右前和左后电机拉力的水平分力为9.79N，则最大偏航力矩9.92Nm，最大偏航角加速率1.05rad/s2。
由此可见，本实用新型的偏航控制单元6的控制能力为现有技术的12倍，垂直动力单元4的左右倾角提供的偏航控制能力为现有技术的5.7倍，同时采用本实用新型的两个方案，则复合翼垂直起降无人机的改变偏航角加速率的能力为3.31rad/s2，达到现有技术的18倍，控制能力与滚转（7.51rad/s2）和俯仰（4.82rad/s2）基本相当的水平。这对于保证控制余量，延缓由偏航指令造成的电机饱和，增加控制鲁棒性，提高控制精度重要意义。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本实用新型作的进一步详细说明，不能认定本实用新型的具体实施方式只局限于这些说明。对于本实用新型所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型的技术方案下得出的其他实施方式，均应包含在本实用新型的保护范围内。
Claims (8)
1.一种复合翼垂直起降无人机，包括机身（1）、固定于机身（1）上且相对于机身（1）的长度方向对称的机翼（2）、固定于机翼（2）上的垂直动力单元（4）及固定于机身（1）上的平飞动力单元（8），其特征在于，还包括固定于机身（1）上的垂直尾翼（5），所述垂直尾翼（5）上还设置有偏航控制单元（6）和水平尾翼（7）；
所述机翼（2）固定于机身（1）中段，所述机翼（2）的后缘上铰接有两片副翼，两片副翼位于机身（1）的不同侧；
所述垂直动力单元（4）为四个，垂直动力单元（4）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；
机身（1）两侧的机翼（2）上均设置有两个垂直动力单元（4），且位于机身（1）同侧的两个垂直动力单元（4）位于机身（1）长度方向的不同位置，四个垂直动力单元（4）相对于机身（1）两两对称；
所述垂直尾翼（5）固定于机身（1）后端的上侧，所述垂直尾翼（5）上开有通孔，所述偏航控制单元（6）安装于所述通孔中，所述偏航控制单元（6）包括可产生拉力向机身（1）长度方向左侧或右侧的变桨距螺旋桨；所述水平尾翼（7）相对于机身（1）的长度方向对称，水平尾翼（7）的后缘上还铰接有升降舵；所述平飞动力单元（8）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无人机，其特征在于，还包括用于垂直动力单元（4）与机翼（2）固定连接的两根动力单元安装杆（3），两根动力单元安装杆（3）分别固定于机身（1）的不同侧，且安装杆（3）的长度方向与机身（1）的长度方向平行，各动力单元安装杆（3）的端部均固定有一个垂直动力单元（4）。
3.根据权利要求2所述的一种复合翼垂直起降无人机，其特征在于，所述动力单元安装杆（3）与机翼（2）的底面固定连接。
4.根据权利要求1所述的一种复合翼垂直起降无人机，其特征在于，所述垂直动力单元（4）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相对于机身（1）的长度方向向左或向右倾斜，以在垂直动力螺旋桨工作的过程中，垂直动力单元（4）可产生向无人机左侧或右侧的分力。
5.根据权利要求1所述的一种复合翼垂直起降无人机，其特征在于，所述垂直尾翼（5）的后缘上还铰接有方向舵。
6.根据权利要求1所述的一种复合翼垂直起降无人机，其特征在于，用于制动平飞螺旋桨转动的驱动装置为内燃机或电机。
7.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无人机，其特征在于，所述偏航控制单元（6）还包括偏航电机、偏航电子调速器和偏航舵机，所述偏航电子调速器用于控制偏航电机的转速，所述偏航电机用于制动变桨距螺旋桨转动，所述偏航舵机用于改变变桨距螺旋桨的螺距。
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无人机，其特征在于，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。
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