固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机及工作方法

1.本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种尾座式垂直起降无人飞行器及工作方法。


背景技术：

2.尾座式垂直起降无人机是一种将旋翼无人机和固定翼无人机结合的飞行器，既具备旋翼无人机的垂直起降能力，对于起降环境要求低，易于广泛部署，同时具备固定翼无人机的较高飞行速度和气动效率。应用前景广泛，不仅在民用方面，可用于运输、救援和消防等，在军事，可承担侦察、攻击等任务。
3.但传统尾座式垂直起降无人机，在垂直起降阶段，升力与姿态控制力由旋翼提供，固定机翼只能在平飞时产生升力，在垂直起降阶段无法工作，成为死重，降低飞行效率，则旋翼桨径设计一般较大并有着更高的功率需求，而在平飞时，较大的旋翼功率会被浪费，桨叶气动效率低下，动力系统需要较大的功率；同时在低速时，仅靠螺旋桨和舵面无法产生足够的气动力维持姿态，飞机易失控坠毁。
4.同时的，在无人机其他结构上也有一些问题，比如在翼尖安装小型螺旋桨以平衡旋翼的反扭力矩，并实现飞机滚转姿态的控制，但其在平飞时并不工作，影响飞行效率；同时，尾翼舵面在垂直起降阶段不参与飞机姿态控制，也正是由于结构的限制，现有的传统垂直起降无人机不能最大限度地实现飞行器不同部件在垂直起降阶段和平飞阶段的通用性。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于避免现有技术的不足提供一种能够减小垂直起降时对动力系统功率的要求，同时增强飞行器低速行驶下的姿态控制能力，提高飞行器不同部件在垂直起降阶段和平飞阶段通用性的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机及工作方法。
6.为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：包括机身，用于提供起飞升力和平飞拉力的旋翼和用于保持飞行姿态并实现无人机旋翼与固定翼模态转换的双模态机翼，所述的旋翼和双模态机翼分别可旋转的安装在机身的前段和中段；在所述机身的尾部设有尾翼和起落架；以及为所述旋翼和双模态机翼供电的电源；
7.所述的旋翼的多个桨叶通过桨叶变距机构安装在用于带动桨叶旋转的第一转轴上，用于驱动所述第一转轴转动的第一驱动电机与所述的电源电连接；所述的双模态机翼的至少一对机翼通过机翼角度偏转机构安装在用于带动双模态机翼旋转的第二转轴上，用于驱动第二转轴转动的第二驱动电机与所述的电源电连接；
8.桨叶变距机构和机翼角度偏转机构均与控制装置电连接，所述的控制装置通过控制桨叶变距机构改变所述桨叶的桨距，所述的控制装置通过机翼角度偏转机构改变所述至少一对机翼的安装角度。
9.进一步的，所述的桨叶变距机构包括不旋转环和旋转环，不旋转环和旋转环通过滚动轴承相连接，伺服舵机通过传动连杆连接在所述不旋转环上；
10.所述的桨叶通过摆振铰安装连接在所述的第一转轴上，在桨叶的根部安装有变距铰，所述的旋转环通过变距连杆与所述的变距铰相连接；所述的旋转环还通过扭力臂与所述的第一转轴相连接，用以保证旋转环与第一转轴的同步转动；
11.所述的不旋转环通过滑筒套设安装在所述的第一转轴上，滑筒通过万向铰与所述的不旋转环相连接，所述的不旋转环和旋转环通过万向铰在任意方向上倾斜，同时通过滑筒在所述的第一转轴上移动；在所述伺服舵机通过传动连杆带动不旋转环和旋转环同步倾斜或在第一转轴上移动时，所述的变距连杆通过变距铰同步改变桨叶的桨距，实现桨叶的总距变距功能；在所述的伺服舵机差动偏转时，实现桨叶的周期变距功能。
12.进一步的，所述的第二转轴为空心转轴，且第二转轴通过一对推力轴承安装在机身上；在第二转轴的转轴空腔内设有机翼承力连接件，所述的至少一对机翼穿设在第二转轴上，且机翼与第二转轴之间还设有用于机翼转动的轴承；伸入在所述转轴空腔的机翼的端部固连在所述的机翼承力连接件上；
13.所述的机翼角度偏转机构包括在所述第二转轴空腔内机翼根部设有的涡轮蜗杆组件，涡轮蜗杆组件的涡轮设置在所述机翼的根部，蜗轮蜗杆机构的蜗杆与第二转轴同向设置，且与第二驱动电机均设置在所述的转轴空腔内，所述的蜗轮蜗杆机构具有内置电机用于驱动蜗杆使涡轮转动从而实现对至少一对机翼安装角度的调整。
14.进一步的，由所述机身的机头至旋翼、旋翼至双模态机翼的机身为圆柱状平滑过渡，过渡剖面呈面积逐渐增大的圆形；由所述双模态机翼至机尾为水平平滑过渡，过渡剖面呈面积逐渐减小的长方形或正方形或梯形，机尾内部为桁架结构，用于满足不同模态下的结构强度要求，同时有着较高的气动效率。
15.进一步的，所述桨叶与至少一对机翼之间的距离为0.36m～0.6m。
16.进一步的，所述的桨叶包括至少三片，三片桨叶在所述机身的周向上均匀布置，所述桨叶的变距区间为10
°
～30
°
。
17.进一步的，在所述机身的尾部至少设有三片所述的尾翼，且在机身周向上均匀设置，用于保证飞机良好的横侧向稳定性；
18.在所述尾翼的后端布置有舵面，通过舵面偏转，实现飞机俯仰、偏航和滚转三轴运动；所述的起落架伸缩收放的布置在尾翼的末端及与尾翼末端对应的机身末端；
19.安装在所述机身的末端的起落架为主起落架，安装在所述尾翼末端的起落架为侧起落架；所述的主起落架包括设置在机身末端的第一支杆，在第一支杆周向上均匀设有至少四个折叠收缩的第一支脚，用于支撑无人机时将第一支脚展开，飞行时第一支脚贴紧第一支杆设置；所述的侧起落架包括第二支杆，第二支杆一端安装在所述尾翼的外侧边，第二支杆的另一端上设有折叠收缩的第二支脚，用于支撑无人机时将第二支脚展开，飞行时第二支脚贴紧第二支杆设置。
20.进一步的，所述的至少一对机翼型号为naca0012的对称翼，至少一对机翼的展弦比为12～13.5，用以满足无人机气动效率；所述机翼角度偏转机构调整所述至少一对机翼的安装角的角度为-5
°
～85
°
。
21.进一步的，所述的第一转轴、第二转轴与所述机身同轴设置，且第一转轴和第二转轴均为中空轴，所述第一转轴的半径为0.05m～0.09m，第二转轴的半径为0.08m～0.25m。
22.本发明还提供一种所述固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机的工作方法，所
述的无人机在垂直起降时，机身竖直向上，所述的双模态机翼为旋翼模态，通过机翼角度偏转机构调整至少一对机翼的一侧机翼安装角至70
°
～85
°
，另一侧机翼的安装角至反向的70
°
～85
°
，控制装置控制至少一对机翼旋转，与桨叶共同旋转产生升力，且控制所述至少一对机翼与桨叶旋转方向相反，以此相互抵消旋转产生的反扭力矩；同时伸出并展开或折叠收起所述的起落架；
23.所述的无人机在平飞时，机身的姿态调整为水平，所述的双模态机翼为固定翼模态，通过机翼变距机构调整两侧至少一对机翼的安装角至0
°
～5
°
，至少一对机翼锁定在固定位置，使双模态机翼保持水平，产生升力，同时旋翼的通过桨叶继续旋转产生拉力，使无人机前进或后退；同时收起起落架，减小飞行阻力。
24.本发明的有益效果是：本发明采用双模态机翼设计，在垂直起降阶段，升力由旋翼与双模态机翼一同提供，能降低起飞时的功率需求，同时较小的桨径也能减小平飞时的功率浪费，在垂直起降阶段和平飞阶段均能工作产生升力，提升飞行器在全阶段的飞行效率；同时，旋翼与机翼反转平衡反扭力矩，实现飞机滚转姿态的控制；本发明飞行器尾翼舵面在任何飞行阶段都参与飞机姿态控制，降低旋翼的姿态控制力需求，同时实现更好的姿态控制，减小垂直起降时对动力系统功率的要求，同时增强在低速时对飞行器的姿态控制能力。
25.本发明设计理念为最大限度地实现飞机不同部件在垂直起降阶段和平飞阶段的通用性，以此提升飞行器在全阶段的飞行效率，保证了无人机能够从陆地垂直起降，拥有较好的横向、纵向操纵性以及稳定性，还能够保证较高的气动效率以及较轻的结构重量。
附图说明
26.图1是本发明的结构示意图；
27.图2是本发明桨叶变距机构的结构示意图；
28.图3是本发明桨叶变距机构的结构示意图；
29.图4是本发明机翼角度偏转机构的结构示意图；
30.图5是本发明机翼角度偏转机构俯视结构示意图；
31.图6是本发明机翼角度偏转机构剖面结构示意图；
32.图7是本发明垂直起降时的结构示意图；
33.图8是本发明水平飞行时的结构示意图。
34.附图标记：
35.1、机身；2、旋翼；21、第一转轴；211、第一驱动电机；22、桨叶变距机构；221、伺服舵机；222、传动连杆；223、变距连杆；224、不旋转环；225、旋转环；226、扭力臂；227、万向铰；228、滑桶；23、桨叶；231、摆振铰；232、变距铰；3、双模态机翼；31、第二转轴；311、推力轴承；312、第二驱动电机；313、机翼承力连接件；32、机翼角度偏转机构；321、蜗轮蜗杆机构；322、轴承；33、机翼；4、尾翼；41、舵面；5、起落架；51、主起落架；52、侧起落架。
具体实施方式
36.以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
37.为了实现上述目的，本发明提供一下具体实施方式：
38.实施例1：一种固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，包括机身1，用于提供起飞升力和平飞拉力的旋翼2和用于保持飞行姿态并实现无人机旋翼与固定翼模态转换的双模态机翼3，旋翼2和双模态机翼3分别可旋转的安装在机身1的前段和中段；在机身1的尾部设有尾翼4和起落架5；以及为旋翼2和双模态机翼3供电的电源；由机身1的机头至旋翼2、旋翼2至双模态机翼3的机身1为圆柱状平滑过渡，过渡剖面呈面积逐渐增大的圆形；由双模态机翼3至机尾为水平平滑过渡，过渡剖面呈面积逐渐减小的长方形或正方形或梯形，机尾内部为桁架结构，用于满足不同模态下的结构强度要求，同时有着较高的气动效率；
39.旋翼2的多个桨叶23通过桨叶变距机构22安装在用于带动桨叶23旋转的第一转轴21上，用于驱动第一转轴21转动的第一驱动电机211与电源电连接；桨叶23包括至少三片，三片桨叶23在机身1的周向上均匀布置，桨叶23的变距区间为10
°
～30
°
。
40.双模态机翼3的至少一对机翼33通过机翼角度偏转机构32安装在用于带动双模态机翼3旋转的第二转轴31上，用于驱动第二转轴31转动的第二驱动电机与电源电连接；桨叶23与至少一对机翼33之间的距离为0.36m～0.6m。至少一对机翼33型号为naca0012的对称翼，至少一对机翼33的展弦比为12～13.5，用以满足无人机气动效率；机翼角度偏转机构32调整至少一对机翼33的安装角的角度为-5
°
～85
°
。
41.桨叶变距机构22和机翼角度偏转机构32均与控制装置电连接，控制装置通过控制桨叶变距机构22改变桨叶23的桨距，控制装置通过机翼角度偏转机构32改变至少一对机翼33的安装角度。
42.桨叶变距机构22包括不旋转环224和旋转环225，不旋转环224和旋转环225通过滚动轴承相连接，伺服舵机221通过传动连杆222连接在不旋转环224上；桨叶23通过摆振铰231安装连接在第一转轴21上，在桨叶23的根部安装有变距铰232，旋转环225通过变距连杆223与变距铰232相连接；旋转环225还通过扭力臂226与第一转轴21相连接，用以保证旋转环225与第一转轴21的同步转动；不旋转环224通过滑筒228套设安装在第一转轴21上，滑筒228通过万向铰227与不旋转环224相连接，不旋转环224和旋转环225通过万向铰227在任意方向上倾斜，同时通过滑筒228在第一转轴21上移动；在伺服舵机221通过传动连杆222带动不旋转环224和旋转环225同步倾斜或在第一转轴21上移动时，变距连杆223通过变距铰232同步改变桨叶23的桨距，实现桨叶23的总距变距功能；在伺服舵机221差动偏转时，实现桨叶23的周期变距功能。
43.第二转轴31为空心转轴，且第二转轴31通过一对推力轴承311安装在机身1上；在第二转轴31的转轴空腔内设有机翼承力连接件313，至少一对机翼33穿设在第二转轴31上，且机翼33与第二转轴31之间还设有用于机翼33转动的轴承322；伸入在转轴空腔的机翼33的端部固连在机翼承力连接件313上；
44.机翼角度偏转机构32包括在第二转轴31空腔内机翼33根部设有的涡轮蜗杆组件，涡轮蜗杆组件的涡轮设置在机翼33的根部，蜗轮蜗杆机构321的蜗杆与第二转轴31同向设置，且与第二驱动电机312均设置在转轴空腔内，蜗轮蜗杆机构321具有的内置电机用于驱动蜗杆使涡轮转动从而实现对至少一对机翼33安装角度的调整。
45.在机身1的尾部至少设有三片尾翼4，且在机身1周向上均匀设置，用于保证飞机良好的横侧向稳定性；
46.在尾翼4的后端布置有舵面，通过舵面偏转，实现飞机俯仰、偏航和滚转三轴运动；
起落架5伸缩收放的布置在尾翼4的末端及与尾翼4末端对应的机身1末端；
47.安装在机身1的末端的起落架为主起落架51，安装在尾翼4末端的起落架为侧起落架52；主起落架51包括设置在机身1末端的第一支杆，在第一支杆周向上均匀设有至少四个折叠收缩的第一支脚，用于支撑无人机时将第一支脚展开，飞行时第一支脚贴紧第一支杆设置；侧起落架52包括第二支杆，第二支杆一端安装在尾翼4的外侧边，第二支杆的另一端上设有折叠收缩的第二支脚，用于支撑无人机时将第二支脚展开，飞行时第二支脚贴紧第二支杆设置。
48.第一转轴21、第二转轴31与机身1同轴设置，且第一转轴21和第二转轴21均为中空轴，第一转轴21的半径为0.05m～0.09m，第二转轴31的半径为0.08m～0.25m。
49.如图1～8所示，本发明实施例公开了一种以涡扇发动机为动力的大型水陆两栖飞机背负式气动布局方案，包括机身1、旋翼2、双模态机翼3、尾翼4和起落架5；两栖飞机的总长度为1.6m、翼展为2.5m。
50.如图2、图3所示，旋翼2包括至少一对桨叶23，桨叶23通过桨叶变距机构22安装在第一转轴21上，第一驱动电机211驱动第一转轴旋转，桨叶变距机构22内安装有伺服舵机221与倾斜盘222，由伺服舵机驱动倾斜盘偏转，实现桨叶桨距的改变，具有周期变距和总距变距功能，用于保证在不同飞行速度下，旋翼2都可以高效率地产生拉力，还能够保证对飞机姿态的控制。
51.如图4至图6所示，双模态机翼3包括至少一对机翼33，机翼3通过机翼角度偏转机构32安装在第二转轴31上，第二转轴通过推力轴承311与机身连接，驱动电机312安装于机身1内部，通过齿轮传动驱动转轴转动，机翼角度偏转机构32内的轴承322用于连接机翼与第二转轴，蜗轮蜗杆机构321安装于第二转轴31内部，用于驱动机翼进行角度转变。
52.如图7、图8所示，无人机以固定翼构型进行飞行时，机身1的姿态调整为水平，双模态机翼3为固定翼模态，通过机翼角度偏转机构32调整两侧至少一对机翼33的安装角至5
°
，第二转轴31锁定在固定位置，使双模态机翼3保持水平，产生升力，同时旋翼2通过第一转轴21旋转产生拉力；同时收起起落架5，减小飞行阻力，通过尾翼5对飞机飞行姿态进行控制。
53.无人机以旋翼构型进行飞行时，机身1竖直向上，双模态机翼3为旋翼模态，通过机翼角度偏转机构32调整一侧至少一对机翼33的安装角至85
°
，另一侧至少一对机翼33的安装角至-85
°
，由电源驱动第二转轴31带动一对至少一对机翼33旋转，与旋翼2共同旋转产生升力，且双模态机翼3与旋翼2旋转方向相反，以此相互抵消旋转产生的反扭力矩；同时伸出并展开或折叠收起起落架5。
54.实施例2：本发明还提供一种固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机的工作方法，无人机在垂直起降时，机身1竖直向上，双模态机翼3为旋翼模态，通过机翼角度偏转机构32调整至少一对机翼33的一侧机翼安装角至70
°
～85
°
，另一侧机翼的安装角至反向的70
°
～85
°
，控制装置控制至少一对机翼33旋转，与桨叶23共同旋转产生升力，且控制至少一对机翼33与桨叶23旋转方向相反，以此相互抵消旋转产生的反扭力矩；同时伸出并展开或折叠收起起落架5；
55.无人机在平飞时，机身1的姿态调整为水平，双模态机翼3为固定翼模态，通过机翼变距机构32调整两侧至少一对机翼33的安装角至0
°
～5
°
，至少一对机翼33锁定在固定位置，使双模态机翼3保持水平，产生升力，同时旋翼2的通过桨叶23继续旋转产生拉力，使无
人机前进或后退；同时收起起落架5，减小飞行阻力。
56.以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，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，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，包括机身(1)，用于提供起飞升力和平飞拉力的旋翼(2)和用于保持飞行姿态并实现无人机旋翼与固定翼模态转换的双模态机翼(3)，所述的旋翼(2)和双模态机翼(3)分别可旋转的安装在机身(1)的前段和中段；在所述机身(1)的尾部设有尾翼(4)和起落架(5)；以及为所述旋翼(2)和双模态机翼(3)供电的电源；所述的旋翼(2)的多个桨叶(23)通过桨叶变距机构(22)安装在用于带动桨叶(23)旋转的第一转轴(21)上，用于驱动所述第一转轴(21)转动的第一驱动电机(211)与所述的电源电连接；所述的双模态机翼(3)的至少一对机翼(33)通过机翼角度偏转机构(32)安装在用于带动双模态机翼(3)旋转的第二转轴(31)上，用于驱动第二转轴(31)转动的第二驱动电机(312)与所述的电源电连接；桨叶变距机构(22)和机翼角度偏转机构(32)均与控制装置电连接，所述的控制装置通过控制桨叶变距机构(22)改变所述桨叶(23)的桨距，所述的控制装置通过机翼角度偏转机构(32)改变所述至少一对机翼(33)的安装角度。2.如权利要求1所述的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，所述的桨叶变距机构(22)包括不旋转环(224)和旋转环(225)，不旋转环(224)和旋转环(225)通过滚动轴承相连接，伺服舵机(221)通过传动连杆(222)连接在所述不旋转环(224)上；所述的桨叶(23)通过摆振铰(231)安装连接在所述的第一转轴(21)上，在桨叶(23)的根部安装有变距铰(232)，所述的旋转环(225)通过变距连杆(223)与所述的变距铰(232)相连接；所述的旋转环(225)还通过扭力臂(226)与所述的第一转轴(21)相连接，用以保证旋转环(225)与第一转轴(21)的同步转动；所述的不旋转环(224)通过滑筒(228)套设安装在所述的第一转轴(21)上，滑筒(228)通过万向铰(227)与所述的不旋转环(224)相连接，所述的不旋转环(224)和旋转环(225)通过万向铰(227)在任意方向上倾斜，同时通过滑筒(228)在所述的第一转轴(21)上移动；在所述伺服舵机(221)通过传动连杆(222)带动不旋转环(224)和旋转环(225)同步倾斜或在第一转轴(21)上移动时，所述的变距连杆(223)通过变距铰(232)同步改变桨叶(23)的桨距，实现桨叶(23)的总距变距功能；在所述的伺服舵机(221)差动偏转时，实现桨叶(23)的周期变距功能。3.如权利要求1所述的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，所述的第二转轴(31)为空心转轴，且第二转轴(31)通过一对推力轴承(311)安装在机身(1)上；在第二转轴(31)的转轴空腔内设有机翼承力连接件(313)，所述的至少一对机翼(33)穿设在第二转轴(31)上，且机翼(33)与第二转轴(31)之间还设有用于机翼(33)转动的轴承(322)；伸入在所述转轴空腔的机翼(33)的端部固连在所述的机翼承力连接件(313)上；所述的机翼角度偏转机构(32)包括在所述第二转轴(31)空腔内机翼(33)根部设有的涡轮蜗杆组件，涡轮蜗杆组件的涡轮设置在所述机翼(33)的根部，蜗轮蜗杆机构(321)的蜗杆与第二转轴(31)同向设置，且与第二驱动电机(312)均设置在所述的转轴空腔内，所述的轮蜗杆机构(321)具有内置电机用于驱动蜗杆使涡轮转动从而实现对至少一对机翼(33)安装角度的调整。4.如权利要求1所述的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，由所述机身(1)的机头至旋翼(2)、旋翼(2)至双模态机翼(3)的机身(1)为圆柱状平滑过渡，过渡剖
面呈面积逐渐增大的圆形；由所述双模态机翼(3)至机尾为水平平滑过渡，过渡剖面呈面积逐渐减小的长方形或正方形或梯形，机尾内部为桁架结构，用于满足不同模态下的结构强度要求，同时有着较高的气动效率。5.如权利要求1所述的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，所述桨叶(23)与至少一对机翼(33)之间的距离为0.36m～0.6m。6.如权利要求1所述的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，所述的桨叶(23)包括至少三片，三片桨叶(23)在所述机身(1)的周向上均匀布置，所述桨叶(23)的变距区间为10
°
～30
°
。7.如权利要求1所述的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，在所述机身(1)的尾部至少设有三片所述的尾翼(4)，且在机身(1)周向上均匀设置，用于保证飞机良好的横侧向稳定性；在所述尾翼(4)的后端布置有舵面，通过舵面偏转，实现飞机俯仰、偏航和滚转三轴运动；所述的起落架(5)伸缩收放的布置在尾翼(4)的末端及与尾翼(4)末端对应的机身(1)末端；安装在所述机身(1)的末端的起落架为主起落架(51)，安装在所述尾翼(4)末端的起落架为侧起落架(52)；所述的主起落架(51)包括设置在机身(1)末端的第一支杆，在第一支杆周向上均匀设有至少四个折叠收缩的第一支脚，用于支撑无人机时将第一支脚展开，飞行时第一支脚贴紧第一支杆设置；所述的侧起落架(52)包括第二支杆，第二支杆一端安装在所述尾翼(4)的外侧边，第二支杆的另一端上设有折叠收缩的第二支脚，用于支撑无人机时将第二支脚展开，飞行时第二支脚贴紧第二支杆设置。8.如权利要求1所述的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，所述的至少一对机翼(33)型号为naca0012的对称翼，至少一对机翼(33)的展弦比为12～13.5，用以满足无人机气动效率；所述机翼角度偏转机构(32)调整所述至少一对机翼(33)的安装角的角度为-5
°
～85
°
。9.如权利要求1-8任一所述的固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机，其特征在于，所述的第一转轴(21)、第二转轴(31)与所述机身(1)同轴设置，且第一转轴(21)和第二转轴(21)均为中空轴，所述第一转轴(21)的半径为0.05m～0.09m，第二转轴(31)的半径为0.08m～0.25m。10.如权利要求1-9所述固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机的工作方法，其特征在于，所述的无人机在垂直起降时，机身(1)竖直向上，所述的双模态机翼(3)为旋翼模态，通过机翼角度偏转机构(32)调整至少一对机翼(33)的一侧机翼安装角至70
°
～85
°
，另一侧机翼的安装角至反向的70
°
～85
°
，控制装置控制至少一对机翼(33)旋转，与桨叶(23)共同旋转产生升力，且控制所述至少一对机翼(33)与桨叶(23)旋转方向相反，以此相互抵消旋转产生的反扭力矩；同时伸出并展开或折叠收起所述的起落架(5)；所述的无人机在平飞时，机身(1)的姿态调整为水平，所述的双模态机翼(3)为固定翼模态，通过机翼变距机构(32)调整两侧至少一对机翼(33)的安装角至0
°
～5
°
，至少一对机翼(33)锁定在固定位置，使双模态机翼(3)保持水平，产生升力，同时旋翼(2)的通过桨叶(23)继续旋转产生拉力，使无人机前进或后退；同时收起起落架(5)，减小飞行阻力。

技术总结
本发明公开一种固定翼旋翼双模态尾座式垂直起降无人机设计方案，包括升机身、旋翼、双模态机翼、尾翼、起落架和动力系统。其中，旋翼布置于机身前段，旋翼由叶片、桨叶变距机构和转轴组成；双模态机翼布置于机身中段，双模态机翼由机翼、机翼变距机构和转轴组成；尾翼布置于机身末端，在尾翼后端布置有舵面；起落架分别布置于机尾末端和尾翼末端，并可以伸缩收放；动力系统为电动机，布置于机身内部。本发明不仅能够保证该无人机能够从陆地垂直起降，拥有较好的横向、纵向操纵性以及稳定性，还能够保证较高的气动效率以及较轻的结构重量。保证较高的气动效率以及较轻的结构重量。保证较高的气动效率以及较轻的结构重量。


技术研发人员：赵晓葭 乔红字 肖天航
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.03.21
技术公布日：2023/5/13