一种盒型复合翼飞行器的制作方法

1.本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种盒型复合翼飞行器。


背景技术：

2.复合翼飞行器由于其同时具有垂直起降和水平飞行能力，不受场地限制，使用灵活，得到快速发展和应用。
3.然而，目前的复合翼飞行器大多在常规布局固定翼飞行器基础上发展而来，为了保证良好的水平飞行性能，其翼展也比较大，虽然不需要跑道，但器较大的翼展尺寸也对起飞和降落的场地提出了很高的要求，影响其向大型化进一步发展。


技术实现要素：

4.为了解决上述技术问题，本发明提供了一种盒型复合翼飞行器，在与常规布局复合翼飞行器相同的飞行性能情况下，具有较小的翼展尺寸。
5.本发明提供的技术方案如下：
6.一种盒型复合翼飞行器，包括：
7.机身；
8.垂直尾翼，设置在所述机身的上侧；
9.盒型机翼，所述盒型机翼包括两个前机翼、两个后机翼及两个侧翼，两个所述前机翼分别位于所述机身的两侧，并分别与所述机身固定连接，两个所述后机翼分别位于所述机身的两侧，并分别与所述机身或所述垂直尾翼固定连接，两个所述前机翼分别通过所述侧翼与对应侧的所述后机翼固定连接；
10.侧壁支撑件，所述侧壁支撑件包括两个侧壁支撑板、两根侧壁前支撑杆和两根侧壁后支撑杆，两个所述侧壁支撑板分别位于所述机身的两侧，并分别与两侧的所述前机翼和所述后机翼连接固定，两根所述侧壁前支撑杆分别安装在两个所述侧壁支撑板的前部，两根所述侧壁后支撑杆分别安装在两个所述侧壁支撑板的后部；
11.螺旋桨系统，设置在所述侧壁前支撑杆和所述侧壁后支撑杆上，和/或设置在所述机身上，用于为飞行器提供飞行的动力；
12.动力系统，设置在所述机身和/或所述侧壁支撑板上，并与所述螺旋桨系统驱动连接；
13.起落架，设置在所述机身的下侧，用于为所述飞行器提供支撑。
14.本技术方案中，通过利用盒型机翼的机翼面积大、结构受力好的特点，使飞行器在相同的低速飞行性能情况下，可减小翼展尺寸，降低对起降场地的空间要求。
15.进一步优选地，所述螺旋桨系统包括推进器和若干个旋翼组件，所述推进器设置在所述机身上，并与所述动力系统连接，用于为所述飞行器提供水平飞行的动力，若干个所述旋翼组件分别设置在两根所述侧壁前支撑杆和所述侧壁后支撑杆上，并分别与所述动力系统连接，用于为所述飞行器提供竖直起降的动力。
16.本技术方案中，通过设置旋翼组件为飞行器提供竖直起降的动力，设置推进器为飞行器提供水平飞行的动力。
17.进一步优选地，所述螺旋桨系统包括若干个旋翼组件和若干个旋翼倾转驱动器，若干个所述旋翼组件分别与所述动力系统和对应的所述旋翼倾转驱动器驱动连接，若干个所述旋翼倾转驱动器分别安装在所述侧壁前支撑杆或所述侧壁后支撑杆上，所述旋翼倾转驱动器驱动所述旋翼组件转动进而改变所述旋翼组件的朝向，所述动力系统驱动所述旋翼组件工作为飞行器提供飞行的动力。
18.本技术方案中，与前一套技术方案相比，通过增加旋翼倾转驱动器使旋翼组件可以向前倾转实现水平飞行，取消了推进器结构，可减轻结构重量。
19.进一步优选地，所述旋翼组件包括一个或两个旋翼螺旋桨；
20.所述旋翼螺旋桨为有轴螺旋桨或为无轴螺旋桨；
21.和/或，所述旋翼螺旋桨为可调节桨距形式或为定桨距形式；
22.和/或，每个所述旋翼螺旋桨的叶片数量不少于两片。
23.进一步优选地，所述旋翼组件包括两个所述旋翼螺旋桨，两个所述旋翼螺旋桨反向转动或同向转动。
24.进一步优选地，所述前机翼包括前内机翼和前外机翼，所述前内机翼的一端与所述机身固定连接，另一端与所述侧壁支撑板固定连接，所述前外机翼的一端与所述侧壁支撑板可拆卸连接，另一端与所述侧翼可拆卸连接；
25.所述后机翼包括后内机翼和后外机翼，所述后内机翼的一端与所述机身或所述垂直尾翼固定连接，另一端与所述侧壁支撑板固定连接，所述后外机翼的一端与所述侧壁支撑板可拆卸连接，另一端与所述侧翼可拆卸连接。
26.本技术方案中，通过将前机翼和后机翼进行分段可拆卸设计，可实现根据飞行任务的不同，选择不同组合方案：在执行低速长航时飞行任务时，安装前机翼和后机翼的外侧机翼，使飞行器具有良好的低速飞行特性；在执行高速飞行任务时，拆卸前机翼和后机翼的外侧机翼，降低飞行器重量，同时减少飞行阻力，提高飞行器的飞行速度。
27.进一步优选地，所述动力系统包括：
28.电动机，所述电动机分别与所述旋翼组件和/或所述推进器驱动连接；
29.电池系统，所述电池系统设置在所述机身和/或所述侧壁支撑板内，并与所述电动机连接，用于提供电力。
30.进一步优选地，所述动力系统还包括：
31.发动机，所述发动机与所述推进器驱动连接，所述电动机与所述旋翼组件驱动连接；
32.发电机，所述发电机与所述发动机驱动连接，且所述发电机与所述电池系统电连接。
33.进一步优选地，所述动力系统还包括行星齿轮组：
34.所述行星齿轮组包括太阳轮、行星轮、行星架和齿圈，所述太阳轮位于所述齿圈的中心，所述行星轮位于所述齿圈与所述太阳轮之间并分别与所述齿圈和所述太阳轮啮合，所述行星架与所述行星轮连接，所述太阳轮、所述齿圈及所述行星架均同轴设置；
35.所述太阳轮与所述发动机驱动连接，所述行星架与所述推进器驱动连接，所述齿
圈与所述发电机驱动连接；
36.或，所述太阳轮与所述发动机驱动连接，所述行星架与所述发电机驱动连接，所述齿圈与所述推进器驱动连接；
37.或，所述太阳轮与所述推进器驱动连接，所述行星架与所述发动机驱动连接，所述齿圈与所述发电机驱动连接；
38.或，所述太阳轮与所述推进器驱动连接，所述行星架与所述发电机驱动连接，所述齿圈与所述发动机驱动连接；
39.或，所述太阳轮与所述发电机驱动连接，所述行星架与所述推进器驱动连接，所述齿圈与所述发动机驱动连接；
40.或，所述太阳轮与所述发电机驱动连接，所述行星架与所述发动机驱动连接，所述齿圈与所述推进器驱动连接。
41.进一步优选地，所述行星齿轮组还包括：
42.第一锁止器，所述第一锁止器与所述发动机的转轴连接；
43.和/或，第二锁止器，所述第二锁止器与所述发电机的转轴连接；
44.和/或，第三锁止器，所述第三锁止器与所述推进器连接。
45.与现有技术相比，本发明的盒型复合翼飞行器至少具有以下之一的有益效果：
46.1、本发明利用盒型机翼的机翼面积大、结构受力好的特点，使飞行器在相同的低速飞行性能情况下，可减小翼展尺寸，降低对起降场地的空间要求；
47.2、通过侧壁支撑件将前后旋翼组件连接起来，使前后旋翼组件在垂直方向的拉力相对于机翼的附加弯矩在侧壁支撑件处平衡，以消除附加弯矩对机翼的影响；
48.3、通过电动机驱动旋翼组件，虽然目前电池的能量密度偏低，而飞行器在垂直起飞和降落时所需功率很大，但飞行器在垂直起飞和降落的总时间很短，所需的总能量不大，电池系统的总重量较轻；而电动机的单位重量功率很高，非常适合飞行器在垂直起降阶段所需的高爆发功率需求；通过电池系统和电动机配合使用，可在相同垂直起降重量的情况下，降低动力系统的整体重量，提高有效任务载荷；
49.4、通过设置行星齿轮组进行动力分配和动力耦合，使飞行器在水平飞行时，可在增程式、油电同时驱动、纯油驱动等模式之间自由切换，提高燃油效率，进一步提高飞行时间和飞行里程。
附图说明
50.下面将以明确易懂的方式，结合附图说明优选实施方式，对上述特性、技术特征、优点及其实现方式予以进一步说明。
51.图1是实施例一的盒型复合翼飞行器的俯视图；
52.图2是实施例一的盒型复合翼飞行器的正视图；
53.图3是实施例一的盒型复合翼飞行器的侧视图；
54.图4是实施例一的盒型复合翼飞行器第一动力方案；
55.图5是实施例一的盒型复合翼飞行器第二动力方案；
56.图6是实施例一的盒型复合翼飞行器第三动力方案；
57.图7是实施例一的盒型复合翼飞行器第四动力方案；
58.图8是实施例一的行星齿轮组的传动示意图；
59.图9是实施例二的盒型复合翼飞行器垂直起降状态正视图；
60.图10是实施例二的盒型复合翼飞行器垂直起降状态侧视图；
61.图11是实施例二的盒型复合翼飞行器垂直起降状态俯视图；
62.图12是实施例二的盒型复合翼飞行器第一动力方案；
63.图13是实施例二的盒型复合翼飞行器第一动力方案；
64.图14是实施例二的盒型复合翼飞行器第二动力方案；
65.图15是实施例二的盒型复合翼飞行器第一种水平飞行状态侧视图；
66.图16是实施例二的盒型复合翼飞行器第二种水平飞行状态侧视图；
67.图17是实施例二的盒型复合翼飞行器第三种水平飞行状态侧视图；
68.图18是实施例二的盒型复合翼飞行器第三种水平飞行状态侧视图；
69.图19是实施例二的盒型复合翼飞行器拆除外翼状态正视图；
70.图20是实施例二的盒型复合翼飞行器拆除外翼状态侧视图；
71.图21是实施例二的盒型复合翼飞行器拆除外翼状态俯视图。
72.附图标号说明：
73.10、机身；11、机身前段；12、机身中段；13、机身后段；20、垂直尾翼；21、垂直尾翼安定面；22、垂直尾翼活动面；30、盒型机翼；31、前机翼；311、前内机翼；3111、前内机翼翼盒；3112、前内机翼前缘襟/缝翼；3113、前内机翼后缘襟/缝翼；312、前外机翼；3121、前外机翼翼盒；3122、前外机翼前缘襟/缝翼；3123、前外机翼副翼；32、后机翼；321、后内机翼；3211、后内机翼翼盒；3212、后内机翼后缘襟/缝翼；322、后外机翼；3221、后外机翼翼盒；3222、后外机翼副翼；33、侧翼；331、侧翼安定面；332、侧翼活动面；34、侧壁支撑件；341、侧壁支撑板；342、侧壁前支撑杆；343、侧壁后支撑杆；344、侧壁活动面；40、起落架；50、旋翼组件；51、旋翼螺旋桨；52、旋翼倾转驱动器；60、推进器；61、推进器螺旋桨；62、推进器传动轴；70、动力系统，71、电池系统；72、电动机；73、发动机；74、发电机；75、行星齿轮组；751、太阳轮；752、行星轮；753、行星架；754、齿圈；755、第一锁止器；756、第二锁止器；757、第三锁止器。
具体实施方式
74.以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定系统结构、技术之类的具体细节，以便透彻理解本技术实施例。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其他实施例中也可以实现本技术。在其他情况中，省略对众所周知的系统、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本技术的描述。
75.应当理解，当在本说明书和所附权利要求书中使用时，术语“包括”指示所述描述特征、整体、步骤、操作、元素和/或组件的存在，但并不排除一个或多个其他特征、整体、步骤、操作、元素、组件和/或集合的存在或添加。
76.为使图面简洁，各图中只示意性地表示出了与本发明相关的部分，它们并不代表其作为产品的实际结构。另外，以使图面简洁便于理解，在有些图中具有相同结构或功能的部件，仅示意性地绘示了其中的一个，或仅标出了其中的一个。在本文中，“一个”不仅表示“仅此一个”，也可以表示“多于一个”的情形。
77.还应当进一步理解，在本技术说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是
指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。
78.在附图所示的实施例中，方向的指示(诸如上、下、左、右、前和后)用以解释本发明的各种组件的结构和运动不是绝对的而是相对的。当这些组件处于附图所示的位置时，这些说明是合适的。如果这些组件的位置的说明发生改变时，则这些方向的指示也相应地改变。
79.另外，在本技术的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
80.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，下面将对照附图说明本发明的具体实施方式。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图，并获得其他的实施方式。
81.【实施例一】
82.如图1至图8所示，本实施例提供了一种盒型复合翼飞行器，包括机身10、盒型机翼30、垂直尾翼20、若干个旋翼组件50、推进器60、动力系统70以及起落架40。其中，垂直尾翼20设置在机身10的上侧。盒型机翼30包括两个前机翼31、两个后机翼32、两个侧翼33以及两个侧壁支撑件34，两个前机翼31分别位于机身10的两侧，并分别与机身10固定连接；两个后机翼32分别位于机身10的两侧，并分别与垂直尾翼20固定连接，两个前机翼31分别通过侧翼33与对应侧的后机翼32固定连接；两个侧壁支撑件34分别位于机身10的两侧，并分别与两个前机翼31和对应侧的后机翼32固定连接。若干个旋翼组件50分别设置在两个侧壁支撑件34的前后，用于为飞行器提供垂直起降的动力。推进器60设置在机身10上，用于为飞行器提供水平飞行的动力。动力系统70设置在机身10和/或侧壁支撑件34上，并与若干个旋翼组件50和推进器60驱动连接。起落架40设置在机身10的下侧，用于为飞行器提供支撑。
83.具体地，如图1至图3所示，机身10包括设置于机身前部的机身前段11、设置于机身中部的机身中段12以及设置于机身后部的机身后段13。垂直尾翼20包括垂直尾翼安定面21和垂直尾翼活动面22，垂直尾翼安定面21固定连接在机身后段12上部，垂直尾翼活动面22设置于垂直尾翼安定面21后缘，与垂直尾翼安定面21铰接，可绕转轴左右转动。两个前机翼31设置于机身中段12下部，两个后机翼32设置于垂直尾翼安定面21顶部，两个侧翼33分别连接对应的前机翼31和后机翼32。前机翼31为飞行器提供升力，后机翼32为飞行器提供升力和俯仰操纵力矩，侧翼33可为飞行器提供侧向力，侧翼33与垂直尾翼20配合使用，侧翼33包括侧翼安定面331和侧翼活动面332，其为飞行器提供侧向稳定性和操纵性。侧壁支撑件34包括侧壁支撑板341、侧壁前支撑杆342和侧壁后支撑杆343，两个侧壁支撑板341分别位于机身10的两侧，并分别与两侧的前机翼31和后机翼32连接固定，两根侧壁前支撑杆342分别安装在两个侧壁支撑板341的前部，两根侧壁后支撑杆343分别安装在两个侧壁支撑板341的后部。推进器60设置于机身后段13的后部，为飞行器提供水平飞行的动力。每根侧壁前支撑杆342和根侧壁后支撑杆343上至少各布置1个旋翼组件50。起落架40为轮式起落架，或为滑撬式起落架。
84.本实施例中，飞行器在起飞和降落时，由若干个旋翼组件50工作，提供升力和操纵力矩，控制飞行器平稳起飞和降落，具有与多旋翼飞行器一样的垂直起降能力；在垂直起飞转平飞时，若干个旋翼组件50和推进器60配合工作，使飞行器水平加速至盒型机翼产生足
够升力的速度时，若干个旋翼组件50停止工作，由推进器60继续推动飞行器巡航飞行，具有与固定翼飞行器相同的巡航飞行能力。
85.进一步地，如图1至图3所示，前机翼31包括前内机翼311和前外机翼312，前内机翼311包括前内机翼翼盒3111和前内机翼后缘襟/缝翼3113，前内机翼翼盒3111为前内机翼311的主要受力结构件，其一端固定连接在机身中段12处，另一端与侧壁支撑板341的下端固定连接，前内机翼后缘襟/缝翼3113设置于前内机翼翼盒3111的后缘处；前内机翼311还包括前内机翼前缘襟/缝翼3112，前内机翼前缘襟/缝翼3112设置于前内机翼翼盒3111的前缘处。前外机翼312包括前外机翼翼盒3121和前外机翼副翼3123，前外机翼翼盒3121为前外机翼312的主要受力结构件，其一端可拆卸地连接在侧壁支撑板341的下端处，另一端与侧壁支撑板341的下端固定连接，前外机翼副翼3123设置于前外机翼翼盒3121的后缘处；前外机翼312还包括前外机翼前缘襟/缝翼3122，前外机翼前缘襟/缝翼3122设置于前外机翼翼盒3121的前缘处。
86.后机翼32包括后内机翼321和后外机翼322，后内机翼321包括后内机翼翼盒3211和后内机翼后缘襟/缝翼3212，后内机翼翼盒3211为后内机翼321的主要受力结构件，其一端固定连接在机身中段12处，另一端与侧壁支撑板341的上端固定连接，后内机翼后缘襟/缝翼3212设置于后内机翼翼盒3211的后缘处。后外机翼322包括后外机翼翼盒3221和后外机翼副翼3222，后外机翼翼盒3221为后外机翼322的主要受力结构件，其一端可拆卸地连接在侧壁支撑板341的上端处，另一端与侧壁支撑板341的上端固定连接，后外机翼副翼3222设置于后外机翼翼盒3221的后缘处。
87.进一步地，旋翼组件50包括旋翼螺旋桨51，旋翼螺旋桨51可以为有轴螺旋桨形式或无轴螺旋桨形式；旋翼螺旋桨51可以为可调节桨距形式或为定桨距形式，优选为可调桨距形式；每套旋翼螺旋桨51的叶片数量为2片及以上；每个旋翼组件50包括一个或两个旋翼螺旋桨51。
88.如图4所示，推进器60包括推进器螺旋桨61和推进器传动轴62，推进器传动机构62的一端在内部与动力系统70驱动连接，另一端穿过机身后段13的外壳，与推进器螺旋桨61驱动连接。推进器螺旋桨61用于产生向后的推力，推动飞行器水平飞行。
89.动力系统70用于驱动旋翼组件50和推进器60。动力系统70有多种实现方式：
90.第一种实现方式，如图4所示，动力系统70为纯电动模式，包括电池系统71和电动机72，电池系统71设置于机身和/或设置于侧壁支撑件34内；电动机72与电池系统71电连接，并与旋翼组件50和推进器60驱动连接。
91.第二种实现方式，如图5所示，动力系统70为混合动力模式，包括电池系统71、电动机72和发动机73，电池系统71设置于机身和/或设置于侧壁支撑件34内；电动机72于电池系统71电连接，并与旋翼组件50驱动连接；发动机73和推进器60驱动连接。
92.第三种实现方式，如图6所示，在第二种实现方式的基础上，动力系统70还包括发电机74，发电机74与发动机73驱动连接，优选地，发电机74为电动/发电一体式。
93.第四种实现方式，如图7和图8所示，在第三种实现方式的基础上，动力系统70还包括行星齿轮组75，行星齿轮组75包括太阳轮751、行星轮752、行星架753和齿圈754，行星齿轮组75包括太阳轮751、行星轮752、行星架753和齿圈754，太阳轮751位于齿圈754的中心，行星轮752位于齿圈754与太阳轮751之间并分别与齿圈754和太阳轮751啮合，行星架753与
行星轮752连接，太阳轮751、齿圈754及行星架753均同轴设置。太阳轮751与发动机73驱动连接，行星架753与推进器传动轴62的转轴驱动连接，齿圈754与发电机74驱动连接；或，太阳轮751与发动机73驱动连接，行星架753与发电机74驱动连接，齿圈754与推进器传动轴62的转轴驱动连接；或，太阳轮751与推进器传动轴62的转轴驱动连接，行星架753与发动机73的转轴驱动连接，齿圈754与发电机74驱动连接；或，太阳轮751与推进器传动轴62的转轴驱动连接，行星架753与发电机74驱动连接，齿圈754与发动机73驱动连接；或，太阳轮751与发电机74驱动连接，行星架753与推进器传动轴62的转轴驱动连接，齿圈754与发动机73驱动连接；或，太阳轮751与发电机74驱动连接，行星架753与发动机73驱动连接，齿圈754与推进器传动轴62的转轴驱动连接。通过设置行星齿轮组75进行动力分配和动力耦合，使飞行器在水平飞行时，可在纯电式、增程式、油电同时驱动、纯油驱动等模式之间自由切换，提高燃油效率，进一步提高续航时间和续航里程。
94.进一步地，如图8所示，在第四种实现方式中行星齿轮组75还包括第一锁止器755、第二锁止器756和第三锁止器757，第一锁止器755与发动机73的转轴连接，第二锁止器756与发电机74的转轴连接，第三锁止器757与推进器传动轴62的转轴连接。第一锁止器755、第二锁止器756和第三锁止器757可分别用于控制发动机73、发电机74、推进器传动轴62的转轴是否工作。
95.飞行器垂直起飞和降落状态时，若为发动机增程工作模式，则第三锁止器757锁止，第一锁止器755和第二锁止器756松开，推进器传动轴62的转轴不工作，发动机73通过行星齿轮组75驱动发电机74发电并将电能传输至电池系统71，电池系统71将电能分配至盒型机翼30处的电动机72，电动机72驱动对应的旋翼组件50工作，旋翼组件50产生向下的推力推动飞行器垂直起飞或降落；若为纯电模式，则第一锁止器755、第二锁止器756和第三锁止器757均锁止，发动机不工作，由电池系统71为电动机72提供电能，带动旋翼组件50工作。
96.飞行器水平飞行状态时，若为发动机直驱模式，则第二锁止器756锁止，第一锁止器755和第三锁止器757松开，发动机73通过行星齿轮组75驱动推进器传动轴62的转轴转动，带动推进器螺旋桨61工作，产生向后推力，推动飞行器水平飞行；若为发动机直驱兼充电模式，则第一锁止器755、第二锁止器756和第三锁止器757均松开，发动机73通过行星齿轮组75驱动推进器传动轴62的转轴转动，带动推进器螺旋桨61工作，同时带动发电机74工作，发电机74发电并将电能传输至电池系统71；若为纯电工作模式，则则第一锁止器755锁止，第二锁止器756和第三锁止器757松开，发电机74为电动机工作模式，通过行星齿轮组75驱动推进器传动轴62的转轴转动，带动推进器螺旋桨61工作。
97.【实施例二】
98.在上述实施例的基础上，如图9至图21所示，本实施例提供了一种盒型复合翼飞行器，包括机身10、盒型机翼30、垂直尾翼20、若干个旋翼组件50、动力系统70以及起落架40。其中，垂直尾翼20设置在机身10的上侧。盒型机翼30包括两个前机翼31、两个后机翼32、两个侧翼33以及两个侧壁支撑件34，两个前机翼31分别位于机身10的两侧，并分别与机身10固定连接；两个后机翼32分别位于机身10的两侧，并分别与垂直尾翼20固定连接，两个前机翼31分别通过侧翼33与对应侧的后机翼32固定连接；两个侧壁支撑件34分别位于机身10的两侧，并分别与两个前机翼31和对应侧的后机翼32固定连接。若干个旋翼组件50分别设置在两个侧壁支撑件34的前后，用于为飞行器提供垂直起降和水平飞行的动力。动力系统70
设置在机身10和/或侧壁支撑件34上，并与若干个旋翼组件50驱动连接。起落架40设置在机身10的下侧，用于为飞行器提供支撑。
99.具体地，如图9至图11所示，机身10包括设置于机身前部的机身前段11、设置于机身中部的机身中段12以及设置于机身后部的机身后段13。垂直尾翼20包括垂直尾翼安定面21和垂直尾翼活动面22，垂直尾翼安定面21固定连接在机身后段12上部，垂直尾翼活动面22设置于垂直尾翼安定面21后缘，与垂直尾翼安定面21铰接，可绕转轴左右转动。两个前机翼31设置于机身中段12下部，两个后机翼32设置于垂直尾翼安定面21顶部，两个侧翼33分别连接对应的前机翼31和后机翼32。前机翼31为飞行器提供升力，后机翼32为飞行器提供升力和俯仰操纵力矩，侧翼33可为飞行器提供侧向力，侧翼33与垂直尾翼20配合使用，侧翼33包括侧翼安定面331和侧翼活动面332，其为飞行器提供侧向稳定性和操纵性。侧壁支撑件34包括侧壁支撑板341、侧壁前支撑杆342和侧壁后支撑杆343，两个侧壁支撑板341分别位于机身10的两侧，并分别与两侧的前机翼31和后机翼32连接固定，两根侧壁前支撑杆342分别安装在两个侧壁支撑板341的前部，两根侧壁后支撑杆343分别安装在两个侧壁支撑板341的后部。旋翼组件50包括旋翼螺旋桨51和旋翼倾转驱动器52，旋翼螺旋桨51与电动机72驱动连接，并通过旋翼倾转驱动器52安装在侧壁支撑件34上，每根侧壁前支撑杆342和根侧壁后支撑杆343上至少各布置1个旋翼组件50，其中布置在侧壁前支撑杆342前端的旋翼组件50的旋翼螺旋桨51朝上安装，布置在侧壁后支撑杆343后端的旋翼组件50的旋翼螺旋桨51朝下安装,或所有旋翼组件50的旋翼螺旋桨51均朝上安装。起落架40为轮式起落架，或为滑撬式起落架。
100.本实施例中，飞行器在起飞和降落时，由若干个旋翼组件50工作，提供升力和操纵力矩，控制飞行器平稳起飞和降落，具有与多旋翼飞行器一样的垂直起降能力；在垂直起飞转平飞时，布置在侧壁前支撑杆342前端的旋翼组件50向前倾转，和/或布置在侧壁后支撑杆343后端的旋翼组件50向后倾转，如图15至图18所示，使飞行器向前水平飞行，具有与固定翼飞行器相同的巡航飞行能力。
101.进一步地，如图9至图11所示，前机翼31包括前内机翼311和前外机翼312，前内机翼311包括前内机翼翼盒3111和前内机翼后缘襟/缝翼3113，前内机翼翼盒3111为前内机翼311的主要受力结构件，其一端固定连接在机身中段12处，另一端与侧壁支撑板341的下端固定连接，前内机翼后缘襟/缝翼3113设置于前内机翼翼盒3111的后缘处；前内机翼311还包括前内机翼前缘襟/缝翼3112，前内机翼前缘襟/缝翼3112设置于前内机翼翼盒3111的前缘处。前外机翼312包括前外机翼翼盒3121和前外机翼副翼3123，前外机翼翼盒3121为前外机翼312的主要受力结构件，其一端可拆卸地连接在侧壁支撑板341的下端处，另一端与侧壁支撑板341的下端固定连接，前外机翼副翼3123设置于前外机翼翼盒3121的后缘处；前外机翼312还包括前外机翼前缘襟/缝翼3122，前外机翼前缘襟/缝翼3122设置于前外机翼翼盒3121的前缘处。
102.后机翼32包括后内机翼321和后外机翼322，后内机翼321包括后内机翼翼盒3211和后内机翼后缘襟/缝翼3212，后内机翼翼盒3211为后内机翼321的主要受力结构件，其一端固定连接在机身中段12处，另一端与侧壁支撑板341的上端固定连接，后内机翼后缘襟/缝翼3212设置于后内机翼翼盒3211的后缘处。后外机翼322包括后外机翼翼盒3221和后外机翼副翼3222，后外机翼翼盒3221为后外机翼322的主要受力结构件，其一端可拆卸地连接
在侧壁支撑板341的上端处，另一端与侧壁支撑板341的上端固定连接，后外机翼副翼3222设置于后外机翼翼盒3221的后缘处。
103.进一步地，侧壁支撑件34还包括侧壁活动面344，如图20所示，侧壁活动面344设置于侧壁支撑板341的后缘，与侧壁支撑板341铰接，可绕转轴左右转动。
104.本实施例中，通过将前机翼和后机翼进行分段可拆卸设计，可实现根据飞行任务的不同，选择不同组合方案：在执行低速长航时飞行任务时，安装前外机翼和后外机翼，增加飞行器的机翼面积，使飞行器具有良好的低速飞行特性；在执行高速飞行任务时，拆卸前外机翼和后外机翼，如图19至图21所示，降低飞行器重量，同时减少飞行阻力，提高飞行器的飞行速度。
105.进一步地，旋翼螺旋桨51可以为有轴螺旋桨形式或无轴螺旋桨形式；旋翼螺旋桨51可以为可调节桨距形式或为定桨距形式，优选为可调桨距形式；每套旋翼螺旋桨51的叶片数量为2片及以上；每个旋翼组件50包括一个或两个旋翼螺旋桨51。
106.动力系统70用于驱动旋翼组件50。动力系统70有多种实现方式：
107.第一种实现方式，如图12和图13所示，动力系统70为纯电动模式，包括电池系统71和电动机72，电池系统71设置于机身和/或设置于侧壁支撑件34内；电动机72与电池系统71电连接，并与旋翼组件50驱动连接。
108.第二种实现方式，如图14所示，动力系统70为混合动力模式，包括电池系统71、电动机72、发动机73以及发电机74，电池系统71设置于机身和/或设置于侧壁支撑件34内；电动机72于电池系统71电连接，并与旋翼组件50驱动连接；发动机73和推进器60驱动连接。
109.在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详细描述或记载的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
110.应当说明的是，上述实施例均可根据需要自由组合。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。