1.本实用新型涉及飞行器技术领域，具体涉及一种飞行器以及飞行运输装置。
背景技术：
2.近年来，随着电机效率、锂电池能量密度、导航和自主控制技术的快速发展，加上电机转速具备可快速调节而改变螺旋桨驱动力实现飞行控制的特点，研制实用型电动载人飞行器的条件已然成熟。目前正在研制中的载人evtol(电动垂直起降)飞行器构型可分为三类：旋翼或多旋翼、多旋翼与固定翼组合的复合翼或倾转旋翼、倾转翼。
3.然而，目前进入样机试飞阶段的evtol(电动垂直起降)飞行器构型绝大多数是前两类(多旋翼或复合翼)，另外，传统直升机的大桨盘旋翼比小桨盘的多旋翼的气动效率(kg/kw)明显要高，却很少被采用，主要原因一是多旋翼的操控相对简单，二是倾转翼在vtol(垂直起降)和前飞模式之间的飞行转换过程气动力变化复杂导致控制难度和未知数相对大，需要相对长的研发时间和成本。
技术实现要素：
4.本实用新型的主要目的是提出一种飞行器以及飞行运输装置，旨在提供一种倾转翼与旋翼组合的飞行器设计以及飞行模式转换技术。
5.为实现上述目的，本实用新型提出一种飞行器，其中，所述飞行器包括机架、主旋桨以及倾转机翼组件，所述机架前后向延伸设置；所述主旋桨安装于所述机架的后端；所述倾转机翼组件包括左右延伸的安装于所述机架的前端两侧的两个倾转机翼以及安装于所述倾转机翼上的副旋桨，且所述倾转机翼包括主翼与副翼，所述副旋桨安装于所述主翼；其中，所述倾转机翼可带动所述副旋桨沿左右轴线同步转动，以使得所述倾转机翼和所述副旋桨在竖向设置位置时处于提供升力的起落模式，在转动过程中以及转动至水平设置时处于提供升力和拉力的前飞模式。
6.可选地，所述主翼包括前梁、后梁、翼肋以及壳体，且位于所述机架两侧的两个所述主翼上的所述前梁与所述后梁分别左右延伸连接以形成两根连续梁，所述机架前端的两侧分别设置有安装轴承，所述前梁穿设于所述安装轴承以将所述主翼安装于所述机架；所述后梁通过驱动装置与所述机架相连，以使得所述倾转机翼在所述驱动装置驱动下可以所述前梁为转轴转动，且当所述倾转机翼转动到所述后梁与所述机架下表面接触时可锁止。
7.可选地，所述倾转机翼的左右向翼展长度为l，所述副旋桨的安装点位距所述倾转机翼的翼根距离为a，则0.4l≤a≤0.5l，以使得两个安装于所述机架的前端两侧的所述副旋桨与安装于所述机架的后端的所述主旋桨形成三点式动力布局。
8.可选地，所述倾转机翼的左右向翼展长度为l，前后弦向长度为c，所述副翼安装在所述倾转机翼的后端且左右向靠近翼尖的位置，所述副翼沿左右展向的长度为b，宽度为d，则0.3l≤b≤0.5l，0.3c≤d≤0.4c，且所述副翼可沿其前端安装于所述倾转机翼上的左右轴线转动，以使得所述副翼具有一转动角度β，且-30
°
≤β≤30
°
。
9.可选地，所述倾转机翼的根部沿前后弦向安装有前起落架，所述前起落架随所述倾转机翼绕左右轴线同步转动，以在所述起落模式，所述前起落架随所述倾转机翼转动至竖向位置，在所述机架下方抵持支撑面支撑所述飞行器；在所述前飞模式，所述前起落架随所述倾转机翼向后转动至水平位置，以贴附收纳于所述机架的底部两侧。
10.可选地，所述机架后端的两侧铰接安装有后起落架，使得所述后起落架可绕铰接处左右向轴线转动，以使得在所述后起落架的转动行程上，所述后起落架具有向前转动贴附于所述机架两侧的收纳位置、向下转动以抵持支撑面支撑所述飞行器的支撑位置以及向后转动至水平的飞行位置；
11.可选地，所述后起落架的末端安装有垂直尾翼，且所述垂直尾翼上设置有转向舵，在所述后起落架位于所述飞行位置时，所述垂直尾翼竖向设置以控制所述飞行器的航向。
12.可选地，所述主旋桨包括共轴双旋桨。
13.可选地，所述主旋桨设置有前倾安装角，所述前倾安装角为θ，则θ＜15
°
。
14.本实用新型还提出一种飞行运输装置，其中，所述飞行运输装置包括所述飞行器，所述飞行器包括机架、主旋桨以及倾转机翼组件，所述机架前后向延伸设置；所述主旋桨安装于所述机架的后端；所述倾转机翼组件包括左右延伸的安装于所述机架的前端两侧的两个倾转机翼以及安装于所述倾转机翼上的副旋桨，且所述倾转机翼包括主翼与副翼，所述副旋桨安装于所述主翼；其中，所述倾转机翼可带动所述副旋桨沿左右轴线同步转动，以使得所述倾转机翼和所述副旋桨在竖向设置位置时处于提供升力的起落模式，在转动过程中以及转动至水平设置时处于提供升力和拉力的前飞模式。
15.本实用新型的技术方案中，所述主旋桨安装在机身后端，始终提供主要动力，以维持所述飞行器的飞行。当安装在所述倾转机翼的所述副旋桨处于所述起落模式时，提供至少1/3起飞重量的动力，配合提供主动力的所述主旋桨维持所述飞行器的垂直起降和悬停状态，此时所述倾转机翼竖向设置，避免对所述副旋桨的气流造成阻碍，提升气动效率；当所述副旋桨处于所述前飞模式时，所述副旋桨提供全部推力而不再提供升力，此时所述倾转机翼水平设置以处于接近水平的位置且处于前飞气流内以提供原先所述副旋桨所提供的升力，得以维持所述飞行器的飞行。所述飞行器如此设置，一方面所述主旋桨始终处于动力提供状态，所述倾转机翼带动所述副旋桨进行模式切换时对维持所述飞行器的飞行稳定性影响较小，使所述飞行器在所述起落模式以及所述前飞模式的飞行转换过程控制更稳定；另一方面所述倾转机翼与所述副旋桨协同转动，使控制系统简化。
附图说明
16.为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，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示出的结构获得其他的附图。
17.图1为本实用新型提供的飞行器的一实施例的前飞状态的俯视示意图；
18.图2为图1中的飞行器的垂直起降状态的侧视示意图；
19.图3为图2的前视示意图；
20.图4为图1中的倾转机翼组件在起落模式时的侧视示意图；
21.图5为图1中的倾转机翼组件在前飞模式时的侧视示意图。
22.附图标号说明：
23.标号名称标号名称1000飞行器3113翼肋1机架3114壳体2主旋桨312副翼3倾转机翼组件32副旋桨31倾转机翼4前起落架311主翼5后起落架3111前梁51垂直尾翼3112后梁6驱动装置
24.本实用新型目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
25.下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
26.需要说明，若本实用新型实施例中有涉及方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)，则该方向性指示仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
27.另外，若本实用新型实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其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至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“a和/或b”为例，包括a方案、或b方案、或a和b同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本实用新型要求的保护范围之内。
28.近年来，随着电机效率、锂电池能量密度、导航和自主控制技术的快速发展，加上电机转速具备可快速调节而改变螺旋桨驱动力实现飞行控制的特点，研制实用型电动载人飞行器的条件已然成熟。目前正在研制中的载人evtol(电动垂直起降)飞行器构型可分为三类：旋翼或多旋翼、多旋翼与固定翼组合的复合翼或倾转旋翼、倾转翼。
29.然而，目前进入样机试飞阶段的evtol(电动垂直起降)飞行器构型绝大多数是前两类(多旋翼或复合翼)，另外，传统直升机的大桨盘旋翼比小桨盘的多旋翼的气动效率(kg/kw)明显要高，缺很少被采用，主要原因一是多旋翼的操控相对简单，二是倾转翼在vtol(垂直起降)和前飞模式之间的飞行转换过程气动力变化复杂导致控制难度和未知数相对大，需要相对长的研发时间和成本。
30.鉴于此，本实用新型提供一种飞行器，图1至图5为本实用新型提供的飞行器的一
实施例，以下将结合具体的附图对所述飞行器进行说明。
31.请参阅图1至图5，所述飞行器1000包括机架1、主旋桨2以及倾转机翼组件3，所述机架1前后向延伸设置；所述主旋桨2安装于所述机架1的后端；所述倾转机翼组件3包括左右延伸的安装于所述机架1的前端两侧的两个倾转机翼31以及安装于所述倾转机翼31上的副旋桨32，且所述倾转机翼31包括主翼311和副翼312，所述副旋桨32安装于所述主翼311；其中，所述倾转机翼31可带动所述副旋桨32沿左右轴线同步转动，以使得所述倾转机翼31和所述副旋桨32在竖向设置位置时处于提供升力的起落模式，在转动过程中以及转动至水平设置时处于提供升力和拉力的前飞模式。
32.本实用新型的技术方案中，所述主旋桨2安装在机身后端，始终提供主要动力，以维持所述飞行器1000的飞行。当安装在所述倾转机翼31的所述副旋桨32处于所述起落模式时，提供至少1/3起飞重量的动力，配合提供主动力的所述主旋桨2维持所述飞行器1000的垂直起降和悬停状态，此时所述倾转机翼31竖向设置，避免对所述副旋桨32的气流造成阻碍，提升气动效率；当所述副旋桨32处于所述前飞模式时，所述副旋桨32提供全部推力而不再提供升力，此时所述倾转机翼31水平设置以处于接近水平的位置且处于前飞气流内以提供原先所述副旋桨32所提供的升力，得以维持所述飞行器1000的飞行。所述飞行器1000如此设置，一方面所述主旋桨2始终处于动力提供状态，所述倾转机翼31带动所述副旋桨32进行模式切换时对维持所述飞行器1000的飞行稳定性影响较小，使所述飞行器1000在所述起落模式以及所述前飞模式的飞行转换过程控制更稳定；另一方面所述倾转机翼31与所述副旋桨32协同转动，使控制系统简化。
33.需要注意的是，本实施例中，所述副旋桨32为电动旋桨以实现转速的快速调节进而更便于飞行的控制。可以理解的是，所述飞行器1000在vtol(垂直起降)时，利用所述主旋桨2的高升效比(升力/功率)的同时，通过所述倾转机翼31上的所述副旋桨32的变速和差动方式操控俯仰和滚转，简化甚至取代传统所述主旋桨2操控俯仰和滚转所需要的变桨距复杂机构。
34.此外，所述飞行器1000在前飞时，安装在所述机架1前端的所述倾转机翼31和所述副旋桨32都倾转到接近水平状态(0-5度)，可最大限度利用所述倾转机翼31的高升阻比，同时，所述副旋桨32提供前飞所需的拉力，避免了采用传统方式通过倾斜所述主旋桨2的桨盘产生拉力分量而附加的气动阻力和功耗。
35.进一步地，所述主翼311为由前梁3111、后梁3112、翼肋3113以及蒙皮形成的壳体3114固连为一个整体的翼盒主结构，其翼型根据飞行性能要求确定，在此不作限定。所述前梁3111位于距离翼前缘20％至30％弦长的位置，所述后梁3112位于离翼前缘约60％至70％弦长的位置，具体地，本实施例中，所述前梁3111选为距离翼前缘25％弦长的位置，所述后梁3112位于离翼前缘约65％弦长的位置。两个所述倾转机翼31的所述前梁3111作为一根转轴通过安装在所述机架1前端下部两侧框架上的安装轴承横穿过所述机架1；两个所述倾转机翼31的所述后梁3112也是一根连续梁，所述后梁3112中段保持在所述机架1下方，并通过驱动装置与机身相连，所述驱动装置的下端铰接在所述后梁3112上，所述驱动装置的上端铰接在所述机架1两侧框架的上边缘，所述倾转机翼31在所述驱动装置驱动下可绕所述前梁3111在0-90度范围转动，且当所述倾转机翼31转动到所述后梁3112与所述机架1下表面接触时可锁止，以辅助所述前梁3111支撑所述机架，传递升力，减小所述前梁3111载荷，延
长使用寿命。
36.进一步地，所述驱动装置包括铰接在所述后梁3112与所述机架1上的伸缩装置。通过所述伸缩装置伸缩实现所述倾转机翼31绕所述前梁3111转动，以实现所述倾转机翼组件3在所述起落模式与所述前飞模式之间切换。在其他实施方式中，所述倾转机翼组件3的转动驱动方式还可以是在所述机架1前端安装伺服电机，并通过伺服电机驱动蜗杆齿轮机构以驱动所述前梁3111在0-90度转动以及锁定。
37.此外，所述倾转机翼31的左右向翼展长度为l，所述副旋桨32的安装点位距所述倾转机翼31的翼根距离为a，则0.4l≤a≤0.5l，以使得两个安装于所述机架的前端两侧的所述副旋桨32与安装于所述机架的后端的所述主旋桨2形成三点式动力布局。所述机架1前端两侧的所述倾转机翼31上的所述副旋桨32与所述机架1后端的所述主旋桨2构成三点式动力布局，基于三点平衡原理，所述飞行器1000在垂直起降和悬停状态具有足够的俯仰和滚转静稳定余度，并通过两个所述副旋桨32的变速和差动操控俯仰和滚转。在此基础上，所述副旋桨32的转动直径小于所述倾转机翼31的长度，以使得所述副旋桨32转动时气流能够覆盖所述倾转机翼31，对所述倾转机翼31起到增升作用。
38.此外，本实施例中，两个所述倾转机翼31安装在所述机架1前端的两侧，与安装在所述机架1后端的所述主旋桨2之间的距离要满足下述两个条件：一是处于所述前飞模式时，所述主旋桨2转动时的投影面的前缘与所述倾转机翼31的后缘之间至少保留0.5m的距离，二是处于所述起落模式时，所述主旋桨2转动时的投影面的前缘与所述倾转机翼31上的所述副旋桨32转动时的投影面的后缘之间至少保留0.5m的距离。目的在于所述起落模式时尽量减少所述主旋桨2与所述副旋桨32之间的气流干扰，二是在所述前飞模式可利用所述主旋桨2产生的下洗气流对倾转机翼31产生显著的增升效应。
39.本实施例中，在所述倾转机翼31的所述后梁3112的50％至100％翼展区间的所述翼肋3113上安装一根转轴与所述副翼312固连，以使得所述副翼312具有一定转动夹角β，且-30
°
≤β≤30
°
。所述倾转机翼31的左右向翼展长度为l，前后弦向长度为c，所述副翼312沿左右展向的长度为b，宽度为d，则0.3l≤b≤0.5l，0.3c≤d≤0.4c。在所述起落模式时，安装在所述机架两侧的两个所述倾转机翼上的所述副翼可通过差动为所述飞行器提供偏航转动力矩；在所述前飞模式时，所述副翼可通过同向转动或差动为所述飞行器提供俯仰力矩和滚转力矩。
40.此外，所述飞行器1000位于所述机架1底部的位置活动设置有起落架，以使得在所述起落架的活动行程上，所述起落架具有贴附于机架1的收纳位置以及活动至所述机架1下方以抵持支撑面支撑所述飞行器1000的支撑位置。通过活动设置所述起落架实现对其的收放，减小所述起落架在所述飞行器1000飞行途中所受的空气阻力，进而避免其影响所述飞行器1000的飞行。
41.进一步地，所述起落架包括安装于所述倾转机翼31的前起落架4以及活动安装于所述机架1后端的后起落架5。具体地，所述倾转机翼31的根部沿前后弦向安装有所述前起落架4，所述前起落架4随所述倾转机翼31绕左右轴线同步转动，以在所述起落模式，所述前起落架4随所述倾转机翼31转动至竖向位置，在所述机架1下方抵持支撑面支撑所述飞行器1000；在所述前飞模式，所述前起落架4随所述倾转机翼31向后转动至水平位置，以贴附收纳于所述机架的底部两侧。在所述倾转机翼组件3处于所述起落模式时，所述前起落架4随
所述倾转机翼31转动到竖向位置，为飞行器1000提供支撑；在所述倾转机翼组件3处于所述前飞模式时，所述前起落架4随所述倾转机翼31向后上方转动到与机身接近平行的位置，以减小气动阻力。特别地，在飞行和存放或运输的实施例中，所述飞行器1000可将所述前起落架4向后转动后锁定在所述机架1的两侧，以压缩空间尺寸。
42.此外，所述机架1后端的两侧铰接安装有后起落架5，使得所述后起落架5可沿铰接处左右向轴线转动，以使得在所述后起落架5的转动行程上，所述后起落架5具有向前转动贴附于所述机架1两侧的收纳位置、向下转动以抵持支撑面支撑所述飞行器1000的支撑位置以及向后转动至水平的飞行位置；所述后起落架5的末端安装有垂直尾翼51，且所述垂直尾翼51上设置有转向舵，在所述后起落架5位于所述飞行位置时，所述垂直尾翼51竖向设置以控制所述飞行器1000的航向。所述后起落架5通过铰接安装在所述机架1后端的两侧，并通过驱动件和连杆机构与机身相连，以使得所述后起落架5可转动160度并在所述收纳位置、所述支撑位置以及所述飞行位置之间切换。在所述飞行器1000处于收放和运输状态时，所述后起落架5可带动所述垂直尾翼51向前转动至所述机架1两侧下方的所述收纳位置；在所述起落模式时，所述后起落架5转动到所述支撑位置作为后起落架4使用，为所述飞行器1000提供支撑；在所述前飞模式时，所述后起落架5向后上方转动到与所述机架1接近平行的位置，以使得所述垂直尾翼51处于竖向设置，此时所述垂直尾翼51垂直向下处于来流和所述主旋桨2产生的下洗气流中，所述转向舵的舵面在舵机的驱动下可绕其转轴偏转
±
30度，以通过操控舵面实现航向控制。可以理解的是，所述倾转机翼组件3与所述前起落架4共享转轴和驱动装置，以及所述后起落架5上安装所述垂直尾翼51实现转向功能以及起落架4功能，都使结构轻量化，并在起降和收放时减小了空间尺寸。在此基础上，本实施例中，通过操纵所述副翼312与所述垂直尾翼51控制飞行器1000的俯仰、滚转和偏航，简化甚至取代传统所述主旋桨2需要操控桨盘和桨距的复杂机构。
43.此外，所述主旋桨2包括共轴双旋桨。在满足升力要求下减小了总尺寸。本实施例中，通过所述副旋桨32转动到接近水平位置产生拉力，使得所述共轴双旋桨可保持水平状态仅提供升力，以此消除为产生拉力分量而倾斜桨盘所产生的额外气动阻力和功耗。
44.此外，在一些实施方式中，在机身后端固定的所述共轴双旋桨设置一个小于15度的前倾安装角，即所述主旋桨2设置有前倾安装角，且所述前倾安装角为θ，θ＜15
°
，如此使得所述飞行器1000在起落模式时提高俯仰稳定性，在前飞模式时所述共轴双旋桨提供部分推力且实现周期变桨距的作用。
45.本实用新型还提出一种飞行运输装置，所述飞行运输装置包括所述飞行器1000，所述飞行器1000的具体结构参考上述实施例。由于所述飞行运输装置采用了上述所有实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。所述飞行器1000的所述机架1下端用以挂持负载以进行飞行运输。可以理解的是，所述飞行器1000本身可以无人机方式作为运载平台独立飞行到指定地点，也可在所述机架1下部与座舱组装成一体或吊挂货物用于空中运输满足用户的多用途需求。
46.具体地，所述机架1为一个细长体盒式结构，不包含座舱或货舱，在所述机架1的前端两侧平行安装所述倾转机翼31，在机身的后端安装所述主旋桨2，可采用传统直升机的桨毂和可变距旋桨或简化的固定旋桨，在地面停放时旋桨可折叠至机身上部。旋桨的转动轴通过轴承固定在所述机架1的上下框架结构上，传动齿轮和电机安装在所述机架1内部。在
所述机架1的中部安装电池、电调、导航和飞控系统。
47.在一些实施方式中，所述机架1与上述所有部件组装后构成一个完整独立的无人飞行器1000，可通过遥控或自主飞控系统实现垂直起降和指定位置之间的飞行。所述座舱或货箱作为独立的模块可安装在所述飞行器1000的所述机架1的下部，组合为一个整体或根据需要分离使用，为此，在所述机架1的下端的两侧可固定4-6个吊挂机构，在座舱和货箱的顶部两侧的相应位置也固定4-6个吊挂机构用于对接安装。
48.此外，与所述飞行器1000组合的所述座舱的底部前后的两侧可安装弹性支架，并在弹性支架的下端安装轮子、驱动电机以及操控系统，使座舱在陆地具备独立的行驶功能，也可作为拖车由其它动力车辆拖动行驶。当座舱在地面与所述飞行器1000组合时，所述飞行器1000处于静止状态，而所述机架1在所述起落架4的支撑下略高于座舱，通过移动座舱位置实现吊挂机构定位后，通过调控所述飞行器1000的所述起落架4折叠以降低所述机架1高度并利用飞行器1000的重量压力完成吊挂机构对接组装和锁定。
49.以上所述仅为本实用新型的优选实施例，并非因此限制本实用新型的专利范围，凡是在本实用新型的实用新型构思下，利用本实用新型说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本实用新型的专利保护范围内。