本发明涉及飞行器设计领域，特别是一种倾转机翼垂直起降飞行器及旋翼角度设计方法。
背景技术：
1、现有的航空器大致可分为重于空气的航空器和轻于空气的航空器两大类，轻于空气的航空器，如气球、飞艇等航空器，由于安全性低、成本高昂和飞行效率低等诸多问题，已经被主流航空器中被淘汰，现有的主流航空器主要是通过固定翼、旋翼或固定翼与旋翼组合的飞行方式来实现飞行。
2、在实际使用过程中，固定翼飞行器能够具有较高的飞行速度，适合长途高速飞行，但固定翼飞行器需要较长的跑道进行起降，不适合在狭小的空间内作业，而且不具备垂直起降和悬停操作的功能；旋翼飞行器可以实现垂直起降和悬停，适合在狭小空间内操作，但旋翼飞行器飞行速度通常较低，不适合长距离高速飞行，且燃油效率通常较固定翼飞机低，飞行续航能力受限；现有的飞行器中还存在倾转旋翼式飞行器，此种飞行器结合了旋翼飞行器和固定翼飞行器的优点，但设计制造与控制技术难度较高，难以实现量产。
技术实现思路
1、鉴于上述或现有技术中存在的问题，提出了本发明。
2、因此，本发明的目的是提供一种倾转机翼垂直起降飞行器，其相比传统多旋翼飞行器更能有效利用空气动力，减少能耗，增加巡航时间；相比传统机翼飞行器减小体积，降低起飞与着陆场地要求；相比倾转旋翼式飞行器降低设计制造与控制技术难度，降低成本。
3、为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：一种倾转机翼垂直起降飞行器，其包括机体单元，所述机体单元包括机身和起落架，所述机身的最小空气阻力方向与起落架底部平面之间形成第一夹角α1；旋翼单元，所述旋翼单元包括旋翼组件，所述旋翼组件包括支架、桨叶和驱动器，所述桨叶转动设置在所述支架上，所述支架与所述机身相连，所述驱动器的输出端连接于桨叶，所述桨叶的旋转轴与所述最小空气阻力方向之间形成第二夹角α2，第一夹角α1和第二夹角α2的角度之和为90度；机翼单元，所述机翼单元包括机翼组件和姿态调整组件，所述姿态调整组件转动连接于机身，所述机翼组件设置于姿态调整组件上。
4、作为本发明所述倾转机翼垂直起降飞行器的一种优选方案，其中：所述机翼组件的数量为两组，所述机翼组件对称设置于机身两侧，所述机翼组件与机身的轴线形成的攻角α3，所述攻角α3通过姿态调整组件主动调节。
5、作为本发明所述倾转机翼垂直起降飞行器的一种优选方案，其中：所述旋翼组件不少于四组，所述旋翼组件绕机身周向均布设置，高度可以一致或不一致。
6、作为本发明所述倾转机翼垂直起降飞行器的一种优选方案，其中：所述机体单元还包括能源模块和控制模块，所述能源模块用于提供能源，所述控制模块电性连接于旋翼单元和机翼单元。
7、作为本发明所述倾转机翼垂直起降飞行器的一种优选方案，其中：所述控制模块包括传感器和导航器，所述传感器能够感知外部环境，所述导航器能够进行定位和导航。
8、作为本发明所述倾转机翼垂直起降飞行器的一种优选方案，其中：所述能源模块包括燃料电池和蓄电池。
9、本发明的另一个目的是提供一种旋翼角度设计方法，其能进一步提高倾转机翼垂直起降飞行器的巡航时间。
10、为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：一种旋翼角度设计方法，其包括，通过机翼组件的参数来确定机翼组件由最大升力系数状态转换到非最大升力系数状态的临界速度vconvert；通过机翼组件的参数和旋翼组件的参数来区分倾转机翼垂直起降飞行器的飞行状态及飞行时所需的功率pprop；通过巡航速度vcruise来确定前倾角度θ，再通过前倾角度θ来确定第一夹角α1和第二夹角α2的大小。
11、作为本发明所述旋翼角度设计方法的一种优选方案，其中：所述机翼组件由最大升力系数状态转换到非最大升力系数状态的临界速度vconvert的计算公式为：
12、
13、其中vconvert为机翼组件由最大升力系数状态转换到非最大升力系数的临界速度，w为倾转机翼垂直起降飞行器的重量，g为重力加速度，cl为机翼组件的升力系数，awing为机翼组件在机体坐标系xy平面投影面积，ρair为空气密度。
14、作为本发明所述旋翼角度设计方法的一种优选方案，其中：当飞行速度v≤vconvert时，水平方向受力平衡方程为
15、
16、竖直方向受力平衡方程：
17、
18、由以上两式可解得tprop(v)和θ(v)，并且θmax＝π/2
19、其中cd为整机阻力系数，abody为整机在机体坐标系yz平面上投影面积，v为飞行速度，tprop为旋翼组件产生的拉力，θ为整机前倾角度；
20、该倾转机翼vtol主要在v≤vconvert的情况下运行，因为θmax需小于π/2为保障可乘坐性；
21、在巡航速度vcruise下，需保证θ＝第一夹角α1，以保证巡航速度vcruise下倾转机翼垂直起降飞行器的飞行方向与最小空气阻力方向之间相一致。
22、作为本发明所述旋翼角度设计方法的一种优选方案，其中：当飞行速度v>vconvert时：
23、θ＝π/2
24、
25、cd2＝cd-k2(cl-cl2)2
26、
27、最后计算得出倾转机翼垂直起降飞行器的功率：
28、pprop＝kt2ptprop3/2。
29、本发明有益效果为：本发明所述的一种倾转机翼垂直起降飞行器及旋翼角度设计方法，通过倾转机翼垂直起降飞行器能有效利用空气动力，减少能耗，增加巡航时间，相比传统机翼飞行器减小体积，降低起飞与着陆场地要求，相比倾转旋翼式飞行器降低设计制造与控制技术难度，降低成本；通过旋翼角度设计方法能进一步提高倾转机翼垂直起降飞行器的巡航时间。
1.一种倾转机翼垂直起降飞行器，其特征在于：包括，
2.根据权利要求1所述的倾转机翼垂直起降飞行器，其特征在于：所述机翼组件(301)的数量为两组，所述机翼组件(301)对称设置于机身(101)两侧，所述机翼组件(301)与机身(101)的轴线形成的攻角(α3)，所述攻角(α3)通过姿态调整组件(302)主动调节。
3.根据权利要求2所述的倾转机翼垂直起降飞行器，其特征在于：所述旋翼组件(201)不少于四组，所述旋翼组件(201)绕机身(101)周向均布设置，高度可以一致或不一致。
4.根据权利要求3所述的倾转机翼垂直起降飞行器，其特征在于：所述机体单元(100)还包括能源模块(103)和控制模块(104)，所述能源模块(103)用于提供能源，所述控制模块(104)电性连接于旋翼单元(200)和机翼单元(300)。
5.根据权利要求4所述的倾转机翼垂直起降飞行器，其特征在于：所述控制模块(104)包括传感器(104a)和导航器(104b)，所述传感器(104a)能够感知外部环境，所述导航器(104b)能够进行定位和导航。
6.根据权利要求5所述的倾转机翼垂直起降飞行器，其特征在于：所述能源模块(103)包括燃料电池(103a)和蓄电池(103b)。
7.一种旋翼角度设计方法，其特征在于：包括如权利要求1～6任一所述的倾转机翼垂直起降飞行器，其包括
8.根据权利要求7所述的旋翼角度设计方法，其特征在于：所述机翼组件(301)由最大升力系数状态转换到非最大升力系数状态的临界速度vconvert的计算公式为：
9.根据权利要求8所述的旋翼角度设计方法，其特征在于：当飞行速度v≤vconvert时，水平方向受力平衡方程为
10.根据权利要求9所述的旋翼角度设计方法，其特征在于：当飞行速度v>vconvert时：
