1.本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种盒型机翼飞行器。


背景技术：

2.随着科技的进步和社会的发展，固定翼飞行器和旋翼飞行器得到高速发展，尤其是近几年无人飞行器的飞速发展，越来越多各式各样的飞行器进入民用领域，航拍、植保、巡检等各种用途的多旋翼无人飞行器、固定翼无人飞行器，甚至可骑行的飞行摩托等，相继进入我们的视野、逐渐融入我们的生活。
3.多旋翼飞行器因其具有垂直起降能力，对场地要求低，可以实现端到端的飞行，很高的机动性和灵活性，已在空中拍摄和植保方面大量使用，但其飞行特点决定了其动力损耗较大，对电池性能要求高，电池容量不足，其飞行时间短、续航里程少，无法满足中远距离和长航时的飞行需求。
4.固定翼飞行器具有飞行速度快、续航时间长、航程远、载重能力强等优势，但因其不具备垂直起降和悬停的功能，对起飞和降落场地要求高，无法实现端到端的飞行，其应用场景受到很大限制。
5.倾转旋翼飞机，如v22鱼鹰，具有直升机垂直起降的能力，又具有水平飞行的能力，但由于同一副螺旋桨既负责垂直起降，又负责水平飞行，垂直起降要求螺旋桨效率高、下洗气流速度低，水平飞行要求螺旋桨速度高，喷流速度快，这两种不同的需求导致倾转旋翼飞机对起降性能和飞行速度进行折中，两者都不佳；同时，由于倾转旋翼的机构复杂，可靠性较低，导致飞机的安全性较低，而且成本高昂。
6.目前市场上在研发或已投入使用的垂直起降固定翼飞行器，采用固定翼飞行器的外形，在机翼前后缘处布置多套垂直起降用的旋翼，在机身后部布置一套或多套螺旋桨推进器，在垂直起降阶段，采用多旋翼起飞的方法，空中水平飞行时，关闭多旋翼，采用螺旋桨推进器推动飞行器飞行，这种方式解决了倾转旋翼复杂的旋转机构问题和可靠性低的问题，但仍然无法解决高速飞行问题，外置的多旋翼在高速飞行阶段，形成较大的扰流和阻力，使此类飞行器只能做低速飞行，没有实现像固定翼飞行器那样高速飞行。


技术实现要素：

7.为了解决上述技术问题，本发明提供了一种盒型机翼飞行器，不仅能垂直起降，还能像像固定翼飞行器那样高速飞行。
8.本发明提供的技术方案如下：
9.一种盒型机翼飞行器，包括：
10.机身；
11.垂直尾翼，设置在所述机身的上侧；
12.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；
13.若干个升力风扇组件，分别设置在所述前机翼的内部和所述后机翼的内部，用于为飞行器提供垂直起降的动力；
14.推进器，设置在所述机身和/或所述盒型机翼上，用于为所述飞行器提供水平飞行的动力；
15.动力系统，设置在所述机身和/或所述盒型机翼上，并与若干个所述升力风扇组件和所述推进器驱动连接；
16.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。
17.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，在机翼足够大的空间内设置升力风扇组件，不增加飞行阻力，使飞行器具有与固定翼飞机相同的高速飞行和远航程的能力，同时具有多旋翼飞行器一样的垂直起降能力，使用灵活性，适应性强，具有更高的实际应用价值。
18.进一步优选地，所述升力风扇组件包括：
19.涵道，设置于所述盒型机翼的内部；
20.固定件，所述固定件包括固定基座，所述固定基座固定在所述涵道的内壁上；
21.螺旋桨，设置与所述涵道内，并与所述固定基座转动连接。
22.进一步优选地，所述固定件还包括：
23.前静子叶片，所述前静子叶片设置于所述涵道的内部，并位于所述螺旋桨的前侧；
24.和/或，后静子叶片，所述后静子叶片设置于所述涵道的内部，并位于所述螺旋桨的后侧。
25.进一步优选地，所述固定件与所述机翼的纵向和/或横向传力结构件相连接，用于参与所述机翼的纵向力和横向力的传递。
26.进一步优选地，所述螺旋桨为有轴螺旋桨或为无轴螺旋桨；
27.和/或，所述螺旋桨为可调节桨距形式或为定桨距形式；
28.和/或，每个所述螺旋桨的叶片数量不少于两片；
29.和/或，所述升力风扇组件包括一个或两个所述螺旋桨。
30.进一步优选地，所述升力风扇组件包括两个所述螺旋桨，两个所述螺旋桨沿所述涵道的轴向方向依次布置，两个所述螺旋桨反向转动或同向转动。
31.进一步优选地，所述升力风扇组件还包括：
32.上盖板，所述上盖板可绕转轴沿前后向上打开，或绕转轴沿两侧向上打开；
33.和/或，下盖板，所述下盖板可绕转轴沿前后向下打开，或绕转轴沿两侧向下打开。
34.进一步优选地，所述动力系统包括：
35.电动机，所述电动机分别与所述升力风扇组件和/或所述推进器驱动连接；
36.电池系统，所述电池系统设置在所述机身和/或所述盒型机翼内，并与所述电动机连接，用于提供电力。
37.进一步优选地，所述动力系统还包括：
38.发动机，所述发动机与所述推进器驱动连接，所述电动机与所述升力风扇组件驱动连接。
39.进一步优选地，所述动力系统还包括：
40.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。
41.进一步优选地，所述发动机与所述推进器一体设置，其为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡桨发动机、桨扇发动机中的至少一种。
42.进一步优选地，所述动力系统还包括行星齿轮组：
43.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；
44.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；
45.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；
46.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；
47.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；
48.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；
49.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。
50.进一步优选地，所述行星齿轮组还包括：
51.第一锁止器，所述第一锁止器与所述发动机的转轴连接；
52.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；
53.和/或，第三锁止器，所述第三锁止器与所述推进器连接。
54.与现有技术相比，本发明的盒型机翼飞行器至少具有以下之一的有益效果：
55.1、本发明将垂直起降用的升力风扇组件设置于盒型机翼的翼盒上，盒型机翼的4副机翼可为升力风扇组件提供足够大的安装空间，以增加升力风扇组件的数量和桨盘面积，提高飞行器垂直起飞和降落的性能；在飞行器正常水平飞行时，关闭升力风扇组件的上下盖板，升力风扇组件不会产生额外阻力，由宽大的盒型机翼为飞行器提供飞行所需的升力，由推进器为飞行器提供飞行动力，使飞行器具有与固定翼飞机一样的高速巡航飞行的能力；
56.2、通过电动机驱动升力风扇组件，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；
57.3、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
58.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。
59.图1是本发明第一实施例的盒型机翼飞行器的俯视图；
60.图2是本发明第一实施例的盒型机翼飞行器的正视图；
61.图3是本发明第一实施例的盒型机翼飞行器的侧视图；
62.图4是本发明第一实施例的升力风扇组件有轴桨叶的结构示意图；
63.图5是本发明第一实施例的升力风扇组件无轴桨叶的结构示意图；
64.图6是本发明第一实施例的推进器有轴桨叶的结构示意图；
65.图7是本发明第一实施例的动力系统第一种实现方式布置图；
66.图8是本发明第一实施例的动力系统第二种实现方式布置图；
67.图9是本发明第一实施例的动力系统第三种实现方式布置图；
68.图10是本发明第一实施例的动力系统第四种实现方式布置图；
69.图11是本发明第一实施例的行星齿轮组的传动示意图；
70.图12是本发明第二实施例的第一种盒型机翼飞行器的正视图；
71.图13是本发明第二实施例的第一种盒型机翼飞行器的侧视图；
72.图14是本发明第二实施例的第二种盒型机翼飞行器的正视图；
73.图15是本发明第二实施例的第二种盒型机翼飞行器的侧视图；
74.图16是本发明第三实施例的盒型机翼飞行器的正视图；
75.图17是本发明第三实施例的盒型机翼飞行器的俯视图；
76.图18是本发明第三实施例的盒型机翼飞行器的侧视图。
77.附图标号说明：
78.10、机身；11、机身前段；12、机身中段；13、机身后段；
79.20、垂直尾翼；21、垂直尾翼安定面；22、垂直尾翼活动面；
80.30、盒型机翼；31、前机翼；311、前机翼翼盒；312、前机翼前缘襟/缝翼；313、前机翼后缘襟/缝翼；314、前机翼副翼；32、后机翼；321、后机翼翼盒；323、后机翼后缘襟/缝翼；324、后机翼副翼；33、侧翼；331、侧翼安定面；332、侧翼活动面；
81.40、起落架；
82.50、升力风扇组件；51、涵道；52、螺旋桨；521、第一螺旋桨；522、第二螺旋桨；523、无轴桨叶安装基座；53、固定件；531、固定基座；532、前静子叶片；533、后静子叶片；54、上盖板；55、下盖板；56、传动机构；561、输入轴；562、输入轴锥齿轮；563、第一输出轴；564、第一输出轴锥齿轮；565、第二输出轴；566、第二输出轴锥齿轮；
83.60、推进器；61、推进器螺旋桨；611、推进器第一螺旋桨；612、推进器第二螺旋桨；62、推进器涵道；63、推进器固定件；631、推进器固定基座；632、推进器后静子叶片；64、推进器传动机构；641、第一传动轴；642、第二传动轴；
84.70、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
85.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。
86.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。
87.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。
88.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。
89.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。
90.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。
91.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。
92.【实施例一】
93.一种盒型机翼飞行器，如图1至图11所示，包括机身10、盒型机翼30、垂直尾翼20、若干个升力风扇组件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及两个侧翼33，两个前机翼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。若干个升力风扇组件50分别设置在前机翼31的内部和后机翼32的内部，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和/或盒型机翼30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/或盒型机翼30上，并与若干个升力风扇组件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。
94.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。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。每个前机翼31和后机翼32上至少各布置1个升力风扇组件50。起落架40为轮式起落架，或为滑撬式起落架。
95.本实施例中，飞行器在起飞和降落时，由多个升力风扇组件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，多个升力风扇组件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，多个升力风扇组件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高速巡航飞行能力。
96.进一步地，如图1至图3所示，前机翼31包括前机翼翼盒311和前机翼副翼314，前机翼翼盒311为前机翼31的主要受力结构件，其一端固定连接在机身中段12处，另一端与侧翼33的下端固定连接；前机翼副翼314设置于整个前机翼翼盒311的后缘靠外侧位置。前机翼31还包括前机翼后缘襟/缝翼313，前机翼后缘襟/缝翼313设置于前机翼翼盒311后缘靠内侧位置，可设计为多段，在前机翼翼盒311后缘依次布置。前机翼31还包括前机翼前缘襟/缝翼312，前机翼前缘襟/缝翼312设置于前机翼翼盒311前缘位置，可设计为多段，在前机翼翼盒311前缘依次布置。
97.后机翼32包括后机翼翼盒321和后机翼副翼324，后机翼翼盒321为后机翼32的主要受力结构件，其一端固定连接在机身后段13处，另一端与侧翼33的上端固定连接；后机翼副翼324设置于整个后机翼翼盒321的后缘靠外侧位置。后机翼32还包括后机翼后缘襟/缝翼323，后机翼后缘襟/缝翼323设置于后机翼翼盒321后缘靠内侧位置，可设计为多段，在后机翼翼盒321后缘依次布置。后机翼32还包括后机翼前缘襟/缝翼，后机翼前缘襟/缝翼设置于后机翼翼盒321前缘位置，可设计为多段，在后机翼翼盒321前缘依次布置。
98.如图4、图5所示，升力风扇组件50包括涵道51、螺旋桨52和固定件53，涵道51设置于盒型机翼30的翼盒内；固定件53包括为螺旋桨52的转轴提供安装位置的固定基座531，固定基座531固定连接在涵道51内壁上；螺旋桨52包括第一螺旋桨521，第一螺旋桨521设置于涵道51的内腔，与固定基座531可转动连接。
99.固定件53还包括前静子叶片532，前静子叶片532设置于涵道51的内腔，位于第一螺旋桨521的前端，与涵道51的内壁固定连接。固定件53还包括后静子叶片533，后静子叶片533设置于涵道51的内腔，位于第一螺旋桨521的后端，与涵道51的内壁固定连接。
100.优选地，固定件53与盒型机翼30翼盒内的纵向和或横向传力结构件相连接，参与盒型机翼30翼盒的纵向力和横向力的传递，提高盒型机翼30翼盒结构的传力效率。
101.具体地，第一螺旋桨521可以为有轴螺旋桨形式或无轴螺旋桨形式；第一螺旋桨521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；每套第一螺旋桨521的叶片数量为2片及以上；每个升力风扇组件50包括一个或两个螺旋桨521。
102.如图4所示，升力风扇组件50还包括传动机构56，传动机构56包括输入轴561、输入轴锥齿轮562、第一输出轴563和第一输出轴锥齿轮564，输入轴561设置于固定基座531与涵
道51连接管壁内部，一端与动力系统70驱动连接，另一端与输入轴锥齿轮562连接；第一输出轴563设置于固定基座531中间轴内部，一端与第一螺旋桨521驱动连接，另一端与第一输出轴锥锥齿轮564连接；输入轴锥齿轮562和第一输出轴锥齿轮564啮合连接。
103.进一步地，如图4所示，螺旋桨51还包括第二螺旋桨522，且传动机构56还包括第二输出轴565和第二输出轴锥齿轮566。第二螺旋桨522设置于第一螺旋桨521后部，与第一螺旋桨521同轴安装，且相对反向转动；第二输出轴565设置于第一输出轴563后部，与第一输出轴563同轴安装，其一端与第二螺旋桨522驱动连接，另一端与第二输出轴锥齿轮566连接；第二输出轴锥齿轮566与第一输出轴锥齿轮564同轴相向安装，且与输入轴锥齿轮562啮合连接。
104.如图5所示，第一螺旋桨521为无轴螺旋桨形式，且螺旋桨52还包括无轴桨叶安装基座523，无轴桨叶安装基座523安装在涵道51的内壁，与动力系统70驱动连接，在动力系统70驱动下，可沿涵道51中心轴转动；第一螺旋桨521的桨叶一端设置于无轴桨叶安装基座523内壁，另一端向涵道中心延伸。
105.如图1所示，升力风扇组件50还包括上盖板54，上盖板54可绕转轴沿前后向上打开，或绕转轴沿两侧向上打开。升力风扇组件50还包括下盖板55，下盖板55可绕转轴沿前后向下打开，或绕转轴沿两侧向下打开。上盖板54和下盖板55的工作模式：在升力风扇组件50工作时，打开上盖板54和/或下盖板55；在升力风扇组件50停止工作时，闭合上盖板54和/或下盖板55。
106.如图6所示，推进器60包括推进器螺旋桨61和推进器传动机构64，推进器螺旋桨61包括推进器第一螺旋桨611，推进器传动机构64包括第一传动轴641；第一传动轴641的一端穿过机身后段13的外壳，在内部与动力系统70驱动连接，另一端在机身后段13外侧与推进器第一螺旋桨611驱动连接，推进器第一螺旋桨611用于产生向后的推力，推动飞行器水平飞行。
107.优选地，推进器螺旋桨61还包括推进器第二螺旋桨612，推进器传动机构64包括第二传动轴642，推进器第二螺旋桨612设置于推进器第一螺旋桨611的后端，与推进器第一螺旋桨611同轴安装，且相对反向转动；第二传动轴642设置于第一传动轴641的内部，同轴安装，其一端在机身后段13内部与动力系统70驱动连接，另一端在机身后段13外侧与推进器第二螺旋桨612驱动连接。
108.优选地，推进器60还包括推进器涵道62和推进器固定件63，推进器涵道62设置于推进器螺旋桨61的外围，与推进器螺旋桨61的桨尖之间保留一定的间隙，将推进器螺旋桨61的气流与外部大气隔离开，提高推进器螺旋桨61的推进效率；推进器固定件63包括推进器固定基座631，推进器固定基座631与机身后段13固定连接，并与推进器涵道62内腔壁连接，为推进器涵道62提供固定支撑。
109.优选地，推进器固定件63还包括推进器后静子叶片632，推进器后静子叶片632设置于推进器螺旋桨61后部，其根部与推进器涵道62内腔壁连接。如图6所示。
110.动力系统70用于驱动升力风扇组件50和推进器60。动力系统70有多种实现方式：
111.第一种实现方式，如图7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/或设置于盒型机翼内；电动机72于电池系统71电连接，并与升力风扇组件50和推进器60驱动连接。
112.第二种实现方式，如图8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/或设置于盒型机翼内；电动机72于电池系统71电连接，并与升力风扇组件50驱动连接；发动机73和推进器60驱动连接，或发动机73和推进器60为一体式发动机，如涡轮喷气发动机，或涡轮涡扇发动机，或涡轮桨扇发动机，或涡轮涡桨发动机，或涡轮轴发动机。
113.第三种实现方式，如图9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。
114.第四种实现方式，如图10和图11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与推进器传动机构64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与推进器传动机构64的转轴驱动连接；或，太阳轮751与推进器传动机构64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与推进器传动机构64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与推进器传动机构64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与推进器传动机构64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。
115.进一步地，如图11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与推进器传动机构64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、推进器传动机构64的转轴是否工作。
116.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，推进器传动机构64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驱动对应的升力风扇组件50工作，升力风扇组件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，带动升力风扇组件50工作。
117.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驱动推进器传动机构64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驱动推进器传动机构64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驱动推进器传动机构64的转轴转动，带动推进器螺旋桨61工作。
118.【实施例二】
119.在实施例一的基础上，如图12至图15所示，本实施例提供了一种盒型机翼飞行器，包括机身10、盒型机翼30、垂直尾翼20、若干个升力风扇组件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及两个侧翼33，两个前机翼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。若干个升力风扇组件50分别设置在前机翼31的内部和后机翼32的内部，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和/或盒型机翼30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/或盒型机翼30上，并与若干个升力风扇组件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。
120.在一个实施方式中，如图12、图13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。推进器60设置于前机翼31前缘处，为飞行器提供水平飞行的动力。
121.在另一种实施方式中，如图14和图15所示，发动机73和推进器60为一体式发动机，并设置于前机翼31的前缘，其它结构与实施例一中的相同在此不再赘述。
122.【实施例三】
123.本实施例在实施例一或实施例二的基础上，如图16至图18所示，将机身10的外形由长圆筒式更改为飞翼式。盒型机翼飞行器包括机身10、盒型机翼30、垂直尾翼20、若干个升力风扇组件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及两个侧翼33，两个前机翼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。若干个升力风扇组件50分别设置在前机翼31的内部和后机翼32的内部，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和/或盒型机翼30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/或盒型机翼30上，并与若干个升力风扇组件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。
124.具体地，如图16至图18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。发动机73和推进器60为一体式发动机，设置于机身10的中轴线上，为飞行器提供水平飞行的动力。
125.进一步地，如图16至图18所示，前机翼31包括前机翼翼盒311和前机翼副翼314，前机翼翼盒311为前机翼31的主要受力结构件，其一端固定连接在机身中段12处，另一端与侧翼33的下端固定连接；前机翼副翼314设置于整个前机翼翼盒311的后缘靠外侧位置。前机翼31还包括前机翼后缘襟/缝翼313，前机翼后缘襟/缝翼313设置于前机翼翼盒311后缘靠内侧位置，可设计为多段，在前机翼翼盒311后缘依次布置。前机翼31还包括前机翼前缘襟/缝翼312，前机翼前缘襟/缝翼312设置于前机翼翼盒311前缘位置，可设计为多段，在前机翼翼盒311前缘依次布置。
126.后机翼32包括后机翼翼盒321和后机翼副翼324，后机翼翼盒321为后机翼32的主要受力结构件，其一端固定连接在机身后段13处，另一端与侧翼33的上端固定连接；后机翼副翼324设置于整个后机翼翼盒321的后缘靠外侧位置。后机翼32还包括后机翼后缘襟/缝翼323，后机翼后缘襟/缝翼323设置于后机翼翼盒321后缘靠内侧位置，可设计为多段，在后机翼翼盒321后缘依次布置。后机翼32还包括后机翼前缘襟/缝翼，后机翼前缘襟/缝翼设置于后机翼翼盒321前缘位置，可设计为多段，在后机翼翼盒321前缘依次布置。
127.升力风扇组件50包括涵道51、螺旋桨52和固定件53，涵道51设置于盒型机翼30的翼盒内，固定件53固定连接在涵道51内壁上，螺旋桨52设置于涵道51的内腔，并与固定件53可转动连接。
128.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。
129.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。