CN107521686A - 一种可垂直起降的变结构飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可垂直起降的变结构飞行器。包括飞行器本体，所述飞行器本体包括推进装置和变结构机构；主要通过变结构机构实现在垂直起降和平飞模式切换中改变发动机推力作用点和方向的一种矢量推进技术。变结构机构一端和飞机连接，另一端和发动机连接。垂直起降时，变结构机构展开，发动机推力垂直向上；平飞时，变结构机构收起，发动机推力水平向前。变结构过程中发动机推力始终保持平行。本发明具有灵活的垂直起降和大航程飞行能力，给出了本发明的飞行控制原理。具有结构简单，稳定性好，气动效率高，能源效率高，气动噪声低，隐身性能好，变结构过程中不改变飞机姿态，舒适性好。

Description

一种可垂直起降的变结构飞行器

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，特别是涉及一种可垂直起降的变结构飞行器。

背景技术

随着科学技术的进步，人们对飞机的性能和飞行体验提出了新的要求。固定翼飞机虽然具有长距离飞行的能力，且飞行速度快，但是在起降时需要较长的专用跑道，无法在空中悬停；直升飞机具有垂直起降能力，但飞行速度较低，重力主要依靠燃油驱动的旋翼提供的升力来克服，消耗相同的燃料，航程较同级别固定翼飞机小很多。因此，设计一种既能像直升机那样可以在狭小的空间内实现垂直起降、空中悬停，又能像固定翼飞机那样具备大航程飞行能力的一种：可垂直起降、机动性能好、具有大航程能力、能够在空中定点悬停实现侦查等任务、稳定性高、效率高、考虑载人和无人的飞机都具备良好体验的飞行器，一直是人们美好的愿景。

历代人们为实现这个愿望做出了很多的努力。上世纪40年代，由美国贝尔公司率先进行研制，第一架XV-3型倾转翼机于1955年试飞，完成垂直起降阶段试验，后发现该样机存在气弹稳定性问题，直到1989年研制的V22军用倾转旋翼机，成功试飞。随后1993年倾转旋翼无人机的计划被提出来，第一架倾转旋翼无人机于1998年完成试飞，并在随后完成陆海基飞行试验，被命名为鱼鹰。这种飞机是在固定翼飞机的基础上在机翼两端各设置一台可旋转旋翼发动机。垂直起降时，旋翼平面水平，推力向上，平飞阶段，倾转旋翼，获得向前的推力。鱼鹰的成功加速了倾转旋翼机的发展，但后来V22接连发生事故，倾转旋翼机在欧洲的研制进度一度放缓。这主要是因为双旋翼飞机在纵向稳定性差的缘故，本发明可以有效的避免以鱼鹰为代表的倾转旋翼机纵向不稳定的缺陷。面临飞行事故和技术困难，贝尔公司并没有停止倾转旋翼机的研制。

倾转旋翼机研制的成功是飞行器历史上的一次飞跃，但是它的安全性自面世以来就饱受质疑。为了提高倾转旋翼机的纵向稳定性，同时增加载重量，倾转四旋翼飞行器的计划被提出。倾转四旋翼飞行器的设想最早由贝尔公司研究人员于1979年提出。它采用两对机翼，每对机翼两侧各装有一只螺旋桨，这不仅增加了垂直起降时的载重能力，同时也使水平飞行时的推力大大增加。为了解决气弹稳定性问题，千叶大学提出机翼和旋翼一起旋转的方案，但是倾转四旋翼方案依然存在致命的缺陷。

由于倾转四旋翼方案采用在平飞时同侧螺旋桨一前一后分布，这样前螺旋桨推动空气产生的滑流，会对后螺旋桨以及机翼造成干扰，使得气动力学模型变得复杂，诱导系统不稳定。后排螺旋桨的效率会大大降低。以及螺旋桨位于机翼的末端，这种布局使得这种方案无法使用较大翼展的飞机上。本发明可以很好的克服倾转四旋翼方案的诸多不足。

美国F35B和英国“鹞”式垂直起降战斗机使用矢量推进技术实现垂直起降，这种方案对发动机要求极高，机械结构也非常复杂，机身前排升力风扇在平飞时不提供推力，增加机身的自重。受机身宽度的限制飞机横向的平衡力矩较小，稳定性差。本发明布局简单，机械结构不复杂，具有很多好的横向纵向稳定性。

综上所述，可以将现有的垂直起降飞行器方案和存在的问题作如下的总结：1、鱼鹰V-22为代表的倾转翼方案存在纵向稳定性较差的缺陷。2、倾转四旋翼方案存在前螺旋桨产生的滑流对后螺旋桨及机翼造成干扰，诱导系统不稳定，同时后螺旋桨的效率会大大降低等缺点。3、F35B为代表的矢量推进加升力风扇方案存在复杂的机械结构和较差的横向稳定性，发动机过于昂贵复杂难以在小型或民用无人机上部署等缺陷。4、四旋翼和固定翼飞机简单相叠加的方案，没有综合考虑气动布局，气动效率低下，且在平飞阶段四旋翼部分不提供动力，额外增加了飞机的负载，效率低下等缺陷，且不可能用于大型飞机。

为了解决以上问题，垂直起降飞行器面临一个巨大的挑战，世界范围内没有找到一种令人满意的垂直起降方案。对现有技术进行分析，受到动物界的启发，本发明提出了一种变结构垂直起降飞行器，有效的解决了现在技术的诸多缺陷，为垂直起降飞行器领域开辟了新领域。

发明内容

本发明的目的在于提供一种可垂直起降的变结构飞行器，通过本发明的目的是解决现有公知技术的缺陷，公开了一种可垂直起降的变结构飞行器。该飞行器具有垂直起降和空中悬停，且具有较高的飞行速度，较大的航程。有效的解决了现有技术的诸多技术难题，具有良好的飞行稳定性、效率高、气动噪声低、隐身性能好。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明为一种可垂直起降的变结构飞行器，包括飞行器本体，所述飞行器本体包括推进装置和变结构机构；

所述变结构机构一端和飞行器本体连接，所述变结构机构另一端和推进装置连接；所述变结构机构通过改变推进装置推力相对于飞行器本体的作用点和方向实现飞行器在垂直起降和水平飞行的转换过程，所述转换过程为变结构飞行模式；

其中，所述飞行器垂直起降时，变结构机构展开，发动机推力垂直向上，称为垂直起降模式；

其中，所述飞行器水平飞行时，变结构机构收起，发动机推力水平向前，称为固定翼模式。

飞行器本体包括机身，机翼，发动机，变结构机构，起落架。通过控制推进装置的推力和机翼上的副翼来控制飞行器本体的运动轨迹。所述的机身是飞行器本体的主体部分，具有较大的容量，可以安装固定机翼，安装、容纳相关设备或乘员。所述机翼安装在机身的两侧对称分布，左右机翼上各安装有气动舵面(副翼)可以用来改变飞行器本体的姿态。所述发动机是能够为飞行器本体提供飞行动力的装置，包括提供动力的电机(或热机)以及螺旋桨。

所述变结构机构，一端和机翼或机身连接，另一端和发动机连接。在垂直起降和水平飞行的转换过程中，变结构结构可以改变发动机推力相对于飞机的作用点和方向。垂直起降时，变结构机构时发动机相离，发动机推力作用点呈对称分布几何图形，推力方向垂直向上；平飞时，变结构机构使发动机相聚，发动机推力作用点近似在平行于机翼的直线上，推力方向水平向前。

变结构机构连接在机翼上，并且绕连接点旋转使发动机推力作用点从一点移动到另一点，同时推力方向相应改变。变结构机构包括：电机、齿轮组、轴、齿轮箱、发动机固定件、固定基座。变结构机构分前后两种，每种机构均由两组齿轮组构成组合行星轮系，前变结构机构两组齿轮传动比为1:2和1:1；后变结构结构两组齿轮传动比为3：2和1：1。电机自带减速装置，电机输出轴直接带动齿轮箱运动，当电机输出转动180度，发动机固定件相对与齿轮箱转动角度为：前变结构结构为90°，后变结构机构为270°。

所述起落架用于飞机起落过程在地面滑行支撑作用。

本发明公开的可垂直起降变结构飞行器方案，可以有多种实现方案，包括固定翼飞机有垂尾和无垂尾方案，无垂尾即飞翼布局的方案；可以通过三发动机布局、四发动机布局、八大动机布局、十二发动机布局依次类推。最小特征集是四发动机和三发动机布局。

本发明的工作原理：本新型飞行器通过三种运动模式来实现垂直起降和大航程平飞的目的。分别是垂直起降模式、变结构飞行模式又称过渡飞行模式、固定翼模式。

下面以四发动机布局方案来说明飞行原理：

垂直起降时，飞行器通过变结构机构将悬挂在机翼下方的四个发动机展开对称分布于左右机翼的前后两边，使得发动机垂直向下推动空气，其中发动机1、3中螺旋桨逆时针旋转，2、4顺时针旋转，这样飞行器就进入垂直起降模式，控制四个发动机的推力大小，实现飞行器的姿态和位置控制。

过渡飞行阶段，既飞行器通过变结构机构实现飞行模式转换的过程，是指从垂直起降模式到飞翼模式，或从飞翼模式到垂直起降模式的切换过程，这一过程成为过渡飞行模式。起飞时，垂直起降模式下，飞行器垂直起飞到一定高度，启动过渡飞行模式，变结构机构使发动机推力方向从垂直向上往水平向前缓慢改变，飞行器获得向前推力分量向前飞行，直到发动机推力方向平行于飞行器纵轴线后，过渡飞行阶段结束，飞行器进入固定翼模式。在这个过程中，发动机推力在垂直方向的分量逐渐减小，水平分量逐渐增大，同时飞行器空速逐渐增大，机翼升力也逐渐增大，且它们的变化都是非线性的。过渡飞行阶段通过控制发动机推力和气动舵面来实现飞行器的姿态和位置控制。

飞翼模式是过渡飞行阶段结束，涵道发动机完全收起，一字或者近似一字排开悬挂于机翼下方，发动机之间没有相互干扰。飞翼模式下，发动机提供前飞的动力，通过控制发动机的推力和气动舵面来控制飞行器的姿态运动和质点运动。

本发明具有以下有益效果：

本发明采用涵道风扇发动机，首次提出变结构飞翼布局的垂直起降方案。完美的解决了，既能灵活的垂直起降又能大航程的飞行这一世界难题。按照本发明公布的技术方案设计的飞行器可在较小的空间中安全垂直起降和进行高效率的大范围巡航，且具有较高的飞行稳定性、噪声低、气动效率更高、隐身性能好等特点。如果将本方案用于有人机，飞机起飞和降落过程中，乘员无需改变姿态，避免了因飞机姿态改变造成的乘员不适感。

1、对比于倾转翼垂直起降方案，本发明具有在俯仰方向上具有良好的稳定性。

2、对比于倾转四旋翼垂直起降方案，本发明，因为在平飞阶段后，发动机通过变结构机构收于机翼下方一字排开，发动机之间没有气流的干扰，克服了倾转四旋翼方案前排螺旋桨的气流会对后排螺旋桨造成干扰，造成飞行稳定性变差的缺陷。

3、对比于传统的矢量推进垂直起降方案以F35B为例，F35B具有复杂的机械结构和较差的横向稳定性，以及该方案难以在小型或民用无人机上部署。本发明，机构简单，部署方便，在垂直起降阶段发动机对称分布，具有良好的横向稳定性。

4、对比于四旋翼和固定翼飞机简单相叠加的方案，因这种方案没有综合考虑气动布局，且在平飞阶段四旋翼部分不提供动力，增加了飞机的负载，效率低下等缺陷。本发明通过变结构在不同飞行模式下实现气动效率最高，同时在不同飞行模式下，每个发动机都充分的利用，具有良好的能源效率和气动效率的优点。

5、本发明优先的使用飞翼气动布局和涵道发动机作为动力，飞翼布局相比正常式布局具有很多优势，比如机构重量更轻、气动效率更高、隐身性能更好、机身空间利用更加充分等。近年来飞翼布局无人机逐渐成为执行战场侦察、高空探测等多种任务的首先作战平台。

6、同无人直升机相比，同等功耗下，涵道风扇较同直径孤立旋翼会产生更大拉力：首先在低空速下增加飞行器的推力；其次在所有的飞行倾角下都可以提供气动升力；第三，将飞行器的升力系统和推进系统有效地结合起来；最后涵道壁可以有效地将螺旋桨滑流转换成推力，从而产生附加升力。另外涵道具有更好的隐蔽性，更好的降低噪声的能力。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述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。

图1为本发明的四发动机布局方案实施示意图；

图2为本发明的八发动机布局方案实施示意图；

图3为本发明的三发动机下三角布局方案实施示意图；

图4为本发明的三发动机上三角布局方案实施示意图；

图5为本发明四发动机飞翼布局方案的结构和构成示意图；

图6为本发明在垂直起降模式的示意图；

图7为图6的结构侧视图；

图8为本发明固定翼模式的示意图；

图9为图8的结构侧视图；

图10为本发明中变结构机构采用组合行星轮系的实施案例结构和构成示意图；

图11为本发明导航控制系统的原理框图；

图12为本发明的起飞任务的流程图；

图13为本发明的降落任务的流程图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、2、3、4、5-发动机，6-右气动舵面，7-左气动舵面，8-右机翼，9-左机翼，10-飞行器机身，11-起落架，1a、2a、3a、4a-变结构机构，1b、2b、3b、4b、201-电机，202-连接器，203-上齿轮箱，204-第一滚动轴承，205-轴，206-上小锥齿轮，207-上大锥齿轮，208-轴承座，209-力臂管，210-传动轴，211-下齿轮箱，212-第二滚动轴承，213-下锥齿轮组，214-连接轴，215-连接器，216-涵道发动机。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“开孔”、“上”、“下”、“厚度”、“顶”、“中”、“长度”、“内”、“四周”等指示方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的组件或元件必须具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

实施例一

如图2所示，采用八发动机飞翼布局飞行器，包括：飞翼布局飞机机体、八组发动机、机翼、每组发动机配合一变结构机构和飞机机体设置的起落架结构。在机翼两侧上分别设置四组发动机，以及每组发动机配置一变结构机构。

实施例二

如图3所示，采用三发动机飞翼布局飞行器，包括：飞翼布局飞机机体、三组发动机、机翼、每组发动机配合一变结构机构和飞机机体设置的起落架结构。在机翼两侧上分别设置一组发动机，在飞机机体的尾部设置一组发动机，以及每组发动机配置一变结构机构。

实施例三

如图4所示，采用三发动机飞翼布局飞行器，包括：飞翼布局飞机机体、三组发动机、机翼、每组发动机配合一变结构机构和飞机机体设置的起落架结构。在机翼两侧上分别设置一组发动机，在飞机机体的头部设置一组发动机，以及每组发动机配置一变结构机构。

实施例四

请参阅图1和图5所示，采用四发动机飞翼布局飞行器，包括：飞翼布局飞机机体、发动机、机翼、变结构机构和起落架。

a)飞翼布局的飞行器机身10。

b)发动机：可变推力方向四台：1号(右前)、2号(左前)、3号(左后)、4号(右后)；固定推力方向一台5号(机尾)。

注：i.为了实现垂直起降要求1、2、3、4号发动机推力总和大于重力；ii.1和3号发动机正转，即逆时针，2和4号反转，即顺时针；iii.5号发动机可以不安装，根据需要提供更大的前飞推力时安装。

c)机翼：左机翼9和左气动舵面7，右机翼8和右气动舵面6，气动舵面6、7独立，可以通过电信号控制其偏转角度；

d)变结构机构：电机1b～4b是通过驱动变结构机构1a～4b来改变发动机推力方向，对应关系如下：

电机1b——变结构机构1a——1号发动机；

电机2b——变结构机构2a——2号发动机；

电机3b——变结构机构3a——3号发动机；

电机4b——变结构机构4a——4号发动机；

注：变结构过程中，始终保持四台发动机推力方向平行。前后变结构机构运动对称，左右变结构机构运动相同。变结构机构旋转角度范围为0°至180°，发动机推力方向变化为0°至90°。因为运动的对称性，也可以通过一套传动装置将变结构机构1a～4a的运动连接起来，可以只采用一个电机。

e)起落架11，前起落架依靠电机转向。

优先的，机身采用碳纤维结构和高分子材料做成，发动机采用涵道发动机，变结构机构采用组合行星轮系齿轮组传动，主体采用铝合金和碳纤维管构成。

下面对本发明中变结构机构的一种实施例进行说明。

如图10所示，电机201是提供变结构扭矩的装置，优先的使用伺服舵机实现，具有较大的扭矩，同时可以通过脉宽调制技术控制转动的角度；连接器202的功能是连接电机的轴和上齿轮箱，传递动力；上齿轮箱203和下齿轮箱211用来安装锥形齿轮组，由铝合金加工制成，上齿轮箱203和下齿轮箱211同时具有支撑作用，通过力臂管209紧密连接；

上小锥齿轮206和上大锥齿轮207之间的传动比为1:2，并且206和轴205是固定联动；固定轴承座208和电机固定在同一个基座上工作时相对静止，并且轴承座208和穿入其中的轴205固联；传动轴210传递上下齿轮组的转动力矩；下锥齿轮组213是一对传动比1:1的锥齿轮；连接器215、连接轴214和涵道发动机216；

所有的齿轮和轴之间都是紧连接，轴通过第一滚动轴承204和第二滚动轴承212等和齿轮箱连接，减小摩擦力；

工作原理是：通过电机带动上齿轮箱运动，上齿轮箱和力臂杆以及下齿轮箱组成一个整体，整体绕电机轴相对于基座转动，通过上锥齿轮组传递转动至下锥齿轮组，下锥齿轮组带动涵道发动机转动，整个过程涵道发动机既有相对于下齿轮箱的转动，又有绕电机轴的转动，构成了行星组合轮系。通过改变上锥齿轮组的传动比和安装的位置可以获得所需的转动方向和角度。

变结构机构分前后两种，本实施例中需要两前两后四个变形机构，每种机构均由两组齿轮组构成组合行星轮系，前变结构机构两组齿轮传动比为1:2和1:1；后变结构机构两组齿轮传动比为3：2和1:1。

下面结合附图对本发明的一种实施例，四发动机飞翼布局飞行器的飞行原理和过程进行描述。

当起飞时，如图12所示，起飞任务S102，是指飞机从地面静止到进入垂直起降模式，再进入飞翼飞行模式的过程。飞机在关机状态发动机处于飞翼模式(固定翼)，并排悬挂于机翼下方，如图8和图9所示。

启动变形S104，通过控制变结构机构，实现垂直起降，首先要将飞机的1～4号发动机通过变结构机构展开成位于机翼前后左右对称分布。

执行单元S106判断1～4号发动机是否展开完毕，位于机翼前后左右对称分布，否：继续执行S104直到完全展开为止。是：启动垂直起降模式。

垂直起降模式S108，垂直起降模式下飞行器的状态如图6和图7所示，飞行器控制按照四旋翼动力学模型控制飞机，完成飞机从离地，到升至一定的高度，收起起落架等动作。这个模式下的执行机构包括：1～4号发动机，实现俯仰、横滚和偏航的控制。其中5号发动机主要提供前飞推力，只有在控制飞机前飞时才使用，5号发动机视情况安装，不属于本发明的最小特征集。

执行单元S110飞机是判断飞行器是否具备一定的飞行高度和速度，只有满足一定的条件才能进入飞翼模式，这是因为，飞机在距离地面时，因为地面效应的影响，气动力不稳定，这时候切换飞行模式，对飞行稳定性不利。另一方面飞机应该在前飞速度超过飞翼的失速速度时，切换飞行模式才能保证飞行的稳定性。

执行单元S112过渡飞行模式从启动变结构机构开始，到变结构完成结束，完成的标志是进入飞翼(固定翼)模式，这个持续时间不超过5s，这个过程，执行器包括：1～4号发动机和6、7气动舵面。当然5号发动机可以始终提供前飞推力。变机构的过程的前半段飞行器在俯仰稳定上可以通过，1～4号发动机进行配平，在变结构飞行的后半段，需要通过升降舵经行辅助配平，因为发动机转向的特殊安排，在这个过程中，尽量保持发动机的转速一致，这样可以抵消发动机进度力矩的影响。

执行单元S114判断变结构机构是否变结构完成，1～4号发动机是否从位于机翼的前后左右对称分布，收起至并列于机翼下方。

执行单元S116如果变结构完成则标志着飞机变结构完成，进入飞翼模式，飞翼模式下飞行器的状态如图4所示，所有发动机的推力平行机身向前。飞翼模式下，飞机具有长航程、高速飞行能力。飞翼模式执行器包括：1～4号、5号发动机，6、7气动舵面。

以上是飞机起飞过程的原理，下面根据图13对降落过程进行描述。

当降落时，如图13所示，降落任务S202，是指飞机从飞翼模式下的飞行状态，经过垂直起降模式，最后降落地面的过程。

首先准备降落S204，飞行器在飞翼模式下飞行具有较大的速度，准备采用垂直起降方式降落，需要减小飞行速度。

必须判断飞行速度是否满足垂直起降条件S206，速度太高变形构成发动机身会产生很大的气动力矩和不稳定干扰，速度太低会造成飞机失速。否:返回继续执行准备垂直起降S204单元。是：执行S208单元。

执行S208单元，启动变形机构，启动过渡飞行模式，过渡飞行模式见前所述。

执行S210单元，判断发动机是否已经展开，如果完全展开，飞机进入垂直起降模式，如果否继续执行S208直到完全发动机展开。

启动垂直模式S212，飞机按照垂直起降模式经行控制，调整降落的位置和朝向完成降落任务。

另外，以上详细描述了本发明的其中一个实施案例四发动机飞翼气动布局飞行器采用垂直起降的方式进行起飞和降落的原理和过程，当然也可以通过类似普通固定翼飞机那样滑跑方式起飞和降落，具体可以参见相关资料这里不再赘述。

下面结合图例说明本发明的飞行控制系统原理：

如图11所示，本发明的飞行控制系统主要包括传感器单元、导航单元、控制器单元、切换单元、执行器单元。

传感器单元800包括：惯性测量单元(IMU)801由三轴正交安装的加速度计和三轴正交安装的陀螺仪组成，固定在一个基板上构成捷联式惯性导航平台。分别测量平台相对惯性系运动的加速度和角速度；空速计802用来测量飞机相对于空气的速度，这是计算飞机升力判断模式转换的条件；气压计803用来测量大气静压强，从而计算出飞机所处的海拔高度；磁场计804用来测量三轴地磁矢量；全球定位系统(GPS)805用来测量机的速度和飞地理位置；

导航单元806执行导航计算任务，负责收集IMU等传感器数据，预处理，进行实时机体姿态解算、惯性导航计算、大气计算、运行状态估计算法进行组合导航计算，或者在强拒止若观测情况下的航姿参考系统。为飞行控制提供准确的航向、姿态、速度、位置和空速等描述飞机飞行状态的信息。

控制器单元807飞行控制器，由三部分控制器组成，垂直起降模式、过渡飞行模式、固定翼(飞翼)模式。

垂直起降模式飞行控制器808，在垂直起降阶段，1～4号发动机展开对称分布于机翼的前后左右，飞行器的动力学模型是四旋翼模型。

过渡飞行模式控制器809，在变结构过程飞机的动力学模型是变结构模型，控制策略采用分段控制策略。

固定翼模式飞行控制器810，当飞行器变结构完成进入固定翼模式，1～4号发动机并列于机翼下方，推力向前。这种状态下飞机按固定翼动力学模型进行控制。

三个控制器在不同的飞行模式下要切换控制器，切换原理可以看成一个单刀三掷点开关，切换过程能够将所需的控制信号平滑的传递，这部分是软件实现。

切换单元815是为了根据不同的需求，例如计算量的考虑，在不同的模式下采用不同的飞行控制器，切换控制量的作用，包括：垂直起降模式飞行控制器的控制信号输出端子811；过渡模式飞行控制器的控制信号输出端子812；过渡模式飞行控制器的控制信号输出端子813；执行器单元816的信号输入端子814。

因为垂直起降模式动力学模型和固定翼动力学模型是过渡(变结构)飞行模式动力学模型的在发动机推力倾角为0°和90°的两种特殊情况，切换单元815的作用是为了节约计算量的考虑，例如在垂直起降时前飞速度较小，可以不考虑气动，这样垂直动力学模型就可以裁剪去气动部分，815的另外一个作用是切换执行器，这是因为在不同的飞行模式下，需要的执行器有些不同，执行器作用用有所不同。

执行器单元816，负责将上层飞行控制器的控制信号解析按照控制模式分配给不同的执行机构，执行机构包括：1～4号涵道发动机，以及与之联动的变结构施力电机1b～4b和5号推进发动机，6和7号气动舵面。飞行模式对应执行机构：垂直起降模式(1～4和5号发动机)；过渡模式(1～4和5号发动机，变结构施力电机1b～4b，6和7气动舵面)；飞翼模式(1～4和5号发动机，6和7气动舵面)。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“示例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。

Claims (10)

1.一种可垂直起降的变结构飞行器，包括飞行器本体，其特征在于：所述飞行器本体包括推进装置和变结构机构；

所述变结构机构一端和飞行器本体连接，所述变结构机构另一端和推进装置连接；

所述变结构机构通过改变推进装置推力相对于飞行器本体的作用点和方向实现飞行器在垂直起降和水平飞行的转换过程；

所述转换过程为变结构飞行模式；

其中，所述飞行器垂直起降时，变结构机构展开，发动机推力垂直向上，称为垂直起降模式；

其中，所述飞行器水平飞行时，变结构机构收起，发动机推力水平向前，称为固定翼模式；

通过控制推进装置的推力和机翼上的副翼来控制飞行器本体的运动轨迹。

2.根据权利要求1所述的一种可垂直起降的变结构飞行器，其特征在于，所述推进装置是为飞行器提供飞行动力的装置，包括提供动力的电机或热机或螺旋桨。

3.根据权利要求1所述的一种可垂直起降的变结构飞行器，其特征在于，所述变结构机构和发动机为一一对应的一组，每组的数量为不小于三个的任意个；所述的组的数量为三组或四组或八组或十二组。

4.根据权利要求1所述的一种可垂直起降的变结构飞行器，其特征在于，所述变结构机构连接在飞行器上，并且绕连接点旋转使发动机推力作用点从一点移动到另一点，同时推力方向相应改变，所述发动机推力方向始终保持平行，所述变结构机构包括电机、齿轮组、轴、齿轮箱、发动机固定件和固定基座；

其中，所述变结构机构包括前变结构机构和后变结构结构，所述前变结构机构和后变结构结构分别均由两组齿轮组构成组合行星轮系；

其中，所述电机输出轴直接带动齿轮箱运动。

5.根据权利要求4所述的一种可垂直起降的变结构飞行器，其特征在于，所述前变结构机构两组齿轮传动比为1：2和1：1；所述后变结构结构两组齿轮传动比为3：2和1：1。

6.根据权利要求1所述的一种可垂直起降的变结构飞行器，其特征在于，还包括：传感器单元、导航单元、控制器单元和执行器单元。

7.一种飞行器，其特征在于：采用同时改变发动机推力作用点和推力方向实现垂直起降。

8.一种飞行器，其特征在于，采用变结构机构实现飞行模式切换的垂直起降。

9.一种飞行器，其特征在于，包括垂直起降模式、变结构飞行模式、固定翼飞行模式三种飞行模式。

10.一种飞行器，其特征在于，采用如权利要求1、3、4任意一所述的变结构机构。