CN112140821B - 一种陆空两用多模态涵道式飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种陆空两用多模态涵道式飞行器，包括至少三个沿第一方向并排布置的动力单元，任意相邻两个所述动力单元均通过连接机构相连，所述动力单元设置有涵道风扇，部分或全部所述连接机构为允许相邻两个所述动力单元之间的夹角产生变化的角度调节机构，以使所述动力单元能够朝向同一侧弯折并卷曲形成首尾相接的筒状结构，在陆地行走时，所述筒状结构由所述涵道风扇提供动力并在地面滚动。相比于增设陆地行走机构的方式而言，本发明中所公开的陆空两用多模态涵道式飞行器的重量和尺寸均较小，这有利于增加涵道式飞行器的续行里程并提高其通过性。本发明还公开了一种上述陆空两用多模态涵道式飞行器的控制方法。

Description

一种陆空两用多模态涵道式飞行器及其控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计制造技术领域，特别涉及一种陆空两用多模态涵道式飞行器及其控制方法。

背景技术

陆空两用涵道式飞行器是指既能够在空中飞行，又能够在陆地行走的涵道式飞行器，目前通常的做法是在涵道式飞行器上设置陆地行走机构，当涵道式飞行器落地之后通过陆地行走机构驱动陆空两用飞行器在陆地行走。

陆地行走机构的设置使得涵道式飞行器的重量大大增加，这导致飞行器的能耗显著增加，续航能力下降非常明显，另外，陆地行走机构的设置还使得涵道式飞行器的整体尺寸增加，在通过较为狭窄的空间时容易与外界环境中的物体产生干涉，飞行器的通过性能也显著下降。

发明内容

一方面为了能够在尽量不增加涵道式飞行器尺寸和重量的前提下实现涵道式飞行器的陆地行走，另一方面为了有效提高涵道式飞行器的通过性，本发明提供了一种陆空两用多模态涵道式飞行器，包括至少三个沿第一方向并排布置的动力单元，任意相邻两个所述动力单元均通过连接机构相连，所述动力单元设置有涵道风扇，部分或全部所述连接机构为允许相邻两个所述动力单元之间的夹角产生变化的角度调节机构，以使所述动力单元能够朝向同一侧弯折并卷曲形成首尾相接的筒状结构，在陆地行走时，所述筒状结构由所述涵道风扇提供动力并在地面滚动。

优选的，任意一所述动力单元均由至少两个沿第二方向排布并固定连接的动力包构成，任意一所述动力包均设置有所述涵道风扇，其中，所述第一方向与所述第二方向垂直。

优选的，任意一所述动力单元的底面均设置有弧形凸起，在所述动力单元卷曲形成所述筒状结构后，各所述动力单元上设置的所述弧形凸起构成环绕所述筒状结构一周的圆形外廓，以减小滚动时的颠簸。

优选的，任意一所述动力单元上均设置有多个间隔分布的所述弧形凸起，在所述动力单元卷曲形成所述筒状结构后，所述弧形凸起构成沿所述筒状结构轴向间隔分布的多个所述圆形外廓。

优选的，所述弧形凸起上还开设有减重孔。

优选的，任意一所述动力包上均设置有至少两个所述涵道风扇，所述涵道风扇沿所述第二方向间隔分布。

优选的，一个或多个所述动力单元内还设置有姿态传感器，在处于陆地行走模式时，所述姿态传感器用于检测所述筒状结构的滚动方向及当前状态，所述陆空两用多模态涵道式飞行器的控制器获取所述姿态传感器的信号，并根据所述传感器的信号控制相邻所述动力单元的涵道风扇启动或停止。

优选的，所述角度调节机构为连杆驱动装置，所述连杆驱动装置包括连杆组件及驱动所述连杆组件转动的伸缩杆；

所述连杆组件包括铰接杆及与所述铰接杆一端铰接的铰接座，所述铰接座和所述铰接杆的另一端分别与相邻两个所述动力单元固定连接，所述伸缩杆的一端与所述铰接杆的杆体铰接，另一端与安装有所述铰接座的所述动力单元铰接。

优选的，所述转动装置为连杆驱动装置，所述连杆驱动装置包括连杆组件及驱动所述连杆组件转动的连杆驱动装置；

所述连杆组件包括第一连杆及与所述第一连杆铰接的第二连杆，所述第一连杆与和所述第二连杆分别与相邻两个所述动力单元固定连接；所述连杆驱动装置包括拉索及控制所述拉索收放的拉索收放装置，当所述拉索收放时，所述第一连杆和所述第二连杆绕铰接点转动。

优选的，所述转动装置为舵机。

优选的，所述动力单元共五个，且任意相邻两个所述动力单元之间均通过所述角度调节机构连接。

优选的，在空中飞行时，所述动力单元至少包括展平状态和弯折收纳状态。

本发明还公开了一种陆空两用多模态涵道式飞行器的控制方法，该控制方法包括空中控制方法和陆地控制方法，其中，

空中控制方法至少包括：

悬停模式：控制所述动力单元平铺以使所述陆空两用多模态涵道式飞行器形成平板状态，并控制所述涵道风扇的合力与所述陆空两用多模态涵道式飞行器的重力相等；或者，以所述陆空两用多模态涵道式飞行器第一方向上的中心线为第一对称轴，控制所述第一对称轴两侧的所述动力单元沿所述第一对称轴对称弯折卷曲，并控制所述涵道风扇的合力与所述陆空两用多模态涵道式飞行器的重力相等；

所述陆地控制方法至少包括：

滚动模式：控制所述动力单元沿所述第一对称轴对称弯折并卷曲形成首尾相接的筒状结构，并控制所述涵道风扇的合力形成推动所述陆空两用多模态涵道式飞行器滚动的滚动推力。

优选的，任意一动力单元均至少包括偶数个沿第二方向排布并关于第二方向的中心线对称的动力包构成，其中，所述第二方向与所述第一方向垂直，且所述第二方向的中心线为第二对称轴，所述空中控制方法还包括：

俯仰模式：在所述悬停模式下，控制所述第二对称轴一侧的所述涵道风扇的转速高于另外一侧的所述涵道风扇的转速，以使所述陆空两用多模态涵道式飞行器向前倾斜飞行或向后倾斜飞行。

优选的，所述空中控制方法还包括：

侧倾模式：在所述悬停模式下，控制所述第一对称轴一侧的所述涵道风扇的转速高于另外一侧的所述涵道风扇的转速，以使所述陆空两用多模态涵道式飞行器向左倾斜飞行或向右倾斜飞行。

优选的，所述陆地控制方法还包括：

扭转模式：在所述前后滚动模式下，控制所述第二对称轴一侧的所述涵道风扇的转速高于另外一侧的所述涵道风扇的转速，以使所述陆空两用多模态涵道式飞行器滚动的同时能够朝向左右方向扭转。

本案中所公开的陆空两用多模态涵道式飞行器，包括至少三个沿第一方向并排布置的动力单元，任意相邻两个动力单元之间均通过连接机构相连，每个动力单元中均设置有涵道风扇，一部分或者全部连接机构为角度调节机构，角度调节机构的作用在于允许相邻两个动力单元之间的夹角产生变化，以便使动力单元能够朝向同一侧弯曲形成首尾相接的筒状结构，在陆地行走时，筒状结构由涵道风扇提供动力并在地面滚动。

可见，该陆空两用多模态涵道式飞行器，并未设置陆地行走机构，而是通过相邻两个动力单元之间的角度变化使动力单元卷曲变形成为筒状结构，然后利用涵道飞行器本身所自带的涵道风扇提供动力使筒状结构在地面滚动；相比于增设陆地行走机构的方式而言，本发明中所公开的陆空两用多模态涵道式飞行器的重量和尺寸均较小，这有利于增加涵道式飞行器的续行里程并提高其通过性。

本发明中所公开的控制方法能够实现对上述陆空两用多模态涵道式飞行器空中飞行状态控制和陆地行走控制。

附图说明

图1为本发明实施例中所公开的陆空两用涵道式飞行器的主视示意图；

图2为本发明实施例中所公开的陆空两用涵道式飞行器一种角度下的立体示意图；

图3为本发明实施例中所公开的陆空两用涵道式飞行器另一种角度下的立体示意图；

图4为本发明实施例中所公开的陆空两用涵道式飞行器再一种角度下的立体示意图；

图5为本发明实施例中所公开的陆空两用涵道式飞行器侧面示意图；

图6为本发明实施例中所公开的陆空两用涵道式飞行器弯折收纳状态时的结构示意图；

图7为图6的前端或后端示意图；

图8为本发明实施例中所公开的陆空两用涵道式飞行器卷曲成筒状结构时的结构示意图；

图9为图8中筒状结构另一角度的结构示意图；

图10为图8中筒状结构再一角度的立体结构示意图；

图11为图8中筒状结构的前端或后端示意图。

其中，1为动力单元，2为连接机构，3为涵道风扇，4为动力包，5为主梁，6为弧形凸起，7为减重孔。

具体实施方式

本发明的核心是提供一种陆空两用多模态涵道式飞行器，以便能够在尽量不增加涵道式飞行器尺寸和重量的前提下实现涵道式飞行器的陆地行走，并能够有效提高涵道式飞行器的通过性。

本发明的另一核心还在于提供一种上述陆空两用多模态涵道式飞行器的控制方法。

本发明实施例中所公开的陆空两用多模态涵道式飞行器，包括三个以上的动力单元1，如图1至图11中所示，动力单元1沿第一方向并排布置，相邻两个动力单元1均通过连接机构2相连，每一个动力单元1均设置有涵道风扇3，一部分或者全部的连接机构2为角度调节机构，角度调节机构的作用在于：允许相邻两个动力单元1之间的夹角产生变化，并在相邻两个动力单元1之间的夹角调整完成后使角度得以保持，在角度调节机构的作用下，动力单元1能够朝向同一侧弯折并卷曲形成首尾相接的筒状结构，如图8至图11中所示，在陆地行走时，筒状结构由涵道风扇3提供动力在地面滚动行进。

相比于目前的陆空两用飞行器而言，上述实施例中所公开的陆空两用多模态涵道式飞行器，并未设置陆地行走机构，而是通过相邻两个动力单元1之间的角度变化使动力单元1卷曲变形成为筒状结构，然后利用涵道飞行器本身所自带的涵道风扇3提供动力使筒状结构在地面滚动；相比于增设陆地行走机构的方式而言，本发明中所公开的陆空两用多模态涵道式飞行器的重量和尺寸均较小，这有利于增加涵道式飞行器的续行里程并提高其通过性。

请进一步参考图2至图7，在空中飞行状态时，构成陆空两用多模态涵道式飞行器的动力单元1可以处于展平状态(即相邻两个动力单元1之间的夹角为180°)，当需要通过较为狭窄的空间或者在低空巷道巡航时，飞行器也可处于弯折收纳状态(即相邻两个动力单元1之间的夹角处于0°～180°之间)，这使得该陆空两用多模态涵道式飞行器的灵活性进一步提升，其通过性更为优异；需要进行说明的是，弯折收纳状态可以为图6至图7中的U型收纳状态，也可以为波浪状、L型等，根据实际需要通过的空间形状的不同，涵道式飞行器可进行适应性的形状变化，本文中对此不再进行赘述。

在本实施例中，每一个动力单元1均由至少两个沿第二方向排布并固定相连的动力包4构成，其中，第一方向与第二方向相互垂直，一种可能的实现方式中，动力包4本身的形状为长方形，第一方向具体是指动力包4的宽度方向，第二方向具体是指动力包4的长度方向，请具体参考图1至图4，在本实施例中，每一个动力单元1均由两个动力包4通过主梁5固定连接形成，并且每一个动力包4均设置有上述涵道风扇3，每一个动力包4中的涵道风扇3的数量不受限制，为了一方面保证飞行的稳定性，另一方面尽量达到动力分散布置的目的，本实施例中每个动力包4均设置有两个或两个以上的涵道风扇3，图1至图4中的每个动力包4中包含有2个涵道风扇3，一个动力单元1中共包括两个动力包4，四个涵道风扇3。

不难理解的是，构成陆空两用多模态涵道式飞行器(也可称为涵道式飞行器)的动力单元1的数量越多，则在动力单元1卷曲形成筒状结构后越接近圆形，在滚动过程的颠簸也就越小，然而，动力单元1数量过多则会对该涵道式飞行器的生产和组装带来较大困难，为此，本实施例中所公开的陆空两用多模态涵道式飞行器中共包括5个上述动力单元1，每个动力单元1与和自身相邻的动力单元1之间保持72°的夹角即可使动力单元1卷绕形成筒状结构，任意一动力单元1的底面均设置有弧形凸起6，在动力单元1卷曲形成筒状结构之后，各个动力单元1上所设置的弧形凸起6构成环绕筒状结构一周的圆形外廓，如图8至图10中所示，该圆形外廓可以有效提高筒状结构在陆地滚动过程中的平稳性，当然，本领域技术人员应当理解，有各个动力单元1上的弧形凸起拼合形成的圆形外廓中，允许相邻两个弧形凸起之间存在断点。

作为进一步优化的方案，本实施例中每一个动力单元1上均设置有多个间隔分布的弧形凸起6，在动力单元1卷曲形成筒状结构之后，弧形凸起6构成沿筒状结构轴向间隔分布的多个圆形外廓，如图8至图10中所示，多个圆形外廓沿筒状结构的轴向间隔分布，该种布置方式可以进一步提升筒状结构在滚动过程中的稳定性。不难理解，弧形凸起6的增加必然会对涵道式飞行器的整体重量造成影响，为了尽量减小弧形凸起6对涵道式飞行器重量所造成的影响，还可以在弧形凸起6上开设减重孔7。

在一种实施例中，一个或多个动力单元1内设置有姿态传感器(如陀螺仪)，在陆地行走时，姿态传感器用于检测筒状结构的滚动方向(如顺时针还是逆时针、滚动方位)及当前状态(如当前着地的动力单元1)，陆空两用多模态涵道飞行器的控制器用于获取姿态传感器的信号，根据该信号，控制器可以确定筒状结构的滚动方向以及当前着地的动力单元1，然后根据筒状结构的滚动方向顺时针依次控制相邻动力单元1中的涵道风扇3启动或停止，或者逆时针依次控制相邻动力单元1中的涵道风扇3启动或停止，以使筒状结构持续获得在地面滚动的动力。

不难理解的是，角度调节机构的实现形式并不局限于一种，例如在本实施例中，角度调节机构为连杆驱动装置，连杆驱动装置包括连杆组件以及驱动连杆组件转动的伸缩杆，连杆组件具体包括铰接杆以及与铰接杆一端铰接相连的铰接座，铰接座和铰接杆的另一端分别与相邻两个动力单元1固定连接，伸缩杆的一端与铰接杆的杆体铰接，另一端与安装有铰接座的动力单元1铰接，伸缩杆的长度变化可以实现连杆组件的角度变化；

在另一种实施例中，角度调节机构为连杆驱动装置，连杆驱动装置包括连杆组件以及驱动连杆组件转动的连杆驱动装置，连杆组件包括第一连杆以及与第一连杆铰接的第二连杆，第一连杆和第二连杆分别与相邻两个动力单元1固定连接，连杆驱动装置包括拉索以及拉索收放装置，拉索收放装置控制拉索收放以实现拉索的长度变化，从而使第一连杆和第二连杆绕着两者(第一连杆和第二连杆)的铰接点转动。

除此之外，角度调节机构还可以为设置在相邻两个动力单元1之间的舵机。

本发明实施例中所公开的陆空两用多模态涵道式飞行器的控制方法，适用于上述实施例中所公开陆空两用多模态涵道式飞行器，该陆空两用多模态涵道式飞行器，包括至少三个沿第一方向排布的动力单元1，任意相邻的两个动力单元1均通过连接机构2相连，动力单元1设置有涵道风扇3，部分或者全部的连接机构2是允许相邻两个动力单元之间的夹角产生变化的角度调节机构，以使动力单元能够朝向同一侧弯折并卷曲形成首尾相接的筒状结构，在陆地行走时，筒状结构由涵道风扇提供动力并在地面滚动。

以本案附图1～11中所示的陆空两用多模态涵道式飞行器为例来对本发明实施例中所公开的控制方法进行说明：

沿第一方向，陆空两用多模态涵道式飞行器共包括五个并排布置的动力单元，这五个动力单元中的一个中至少设置有控制模块，除此之外，动力单元中还设置有角度传感器、闭合传感器、陀螺仪和加速度计，角度传感器用于检测相邻两个动力单元之间的夹角，闭合传感器用于检测末端两个动力单元合拢成圆筒形时是否闭合；陀螺仪用于检测陆空两用多模态涵道式飞行器的飞行姿态，加速度传感器用于检测陆空两用多模态涵道式飞行器的运动方向；各种传感器均与控制模块通讯连接，通讯模块通过运算来生成控制指令，然后由执行机构(涵道风扇、连接机构等)执行相应指令。

沿第二方向，每一个动力单元均由两个并排固定连接的动力包4构成，两个动力包4关于主梁5对称布置，每个动力包4中均设置有两个涵道风扇。

作为一种优选的方式，关于主梁对称的两个动力包中的涵道风扇的螺旋桨互为正反桨，位于主梁同一侧的所有的涵道风扇的螺旋桨均相同(即均为正桨或均为反桨)；每个动力包中的两个涵道风扇均可被单独控制，控制模块通过控制各个涵道风扇的转速来提供不同的升力，以使陆空两用多模态涵道式飞行器实现不同的姿态。

如图3中所示，陆空两用多模态涵道式飞行器由5个沿第一方向排布的动力单元构成，每个动力单元由沿第二方向布置的两个动力包构成，每个动力包中包含两个涵道风扇，两个动力包关于主梁5对称分布，主梁5一侧的涵道风扇中的螺旋桨全部为正桨，旋转时全部逆时针旋转，主梁5另一侧的涵道风扇中的螺旋桨全部为反桨(或称逆桨)，旋转时全部顺时针转动。

本发明实施例中所公开的控制方法至少包括空中控制方法和陆地控制方法，空中控制方法至少包括：

悬停模式：全部动力单元均完全平铺(相邻两个动力单元之间的夹角为180°)，整个陆空两用多模态涵道式飞行器形成平板状态，此时可通过控制所有涵道风扇以相同的速度转动，产生的上升合力与自身重力相等即可；因为以主梁5为分界线的两侧的涵道风扇转速相同，转向相反，从而使陆空两用多模态涵道式飞行器的总扭矩为零，达到空中悬停状态；

或者，在卷曲时，以陆空两用多模态涵道式飞行器第一方向上的中心线为第一对称轴(本实施例中具体以中间的动力单元为对称轴)。控制第一对称轴两侧的动力单元朝同一侧对称弯折卷曲(卷曲角度相同)，弯曲后的动力单元原来垂直向上的升力转变成一个较小的垂直向上的升力和一个与弯折角度相关的水平力，控制模块控制对称弯折的动力单元中的涵道风扇的转速一致，从而使对称弯折的动力单元涵道风扇所产生的水平力相互抵消，主梁两侧的涵道风扇的转速相同，转向相反，因而整个陆空两用多模态涵道式飞行器的总扭矩为零，所有涵道风扇的上升合力与整个陆空两用多模态涵道式飞行器的重力相等即可实现悬停；

陆地控制方法至少包括：

滚动模式：控制模块控制动力单元朝向同一侧弯折并卷曲形成首尾相接的筒状结构，一种方式下：陀螺仪检测筒状结构的滚动方向(如顺时针还是逆时针滚动)以及当前状态(如当前着地的动力单元1)，陆空两用多模态涵道飞行器的控制模块用于获取陀螺仪的信号，根据该信号，控制模块可以确定筒状结构的滚动方向以及当前着地的动力单元1，然后根据筒状结构的滚动方向顺时针依次控制相邻动力单元1中的涵道风扇3启动或停止，或者逆时针依次控制相邻动力单元1中的涵道风扇3启动或停止，以使筒状结构持续获得在地面滚动的动力；

另外一种方式下：保持所有涵道风扇3以相同的基础转速(例如待机转速)转动时，因为涵道风扇3的升力指向筒状结构的中心，所以筒状结构能够保持不动；规定当动力单元与水平面保持平行时涵道风扇3保持基础转速，随着筒状结构的滚动，涵道风扇3的转速随动力单元与水平面夹角的变大而变大，当动力单元与水平面垂直时涵道风扇3的转速达到最大，随着筒状结构继续滚动，涵道风扇3的转速逐渐减小，动力单元1再次与水平面平行时，涵道风扇3的转速再次减小至基础转速。

以此种方式可以实现筒状结构的前后滚动。

更进一步的，本发明实施例中所公开的空中控制方法还包括：

俯仰模式：在悬停模式下，控制第二对称轴一侧的涵道风扇3的转速高于第二对称轴另外一侧的涵道风扇3的转速，整个陆空两用多模态涵道式飞行器将在第二对称轴的两侧产生一定的翻转力矩，从而实现陆空两用多模态涵道式飞行器向前(垂直于第一方向的方向)倾斜飞行(即俯冲模式)或者向后倾斜飞行(即后仰模式)；

侧倾模式：在悬停模式下，控制第一对称轴一侧的涵道风扇3的转速高于第一对称轴另外一侧的涵道风扇3的转速，整个陆空两用多模态涵道式飞行器将在第一对称轴的两侧产生一定的翻转力矩，从而实现陆空两用多模态涵道式飞行器向左(垂直于第二方向的方向)侧倾飞行或者向右侧倾飞行；

陆地控制方法中还包括：

扭转模式：在滚动模式下，控制第二对称轴一侧的涵道风扇3的转速高于第二对称轴另外一侧的涵道风扇3的转速，此时整个筒状结构将在第二对称轴的两侧产生一定的扭转力矩，陆空两用多模态涵道式飞行器滚动的同时能够朝向左右方向扭转。

除此之外，本领域技术人员熟知的是，在悬停状态下，同时使每个涵道风扇3增加或减小相同的转速，便可实现陆空两用多模态涵道式飞行器的垂直上升和垂直下降。

当然，除了上述几种模式之外，空中控制方法肯定还包括匀速前进或后退、加速前进或后退等飞行器通常具有的飞行模式，这些飞行模式的控制方式与目前多轴无人飞行器的自动控制方式一致，属于本领域的现有技术，本文中对此不再进行赘述。

以上对本发明所提供的陆空两用多模态涵道式飞行器及其控制方法进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。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，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (12)

1.一种陆空两用多模态涵道式飞行器，其特征在于，包括至少三个沿第一方向并排布置的动力单元（1），任意相邻两个所述动力单元（1）均通过连接机构（2）相连，所述动力单元（1）设置有涵道风扇（3），部分或全部所述连接机构（2）为允许相邻两个所述动力单元（1）之间的夹角产生变化的角度调节机构，以使所述动力单元（1）能够朝向同一侧弯折并卷曲形成首尾相接的筒状结构，在陆地行走时，所述筒状结构由所述涵道风扇（3）提供动力并在地面滚动；

任意一所述动力单元（1）的底面均设置有弧形凸起（6），在所述动力单元（1）卷曲形成所述筒状结构后，各所述动力单元（1）上设置的所述弧形凸起（6）构成环绕所述筒状结构一周的圆形外廓，以减小滚动时的颠簸；

一个或多个所述动力单元（1）内还设置有姿态传感器，在陆地行走时，所述姿态传感器用于检测所述筒状结构的滚动方向及当前状态，所述陆空两用多模态涵道式飞行器的控制器获取所述姿态传感器的信号，并根据所述传感器的信号控制相邻所述动力单元（1）的涵道风扇（3）启动或停止。

2.根据权利要求1所述的陆空两用多模态涵道式飞行器，其特征在于，任意一所述动力单元（1）均由至少两个沿第二方向排布并固定连接的动力包（4）构成，任意一所述动力包（4）均设置有所述涵道风扇（3），其中，所述第一方向与所述第二方向垂直。

3.据权利要求1所述的陆空两用多模态涵道式飞行器，其特征在于，任意一所述动力单元（1）上均设置有多个间隔分布的所述弧形凸起（6），在所述动力单元（1）卷曲形成所述筒状结构后，所述弧形凸起（6）构成沿所述筒状结构轴向间隔分布的多个所述圆形外廓。

4.据权利要求1所述的陆空两用多模态涵道式飞行器，其特征在于，所述弧形凸起（6）上还开设有减重孔（7）。

5.据权利要求2所述的陆空两用多模态涵道式飞行器，其特征在于，任意一所述动力包（4）上均设置有至少两个所述涵道风扇（3），所述涵道风扇（3）沿所述第二方向间隔分布。

6.据权利要求1-5任意一项所述的陆空两用多模态涵道式飞行器，其特征在于，所述角度调节机构为连杆驱动装置，所述连杆驱动装置包括连杆组件及驱动所述连杆组件转动的伸缩杆；

所述连杆组件包括铰接杆及与所述铰接杆一端铰接的铰接座，所述铰接座和所述铰接杆的另一端分别与相邻两个所述动力单元（1）固定连接，所述伸缩杆的一端与所述铰接杆的杆体铰接，另一端与安装有所述铰接座的所述动力单元（1）铰接；

或者，所述连杆驱动装置包括连杆组件及驱动所述连杆组件转动的连杆驱动装置；

所述连杆组件包括第一连杆及与所述第一连杆铰接的第二连杆，所述第一连杆与和所述第二连杆分别与相邻两个所述动力单元（1）固定连接；所述连杆驱动装置包括拉索及控制所述拉索收放的拉索收放装置，当所述拉索收放时，所述第一连杆和所述第二连杆绕铰接点转动；

或者，所述角度调节机构为舵机。

7.据权利要求1所述的陆空两用多模态涵道式飞行器，其特征在于，所述动力单元（1）共五个，且任意相邻两个所述动力单元（1）之间均通过所述角度调节机构连接。

8.据权利要求1所述的陆空两用多模态涵道式飞行器，其特征在于，在空中飞行时，所述动力单元（1）至少包括展平状态和弯折收纳状态。

9.一种如权利要求1中所述的陆空两用多模态涵道式飞行器的控制方法，其特征在于，包括空中控制方法和陆地控制方法，其中，

所述空中控制方法包括：

悬停模式：控制所述动力单元平铺以使所述陆空两用多模态涵道式飞行器形成平板状态，并控制所述涵道风扇的合力与所述陆空两用多模态涵道式飞行器的重力相等；或者，以所述陆空两用多模态涵道式飞行器第一方向上的中心线为第一对称轴，控制所述第一对称轴两侧的所述动力单元沿所述第一对称轴对称弯折卷曲，并控制所述涵道风扇的合力与所述陆空两用多模态涵道式飞行器的重力相等；

所述陆地控制方法包括：

滚动模式：控制所述动力单元沿所述第一对称轴对称弯折并卷曲形成首尾相接的筒状结构，并控制所述涵道风扇的合力形成推动所述陆空两用多模态涵道式飞行器滚动的滚动推力。

10.据权利要求9所述的控制方法，其特征在于，任意一动力单元均至少包括偶数个沿第二方向排布并关于第二方向的中心线对称的动力包构成，其中，所述第二方向与所述第一方向垂直，且所述第二方向的中心线为第二对称轴，所述空中控制方法还包括：

俯仰模式：在所述悬停模式下，控制所述第二对称轴一侧的所述涵道风扇的转速高于另外一侧的所述涵道风扇的转速，以使所述陆空两用多模态涵道式飞行器向前倾斜飞行或向后倾斜飞行。

11.据权利要求10所述的控制方法，其特征在于，所述空中控制方法还包括：

侧倾模式：在所述悬停模式下，控制所述第一对称轴一侧的所述涵道风扇的转速高于另外一侧的所述涵道风扇的转速，以使所述陆空两用多模态涵道式飞行器向左倾斜飞行或向右倾斜飞行。

12.据权利要求10-11任意一项所述的控制方法，其特征在于，

所述陆地控制方法还包括：

扭转模式：在所述滚动模式下，控制所述第二对称轴一侧的所述涵道风扇的转速高于另外一侧的所述涵道风扇的转速，以使所述陆空两用多模态涵道式飞行器滚动的同时能够朝向左右方向扭转。