CN112607002A - 一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器及其控制方法，包括涵道，观测控制系统以及由上至下依次固定设置在涵道内的上旋翼定子、上固定托盘、下旋翼定子、下固定托盘、电机和导流片驱动装置，上旋翼定子内设有上旋翼转子，所述下旋翼定子内设有下旋翼转子，所述上、下旋翼转子的内环面上均设有n个等间距分布的叶片，叶片的叶根设置在内环面上，叶尖指向上旋翼转子的圆心，所述上、下翼转子之间转动方向相反，叶片安装角相反，所述观测控制系统设置在涵道的外壁上。本发明具有质量附加力矩少，结构紧密，飞行参数反馈快速，飞行控制稳定可靠，旋翼受载分布更合理，叶片抵抗变形能力强，涵道内气流流动干扰小，增升效果更明显等优势。

Description

一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器及其控制方法

技术领域

本发明属于飞行器技术领域。

背景技术

涵道飞行器是指以涵道风扇或涵道螺旋桨作为飞行器主动力系统和机身结构主体的特殊飞行器，此类飞行器结构尺寸较小，具备在复杂环境下执行任务的高机动性，在相同叶片直径下，涵道的存在能有效利用叶尖滑流，从而比孤立旋翼获得更大的拉力和功率载荷，同时涵道也能有效降低气动噪声和热辐射。

基于以上优势，国内外对涵道飞行器进行了大量理论和试验研究，但随之也出现了许多问题。涵道飞行器大多为共轴双旋翼布局或是单旋翼+固定导流翼片布局，通常需要一个细长的中心体来安装电机及旋翼等部件，在进行姿态角变换时容易引起附加力矩，使得姿态角进一步增大，引起飞行控制的不稳定。同时中心体有一定体型限制，中心体过大会占据涵道空腔体积，则涵道直径也需增大，从而导致重量和迎风面积增大，迎风面积增大也会导致空气阻力增大，导致飞行器性能整体下降。中心体内驱动电机的尺寸也随之受到限制，在进行旋翼驱动时效率也会受到限制。如图1所示，传统旋翼飞行器由中心轴驱动旋翼叶片旋转时，气流速度由叶根向叶尖处递增，随之带来的是气动载荷从叶根向叶尖处递增，在叶尖处气动载荷最大，由于叶尖普遍较薄刚度较低，气动载荷过大易造成叶片变形而失稳，若加厚叶尖则容易对叶尖气流产生干扰，如影响叶尖涡的强度等。而为了保证有效抑制叶尖涡，涵道飞行器一般通过设置合适的叶尖与涵道壁的距离来减弱叶尖涡强度，但是当旋翼高速旋转时，可能存在叶尖涡强度过大，超出涵道所能提供的抑制效果，或是旋翼叶尖变形导致叶尖与涵道壁距离产生偏移，抑制效果减弱，从而导致升力下降，涵道所提供的增升效果减弱，则相对于孤立旋翼的优势不再明显。采用单旋翼+固定导流翼片布局的涵道飞行器，因为固定导流片和中心体支架的存在，对涵道空腔内气流会产生一定干扰，且对飞行器整体增重。而共轴双旋翼布局的涵道飞行器中，为了使结构更紧凑，减去气动力矩平衡装置，通常在旋翼上使用周期变距结构，但这对控制伺服舵机要求很高，加工复杂，同时结构重量上也不可避免的增重。

如图2所示，公布号为CN106915436A的申请文件中，利用环形电机从涵道外驱动螺旋桨的方法将电机质量从细长中心体转移至直径更大的涵道内，在姿态调整时质量分布变化较小，产生的附加力矩更小，相对更稳定；但螺旋桨叶尖固连在转子内侧，叶尖速度仍然是旋翼叶片上最大处承受气动载荷最大，同时由于气动分布载荷对整个叶片的影响，叶片会产生扭转以及另两个方向上的弯矩，在叶尖处同样这些力矩为最大值处，叶尖处成为最大气动载荷和最大结构受载的承载处，当旋翼叶片高速旋转时，高强度叶尖涡可能导致叶尖处进一步变形，导致旋翼在叶尖处破损断裂，而叶片在平面对称点处仍然保持连接状态，对于涵道内气流流动有一定影响，且对于叶片结构的稳定和传力上也无明显用途。在方案中仅设计了单螺旋桨，对于如何保持飞行器内部扭矩平衡及气动力矩平衡并未提及，其余涵道飞行器机内载荷和设备的布局也有待进一步规划。

发明内容

发明目的：为了解决上述现有技术存在的问题，本发明提供了一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器及其控制方法。

技术方案：一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器，包括：涵道、观测控制系统、环形的上旋翼定子、环形的上旋翼转子、环形的上固定托盘、环形的下旋翼定子、环形的下旋翼转子、环形的下固定托盘、环形的电机和环形的导流片驱动装置；所述上旋翼定子、上固定托盘、下旋翼定子、下固定托盘、电机和导流片驱动装置按照由上到下的顺序依次固定设置在涵道内，所述上旋翼转子设置在上旋翼定子内，所述下旋翼定子设置在下旋翼转子内；所述观测控制系统设置在涵道的外壁上，所述观测控制系统包括主控制器以及与主控制器连接的加速度传感器，姿态传感器和位置传感器；所述上旋翼转子的内环面上设有n个等间距分布的叶片，叶片的叶根设置在内环面上，叶尖指向上旋翼转子的圆心，n大于等于2；所述下翼转子的内环面上设有n个等间距分布的叶片，叶片的叶根设置在内环面上，叶尖指向下翼转子的圆心，所述上旋翼转子和下翼转子的转动方向相反，叶片安装角相反。

进一步的，所述导流片驱动装置的内环面的顶部和底部对称的设有一组导流片，导流片驱动装置的内环面的左右两端对称的设有一组导流片，每组导流片均包括若干个导流片。

一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器的控制方法，所述控制方法包括：控制双旋翼涵道飞行器的垂直飞行和控制双旋翼涵道飞行器的水平飞行；

所述控制双旋翼涵道飞行器的垂直飞行为：主控制器收到垂直起降的指令后，主控制器根据双旋翼涵道飞行器当前的状态，通过电机控制导流片驱动装置中导流片转动一定角度，从而调整双旋翼涵道飞行器的姿态，同时主控制器控制电机驱动上、下旋翼定子的磁通，从而调整上、下旋翼转子的转速，使得双旋翼涵道飞行器水平方向的受力趋于平衡；双旋翼涵道飞行器水平方向的受力平衡后，主控制器继续通过电机控制上、下旋翼转子的转速，在上、下旋翼转子的上方均形成低压区域，在上、下旋翼转子的下方均形成高压区域，将上旋翼转子的上下压差与下旋翼转子的上下压差叠加作为双旋翼涵道飞行器的升力，当升力大于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器垂直上升，当升力小于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器垂直降落，当升力等于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器处于悬停状态；

所述控制双旋翼涵道飞行器的水平飞行为：当主控制器收到水平飞行的指令后，如果飞行器处于垂直起降的运动过程或者正以其他方向水平飞行时，则主控制器先控制飞行器处于悬停状态，然后主控制器根据指令中的飞行方向，控制导流片驱动装置中垂直于飞行方向的导流片转动，从而将双旋翼涵道飞行器的姿态调整至与飞行方向相应的姿态，同时主控制器通过电机控制上、下旋翼的转速，使得双旋翼涵道飞行器垂直方向上的受力趋于平衡，且在双旋翼涵道飞行器的飞行方向上产生加速度；所述其他方向为除指令中飞行方向以外的其他水平飞行的飞行方向。

进一步的，在双旋翼涵道飞行器垂直起降过程中，位置传感器实时采集双旋翼涵道飞行器的位置，加速度传感器实时采集双旋翼涵道飞行器的加速度信息，当双旋翼涵道飞行器即将到达指定位置时，主控制器根据收到的加速度信息调整上、下旋翼转子的转速，使得双旋翼涵道飞行器在到达指定位置后处于悬停状态。

进一步的，所述控制双旋翼涵道飞行器的水平飞行时，加速度传感器实时采集双旋翼涵道飞行器的加速度信息，当双旋翼涵道飞行器在飞行方向上的速度达到预设值后，主控制器控制垂直于飞行方向的导流片转动，使得双旋翼涵道飞行器在按照指令中的飞行方向飞行时保持与飞行方向相应的姿态。

进一步的，在主控制器调整双旋翼涵道飞行器的姿态时，姿态传感器实时采集飞行器的姿态角变化量，并传送至主控制器，主控制器根据收到的姿态角变化量控制相应的导流片转动，使得双旋翼涵道飞行器准确的完成姿态变换。

进一步的，该控制方法还包括控制双旋翼涵道飞行器绕自身的旋翼轴线水平转动，具体为：基于上旋翼转子和下旋翼转子的转动方向相反，上旋翼定子和下旋翼定子所受扭矩的方向也相反，主控制器通过电机控制上旋翼转子和下旋翼转子具有不同的转速，使得上旋翼定子和下旋翼定子所受扭矩的大小不同，若上旋翼定子所受扭矩大于下旋翼定子所受扭矩，则双旋翼涵道飞行器沿上旋翼定子扭矩的方向转动，若上旋翼定子所受扭矩小于下旋翼定子所受扭矩，则双旋翼涵道飞行器沿下旋翼定子扭矩的方向转动。

有益效果：本发明的质量环形分布在涵道内部，能减少姿态控制时质量分布不均导致的附加力矩，同时涵道作为环形机翼可利用气动力平衡部分重力，进一步减轻电机质量的影响。由于取消内部中心体结构及其支架，涵道空腔内仅有叶片及导流片对空气作用，涵道内气流不再受结构干扰，涵道空腔内可更密集地排布叶片，叶片相比同等涵道内径的传统涵道飞行器更长更宽，升力效果上有一定提升。本发明中扭矩平衡由环布涵道的托盘及涵道实现，扭矩作用的直径约为涵道直径，相比中心体直径更大，对结构产生的载荷更小，实现扭矩自平衡时更容易。本发明中由于叶尖向内叶根向外，旋翼转动时速度由叶根向叶尖递减，气动载荷最大值处为叶根处，由于叶根一般刚度更大，所以抵抗变形能力强于叶尖，不易失稳。在叶尖处速度较低，产生的涡流强度较小，对涵道空腔内的流动影响小，而叶根处产生的涡流由于涵道内壁的存在，强度也会被抑制，对于整体增升效果有一定增益，且高速飞行时叶根相对叶尖抵抗变形能力更强，涵道对涡流的削弱效果随叶片变形的变化小，可能使本涵道飞行器更适应高速飞行。相比传统的环形电机驱动，由刚度更大的叶根作为承受最大气动载荷和最大结构受载的连接点，基于叶根的厚度和宽度影响，叶根在承受弯扭载荷时变形更小，使得旋翼叶片能更好地抵抗破损断裂。当对飞行器进行控制时，通过布置在涵道外壁的加速度传感器、姿态传感器、位置传感器，采集飞行器位置、加速度及角加速度,通过主控制器进行数据分析及反馈，使旋翼定子转速变化及导流片角度调整相互协调，利用定子与转子、气流与导流片的相互作用，使飞行器在涵道内部完成各方向力矩自平衡以及飞行器各方向角度的调整控制，从而使飞行器结构受载更稳定，飞行轨迹控制更稳定可靠。本发明拥有质量分布均匀，质量附加力矩较少，结构紧密且内部扭矩自平衡，飞行参数反馈快速，飞行控制稳定可靠，旋翼受载分布更合理，叶片抵抗变形能力强，涵道内气流流动干扰小，增升效果更明显等优势。

附图说明

图1为传统的旋翼飞行器旋翼所受升力图；

图2为公布号为CN106787278A的申请文件中旋翼所受力矩图；

图3为本发明的整体结构三视图，其中（a）为主视图，（b）为剖面图，（c）为俯视图；

图4为本发明的内部结构示意图，其中（a）为内部零件组成示意图，（b）为上旋翼转子示意图；

图5为本发明的垂直起降悬停示意图，其中（a）为气流流动示意图，（b）为升力示意图；

图6为本发明的姿态控制示意图，其中（a）为导流片未偏转时气流流动示意图，（b）为导流片偏转后气流流动示意图，（c）为飞行器所受力矩及转动方向示意图；

图7为本发明的水平飞行示意图；

图8为飞行器绕自身的旋翼轴线水平转动示意图，其中（a）为旋翼转子旋转方向示意图，（b）为旋翼定子所受力矩方向示意图。

具体实施方式

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

下面结合说明书附图对本实施例进一步说明：

如图3，4所示，本实施例提供了一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器，包括涵道1、环形的上旋翼定子2、环形的上旋翼转子3、环形的上固定托盘4、环形的下旋翼定子5、环形的下旋翼转子6、环形的下固定托盘7、环形的电机8、环形的导流片驱动装置9和观测控制系统10，上旋翼转子3、下旋翼转子6由均电机转子及叶尖向内的旋翼叶片固定连接组成，上旋翼定子2、上固定托盘4、下旋翼定子5、下固定托盘7、环形的电机8和环形的导流片驱动装置9由上至下依次固定地设置在涵道1内，上旋翼转子3设置在上旋翼定子2内，并能在上旋翼定子2内自由转动，下旋翼转子6安装在下旋翼定子5内，并能自由转动，电机8通过电线与上旋翼定子2、下旋翼定子6、导流片驱动装置9相连并予以控制，所述观测控制系统设置在涵道的外壁上，所述观测控制系统包括主控制器以及与主控制器连接的加速度传感器，姿态传感器和位置传感器；所述上旋翼转子的内环面上设有n个等间距分布的叶片，叶片的叶根设置在内环面上，叶尖指向上旋翼转子的圆心，n大于等于2，所述下翼转子的内环面上设有n个等间距分布的叶片，叶片的叶根设置在内环面上，叶尖指向下翼转子的圆心，所述上旋翼转子和下翼转子之间转动方向相反，叶片安装角相反。

本实施例中的涵道飞行器的垂直起降与悬停是通过上、下旋翼转动实现的，如图5中的（a）所示，通过电机8对上、下旋翼定子进行驱动产生磁通变化，带动上、下旋翼转子产生的转动，安装在旋翼转子内侧的叶片对使空气加速向下运动，产生对旋翼上方空气的抽吸作用，使旋翼上方形成低压区，如图5中的（b）所示，利用旋翼上下压力差产生升力。

主控制器收到垂直起降的指令后，如果飞行当前为水平飞行状态，所述主控制器控制飞行器停止飞行，并根据双旋翼涵道飞行器当前的状态，通过电机控制导流片驱动装置中导流片转动一定角度，从而调整双旋翼涵道飞行器的姿态，同时主控制器控制电机驱动上、下旋翼定子的磁通，从而调整上下旋翼转子的转速，使得双旋翼涵道飞行器水平方向的受力趋于平衡（如果飞行器处于悬停状态，则不需要调整飞行器姿态）；双旋翼涵道飞行器水平方向的受力平衡后，主控制器继续通过电机控制上、下旋翼转子的转速，在上、下旋翼转子的上方均形成低压区域，在上、下旋翼转子的下方均形成高压区域，将上旋翼转子的上下压差与下旋翼转子的上下压差叠加作为双旋翼涵道飞行器的升力，当升力大于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器垂直上升，当升力小于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器垂直降落，当升力等于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器处于悬停状态；同时通过加速度传感器获取加速度数据，传递给主控制器进行反馈，主控制器依据加速度数据实时调节飞行器的运动状态，若控制旋翼转速增大，对空气抽吸效果增强，旋翼上下压力差增大，升力随之增大，当升力增大到大于飞行器自身重力时，则飞行器沿垂直方向上升。若控制旋翼转速减小，对空气抽吸效果减弱，旋翼上下压力差减小，升力随之减小，当升力减小到小于飞行器自身重力时，则飞行器沿垂直方向下降。

在本实施例中，当位置传感器感知飞行器即将到达预定高度时，主控制器控制旋翼转速改变，并通过加速度传感器反馈的加速度数据对旋翼转速进行修正，使飞行器准确到达预定高度后，升力大小与自身重力抵消，不再产生垂直运动，即达到悬停状态。

本实施例中，飞行器水平飞行的飞行方向包括：前飞，后飞，右飞和左飞，当飞行器按照任意一个水平飞行方向飞行时，都要将飞行器的姿态调整为与该飞行方向相应的姿态，例如飞行器前飞时，该飞行器的姿态为低头的姿态；当主控制器收到水平飞行的指令后，如果飞行器处于垂直起降的运动过程或者以其他方向水平飞行时（所述其他方向为除指令中飞行方向以外的其他水平飞行的飞行方向），则主控制器先控制飞行器悬停，然后主控制器根据指令中的飞行方向，控制导流片驱动装置中垂直于飞行方向的导流片转动，从而将双旋翼涵道飞行器的姿态调整至与飞行方向相应的姿态，同时主控制器通过电机控制上、下旋翼的转速，使得双旋翼涵道飞行器垂直方向上的受力趋于平衡，且在双旋翼涵道飞行器的飞行方向上产生加速度。

以飞行器前飞为例，飞行器在前飞时姿态为低头的姿态，也即前低后高的姿势，从飞行器飞行方向的左侧向右侧看，若要完成涵道飞行器前低后高姿态的转动，则主控制器控制垂直于前进方向的导流片均顺时针转动一定角度（转动方向与飞行器姿态角方向相反），如图6中的（a）所示，上、下旋翼抽吸产生的气流在涵道内空腔流动，如图6中的（b）所示，当导流片转动后，气流作用在导流片上产生力矩，如图6中的（c）所示该力矩通过导流片与涵道连接部分传递给飞行器整体，从而产生飞行器的姿态角变换，如图7所示，涵道飞行器如果完成姿态角变换后，旋翼上下仍存在压力差，升力方向仍垂直于旋翼，此时升力可分解为垂直方向和水平方向的两个分量，垂直方向分量用于平衡重力及垂直方向运动，水平方向分量用于飞行器水平方向运动。故在姿态调整的同时也需要调整旋翼的速度，通过旋翼的速度和飞行器的姿态使得飞行器的垂直方向受力平衡，且通过两个旋翼的上下压差形成的升力在前进方向上的分力作用，产生向前飞行的加速度，加速度传感器检测飞行器达到预定的前飞速度后，减小导流片角度（也即将导流片调回初始状态），使得双旋翼涵道飞行器在按照指令中的飞行方向飞行时保持低头的姿态。飞行器姿态角越大，升力分解为前进方向分量的比例越高，垂直方向分量比例越低，相应地前飞速度越大，垂直方向平衡越困难，飞行器姿态角越小，升力分解为前进方向分量的比例越低，垂直方向分量比例越高，相应地前飞速度越小，垂直方向平衡越容易，当姿态角为零时，不再有前飞方向分量，升力全部作用在垂直方向，即进入垂直起降与悬停部分。

控制方法还包括控制双旋翼涵道飞行器绕自身的旋翼轴线水平转动，本实施例中是通过上旋翼定子与下旋翼定子的反扭矩来实现的，具体为：主控制器通过电机使得上旋翼转子和下旋翼转子的转速不相同，使得上旋翼定子和下旋翼定子所受扭矩不相同，从而完成双旋翼涵道飞行器绕旋翼轴线水平转动，若上旋翼定子所受扭矩大于下旋翼定子所受扭矩，则双旋翼涵道飞行器沿上旋翼定子所受扭矩的方向转动，若上旋翼定子所受扭矩小于下旋翼定子所受扭矩，则双旋翼涵道飞行器沿下旋翼定子所受扭矩的方向转动。

在本实施例中，上旋翼转子与下旋翼转子的叶片安装方向、安装角和转子旋转方向均相反，从上往下看，如图8中的（a）所示，若上旋翼转子逆时针旋转，则下旋翼转子顺时针转动，如图8中的（b）所示，若上旋翼转子逆时针旋转，上旋翼定子所受扭矩为顺时针，下旋翼转子顺时针转动，下旋翼定子所受扭矩为逆时针。当涵道飞行器垂直起降与悬停时，主控制器调节电机，控制上、下旋翼定子磁通来调节上、下旋翼转子转速，通过姿态传感器获取姿态角角加速度变化量，反馈给控制系统进行迭代控制，从而不断修正上、下旋翼旋翼转速，使飞行器内部所受扭矩平衡，飞行器无转动。若控制飞行器右转，可控制增大上旋翼转子转速或减小下旋翼转子转速或同时增大上旋翼转子转速和减小下旋翼转子转速，通过加速度传感器获取垂直方向运动加速度，不断对上、下旋翼转速进行修正，使飞行器保持垂直方向平衡，则上旋翼定子所受扭矩增大或下旋翼定子所受扭矩减小或上旋翼定子所受扭矩增大和下旋翼定子所受扭矩减小，直到上旋翼定子所受的扭矩大于下旋翼定子，则得到的合力矩为顺时针，则涵道飞行器原地右转，通过传感器及相应控制系统实时调节旋翼转速变化速度和变化量，从而控制飞行器所受转向力矩，实现角度转动的精确控制。

在主控制器调整双旋翼涵道飞行器的姿态时，姿态传感器实时采集飞行器的姿态角变化量，并传送至主控制器，主控制器根据收到的姿态角变化量控制相应的导流片转动，使得双旋翼涵道飞行器准确的完成姿态变换。

本实施通过主控制对上旋翼转子、下旋翼转子的转速控制和对导流片驱动装置的导流片角度控制，即可实现飞行器精细的姿态控制和飞行轨迹控制。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。

Claims (7)

1.一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器，其特征在于，包括：涵道、观测控制系统、环形的上旋翼定子、环形的上旋翼转子、环形的上固定托盘、环形的下旋翼定子、环形的下旋翼转子、环形的下固定托盘、环形的电机和环形的导流片驱动装置；所述上旋翼定子、上固定托盘、下旋翼定子、下固定托盘、电机和导流片驱动装置按照由上到下的顺序依次固定设置在涵道内，所述上旋翼转子设置在上旋翼定子内，所述下旋翼定子设置在下旋翼转子内；所述观测控制系统设置在涵道的外壁上，所述观测控制系统包括主控制器以及与主控制器连接的加速度传感器，姿态传感器和位置传感器；所述上旋翼转子的内环面上设有n个等间距分布的叶片，叶片的叶根设置在内环面上，叶尖指向上旋翼转子的圆心，n大于等于2；所述下翼转子的内环面上设有n个等间距分布的叶片，叶片的叶根设置在内环面上，叶尖指向下翼转子的圆心，所述上旋翼转子和下翼转子的转动方向相反，叶片安装角相反。

2.根据权利要求1所述的一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器，其特征在于，所述导流片驱动装置的内环面的顶部和底部对称的设有一组导流片，导流片驱动装置的内环面的左右两端对称的设有一组导流片，每组导流片均包括若干个导流片。

3.基于权利要求2所述的一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器的控制方法，其特征在于，所述控制方法包括：控制双旋翼涵道飞行器的垂直飞行和控制双旋翼涵道飞行器的水平飞行；

所述控制双旋翼涵道飞行器的垂直飞行为：主控制器收到垂直起降的指令后，主控制器根据双旋翼涵道飞行器当前的状态，通过电机控制导流片驱动装置中导流片转动一定角度，从而调整双旋翼涵道飞行器的姿态，同时主控制器控制电机驱动上、下旋翼定子的磁通，从而调整上、下旋翼转子的转速，使得双旋翼涵道飞行器水平方向的受力趋于平衡；双旋翼涵道飞行器水平方向的受力平衡后，主控制器继续通过电机控制上、下旋翼转子的转速，在上、下旋翼转子的上方均形成低压区域，在上、下旋翼转子的下方均形成高压区域，将上旋翼转子的上下压差与下旋翼转子的上下压差叠加作为双旋翼涵道飞行器的升力，当升力大于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器垂直上升，当升力小于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器垂直降落，当升力等于双旋翼涵道飞行器自身重力时，双旋翼涵道飞行器处于悬停状态；

所述控制双旋翼涵道飞行器的水平飞行为：当主控制器收到水平飞行的指令后，如果飞行器处于垂直起降的运动过程或者正以其他方向水平飞行时，则主控制器先控制飞行器处于悬停状态，然后主控制器根据指令中的飞行方向，控制导流片驱动装置中垂直于飞行方向的导流片转动，从而将双旋翼涵道飞行器的姿态调整至与飞行方向相应的姿态，同时主控制器通过电机控制上、下旋翼的转速，使得双旋翼涵道飞行器垂直方向上的受力趋于平衡，且在双旋翼涵道飞行器的飞行方向上产生加速度；所述其他方向为除指令中飞行方向以外的其他水平飞行的飞行方向。

4.根据权利要求3所述的一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器的控制方法，其特征在于，在双旋翼涵道飞行器垂直起降过程中，位置传感器实时采集双旋翼涵道飞行器的位置，加速度传感器实时采集双旋翼涵道飞行器的加速度信息，当双旋翼涵道飞行器即将到达指定位置时，主控制器根据收到的加速度信息调整上、下旋翼转子的转速，使得双旋翼涵道飞行器在到达指定位置后处于悬停状态。

5.根据权利要求3所述的一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器的控制方法，其特征在于，所述控制双旋翼涵道飞行器的水平飞行时，加速度传感器实时采集双旋翼涵道飞行器的加速度信息，当双旋翼涵道飞行器在飞行方向上的速度达到预设值后，主控制器控制垂直于飞行方向的导流片转动，使得双旋翼涵道飞行器在按照指令中的飞行方向飞行时保持与飞行方向相应的姿态。

6.根据权利要求3所述的一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器的控制方法，其特征在于, 在主控制器调整双旋翼涵道飞行器的姿态时，姿态传感器实时采集飞行器的姿态角变化量，并传送至主控制器，主控制器根据收到的姿态角变化量控制相应的导流片转动，使得双旋翼涵道飞行器准确的完成姿态变换。

7.根据权利要求3所述的一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器的控制方法，其特征在于,该控制方法还包括控制双旋翼涵道飞行器绕自身的旋翼轴线水平转动，具体为：基于上旋翼转子和下旋翼转子的转动方向相反，上旋翼定子和下旋翼定子所受扭矩的方向也相反，主控制器通过电机控制上旋翼转子和下旋翼转子具有不同的转速，使得上旋翼定子和下旋翼定子所受扭矩的大小不同，若上旋翼定子所受扭矩大于下旋翼定子所受扭矩，则双旋翼涵道飞行器沿上旋翼定子扭矩的方向转动，若上旋翼定子所受扭矩小于下旋翼定子所受扭矩，则双旋翼涵道飞行器沿下旋翼定子扭矩的方向转动。

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