CN113277066A - 可伸缩机翼、包含其的飞行器及飞行器控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供可伸缩机翼、包含其的飞行器及飞行器控制方法，其中，可伸缩机翼包括：固定段、第一伸缩段、第二伸缩段、第一机翼伸缩模块、第二机翼伸缩模块、副翼组、垂直起降模块；飞行器包括由可伸缩机翼组成的可伸缩机翼组、机身、连接模块组；飞行控制方法包括对飞行器垂直起降、平飞、悬停、从垂直起飞转换至平飞和从垂直起飞转换至平飞过程中对飞行器进行控制。本发明消除了常规复合翼存在的“死重”不足，气动效率高；本发明的操纵力矩在垂直起降、平飞和转换时充足，飞行稳定，抗风性好；本发明可在发动机、螺旋桨和副翼部分失效时仍进行可控飞行，可靠性好；本发明的机翼展弦比可无级调整，提高了控制能力。

Description

可伸缩机翼、包含其的飞行器及飞行器控制方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，特别涉及可伸缩机翼、包含其的飞行器及飞行器控制方法。

背景技术

垂直起降飞行器能够垂直起飞和降落，不需要机场和跑道支持，可以在任何地点起降执行任务，在电力巡检、环保监控、物流运输等众多领域有广泛的应用需求。但是常规的直升机方式控制复杂，飞行时间和航程不理想，特别是复杂的气动机构和控制方法导致其事故率很高；倾转旋翼机部分改善了直升机的固有缺点，相比直升机，其飞行时间和航程有了较大的提高，但倾转旋翼机在垂直起飞转平飞阶段升力和推力耦合且常常无法满足控制需要，特别是有外界风扰或执行扰动比较大的任务时这种缺点常导致失事事故发生；近年来发展起来一类新型的尾座式复合翼垂直起降固定翼飞行器，它在垂直起降时利用多个旋翼提供升力和控制力矩，然后在固定翼螺旋桨的推动下转为固定翼平飞模式，相比直升机和倾转旋翼机控制简单、飞行稳定，但垂直起降和平飞由两套动力系统独立工作，这样造成“死重”过大，严重限制了该类无人机的技术能力。

如申请号为201811618297.2的专利申请给出了一种启动、发电一体的垂直起降无人机，通过机体前部设置有螺旋桨推进发动机、机体两侧机翼分别安装控制机体垂直升降的电动垂直旋翼桨来实现垂直起降和平飞，另外，电机为驱动、发电一体，提高无人机性能。但该方案除了有常规复合翼的“死重”缺点，其机体两侧的垂直旋翼在平飞阶段做发电时旋翼在旋转的360度内会由于高速平飞造成气动力大幅度周期变化，影响发电性能。

如申请号为202011133841.1的专利申请给出了一种三旋翼尾座式垂直起降无人机，通过设置两个翼尖旋翼和一个矢量旋翼形成三旋翼，三旋翼和舵面实现垂飞模式、平飞模式、垂飞到平飞过渡模式和平飞到垂飞过渡模式这四种无人机的飞行模式。该方案在垂飞阶段矢量旋翼旋转平面和翼尖旋翼旋转平面不在一个平面且距离较远，因此姿态控制能力弱，另外在平飞阶段仅靠副翼控制俯仰通道的控制能力也不足。

如申请号为202011182422.7的专利申请给出了一种四发双旋臂垂直起降无人机及其飞行控制方法，通过在两侧机翼前缘各设置一组含两个螺旋桨的旋翼臂，在飞行过程中旋转90度，垂直起降，降低了对起飞或回收场地的要求。该方案在垂直起降阶段旋翼臂的两个螺旋桨对内襟副翼和外襟副翼上的气动影响不一致且时变，增加了垂直起降阶段的控制难度，另外，其两个内襟副翼、两个外襟副翼、两个平尾、两个垂尾在垂直阶段对外界风扰影响敏感，进一步降低了垂直起降性能。

如申请号为201711299695.8的专利申请给出了一种能够折叠的机翼，通过柔性蒙皮和伸缩杆实现机翼伸缩长度的无级调节，在固定部分翼设置了副翼进行姿态控制。但该方案中折叠部分翼未完全展开时，折叠部分翼气动外形受到影响，极大地降低了整机的气动性能；且副翼设在固定部分翼，靠近机身，操纵力臂较短，控制性能差。

如申请号为201911356668.9的专利申请给出了一种可变体无人机，通过安装齿轮齿条传动机构对外段机翼进行伸缩。但该方案所需起降场地大，且没有副翼和垂尾，在水平飞行时的控制稳定性不好。

发明内容

本发明为解决上述问题，提供可伸缩机翼、包含其的飞行器及飞行器控制方法。

为实现上述目的，本发明采用以下具体技术方案：

一种可伸缩机翼，包括：固定段、相对固定段对称的第一伸缩段和第二伸缩段、用于驱动第一伸缩段进行伸缩的第一机翼伸缩模块、用于驱动第二伸缩段进行伸缩的第二机翼伸缩模块；

第一伸缩段和第二伸缩段的形状均与固定段的中空区域的形状相适配；第一机翼伸缩模块的两端分别与固定段和第一伸缩段固定连接，通过第一机翼伸缩模块驱动第一伸缩段的局部区域在固定段的中空区域伸缩；

第二机翼伸缩模块的两端分别与固定段和第二伸缩段固定连接，通过第二机翼伸缩模块驱动第二伸缩段的局部区域在固定段的中空区域伸缩。

优选地，第一机翼伸缩模块和第二机翼伸缩模块的结构相同，分别包括动力单元、蜗杆、蜗轮、连杆；

动力单元的输出端与蜗杆固定连接，蜗杆与蜗轮啮合，连杆的一端与蜗轮固定连接，连杆的另一端与第一伸缩段或第二伸缩段固定连接；

通过动力单元驱动蜗杆进行旋转，带动蜗轮进行直线运动，蜗轮带动连杆进行伸缩运动，进而带动第一伸缩段或第二伸缩段进行伸缩。

优选地，还包括用于固定第一机翼伸缩模块和第二机翼伸缩模块的基板；基板的形状与固定段的表面的形状相适配，并与固定段的表面固定连接，第一机翼伸缩模块和第二机翼伸缩模块的动力单元均与基板固定连接。

一种飞行器，包括机身，还包括可伸缩机翼组、用于提供动力的垂直起降模块组、用于实现转向的副翼组和用于连接机身和可伸缩机翼组的连接模块组；

连接模块组包括第一连接模块和第二连接模块，第一连接模块和第二连接模块相对机身对称分布，并与机身固定连接；

可伸缩机翼组由可伸缩机翼组成，可伸缩机翼组包括第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼，第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼相对机身对称分布，第一连接模块和第二连接模块的两端分别与第一可伸缩机翼的固定段和第二可伸缩机翼的固定段连接；

垂直起降模块组包括四个结构相同的垂直起降模块，垂直起降模块包括用于提供升力的螺旋桨和驱动螺旋桨旋转的发动机，四个垂直起降模块分别固定在第一可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段的尾端、第二可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段的尾端；

副翼组包括四个固定段副翼、四个伸缩段副翼和八个用于控制固定段副翼和伸缩段副翼的舵机；四个固定段副翼和对应的舵机分别固定在第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的固定段的表面，且相对机身对称分布；四个伸缩段副翼和对应的舵机分别固定在第一可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段以及第二可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段的表面，且相对机身对称分布；固定段副翼在第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段处于收缩状态时作为副翼使用，在第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段处于伸长状态时作为襟翼使用。

优选地，第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼均为后掠式飞翼，第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的后掠角相等。

优选地，后掠角的范围为5°-70°。

优选地，第一可伸缩机翼和/或第二可伸缩机翼设有上反角或下反角。

优选地，上反角和下反角均不大于45°。

优选地，第一可伸缩机翼与第二可伸缩机翼的最小间距大于第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的翼根弦长。

优选地，第一可伸缩机翼和/或第二可伸缩机翼为高升力翼型机翼。

优选地，第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼均设有机翼安装孔和机翼走线孔，在第一连接模块和第二连接模块上对应于机翼安装孔和机翼走线孔的位置分别设有第一安装孔和第一走线孔，通过机翼安装孔与第一安装孔的配合，将第一可伸缩机翼与第一连接模块固定连接以及将第二可伸缩机翼与第二连接模块固定连接，通过机翼走线孔与第一走线孔的配合，使第一可伸缩机翼与第一连接模块的线束连接以及使第二可伸缩机翼与第二连接模块的线束连接。

优选地，垂直起降模块还包括用于固定发动机的发动机座舱、用于辅助垂直升降的垂直安定支脚；

螺旋桨与发动机的输出端固定连接，发动机与发动机座舱固定连接，发动机座舱和垂直安定支脚分别与第一可伸缩机翼的第一伸缩段或第二伸缩段以及第二可伸缩机翼的第一伸缩段或第二伸缩段固定连接。

优选地，四个垂直起降模块的螺旋桨的旋转轴线互相平行。

优选地，互相平行的旋转轴线与第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的机翼弦线平行或具有夹角。

优选地，夹角小于30°。

优选地，固定在第一可伸缩机翼的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相反；固定在第二可伸缩机翼的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相反；固定在第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼上，且位于同侧的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相同。

优选地，发动机为电动机或油电混合动力发动机。

优选地，垂直安定支脚为对称翼型结构，并与发动机座舱背离螺旋桨的表面固定连接。

优选地，四个伸缩段副翼分别位于发动机座舱周围的四个预设伸缩段副翼位置，四个固定段副翼分别位于第一可伸缩机翼的固定段的两端以及第二可伸缩机翼的固定段的两端的四个预设固定段副翼位置，四个预设伸缩段副翼位置和四个预设固定段副翼位置均相对机身对称分布。

优选地，机身的表面设有对称分布的机身安装孔和机身走线孔，在第一连接模块和第二连接模块上对应于机身安装孔和机身走线孔的位置分别设有第二安装孔和第二走线孔，通过机身安装孔与第二安装孔的配合，将机身分别与第一连接模块和第二连接模块固定连接，通过机身走线孔与第二走线孔的配合，将机身的线束分别与第一连接模块和第二连接模块的线束连接。

优选地，四个发动机座舱的后端分别安装平尾。

优选地，第一连接模块的外形和第二连接模块的外形均为对称翼型。

优选地，在第一连接模块的后缘处安装有第一垂尾，在第二连接模块的后缘处安装有第二垂尾。

飞行器的飞行控制方法，包括以下几种控制方法：

垂直起降的控制：第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼均处于收缩状态，通过螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；

平飞的控制：第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼均处于伸长状态，通过第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的气动力和副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；当第一可伸缩机翼、第二可伸缩机翼和副翼组的气动力的操纵能力不够时，通过螺旋桨的升力进行差动，产生补偿气动力；

悬停的控制：第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼均处于伸长状态，通过螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；

从垂直起飞转换至平飞的控制：第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼从收缩状态转换至伸长状态，通过螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；

从平飞转换至垂直降落的控制：第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼伸长状态转换至收缩状态，通过螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道。

优选地，在控制飞行器垂直起降、悬停和从平飞转换至垂直降落的过程中，控制飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：

通过副翼的差动产生偏航力矩，控制飞行器的航向角；

通过螺旋桨的差动和副翼的联动产生俯仰力矩，控制飞行器的俯仰角；

通过螺旋桨的差动产生滚转力矩，控制飞行器的滚转角。

优选地，在控制飞行器平飞、从垂直起飞转换至平飞的过程中，控制飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：

通过螺旋桨的差动产生偏航力矩，控制飞行器的航向角；

通过螺旋桨的差动和副翼的联动产生俯仰力矩，控制飞行器的俯仰角；

通过副翼的差动产生滚转力矩，控制飞行器的滚转角。

本发明能够取得以下技术效果：

(1)消除了常规复合翼存在的“死重”不足，气动效率高。

(2)俯仰、滚转、航向和高度四个通道上的操纵力矩在垂直起降、平飞和转换时充足，飞行稳定，抗风性好。

(3)可在发动机、螺旋桨和副翼部分失效时仍进行可控飞行，可靠性好。

(4)机翼展弦比可无级调整，改善了垂直起降飞行器垂直起降阶段迎风面积大，抗风能力弱的固有缺点，提高了垂直起降、平飞及转换全飞行过程的控制能力。

附图说明

图1是根据本发明实施例的可伸缩机翼的固定段的结构示意图；

图2是根据本发明实施例的可伸缩机翼的第一伸缩段的结构示意图；

图3是根据本发明实施例的可伸缩机翼的第一机翼伸缩模块、第二机翼伸缩模块和基板的结构示意图；

图4是根据本发明实施例的飞行器的等轴测视图；

图5是根据本发明实施例的飞行器的实施例1的示意图；

图6是根据本发明实施例的机身的示意图；

图7是根据本发明实施例的第一连接模块的示意图；

图8是根据本发明实施例的飞行器的实施例2的示意图；

图9是根据本发明实施例的飞行器的实施例3的示意图。

其中的附图标记包括：固定段1、第一伸缩段2、固定段副翼3-1、舵机3-2、伸缩段副翼3-3、发动机座舱4-1、垂直安定支脚4-2、第一动力单元5-1、第一蜗杆5-2、第一蜗轮5-3、第一连杆5-4、第二动力单元6-1、第二蜗杆6-2、第二蜗轮6-3、第二连杆6-4、基板7、第一可伸缩机翼8、第二可伸缩机翼9、机身10、第一连接模块11、第二连接模块12、机身安装孔10-1、机身走线孔10-2、舱盖10-3、第一安装孔11-1、第一走线孔11-2、第二安装孔11-3、第二走线孔11-4。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，而不构成对本发明的限制。

如图1-3所示，本发明实施例提供的可伸缩机翼，包括：固定段1、相对固定段1对称的第一伸缩段2和第二伸缩段、用于驱动第一伸缩段2进行伸缩的第一机翼伸缩模块、用于驱动第二伸缩段进行伸缩的第二机翼伸缩模块；

第一伸缩段2和第二伸缩段的形状均与固定段1的中空区域的形状相适配；第一机翼伸缩模块的两端分别与固定段1和第一伸缩段2固定连接，通过第一机翼伸缩模块驱动第一伸缩段2的局部区域在固定段1的中空区域伸缩；

第二机翼伸缩模块的两端分别与固定段1和第二伸缩段固定连接，通过第二机翼伸缩模块驱动第二伸缩段的局部区域在固定段1的中空区域伸缩。

在本发明的一个实施例中，第一机翼伸缩模块和第二机翼伸缩模块结构相同，包括动力单元、蜗杆、蜗轮、连杆；第一机翼伸缩模块包括第一动力单元5-1、第一蜗杆5-2、第一蜗轮5-3、第一连杆5-4；第二机翼伸缩模块包括第二动力单元6-1、第二蜗杆6-2、第二蜗轮6-3、第二连杆6-4；

动力单元的输出端与蜗杆固定连接，蜗杆与蜗轮啮合，连杆的一端与蜗轮固定连接，连杆的另一端与第一伸缩段2或第二伸缩段固定连接；

通过动力单元驱动蜗杆进行旋转，带动蜗轮进行直线运动，蜗轮带动连杆进行伸缩运动，进而带动第一伸缩段2或第二伸缩段进行伸缩。

在本发明的一个实施例中，还包括用于固定第一机翼伸缩模块和第二机翼伸缩模块的基板7；基板7的形状与固定段1的表面的形状相适配，并与固定端的表面固定连接，第一机翼伸缩模块和第二机翼伸缩模块的动力单元均与基板7固定连接。

上述内容详细说明了本发明提供的可伸缩机翼的结构，与该可伸缩机翼相对应，本发明还提供一种包含该可伸缩机翼的飞行器。

如图1-6所示，本发明实施例提供的飞行器，包括机身10，还包括可伸缩机翼组、用于提供动力的垂直起降模块组、用于实现转向的副翼组和用于连接机身10和可伸缩机翼组的连接模块组；

连接模块组包括第一连接模块11和第二连接模块12，第一连接模块11和第二连接模块12相对机身10的中心轴对称分布，并与机身10固定连接；

可伸缩机翼组由可伸缩机翼组成，可伸缩机翼组包括第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9，第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9相对机身10对称分布，第一连接模块11的两端分别与第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的固定段连接，第二连接模块12的两端分别与第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的固定段连接；

垂直起降模块组包括四个结构相同的垂直起降模块，垂直起降模块包括用于提供升力的螺旋桨和驱动螺旋桨旋转的发动机，四个垂直起降模块分别固定在第一可伸缩机翼8的第一伸缩段和第二伸缩段的尾端、第二可伸缩机翼9的第一伸缩段和第二伸缩段的尾端；通过垂直起降模块的螺旋桨提供飞行器进行垂直起降、悬停和平飞时的动力。

副翼组包括四个固定段副翼3-1、四个伸缩段副翼3-3和八个用于控制固定段副翼3-1和伸缩段副翼3-3的舵机3-2；四个固定段副翼3-1和对应的舵机3-2分别固定在第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的固定段的表面，且相对机身10的中心轴对称分布；四个伸缩段副翼3-3和对应的舵机3-2分别固定在第一可伸缩机翼8的第一伸缩段和第二伸缩段以及第二可伸缩机翼9的第一伸缩段和第二伸缩段的表面，且相对机身10的中心轴对称分布；固定段副翼3-1在第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的第一伸缩段和第二伸缩段处于收缩状态时作为副翼使用，在第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的第一伸缩段和第二伸缩段处于伸长状态时作为襟翼使用；通过舵机3-2驱动副翼改变形态，进而改变飞行器的飞行方向；

机身10为中空舱结构，包括舱盖10-3，通过中空舱运载物体。

在本发明的一个实施例中，第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9均为后掠式飞翼，第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的后掠角相等。

在本发明的一个实施例中，后掠角的范围为5°-70°。

在本发明的一个实施例中，第一可伸缩机翼8和/或第二可伸缩机翼9设有上反角或下反角。

在本发明的一个实施例中，上反角和下反角均不大于45°。

在本发明的一个实施例中，第一可伸缩机翼8与第二可伸缩机翼9的间距大于第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的翼根弦长，翼根弦长为机翼中心处的弦长，通过控制间距来提高气动效率。

在本发明的一个实施例中，第一可伸缩机翼8和/或第二可伸缩机翼9为高升力翼型机翼。

如图7所示，在本发明的一个实施例中，第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9均设有机翼安装孔和机翼走线孔，在第一连接模块11和第二连接模块12上对应于机翼安装孔和机翼走线孔的位置分别设有第一安装孔11-1和第一走线孔11-2，通过机翼安装孔与第一安装孔11-1的配合，将第一可伸缩机翼8与第一连接模块11固定连接以及将第二可伸缩机翼9与第二连接模块12固定连接，通过机翼走线孔与第一走线孔11-2的配合，使第一可伸缩机翼8与第一连接模块11的线束连接以及使第二可伸缩机翼9与第二连接模块12的线束连接。

在本发明的一个实施例中，垂直起降模块还包括用于固定发动机的发动机座舱4-1、用于辅助垂直升降的垂直安定支脚4-2；

螺旋桨与发动机的输出端固定连接，发动机与发动机座舱4-1固定连接，发动机座舱4-1和垂直安定支脚4-2分别与第一可伸缩机翼8的第一伸缩段或第二伸缩段以及第二可伸缩机翼9的第一伸缩段或第二伸缩段固定连接；通过垂直安定支脚4-2在垂直起降时提供支撑，并在平飞时提高航向稳定性。

在本发明的一个实施例中，四个垂直起降模块的螺旋桨的旋转轴线互相平行。

在本发明的一个实施例中，互相平行的旋转轴线与第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的机翼弦线平行或具有夹角。

在本发明的一个实施例中，夹角小于30°。

在本发明的一个实施例中，固定在第一可伸缩机翼8的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相反；固定在第二可伸缩机翼9的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相反；固定在第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9上，且位于同侧的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相同；抑制翼尖气流的上洗趋势，提高气动效率。

在本发明的一个实施例中，发动机为电动机或油电混合动力发动机；油电混合动力发动机12-2由内燃机和电动发电一体机组成，飞行器平飞时可以通过内燃机驱动螺旋桨12-1产生平飞拉力，使电动发电一体机处于发电状态，即螺旋桨12-1在迎风状态下通过相对来流旋转发电并存储在蓄电池中，螺旋桨12-1旋转平面和相对来流垂直，保证螺旋桨12-1在360°旋转范围内气动力均匀，优化预存电量以提高气动效率。

在本发明的一个实施例中，垂直安定支脚4-2为对称翼型结构，并与发动机座舱4-1背离螺旋桨的表面固定连接；减少气动干扰，提高垂直起降和平飞时的气动稳定性。

在本发明的一个实施例中，四个伸缩段副翼分别位于发动机座舱4-1周围的四个预设伸缩段副翼位置，四个固定段副翼3-1分别位于第一可伸缩机翼8的固定段的两端以及第二可伸缩机翼9的固定段的两端的四个预设固定段副翼位置，四个预设伸缩段副翼位置和四个预设固定段副翼位置均相对机身10的中心轴对称分布；预设伸缩段副翼位置和预设固定段副翼位置尽可能地靠近翼尖，从而充分利用螺旋桨滑流来提高控制力矩。

如图6、7所示，在本发明的一个实施例中，机身10的表面设有对称分布的机身安装孔10-1和机身走线孔10-2，在第一连接模块11和第二连接模块12上对应于机身安装孔10-1和机身走线孔10-2的位置分别设有第二安装孔11-3和第二走线孔11-4，通过机身安装孔10-1与第二安装孔11-3的配合，将机身10分别与第一连接模块11和第二连接模块12固定连接，通过机身走线孔10-2与第二走线孔11-4的配合，将机身10的线束分别与第一连接模块11和第二连接模块12的线束连接。

在本发明的一个实施例中，四个发动机座舱4-1的后端分别安装平尾，通过在每个发动机座舱4-1的后端安装平尾，进一步增加整机水平和垂直飞行时的控制能力和鲁棒性。

在本发明的一个实施例中，第一连接模块11的外形和第二连接模块12的外形均为对称翼型。

在本发明的一个实施例中，在第一连接模块11的后缘处安装有第一垂尾，在第二连接模块12的后缘处安装有第二垂尾，通过安装垂尾来进一步增强航向控制能力和鲁棒性。

图5、图8和图9为本发明的三种实施例；

如图5所示的实施例1的第一可伸缩机翼8具有上反角，第二可伸缩机翼9具有下反角；

如图6所示的实施例2的第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9均无反角，第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的升力更大，飞行器进行平飞时的发动机拉力更大；

如图7所示的实施例3的第一可伸缩机翼8具有上反角，第二可伸缩机翼9无反角。

上述内容详细说明了本发明提供的飞行器的结构，与该飞行器相对应，本发明还提供一种飞行器的飞行控制方法。

飞行器的飞行控制方法，包括以下几种控制方法：

垂直起降的控制：第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9均处于收缩状态，以减小机翼面积，降低风扰影响，从而提高垂直起降阶段的控制能力和稳定性，通过螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的气动力、副翼组的气动力相对质心的力臂都较大，航向角、俯仰角、滚转角和高度通道的操纵力矩充足，垂直起降模式下的控制稳定，鲁棒性好，抗风扰等外界扰动能力强；在副翼部分失效时仍能进行可控飞行，可靠性好。

平飞的控制：第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9均处于伸长状态，增大整机的翼面积和展弦比，以增大整机升力和控制力矩，通过第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的气动力和副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；当第一可伸缩机翼8、第二可伸缩机翼9和副翼组的气动力的操纵能力不够时，通过螺旋桨的升力进行差动，产生补偿气动力；可以在很低的速度下安全平飞，没有常规固定翼存在的失速缺点；在发动机、螺旋桨或副翼部分失效时仍能进行可控飞行，可靠性好。

悬停的控制：第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9均处于伸长状态，增大整机的翼面积和展弦比，以增大整机升力和控制力矩，通过螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；

从垂直起飞转换至平飞的控制：第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9从收缩状态转换至伸长状态，以增大机翼面积和展弦比，进而增大整机的升力和控制力矩，提高稳定性，通过螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的气动力、副翼组的气动力相对质心的力臂都较大，航向角、俯仰角、滚转角和高度通道的操纵力矩充足，从垂直起飞转换至平飞时的控制稳定，鲁棒性好，抗风扰等外界扰动能力强；在副翼部分失效时仍能进行可控飞行，可靠性好。

从平飞转换至垂直降落的控制：第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9伸长状态转换至收缩状态，以减小机翼面积和风扰影响，增大整机控制能力和稳定性，通过螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；螺旋桨的升力、第一可伸缩机翼8和第二可伸缩机翼9的气动力、副翼组的气动力相对质心的力臂都较大，航向角、俯仰角、滚转角和高度通道的操纵力矩充足，从平飞转换至垂直降落时的控制稳定，鲁棒性好，抗风扰等外界扰动能力强；在副翼部分失效时仍能进行可控飞行，可靠性好。

在本发明的一个实施例中，在控制飞行器垂直起降、悬停和从平飞转换至垂直降落的过程中，控制飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：

通过副翼的差动产生偏航力矩，控制飞行器的航向角；

通过螺旋桨的差动和副翼的联动产生俯仰力矩，控制飞行器的俯仰角；

通过螺旋桨的差动产生滚转力矩，控制飞行器的滚转角。

在本发明的一个实施例中，在控制飞行器平飞、从垂直起飞转换至平飞的过程中，控制飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：

通过螺旋桨的差动产生偏航力矩，控制飞行器的航向角；

通过螺旋桨的差动和副翼的联动产生俯仰力矩，控制飞行器的俯仰角；

通过副翼的差动产生滚转力矩，控制飞行器的滚转角。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”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必须针对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一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制。本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

以上本发明的具体实施方式，并不构成对本发明保护范围的限定。任何根据本发明的技术构思所做出的各种其他相应的改变与变形，均应包含在本发明权利要求的保护范围内。

Claims (26)

1.一种可伸缩机翼，其特征在于，包括：固定段、相对所述固定段对称的第一伸缩段和第二伸缩段、用于驱动所述第一伸缩段进行伸缩的第一机翼伸缩模块、用于驱动所述第二伸缩段进行伸缩的第二机翼伸缩模块；

所述第一伸缩段和所述第二伸缩段的形状均与所述固定段的中空区域的形状相适配；所述第一机翼伸缩模块的两端分别与所述固定段和所述第一伸缩段固定连接，通过所述第一机翼伸缩模块驱动所述第一伸缩段的局部区域在所述固定段的中空区域伸缩；

所述第二机翼伸缩模块的两端分别与所述固定段和所述第二伸缩段固定连接，通过所述第二机翼伸缩模块驱动所述第二伸缩段的局部区域在所述固定段的中空区域伸缩。

2.如权利要求1所述的可伸缩机翼，其特征在于，所述第一机翼伸缩模块和所述第二机翼伸缩模块的结构相同，分别包括动力单元、蜗杆、蜗轮、连杆；

所述动力单元的输出端与所述蜗杆固定连接，所述蜗杆与所述蜗轮啮合，所述连杆的一端与所述蜗轮固定连接，所述连杆的另一端与所述第一伸缩段或所述第二伸缩段固定连接；

通过所述动力单元驱动所述蜗杆进行旋转，带动所述蜗轮进行直线运动，所述蜗轮带动所述连杆进行伸缩运动，进而带动所述第一伸缩段或所述第二伸缩段进行伸缩。

3.如权利要求2所述的可伸缩机翼，其特征在于，还包括用于固定所述第一机翼伸缩模块和所述第二机翼伸缩模块的基板；所述基板的形状与所述固定段的表面的形状相适配，并与所述固定段的表面固定连接，所述第一机翼伸缩模块和所述第二机翼伸缩模块的动力单元均与所述基板固定连接。

4.一种飞行器，包括机身，其特征在于，还包括可伸缩机翼组、用于提供动力的垂直起降模块组、用于实现转向的副翼组和用于连接机身和所述可伸缩机翼组的连接模块组；

所述连接模块组包括第一连接模块和第二连接模块，所述第一连接模块和所述第二连接模块相对所述机身对称分布，并与所述机身固定连接；

所述可伸缩机翼组由权利要求1-3中任一项所述的可伸缩机翼组成，所述可伸缩机翼组包括第一可伸缩机翼和第二可伸缩机翼，所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼相对所述机身对称分布，所述第一连接模块和所述第二连接模块的两端分别与所述第一可伸缩机翼的固定段和所述第二可伸缩机翼的固定段连接；

所述垂直起降模块组包括四个结构相同的垂直起降模块，所述垂直起降模块包括用于提供升力的螺旋桨和驱动所述螺旋桨旋转的发动机，四个所述垂直起降模块分别固定在所述第一可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段的尾端、所述第二可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段的尾端；

所述副翼组包括四个固定段副翼、四个伸缩段副翼和八个用于控制所述固定段副翼和所述伸缩段副翼的舵机；四个所述固定段副翼和对应的所述舵机分别固定在所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的固定段的表面，且相对所述机身对称分布；四个所述伸缩段副翼和对应的舵机分别固定在所述第一可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段以及所述第二可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段的表面，且相对所述机身对称分布；所述固定段副翼在所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段处于收缩状态时作为副翼使用，在所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的第一伸缩段和第二伸缩段处于伸长状态时作为襟翼使用。

5.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼均为后掠式飞翼，所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的后掠角相等。

6.如权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述后掠角的范围为5°-70°。

7.如权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述第一可伸缩机翼和/或所述第二可伸缩机翼设有上反角或下反角。

8.如权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述上反角和所述下反角均不大于45°。

9.如权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述第一可伸缩机翼与所述第二可伸缩机翼的最小间距大于所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的翼根弦长。

10.如权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述第一可伸缩机翼和/或所述第二可伸缩机翼为高升力翼型机翼。

11.如权利要求4-10中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼均设有机翼安装孔和机翼走线孔，在所述第一连接模块和所述第二连接模块上对应于所述机翼安装孔和所述机翼走线孔的位置分别设有第一安装孔和第一走线孔，通过所述机翼安装孔与所述第一安装孔的配合，将所述第一可伸缩机翼与所述第一连接模块固定连接以及将所述第二可伸缩机翼与所述第二连接模块固定连接，通过所述机翼走线孔与所述第一走线孔的配合，使所述第一可伸缩机翼与所述第一连接模块的线束连接以及使所述第二可伸缩机翼与所述第二连接模块的线束连接。

12.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述垂直起降模块还包括用于固定所述发动机的发动机座舱、用于辅助垂直升降的垂直安定支脚；

所述螺旋桨与所述发动机的输出端固定连接，所述发动机与所述发动机座舱固定连接，所述发动机座舱和所述垂直安定支脚分别与所述第一可伸缩机翼的第一伸缩段或所述第二伸缩段以及所述第二可伸缩机翼的所述第一伸缩段或所述第二伸缩段固定连接。

13.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，四个所述垂直起降模块的螺旋桨的旋转轴线互相平行。

14.如权利要求13所述的飞行器，其特征在于，互相平行的旋转轴线与所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的机翼弦线平行或具有夹角。

15.如权利要求14所述的飞行器，其特征在于，所述夹角小于30°。

16.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，固定在所述第一可伸缩机翼的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相反；固定在所述第二可伸缩机翼的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相反；固定在所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼上，且位于同侧的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相同。

17.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述发动机为电动机或油电混合动力发动机。

18.如权利要求12所述的飞行器，其特征在于，所述垂直安定支脚为对称翼型结构，并与所述发动机座舱背离螺旋桨的表面固定连接。

19.如权利要求12所述的飞行器，其特征在于，四个所述伸缩段副翼分别位于所述发动机座舱周围的四个预设伸缩段副翼位置，四个所述固定段副翼分别位于所述第一可伸缩机翼的所述固定段的两端以及所述第二可伸缩机翼的所述固定段的两端的四个预设固定段副翼位置，四个所述预设伸缩段副翼位置和四个所述预设固定段副翼位置均相对所述机身对称分布。

20.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述机身的表面设有对称分布的机身安装孔和机身走线孔，在所述第一连接模块和所述第二连接模块上对应于所述机身安装孔和所述机身走线孔的位置分别设有第二安装孔和第二走线孔，通过所述机身安装孔与所述第二安装孔的配合，将所述机身分别与所述第一连接模块和所述第二连接模块固定连接，通过所述机身走线孔与所述第二走线孔的配合，将所述机身的线束分别与所述第一连接模块和所述第二连接模块的线束连接。

21.如权利要求12所述的飞行器，其特征在于，四个所述发动机座舱的后端分别安装平尾。

22.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述第一连接模块的外形和所述第二连接模块的外形均为对称翼型。

23.如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，在所述第一连接模块的后缘处安装有第一垂尾，在所述第二连接模块的后缘处安装有第二垂尾。

24.如权利要求4所述的飞行器的飞行控制方法，其特征在于，包括以下几种控制方法：

垂直起降的控制：所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼均处于收缩状态，通过所述螺旋桨的升力、所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的气动力、所述副翼组的气动力，控制所述飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；

平飞的控制：所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼均处于伸长状态，通过所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的气动力和所述副翼组的气动力，控制所述飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；当所述第一可伸缩机翼、所述第二可伸缩机翼和所述副翼组的气动力的操纵能力不够时，通过所述螺旋桨的升力进行差动，产生补偿气动力；

悬停的控制：所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼均处于伸长状态，通过所述螺旋桨的升力、所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的气动力、所述副翼组的气动力，控制所述飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；

从垂直起飞转换至平飞的控制：所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼从收缩状态转换至伸长状态，通过所述螺旋桨的升力、所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的气动力、所述副翼组的气动力，控制所述飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；

从平飞转换至垂直降落的控制：所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼伸长状态转换至收缩状态，通过所述螺旋桨的升力、所述第一可伸缩机翼和所述第二可伸缩机翼的气动力、所述副翼组的气动力，控制所述飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道。

25.如权利要求24所述的飞行控制方法，其特征在于，在控制所述飞行器垂直起降、悬停和从平飞转换至垂直降落的过程中，控制所述飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：

通过所述副翼的差动产生偏航力矩，控制所述飞行器的航向角；

通过所述螺旋桨的差动和所述副翼的联动产生俯仰力矩，控制所述飞行器的俯仰角；

通过所述螺旋桨的差动产生滚转力矩，控制所述飞行器的滚转角。

26.如权利要求24所述的飞行控制方法，其特征在于，在控制所述飞行器平飞、从垂直起飞转换至平飞的过程中，控制所述飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：

通过所述螺旋桨的差动产生偏航力矩，控制所述飞行器的航向角；

通过所述螺旋桨的差动和所述副翼的联动产生俯仰力矩，控制所述飞行器的俯仰角；

通过所述副翼的差动产生滚转力矩，控制所述飞行器的滚转角。

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