CN113415411A - 一种双涵道无人飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种双涵道无人飞行器，其中第一螺旋桨同轴设置于第一涵道壳体内部，第二螺旋桨同轴设置于第二涵道壳体内部；第一舵面组和第三舵面组分别位于第一螺旋桨的下方，第二舵面组和第四舵面组分别位于第二螺旋桨下方；第一舵面组以及第二舵面组分别垂直于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线；第三舵面组及第四舵面组分别平行于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线，且分别关于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线对称，利用四个舵面组无需改变发动机的转速以及涵道升力面方向，通过控制舵面的偏转角度即可控制飞行器，可快速调整飞行器姿态，响应速度快，且飞行器飞行过程平稳。

Description

一种双涵道无人飞行器

技术领域

本发明属于无人机技术领域，涉及一种双涵道无人飞行器。

背景技术

现有的双涵道技术都是通过改变螺旋桨旋转平面与水平面之间的夹角来控制无人飞行器的姿态，要改变螺旋桨旋转平面与水平面之间的夹角，就必须同时前后转动螺旋桨、发动机和涵道，但螺旋桨、发动机和涵道的重量占整个无人飞行器的重量的比重很大，并且当涵道内的螺旋桨高度转动时，螺旋桨转动惯量较大，控制涵道进行偏转是需要较大的力矩克服螺旋桨转动惯量，因此这种技术无法快速调整姿态。

中国专利文献CN107042883B公开一种二级传动发动机纵列式可发电和载物的双涵道无人机，包括机身、传动组件、发电组件、旋翼组件、舵面组件、飞行控制组件，整机左右对称布局，两台发动机纵向布置于机身上，旋翼横向布置于机身两侧；发动机的运动一方面传递给旋翼组件，产生飞行所需的上升气流，另一方面传递给发电组件，产生电力供无人机其他组件使用；舵机调节舵面角度，改变气流方向进而改变无人机飞行的方向和姿态；该无人机采用十字布局结构和同步带二级传动，并增加自造电力供电的方式，以降低了机身整体振动频率，减轻了自重，增加了其续航能力和航时，增强了无人机的航行稳定性。但该无人机缺点在于无人飞行器的俯仰完全靠两台发动机的转速差来控制，而发动机的转速很难精确控制，且响应很慢，因此无人飞行器飞起来会很不稳定。此外发动机并不与螺旋桨直接连接，而是通过同步带传动，增加了连接结构的复杂度，并且由于同步带打滑等因素，转速控制响应慢且无法精确控制。

中国专利文献CN210027901U公开了一种二轴涵道无人机机架，包括：机身主体、对称设置于机身主体宽度方向两侧的第一涵道和第二涵道、用于控制第一涵道和第二涵道相对于机身主体转动的舵机、设置于第一涵道的第一螺旋桨和设置于第二涵道的第二螺旋桨；第一涵道的中心轴线与第一螺旋桨的中心轴线重合，第二涵道的中心轴线与第二螺旋桨的中心轴线重合。无人机在飞行的过程中，可以通过调整第一螺旋桨和第二螺旋桨的转速，通过舵机调整第一涵道和第二涵道相对于机身主体转动，调整第一作用力和第二作用力的大小和方向，使二轴无人机能够平稳飞行。但由于无人机中第一涵道和第二涵道中包括涵道本身、电机、螺旋桨，涵道的转动惯量很大，通过舵机调整第一涵道和第二涵道相对于机身主体的转动，必须具有较大的输出力矩，涵道响应的速度较慢，且涵道需要不断前后转动来保持无人飞行器飞行稳定，其控制过程较复杂。

发明内容

针对上述现有技术中存在的问题，本发明公布了一种一种双涵道无人飞行器，该飞行器中的两个涵道相对位置固定，在每个涵道下方布置有两个舵面组，该飞行器通过四个舵面组可进行姿态的控制，且不用改变发动机的转速，也不用改变涵道升力面方向，无人飞行器的姿态控制均通过控制舵面的偏转角度来实现，可快速调整飞行器姿态，响应速度快，且飞行器飞行过程平稳。

本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种双涵道无人飞行器，包括机架、飞控组件、动力源组件、第一涵道组件和第二涵道组件，其中所述第一涵道组件和第二涵道组件相对设置于机架的两端，所述飞控组件及动力源组件安设于机架中部位置，其中所述第一涵道组件中包括有第一涵道壳体、第一螺旋桨、第一舵面组和第三舵面组；所述第二涵道组件中包括第二涵道壳体、第二螺旋桨、第二舵面组和第四舵面组。

其中所述第一涵道壳体和第二涵道壳体均水平放置，且所述第一螺旋桨同轴设置于第一涵道壳体内部，所述第二螺旋桨同轴设置于第二涵道壳体内部；所述第一舵面组和第三舵面组分别位于第一螺旋桨的下方，所述第二舵面组和第四舵面组分别位于第二螺旋桨下方；其中所述第一舵面组和第二舵面组相互平行，所述第一舵面组设置于第一螺旋桨轴心正下方，所述第二舵面组位于第二螺旋桨轴心正下方，且所述第一舵面组以及第二舵面组分别垂直于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线；所述第三舵面组及第四舵面组分别平行于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线，且所述第三舵面组以及第四舵面组分别关于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线对称。

进一步的，所述第一舵面组和第二舵面组保持等长，所述第三舵面组和第四舵面组保持等长，且所述第一舵面组或第二舵面组的长度均大于第三舵面组或第四舵面组的长度。

进一步的，所述第一舵面组、第二舵面组、第三舵面组和第四舵面组均分别包括有至少三个对称翼型的舵面板，且所述舵面板的两端通过连接板固定连接构成舵面组，每个舵面组中至少一端设有伺服舵机，所述伺服舵机用于控制舵面组偏转角度。

进一步的，所述动力源组件包括多个电池组及多个油箱，所述电池组和油箱均安装固定于机架中部位置，且所述电池组和油箱分别以机架的中心位置呈对称分布。

进一步的，所述第一涵道组件中包括有第一发动机，所述第一发动机位于第一螺旋桨轴心的正上方，且所述第一发动机驱动第一螺旋桨旋转；所述第二涵道组件中包括有第二发动机，所述第二发动机位于第二螺旋桨轴心的正上方，且所述第二发动机驱动第二螺旋桨旋转；所述第一发动机和第二发动机保持旋转方向相反。且所述第一螺旋桨和第二螺旋桨之间的桨叶旋向相反。

进一步的，所述第一涵道组件内设有连接第一发动机中油门机构的第一油门舵机，所述第二涵道组件内设有连接第二发动机中油门机构的第二油门舵机；所述第一油门舵机和第二油门舵机用于保持第一发动机和第二发动机转速一致。

进一步的，以飞行器垂直升降方向作为Z轴，第一发动机和第二发动机变速保持一致，且所述第一舵面组、第二舵面组、第三舵面组以及第四舵面组均保持舵面与螺旋桨气流方向的攻角为0度：当第一发动机和第二发动机同时加速，螺旋桨升力沿Z轴方向且大于飞行器的重力，飞行器沿Z轴上升；当第一发动机和第二发动机同时减速，螺旋桨升力沿Z轴方向且小于飞行器的重力，飞行器沿Z轴下降。

进一步的，以飞行器中第一涵道壳体和第二涵道壳体轴心所在连线方向作为X轴方向，所述第一舵面组和第二舵面组控制飞行器沿X轴方向位移：所述第一舵面组和第二舵面组同时向X轴正方向偏移，此时第一舵面组和第二舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第一舵面组和第二舵面组均产生偏向X轴正方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向X轴负方向发生偏转，继而第一螺旋桨和第二螺旋桨的升力向X轴负方向偏转，进而使得飞行器整体向X轴负方向位移；或者所述第一舵面组和第二舵面组同时向X轴负方向偏移，此时第一舵面组和第二舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第一舵面组和第二舵面组均产生偏向X轴负方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向X轴正方向发生偏转，继而第一螺旋桨和第二螺旋桨的升力向X轴正方向偏转，使得飞行器整体向X轴正方向位移。

进一步的，以飞行器中垂直经过第一涵道壳体和第二涵道壳体轴心所在连线中间位置的方向作为Y轴方向，且所述第三舵面组和第四舵面组控制飞行器沿Y轴方向位移：所述第三舵面组和第四舵面组同时向Y轴正方向偏移，此时第三舵面组和第四舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组和第四舵面组均产生偏向Y轴正方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向Y轴负方向发生偏转，继而第一螺旋桨和第二螺旋桨的升力向Y轴负方向偏转，进而使得飞行器整体向Y轴正方向位移；或者所述第三舵面组和第四舵面组同时向Y轴负方向偏移，此时第三舵面组和第四舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组和第四舵面组均产生偏向Y轴负方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向Y轴正方向发生偏转，继而第一螺旋桨和第二螺旋桨的升力向Y轴正方向偏转，使得飞行器整体向Y轴正方向位移。

进一步的，所述第三舵面组和第四舵面组控制飞行器绕Z轴旋转：所述第三舵面组偏向Y轴负方向，同时所述第四舵面组偏向Y轴正方向，此时第三舵面组和第四舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组产生偏向Y轴负方向的升力，第四舵面组产生偏向Y轴正方向的升力，使得飞行器整体绕Z轴逆时针方向旋转；或者所述第三舵面组偏向Y轴正方向，同时所述第四舵面组偏向Y轴负方向，此时第三舵面组和第四舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组产生偏向Y轴正方向的升力，第四舵面组产生偏向Y轴负方向的升力，使得飞行器整体绕Z轴顺时针方向旋转。

本发明同现有技术相比，具有如下优点：

1)本发明中飞行器的两个涵道相对位置是固定的，通过在每个涵道下方布置2组舵面，且舵面设置于螺旋桨下方，当螺旋桨产生的气流经过舵面时，可在对应舵面的法向位置产生升力，从而控制无人飞行器的姿态，无人飞行器的姿态控制均通过控制舵面的偏转角度来实现。由于舵面的质量轻，且飞行器重心位于舵面上方，当通过舵机调整舵面角度时，飞行器可快速调整自身姿态，且由于飞行器无需对螺旋桨以及涵道进行方向调节，无人飞行器飞行控制更加平稳且动力耗费更少。

2)本发明中飞行器采用涵道与舵面相结合的结构，涵道可使足够多的气流流过舵面，利用舵面角度可以快速地控制飞行器姿态，本发明中飞行器中螺旋桨的数量设置为2个，并且采用双涵道水平布置，相比较共轴双桨涵道无人飞行器中双桨之间的气流相互干扰，本发明的飞行器气动效率更高，且采用更少的螺旋桨，但飞行器控制效果更好，制造成本更低，使用时也更加安全。

3)本发明中飞行器采用双涵道结构设计，使用时通过发动机正反旋转，且保持转速一致，使飞行器整体通过两个发动机旋转结构将反扭矩互相抵消，保持飞行器飞行平稳，且降低控制难度，并且本发明中飞行器结构更加简单，质量更轻，使得飞行效率更高。

附图说明

图1是本实施例中一种双涵道无人飞行器的结构图；

图2是本实施例中一种双涵道无人飞行器的俯视结构图；

图3是本实施例中一种双涵道无人飞行器的侧视结构图；

图4是本实施例中第一舵面组或第二舵面组的结构图；

图5是本实施例中第三舵面组或第四舵面组的结构图。

具体实施方式

为使本发明实施方式的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，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他实施方式，都属于本发明保护的范围。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施方式的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施方式。基于本发明中的实施方式，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他实施方式，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例：

结合图1-3所示，本实施例中公开了一种双涵道无人飞行器，其包括有机架1、飞控组件2、动力源组件3、第一涵道组件4和第二涵道组件5。

其中所述第一涵道组件4和第二涵道组件5相对设置于机架1的两端，本实施例中将机架1的长度方向作为飞行器机身长度，且以第一涵道组件4所在一侧作为机头方向，以第二涵道组件5所在一侧作为机尾方向，所述飞控组件2及动力源组件3安设于机架1中部位置。

具体的，如图2所示，其中所述第一涵道组件4中包括有第一涵道壳体401、第一螺旋桨402、第一舵面组403和第三舵面组404；所述第二涵道组件5中包括第二涵道壳体501、第二螺旋桨502、第二舵面组503和第四舵面组504。

其中所述第一涵道壳体401和第二涵道壳体501均水平放置，且所述第一螺旋桨402同轴设置于第一涵道壳体401内部，所述第二螺旋桨502同轴设置于第二涵道壳体501内部；所述第一舵面组403和第三舵面组404分别位于第一螺旋桨402的下方，所述第二舵面组503和第四舵面组504分别位于第二螺旋桨502下方；其中所述第一舵面组403和第二舵面组503相互平行，所述第一舵面组403设置于第一螺旋桨402轴心正下方，所述第二舵面组503位于第二螺旋桨502轴心正下方，且所述第一舵面组403以及第二舵面组503分别垂直于第一涵道壳体401轴心和第二涵道壳体501轴心所在连接直线；所述第三舵面组404及第四舵面组504分别平行于第一涵道壳体401轴心和第二涵道壳体501轴心所在连接直线，且所述第三舵面组404以及第四舵面组504分别关于第一涵道壳体401轴心和第二涵道壳体501轴心所在连接直线对称。更一步的是，所述第一舵面组403和第二舵面组503保持等长，所述第三舵面组404和第四舵面组504保持等长，且所述第一舵面组403或第二舵面组503的长度均大于第三舵面组404或第四舵面组504的长度。由于本实施例中无人飞行器的第一舵面组403和第二舵面组503均距离机架1中心较远，而第三舵面组404和第四舵面组504距离机架1中心较近，因此第一舵面组403和第二舵面组503控制飞行器沿机架1长度方向进行俯仰时，涵道的转动惯量较大，飞行器偏转时动力较大，而第三舵面组404和第四舵面组504控制飞行器沿机架1宽度方向摆动时，涵道转动惯量测较小，飞行器偏转时动力较小。因此本实施例中根据飞行器需动力大小分布结构，将第一舵面组403和第二舵面组503中的舵面长度设置为接近于涵道的直径(大于涵道的半径)，且远大于第三舵面组404和第四舵面组504中的舵面长度(小于涵道的半径)，使得飞行器既满足飞行姿态控制需要，同时舵面重量最小。

现有的双涵道技术都是通过改变螺旋桨旋转平面与水平面之间的夹角来控制无人飞行器的姿态，但是要改变螺旋桨旋转平面与水平面之间的夹角，就必须同时前后转动螺旋桨、发动机以及涵道，由于螺旋桨、发动机和涵道的重量占整个无人飞行器的重量的比重较大，飞行器姿态调整时所需转动动力较大，且转动过程中垂直方向升力变化较大，飞行器容易控制不稳定，因此这种技术无法快速调整姿态。本实施例中通过将两个涵道的相对位置固定，并在每个涵道下方布置2组舵面，将舵面在螺旋桨的下方，当螺旋桨产生的气流经过舵面时，可在舵面的法向产生升力，通过舵面升力可控制飞行器整体姿态变化，无人飞行器的姿态控制可通过控制舵面的偏转角度来实现。并且由于舵面的质量较轻，可以通过舵机快速地调整舵面姿态，进而实现无人飞行器姿态控制。并且相比于现有的技术，由于飞行器中螺旋桨以及涵道角度无需进行调整，可确保螺旋桨升力稳定，使无人飞行器更加平稳。

更具体的，如图4-5所示，所述第一舵面组403、第二舵面组503、第三舵面组404和第四舵面组504均分别包括有至少三个对称翼型的舵面板，且所述舵面板的两端通过连接板固定连接构成舵面组，每个舵面组中至少一端设有伺服舵机，所述伺服舵机用于控制舵面组偏转角度。

具体的，所述动力源组件3包括多个电池组302及多个油箱301，所述电池组302和油箱301均安装固定于机架1中部位置，且所述电池组302和油箱301分别以机架1的中心位置呈对称分布。上述结构分布目的是确保整个飞行器质量分布均匀，避免由于机身整体质量分布不均，造成飞行器控制不稳定。并且由于本实施例中飞行器舵面组的转动惯量小，因此舵机不耗电，故采用电池用于飞控、舵机、接收机、发动机启动系统点火系统进行供电。

具体的，所述第一涵道组件4中包括有第一发动机405，所述第一发动机405位于第一螺旋桨402轴心的正上方，且所述第一发动机405驱动第一螺旋桨402旋转；所述第二涵道组件5中包括有第二发动机505，所述第二发动机505位于第二螺旋桨502轴心的正上方，且所述第二发动机505驱动第二螺旋桨502旋转；所述第一发动机405和第二发动机505保持旋转方向相反。且所述第一螺旋桨402和第二螺旋桨502之间的桨叶旋向相反。更具体的，所述第一涵道组件4内设有连接第一发动机405中油门机构的第一油门舵机，所述第二涵道组件5内设有连接第二发动机505中油门机构的第二油门舵机；所述第一油门舵机和第二油门舵机用于保持第一发动机405和第二发动机505转速一致。

本实施例中为了使无人飞行器在相同体积下获得更大的升力与续航时间。采用了功率大、转速高的燃油发动机，而非电动机，常规的电动机转速低，功率低。但发动机不容易精准快速的调速，其由于转速过高不容易通过偏转涵道角度来控制飞行器姿态。因此本实施例中采用了四个舵面组来进行姿态的控制，无需改变发动机的转速，也无需改变涵道升力面的方向。

具体的，本实施例中飞行器通过四个舵面组进行无人飞行器姿态控制的具体过程为：

详细的，本实施例中以飞行器垂直升降方向作为Z轴，且飞行器上升方向作为Z轴正方向；以飞行器中第一涵道壳体401和第二涵道壳体501轴心所在连线方向作为X轴方向，且所述第一涵道壳体401所在一侧作为X轴正方向；以飞行器中垂直经过第一涵道壳体401和第二涵道壳体501轴心所在连线中间位置的方向作为Y轴方向，并且上述X轴、Y轴以及Z轴均经过飞行器重心位置。

其中第一发动机405和第二发动机505在变速时速度保持一致，且所述第一舵面组403、第二舵面组503、第三舵面组404以及第四舵面组504均保持舵面与螺旋桨气流方向的攻角为0度：当第一发动机405和第二发动机505同时加速，螺旋桨升力沿Z轴方向且大于飞行器的重力，飞行器沿Z轴正方向上升；当第一发动机405和第二发动机505同时减速，螺旋桨升力沿Z轴方向且小于飞行器的重力，飞行器沿Z轴负方向下降。需注意的是，本实施例中不同涵道壳体内部的螺旋桨在旋转过程中，所产生的气流是沿涵道壳体的轴向位置流动的，根据气流反作用力，螺旋桨会产生较大的升力，当螺旋桨产生气流与各舵面组的攻角为0度时，气流沿舵面板平行方向流动，此时舵面板的法向升力为0，舵面对飞行器不产生作用力，此时飞行器在螺旋桨升力作用下沿Z轴可上升或下降。

所述第一舵面组403和第二舵面组503控制飞行器沿X轴方向位移：所述第一舵面组403和第二舵面组503同时向X轴正方向偏移，此时第一舵面组403和第二舵面组503均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第一舵面组403和第二舵面组503均产生偏向X轴正方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，第一舵面组403和第二舵面组503产生的升力使得飞行器绕经过重心的Y轴偏转，飞行器整体向X轴负方向发生偏转，继而第一螺旋桨402和第二螺旋桨502的升力也向X轴负方向偏转，使得飞行器整体向X轴负方向位移；或者所述第一舵面组403和第二舵面组503同时向X轴负方向偏移，此时第一舵面组403和第二舵面组503均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第一舵面组403和第二舵面组503均产生偏向X轴负方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，第一舵面组403和第二舵面组503产生的升力使得飞行器绕经过重心的Y轴偏转，飞行器整体向X轴正方向发生偏转，继而第一螺旋桨402和第二螺旋桨502的升力向X轴正方向偏转，使得飞行器整体向X轴正方向位移。

进一步的，所述第三舵面组404和第四舵面组504控制飞行器沿Y轴方向位移：所述第三舵面组404和第四舵面组504同时向Y轴正方向偏移，此时第三舵面组404和第四舵面组504均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组404和第四舵面组504均产生偏向Y轴正方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向Y轴负方向发生偏转，继而第一螺旋桨402和第二螺旋桨502的升力向Y轴负方向偏转，进而使得飞行器整体向Y轴正方向位移；或者所述第三舵面组404和第四舵面组504同时向Y轴负方向偏移，此时第三舵面组404和第四舵面组504均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组404和第四舵面组504均产生偏向Y轴负方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向Y轴正方向发生偏转，继而第一螺旋桨402和第二螺旋桨502的升力向Y轴正方向偏转，使得飞行器整体向Y轴正方向位移。

进一步的，所述第三舵面组404和第四舵面组504控制飞行器绕Z轴旋转：所述第三舵面组404偏向Y轴负方向，同时所述第四舵面组504偏向Y轴正方向，此时第三舵面组404和第四舵面组504均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组404产生偏向Y轴负方向的升力，第四舵面组504产生偏向Y轴正方向的升力，使得飞行器整体绕Z轴逆时针方向旋转；或者所述第三舵面组404偏向Y轴正方向，同时所述第四舵面组504偏向Y轴负方向，此时第三舵面组404和第四舵面组504均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组404产生偏向Y轴正方向的升力，第四舵面组504产生偏向Y轴负方向的升力，使得飞行器整体绕Z轴顺时针方向旋转。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种双涵道无人飞行器，包括机架、飞控组件、动力源组件、第一涵道组件和第二涵道组件，其中所述第一涵道组件和第二涵道组件相对设置于机架的两端，所述飞控组件及动力源组件安设于机架中部位置，其中所述第一涵道组件中包括有第一涵道壳体、第一螺旋桨、第一舵面组和第三舵面组；所述第二涵道组件中包括第二涵道壳体、第二螺旋桨、第二舵面组和第四舵面组，其特征在于，

所述第一涵道壳体和第二涵道壳体均水平放置，且所述第一螺旋桨同轴设置于第一涵道壳体内部，所述第二螺旋桨同轴设置于第二涵道壳体内部；所述第一舵面组和第三舵面组分别位于第一螺旋桨的下方，所述第二舵面组和第四舵面组分别位于第二螺旋桨下方；其中所述第一舵面组和第二舵面组相互平行，所述第一舵面组设置于第一螺旋桨轴心正下方，所述第二舵面组位于第二螺旋桨轴心正下方，且所述第一舵面组以及第二舵面组分别垂直于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线；所述第三舵面组及第四舵面组分别平行于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线，且所述第三舵面组以及第四舵面组分别关于第一涵道壳体轴心和第二涵道壳体轴心所在连接直线对称。

2.根据权利要求1所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，所述第一舵面组和第二舵面组保持等长，所述第三舵面组和第四舵面组保持等长，且所述第一舵面组或第二舵面组的长度均大于第三舵面组或第四舵面组的长度。

3.根据权利要求1所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，所述第一舵面组、第二舵面组、第三舵面组和第四舵面组均分别包括有至少三个对称翼型的舵面板，且所述舵面板的两端通过连接板固定连接构成舵面组，每个舵面组中至少一端设有伺服舵机，所述伺服舵机用于控制舵面组偏转角度。

4.根据权利要求1所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，所述动力源组件包括多个电池组及多个油箱，所述电池组和油箱均安装固定于机架中部位置，且所述电池组和油箱分别以机架的中心位置呈对称分布。

5.根据权利要求1所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，所述第一涵道组件中包括有第一发动机，所述第一发动机位于第一螺旋桨轴心的正上方，且所述第一发动机驱动第一螺旋桨旋转；所述第二涵道组件中包括有第二发动机，所述第二发动机位于第二螺旋桨轴心的正上方，且所述第二发动机驱动第二螺旋桨旋转；所述第一发动机和第二发动机保持旋转方向相反。且所述第一螺旋桨和第二螺旋桨之间的桨叶旋向相反。

6.根据权利要求1所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，所述第一涵道组件内设有连接第一发动机中油门机构的第一油门舵机，所述第二涵道组件内设有连接第二发动机中油门机构的第二油门舵机；所述第一油门舵机和第二油门舵机用于保持第一发动机和第二发动机转速一致。

7.根据权利要求1所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，以飞行器垂直升降方向作为Z轴，第一发动机和第二发动机变速保持一致，且所述第一舵面组、第二舵面组、第三舵面组以及第四舵面组均保持舵面与螺旋桨气流方向的攻角为0度：

当第一发动机和第二发动机同时加速，螺旋桨升力沿Z轴方向且大于飞行器的重力，飞行器沿Z轴上升；

当第一发动机和第二发动机同时减速，螺旋桨升力沿Z轴方向且小于飞行器的重力，飞行器沿Z轴下降。

8.根据权利要求6所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，以飞行器中第一涵道壳体和第二涵道壳体轴心所在连线方向作为X轴方向，所述第一舵面组和第二舵面组控制飞行器沿X轴方向位移：

所述第一舵面组和第二舵面组同时向X轴正方向偏移，此时第一舵面组和第二舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第一舵面组和第二舵面组均产生偏向X轴正方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向X轴负方向发生偏转，继而第一螺旋桨和第二螺旋桨的升力向X轴负方向偏转，进而使得飞行器整体向X轴负方向位移；

或者所述第一舵面组和第二舵面组同时向X轴负方向偏移，此时第一舵面组和第二舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第一舵面组和第二舵面组均产生偏向X轴负方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向X轴正方向发生偏转，继而第一螺旋桨和第二螺旋桨的升力向X轴正方向偏转，使得飞行器整体向X轴正方向位移。

9.根据权利要求7所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，以飞行器中垂直经过第一涵道壳体和第二涵道壳体轴心所在连线中间位置的方向作为Y轴方向，且所述第三舵面组和第四舵面组控制飞行器沿Y轴方向位移：

所述第三舵面组和第四舵面组同时向Y轴正方向偏移，此时第三舵面组和第四舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组和第四舵面组均产生偏向Y轴正方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向Y轴负方向发生偏转，继而第一螺旋桨和第二螺旋桨的升力向Y轴负方向偏转，进而使得飞行器整体向Y轴正方向位移；

或者所述第三舵面组和第四舵面组同时向Y轴负方向偏移，此时第三舵面组和第四舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组和第四舵面组均产生偏向Y轴负方向的升力，由于无人机重心位于舵面组的上方，飞行器整体向Y轴正方向发生偏转，继而第一螺旋桨和第二螺旋桨的升力向Y轴正方向偏转，使得飞行器整体向Y轴正方向位移。

10.根据权利要求8所述的双涵道无人飞行器，其特征在于，所述第三舵面组和第四舵面组控制飞行器绕Z轴旋转：

所述第三舵面组偏向Y轴负方向，同时所述第四舵面组偏向Y轴正方向，此时第三舵面组和第四舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组产生偏向Y轴负方向的升力，第四舵面组产生偏向Y轴正方向的升力，使得飞行器整体绕Z轴逆时针方向旋转；

或者所述第三舵面组偏向Y轴正方向，同时所述第四舵面组偏向Y轴负方向，此时第三舵面组和第四舵面组均与对应涵道壳体中的螺旋桨气流方向产生夹角，第三舵面组产生偏向Y轴正方向的升力，第四舵面组产生偏向Y轴负方向的升力，使得飞行器整体绕Z轴顺时针方向旋转。

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