CN113415416A - 一种飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器，包括两个平行且并排设置的第一机翼和第二机翼、分别固定在第一机翼的两端和第二机翼的两端的垂直起降模块以及用于连接第一机翼和第二机翼的连接模块；第一机翼的弦长和第二机翼的弦长在第一机翼和第二机翼的相等翼展距离处相等，第一机翼和第二机翼的间距不短于翼根处的弦长；垂直起降模块用于为飞行器提供动力，同时使飞行器在起飞或着陆时呈直立状态。本发明消除了常规复合翼存在的“死重”不足，气动效率高，可以实现吨级大载重垂直起降；同时俯仰、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，使飞行器飞行稳定，抗风性好。

Description

一种飞行器及其控制方法

技术领域

本发明属于航空技术领域，具体涉及一种复合双机翼垂直起降飞行器。

背景技术

在飞机发展初期，发动机功率低、重量大，建造机体的材料大多是木材和蒙布。为解决升空问题，需要较大面积的机翼以便在低速条件下产生足够的升力。同时早期飞机由于多采用木质结构，机翼强度不够，采用一副大面积机翼容易折断，故设计师将一副大机翼拆分为两副较小的机翼，安装在机身的上下两层，使机翼总面积较大从而减小了翼载荷，进一步减小对材料的要求。

垂直起降无人机能够垂直起飞和降落，不需要机场和跑道等特殊的起飞场地，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复合翼垂直起降固定翼无人机，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360度旋转范围内由于平飞时的前飞速度造成前行桨叶和后行桨叶的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。该方案在垂直与平飞转换过程中旋翼臂运动带来很大的陀螺力矩和扰动力矩，增加了垂直与平飞转换过程失效风险。另外，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。

如申请号为202011368543.0的专利申请给出了一种舵控式垂直起降无人机及其起降控制方法，通过在机体细长尾部布置对称水平尾翼和上垂尾、下垂尾以及起落支杆，并在主翼后缘根部和翼梢分别安装一对固定的主动力螺旋桨、一对副动力螺旋桨以及其对应独立电机，来实现垂直起降和平飞。该方案在垂直起降阶段多个气动舵面受外界风力影响导致控制稳定性降低，另外，其主动力螺旋桨和副动力螺旋桨在垂直起飞阶段对质心的转动力臂很小而导致操纵力矩微弱，这进一步降低了垂直起降阶段的稳定性。

如申请号为201720455823.2的专利申请给出了一种高机动主动捕获式反无人机系统，通过安装在机身前部的捕捉框内的捕网对入侵无人机进行抓捕。但该方案中无人机只有两个机翼，没有副翼、平尾和垂尾，在水平飞行时的控制稳定性不好，极易坠机；另外在垂直起降阶段采用常规旋翼差动方式控制俯仰、滚转和航向三个通道上的姿态，每个螺旋桨的转速大小和方向对在机翼上产生复杂的气动力矩成为了姿态的内扰力，造成垂直起降阶段控制稳定性不好。

发明内容

本发明为了解决现有垂直起降技术的缺陷，提出了一种垂直起降无人机，可以垂直起降和水平巡航，还可以空中悬停和慢速平飞，且平飞时不存在常规固定翼的失速缺点，操纵灵活、巡航效率高、升阻比大。为实现上述目的，本发明采用以下具体技术方案：

一种飞行器，包括两个平行且并排设置的第一机翼和第二机翼、分别固定在第一机翼的两端和第二机翼的两端的垂直起降模块以及用于连接第一机翼和第二机翼的连接模块；

第一机翼的弦长和第二机翼的弦长在第一机翼和第二机翼的相等翼展距离处相等，第一机翼和第二机翼的间距不短于翼根处的弦长；

垂直起降模块用于为飞行器提供动力，同时使飞行器在起飞或着陆时呈直立状态。

优选地，第一机翼和第二机翼均呈后掠翼布局，第一机翼的后掠角和第二机翼的后掠角的范围均为5-70°。

优选地，连接模块为两个，第一连接模块和第二连接模块对称布置在第一机翼和第二机翼的中间。

优选地，第一机翼和/或第二机翼为高升力翼型机翼。

优选地，第一机翼包括相同且对称设置的第一左机翼和第一右机翼，第一左机翼和第一右机翼具有相同的第一上反角或第一下反角；

第二机翼包括相同且对称设置的第二左机翼和第二右机翼，第二左机翼和第二右机翼具有相同的第二上反角或第二下反角；

第一上反角、第一下反角、第二上反角和第二下反角的范围均为0-45°。

优选地，垂直起降模块为四个，垂直起降模块包括电机座舱、垂直安定支脚、螺旋桨和电机；

四个电机座舱分别对称安装在第一左机翼、第一右机翼、第二左机翼、第二右机翼的翼尖前缘处；

四个垂直安定支脚分别安装在四个电机座舱的后端，用于使飞行器在起飞或着陆时呈直立状态；

四个电机分别安装在四个电机座舱的前端，四个电机上分别至少连接一组螺旋桨，用于驱动各自连接的螺旋桨旋转。

优选地，四个垂直安定支脚均为对称翼型。

优选地，安装在第一左机翼的一端的第一垂直安定支脚与安装在第一右机翼的一端的第二垂直安定支脚关于飞行器的对称面对称；

安装在第二左机翼的一端的第三垂直安定支脚与安装在第二右机翼的一端的第四垂直安定支脚关于飞行器的对称面对称。

优选地，电机为油机或电动发电一体机。

优选地，四组螺旋桨的旋转轴线均与第一机翼和第二机翼的弦线平行或与第一机翼和第二机翼的弦线的夹角相同。

优选地，夹角的范围为0-30°。

优选地，连接在第一左机翼上的第一组螺旋桨与连接在第二左机翼上的第三组螺旋桨的旋转方向相同；连接在第一右机翼上的第二组螺旋桨与连接在第二右机翼上的第四组螺旋桨的旋转方向相同，第一组螺旋桨与第二组螺旋桨的旋转方向不同。

优选地，第一左机翼的翼尖后缘处和第一右机翼的翼尖后缘处分别对称布置有第一副翼和第二副翼；

第二左机翼的翼尖后缘处和第二右机翼的翼尖后缘处分别对称布置有第三副翼和第四副翼。

优选地，第一副翼、第二副翼、第三副翼、第四副翼分别布置在距离第一左机翼、第一右机翼、第二左机翼和第二右机翼的翼尖的预设区域内。

优选地，第一副翼、第二副翼、第三副翼、第四副翼的下翼面分别布置有第一舵机、第二舵机、第三舵机和第四舵机，分别用于驱动第一副翼、第二副翼、第三副翼、第四副翼的偏转。

优选地，四个电机座舱的后端分别安装第一平尾、第二平尾、第三平尾、第四平尾。

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，第一连接模块的后缘处和第二连接模块的后缘处分别安装第一垂尾和第二垂尾。

优选地，飞行器还包括安装于第一机翼和第二机翼中心位置处的机身。

一种飞行器的飞行控制方法，包括垂直起降的控制方法、悬停的控制方法、垂直转平飞和平飞转垂直的控制方法以及平飞的控制方法的至少一种，

垂直起降的控制方法包括：驱动并利用第一机翼、第二机翼、至少一个电机、至少一个螺旋桨和至少一个副翼产生的俯仰力矩对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制；

悬停的控制方法包括：驱动并利用至少一个副翼上的气动力和对至少一个电机进行差动所产生的对应电机驱动的螺旋桨上的气动力差异对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制；

垂直转平飞和平飞转垂直的控制方法包括：利用至少一个螺旋桨的升力、第一机翼和第二机翼上的气动力以及至少一个副翼上的气动力对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制；

平飞的控制方法包括：驱动并利用第一机翼、第二机翼上的气动力以及至少一个副翼上的气动力对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制。

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，可以实现吨级大载重垂直起降。

2、垂起起降阶段受风扰影响小，双机翼体积紧凑，便于使用，载荷能力强。

3、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。

4、可在电机(或电动发电一体机、油机)、螺旋桨和副翼部分失效时可控飞行，可靠性好。

附图说明

图1是本发明一个实施例的一种飞行器的整体结构的示意图；

图2是本发明另一个实施例的整体结构示意图；

图3是本发明一个实施例的垂直起降模块的结构示意图；

图4是本发明一个实施例的多组螺旋桨飞行器的结构示意图；

图5是本发明一个实施例的第一连接模块的结构示意图；

图6是本发明一个实施例的第二连接模块的结构示意图；

图7是本发明一个实施例的机身结构的结构示意图；

图8是本发明一个实施例的第一机翼下翼面的结构示意图；

图9是本发明一个实施例的第二机翼上翼面的结构示意图；

图10是本发明一个实施例的电机座舱安装有平尾的结构示意图。

附图标记：

第一机翼1、第一左机翼11、第一右机翼12、第一垂直起降模块13、第一电机座舱131、第一垂直安定支脚132、第一组螺旋桨133、第一电机134、第二垂直起降模块14、第二电机座舱141、第二垂直安定支脚142、第二组螺旋桨143、第二电机144、第一机翼走线孔15、第一机翼安装孔16、

第二机翼2、第二左机翼21、第二右机翼22、第三垂直起降模块23、第三电机座舱231、第三垂直安定支脚232、第三组螺旋桨233、第三电机234、第四垂直起降模块24、第四电机座舱241、第四垂直安定支脚242、第四组螺旋桨243、第四电机244、第二机翼走线孔25、第二机翼安装孔26、

副翼3、第一副翼31、第二副翼32、第三副翼33、第四副翼34、连接模块4、第一连接模块41、第一安装孔411、第二连接模块42、第二走线连接孔421、第二安装孔422、第三连接模块43、第四连接模块44、

机身5、机身安装孔51、机身走线孔52、舱盖53、

平尾6、垂尾7。

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。

本发明的目的是提供一种飞行器。下面将对本发明提供的一种飞行器，通过具体实施例来进行详细说明。

参见图1或图2所示的飞行器的结构示意图，包括两个平行且并排设置的第一机翼1和第二机翼2，第一机翼1和第二机翼2的翼展相等或不等，且在相等翼展处第一机翼1的弦长与第二机翼2的弦长相等，将第一机翼1和第二机翼2的间距设置为不短于任意一个机翼的翼根处的弦长用以提高气动效率。在第一机翼1和第二机翼2的两端分别固定有第一垂直起降模块13、第二垂直起降模块14、第三垂直起降模块23和第四垂直起降模块24，四个垂直起降模块均用于为飞行器提供动力，同时使飞行器在起飞或着陆时能够平稳竖立在地面上。第一机翼1和第二机翼2通过至少两个对称设置的连接模块4进行连接，并在第一机翼1和第二机翼2的翼尖处分别对称布置两个副翼3。

在本发明的一个优选实施例中，如图1所示，第一机翼1和第二机翼2的翼展相等且均为一体式结构，呈后掠翼布局，第一机翼1和第二机翼2平行并排布置；第一机翼1的后掠角和第二机翼2的后掠角可以相同或不同，后掠角的范围均为5-70°；同时第一机翼1和第二机翼2均为高升力翼型机翼；

在本发明的另一个实施例中，如图2所示，第一机翼1和第二机翼2均为呈后掠翼布局的分体结构，或第一机翼1为一体式结构，第二机翼2为分体式结构。第一机翼1分为第一左机翼11和第一右机翼12，两者具有相同的上反角，上反角的范围为0-45°；

在本发明的另一个实施例中，第一左机翼11和第一右机翼12还可以具有相同的下反角，下反角的范围为0-45°，同理第二左机翼21和第二右机翼22也可以具有相同的上反角或相同的下反角；

如图3所示，在第一机翼1和第二机翼2的两端分别固定有第一垂直起降模块13、第二垂直起降模块14、第三垂直起降模块23和第四垂直起降模块24，每个垂直起降模块均包括电机座舱、垂直安定支脚、螺旋桨和电机。

在本发明的一个优选实施例中，第一垂直起降模块13通过第一电机座舱131固定在第一左机翼11的翼尖前缘处、第二垂直起降模块14通过第二电机座舱141固定在第一右机翼12的翼尖前缘处、第三垂直起降模块23通过第三电机座舱231固定在第二左机翼21的翼尖前缘处、第四垂直起降模块24通过第四电机座舱241固定在第二右机翼22的翼尖前缘处；

第一电机座舱131、第二电机座舱141、第三电机座舱231和第四电机座舱241的后端分别安装第一垂直安定支脚132、第二垂直安定支脚142、第三垂直安定支脚232和第四垂直安定支脚242，四个垂直安定支脚用于在飞行器起降时使其能够稳定地立在地面上；

第一电机座舱131、第二电机座舱141、第三电机座舱231和第四电机座舱241的前端分别安装有第一电机134、第二电机144、第三电机234和第四电机244，每个电机上至少连接一组螺旋桨，用于分别驱动各自连接的螺旋桨旋转。

在本发明的一个优选实施例中，第一垂直安定支脚132和第二垂直安定支脚142的安装方向相同且对称；第三垂直安定支脚232和第四垂直安定支脚242的安装方向相同且对称；第一垂直安定支脚132和第三垂直安定支脚232的安装方向相反，用于进一步增加平飞时航向的自稳定能力。

在本发明的另一个实施例中，第一垂直安定支脚132和第三垂直安定支脚232的安装方向相同，也可以起到增加平飞时航向的自稳定能力的作用。

在本发明的一个优选实施例中，第一电机134与第一组螺旋桨133连接、第二电机144与第二组螺旋桨143连接、第三电机234与第三组螺旋桨233连接、第四电机244与第四组螺旋桨243连接，且第一组螺旋桨133、第二组螺旋桨143、第三组螺旋桨233和第四组螺旋桨243的旋转轴线均与第一机翼1和第二机翼2的弦线平行；

在飞行时，第一组螺旋桨133和第三组螺旋桨233的旋转方向同为顺时针，第二组螺旋桨143和第四组螺旋桨243的旋转方向同为逆时针，可以减小由翼尖涡引起的诱导阻力。

在本发明的另一个实施例中，第一组螺旋桨133、第二组螺旋桨143、第三组螺旋桨233和第四组螺旋桨243的旋转轴线均与第一机翼1和第二机翼2的弦线成相等夹角，夹角的度数不大于30°。

在本发明的一个优选实施例中，第一电机134、第二电机144、第三电机234和第四电机244可以全部或者部分替换为油机或电动发电一体机，使飞行器在平飞模式时可以选择在利用油机驱动螺旋桨产生平飞拉力的同时，令电动发电一体机处于发电状态，使电动发电一体机带动的螺旋桨在迎风状态下利用相对来流旋转发电并存储在蓄电池中。同时，螺旋桨的旋转平面和相对来流垂直，则可以保证螺旋桨在360度旋转范围内气动力均匀，优化预存电量以提高气动效率。

在本发明的另一个实施例中，如图4所示，每个电机上还可以安装两组螺旋桨用以提高飞行器的动力，每个电机上的螺旋桨的旋转方向相同，不同电机上的螺旋桨的旋转方向与上述旋转原则相同，不再赘述。

继续参照图3，在第一左机翼11的翼尖后缘、第一右机翼12的翼尖后缘处分别对称布置有第一副翼31和第二副翼32；

第二左机翼21的翼尖后缘、第二右机翼22的翼尖后缘处分别对称布置有第三副翼33和第四副翼34；

在第一副翼31、第二副翼32、第三副翼33和第四副翼34的下翼面分别布置第一舵机、第二舵机、第三舵机和第四舵机，分别用于驱动第一副翼31、第二副翼32、第三副翼33和第四副翼34偏转。

在本发明的一个优选实施例中，第一副翼31、第二副翼32、第三副翼33和第四副翼34的位置接近第一左机翼11、第一右机翼12、第二左机翼21和第二右机翼22的翼尖，利用螺旋桨滑流以提高控制力矩。

在本发明的一个优选实施例中，继续参照图3，第一机翼1和第二机翼2通过均匀对称分布的、对称翼型的第一连接模块41、第二连接模块42、第三连接模块43和第四连接模块44连接；在第一机翼1和第二机翼2的中间位置还设置有机身5，用于降低气动干扰，提高气动性能，机身5的两侧分别固定在第二连接模块42和第三连接模块43上。

图5、图6、图7分别示出了第一连接模块41、第二连接模块42和机身5的结构，图8和图9分别示出了第一机翼1和第二机翼2的下翼面的结构，参照图5-图9：

第一连接模块41两端的第一安装孔411的位置分别与第一机翼安装孔16和第二机翼安装孔26的位置相对应；

第二连接模块42两端的第二走线连接孔421的位置分别与第一机翼走线孔15和第二机翼走线孔25的位置相对应；第二连接模块42两端的第二安装孔422的位置分别与第一机翼安装孔16和第二机翼安装孔26的位置相对应，同时第二连接模块42还设置有与机身5上的机身安装孔51和机身走线孔52的位置相对应的连接孔，其中机身安装孔51和机身走线孔52的位置相对于机身纵向平面对称。

通过各个连接孔和安装孔，将机身5、第一连接模块41、第二连接模块42、第三连接模块43、第四连接模块44、第一机翼1以及第二机翼2的位置对准，通过适合的方式连接并固定(现有技术)。

在本发明的另一个实施例中，机身5内部具有容纳空间并设有舱盖53，使飞行器可以用于装载或运输。

如图10所示的本发明的另一个实施例的飞行器，分别在电机座舱后端安装平尾的结构，通过在每个电机座舱后端安装平尾6，进一步增加整机水平和垂直飞行时的控制能力和鲁棒性。

如图3所示的本发明的另一个实施例的飞行器，分别在每个连接模块的后端处装垂尾7的结构，通过安装垂尾7来进一步增强航向控制能力和鲁棒性。

本发明通过设计第一机翼1和第二机翼2，能够减小飞行器在垂直起飞和垂直降落时的迎风面积，增加了飞行稳定性；同时使第一机翼1、第二机翼2、第一副翼31、第二副翼32、第三副翼33、第四副翼34、以及各螺旋桨旋转轴线距离无人机几何中心的控制力臂大，保证了飞行的稳定。

在对本发明的飞行器进行控制时包括至少一种下述情况的控制方法：

T1、垂直起降时的控制方法：驱动并利用第一机翼、第二机翼、至少一个电机、至少一个螺旋桨和至少一个副翼产生的俯仰力矩对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制：

利用的俯仰力矩包括以下几种：

电机产生的俯仰力矩：由电机差动引起的相应的螺旋桨气动力产生的差异而产生；

副翼产生的俯仰力矩：由各个副翼联动产生；

第一机翼和第二机翼产生的俯仰力矩：由机翼受螺旋桨的气流速度差产生；

还利用到滚转力矩和偏航力矩，

滚转力矩：由各个电机差动产生；

偏航力矩：由各个副翼、第一机翼和第二机翼产生。

T2、悬停时的控制方法：驱动并利用至少一个副翼上的气动力和对至少一个电机进行差动所产生的对应该电机驱动的螺旋桨上的气动力差异对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制；

悬停时，主要利用副翼上的气动力和电机进行差动，进而实现螺旋桨上的气动力差异进行联合控制，其控制方法与垂直起降时保持一致。

T3、垂直转平飞和平飞转垂直时的控制方法：利用至少一个螺旋桨的升力、第一机翼和第二机翼上的气动力以及至少一个副翼上的气动力对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制；

垂直起飞转平飞阶段由悬停时的控制方法逐渐转为平飞时的控制方法；平飞转垂直起降阶段，由平飞时的控制方法逐渐转为悬停时的控制方法对飞行器进行控制。

T4、平飞时的控制方法：驱动并利用第一机翼、第二机翼上的气动力以及至少一个副翼上的气动力对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制。

主要利用第一机翼和第二机翼上的气动力、副翼上的气动力来对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制。

利用到包括由电机和副翼产生的俯仰力矩、电机带动螺旋桨的俯仰力矩、副翼产生的俯仰力矩滚转力矩、偏航力矩。

当风扰大导致气动力操纵能力不够时，螺旋桨的升力进行差动对气动力进行补偿，当风扰较小时，仅由副翼联动和副翼差动产生控制力矩，就可提高航程。因此，本发明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；并且可在多个电机、螺旋桨和副翼部分失效时可控飞行，可靠性好。

因此，本发明的飞行器的螺旋桨的升力、第一机翼和第二机翼的气动力、副翼气动力相对飞行器的质心的力臂都较大，俯仰、滚转、航向和高度通道的操纵力矩充足，鲁棒性好，抗风扰等外界扰动能力强，维持垂直起降时的姿态稳定。也可在多个电机、螺旋桨和副翼失效时可控飞行。

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作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 (20)

1.一种飞行器，其特征在于，包括两个平行且并排设置的第一机翼和第二机翼、分别固定在所述第一机翼的两端和所述第二机翼的两端的垂直起降模块以及用于连接所述第一机翼和所述第二机翼的连接模块；

所述第一机翼的弦长和所述第二机翼的弦长在所述第一机翼和所述第二机翼的相等翼展距离处相等，所述第一机翼和所述第二机翼的间距不短于翼根处的弦长；

所述垂直起降模块用于为所述飞行器提供动力，同时使所述飞行器在起飞或着陆时呈直立状态。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述第一机翼和所述第二机翼均呈后掠翼布局，所述第一机翼的后掠角和所述第二机翼的后掠角的范围均为5-70°。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述连接模块为两个，第一连接模块和第二连接模块对称布置在所述第一机翼和所述第二机翼的中间。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述第一机翼和/或所述第二机翼为高升力翼型机翼。

5.根据权利要求1至4任一项所述的飞行器，其特征在于，所述第一机翼包括相同且对称设置的第一左机翼和第一右机翼，所述第一左机翼和所述第一右机翼具有相同的第一上反角或第一下反角；

所述第二机翼包括相同且对称设置的第二左机翼和第二右机翼，所述第二左机翼和所述第二右机翼具有相同的第二上反角或第二下反角；

所述第一上反角、所述第一下反角、所述第二上反角和所述第二下反角的范围均为0-45°。

6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述垂直起降模块为四个，所述垂直起降模块包括电机座舱、垂直安定支脚、螺旋桨和电机；

四个所述电机座舱分别对称安装在所述第一左机翼、所述第一右机翼、所述第二左机翼、所述第二右机翼的翼尖前缘处；

四个所述垂直安定支脚分别安装在四个所述电机座舱的后端，用于使所述飞行器在起飞或着陆时呈直立状态；

四个所述电机分别安装在四个所述电机座舱的前端，四个所述电机上分别至少连接一组所述螺旋桨，用于驱动各自连接的所述螺旋桨旋转。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，四个所述垂直安定支脚均为对称翼型。

8.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，安装在所述第一左机翼的一端的第一垂直安定支脚与安装在所述第一右机翼的一端的第二垂直安定支脚关于所述飞行器的对称面对称；

安装在所述第二左机翼的一端的第三垂直安定支脚与安装在第二右机翼的一端的第四垂直安定支脚关于所述飞行器的对称面对称。

9.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述电机为油机或电动发电一体机。

10.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，四组所述螺旋桨的旋转轴线均与所述第一机翼和所述第二机翼的弦线平行或与所述第一机翼和所述第二机翼的弦线的夹角相同。

11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，所述夹角的范围为0-30°。

12.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，连接在所述第一左机翼上的第一组螺旋桨与连接在所述第二左机翼上的第三组螺旋桨的旋转方向相同；连接在所述第一右机翼上的第二组螺旋桨与连接在所述第二右机翼上的第四组螺旋桨的旋转方向相同，所述第一组螺旋桨与所述第二组螺旋桨的旋转方向不同。

13.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，所述第一左机翼的翼尖后缘处和所述第一右机翼的翼尖后缘处分别对称布置有第一副翼和第二副翼；

所述第二左机翼的翼尖后缘处和所述第二右机翼的翼尖后缘处分别对称布置有第三副翼和第四副翼。

14.根据权利要求13所述的飞行器，其特征在于，所述第一副翼、所述第二副翼、所述第三副翼、所述第四副翼分别布置在距离所述第一左机翼、所述第一右机翼、所述第二左机翼和所述第二右机翼的翼尖的预设区域内。

15.根据权利要求14所述的飞行器，其特征在于，所述第一副翼、所述第二副翼、所述第三副翼、所述第四副翼的下翼面分别布置有第一舵机、第二舵机、第三舵机和第四舵机，分别用于驱动所述第一副翼、所述第二副翼、所述第三副翼、所述第四副翼的偏转。

16.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于，四个所述电机座舱的后端分别安装第一平尾、第二平尾、第三平尾、第四平尾。

17.根据权利要求3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。

18.根据权利要求17所述的飞行器，其特征在于，所述第一连接模块的后缘处和所述第二连接模块的后缘处分别安装第一垂尾和第二垂尾。

19.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括安装于所述第一机翼和所述第二机翼中心位置处的机身。

20.一种飞行器的飞行控制方法，其特征在于，包括垂直起降的控制方法、悬停的控制方法、垂直转平飞和平飞转垂直的控制方法以及平飞的控制方法中的至少一种：

所述垂直起降的控制方法包括：驱动并利用第一机翼、第二机翼、至少一个电机、至少一个螺旋桨和至少一个副翼产生的俯仰力矩对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制；

所述悬停的控制方法包括：驱动并利用至少一个所述副翼上的气动力和对至少一个所述电机进行差动所产生的对应所述电机驱动的所述螺旋桨上的气动力差异对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制；

所述垂直转平飞和平飞转垂直的控制方法包括：利用至少一个所述螺旋桨的升力、所述第一机翼和所述第二机翼上的气动力以及至少一个所述副翼上的气动力对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制；

所述平飞的控制方法包括：驱动并利用所述第一机翼、所述第二机翼上的气动力以及至少一个所述副翼上的气动力对俯仰、滚转、航向和高度通道进行联合控制。

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