CN114771827A - 一种可垂直起降的飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可垂直起降的飞行器及其控制方法，该飞行器设置有至少位于机身的前端部分的升力风扇系统及位于主翼的矢量推力动力系统，通过控制二者的工作状态能够满足飞行器飞行需求，并且本发明中的升力风扇系统设置于机身，空间比较大，这样升力风扇系统可以使用大尺寸风扇从而降低整体桨盘负载、降低起降能耗，矢量推力动力系统在满足垂直起降功能的同时亦能为飞行器提供航向推力；整套动力系统在巡航时不产生废阻力，能有效提升飞行器巡航升阻比以及提升续航性能，从而明显提升飞行器的飞行速度和运营效率。

Description

一种可垂直起降的飞行器及其控制方法

技术领域

本发明涉及飞行设备技术领域，具体涉及城市空中交通技术领域，再具体涉及一种可垂直起降的飞行器及其控制方法。

背景技术

交通拥堵是影响全球交通可持续发展的首要问题，人们日常通勤时间因此而逐渐增加；传统道路的容量扩大带来的积极效应已经被人口和车辆的增长以及城市扩张导致的车辆行驶里程的增加所抵消；政府机构和研究团体意识到了开发利用低空空间的必要性和可能性，低空空间是目前尚未得到充分利用的宝贵资源。近年来提出的城市空中交通(UAM)的概念以电动垂直起降飞行器（eVTOL）为基础，这种飞行器有着绿色环保、噪音低、运营成本低、对基础设施依赖程度小等重要优势。

目前行业内存在几种电动垂直起降飞行器布局形式，一种布局为多旋翼布局形式：这类飞行器依靠多组升力旋翼提供飞行器垂直起降以及前飞动力，因不具备直升机旋翼复杂的机械结构使飞行速度受到旋翼载荷的限制而较低，同时由于没有机翼导致前飞时飞行效率极低，这将飞行器限制在较短的航程内，续航能力差；一种布局为“升力+推力”的组合布局形式：这类飞行器结合传统固定翼布局并在其上增加多组升力旋翼以实现垂直起降的功能，在巡航时升力旋翼关闭仅依靠推进动力前飞，这种复合式推进系统的机翼巡航具有边际爬升率，由于需要设计更高的巡航升力系数(机翼较小)的优化，机翼失速速度的裕度可能较小(阵风进入和恢复)，并且升力旋翼在巡航阶段产生的废阻力将会较大地降低飞行效率；一种布局为倾转机翼布局即旋翼固定在机翼上，垂直起降到巡航转变时倾转整个机翼，如Airbus A3 Vahana，此类飞行器从垂直升力转变到向前飞过程中，机翼发挥了大型气闸(减速板)的作用，需要非常高的功率需求，损失了向前飞行中的高效率；另一种布局是在机翼上增加多个风扇，例如德国Lilium GmbH公司设计的采用36个小型风扇推进的倾转涵道eVTOL，由于全部采用小直径风扇导致总桨盘面积太小而产生非常高的桨盘负载，起降功率需求过大，同时降低了垂直起降效率和续航性能。

发明内容

本发明的目的是提供一种可垂直起降的飞行器及其控制方法，该飞行器巡航效率高, 续航性能好。

本发明提供一种可垂直起降的飞行器，包括以下部件：

机身，包括前端部分、后端部分以及位于所述前端部分和所述后端部分之间的中段部分；

两个前翼，对称位于所述机身的前端部分两侧；

两个主翼，对称位于所述机身的中段部分或/和后端部分两侧；

两所述主翼均设置有矢量推力动力系统，所述矢量推力动力系统包括至少一个第一风扇以及倾转装置，所述倾转装置至少能够配置所述第一风扇的推力在水平推力和垂直升力之间往复移动；

至少所述机身的前端部分设置有升力风扇系统，至少能够提供垂直升力。

本发明设置有至少位于机身的前端部分的升力风扇系统及位于主翼的矢量推力动力系统，通过控制二者的工作状态能够满足飞行器飞行需求，并且本发明中的升力风扇系统设置于机身，空间比较大，这样升力风扇系统的风扇可以使用大尺寸风扇从而降低整体桨盘负载、降低起降能耗，矢量推力动力系统在满足垂直起降功能的同时亦能为飞行器提供航向推力；整套动力系统在巡航时不产生废阻力，能有效提升巡航升阻比以及提升续航性能，能有效提高升阻比、显著提升巡航性能，从而明显提升飞行器的飞行速度和运营效率。

可选的，所述第一风扇包括第一涵道风扇，所述倾转装置用于配置所述涵道风扇的喷气口方向在提供水平推力的第二位置和提供垂直升力的第一位置之间往复移动；所述升力风扇系统为涵道升力风扇系统，包括至少一个第二涵道风扇。

可选的，所述机身的后端部分也设置有所述升力风扇系统，两所述升力风扇系统分别位于所述飞行器的俯仰轴之前和之后；

或者/和，每一所述主翼包括前缘部分、后缘部分以及尖端部分，所述前缘部分与所述机身的中段部分耦接，所述后缘部分与所述机身的后端部分耦接，所述矢量推力动力系统设置于所述后缘部分，并且在所述飞行器的俯仰轴的后方。

可选的，所述矢量推力动力系统包括涵道风扇组和矢量喷口组件；在所述倾转装置的驱动下，所述涵道风扇组的壳体和与其固连的矢量喷口组件一同绕倾转轴转动或所述矢量喷口组件绕倾转轴转动；所述矢量喷口组件包括喷口舵面组及舵面组驱动部件，所述喷口舵面组包括转动耦接于形成所述喷气口相对侧壁两个舵面，所述舵面组驱动部件用于驱动两所述舵面的自由端部相对靠拢或远离以改变所述喷气口的大小；所述涵道风扇组包括两个以上第一涵道风扇，各所述第一涵道风扇的涵道室与所述喷气口连通。

可选的，所述矢量喷口组件还包括卷帘和卷帘轨道，所述卷帘通过所述卷帘轨道沿所述第一涵道风扇的壳体往复滑动，两所述舵面包括第一舵面和第二舵面，所述第二舵面连接于所述卷帘，所述倾转轴与所述第一舵面的转动轴同轴套装布置，在所述倾转装置的驱动下，所述卷帘沿所述卷帘轨道往复滑动。

可选的，还包括导流部件以及导流驱动部件，所述导流部件具有导流面，所述导流面自所述第一涵道风扇的涵道室向所述喷气口延伸，所述导流部件转动设置于所述矢量喷口组件形成的喷气口内部，所述导流部件的转轴与所述舵面的转动轴平行，所述导流驱动部件用于驱动所述导流部件围绕所述转轴转动；

或者/和，所述第一涵道风扇设置有可变桨距系统，用于通过改变所述第一涵道风扇的桨距；

或者，每个第一涵道风扇间彼此互为冗余。

可选的，设置于所述前端部分和所述后端部分的两所述升力风扇系统每一者仅包括一个第二涵道风扇；

或者，所述涵道升力风扇系统包括两个或两个以上第二涵道风扇，各所述第二涵道风扇沿所述机身的纵向轴排列；

或者/和，设置于所述前端部分和所述后端部分的两涵道升力风扇系统由同一控制模块协调控制或者分别由相对独立的两个控制模块控制。

可选的，所述升力风扇系统还包括至少两个电机并且各所述电机间彼此动力冗余；

或者，所述升力风扇系统仅包括两个或者两个以上第二涵道风扇，所述升力风扇系统还包括至少一个电机，并且各所述第二涵道风扇之间彼此升力冗余；

或者/和，所述升力风扇系统还具有可变桨距系统，用于通过改变所述第二涵道风扇的桨距；

或者/和，所述升力风扇系统为多级风扇系统；

或者/和，所述升力风扇系统的第二涵道风扇为多级风扇系统；

或者/和，还包括活动耦接于所述机身的第一盖体，所述第一盖体能够往复运动于打开所述排气口位置和关闭所述排气口位置；

或者/和，所述升力风扇系统还包括位于所述机身顶部的进气口，所述进气口设有第二盖体，所述第二盖体能够往复运动于打开所述进气口位置和关闭所述进气口位置；

可选的，所述排气口的排气角度可调，通过调整所述排气口的排气角度以使产生的推力方向与竖直方向可调。

可选的，所述排气口包括至少了一个气窗，所述至少一个气窗相能够在所述打开排气口和关闭排气口位置之间不同程度地被可选择地、可枢转地移动；使得所述推力输出被可选择地、成角度地定向；

或者，所述升力风扇系统的排气口包括至少一个气窗，各所述气窗的排气角度可调，并且各所述气窗依次沿所述机身的横向轴排列；

所述升力风扇系统的排气口包括至少一个气窗，各所述气窗的排气角度可调，并且各所述气窗依次沿所述机身的纵向轴排列。

可选的，每一所述气窗包括至少一个导流片，还包括气窗驱动装置和连杆机构；所述导流片包括第一导流片和第二导流片，二者转动连接，所述气窗驱动装置通过所述连杆机构同时驱动所述第一导流片和所述第二导流片相对二者的转动轴转动。

可选的，第一导流片和第二导流片的邻近端部分别固定连接第一轴体和第二轴体，所述第一轴体和所述第二轴体同轴套装，所述连杆机构包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆和所述第二连杆一端均连接于所述气窗驱动装置，所述第二连杆的另一端通过第二径向杆连接第二轴体，所述第一连杆的另一端通过第一径向杆连接所述第一轴体；所述第一径向杆和所述第二径向杆长度不等。

可选的,同一所述气窗中的所有第一导流片通过相应第一径向杆连接于同一所述第一连杆，同一所述气窗中的所有第二导流片通过相应所述第二径向杆连接于同于所述第二连杆。

可选的，还包括第一驱动部件，所述排气口的相对两侧壁均转动连接有调整片，所述第一驱动部件通过辅助连杆机构调节两所述调整片的自由端部靠近或者远离以改变所述升力风扇系统的排气口截面积，所述调整片的长度方向沿所述机身横向轴。

可选的，所述辅助连杆机构包括驱动杆和两个辅助连杆，所述驱动杆一端耦接与所述第一驱动部件，两个所述辅助连杆一端均连接于所述驱动杆，二者的另一端分别连接相应侧的所述调整片，所述辅助连杆机构动作时两个所述调整片同步反向等量旋转。

可选的，至少包括两个电池系统，所述电池系统至少含有一组电池，用于对所述飞行器的用电部件进行供电；

或者，至少包括两个电池系统，所述电池系统至少含有一组电池，所述电池系统对称设置于所述机身两侧；

或者，至少包括两个电池系统，所述电池系统至少含有一组电池，所述电池系统对称设置于所述主翼的前缘部分的从所述机身侧面延伸至尖端部分之间的区域；

或者/和，所述机身内还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和相耦接的发电机组，所述发电机组至少包含一台发电机，所述发电机组耦接所述升力风扇系统、所述矢量推力动力系统、所述倾转装置以及所述飞行器的电池系统至少其中一者；

或者，所述机身内还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和相耦接的发电机组，所述发电机组至少包含一台发电机，所述燃油发动机的动力输出轴直接与所述升力风扇系统耦接，所述升力风扇由所述燃油发动机的所述动力输出轴直接驱动，所述发电机组与所述矢量推力动力系统、所述电池系统及倾转装置耦接；

或者，还具有包括至少一组电池的电池系统，所述机身内还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和相耦接的发电机组，所述发电机组至少包含一台发电机，所述发电机组与所述电池系统耦接，为电池系统的电池充电。

此外，本发明还提供了一种可垂直起降的飞行器的控制方法，所述飞行器包括位于主翼的矢量推力动力系统、位于机身的前端部分和后端部分至少一者的升力风扇系统，所述控制方法包括：

初始阶段：在飞行器起飞前，两个矢量推力动力系统均在其倾转装置的驱动下转动至提供垂直升力的第一位置，升降舵面组全部向下偏转同时两个升力风扇系统的进气口和排气口均处于连通外界状态；

飞行阶段：两个矢量推力动力系统以及升力风扇系统共同为飞行器提供升力，使飞行器垂直起飞；当飞行器垂直飞至预定高度时，两个矢量推力动力系统在其倾转装置的驱动下逐步由提供垂直升力的第一位置逐渐转动至提供水平推力的第二位置以提供航向推力，同时在此过程中升力风扇系统逐渐降低升力至关闭，所有升降舵面组逐渐转动至接近水平状态，在此过程中飞行器逐渐加速至巡航飞行速度，此时飞行器的升力由两个前翼和两个主翼提供，航向推力由两个矢量推力动力系统提供；

进场阶段：两个矢量推力动力系统在其倾转装置的驱动下由提供水平推力的第二位置逐渐转动至提供垂直升力的第一位置，前翼上的升降舵面组全部缓慢向下偏转，同时升力风扇系统逐渐增加升力；在此过程中飞行器逐渐减速；

结束阶段：两个矢量推力动力系统以及升力风扇系统共同为飞行器提供垂直升力，使飞行器垂直降落在起降点完成飞行任务。

可选的，所述飞行器在垂直起飞和垂直降落期间还包括其中一者或几者控制：

俯仰控制包括：当只有前端部分有升力风扇系统时通过同时增加或减少两个矢量推力动力系统的推力大小来改变升力，或是通过增加或减少所述前端部分的升力风扇系统提供的垂直升力，亦或是前述两种方式的组合来实现；当前端部分和后端部分都有升力风扇系统时，通过同时增加或减少两个矢量推力动力系统的推力大小来改变升力，或是分别增加或减少两个升力风扇系统提供的垂直升力，亦或是前述两种方式的组合来实现；

侧滚控制：通过分别增加或减少相对侧的矢量推力动力系统的推力大小来实现；

空中转向控制：通过同时反向偏转两个矢量推力动力系统推力方向来实现。

可选的，所述飞行器的在巡航飞行期间的控制进一步包括以下一者或几者：

俯仰控制：通过同时同向偏转两个矢量推力动力系统的推力方向或通过前翼上的升降舵上下偏转二者之一或二者；

偏航控制：通过控制两个矢量推力动力系统的推力差来实现；

侧滚控制：通过分别以相反方向偏转相对侧的矢量推力动力系统的推力方向或偏转单一侧矢量推力动力系统的推力方向来实现；

空中转向控制：通过控制两侧矢量推力动力系统所产生的推力差或同时反向偏转相对侧推力矢量涵道动力系统的推力方向或偏转单一侧推力矢量涵道动力系统的推力方向来实现或是以上几种方式的组合来实现。

可选的，两所述升力风扇系统为涵道风扇系统，在所述飞行阶段步骤中，当升力风扇系统逐渐降低升力至关闭状态后，还包括以下步骤：关闭涵道风扇系统位于进气口的第二盖体和位于排气口的第一盖体。

另外，本发明的矢量推力动力系统的第一涵道风扇组的矢量推力功能有效增加飞行器控制灵活性，并且矢量推力动力系统位于主翼翼面之上后缘部分加速并梳理了主翼上表面流经矢量推力动力系统的空气，能有效降低主翼上表面紊流，降低主翼阻力并能提升主翼的升力，并且第一涵道风扇在巡航飞行时也吸取了机翼上表面低能量的附面层气流提高了矢量推力动力系统的工作效率，降低能耗。

再者，矢量推力动力系统采用可变截面积喷气口，使矢量推力动力系统在垂直起降阶段低速来流以及巡航飞行阶段高速来流两种工况下均工作于高效率区间，提升整机续航性能。

本发明的飞行器的各套动力系统都采用涵道风扇的设置，涵道风扇比开放式螺旋桨效率更高，并且所有风扇叶片都有涵道的包覆，可以有效提升飞行器在垂直起降期间的抗侧风能力，乘客及地勤人员的安全性也较螺旋桨飞行器高，风扇叶尖的涡流噪声也大大降低，同时机翼对涵道风扇噪音也有遮蔽效果，可有效降低飞行器在巡航飞行过程中地面人群感知的噪声。

另外，由于每个升力风扇系统的涵道风扇升力冗余，每个矢量推力动力系统内的第一涵道风扇间彼此动力冗余，喷气口的矢量推力组件间彼此冗余，因此整个动力系统无单点失效可能引发的安全性问题；另外，本飞行器因无开放式螺旋桨，更适合部署整机安全降落伞仓，因而安全性更好。

飞行器采用无垂直尾翼设计，可有效减轻飞行器的结构重量。

飞行器采用串列翼的抬式布局，在同样载荷下能减少飞行器结构尺寸及占地面积，对起降场地适应更强。

附图说明

图1描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器处于垂直起降阶段时的透视结构示意图，其中矢量推力涵道动力系统位于第一垂直升力位置；

图2是图1的另一角度；

图3描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器处于巡航状态时透视结构示意图，其中矢量推力涵道动力系统位于第二水平推力位置；

图4是图3的另一角度；

图5是描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器处于过渡状态阶段时的透视结构示意图；

图6是图5的另一角度；

图7描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器包含电池系统的透视结构示意图；

图8描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器的底部局部结构示意图；

图9描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器的矢量推力涵道风扇组内部结构透视示意图；

图10描绘了本发明实施例一另一种实施方式所提供的垂直起降飞行器的矢量推力涵道风扇组处于巡航状态阶段时的内部结构透视示意图；

图11描绘了本发明实施例一另一种实施方式所提供的垂直起降飞行器的矢量推力涵道风扇组处于垂直起降阶段时的内部结构透视示意图；

图12描绘了本发明实施例一另一种实施方式所提供的垂直起降飞行器的矢量推力涵道风扇组处于垂直起降阶段时的内部结构及卷帘轨道结构透视示意图；

图13是图12的另一角度局部；

图14描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器的涵道升力风扇系统的结构及驱动系统示意图；

图15描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器的矢量推力涵道动力系统的结构及驱动系统示意图；

图16描绘了本发明实施例一所提供的垂直起降飞行器的矢量推力涵道动力系统的另一种结构及驱动系统示意图；

附图1-16中，附图标记说明如下：

1-机身，11-前端部分，12-中段部分，13-后端部分；2-主翼；3-前翼，31-升降舵面组； 4-矢量推力动力系统，41-涵道风扇组，411-矢量喷口组件，42-第一涵道风扇，43-风扇电机，44-风扇转子，45-静子组，46-导流部件，461-第一导流部件；462-第二导流部件；47-舵面，471-第一舵面，472-第二舵面，48-倾转轴，49-卷帘，491-卷帘轨道,401-倾转装置，402-导流驱动部件，403-舵面组驱动部件,404-驱动杆,405-与轴锁定导流驱动杆；406-连杆； 5-升力风扇系统，51-第二涵道风扇，52-第二盖体，53-第一盖体，54-电机，55-气窗,551-导流片，552-气窗驱动装置，553-第一导流片，554-第二导流片，555-调整片，556-第一驱动部件，557-驱动杆，558-辅助连杆；559-第二连杆；560-第一连杆；561-第一径向杆；562-第二径向杆； 6-电池系统；7-整机安全降落伞仓。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。

请参考图1至图16，本发明实施例提供了一种可垂直起降的飞行器，如图1所示，该飞行器包括机身1、机翼、矢量推力动力系统4和升力风扇系统5。

机身1其具有前端部分11、后端部分13，以及在前端部分11和后端部分13分之间延伸的中段部分12；机身1在各种实施方式是细长的，定义了垂直起降飞行器的中心纵向滚轴X。在至少一些实施方式中，机身1为升力体结构可以为飞行器提供额外升力，如图1示例图所示，这样可以减少机翼面积、降低结构重量进而节约能耗提升续航。在一些实施方式中，如图1-4所示，机身1的中段部分12可以被配置为乘客以及飞行控制舱室，乘客和飞行控制室可被配置为用于一人以上的空间。这可以包括一到两名机组人员和五到六名乘客。在乘客和飞行控制室的后方，垂直起降飞行器可以包括整机安全降落伞仓7、第二货仓，主货仓可设置于飞行器的后端部分13。

其中，机翼包括两个对称设于机身1两侧的前翼3和两个对称设于机身1的两侧的主翼2，主翼2可以对称耦接于中段部分或后端部分，或者同时耦接于中段部分和后端部分。前翼3位于主翼2的前侧；其中本文以飞行器处于飞行工作状态时各部件的相对位置关系为参照定义前、后。前翼3对称耦接于机身1的前端部分11，在至少一些实施方式中，前翼3位于前端部分的靠下部分以减少巡航时前翼3产生的翼尖涡对主翼的影响。在至少一些实施例中，前翼3的升降舵面组31可以为三个独立舵面，如示例图1所示，这样可以提供三冗余舵面控制，从而使前翼3升降舵无单点失效引发的安全性问题提高飞行器安全性。在至少一些实施方式中，前翼3可采用“开缝式襟翼”结构，与单个元件的翼型相比，“开缝式襟翼”引起最小的附加阻力，并且可以提升前翼3升力。

该飞行器包括两个主翼2，其每一个具有：与机身1的中段部分12分别耦接的前缘部分；与机身1的后端部分耦接的后缘部分；以及从机身1侧向向外延伸的相对尖端部分；在至少某些实施方式中主翼是后掠翼设计，如图1示例；在至少某些实施方式中，在留足矢量推力动力系统4在提供垂直升力的第一位置时与地面的空隙后尽可能使与机身1耦接部分的上下位置靠近飞行器重心，这样使矢量推力动力系统4在提供水平推力的第二位置巡航时推力轴线接近飞行器重心减少低头力矩，减少配平控制；在至少某些实施方式中，在一种具体示例中，主翼2采用大展弦比以提高升阻比。

该飞行器的两个矢量推力动力系统4分别被对称位于两个主翼2，具体可以耦接到主翼2的后缘部分，使得两个矢量推力动力系统4被对称设置在飞行器的滚动轴X的两侧并且在飞行器的俯仰轴Y的后方。矢量推力动力系统包括至少一个第一风扇、喷气口以及用于改变喷气口方向的倾转装置，倾转装置至少能够配置喷气口在提供水平推力的第二位置和提供垂直升力的第一位置之间往复移动。也就是说，两个矢量推力动力系统4中通过与之耦接的倾转装置在提供水平推力的第二位置和提供垂直升力的第一位置之间被选择地、可旋转地移动。在某些实施例中，两个矢量推力动力系统4的推力大小和推力方向是独立地可控制的。

本发明中至少机身的前端部分设置有升力风扇系统，至少能够提供垂直升力。

本文以矢量推力动力系统4和升力风扇系统均为涵道风扇系统为例继续介绍技术方案和技术效果，即矢量推力动力系统为矢量推力涵道动力系统，升力风扇系统为涵道升力风扇系统。相应地，倾转装置至少能够配置第一风扇的推力在水平推力和垂直升力之间往复移动。当然，本领域内技术人员应当理解，本文中的矢量推力动力系统4和升力风扇系统不局限于涵道风扇系统，还可以为其他动力系统。

本发明设置有至少位于机身的前端部分的升力风扇系统及位于主翼的矢量推力动力系统，通过控制二者的工作状态能够满足飞行器飞行需求，并且本发明中的升力风扇系统设置于机身，空间比较大，这样升力风扇系统的风扇可以使用大尺寸风扇从而降低整体桨盘负载、降低起降能耗，矢量推力动力系统在满足垂直起降功能的同时亦能为飞行器提供航向推力；整套动力系统在巡航时不产生废阻力，能有效提升巡航升阻比以及提升续航性能，从而明显提升飞行器的飞行速度和运营效率。

在一种具体示例中，机身1的后端部分13也设置有升力风扇系统，两升力风扇系统分别位于飞行器的俯仰轴之前和之后。这样可以降低飞行器整体桨盘负载并能提高飞行器控制的灵活性以及平稳性。

在一种具体示例中，矢量推力动力系统4由两个或者两个以上涵道风扇组41构成，因每一个涵道风扇组41都包含一个矢量喷口这样可以为矢量推力动力系统4提供推力方向冗余控制。在某些实施方式中，每个矢量推力动力系统4包含三个涵道风扇组41以及每个涵道风扇组41包含一个或者两个或者两个以上的第一涵道风扇42以分别提供三余度的矢量推力控制冗余及动力控制冗余，如图1至图4所示。

在某些实施方式中，第一涵道风扇设置有可变桨距系统，通过改变涵道风扇的桨距改变涵道风扇组41的推力大小，这样可让推进效率更高；在一些实施方式中，第一涵道风扇42包括风扇电机43、风扇转子44、静子组45；风扇转子44由超过20片叶片组成，这样可以提升第一涵道风扇42的效率、降低风扇的转速，从而降低涵道风扇噪音；在某些实施方式中，每个矢量推力动力系统4内的每个第一涵道风扇42间彼此互为冗余，这样任何一个第一涵道风扇42出现故障都不会影响矢量推力动力系统4的推进性能。

一种示例中，矢量推力动力系统还包括矢量喷口组件411，其中矢量喷口组件411连接于涵道风扇组41的后方。倾转装置可以驱动涵道风扇组41的壳体以及与其固定连接的矢量喷口组件411一同绕倾转轴48转动或驱动矢量喷口组件411绕倾转轴48转动。请参考图9，图9示出了倾转装置驱动涵道风扇组41的壳体以及矢量喷口组件411一体围绕倾转轴48转动的具体实施方式，涵道风扇组41的壳体围绕倾转轴48转动的同时带动矢量喷口组件411也同时转动，进而改变气流方向。图10示出了倾转装置驱动矢量喷口组件411围绕倾转轴48转动的具体实施方式。

矢量喷口组件411包括喷口舵面组及舵面组驱动部件403，喷口舵面组包括转动连接于形成喷气口相对侧壁两个舵面47，舵面组驱动部件403用于驱动两舵面47的自由端相对靠拢或分离以改变喷气口的大小；各第一涵道风扇42的涵道室与喷气口连通。

具体地，舵面组驱动部件403藕接有驱动杆404，通过驱动杆404和连杆406驱动舵面47相对靠拢或分离。在此实施例中，优选地，在垂直起降期间排气截面积与进气截面积比值大致为1.3：1；在巡航阶段时排气截面积与进气截面积比值大致为0.9：1至0.98：1区间以获得最佳矢量推力动力系统效率。

本发明的矢量推力动力系统的第一涵道风扇组的矢量推力功能有效增加飞行器控制灵活性，并且矢量推力动力系统位于主翼2翼面之上后缘部分加速并梳理了主翼上表面流经矢量推力动力系统的空气，能有效降低主翼上表面紊流，降低主翼阻力并能提升主翼2的升力，并且第一涵道风扇42在巡航飞行时也吸取了机翼上表面低能量的附面层气流提高了矢量推力动力系统的工作效率，降低能耗。

再者，矢量推力动力系统采用可变截面积喷气口，使矢量推力动力系统在垂直起降阶段低速来流以及巡航飞行阶段高速来流两种工况下均工作于高效率区间，提升整机续航性能。

在一种示例中，飞行器还包括导流部件46以及导流驱动部件402，导流部件具有导流面，导流面自涵道室向喷气口延伸，导流部件46转动设置于矢量喷口组件411形成的喷气口内部，导流部件46的转轴与舵面47的转动轴平行，导流驱动部件402用于驱动导流部件46围绕转轴转动。

在一种具体实施例中，导流部件46可以包括能够相对转动的第一导流部件461和第二导流部件462，二者大致呈纺锤型，通过调节第一导流部件461和第二导流部件462的角度能够进一步精确调整气流走向并减少气动损失。

该实施例中导流部件46可以进一步对第一涵道风扇的涵道室吹出的气体进行导流，可以改变吹出的气流方向，进而改变推力方向。

在某些实施方式中，导流驱动部件402可以包括液压驱动组件，液压驱动组件由液压系统驱动。

在某些实施方式中，舵面组驱动部件403包括液压驱动组件，由液压系统驱动。

在一些实施方式中，导流驱动部件402和舵面组驱动部件403均由同轴双电机或三电机通过丝杠工作原理将电机输出的转动转变为驱动杆的直线运动而驱动，这样可以消除单点故障，参考示例图15，在一些实施方式中，优选地，倾转装置采用由同轴双电机或三电机通过丝杠工作原理将电机输出的转动转变为驱动杆的直线运动而驱动，这样可以消除倾转装置单点故障，如示例图15所示；在某些实施方式中，倾转装置可以采用液压系统驱动。

该飞行器包括向下排气的升力风扇系统5，即升力风扇系统5具有向下的排气口，至少能够提供垂直升力。升力风扇系统5至少设置于机身的前端部分，在一种具体实施中，机身的前端部分和后端部分均设置有升力风扇系统5。两个升力风扇系统5分别被耦接在机身1的前端部分和后端部分，分别位于飞行器俯仰轴Y的之前和之后。

升力风扇系统5的风扇可以为第二涵道风扇51，即升力风扇系统5为涵道升力风扇系统。每一个升力风扇系统可以仅具有一个第二涵道风扇51，当然也不排除两个或两个以上。

升力风扇系统还包括电机54，电机54包括至少两个电机并且各电机间彼此动力冗余；即一个电机或者两个或两个以上电机的组合均能满足驱动升力风扇系统的基本需求。

或者，升力风扇系统仅包括两个或者两个以上第二涵道风扇51，升力风扇系统还包括至少一个电机54，并且各第二涵道风扇51之间彼此升力冗余。

在一些实施方式中，升力风扇系统由同一控制模块协调控制或者分别由相对独立的控制模块控制，即两个升力风扇系统5的每一个的推力大小和推力方向是独立地可控制的。

在某些实施方式中，如机身1为升力体类型等的宽大机身中，各升力风扇系统5只包含一个第二涵道风扇51，这样可以使用一个大尺寸风扇最大化使用机身宽度，使涵道升力系统效率更高及简化控制，同时在此种实施方式中第二涵道风扇51的动力使用两个或三个同轴电机以提供动力冗余，并且满足对于大尺寸第二涵道风扇所需的高扭矩输出，该配置是一种轻量的解决方案，如参考图1至图4；在某些实施方式中，如瘦长型机身，各升力风扇系统5可以包含两个或者两个以上第二涵道风扇51，第二涵道风扇51可以沿机身1纵向轴线前后排列以增加升力风扇系统5的升力面积，同时在此种实施方式中每个涵道风扇的动力使用一个或多个电机，以使同一个升力风扇系统5内的第二涵道风扇51间升力冗余，以提供升力风扇系统5升力冗余（示例图未给出）。

在某些实施方式中，第二涵道风扇51设置有可变桨距系统，可以通过改变第二涵道风扇51的桨距改变涵道升力风扇系统5的升力大小，这种方式能提高涵道升力风扇系统推力的瞬时响应速度。

在某些实施方式中，第二涵道风扇51的风扇系统为多级风扇系统，这种方式可以有效提高单位桨盘面积的升力，可以有效减小升力风扇系统5的体积，增加可用客舱\货仓的容积。

在一些实施方式中，如对噪声敏感的应用中，第二涵道风扇51优选采用单级大尺寸升力风扇，这样可以降低叶尖线速度，使升力风扇叶尖线速度低于0.5马赫，而且可以采用宽弦叶片进一步提升效率。

每一个升力风扇系统5进一步包括第一盖体53和第二盖体52。其中，第一盖体能够往复运动于打开排气口位置和关闭排气口位置；涵道升力风扇系统还包括位于机身顶部的进气口，进气口设有第二盖体52，第二盖体52能够往复运动于打开进气口位置和关闭进气口位置。

第一盖体53和第二盖体52的设置方式很多，可以为一片式，也可以为两片或者多片式，附图中示出了二者均为对开的两片式结构。第一盖体53和第二盖体52为折叠式设计这样可以减少垂直起降时侧风干扰，如示例图1至图4所示。

在一些实施方式中，第二盖体位于升力风扇系统5下方，升力风扇系统5设置有与升力风扇的推力输出一致的至少一个排气口；

在一些实施方式中，排气口的相对两侧壁均转动连接有调整片555，第一驱动部件调节两调整片的自由端部靠近或者远离以改变升力风扇系统5的排气口截面积。第一驱动部件556可以通过辅助连杆机构驱动一对调整片555相向转动以改变升力风扇系统5的排气截面积从而改变升力风扇系统5的升力大小；通过这种方式能提高风扇的响应速度，更快速的、更平稳的控制飞行器俯仰平衡。在某些实施方式中，调整片排列方向可以平行于机身纵向轴安装，这样当飞行器在垂直起降时可以为飞行器提供额外的偏航控制。

具体地，辅助连杆机构包括驱动杆557和两个辅助连杆558，驱动杆557一端耦接于第一驱动部件556，两个辅助连杆558一端均连接于驱动杆557，二者的另一端分别连接相应侧的调整片。辅助连杆机构动作时两个所述调整片同步反向等量旋转。

气窗导流片排列方向平行于于机身俯仰轴安装，这样当飞行器在垂直飞行过渡到巡航飞行的爬升过程中机身大倾角状态，可以使第二涵道风扇推力方向保持垂直地面向下不产生向飞行方向的推力分量减少额外阻力，或者可以向飞行方向反向偏转帮助飞行器加速，在飞行器进场阶段也可以向飞行方向偏转帮助飞行器减速，缩短进场时间，如示例图8所示。

在一些实施例中，在一些实施方式中，排气口包括至少一个气窗55，至少一个气窗55相对于升力风扇系统5在所述打开和关闭位置之间不同程度地被可选择地、可枢转地移动；使得所述推力输出被可选择地、成角度地定向。

气窗55的数量可以为两个或者两个以上，各气窗55的排气角度可调，各气窗55沿机身的横向轴排布。这样通过控制各气窗55的排气角度能够辅助飞行器偏转控制。

当然，各气窗也可以沿机身纵向轴排布，对于飞行器俯仰控制起到辅助作用。

具体地，气窗55包括至少一个导流片551，至少一个导流片551能够相对于机身1转动以调节自排气口喷出气体所产生的推力方向。

气窗55由多个气窗导流片551和气窗驱动装置552构成；每个导流片551由两个同轴第一导流片553和第二导流片554构成， 气窗驱动装置552通过连杆机构同时驱动第一导流片553和第二导流片554相对二者的转动轴转动。这样通过一个驱动装置即可实现第一导流片和第二导流片的相对转动。

在一种具体示例中，第一导流片553和第二导流片554的邻近端部分别固定连接第一轴体和第二轴体，第一轴体和第二轴体同轴套装，连杆机构包括第一连杆560和第二连杆559，第一连杆560和第二连杆559一端均连接于气窗驱动装置552，第二连杆559的另一端通过第二径向杆562连接第二轴体，第一连杆560的另一端通过第一径向杆561连接第一轴体；第一径向杆561和第二径向杆562长度不等。第一连杆560和第二连杆559可以大致平行，通过合理设置第一径向杆561和第二径向杆562的长度可以实现第一导流片553和第二导流片554不等角度转动。

两个同轴转动第一导流片553和第二导流片554的第一径向杆561和第二径向杆562可以大致2：1的比例设置，即第一导流片553旋转N度则第二导流片554旋转大致2N度。气窗驱动装置552通过第一连杆560和第二连杆559分别把所有第一导流片553和第二导流片554连接在一起，一同驱动；即同一气窗中的所有第一导流片553通过相应第一径向杆连接于同一第一连杆560，同一气窗中的所有第二导流片554通过相应所述第二径向杆连接于同于第二连杆559。这种结构方式的优点一：当飞行器在垂直起降过程中的爬升或下降阶段能保证升力风扇排气方向始终垂直地面向下不产生向机头方向的排气分量减少飞行阻力，在垂直起飞或下降过程中同比例反方向分别向机头和机尾方向偏转一点可以使起降俯仰控制更平稳；优点二：在起飞阶段过渡到巡航过程中使升力风扇排气方向向飞行器飞行反方向偏转，产生额外推力加速转换过程，或者在巡航过渡到降落阶段过程中使升力风扇排气方向向飞行器飞行方向偏转，帮助飞行器减速；优点三：采用两个同轴转动的第一导流片553和第二导流片554可以降低排气气动损失。

矢量喷口组件还包括卷帘49和卷帘轨道491，卷帘49通过卷帘轨道沿第一涵道风扇的壳体往复滑动，舵面47的数量为两个，包括第一舵面471和第二舵面472，第二舵面472轴滑动连接卷帘49，倾转轴与第一舵面471的转动轴同轴套装布置，在倾转装置401的驱动下，卷帘沿卷帘轨道491往复滑动。

该飞行器还包括至少包含两个电池系统6，电池系统6至少含有一组电池，用于对所述飞行器的用电部件进行供电。

在一些实施方式中，优选地，飞行器包含有四个电池系统，每个电池系统至少包含两组电池以提供电池冗余，动力系统耦接于四个电池系统，以提高安全性；在一些实施方式中，可选地，电池系统6对称设置于机身1的两侧，这样可以飞行器的重心接近矢量推力动力系统4在巡航时的推力轴线，减少飞行器配平控制；在某些实施方式中，电池系统6除了对称设置于机身1的两侧，还可额外增加电池系统并对称设置于主翼2的前缘部分从机身侧面延伸至尖端部分之间，这样可以增加电池系统6的总容量的同时降低主翼2负载；在某些实施方式中，机身内还可以包括燃油供电系统，燃油供电系统包括燃油发动机和相耦接的发电机组，发电机组至少包含一台发电机，发电机组耦接与升力风扇系统5、矢量推力动力系统4、倾转装置以及电池系统6，这种方式可以有效增加飞行器的续航里程，适用于长续航场景，电池系统6的总容量可以非常小只用于飞控系统和应急系统，从而大大减轻飞行器总重量进而大幅增加有效载荷；在某些实施方式中，燃油发动机动力输出轴直接与涵道升力风扇系统5耦接，第二涵道风扇51由燃油发动机的动力输出轴直接驱动，发电机组与矢量推力动力系统4、电池系统6及倾转装置耦接，这样可以减少电能转换损失，此时升力风扇采用可变桨距系统以提高升力风扇系统5的推力控制响应速度；在某种实施方式中，燃油供电系统的发电机组与电池系统6耦接，为电池系统6充电，这种方式也可以有效增加飞行器的续航里程，适用于长续航场景，电池系统6的总容量可以小于纯电方式，垂直起降时可以用纯电方式起降以降低飞行器噪音以及燃油系统排放污染，或者在垂直起降时是纯电和燃油供电系统的组合这样可以进一步降低电池系统6的容量减轻飞行器总重量进而增加有效载荷。

在一些实施方式中，尤其在燃油发动机动力输出轴直接与升力风扇系统5耦接时，优选地，该垂直起降飞行器还可以配备整机安全降落伞仓7，能有效增加飞行器的安全性。

本实施例中，该垂直起降飞行器可以是纯电力驱动，即驱动系统仅包括电池系统6的情况，也可以是混合动力驱动，即驱动系统包括电池系统6和燃油供电系统的情况，扩展了该飞行器的适用范围，比如可以用于城市空中出行、城际空中出行、应急救援、公务出行等等。并且，该飞行器采用无垂直尾翼设计，可有效减轻飞行器整体结构的重量。

本发明还提供了一种可垂直起降的飞行器的控制方法，包括第一部分飞行器飞行阶段：

初始阶段：在飞行器起飞前，两个矢量推力动力系统4均在其倾转装置的驱动下转动至提供垂直升力的第一位置，升降舵面组全部向下偏转同时升力风扇系统的进气口和排气口均处于连通外界状态，对于上述有两个升力风扇系统的实施例而言，即此时，同时两个升力风扇系统的第一盖体和第二盖体均打开，如图1所示。

飞行阶段：两个矢量推力动力系统4以及升力风扇系统5共同为飞行器提供升力，使飞行器垂直起飞，此阶段是飞行器能耗最高阶段，因此在飞行包线设计时应尽可能缩短此段飞行时间以降低能耗提升续航性能；当飞行器垂直飞至预定高度时，两个矢量推力动力系统4在其倾转装置的驱动下逐步由提供垂直升力的第一位置缓慢转动至提供水平推力的第二位置，同时在此过程中升力风扇系统5逐渐降低升力至关闭，所有升降舵面组31缓慢转动至接近水平状态，而后关闭升力风扇系统的第一盖体和第二盖体，在此过程中飞行器逐渐加速至巡航飞行速度，此过程中飞行器的升力逐渐由两个矢量推力动力系统4及两个升力风扇系统5提供过渡到由两个前翼3和两个主翼2提供，航向推力由两个矢量推力动力系统4提供，巡航飞行时矢量推力动力系统4因仅需为飞行器提供克服空气阻力的推力而进入小功率状态，此时飞行器能耗最低，如图3所示。

进场阶段：两个矢量推力动力系统4在其倾转装置的驱动下由提供水平推力的第二位置缓慢转动至提供垂直升力的第一位置，升降舵面组31全部缓慢向下偏转以增加前翼3升力，同时在此过程中两个涵道升力风扇系统第一盖体和第二盖体均打开并且两个升力风扇系统5逐渐增加升力；在此过程中飞行器逐渐减速，飞行器的升力逐渐由两个前翼3及两个主翼2提供过渡到由两个矢量推力动力系统4及两个升力风扇系统5提供；

结束阶段：两个矢量推力动力系统4以及两个升力风扇系统5共同为飞行器提供升力，使飞行器垂直降落在起降点完成飞行任务。

第二部分飞行器飞行姿态控制：

飞行器在垂直起飞和垂直降落期间的俯仰控制：当只有前端部分有升力风扇系统时，通过同时增加或减少两个矢量推力动力系统4的推力大小来改变升力，或是通过增加或减少前端升力风扇系统提供的垂直升力，亦或是前述两种方式的组合来实现；当前端部分和后端部分都有升力风扇系统时通过同时增加或减少两个矢量推力动力系统4的推力大小来改变升力，或是分别增加或减少两个升力风扇系统提供的垂直升力，亦或是前述两种方式的组合来实现。

飞行器的在巡航飞行期间的俯仰控制：通过同时同向偏转两个矢量推力动力系统4的推力方向或通过前翼3上的升降舵面组31上下偏转，亦或是这两种方式的组合来实现；偏航控制：通过分别增加或减少每个矢量推力动力系统4提供的推力，利用差异化推力来实现；侧滚控制：通过分别以相反方向偏转相对侧的矢量推力动力系统4的推力方向或偏转单一侧矢量推力动力系统4的推力方向来实现；空中转向控制：通过控制相对侧的矢量推力动力系统4的差异化推力以及同时反向偏转相对侧矢量推力动力系统4的推力方向或偏转单一侧推力矢量推力动力系统4的推力方向来实现或是以上几种方式的组合来实现。

在飞行阶段步骤中，当升力风扇系统逐渐降低升力至关闭状态后，还包括以下步骤：关闭升力风扇系统位于进气口的第二盖体和位于排气口的第一盖体。

上述各实施例中，整个飞行器的机身可以为升力体，从机翼两侧方向看机身剖面是接近翼型的形状，即机身沿长度方向的竖直中心剖面的外轮廓大致为翼型，可减少机翼总面降低飞行器结构重量。

以上仅是本发明的优选实施方式，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，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (20)

1.一种可垂直起降的飞行器，其特征在于，包括以下部件：

机身，包括前端部分、后端部分以及位于所述前端部分和所述后端部分之间的中段部分；

两个前翼，对称位于所述机身的前端部分两侧；

两个主翼，对称位于所述机身中段部分或/和后端部分两侧；

两个所述主翼均设置有矢量推力动力系统，所述矢量推力动力系统包括至少一个第一风扇以及倾转装置，所述倾转装置至少能够配置所述第一风扇的推力在水平推力和垂直升力之间往复移动；

至少所述机身的前端部分设置有升力风扇系统，所述升力风扇系统至少能够提供垂直升力。

2.根据权利要求1所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述第一风扇包括第一涵道风扇，所述倾转装置用于配置所述第一涵道风扇的排气方向在提供水平推力的第二位置和提供垂直升力的第一位置之间往复移动；所述升力风扇系统为涵道升力风扇系统，包括至少一个第二涵道风扇。

3.根据权利要求2所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述机身的后端部分也设置有所述升力风扇系统，两所述升力风扇系统分别位于所述飞行器的俯仰轴之前和之后；

或者/和，每一所述主翼包括前缘部分、后缘部分以及尖端部分，所述前缘部分与所述机身的中段部分耦接，所述后缘部分与所述机身的后端部分耦接，所述矢量推力动力系统设置于所述后缘部分，并且在所述飞行器的俯仰轴的后方。

4.根据权利要求3所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述矢量推力动力系统包括涵道风扇组（41）和矢量喷口组件（411）；在所述倾转装置的驱动下，所述涵道风扇组的壳体和与之固连的所述矢量喷口组件（411）一同绕倾转轴转动或仅所述矢量喷口组件（411）绕倾转轴转动；所述矢量喷口组件（411）包括喷口舵面组及舵面组驱动部件（403），所述喷口舵面组包括转动耦接且形成喷气口相对侧壁的两个舵面，所述舵面组驱动部件（403）用于驱动两所述舵面的自由端部相对靠拢或远离以改变所述喷气口的大小；所述涵道风扇组（41）包括两个以上所述第一涵道风扇，各所述第一涵道风扇的涵道室与所述喷气口连通。

5.根据权利要求4所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述矢量喷口组件还包括卷帘（49）和卷帘轨道（491），所述卷帘（49）通过所述卷帘轨道（491）沿所述第一涵道风扇的壳体往复滑动，两所述舵面包括第一舵面（471）和第二舵面（472），所述第二舵面（472）连接于所述卷帘（49），所述倾转轴与所述第一舵面（471）的转动轴同轴套装布置，在所述倾转装置（401）的驱动下，所述卷帘（49）沿所述卷帘轨道（491）往复滑动。

6.根据权利要求4或5所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，还包括导流部件（46）以及导流驱动部件（402），所述导流部件（46）具有导流面，所述导流部件（46）转动设置于所述矢量喷口组件（411）形成的喷气口内部，所述导流部件（46）自所述第一涵道风扇的涵道室向喷气口延伸，所述导流部件的转轴与所述舵面的转动轴平行，所述导流驱动部件（402）用于驱动所述导流部件围绕所述转轴转动；

或者/和，所述第一涵道风扇(42)设置有可变桨距系统，用于通过改变所述第一涵道风扇(42)的桨距；

或者，每个第一涵道风扇(42)间彼此互为冗余。

7.根据权利要求3至5任一项所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，设置于所述前端部分和所述后端部分的两升力风扇系统每一者仅包括一个第二涵道风扇；

或者，所述涵道升力风扇系统包括两个或两个以上第二涵道风扇；

或者/和，设置于所述前端部分和所述后端部分的两涵道升力风扇系统由同一控制模块协调控制或者分别由相对独立的控制模块控制。

8.根据权利要求7所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述升力风扇系统还包括至少两个电机（54）并且各所述电机间彼此冗余；

或者，所述升力风扇系统仅包括两个或者两个以上第二涵道风扇，所述升力风扇系统还包括至少一个电机（54），并且各所述第二涵道风扇之间彼此升力冗余；

或者/和，所述升力风扇系统还具有可变桨距系统，用于通过改变所述第二涵道风扇(51)的桨距；

或者/和，所述升力风扇系统为多级风扇系统；

或者/和，所述升力风扇系统的第二涵道风扇为多级风扇系统；

或者/和，还包括活动耦接于所述机身的第一盖体（53），所述第一盖体能够往复运动于打开所述升力风扇系统的排气口位置和关闭所述排气口位置；

或者/和，所述升力风扇系统位于所述机身顶部的进气口位置，还设有第二盖体（52），所述第二盖体能够往复运动于打开所述升力风扇系统的进气口位置和关闭所述进气口位置。

9.根据权利要求7所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述升力风扇系统的排气口的排气角度可调，通过改变所述排气口的排气角度使产生的推力方向与竖直方向可调。

10.根据权利要求9所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述升力风扇系统的排气口包括至少一个气窗(55)，所述至少一个气窗(55)能够不同程度地被可选择地、可枢转地移动，使得推力输出被可选择地、成角度地定向；

或者，所述升力风扇系统的排气口包括至少一个气窗(55)，各所述气窗（55）的排气角度可调，并且各所述气窗（55）依次沿所述机身的横向轴排列；

或者，所述升力风扇系统的排气口包括至少一个气窗(55)，各所述气窗（55）的排气角度可调，并且各所述气窗（55）依次沿所述机身的纵向轴排列。

11.根据权利要求10所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，每一所述气窗（55）包括至少一个导流片（551），还包括气窗驱动装置（552）和连杆机构；所述导流片（551）包括第一导流片（553）和第二导流片（554），二者转动连接，所述气窗驱动装置（552）通过所述连杆机构同时驱动所述第一导流片（553）和所述第二导流片（554）相对二者的转动轴转动。

12.根据权利要求11所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述第一导流片（553）和第二导流片（554）的邻近端部分别固定连接第一轴体和第二轴体，所述第一轴体和所述第二轴体同轴套装，所述连杆机构包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆和所述第二连杆一端均连接于所述气窗驱动装置（552），所述第二连杆的另一端通过第二径向杆连接第二轴体，所述第一连杆的另一端通过第一径向杆连接所述第一轴体；所述第一径向杆和所述第二径向杆长度不等。

13.根据权利要求12所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，同一所述气窗中的所有第一导流片（553）通过相应第一径向杆连接于同一所述第一连杆，同一所述气窗中的所有第二导流片（554）通过相应所述第二径向杆连接于同一所述第二连杆。

14.根据权利要求7所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，还包括第一驱动部件（556），所述升力风扇系统（5）的排气口的相对两侧壁均转动连接有调整片（555），所述第一驱动部件通过辅助连杆机构调节两所述调整片的自由端部靠近或者远离以改变所述升力风扇系统（5）的排气口截面积，所述调整片（555）的长度方向沿所述机身的横向轴。

15.根据权利要求14所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，所述辅助连杆机构包括驱动杆（557）和两个辅助连杆（558），所述驱动杆（557）一端耦接与所述第一驱动部件（556），两个所述辅助连杆（558）一端均连接于所述驱动杆（557），二者的另一端分别连接相应侧的所述调整片（555），所述辅助连杆机构动作时两个所述调整片（555）同步反向等量旋转。

16.根据权利要求1所述的可垂直起降的飞行器，其特征在于，至少包括两个电池系统(6)，所述电池系统(6)至少含有一组电池，用于对所述飞行器的用电部件进行供电；

或者，至少包括两个电池系统(6)，所述电池系统(6)至少含有一组电池，所述电池系统(6)对称设置于所述机身(1)两侧；

或者，至少包括两个电池系统(6)，所述电池系统(6)至少含有一组电池，所述电池系统(6)对称设置于所述主翼(2)的前缘部分的从所述机身侧面延伸至尖端部分之间的区域；

或者/和，所述机身内还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和相耦接的发电机组，所述发电机组至少包含一台发电机，所述发电机组耦接所述升力风扇系统(5)、所述矢量推力动力系统(4)、所述倾转装置以及所述飞行器的电池系统(6)至少其中一者；

或者，所述机身内还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和相耦接的发电机组，所述发电机组至少包含一台发电机，所述燃油发动机的动力输出轴直接与所述升力风扇系统(5)耦接，所述升力风扇系统由所述燃油发动机的动力输出轴直接驱动，所述发电机组与所述矢量推力动力系统(4)、所述电池系统(6)及倾转装置耦接；

或者，还具有包括至少一组电池的电池系统（6），所述机身内还包括燃油供电系统，所述燃油供电系统包括燃油发动机和相耦接的发电机组，所述发电机组至少包含一台发电机，所述发电机组与所述电池系统(6)耦接，为电池系统(6)的电池充电。

17.一种可垂直起降的飞行器的控制方法，其特征在于，所述飞行器包括位于主翼的矢量推力动力系统、位于机身的前端部分和后端部分至少一者的升力风扇系统，所述控制方法包括：

初始阶段：在飞行器起飞前，两个矢量推力动力系统均在其倾转装置的驱动下转动至提供垂直升力的第一位置，升降舵面组全部向下偏转同时升力风扇系统的进气口和排气口均处于连通外界状态；

飞行阶段：两个矢量推力动力系统以及升力风扇系统共同为飞行器提供升力，使飞行器垂直起飞；当飞行器垂直飞至预定高度时，两个矢量推力动力系统在其倾转装置的驱动下逐步由提供垂直升力的第一位置逐渐转动至提供水平推力的第二位置以提供航向推力，同时在此过程中升力风扇系统逐渐降低升力至关闭，所有升降舵面组逐渐转动至接近水平状态，在此过程中飞行器逐渐加速至巡航飞行速度，此时飞行器的升力由两个前翼和两个主翼提供，航向推力由两个矢量推力动力系统提供；

进场阶段：两个矢量推力动力系统在其倾转装置的驱动下由提供水平推力的第二位置逐渐转动至提供垂直升力的第一位置，前翼上的升降舵面组全部逐渐向下偏转，同时升力风扇系统逐渐增加升力；在此过程中飞行器逐渐减速；

结束阶段：两个矢量推力动力系统以及升力风扇系统共同为飞行器提供垂直升力，使飞行器垂直降落在起降点完成飞行任务。

18.如权利要求17所述的可垂直起降的飞行器的控制方法，其特征在于，

所述飞行器在垂直起飞和垂直降落期间还包括其中一者或几者控制：

俯仰控制包括：当只有前端部分有升力风扇系统时，通过同时增加或减少两个矢量推力动力系统的推力大小来改变升力，或是通过增加或减少所述前端部分的升力风扇系统提供的垂直升力，亦或是前述两种方式的组合来实现；当前端部分和后端部分都有升力风扇系统时，通过同时增加或减少两个矢量推力动力系统的推力大小来改变升力，或是分别增加或减少两个所述力风扇系统提供的垂直升力，亦或是前述两种方式的组合来实现；

侧滚控制：通过分别增加或减少相对侧的矢量推力动力系统的推力大小来实现；

空中转向控制：通过同时反向偏转两个矢量推力动力系统推力方向来实现。

19.如权利要求17所述的可垂直起降的飞行器的控制方法，其特征在于，所述飞行器的在巡航飞行期间的控制进一步包括以下一者或几者：

俯仰控制：通过同时同向偏转两个矢量推力动力系统的推力方向或通过前翼上的升降舵上下偏转二者之一或二者；

偏航控制：通过控制两个矢量推力动力系统的推力差来实现；

侧滚控制：通过分别以相反方向偏转相对侧的矢量推力动力系统的推力方向或偏转单一侧矢量推力动力系统的推力方向来实现；

空中转向控制：通过控制两侧矢量推力动力系统所产生的推力差或同时反向偏转相对侧推力矢量涵道动力系统的推力方向或偏转单一侧推力矢量涵道动力系统的推力方向来实现或是以上几种方式的组合来实现。

20.如权利要求17所述的可垂直起降的飞行器的控制方法，其特征在于，在所述飞行阶段步骤中，当升力风扇系统逐渐降低升力至关闭状态后，还包括以下步骤：关闭升力风扇系统位于进气口的第二盖体和位于排气口的第一盖体。

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