CN115649434A - 可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机及其飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机及其飞行控制方法，无人机由机体主干、变体起落架及可折叠充气浮筒组成。变体起落架对称的设置在机身上下两侧，由通过自锁机构连接的支撑杆和尾撑杆上下两段组成，尾撑杆尾部设置有水平尾翼，水平尾翼为扇贝式可张开中空结构，内置可折叠充气浮筒，充气浮筒与机身内置的气泵连接，可通过气泵进行充气与放气，充气时，受气压作用，水平尾翼向两侧张开，充气浮筒露出与水面接触提供浮力，放气后，水平尾翼闭合作为操纵舵面提供操纵力矩，本发明通过变体起落架与可折叠充气浮筒结构功能一体化的设计，可有效的满足无人机垂直起降/巡航/水上起降三种模式的作业需求，增加了无人机的适用范围。

Description

可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机及其飞行控制方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体是一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机及其飞行控制方法。

背景技术

水上飞机(Seaplane)简称水机，泛指利用水面,包括海洋、湖泊与河川起飞，降落与停靠的现代科技飞机。水上飞机多分为船身式或浮筒式两种。

现有技术中，公开号CN211893638U的专利文件公开了一种分布式动力水上垂直起降飞行器，包括机体、鸭翼、机翼、平尾、垂尾、撑杆、若干旋翼动力装置、若干分布式动力装置、支撑架、浮筒、副翼、升降舵和方向舵，机体为传统型机体，可载人亦可运货，机体内部集成飞行控制系统、机电系统和航电系统等。虽然该实用新型合理布置若干旋翼动力装置和若干分布式动力装置，试图实现兼顾固定翼和直升机的优点，但其垂直起降与巡航模式所用动力装置为两套独立动力装置，废重大，使用效率低，另外采用的固定式浮筒起落架，虽然可实现地面及水上起降，但多场景的使用条件必然降低了其气动效率，且不具备自适应起落架的复杂场地的起降能力。

现有技术中，公开号CN102490895B的专利文件公开了一种折叠充气浮筒及应用该折叠充气浮筒的水上飞机。该折叠充气浮筒包括：液压驱动装置，位于折叠充气浮筒的中部，用于在液压控制器的驱动下，沿折叠充气浮筒的横向延伸或收回；折叠支架机构，位于折叠充气浮筒内，其两端与液压驱动装置的两端相连接，用于实现折叠充气浮筒的折叠和展开；蒙皮，覆盖于折叠支架机构外围，其内部构成与外界相隔绝的密闭空间，用于在折叠支架机构展开时进行浮筒造型；充放气装置，处于蒙皮的外部，用于对蒙皮构成的密闭空间进行充放气。虽然该发明折叠充气浮筒可以打开或收起，减少了水上飞机空中飞行时的空气阻力，提高飞机的飞行速度，但其除充气装置外，还需要舱门及浮筒展收两个驱动器，增加了机体死重及机构复杂程度。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机及其飞行控制方法，垂直起降无人机集固定翼和旋翼飞机的优势于一体，在陆地和水面起降时均具有高可靠性和高稳定性。

本发明提供了一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机，包括两侧分布有机翼的机身，机翼上设置有动力系统和副翼。所述机身上下两侧设置有一组对称分布的变体起落架，变体起落架包括支撑杆控制系统、尾撑杆控制系统、支撑杆、尾撑杆，其中，支撑杆分左右两组对称安装在左右两侧机翼上，支撑杆顶端通过支撑杆控制系统与机身铰接，支撑杆尾端通过尾撑杆控制系统与尾撑杆顶端铰接，尾撑杆末端安装有尾撑垂直尾翼，两尾撑垂直尾翼之间通过尾撑水平尾翼连接。所述尾撑杆控制系统设置有锁定支撑杆与尾撑杆姿态的自锁机构，所述尾撑水平尾翼上固定有充气浮筒，尾撑水平尾翼内部设置有射流喷口。

所述动力系统为垂直起降无人机提供升力并具备姿态操纵能力，动力系统的运动包络体与起落架变体运动包络体不重叠。

进一步改进，所述尾撑水平尾翼包括尾撑水平尾翼上段和尾撑水平尾翼下段，尾撑水平尾翼上段与尾撑水平尾翼下段为中空结构，相互间顶部铰接，其余对接位置装有磁片，充气浮筒固定在尾撑水平尾翼上段与尾撑水平尾翼下段内部中空位置。

进一步改进，所述机身短舱内固定有气泵，气泵底部与机身外部空气联通，气泵通过输气管分别与射流喷口和充气浮筒连接。

进一步改进，所述支撑杆外挡板为齿轮挡板，齿轮挡板上端与支撑杆控制系统铰接，下端为齿轮结构；所述尾撑杆顶部为齿轮连接板，齿轮连接板顶端与齿轮挡板齿轮同心圆处铰接；所述自锁机构通过流线型外壳包裹，包括减速大齿轮、齿条上段、配合齿轮、自锁齿轮、自锁舵机、自锁摇臂、同步舵机、同步齿轮、连接齿轮、驱动舵机、驱动齿轮、齿条下段，其中减速大齿轮与自锁齿轮同轴，减速大齿轮轴向靠外，自锁齿轮轴向靠内同齿轮挡板配合，同步舵机与同步齿轮同轴，驱动舵机与驱动齿轮同轴、连接齿轮位于同步齿轮与驱动齿轮之间相互配合，减速大齿轮、齿条上段、同步齿轮、接齿轮、驱动齿轮与齿条下段构成齿轮齿条机构相互传动，自锁舵机输出端与自锁摇臂相连，自锁摇臂底端与自锁齿轮内滑道相配合，自锁齿轮顶端与齿轮连接板铰接，通过角度转动实现自锁齿轮与减速大齿轮的啮合与分离。

所述支撑杆为由支撑杆第一外挡板、支撑杆第二外挡板、支撑杆夹板、连接板与齿轮挡板构成的H型构件，齿轮挡板为H型构件一侧外挡板，支撑杆外挡板、支撑杆外挡板、支撑杆夹板连接构成另一侧外挡板，连接板为中间横板。

所述尾撑杆包括齿轮连接板、舵机中挡板、舵机外挡板、舵机连接板上、舵机连接板下、舵机内挡板，齿轮连接板轴向外侧与减速大齿轮、齿条上段、同步齿轮、连接齿轮、驱动齿轮、齿条下段相邻，舵机中挡板与舵机外挡板、舵机连接板上、舵机连接板下、舵机内挡板构成4个H型构件，将自锁舵机、同步舵机、驱动舵机固定其中，舵机连接板上与舵机连接板下作为H型构件横板。

本发明还提供了一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机的飞行控制方法，包括以下控制过程：

垂直起降无人机地面垂直起飞前及降落后，自锁机构锁紧支撑杆和尾撑杆，垂直起降无人机通过支撑杆、尾撑杆、尾撑水平尾翼和尾撑垂直尾翼支撑在起飞或停放区域表面，承担垂直起降无人机的主要重量及保持姿态平衡；

垂直起降无人机进行地面自适应垂直降落时，自锁机构放松，支撑杆控制系统和尾撑杆控制系统驱动支撑杆和尾撑杆转动，调整支撑杆和尾撑杆变化至与降落区域环境高配合度的姿态后自锁机构锁紧支撑杆和尾撑杆，进行降落；

垂直起降无人机进行水上自适应垂直降落时，充气浮筒充气与水面接触提供浮力克服垂直起降无人机的重力，射流喷口提供反向推力减缓海面浮动造成的不稳定影响，自锁机构放松，无人机通过支撑杆、尾撑杆的姿态调整保持垂直起降无人机的姿态平衡；

垂直起降无人机进行悬停转平飞或平飞转悬停的模式转换过程中，自锁机构放松，支撑杆控制系统和尾撑杆控制系统驱动支撑杆和尾撑杆转动，使得支撑杆和尾撑杆相对机身进行姿态调整，辅助垂直起降无人机配平，尾撑水平尾翼与副翼配合调节适应气流方向，产生有助于机身飞行的气动力，待垂直起降无人机稳定后，起落架逐渐闭合，自锁机构锁紧，起落架整体结构位于机身尾端。

本发明有益效果在于：

1、增加自锁机构，着陆冲击力由三个舵机分担，提高了陆地起降时起落架的可靠性。

2、水面起降时，射流机构配合自适应起落架提高了水上飞机的稳定性。

3、垂直起降无人机集固定翼和旋翼飞机的优势于一体，既能显著降低飞机对起降条件的要求，又具备较强的飞行作战能力，在未来越发复杂和精准的场景下具备广阔的应用前景。

2、机尾坐立式无人机将推力方向固定在机身纵轴上，采用机尾坐地式垂直起飞，达到一定高度后转入平飞，在实现推力换向时，推力和机身同步转动，减少了机体废重与起降空间，气动耦合也相对简单。

3、创新性的变体可折叠起落架，不仅满足机尾坐立式无人机垂直起降/巡航双模式的适配，可根据任务及环境需要选择陆地/水上起降方案。在陆地环境垂直起降时，支撑杆与尾撑杆对停放在地面的飞行器起支撑保护作用，待飞行器转平飞的巡航状态下，可主动控制将两侧对称展开的尾撑与支撑杆相互对接，对接后不仅降低了尾撑与支撑杆结构自身带来的附加阻力，由于主体位于机身尾部，位于尾撑上的平尾和垂尾距离飞行器重心较远，用于配平和操纵的力臂长，操纵能力强，且配平附加阻力小，提高了飞行器在飞行时的控制能力和飞行效率，当飞行器模式转换及垂直降落时，对称二段可控的起落架可进行自适应辅助配平调整和着陆，增强了对未来复杂环境下的任务工作的适应性，在水上环境垂直起降时，气泵通过输气管将空气传输至充气浮筒内，充气浮筒内部压力增大将尾撑水平尾翼上段、尾撑水平尾翼下段顶至分离露出充气浮筒，由充气浮筒与水面接触提供浮力克服垂直起降无人机的重力，再通过支撑杆、尾撑杆的姿态调整保持垂直起降无人机的姿态平衡，无需折叠驱动机构，结构简单且轻量化，可靠性高。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机垂直起降状态轴侧视图；

图2为一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机模式转换状态轴侧视图；

图3为一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机巡航状态轴侧视图；

图4为一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机水上停放状态侧视图；

图5为一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机右侧浪高自适应水上降落状态示意图；

图6为一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机左侧先着地自适应降落状态示意图；

图7为一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机地面自适应调节姿态状态示意图；

图8为自锁机构示意图；

其中，1-动力系统、2-机身、3-机翼、4-支撑杆控制系统、5-副翼、6-尾撑杆控制系统、61-大齿轮、62-齿条上段、63-配合齿轮、64-自锁齿轮、65-自锁舵机、66-自锁摇臂、67-同步舵机、68-同步齿轮、69-连接齿轮、610-驱动舵机、611-驱动齿轮、612-齿条下段、7-支撑杆、71-支撑杆第一外挡板、72支撑杆第二外挡板、73-支撑杆夹板、74连接板、-75齿轮挡板、8-尾撑杆、81-齿轮连接板、82-舵机中挡板、83-舵机外挡板、84-舵机连接板上、85-舵机连接板下、86-舵机内挡板、9-尾撑水平尾翼、91-尾撑水平尾翼上段、92-尾撑水平尾翼下段、10-尾撑垂直尾翼、11-充气浮筒、12-气泵、13-输气管。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明提供了一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机，结构如图1-7所示，包括两侧分布有机翼3的机身2，机翼3上设置有动力系统1，所述机身2上下两侧设置有一组对称分布的变体起落架，变体起落架包括支撑杆控制系统4、尾撑杆控制系统6、支撑杆7、尾撑杆8、尾撑水平尾翼9，其中，支撑杆7分左右两组对称安装在左右两侧机翼3上，支撑杆7顶端通过支撑杆控制系统4与机身2铰接，支撑杆7尾端通过尾撑杆控制系统6与尾撑杆8顶端铰接，尾撑杆8末端安装有尾撑垂直尾翼10，两尾撑垂直尾翼10之间通过尾撑水平尾翼9连接，所述尾撑水平尾翼9上固定有充气浮筒11，尾撑水平尾翼9内部设置有射流喷口。尾撑杆控制系统6设置有锁定支撑杆7与尾撑杆8姿态的自锁机构。

所述动力系统1为垂直起降无人机提供升力并具备姿态操纵能力，动力系统1的运动包络体与起落架变体运动包络体不重叠。

所述尾撑水平尾翼9包括尾撑水平尾翼上段91和尾撑水平尾翼下段92，尾撑水平尾翼上段91与尾撑水平尾翼下段92为中空结构，相互间顶部铰接，其余对接位置装有磁片，充气浮筒11固定在尾撑水平尾翼上段91与尾撑水平尾翼下段92内部中空位置。

所述机身2短舱内固定有气泵12，气泵12底部与机身2外部空气联通，气泵12通过输气管13与充气浮筒11连接。

如图 8所示，支撑杆7包括支撑杆第一外挡板71、支撑杆第二外挡板72、支撑杆夹板73、连接板74与齿轮挡板75，所述齿轮挡板75上端与支撑杆控制系统4铰接，下端为齿轮结构，支撑杆第一外挡板71、支撑杆第二外挡板72、支撑杆夹板73、连接板74与齿轮挡板75构成H型构件作为支撑杆7下端，齿轮挡板75为H型构件一侧外挡板，支撑杆第一外挡板71、支撑杆第二外挡板72、支撑杆夹板73连接构成另一侧外挡板，连接板74为中间横板。

自锁机构包括减速大齿轮61、齿条上段62、配合齿轮63、自锁齿轮64、自锁舵机65、自锁摇臂66、同步舵机67、同步齿轮68、连接齿轮69、驱动舵机610、驱动齿轮611、齿条下段612。

其中减速大齿轮61与自锁齿轮64同轴，减速大齿轮61轴向靠外，自锁齿轮64轴向靠内与舵机内挡板86相邻，同齿轮挡板75配合，同步舵机67与同步齿轮68同轴，驱动舵机610与驱动齿轮611同轴、连接齿轮69位于同步齿轮68与驱动齿轮611之间相互配合，减速大齿轮61、齿条上段62、同步齿轮68、连接齿轮69、驱动齿轮611与齿条下段612构成齿轮齿条机构相互传动，自锁舵机65输出端与自锁摇臂66相连，自锁摇臂66底端与自锁齿轮64内滑道相配合，自锁齿轮64顶端与齿轮连接板81铰接，通过角度转动可实现自锁齿轮64与减速大齿轮61的啮合与分离。

尾撑杆8还包括齿轮连接板81、舵机中挡板82、舵机外挡板83、舵机连接板上84、舵机连接板下85、舵机内挡板86。

齿轮连接板81顶端与齿轮挡板75齿轮同心圆处铰接，其轴向外侧与减速大齿轮61、齿条上段62、同步齿轮68、连接齿轮69、驱动齿轮611、齿条下段612相邻，舵机中挡板82与舵机外挡板83、舵机连接板上84、舵机连接板下85、舵机内挡板86构成4个H型构件，将自锁舵机65、同步舵机67、驱动舵机610固定其中，舵机连接板上84与舵机连接板下85作为H型构件横板。

本发明还提供了一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机的飞行控制方法，包括以下控制过程：

垂直起降无人机地面垂直起飞前及降落后，自锁机构锁紧支撑杆7和尾撑杆8，垂直起降无人机通过支撑杆7、尾撑杆8、尾撑水平尾翼9和尾撑垂直尾翼10支撑在起飞或停放区域表面，承担垂直起降无人机的主要重量及保持姿态平衡；

垂直起降无人机进行地面自适应垂直降落时，自锁机构放松，支撑杆控制系统4和尾撑杆控制系统6驱动支撑杆7和尾撑杆8转动，调整支撑杆7和尾撑杆8变化至与降落区域环境高配合度的姿态后自锁机构锁紧支撑杆7和尾撑杆8，进行降落；

垂直起降无人机进行水上自适应垂直降落时，气泵12通过输气管13将空气传输至充气浮筒11内，充气浮筒11内部压力增大将尾撑水平尾翼上段91、尾撑水平尾翼下段92顶至分离露出充气浮筒11，由充气浮筒11与水面接触提供浮力克服垂直起降无人机的重力，射流喷口提供反向推力减缓海面浮动造成的不稳定影响，自锁机构放松，无人机通过支撑杆7、尾撑杆8的姿态调整保持垂直起降无人机的姿态平衡；

垂直起降无人机进行悬停转平飞或平飞转悬停的模式转换过程中，自锁机构放松，支撑杆控制系统4和尾撑杆控制系统6驱动支撑杆7和尾撑杆8转动，使得支撑杆7和尾撑杆8相对机身2进行姿态调整，辅助垂直起降无人机配平，尾撑水平尾翼9与副翼5配合调节适应气流方向，产生有助于机身2飞行的气动力，待垂直起降无人机稳定后，起落架逐渐闭合，自锁机构锁紧，起落架整体结构位于机身2尾端，尾撑水平尾翼9距垂直起降无人机重心的距离为支撑杆7与尾撑杆8的长度之和，支撑杆7与尾撑杆8的长度参数需保证尾撑水平尾翼9具备良好的操纵性能。

所述自锁机构的锁紧和放松过程具体如下：

支撑杆7与尾撑杆8直接姿态固定时，自锁舵机65控制自锁摇臂66转动，使自锁齿轮64靠近齿轮连接板81并与其铰接，此时尾撑杆8着陆所受冲击力由齿轮挡板75传递至配合齿轮63，再由同轴的减速大齿轮61通过啮合和齿轮齿条传动关系分摊至自锁舵机65、同步舵机67、驱动舵机610。

支撑杆7与尾撑杆8间角度调节时，自锁舵机65控制自锁摇臂66反向转动，使自锁齿轮64远离齿轮连接板81并与其分离，由同步舵机67、驱动舵机610驱动齿轮齿条带动配合齿轮63与齿轮挡板75配合旋转2。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，以上所述仅是本发明的优选实施方式，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对于本技术领域的普通技术人员来说，可轻易想到的变化或替换，在不脱离本发明原理的前提下，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机，包括两侧分布有机翼（3）的机身（2），机翼（3）上设置有动力系统（1），所述机身（2）上下两侧设置有一组对称分布的变体起落架，变体起落架包括支撑杆控制系统（4）、尾撑杆控制系统（6）、支撑杆（7）、尾撑杆（8）、尾撑水平尾翼（9），其中，支撑杆（7）分左右两组对称安装在左右两侧机翼（3）上，支撑杆（7）顶端通过支撑杆控制系统（4）与机身（2）铰接，支撑杆（7）尾端通过尾撑杆控制系统（6）与尾撑杆（8）顶端铰接，尾撑杆（8）末端安装有尾撑垂直尾翼（10），两尾撑垂直尾翼（10）之间通过尾撑水平尾翼（9）连接其特征在于：所述尾撑杆控制系统（6）设置有锁定支撑杆（7）与尾撑杆（8）姿态的自锁机构，所述尾撑水平尾翼（9）上固定有充气浮筒（11），尾撑水平尾翼（9）内部设置有射流喷口。

2.根据权利要求1所述的可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机，其特征在于：所述尾撑水平尾翼（9）包括尾撑水平尾翼上段（91）和尾撑水平尾翼下段（92），尾撑水平尾翼上段（91）与尾撑水平尾翼下段（92）为中空结构，相互间顶部铰接，其余对接位置装有磁片，充气浮筒（11）固定在尾撑水平尾翼上段（91）与尾撑水平尾翼下段（92）内部中空位置。

3.根据权利要求1或2所述的可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机，其特征在于：所述机身（2）短舱内固定有气泵（12），气泵（12）底部与机身（2）外部空气联通，气泵（12）通过输气管（13）分别与射流喷口和充气浮筒（11）连接。

4.据权利要求1所述的可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机，其特征在于：所述支撑杆外挡板为齿轮挡板（75），齿轮挡板（75）上端与支撑杆控制系统（4）铰接，下端为齿轮结构；所述尾撑杆（8）顶部为齿轮连接板（81），齿轮连接板（81）顶端与齿轮挡板（75）齿轮同心圆处铰接；所述自锁机构包括减速大齿轮（61）、齿条上段（62）、配合齿轮（63）、自锁齿轮（64）、自锁舵机（65）、自锁摇臂（66）、同步舵机（67）、同步齿轮（68）、连接齿轮（69）、驱动舵机（610）、驱动齿轮（611）、齿条下段（612），其中减速大齿轮（61）与自锁齿轮（64）同轴，减速大齿轮（61）轴向靠外，自锁齿轮（64）轴向靠内同齿轮挡板（75）配合，同步舵机（67）与同步齿轮（68）同轴，驱动舵机（610）与驱动齿轮（611）同轴、连接齿轮（69）位于同步齿轮（68）与驱动齿轮（611）之间相互配合，减速大齿轮（61）、齿条上段（62）、同步齿轮（68）、连接齿轮（69）、驱动齿轮（611）与齿条下段（612）构成齿轮齿条机构相互传动，自锁舵机（65）输出端与自锁摇臂（66）相连，自锁摇臂（66）底端与自锁齿轮（64）内滑道相配合，自锁齿轮（64）顶端与齿轮连接板（81）铰接，通过角度转动实现自锁齿轮（64）与减速大齿轮（61）的啮合与分离。

5.根据权利要求4所述的可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机，其特征在于：所述支撑杆为由支撑杆第一外挡板（71）、支撑杆第二外挡板（72）、支撑杆夹板（73）、连接板（74）与齿轮挡板（75）构成的H型构件，齿轮挡板（75）为H型构件一侧外挡板，支撑杆外挡板（71）、支撑杆外挡板（72）、支撑杆夹板（73）连接构成另一侧外挡板，连接板（74）为中间横板。

6.根据权利要求4或5所述的可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机，其特征在于所述尾撑杆（8）包括齿轮连接板（81）、舵机中挡板（82）、舵机外挡板（83）、舵机连接板上（84）、舵机连接板下（85）、舵机内挡板（86），齿轮连接板（81）轴向外侧与减速大齿轮（61）、齿条上段（62）、同步齿轮（68）、连接齿轮（69）、驱动齿轮（611）、齿条下段（612）相邻，舵机中挡板（82）与舵机外挡板（83）、舵机连接板上（84）、舵机连接板下（85）、舵机内挡板（86）构成4个H型构件，将自锁舵机（65）、同步舵机（67）、驱动舵机（610）固定其中，舵机连接板上（84）与舵机连接板下（85）作为H型构件横板。

7.一种可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机的飞行控制方法，其特征在于包括以下控制过程：

垂直起降无人机地面垂直起飞前及降落后，自锁机构锁紧支撑杆（7）和尾撑杆（8），垂直起降无人机通过支撑杆（7）、尾撑杆（8）、尾撑水平尾翼（9）和尾撑垂直尾翼（10）支撑在起飞或停放区域表面，承担垂直起降无人机的主要重量及保持姿态平衡；

垂直起降无人机进行地面自适应垂直降落时，自锁机构放松，支撑杆控制系统（4）和尾撑杆控制系统（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，调整支撑杆（7）和尾撑杆（8）变化至与降落区域环境高配合度的姿态后自锁机构锁紧支撑杆（7）和尾撑杆（8），进行降落；

垂直起降无人机进行水上自适应垂直降落时，充气浮筒（11）充气与水面接触提供浮力克服垂直起降无人机的重力，射流喷口提供反向推力，自锁机构放松，无人机通过支撑杆（7）、尾撑杆（8）的姿态调整保持垂直起降无人机的姿态平衡；

垂直起降无人机进行悬停转平飞或平飞转悬停的模式转换过程中，自锁机构放松，支撑杆控制系统（4）和尾撑杆控制系统（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，使得支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整，辅助垂直起降无人机配平，尾撑水平尾翼（9）与副翼（5）配合调节适应气流方向，产生有助于机身（2）飞行的气动力，待垂直起降无人机稳定后，起落架逐渐闭合，自锁机构锁紧，起落架整体结构位于机身（2）尾端。

8.根据权利要求7所述的可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机的飞行控制方法，其特征在于：所述垂直起降无人机进行水上自适应垂直降落过程中，气泵（12）通过输气管（13）将空气传输至充气浮筒（11）内，充气浮筒（11）内部压力增大将尾撑水平尾翼上段（91）、尾撑水平尾翼下段（92）顶至分离露出充气浮筒（11）。

9.根据权利要求7所述的可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机的飞行控制方法，其特征在于：所述垂直起降无人机进行悬停转平飞或平飞转悬停的模式转换过程中，待垂直起降无人机稳定后，尾撑水平尾翼（9）距垂直起降无人机重心的距离为支撑杆（7）与尾撑杆（8）的长度之和。

10.根据权利要求7所述的可水上起降机尾坐立式垂直起降无人机的飞行控制方法，其特征在于：所述自锁机构的锁紧和放松过程具体如下：支撑杆（7）与尾撑杆（8）直接姿态固定时，自锁舵机（65）控制自锁摇臂（66）转动，使自锁齿轮（64）靠近齿轮连接板（81）并与其铰接，此时尾撑杆（8）着陆所受冲击力由齿轮挡板（75）传递至配合齿轮（63），再由同轴的减速大齿轮（61）通过啮合和齿轮齿条传动关系分摊至自锁舵机（65）、同步舵机（67）、驱动舵机（610）；支撑杆（7）与尾撑杆（8）间角度调节时，自锁舵机（65）控制自锁摇臂（66）反向转动，使自锁齿轮（64）远离齿轮连接板（81）并与其分离，由同步舵机（67）、驱动舵机（610）驱动齿轮齿条带动配合齿轮（63）与齿轮挡板（75）配合旋转（2）。

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