CN116968919A - 一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器及其控制方法，包括机身、机翼和尾翼，还包括组合倾转动力系统和组合固定动力系统；机翼固定设置于机身中部的两侧，尾翼设置于机身的尾部；组合倾转动力与组合固定动力对应设置于机翼的前后两侧；前动力系统为组合倾转动力系统，后动力系统为组合固定动力系统，组合倾转动力系统还设置有可变距螺旋桨。本公开解决了现有复合翼飞行器飞行过程中部分动力系统不工作导致飞行时阻力过大飞行器总重大等问题，以及还会出现复合翼布局的飞行器平飞速度和航程性能均较弱的问题。本公开的可倾转动力系统的垂直起降飞行器的结构相对简单，维护成本较低，使用性能更加可靠，更具有安全性，可以满足多种使用需求，便于推广使用。

Description

一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器及其控制方法

技术领域

本公开涉及航空运输技术领域，尤其涉及一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器及其控制方法。

背景技术

传统垂直起降的直升机多用于城市内和城际间的通勤、物流运输、应急救援等。但由于其机械结构复杂、维护困难、维护成本较高且使用成本也较高，导致其很难作为一种公共交通工具被广泛使用。为了能普及使用，产出了一系列电动垂直起降的固定翼飞行器，其中复合翼飞行器具备直升机的垂直起降能力，也具备固定翼飞机的高速水平飞行能力，但该种飞行器还伴随着起飞总重大、飞行过程中升力旋翼动力系统不工作造成飞行时阻力大等问题，导致复合翼布局的飞行器平飞和航程性能均较弱的问题。因此，为解决上述问题，本申请提出一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器及其控制方法。

发明内容

本公开提出了一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器及其控制方法。

根据本公开的一方面，提供了一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器，包括机身、机翼和尾翼，还包括：组合倾转动力系统和组合固定动力系统；

所述机翼固定设置于所述机身中部的两侧，所述尾翼设置于所述机身的尾部；

所述组合倾转动力系统与所述组合固定动力系统对应设置于所述机翼的前后两侧，所述组合倾转动力系统为前动力系统，所述组合固定动力系统为后动力系统；

所述组合倾转动力系统包括可变距螺旋桨，所述组合固定动力系统包括不可变距螺旋桨。

优选地，所述组合倾转动力系统的倾转角度为0至90度，所述组合倾转动力系统倾转至90度时与所述机身轴线垂直，所述组合倾转动力系统倾转至0度时与所述机身轴线处于水平位置。

优选地，所述组合固定动力系统始终与所述机身轴线保持在水平位置。

优选地，所述前动力系统包括若干偶数个独立运行的电机，所述组合倾转动力系统完成倾转操作和调整桨距操作；若干偶数个所述独立运行的电机分别设置有所述变距螺旋桨。

优选地，所述组合固定动力系统的电机分别设置有不可变距螺旋桨，所述电机驱动的螺旋桨，相邻的所述螺旋桨的旋转方向相反；

优选地，所述尾翼设置有两片活动舵面，所述两片活动舵面完成偏航和俯仰操作；所述机翼设置有副翼，所述副翼调整飞行器的滚转角。

优选地，还包括可收放轮式起落架，所述可收放轮式起落架完成折叠操作和展开操作。

根据本公开的另一方面，提供了一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器控制方法，控制上述权利要求所述的飞行器，包括：

S110、怠速自检，可倾转动力系统竖直向上，为后续爬升飞行做准备；

S120、垂直起飞，飞行器进行所述垂直爬升操作时，同时启动所述组合倾转动力系统和所述组合固定动力系统，所述不可变距螺旋桨在组合固定动力系统的作用下进行旋转，所述组合倾转动力系统和所述组合固定动力系统提供垂直向上的拉力，使得飞行器离开地面，并在指定的高空位置悬停；

S130、飞行器加速运行，当飞行器到达指定高空位置后，调整飞行器的姿态，使拉力产生水平方向上的分量，此时的飞行器获得所述设定方向的水平加速度；当飞行器到达指定速度后，所述组合倾转动力系统带动所述变距螺旋桨从90度倾转角度旋转至0度位置，并继续保持组合倾转动力系统的变距螺旋桨旋转运作，所述组合固定动力系统在所述组合倾转动力系统到达0度位置时停止运行，所述不可变距螺旋桨在此时停止旋转运作并定位在顺气流位置，减小飞行器水平运行的阻力；

S140、飞行器降落，所述飞行器在降落前逐渐减速，并带动所述组合倾转动力系统从0度位置倾转至90度垂直于所述机身的轴线位置后，所述组合固定动力系统带动所述不可变距螺旋桨运行，通过调整所述组合倾转动力系统和所述组合固定动力系统的动力输出，飞行器调整姿态和位置，使飞行器与降落点对准，并下降，此时飞行器降落在指定地点。

优选地，在所述步骤S130中，所述组合倾转动力系统的可变距螺旋桨与所述组合固定动力系统的不可变距螺旋桨中，相邻的螺旋桨的旋转方向均相反。

优选地，在所述步骤S130中，所述机翼与所述尾翼配合所述前动力系统调整飞行器在高速平飞时的姿态和速度。

在本公开实施例中，提供的一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器及其控制方法，解决了现有复合翼垂直起降飞行器总重大、飞行过程中升力螺旋桨不工作以及飞行时阻力大等并导致飞行器平飞速度和航程性能均弱的问题。本公开的可倾转动力系统的垂直起降飞行器的结构相对简单，维护成本较低，使用性能更加可靠，更具有安全性，可以满足多种使用需求，便于推广使用。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，而非限制本公开。

根据下面参考附图对示例性实施例的详细说明，本公开的其它特征及方面将变得清楚。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，这些附图示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于说明本公开的技术方案。

图1示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器垂直起飞或降落状态的示意图；

图2示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器平行运行时的示意图；

图3示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器的机翼的示意图；

图4示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器的尾翼左偏的示意图；

图5示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器的尾翼右偏的示意图；

图6示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器的尾翼上仰的示意图；

图7示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器的尾翼下俯的示意图；

图8示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器的螺旋桨旋转状态的示意图；

图9示出根据本公开可倾转动力系统的垂直起降飞行器控制方法的机翼的流程图；

附图标记：1-机身；2-机翼；21-副翼；3-尾翼；31-活动舵面；4-组合倾转动力系统；41-可变距螺旋桨；5-组合固定动力系统；51-不可变距螺旋桨；6-可收放轮式起落架。

具体实施方式

以下将参考附图详细说明本公开的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。

本文中术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中术语“至少一种”表示多种中的任意一种或多种中的至少两种的任意组合，例如，包括A、B、C中的至少一种，可以表示包括从A、B和C构成的集合中选择的任意一个或多个元素。

另外，为了更好地说明本公开，在下文的具体实施方式中给出了众多的具体细节。本领域技术人员应当理解，没有某些具体细节，本公开同样可以实施。在一些实例中，对于本领域技术人员熟知的方法、手段、元件和电路未作详细描述，以便于凸显本公开的主旨。

可以理解，本公开提及的上述各个方法实施例，在不违背原理逻辑的情况下，均可以彼此相互结合形成结合后的实施例，限于篇幅，本公开不再赘述。

目前的垂直起降的固定翼飞行器具有多种布局结构，如复合翼布局和倾转动力布局。其中，复合翼布局结构中升力动力系统和平飞动力系统单独运行，这就导致飞行器动力系统总重量较大。虽然平飞时升力系统停止运行，但其却会带来额外的气动阻力，进而导致全机的阻力增大。在飞行器使用的过程中将会逐渐出现平飞速度变慢和航程性能较弱等问题，为了解决现有的问题，本申请公开了一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器，如图1和图2所示，其包括机身1、机翼2和尾翼3，还包括组合倾转动力系统4和组合固定动力系统5；机翼2固定设置于机身1中部的两侧，尾翼3设置于机身1的尾部；组合倾转动力系统4与组合固定动力系统5对应设置于机翼2的前后两侧；组合倾转动力系统4包括可变距螺旋桨41，组合固定动力系统5包括不可变距螺旋桨51。

在本实施例中，本可倾转动力系统的垂直起降飞行器如图1和图2所示，机翼2固定于机身1两侧，尾翼3设置于机身1的尾端部，机翼2和尾翼3可以对正在运行的飞行器的飞行姿态等进行调整。优选地，在机翼2上还设置有组合倾转动力系统4和组合固定动力系统5，且组合倾转动力系统4与组合固定动力系统5对应设置于机翼2的前后两侧，通过组合倾转动力系统4和组合固定动力系统5同时对飞行器提供飞行的升力动力和平飞的动力，保证飞行器可以平稳运行、完成垂直起降的同时，还减少了飞行器的总重量以及飞行阻力。具体地，组合倾转动力系统4为前动力系统41可以带动可变距螺旋桨41实现倾转，协同组合固定动力系统5的可变距螺旋桨51以此保证飞行器上升时具有稳定的垂直拉力，并可以通过组合倾转动力系统4倾转后产生平飞拉力，不可变距螺旋桨51顺气流固定减少飞行器平飞时的阻力。其中，可变距螺旋桨41可以根据飞行需要调整桨距，配合飞行器其他部分共同完成飞行器垂直起降以及在空中悬停等操作，并保证了飞行器的飞行速度和飞行器的各部分性能，大大节约了成本。

本可倾转动力系统的垂直起降飞行器完整运行过程为：当飞行器垂直起飞，其全部动力系统同时运行，此时的飞行器组合倾转动力系统4，组合固定动力系统5产生向上的拉力使得飞行器垂直离开地面，并可以保持悬停。其中，组合倾转动力系统4为前动力系统，组合固定动力系统5为后动力系统，当飞行器到达指定高空的位置后，通过改变飞行器的俯仰姿态使得螺旋桨拉力产生向前的分量，从而使得飞行器获得水平加速度并加速平飞。飞行器加速到指定速度，且机翼2可以产生足够升力后，前动力系统从竖直的起飞构型逐渐转换成水平向前的平飞构型，即飞行器从起飞状态过渡到平飞状态。机翼2前动力系统中的可变距螺旋桨41桨距调整为适合平飞状态。机翼2后动力系统此时停止工作，不可变距螺旋桨51固定在顺气流方向以减小平飞时的阻力。降落前飞行器在平飞状态逐渐减速，到达指定速度后，机翼2前动力系统由水平状态倾转到起降构型的竖直状态，桨距由平飞配置调整到悬停配置，过渡阶段重心前动力系统和重心后动力系统同时工作，螺旋桨维持向上的拉力，使飞行器可以悬停，并调整姿态和位置，以对准起降点。当飞行器位于起降点上方时，通过调整动力输出，使飞行器平稳降落在起降点。

在本公开的实施例中，继续参考图1和图2，由于本公开的飞行器要实现的垂直起降，就需要给飞行器提供一个垂直向上的拉力，并需要能保证飞行器还可以在空中加速运行。为了避免增加额外的动力系统增加飞行器的整体重量，在本公开中，组合倾转动力系统4的倾转角度为0至90度，组合倾转动力系统4倾转至90度时与机身1轴线垂直，此时给飞行器提供垂直向上的拉力，组合倾转动力系统4倾转至0度时与机身1轴线处于水平位置，此时实现飞行器可以加速运行。具体地，组合倾转动力系统4驱动可变距螺旋桨41工作的同时，还可以与飞行器其他部分配合为组合倾转动力系统4旋转提供倾转力，满足飞行器的垂直起降和加速和平飞的需求。

在本公开的实施例中，如图1和图2所示，在实际应用中，本飞行器在实现垂直起降时，并不是仅依靠组合倾转动力系统4实现的。具体地，本飞行器的组合倾转动力系统4实现从垂直起降到平飞及中间的过渡，且组合倾转动力系统4中的可变桨距螺旋桨41，可以以适应垂直起飞，垂直降落，悬停，加速及平飞不同工况。但是要实现飞行器的平稳垂直起降还需要组合固定动力系统5的配合，因此设置组合固定动力系统5始终与机身1轴线保持在水平位置，仅用于垂直起降阶段及平飞和垂直起降中间的转换阶段提供向上的拉力。在垂直起飞过程中，飞行器起飞时前动力系统4倾转至90度与机身1轴线垂直的位置，可变距螺旋桨41桨距适应起飞时的拉力需求。组合固定动力系统5驱动螺旋桨51配合组合倾转动力系统4，实现飞行器的全部动力系统同时运行，产生向上的拉力使得飞行器垂直离开地面，并可以在空中保持悬停，提升飞行器的整体稳定性。

在本公开的实施例中，如图1、图2和图8所示，组合倾转动力系统4包括若干偶数个独立运行的电机，组合倾转动力系统4完成倾转操作和调整桨距操作；若干偶数个独立运行的电机分别设置有变距螺旋桨41。在本实施例中，组合倾转动力系统4为飞行器提供垂直方向上的拉力和平行运行时的加速度，设置组合倾转动力系统4中包括偶数个独立运行的电机带动变距螺旋桨41运行，具体地，偶数个电机位于重心前，并可以倾转角度改变螺旋桨方向，并可改变桨距，适应不同飞行状态的需要。

在本公开的实施例中，如图1、图2和图8所示，组合固定动力系统5包括偶数个电机，相邻的螺旋桨旋转方向相反；组合固定动力系统5的电机分别安装有不可变距螺旋桨51。组合固定动力系统5的偶数个电机位于重心后，不可倾转改变螺旋桨方向，只在垂直起降和倾转过渡过程中工作。在平飞阶段，重心后的不可变距螺旋桨51停止工作平保持与来流平行以降低空气阻力。

在本公开的实施例中，如图1、图2、图3、图4、图5、图6、图7和图8所示，飞行器在垂直起降和悬停时通过改变飞行器的前、后动力系统的螺旋桨的转速来改变作用在机体上的扭矩和拉力，以达到改变飞行器姿态的效果。为了进一步优化本飞行器的使用效果，设置尾翼3设置有两片活动舵面31，两片活动舵面31完成纠偏操作；机翼2设置有副翼21，副翼21调整飞行器的滚转角。在飞行器倾转和正常运行时，通过调整机翼1的副翼21以及尾翼3的活动舵面31改变这些舵面的气动力以达到改变飞行器姿态的效果。飞行器平飞时，只有重心前动力系统中的可变距螺旋桨41工作，此时飞行器获得前进的动力，而重心后动力系统的不可变距螺旋桨51不工作。平飞时，通过调整左右机翼的副翼21使飞行器左右机翼的升力变化以改变飞行器的滚转角；尾翼3上有两片活动舵面31，当同时上偏或下偏时改变飞行器平飞时的俯仰姿态，当同时左偏或同时右偏时，改变飞行器平飞时的偏航姿态。

在本公开实施例中，如图1和图2所示，为了保护飞行器，在飞行器的机身1底部还设置了可收放轮式起落架6，可收放轮式起落架6完成折叠操作和展开操作。具体地，在飞行器准备起飞时可收放轮式起落架6展开，为机身1提供支撑力。飞行器离开地面后，可收放轮式起落架折叠6，避免触碰其他建筑进而造成事故。当飞行器下降时，此时的可收放轮式起落架6快速展开，为飞行器接触地面提供缓冲，并最大程度地保护飞行器，延长了飞行器的使用寿命。

在本公开实施例中，如图1、图2、图8和图9所示，提供了一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器控制方法，控制上述飞行器，具体步骤包括：

S110、怠速自检，具体为飞行器启动检查，为后续起飞飞行做准备；

S120、垂直爬升，飞行器进行垂直爬升操作时，同时启动组合倾转动力系统4和组合固定动力系统5，组合倾转动力系统4倾转角度从0度旋转至90度，并驱动可变距螺旋桨41工作，组合固定动力系统5驱动不可变距螺旋桨51工作，组合倾转动力系统4和组合固定动力系统5提供垂直向上的拉力，使得飞行器离开地面，并在指定的高空位置悬停；

S130、飞行器加速运行，当飞行器到达指定高空位置后，调整飞行器的姿态，使垂直向上的拉力产生前进方向上的分量，此时的飞行器获得前进方向的水平加速度；当飞行器到达指定速度后，组合倾转动力系统4从90度倾转角度回归至0度位置，并继续保持组合倾转动力系统4的工作，组合固定动力系统5在组合倾转动力系统4到达0度位置时停止运行，组合固定动力系统5在此时停止工作，不可变距螺旋桨51固定在顺气流位置，减小飞行器水平运行的阻力；

S140、飞行器降落，飞行器逐渐减速，并带动组合倾转动力系统4从0度位置倾转至90度垂直于机身1轴线的位置后，后动力系统5带动组合不可变距螺旋桨51工作，此时飞行器调整姿态和位置，使飞行器与降落点对准，调整组合倾转动力系统4和组合固定动力系统5的动力输出，飞行器平稳降落。

其中，在步骤S130中，组合倾转动力系统4的的可变距螺旋桨41与组合固定动力系统5的不可变距螺旋桨51中，相邻的螺旋桨的旋转方向均相反。在本实施例中，飞行器的每个螺旋桨与相邻的螺旋桨旋转方向相反并产生相反的力矩，使得在起飞，降落和悬停时总力矩平衡。当飞行器悬停时，通过调整重心前后动力输出增减改变前后螺旋桨拉力增减获得俯仰姿态的变化，通过调整重心左右动力输出改变左右螺旋桨拉力增减获得滚转姿态的变化，通过调整动力系统扭矩输出获得偏航姿态的变化。

在步骤S130中，机翼2与所述尾翼3配合前动力系统41调整飞行器在高速平飞时的姿态和速度。实现飞行器在倾转加速和平飞时，通过调整机翼2的副翼21以及尾翼3的活动舵面31改变这些舵面的气动力以达到改变飞行器姿态的效果。

与现有技术相比，本发明技术方案具有有益效果：1、本公开兼顾复合翼布局和倾转动力布局垂直起降固定翼飞机的优点，减小了各自缺点造成的性能下降和可靠性降低；2、本公开的飞行器不同阶段的能耗决定了其航程性能和留空时间。使得大部分动力系统兼顾起飞，悬停和平飞功能，在平飞时背负的多余重量小于复合翼构型，减小了由此带来的升致阻力，同时也减小了不工作的螺旋桨带来的额外形阻，因此平飞时的阻力更小，所需的功耗也随之降低，提高了巡航效率增加了航程；3、本飞行器在从悬停到平飞的转换过程中，只倾转重心前的动力系统，重心后的动力系统始终维持向上的拉力，因此减少了与动力系统相关的运动机构，同时降低了控制方法的复杂度，提高了全机系统的可靠性；4、飞行器在平飞时重心前的动力系统转换成水平状态，机翼完全浸润在螺旋桨的滑流中，使得机翼可以获得比在自由来流中获得的升力更高，因此可以以更小的面积产生相同的升力，因此可以降低机翼的结构重量，降低了平飞时的全机阻力。

以上已经描述了本公开的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中技术的技术改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。

Claims (10)

1.一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器，包括机身（1）、机翼（2）和尾翼（3），其特征在于，还包括：组合倾转动力系统（4）和组合固定动力系统（5）；

所述机翼（2）固定设置于所述机身（1）中部的两侧，所述尾翼（3）设置于所述机身（1）的尾部；

所述组合倾转动力系统（4）与所述组合固定动力系统（5）对应设置于所述机翼（2）的前后两侧，所述组合倾转动力系统（4）为前动力系统，所述组合固定动力系统（5）为后动力系统；

所述组合倾转动力系统（4）包括可变距螺旋桨（41），所述组合固定动力系统（5）包括不可变距螺旋桨（51）。

2.根据权利要求1所述的可倾转动力系统的垂直起降飞行器，其特征在于，所述组合倾转动力系统（4）的倾转角度为0至90度，所述组合倾转动力系统（4）倾转至90度时与地面垂直，所述组合倾转动力系统（4）倾转至0度时与所述机身（1）轴线处于水平位置。

3.根据权利要求2所述的可倾转动力系统的垂直起降飞行器，其特征在于，所述组合固定动力系统（5）始终与所述机身（1）轴线保持在水平位置。

4.根据权利要求3所述的可倾转动力系统的垂直起降飞行器，其特征在于，所述组合倾转动力系统（4）包括若干偶数个独立运行的电机，所述组合倾转动力系统（4）完成倾转操作和调整桨距操作；若干偶数个所述独立运行的电机分别设置有所述变距螺旋桨（41）。

5.根据权利要求4所述的可倾转动力系统的垂直起降飞行器，其特征在于，所述所述组合固定动力系统（5）包括偶数个电机，相邻的所述电机的旋转方向相反；所述所述组合固定动力系统（5）的电机分别设置有不可变距螺旋桨（51）。

6.根据权利要求1所述的可倾转动力系统的垂直起降飞行器，其特征在于，所述尾翼（3）设置有两片活动舵面（31），所述两片活动舵面（31）完成偏航和俯仰操作；所述机翼(2)设置有副翼（21），所述副翼（21）调整飞行器的滚转角。

7.根据权利要求1所述的可倾转动力系统的垂直起降飞行器，其特征在于，还包括可收放轮式起落架（6），所述可收放轮式起落架（6）完成折叠操作和展开操作。

8.一种可倾转动力系统的垂直起降飞行器控制方法，控制上述权利要求1至7所述的飞行器，其特征在于，包括：

S110、怠速自检，组合倾转动力系统（4）竖直向上，为起飞做准备；S120、垂直起飞，飞行器进行所述垂直爬升操作时，同时启动所述组合倾转动力系统（4）和所述组合固动力系统（5），所述可变距螺旋桨（41）在组合倾转动力系统（4）及不可变距螺旋桨（51）及组合固定动力系统（5）的作用下进行旋转，所述组合倾转动力系统（4）和所述组合固动力系统（5）提供垂直向上的拉力，使得飞行器离开地面，并在指定的高空位置悬停；S130、飞行器加速运行，当飞行器到达指定高空位置后，调整飞行器的姿态，使拉力产生水平方向上的分量，此时的飞行器获得所述设定方向的水平加速度；当飞行器到达指定速度后，所述组合倾转动力系统（4）带动所述可变距螺旋桨（41）从90度倾转角度旋转至0度位置，并继续保持可变距螺旋桨（41）旋转运作，所述组合固定动力系统（5）在所述组合倾转动力系统（4）到达0度位置时停止运行，所述不可变距螺旋桨（51）在此时停止旋转运作，并定位在顺气流位置，此后飞行器通过机翼（2）产生的升力维持平飞。S140、飞行器降落，所述飞行器在降落前逐渐减速，并带动所述组合倾转动力系统（4）从0度位置倾转至90度垂直于所述机身（1）的轴线位置后，所述组合固定动力系统（5）带动所述不可变距螺旋桨（51）工作运行，通过调整所述组合倾转动力系统（4）和所述组合固定动力系统（5）的动力输出，飞行器调整姿态和位置，使飞行器与降落点对准，并下降，使飞行器降落在指定地点。

9.根据权利要求8所述的可倾转动力系统的垂直起降飞行器控制方法，其特征在于，在所述步骤S130中，所述组合倾转动力系统（4）的可变距螺旋桨（41）与所述组合固定动力系统（5）的不可变距螺旋桨（51）中，相邻的螺旋桨的旋转方向均相反。

10.根据权利要求9所述的可倾转动力系统的垂直起降飞行器控制方法，其特征在于，在所述步骤S130中，所述机翼（2）与所述尾翼（3）配合所述组合倾转动力系统（4）调整飞行器在高速平飞时的姿态和速度。