CN117508679A - 一种地效无人机及地效无人机高度控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器的技术领域，提出一种地效无人机及地效无人机高度控制方法，包括：第一机身、第二机身及升力体；所述升力体设置于第一机身与第二机身之间，第一机身的外侧设置有第一机翼，第二机身的外侧设置有第二机翼；所述升力体的尾部设置有垂直尾翼，垂直尾翼上连接有水平尾翼，所述垂直尾翼表面安装有方向舵，水平尾翼表面安装有升降舵；且所述升力体的前缘端设置有一组能够转动的前置倾转电机，所述升力体上设置有后升力螺旋桨。

Description

一种地效无人机及地效无人机高度控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器的技术领域，更具体地，涉及一种地效无人机及地效无人机高度控制方法。

背景技术

地效飞行器是一种利用地面效应原理飞行的新型运载工具，地效飞行器装有固定的机翼,在贴近水面或地面飞行时,机翼下表面离飞行界面很近(高度小于两倍冀弦长度),由于水面或地面的存在,改变了气流的下洗场和流速,同时由于地面效应，使得诱导阻力减少,有效翼展增大，从而大大提高机翼的升阻比。在地面效应作用下,地效飞行器的升阻比比一般的飞行器大,所以飞行时所消耗的推进功率小,具有更大的载重量或航程。设计良好的地效飞行器,其油耗可壁普通飞机节省大约一半,有效载荷系数比普通飞行器高25％一50％以上,航程可增加50％左右，具有速度快、经济性好的特点，而且地效飞行器在距离水面数米范围内低空飞行,一旦出现紧急情况,可随时在水面降落,安全性高；加上受地球曲率半径影响，地效飞行器在超低空飞行可以避开防空雷达监视与火力,缩短敌方的反应时间。同时贴近地面受地面杂波干扰，难以被高空飞机雷达发现，具有很高的隐蔽性；

地效飞行器作为一种新出现的两栖运载工具集飞机和船舶的许多优点于一身,在军事与民用上有着广阔的应用前景。主要用于大规模远程兵力投送和物资补给,两栖登陆作战，突袭侦察等任务。

但是地效飞行器一般无法在地面起飞与降落，不具备垂直起降功能，需要有较大面积的水域供其滑跑起飞降落。飞行器从水面进入大气，又要从大气进入水面，这两种介质的交替使用会给机体造成特别大的冲击载荷，并使飞行器的气动力受到强烈扰动，造成翻转、强烈颠簸，严重的会破坏机体结构，折断机翼、机身等

现有技术公开了一种在地效飞行区内飞行的中型地效飞行器，该飞行器包括机身、机翼、尾翼和发动机，所述飞行器尾部设有巡航发动机，机身头部两侧设有起飞发动机，机身中段两侧翼下设有增升气腔，该增升气腔由机身中段下部、主翼下翼面、主翼两端下面的隔板及主翼后缘下偏的襟翼构成封闭状的腔体组成。该地效飞行器实现了在纵向平面内的平衡和机动，确保飞行器在贴近水面的空中稳定飞行。

但是，现有技术提出的地效飞行器的主冀展弦比小,离开水面或地面后气动效率变得很差，无法长时间高空飞行，一般只适宜在贴近水面或者地面的地效区内飞行,不具备爬高飞离地效区的能力，且对地效飞行器的高度控制有很高的要求，控制裕度很小，无法单纯通过人工操控实现长时间飞行。

发明内容

本发明为克服现有的地效飞行器不具备垂直起降功能、且无法长时间高空飞行的问题，提供一种既能垂直起降又能长时间高空飞行的一种地效无人机及地效无人机高度控制方法。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

一种地效无人机，包括：第一机身、第二机身及升力体；

所述升力体设置于第一机身与第二机身之间，第一机身的外侧设置有第一机翼，第二机身的外侧设置有第二机翼；所述升力体的尾部设置有垂直尾翼，垂直尾翼上连接有水平尾翼，所述垂直尾翼表面安装有方向舵，水平尾翼表面安装有升降舵；

且所述升力体的前缘端设置有一组能够转动的前置倾转电机，所述升力体上设置有后升力螺旋桨。

本发明还提出了一种地效无人机高度控制方法，所述方法用于对所述地效无人机进行高度控制；包括以下步骤：

获取地效无人机的期望飞行高度，将期望飞行高度减去实际飞行高度，得到高度误差，并将高度误差输入垂向高度控制回路，垂向高度控制回路输出地效无人机的期望升降速率；

将期望升降速率减去实际升降速率，得到升降率误差，并将升降率误差输入升降率控制回路，升降率控制回路输出地效无人机的期望俯仰角；

将期望俯仰角减去实际俯仰角，得到俯仰角误差，并将俯仰角误差输入俯仰角控制回路，俯仰角控制回路输出地效无人机的期望俯仰角速率；

将期望俯仰角速率减去实际俯仰角速率，得到俯仰角速率误差，并将俯仰角速率误差输入俯仰角速率控制回路，俯仰角速率控制回路输出地效无人机的期望升降舵角偏量；

将期望升降舵角偏量减去升降舵的实际角偏量，得到角偏量误差，升降舵根据角偏量误差向上或向下偏转；

当角偏量误差为正值时，升降舵向上偏转，地效无人机向上抬头，进行爬升飞行；当角偏量误差为负值时，升降舵向下偏转，地效无人机向下低头，进行下滑飞行；当角偏量误差为零时，地效无人机平行飞行，此时地效无人机的实际飞行高度等于期望飞行高度。

与现有技术相比，本发明技术方案的有益效果是：

本发明根据实际飞行需要，动态调整前置倾转电机的转动角度和转速，以及后升力螺旋桨的转速，能够动态调整倾转电机和升力螺旋桨提供的升力，既能利用地面效应进行水平飞行，又能利用前置倾转电机和后升力螺旋桨提供的升力实现垂直起降，还能使地效无人机在高空中长时间飞行。

附图说明

图1为实施例1提出的地效无人机的结构示意图；

图2为实施例1提出的前置倾转电机的水平状态示意图；

图3为实施例1提出的前置倾转电机的垂直状态示意图；

图4为实施例1提出的百叶窗盖板的打开状态示意图；

图5为实施例1提出的百叶窗盖板的关闭状态示意图；

图6为实施例1提出的百叶窗盖板控制装置的示意图；

图7为实施例2提出的高度控制回路的结构示意图；

图8为实施例2提出的垂向高度控制回路和升降率控制回路的结构示意图；

图9为实施例2提出的俯仰角控制回路和俯仰角速率控制回路的结构示意图。

具体实施方式

附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制；

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；

对于本领域技术人员来说，附图中某些公知结构及其说明可能省略是可以理解的。

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案做进一步的说明。

实施例1

本实施例提出一种地效无人机，图1为本实施例的地效无人机的结构示意图的上视图。

在本实施例提出的地效无人机中，包括：第一机身1、第二机身2及升力体3；

所述升力体3设置于第一机身1与第二机身2之间，第一机身1的外侧设置有第一机翼4，第二机身2的外侧设置有第二机翼5；所述升力体3的尾部设置有垂直尾翼7，垂直尾翼7上连接有水平尾翼6，所述垂直尾翼7表面安装有方向舵8，水平尾翼6表面安装有升降舵9；

且所述升力体3的前缘端设置有一组能够转动的前置倾转电机10，所述升力体3上设置有后升力螺旋桨11。

在具体实施过程中，根据实际飞行需要，动态调整前置倾转电机10的转动角度和转速，以及后升力螺旋桨11的转速，能够动态调整倾转电机和升力螺旋桨11提供的升力，既能利用地面效应进行水平飞行，又能利用前置倾转电机10和后升力螺旋桨11提供的升力实现垂直起降，还能使地效无人机在高空中长时间飞行；

作为示例性说明，所述地效无人机为一种利用地面效应所产生的强大上扬力来飞行的无人机；所述水平尾翼6和垂直尾翼7用于控制地效无人机飞行姿态，所述升降舵9用于调整地效无人机的俯仰姿态，所述方向舵8用于调整地效无人机的偏航姿态，利用水平尾翼6的差动，可以实现地效无人机的横滚控制。

在一可选实施例中，所述升力体3呈流线型，且升力体3的横剖面为平凸翼型或双凸翼型；

在本可选实施例中，流线型升力体3在地效飞行中产生主要的升力，第一机身1和第二机身2还起到机翼端板的作用，能够聚拢气流，减小升力气流的扩散，从而提高飞行器的升阻比。

在一可选实施例中，所述第一机翼4及第二机翼5均具有上反角；

作为示例性说明，所述第一机翼4及第二机翼5的上反角均为10°，且所述第一机翼4及第二机翼5均为短翼；

在本可选实施例中，具有10°上反角的第一机翼4及第二机翼5在飞行中可以提供一定的升力以及提高飞行器的横滚稳定性。

在一可选实施例中，图2为本实施例的前置倾转电机的水平状态示意图，图3为本实施例的前置倾转电机的垂直状态示意图；所述前置倾转电机10的转动角度范围为:0°至90°；

作为示例性说明，前置倾转电机10的转动角度为0°时，处于水平状态，前置倾转电机10的转动角度为90°时，处于垂直状态。

在一可选实施例中，所述地效无人机还包括用于调整前置倾转电机10的转动角度的第一舵机、用于调整前置倾转电机10的转速的倾转电机调速器，以及用于调整后升力螺旋桨11的转速的升力螺旋桨11调速器。

作为示例性说明，当前置倾转电机10转动至水平位置(前置倾转电机10的转动角度为0°)且前置倾转电机10的转速不为零时，前置倾转电机10仅为地效无人机提供水平方向的动力，以供地效无人机利用地面效应进行水平飞行；

当前置倾转电机10转动至与水平位置相垂直的垂直位置(前置倾转电机10的转动角度为90°)，且前置倾转电机10的转速不为零时，前置倾转电机10仅为地效无人机提供垂直升力；

当前置倾转电机10转动至水平位置与垂直位置之间，且前置倾转电机10的转速不为零时，前置倾转电机10既为地效无人机提供水平方向的动力，又为地效无人机提供垂直升力；

当后升力螺旋桨11的转速不为零时，后升力螺旋桨11为地效无人机提供垂直升力；

当前置倾转电机10和后升力螺旋桨11为地效无人机提供的垂直升力大于等于地效无人机起飞所需的升力时，动态调整前置倾转电机10和后升力螺旋桨11的转速，使地效无人机垂直起飞；

当升力体3、第一机翼4和第二机翼5为地效无人机提供的垂直升力小于地效无人机起飞所需的升力时，倾转电机调速器将前置倾转电机10转动至垂直位置，动态调整前置倾转电机10和升力电机的转速，使地效无人机垂直降落。

在一可选实施例中，所述后升力螺旋桨11的进气孔及出气孔处均设置有百叶窗盖板，且所述百叶窗盖板安装在升力体3的上表面与下表面，当百叶窗式盖板关闭时，升力体3的上、下表面呈平整状态；

作为示例性说明，当百叶窗盖板关闭时，升力螺旋桨11的进气孔和出气孔被百叶窗盖板遮盖，升力体3的外表面呈平整状态；当百叶窗盖板打开且升力螺旋桨11的转速不为零时，气体自进气孔输入，且自进气孔输入的气体经过升力螺旋桨11的加速后，从出气孔输出，百叶窗盖板的叶片与升力体3的外表面相垂直

在本可选实施例中，设置百叶窗盖板，使得在无需用到升力螺旋桨11时，能够通过关闭百叶窗盖板使升力体3的外表面保持平整状态，从而避免因为升力体3外表面不平整而影响升力体3提供的升力。

在一可选实施例中，图4为本实施例的百叶窗盖板的打开状态示意图；图5为本实施例的百叶窗盖板的关闭状态示意图；图6为本实施例的百叶窗盖板控制装置的示意图；所述百叶窗盖板设置有用于控制百叶窗盖板打开和关闭的控制装置，所述控制装置包括：第二舵机12、球头连杆(包括球头13和连杆14)和摇臂15，所述第二舵机12通过所述摇臂与所述球头连杆相连，所述球头连杆与所述百叶窗盖板的叶片16相连，所述第二舵机12通过控制所述摇臂15转动，带动所述球头连杆转动，从而带动百叶窗盖板的叶片16转动。

实施例2

本实施例提出一种地效无人机高度控制方法，所述方法用于对实施例1提出的地效无人机进行高度控制，包括以下步骤：

获取地效无人机的期望飞行高度，将期望飞行高度减去实际飞行高度，得到高度误差，并将高度误差输入垂向高度控制回路，垂向高度控制回路输出地效无人机的期望升降速率；

将期望升降速率减去实际升降速率，得到升降率误差，并将升降率误差输入升降率控制回路，升降率控制回路输出地效无人机的期望俯仰角；

将期望俯仰角减去实际俯仰角，得到俯仰角误差，并将俯仰角误差输入俯仰角控制回路，俯仰角控制回路输出地效无人机的期望俯仰角速率；

将期望俯仰角速率减去实际俯仰角速率，得到俯仰角速率误差，并将俯仰角速率误差输入俯仰角速率控制回路，俯仰角速率控制回路输出地效无人机的期望升降舵角偏量；

将期望升降舵角偏量减去升降舵的实际角偏量，得到角偏量误差，升降舵根据角偏量误差向上或向下偏转；

当角偏量误差为正值时，升降舵向上偏转，地效无人机向上抬头，进行爬升飞行；当角偏量误差为负值时，升降舵向下偏转，地效无人机向下低头，进行下滑飞行；当角偏量误差为零时，地效无人机平行飞行，此时地效无人机的实际飞行高度等于期望飞行高度；

作为示例性说明，图7为高度控制回路的结构示意图；高度控制回路包括垂向高度控制回路、升降率控制回路、俯仰角控制回路和俯仰角速率控制回路；

图7中，H表示地效无人机的实际飞行高度，H_ref表示地效无人机的期望飞行高度；ω_y表示地效无人机的实际升降速率，ω_ref表示地效无人机的期望升降速率，ω_err表示地效无人机的升降率误差；

θ表示地效无人机的实际俯仰角，θ_ref表示地效无人机的期望俯仰角，θ_err表示地效无人机的俯仰角误差，q表示地效无人机的实际俯仰角速率，q_ref表示地效无人机的期望俯仰角速率，q_err表示地效无人机的俯仰角速率误差；δ_e表示地效无人机的期望升降舵角偏量；

如图7所示，利用无人机的传感器获取H、ω_y、θ和q，将H_ref减去H得到H_err，将H_err输入垂向高度控制回路，垂向高度控制回路输出ω_ref，将ω_ref减去ω_y得到ω_err，将ω_err输入升降率控制回路，升降率控制回路输出θ_ref，将θ_ref减去θ得到θ_err，将θ_err输入俯仰角控制回路，俯仰角控制回路输出q_ref，将q_ref减去q得到q_err，将q_err输入俯仰角速率控制回路，俯仰角速率控制回路输出δ_e，无人机基于δ_e对升降舵进行控制；

作为示例性说明，H在具体实施过程中使用传感器测算得到，作为示例性说明，H利用气压高度计和或TOF激光测量得到；

作为示例性说明，H_ref根据航线规划预先设定或根据实际情况随时调整；

作为示例性说明，ω_y在具体实施过程中使用传感器测算得到；

作为示例性说明，地效无人机会根据自身飞行速度对ω_err进行限幅处理，避免地效无人机的俯仰角过大从而导致失速；

作为示例性说明，在具体实施过程中θ利用陀螺仪传感器测得，若地效无人机飞行状态为水平直飞，则θ为零；

作为示例性说明，在具体实施过程中q利用陀螺仪传感器测得；

其中，图8为垂向高度控制回路和升降率控制回路的结构示意图，图8中，K表示增益系数，1/S表示拉普拉斯变换积分，K/S右箭头指向的符号表示限幅处理；

如图8所示，将H_ref减去H得到H_err，将H_err输入垂向高度控制回路，在垂向高度控制回路中利用增益系数K对H_err进行增益操作后，将对H_err进行增益操作后的结果在预设的时间段内进行拉普拉斯变换积分(K/S)，并在预设的时间段内对每次积分后的结果进行限幅处理，得到在预设的时间段内累计的高度误差，将在预设的时间段内累计的高度误差再次进行限幅处理，得到累计高度误差，将累计高度误差除以预设的时间段的长度，即可得到ω_ref；利用增益系数K对ω_y进行增益操作后，将ω_ref减去对ω_y进行增益操作后的结果，得到ω_err，对ω_err进行限幅操作后，得到θ_ref；

图9为俯仰角控制回路和俯仰角速率控制回路的结构示意图，图9中，δ_e代表升降舵角偏量，K_θ代表升降舵传动比，K表示增益系数，1/S表示拉普拉斯变换积分，K/S右箭头指向的符号表示限幅处理；

如图9所示，将θ_ref减去θ得到θ_err，将θ_err输入俯仰角控制回路，在俯仰角控制回路中利用增益系数K对θ_err进行增益操作后，将对θ_err进行增益操作后的结果在预设的时间段内进行拉普拉斯变换积分(K/S)，并在预设的时间段内对每次积分后的结果进行限幅处理，得到在预设的时间段内累计的俯仰角误差，将在预设的时间段内累计的俯仰角误差再次进行限幅处理，得到累计俯仰角误差，将累计俯仰角误差除以预设的时间段的长度，即可得到q_ref；利用增益系数K对q进行增益操作后，将q_ref减去对q进行增益操作后的结果，得到q_err，对ω_err进行限幅操作后，得到δ_e；

俯仰角控制回路和俯仰角速率控制回路采用俯仰角和俯仰角速率双闭环控制结构，以保证回路具有良好的阻尼特性；俯仰角和俯仰角速率双闭环控制有利于提高系统的动态响应，调节系统的阻尼特性，改善系统的稳定性和控制品质。

在一可选实施例中，所述实际飞行高度利用气压高度计和或TOF激光测量得到；

其中，利用气压高度计和或TOF激光进行测量的步骤包括：

当地效无人机的实际高度大于预设上限值时，仅使用气压高度计对地效无人机的实际高度进行测量；

当地效无人机的实际高度大于等于预设下限值且小于等于预设上限值时，利用融合算法，混合使用气压高度计和TOF激光对地效无人机的实际高度进行测量；

当地效无人机的实际高度小于预设下限值时，仅使用TOF激光对地效无人机的实际高度进行测量；

作为示例性说明，预设上限值取决于所选用TOF激光雷达测距的最大高度，作为示例性说明，预设上限值为五米；作为示例性说明，预设下限值取决于气压计测量的精度，作为示例性说明，预设下限值为一米。

在一可选实施例中，利用融合算法，混合使用气压高度计和TOF激光对地效无人机的实际高度进行测量的步骤包括：

利用TOF激光对地效无人机的实际高度进行若干次测量，得到若干个TOF激光测量结果；

利用气压高度计对地效无人机的实际高度进行若干次测量，得到若干个气压高度计测量结果；

利用若干个TOF激光测量结果和若干个气压高度计测量结果，计算地效无人机的实际高度的测量值 的计算表达式为：

式中，X_h(k)表示第k次测量得到的TOF激光测量结果，X_p(k)表示第k次测量得到的气压高度计测量结果，n为预设值；R_hp(k)表示X_h(k)和X_p(k)的互协方差，R_hp(k-1)表示第k-1次测量得到的TOF激光测量结果和气压高度计测量结果的互协方差的估计值；R_hh(k)表示X_h(k)的自协方差，R_hh(k-1)表示第k-1次测量得到的TOF激光测量结果的自协方差的估计值；R_hp表示R_hp(k)的估计值，R_hh表示R_hh(k)的估计值。

实施例3

本实施例在实施例1提出的地效无人机和实施例2提出的地效无人机高度控制方法的基础上，对地效无人机进行飞行控制，提出一种地效无人机的起飞方法及一种地效无人机的降落方法。

所述的地效无人机的起飞方法包括以下步骤：

将前置倾转电机转动至垂直位置，并将后升力螺旋桨的进气孔和出气孔处的百叶窗盖板打开；

按照四旋翼飞行器的控制方法，利用前置倾转电机调速器和后升力螺旋桨调速器，控制前置倾转电机和后升力螺旋桨的转速，使地效无人机垂直飞离起飞面；

地效无人机垂直离开起飞面后，在地面效应的作用范围内，利用第一舵机控制前置倾转电机由垂直位置向水平位置缓慢转动，并根据高度控制回路输出的期望飞行俯仰角和期望俯仰角速率，利用前置倾转电机调速器和后升力螺旋桨调速器，对前置倾转电机和后升力螺旋桨的转速进行控制，使地效无人机平稳加速飞行；

当地效无人机的速度增加到使升力体、第一机翼和第二机翼产生的垂直升力大于或等于地效无人机的重量时，将前置倾转电机转动至水平位置，令后升力螺旋桨的转速为零，并关闭后升力螺旋桨的进气孔和出气孔处的百叶窗盖板，随后，按照固定翼飞行器的控制方法控制升降舵和方向舵的角偏量，依靠水平尾翼与垂直尾翼控制无人机的升降与方向；

在地面效应的作用范围外，按照四旋翼飞行器的控制方法控制前置倾转电机和后升力螺旋桨的转速，从而控制地效无人机的飞行姿态；

作为示例性说明，所述前置倾转电机的个数和所述后升力螺旋桨的个数皆为两个，当使用四旋翼飞行器的控制方式控制前置倾转电机和后升力螺旋桨时，两个前置倾转电机和两个后升力螺旋桨被视为四旋翼飞行器的四个旋翼。

所述的地效无人机的降落方法包括以下步骤：

在地效无人机水平飞行时，利用第一舵机控制前置倾转电机由水平位置向垂直位置缓慢转动，根据高度控制回路输出的期望飞行俯仰角和期望俯仰角速率，利用前置倾转电机调速器控制前置倾转电机的转速，使地效无人机平稳减速飞行；

当地效无人机的速度减小到使升力体、第一机翼和第二机翼产生的垂直升力小于地效无人机的重量时，将前置倾转电机转动至垂直位置，并将后升力螺旋桨的进气口和出气口处的百叶窗盖板打开，随后，按照四旋翼飞行器的控制方法，利用前置倾转电机调速器和后升力螺旋桨调速器，控制前置倾转电机和后升力螺旋桨的转速，使地效无人机平稳减速飞行；

当地效无人机的平飞速度为零时，判断是否按照四旋翼飞行器的控制方法控制前置倾转电机和后升力螺旋桨的转速，若是，继续按照四旋翼飞行器的控制方法控制前置倾转电机和后升力螺旋桨的转速，使地效无人机平稳地垂直降落；

否则，根据高度控制回路输出的期望飞行俯仰角和期望俯仰角速率，利用前置倾转电机调速器和后升力螺旋桨调速器，控制前置倾转电机和后升力螺旋桨的转速，使地效无人机平稳地垂直降落。

相同或相似的标号对应相同或相似的部件；

附图中描述位置关系的用语仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制；

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种地效无人机，其特征在于，包括：第一机身、第二机身及升力体；

所述升力体设置于第一机身与第二机身之间，第一机身的外侧设置有第一机翼，第二机身的外侧设置有第二机翼；所述升力体的尾部设置有垂直尾翼，垂直尾翼上连接有水平尾翼，所述垂直尾翼表面安装有方向舵，水平尾翼表面安装有升降舵；

且所述升力体的前缘端设置有一组能够转动的前置倾转电机，所述升力体上设置有后升力螺旋桨。

2.根据权利要求1所述的地效无人机，其特征在于，所述升力体呈流线型，且升力体的横剖面为平凸翼型或双凸翼型。

3.根据权利要求1所述的地效无人机，其特征在于，所述第一机翼及第二机翼均具有上反角。

4.根据权利要求3所述的地效无人机，其特征在于，所述前置倾转电机的转动角度范围为:0°至90°。

5.根据权利要求1所述的地效无人机，其特征在于，所述地效无人机还包括用于调整前置倾转电机的转动角度的第一舵机、用于调整前置倾转电机的转速的倾转电机调速器，以及用于调整后升力螺旋桨的转速的升力螺旋桨调速器。

6.根据权利要求1～5任一项所述的地效无人机，其特征在于，所述后升力螺旋桨的进气孔及出气孔处均设置有百叶窗盖板，且所述百叶窗盖板安装在升力体的上表面与下表面，当百叶窗式盖板关闭时，升力体的上、下表面呈平整状态。

7.根据权利要求6所述的地效无人机，其特征在于，所述百叶窗盖板设置有用于控制百叶窗盖板打开和关闭的第二舵机、球头连杆和摇臂，所述第二舵机通过所述摇臂与所述球头连杆相连，所述球头连杆与所述百叶窗盖板的叶片相连，所述第二舵机通过控制所述摇臂转动，带动所述球头连杆转动，从而带动百叶窗盖板的叶片转动。

8.一种地效无人机高度控制方法，所述方法用于对权利要求1～7任意一项所述的地效无人机进行高度控制，其特征在于，包括以下步骤：

获取地效无人机的期望飞行高度，将期望飞行高度减去实际飞行高度，得到高度误差，并将高度误差输入垂向高度控制回路，垂向高度控制回路输出地效无人机的期望升降速率；

将期望升降速率减去实际升降速率，得到升降率误差，并将升降率误差输入升降率控制回路，升降率控制回路输出地效无人机的期望俯仰角；

将期望俯仰角减去实际俯仰角，得到俯仰角误差，并将俯仰角误差输入俯仰角控制回路，俯仰角控制回路输出地效无人机的期望俯仰角速率；

将期望俯仰角速率减去实际俯仰角速率，得到俯仰角速率误差，并将俯仰角速率误差输入俯仰角速率控制回路，俯仰角速率控制回路输出地效无人机的期望升降舵角偏量；

将期望升降舵角偏量减去升降舵的实际角偏量，得到角偏量误差，升降舵根据角偏量误差向上或向下偏转；

当角偏量误差为正值时，升降舵向上偏转，地效无人机向上抬头，进行爬升飞行；当角偏量误差为负值时，升降舵向下偏转，地效无人机向下低头，进行下滑飞行；当角偏量误差为零时，地效无人机平行飞行，此时地效无人机的实际飞行高度等于期望飞行高度。

9.根据权利要求8所述的地效无人机高度控制方法，其特征在于，所述实际飞行高度利用气压高度计和或TOF激光测量得到；

其中，利用气压高度计和或TOF激光进行测量的步骤包括：

当地效无人机的实际高度大于预设上限值时，仅使用气压高度计对地效无人机的实际高度进行测量；

当地效无人机的实际高度大于等于预设下限值且小于等于预设上限值时，利用融合算法，混合使用气压高度计和TOF激光对地效无人机的实际高度进行测量；

当地效无人机的实际高度小于预设下限值时，仅使用TOF激光对地效无人机的实际高度进行测量。

10.根据权利要求9所述的地效无人机高度控制方法，其特征在于，利用融合算法，混合使用气压高度计和TOF激光对地效无人机的实际高度进行测量的步骤包括：

利用TOF激光对地效无人机的实际高度进行若干次测量，得到若干个TOF激光测量结果；

利用气压高度计对地效无人机的实际高度进行若干次测量，得到若干个气压高度计测量结果；

利用若干个TOF激光测量结果和若干个气压高度计测量结果，计算地效无人机的实际高度的测量值 的计算表达式为：

式中，X_h(k)表示第k次测量得到的TOF激光测量结果，X_p(k)表示第k次测量得到的气压高度计测量结果，n为预设值；R_hp(k)表示X_h(k)和X_p(k)的互协方差，R_hp(k-1)表示第k-1次测量得到的TOF激光测量结果和气压高度计测量结果的互协方差的估计值；R_hh(k)表示X_h(k)的自协方差，R_hh(k-1)表示第k-1次测量得到的TOF激光测量结果的自协方差的估计值；R_hp表示R_hp(k)的估计值，R_hh表示R_hh(k)的估计值。