机翼间距调节模块、包含其的飞行器及飞行器控制方法与流程

1.本发明涉及航空技术领域，特别涉及机翼间距调节模块、包含其的飞行器及飞行器控制方法。


背景技术：

2.垂直起降飞行器能够垂直起飞和降落，不需要机场和跑道支持，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尾座式复合翼垂直起降固定翼飞行器，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。
3.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在旋转的360度内会由于高速平飞造成气动力大幅度周期变化，影响发电性能。
4.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。
5.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，另外，其两个内襟副翼、两个外襟副翼、两个平尾、两个垂尾在垂直阶段对外界风扰影响敏感，进一步降低了垂直起降性能。


技术实现要素：

6.本发明为解决上述问题，提供机翼间距调节模块、包含其的飞行器及飞行器控制方法。
7.为实现上述目的，本发明采用以下具体技术方案：
8.一种机翼间距调节模块，包括：用于调节机翼间距的伸缩单元组、用于驱动伸缩单元组进行伸缩的动力单元；
9.伸缩单元组包括第一伸缩单元和第二伸缩单元；第一伸缩单元与第一机翼固定连接，第二伸缩单元与第二机翼固定连接，通过动力单元带动第一伸缩单元和第二伸缩单元进行伸缩，调节第一机翼与第二机翼之间的距离。
10.优选地，第一伸缩单元包括第一齿条和第一导轨，第一齿条沿第一导轨做直线运动，第一齿条的一端与第一机翼固定连接；
11.第二伸缩单元包括第二齿条和第二导轨，第二齿条沿第二导轨做直线运动，第二齿条的一端与第二机翼固定连接；
12.动力单元包括动力电机和动力齿轮，动力齿轮套装在动力电机的输出轴上，且动力齿轮与第一齿条和第二齿条啮合，通过动力电机驱动动力齿轮进行旋转，带动第一齿条和第二齿条做反向运动，调节第一机翼与第二机翼之间的距离。
13.优选地，还包括用于走线的走线槽、用于固定动力单元、第一导轨、第二导轨和走线槽的底板；动力单元、第一导轨、第二导轨和走线槽均与底板固定连接。
14.优选地，还包括用于保护伸缩单元组、动力单元、动力齿轮、走线槽和底板的外壳；外壳置于机翼间距调节模块的最外侧。
15.一种飞行器，包括机身，还包括用于实现飞行的第一机翼和第二机翼、用于提供动力的垂直起降模块组、用于实现转向的副翼组和由机翼间距调节模块组成的机翼间距调节模块组；
16.机翼间距调节模块组包括第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块，第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块相对机身对称分布，并与机身固定连接；
17.第一机翼和第二机翼相对机身对称分布，第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的第一伸缩单元均与第一机翼固定连接，第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的第二伸缩单元均与第二机翼固定连接，第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的伸缩单元组进行同步伸缩，调节第一机翼与第二机翼之间的距离；
18.垂直起降模块组包括四个结构相同的垂直起降模块，垂直起降模块包括用于提供升力的螺旋桨和驱动螺旋桨旋转的发动机，四个垂直起降模块分别固定在第一机翼和第二机翼的两端；
19.副翼组包括四个副翼和四个用于控制副翼的舵机，四个副翼和四个舵机均固定在第一机翼和第二机翼的表面，且相对机身对称分布。
20.优选地，第一机翼和第二机翼均为后掠式飞翼，第一机翼和第二机翼的后掠角相等。
21.优选地，后掠角的范围为5
°‑
70
°
。
22.优选地，第一机翼和/或第二机翼设有上反角或下反角。
23.优选地，上反角和下反角均不大于45
°
。
24.优选地，第一机翼与第二机翼的最小间距大于第一机翼和第二机翼的翼根弦长。
25.优选地，第一机翼和/或第二机翼为高升力翼型机翼。
26.优选地，第一机翼和第二机翼均设有机翼安装孔和机翼走线孔，在第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块上对应于机翼安装孔和机翼走线孔的位置分别设有第
一安装孔和第一走线孔，通过机翼安装孔与第一安装孔的配合，将第一机翼与第一机翼间距调节模块固定连接以及将第二机翼与第二机翼间距调节模块固定连接，通过机翼走线孔与第一走线孔的配合，使第一机翼与第一机翼间距调节模块的线束连接以及第二机翼与第二机翼间距调节模块的线束连接。
27.优选地，垂直起降模块还包括用于固定发动机的发动机座舱、用于辅助垂直升降的垂直安定支脚；
28.螺旋桨与发动机的输出端固定连接，发动机与发动机座舱固定连接，发动机座舱和垂直安定支脚均与第一机翼或第二机翼固定连接。
29.优选地，四个垂直起降模块的螺旋桨的旋转轴线互相平行。
30.优选地，互相平行的旋转轴线与第一机翼和第二机翼的机翼弦线平行或具有夹角。
31.优选地，夹角小于30
°
。
32.优选地，固定在第一机翼的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相反；固定在第二机翼的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相反；固定在第一机翼和第二机翼上，且位于同侧的两个垂直起降模块的螺旋桨的旋转方向相同。
33.优选地，发动机为电动机或油电混合动力发动机。
34.优选地，垂直安定支脚为对称翼型结构，并与发动机座舱背离螺旋桨的表面固定连接。
35.优选地，四个副翼分别位于发动机座舱周围的四个预设副翼位置，四个预设副翼位置相对机身对称分布。
36.优选地，机身的表面设有对称分布的机身安装孔和机身走线孔，在第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块上对应于机身安装孔和机身走线孔的位置分别设有第二安装孔和第二走线孔，通过机身安装孔与第二安装孔的配合，将机身分别与第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块固定连接，通过机身走线孔与第二走线孔的配合，将机身的线束分别与第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的线束连接。
37.优选地，四个发动机座舱的后端分别安装平尾。
38.优选地，第一机翼间距调节模块的外形和第二机翼间距调节模块的外形均为对称翼型。
39.优选地，在第一机翼间距调节模块的后缘处安装有第一垂尾，在第二机翼间距调节模块的后缘处安装有第二垂尾。
40.飞行器的飞行控制方法，包括以下几种控制方法：
41.垂直起降的控制：第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的伸缩单元组均处于收缩状态，使第一机翼和第二机翼处于小间距状态，通过螺旋桨的升力、第一机翼和第二机翼的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；
42.平飞的控制：第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的伸缩单元组均处于伸长状态，使第一机翼和第二机翼处于大间距状态，通过第一机翼和第二机翼的气动力和副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；当第一机翼、第二机翼和副翼组的气动力的操纵能力不够时，通过螺旋桨的升力进行差动，产生补偿气动力；
43.悬停的控制：第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的伸缩单元组均处
于伸长状态，使第一机翼和第二机翼处于大间距状态，通过螺旋桨的升力、第一机翼和第二机翼的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；
44.从垂直起飞转换至平飞的控制：第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的伸缩单元组从收缩状态转换至伸长状态，使第一机翼和第二机翼从小间距状态转换至大间距状态，通过螺旋桨的升力、第一机翼和第二机翼的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；
45.从平飞转换至垂直降落的控制：第一机翼间距调节模块和第二机翼间距调节模块的伸缩单元组从伸长状态转换至收缩状态，使第一机翼和第二机翼从大间距状态转换至小间距状态，通过螺旋桨的升力、第一机翼和第二机翼的气动力、副翼组的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道。
46.优选地，在控制飞行器垂直起降、悬停和从平飞转换至垂直降落的过程中，控制飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：
47.通过四个副翼的差动产生偏航力矩，控制飞行器的航向角；
48.通过四个螺旋桨的差动和四个副翼的联动产生俯仰力矩，控制飞行器的俯仰角；
49.通过四个螺旋桨的差动产生滚转力矩，控制飞行器的滚转角。
50.优选地，在控制飞行器平飞和从垂直起飞转换至平飞的过程中，控制飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：
51.通过四个螺旋桨的差动产生偏航力矩，控制飞行器的航向角；
52.通过四个螺旋桨的差动和四个副翼的联动产生俯仰力矩，控制飞行器的俯仰角；
53.通过四个副翼的差动产生滚转力矩，控制飞行器的滚转角。
54.本发明能够取得以下技术效果：
55.(1)消除了常规复合翼存在的“死重”不足，气动效率高。
56.(2)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。
57.(3)可在发动机、螺旋桨和副翼部分失效时仍进行可控飞行，可靠性好。
58.(4)机翼间距可无级调整，改善了垂直起降飞行器垂直起降阶段迎风面积大，抗风能力弱的固有缺点，提高了垂直起降、平飞及转换全飞行过程的控制能力。
附图说明
59.图1是根据本发明实施例的机翼间距调节模块的内部结构示意图；
60.图2是根据本发明实施例的机翼间距调节模块的示意图；
61.图3是根据本发明实施例的飞行器的等轴测视图；
62.图4是根据本发明实施例的飞行器的实施例1的示意图；
63.图5是根据本发明实施例的第一机翼的示意图；
64.图6是根据本发明实施例的机身的示意图；
65.图7是根据本发明实施例的飞行器的实施例2的示意图；
66.图8是根据本发明实施例的飞行器的实施例3的示意图。
67.其中的附图标记包括：第一齿条1、第一导轨2、第二齿条3、第二导轨4、动力齿轮5、走线槽6、底板7、外壳8、第一机翼9、第二机翼10、机身11、垂直起降模块组12、副翼组13、第
一机翼间距调节模块14、第二机翼间距调节模块15、第一安装孔8
‑
1、第一走线孔8
‑
2、第二安装孔8
‑
3、第二走线孔8
‑
4、第一机翼安装孔9
‑
1、第一机翼走线孔9
‑
2、机身安装孔11
‑
1、机身走线孔11
‑
2、舱盖11
‑
3、螺旋桨12
‑
1、发动机12
‑
2、发动机座舱12
‑
3、垂直安定支脚12
‑
4、副翼13
‑
1、舵机13
‑
2。
具体实施方式
68.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。
69.本发明实施例提供的机翼间距调节模块，包括：用于调节机翼间距的伸缩单元组、用于驱动伸缩单元组进行伸缩的动力单元；
70.伸缩单元组包括第一伸缩单元和第二伸缩单元；第一伸缩单元与第一机翼固定连接，第二伸缩单元与第二机翼固定连接，通过动力单元带动第一伸缩单元和第二伸缩单元进行伸缩，进而带动第一机翼和第二机翼进行运动，调节第一待调节机翼与第二待调节机翼之间的距离。
71.如图1所示，在本发明的一个实施例中，第一伸缩单元包括第一齿条1和第一导轨2，第一齿条1的背离齿面的表面设有与第一导轨2相配合的滑块，第一齿条1沿第一导轨2做直线运动，通过第一导轨2保持第一齿条1进行运动时的直线度；第一齿条1的一端与第一机翼固定连接，通过第一齿条1的运动带动第一机翼进行运动；
72.第二伸缩单元包括第二齿条3和第二导轨4，第二齿条3的背离齿面的表面设有与第二导轨4相配合的滑块，第二齿条3沿第二导轨4做直线运动，通过第二导轨4保持第二齿条3进行运动时的直线度；第二齿条3的一端与第二机翼固定连接，通过第二齿条3的运动带动第二机翼进行运动；
73.动力单元包括动力电机和动力齿轮5，动力齿轮5套装在动力电机的输出轴上，且动力齿轮5与第一齿条1和第二齿条3啮合，通过动力电机驱动动力齿轮5进行旋转，带动第一齿条1和第二齿条3做反向运动，调节第一机翼与第二机翼之间的距离。
74.在本发明的一个实施例中，还包括用于走线的走线槽6、用于固定动力单元、第一导轨2、第二导轨4和走线槽6的底板7；动力单元、第一导轨2、第二导轨4和走线槽6均与底板7固定连接；通过中空结构的走线槽6对线束进行约束，防止线束接触运动器件，阻碍运动器件进行运动；通过底板7对各个部件进行固定，确保各个部件之间的相对位置，确保机翼间距调节模块的稳定工作。
75.如图2所示，在本发明的一个实施例中，还包括用于保护伸缩单元组、动力单元、动力齿轮5、走线槽6和底板7的外壳8；外壳8置于机翼间距调节模块的最外侧，包裹其余部件；通过外壳8对其余部件进行保护，减少外界对其余部件的干扰或破坏。
76.上述内容详细说明了本发明提供的机翼间距调节模块的结构，与该调节模块相对应，本发明还提供一种包含该机翼间距调节模块的飞行器。
77.如图3、4、6所示，本发明实施例提供的飞行器，包括机身11，还包括用于实现飞行的第一机翼9和第二机翼10、用于提供动力的垂直起降模块组12、用于实现转向的副翼组13和由机翼间距调节模块组成的机翼间距调节模块组；
78.机翼间距调节模块组包括第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15，第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15相对机身11的中心轴对称分布，并与机身11固定连接；
79.第一机翼9和第二机翼10相对机身11的中心轴对称分布，减少第一机翼9与第二机翼10之间的不利气动耦合效应，第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的第一伸缩单元均与第一机翼9固定连接，第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的第二伸缩单元均与第二机翼10固定连接，第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的伸缩单元组进行同步伸缩，调节第一机翼9与第二机翼10之间的距离；第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15进行同步伸缩，防止两个机翼间距调节模块的长度不同导致的机翼倾斜；
80.垂直起降模块组12包括四个结构相同的垂直起降模块，垂直起降模块包括用于提供升力的螺旋桨12
‑
1和驱动螺旋桨12
‑
1旋转的发动机12
‑
2，四个垂直起降模块分别固定在第一机翼9和第二机翼10的两端；通过垂直起降模块的螺旋桨12
‑
1提供飞行器进行垂直起降、悬停和平飞时的动力。
81.副翼组13包括四个副翼13
‑
1和四个用于控制副翼13
‑
1的舵机13
‑
2，四个副翼13
‑
1和四个舵机13
‑
2均固定在第一机翼9和第二机翼10的表面，且相对机身11的中心轴对称分布，通过舵机13
‑
2驱动副翼13
‑
1改变形态，进而改变飞行器的飞行方向；
82.机身11为中空舱结构，包括舱盖11
‑
3，通过中空舱运载物体。
83.如图5所示，在本发明的一个实施例中，第一机翼9和第二机翼10均为后掠式飞翼，第一机翼9和第二机翼10的后掠角相等。
84.在本发明的一个实施例中，后掠角的范围为5
°‑
70
°
。
85.在本发明的一个实施例中，第一机翼9和/或第二机翼10设有上反角或下反角。
86.在本发明的一个实施例中，上反角和下反角均不大于45
°
。
87.在本发明的一个实施例中，第一机翼9与第二机翼10的最小间距大于第一机翼9和第二机翼10的翼根弦长，翼根弦长为机翼中心处的弦长，通过控制最小间距来提高气动效率。
88.在本发明的一个实施例中，第一机翼9和/或第二机翼10为高升力翼型机翼。
89.在本发明的一个实施例中，第一机翼9和第二机翼10均设有机翼安装孔和机翼走线孔，在第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15上对应于机翼安装孔和机翼走线孔的位置分别设有第一安装孔8
‑
1和第一走线孔8
‑
2，通过机翼安装孔与第一安装孔8
‑
1的配合，将第一机翼9与第一机翼间距调节模块14固定连接以及将第二机翼10与第二机翼间距调节模块15固定连接，通过机翼走线孔与第一走线孔8
‑
2的配合，使第一机翼9与第一机翼间距调节模块14的线束连接以及第二机翼10与第二机翼间距调节模块15的线束连接。
90.如图5所示，以第一机翼9为例，第一机翼9的表面设有第一机翼安装孔9
‑
1和第一机翼走线孔9
‑
2。
91.在本发明的一个实施例中，垂直起降模块还包括用于固定发动机12
‑
2的发动机座舱12
‑
3、用于辅助垂直升降的垂直安定支脚12
‑
4；
92.螺旋桨12
‑
1与发动机12
‑
2的输出端固定连接，发动机12
‑
2与发动机座舱12
‑
3固定连接，发动机座舱12
‑
3和垂直安定支脚12
‑
4均与第一机翼9或第二机翼10固定连接；通过垂
直安定支脚12
‑
4在垂直起降时提供支撑，并在平飞时提高航向稳定性。
93.在本发明的一个实施例中，四个垂直起降模块的螺旋桨12
‑
1的旋转轴线互相平行。
94.在本发明的一个实施例中，互相平行的旋转轴线与第一机翼9和第二机翼10的机翼弦线平行或具有夹角。
95.在本发明的一个实施例中，夹角小于30
°
。
96.在本发明的一个实施例中，固定在第一机翼9的两个垂直起降模块的螺旋桨12
‑
1的旋转方向相反；固定在第二机翼10的两个垂直起降模块的螺旋桨12
‑
1的旋转方向相反；固定在第一机翼9和第二机翼10上，且位于同侧的两个垂直起降模块的螺旋桨12
‑
1的旋转方向相同；抑制翼尖气流的上洗趋势，提高气动效率。
97.在本发明的一个实施例中，发动机12
‑
2为电动机或油电混合动力发动机12
‑
2；油电混合动力发动机12
‑
2由内燃机和电动发电一体机组成，飞行器平飞时可以通过内燃机驱动螺旋桨12
‑
1产生平飞拉力，使电动发电一体机处于发电状态，即螺旋桨12
‑
1在迎风状态下通过相对来流旋转发电并存储在蓄电池中，螺旋桨12
‑
1旋转平面和相对来流垂直，保证螺旋桨12
‑
1在360
°
旋转范围内气动力均匀，优化预存电量以提高气动效率。
98.在本发明的一个实施例中，垂直安定支脚12
‑
4为对称翼型结构，并与发动机座舱12
‑
3背离螺旋桨12
‑
1的表面固定连接；减少气动干扰，提高垂直起降和平飞时的气动稳定性。
99.在本发明的一个实施例中，四个副翼13
‑
1分别位于发动机座舱12
‑
3周围的四个预设副翼位置，四个预设副翼位置相对机身11的中心轴对称分布；预设副翼位置尽可能地靠近翼尖，从而充分利用螺旋桨12
‑
1滑流来提高控制力矩。
100.如图6所示，在本发明的一个实施例中，机身11的表面设有对称分布的机身安装孔11
‑
1和机身走线孔11
‑
2，在第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15上对应于机身安装孔11
‑
1和机身走线孔11
‑
2分别设有第二安装孔8
‑
3和第二走线孔8
‑
4，通过机身安装孔11
‑
1与第二安装孔8
‑
3的配合，将机身11分别与第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15固定连接，通过机身走线孔11
‑
2与第二走线孔8
‑
4的配合，将机身11的线束分别与第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的线束连接。
101.在本发明的一个实施例中，四个发动机座舱12
‑
3的后端分别安装平尾，通过在每个发动机座舱12
‑
3的后端安装平尾，进一步增加整机水平和垂直飞行时的控制能力和鲁棒性。
102.在本发明的一个实施例中，第一机翼间距调节模块14的外形和第二机翼间距调节模块15的外形均为对称翼型。
103.在本发明的一个实施例中，在第一机翼间距调节模块14的后缘处安装有第一垂尾，在第二机翼间距调节模块15的后缘处安装有第二垂尾，通过安装垂尾来进一步增强航向控制能力和鲁棒性。
104.图4、图6和图7为本发明的三种实施例；
105.如图4所示的实施例1的第一机翼9具有上反角，第二机翼10具有下反角；
106.如图6所示的实施例2的第一机翼9和第二机翼10均无反角，第一机翼9和第二机翼10的升力更大，飞行器进行平飞时的发动机12
‑
2拉力更大；
107.如图7所示的实施例3的第一机翼9具有上反角，第二机翼10无反角。
108.上述内容详细说明了本发明提供的飞行器的结构，与该飞行器相对应，本发明还提供一种飞行器的飞行控制方法。
109.本发明实施例提供的飞行控制方法，包括以下几种控制方法：
110.垂直起降的控制：第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的伸缩单元组均处于收缩状态，使第一机翼9和第二机翼10处于小间距状态，提高气动效率和控制能力；通过螺旋桨12
‑
1的升力、第一机翼9和第二机翼10的气动力、副翼组13的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；螺旋桨12
‑
1的升力、第一机翼9和第二机翼10的气动力、副翼组13的气动力相对质心的力臂都较大，航向角、俯仰角、滚转角和高度通道的操纵力矩充足，垂直起降模式下的控制稳定，鲁棒性好，抗风扰等外界扰动能力强；在副翼13
‑
1部分失效时仍能进行可控飞行，可靠性好。
111.平飞的控制：第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的伸缩单元组均处于伸长状态，使第一机翼9和第二机翼10处于大间距状态，提高升阻比和气动效率；通过第一机翼9和第二机翼10的气动力和副翼组13的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；当第一机翼9、第二机翼10和副翼组13的气动力的操纵能力不够时，通过螺旋桨12
‑
1的升力进行差动，产生补偿气动力；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；在发动机12
‑
2、螺旋桨12
‑
1或副翼13
‑
1部分失效时仍能进行可控飞行，可靠性好。
112.悬停的控制：第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的伸缩单元组均处于伸长状态，使第一机翼9和第二机翼10处于大间距状态，提高升阻比和气动效率；通过螺旋桨12
‑
1的升力、第一机翼9和第二机翼10的气动力、副翼组13的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；
113.从垂直起飞转换至平飞的控制：第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的伸缩单元组从收缩状态转换至伸长状态，使第一机翼9和第二机翼10从小间距状态转换至大间距状态，通过螺旋桨12
‑
1的升力、第一机翼9和第二机翼10的气动力、副翼组13的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；螺旋桨12
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1的升力、第一机翼9和第二机翼10的气动力、副翼组13的气动力相对质心的力臂都较大，航向角、俯仰角、滚转角和高度通道的操纵力矩充足，从垂直起飞转换至平飞时的控制稳定，鲁棒性好，抗风扰等外界扰动能力强；在副翼13
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1部分失效时仍能进行可控飞行，可靠性好。
114.从平飞转换至垂直降落的控制：第一机翼间距调节模块14和第二机翼间距调节模块15的伸缩单元组从伸长状态转换至收缩状态，使第一机翼9和第二机翼10从大间距状态转换至小间距状态，通过螺旋桨12
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1的升力、第一机翼9和第二机翼10的气动力、副翼组13的气动力，控制飞行器的航向角、俯仰角、滚转角和高度通道；螺旋桨12
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1的升力、第一机翼9和第二机翼10的气动力、副翼组13的气动力相对质心的力臂都较大，航向角、俯仰角、滚转角和高度通道的操纵力矩充足，从平飞转换至垂直降落时的控制稳定，鲁棒性好，抗风扰等外界扰动能力强；在副翼13
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1部分失效时仍能进行可控飞行，可靠性好。
115.在本发明的一个实施例中，在控制飞行器垂直起降、悬停和从平飞转换至垂直降落的过程中，控制所述飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：
116.通过四个副翼13
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1的差动产生偏航力矩，控制飞行器的航向角；
117.通过四个螺旋桨12
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1的差动和四个副翼13
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1的联动产生俯仰力矩，控制飞行器的俯仰角；
118.通过四个螺旋桨12
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1的差动产生滚转力矩，控制飞行器的滚转角。
119.在本发明的一个实施例中，在控制飞行器平飞和从垂直起飞转换至平飞的过程中，控制飞行器的航向角、俯仰角和滚转角包括以下步骤：
120.通过四个螺旋桨12
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1的差动产生偏航力矩，控制飞行器的航向角；
121.通过四个螺旋桨12
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1的差动和四个副翼13
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1的联动产生俯仰力矩，控制飞行器的俯仰角；
122.通过四个副翼13
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1的差动产生滚转力矩，控制飞行器的滚转角。
123.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。
124.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。
125.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做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。