一种具有复合式升力结构的飞行器及其控制方法与流程

1.本发明涉及航空飞行器技术领域，具体来说涉及一种具有复合式升力结构的飞行器及其控制方法。


背景技术：

2.目前，具备垂直起降能力的飞行器由于其能够不受地域限制而实现平稳起降，因而在市场已得到了广泛应用，现在主要有多旋翼飞行器与复合式布局垂直起降飞行器两种技术方案比较普遍。
3.多旋翼飞行器的动力组件全部用来提供垂直于机体的拉力，其具有很好的悬停性能。但其向前飞行时依靠倾斜机体的方式，会导致阻力迅速增加，故其最大飞行速度普遍较低，而且功耗较大。复合翼布局的垂直起降飞行器以多旋翼模式起飞，以固定翼模式平飞。到达一定高度后，前拉电机启动，加速到目标速度后，关闭多旋翼电机，只依靠机翼产生升力，具有好的平飞巡航性能。但这种布局的飞行器由于具有很大的机翼，使其在悬停模式时性能受到很大的影响。一方面机翼大大增加了整体的转动惯量且受风影响巨大，降低了控制精度，降低了稳定性；另一方面在悬停状态机翼为死重，降低了悬停的续航时间。
4.现有的复合式垂直起降固定翼的重心范围只有前部旋翼与后部旋翼距离的1％，在进行货物投放巡航过程中，对货物摆放位置要求高，对货物投放后的重量分布要求也高。
5.总的来说，由于传统的复合翼及多旋翼飞行器均具有一定的缺陷：飞行器在巡航阶段对重心位置要求高,飞行器在垂直起降与悬停时，机翼受风影响大、控制精度低、稳定性不够高，以及由于机翼重量原因导致悬停续航时间短、影响使用的问题，有待解决。
6.因此，亟待解决上述问题。


技术实现要素：

7.发明目的：本发明的第一目的是提供一种具有复合式升力结构的飞行器，旨在提出一种新的复合式布局的飞行器，兼顾多旋翼和复合翼各自优势，解决多旋翼飞行器巡航速度低，平飞功耗大、航程短，复合翼布局飞行器在悬停时、机翼受风影响大、控制精度低、稳定性不够高，以及由于机翼重量原因导致悬停续航时间短的问题。
8.本发明的第二目的是提供一种巡航阶段主升力动力组件至少提供70％向上升力的具有复合式升力结构的飞行器。
9.本发明的第三目的是提供一种重心适应范围广的具有复合式升力结构的飞行器。
10.本发明的第四目的是提供一种具有复合式升力结构的飞行器的控制方法。
11.技术方案：为实现以上目的，本发明公开了一种具有复合式升力结构的飞行器，包括机身，所述机身的两侧均水平设置有主升力动力组件，所述机身与所述主升力动力组件之间均设置有机翼一和机翼二，所述机翼一和机翼二为相对设置，所述机身的后侧设置有推力动力组件，所述推力动力组件位于所述机身的纵向中轴处；
12.所述机翼二上分别设置有垂直尾翼一和垂直尾翼二，所述垂直尾翼一和垂直尾翼
二均与机身平行，所述垂直尾翼二位于靠近所述机身的一侧。
13.其中，主升力动力组件包括固定杆、电子调速器、电机和升力螺旋桨，所述电子调速器固定安装在所述固定杆的外壁上，所述电机固定安装在所述电子调速器的上端，所述升力螺旋桨转动安装在所述电机的上侧，所述升力螺旋桨的下端与所述电机固定连接。
14.优选的，推力动力组件包括发动机和推力螺旋桨，所述推力螺旋桨的一端与所述发动机固定连接，所述推力螺旋桨与所述发动机垂直，所述发动机与所述机身固定连接、且与所述机身平行。
15.再者，机翼一与所述机翼二对称设置于所述机身的两端，分别固定连接在所述机翼一与所述机翼二两侧的主升力动力组件呈一端靠近所述机身、另一端远离所述机身。
16.进一步，主升力动力组件具体为三组，且具有两种连接状态：状态一：所述的升力螺旋桨位于所述固定杆的一端，所述升力螺旋桨位于所述固定杆中位处，每两个所述固定杆首尾连接，且所述机翼一与所述机翼二分别固定于两个所述固定杆连接处的外壁。
17.优选的，机翼一的长度小于所述机翼二的长度，且所述机翼一与所述机翼二沿所述位于所述机身飞行方向依次分布。
18.再者，当飞行器巡航飞行时，主升力动力组件、机翼一和机翼二共同为飞行器提供向上升力，其中主升力动力组件至少提供70％的向上升力。
19.进一步，主升力动力组件的数量为n个，n为≥4的偶数，n个主升力动力组件对称分别于机身两侧；
20.当主升力动力组件的转速为中位转速v
中
时，其中v
中
＝k0×v大
，v
大
为主升力动力组件的最大转速，k0为小于1的系数；每一个主升力动力组件产生的升力为其中g为整机重量，飞行器的重心在中间处，即位于重心中限位置；
21.主升力动力组件的转速范围为k1×v大
～k2×v大
，k1和k2均为小于1的系数，k1《k0《k2，当主升力动力组件转速为k1×v大
时，每一个主升力动力组件产生升力为当主升力动力组件转速为k2×v大
时，每一个主升力动力组件产生升力为
22.当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速以k1×v大
旋转，位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速以k2×v大
旋转时，飞行器的重心后限位置到重心中限位置的距离为其中l为前后主升力动力组件之间的距离，m1为位于重心中限位置前部的主升力动力组件的数量，m2为位于重心中限位置后部的主升力动力组件的数量；
23.当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速以k2×v大
旋转，位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速以k1×v大
旋转时，飞行器的重心前限位置到重心中限位置的距离为其中l为前后主升力动力组件之间的距离，m1为位于重心中限位置前部的主升力动力组件的数量，m2为位于重心中限位置后部的主升力动力组件的数量。
24.本发明一种具有复合式升力结构的飞行器的控制方法，包括如下步骤：
25.在飞行器执行货物投放任务中，货物分布不均匀，飞行器的重心与飞行器自身重
心c不重叠，当前部货物重量小于后部货物重量时，飞行器巡航阶段的重心位于飞行器自身重心的后方，飞行器抬头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角降低当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，增大位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速，使飞行器维持巡航过程中的水平姿态；
26.当前部货物重量大于后部货物重量时，飞行器巡航阶段的重心位于飞行器自身重心的前方，飞行器低头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角增大当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，降低位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速，使飞行器维持巡航过程中的水平姿态。
27.本发明一种具有复合式升力结构的飞行器的控制方法，包括如下步骤：
28.当位于重心中限位置前部的货物投放后，由于前部的重量减轻，使得飞行器重心向后移动，飞行器抬头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角降低当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，增大位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速；因为重量减轻，飞行器向上升，飞控降低全部主升力动力组件转速，使飞行器维持水平姿态并保持当前飞行高度；
29.当位于重心中限位置后部的货物投放后，由于后部重量减轻，使得飞行器重心向前移动，飞行器低头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角增大当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，降低位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速；因为重量减轻，飞行器向上升，飞控降低全部主升力动力组件转速，使飞行器维持水平姿态并保持当前飞行高度。
30.有益效果：与现有技术相比，本发明具有以下显著优点：
31.(1)本发明在机身上安装推力动力组件，向前飞行时启动推力动力组件中的发动机驱使推力螺旋桨旋转，进而产生向前推力，使飞行器可以向前飞行，垂直安装在机身两侧的主升力动力组件分为两组，成v字形排列，主升力动力组件安装在机体两侧，两组主升力动力组件分别通过电机带动升力螺旋桨旋转，产生向上的升力，并可通过电子调速器对电机的旋转速度进行控制以实现控制升力大小、达到控制飞机姿态和飞行高度的目的；在飞行器向前飞行时，机身上安装的机翼一与所述机翼二可以可以产生一部分升力，从而减小垂直安装的主升力动力组件的能量消耗，减少向前飞行时的巡航功率，进而达到更高的飞行速度以及更好的续航性能。
32.(2)本发明的重心适应范围大，大大提高了该飞行器的使用便利性；
33.(3)本发明在巡航过程中由主升力动力组件提供大部分的升力，不依赖于舵面控制飞行姿态，机翼和尾翼省略舵面，减轻重量，减小阻力，增大飞行器的可靠性；
34.(4)本发明相对于其他飞行器，在同等量级结构下，比如具有相同的前后主升力动力组件之间距离，缩小机翼的尺寸，机翼的总面积与机身的投影面积比值在不大于1：2；使得飞机的结构重量减轻，提高了载荷能力与续航能力；同时由于机翼面积的相对于整体尺寸的减小，使得飞行器在飞行过程中受风影响减小，获得了比同等量级的飞行器更好的抗风能力，一般可以使抗风等级提高2级。
附图说明
35.图1为本发明实施例提供的整体结构示意图；
36.图2为本发明实施例提供的俯视结构示意图；
37.图3为本发明实施例提供的侧整体结构示意图；
38.图4为本发明实施例提供的侧动力组件部分结构示意图；
39.图5为本发明实施例提供的后动力组件部分结构示意图；
40.图6为本发明中飞行器的重心后限位置的示意图；
41.图7为本发明中飞行器的重心前限位置的示意图；
42.图8为本发明中飞行器的重心范围的示意图；
43.图9为本发明中飞行器货物投放过程中重心变化示意图。
44.附图标记说明：
45.1、机身；21、机翼一；22、机翼二；3、主升力动力组件；4、垂直尾翼一；5、垂直尾翼二；6、推力动力组件；61、发动机；62、推力螺旋桨；31、固定杆；32、电子调速器；33、电机；34、升力螺旋桨。
具体实施方式
46.下面结合附图对本发明的技术方案作进一步说明。
47.如图1、2、4、5所示，一种具有复合式升力结构的飞行器，包括机身1，所述机身1的两侧均水平设置有主升力动力组件3，所述机身1与所述主升力动力组件3之间均设置有机翼一21和机翼二22，所述机翼一21和机翼二22为相对设置，所述机身1的后侧设置有推力动力组件6，所述推力动力组件6位于所述机身1的纵向中轴处；所述主升力动力组件3包括固定杆31、电子调速器32、电机33和升力螺旋桨34，所述电子调速器32固定安装在所述固定杆31的外壁上，所述电机33固定安装在所述电子调速器32的上端，所述升力螺旋桨34转动安装在所述电机33的上侧，所述升力螺旋桨34的下端与所述电机33固定连接；所述推力动力组件6包括发动机61和推力螺旋桨62，所述推力螺旋桨62的一端与所述发动机61固定连接，所述推力螺旋桨62与所述发动机61垂直，所述发动机61与所述机身1固定连接、且与所述机身1平行。在机身1上安装推力动力组件6，向前飞行时启动推力动力组件6中的发动机61驱使推力螺旋桨62旋转，进而产生向前推力，使飞行器可以向前飞行，垂直安装在机身1两侧的主升力动力组件3分为两组，成v字形排列，主升力动力组件3安装在机体两侧，两组主升力动力组件3分别通过电机33带动升力螺旋桨34旋转，使得机身1产生向上的升力，并可通过电子调速器32对电机33的旋转速度进行控制以实现控制升力大小、达到控制飞机姿态和飞行高度的目的。
48.参考附图1、2、3所示，所述机翼二22上分别设置有垂直尾翼一4和垂直尾翼二5，所述垂直尾翼一4和垂直尾翼二5均与机身1平行，所述垂直尾翼二5位于靠近所述机身1的一侧；所述机翼一21与所述机翼二22对称设置于所述机身1的两端，分别固定连接在所述机翼一21与所述机翼二22两侧的主升力动力组件3呈一端靠近所述机身1、另一端远离所述机身1；所述机翼一21的长度小于所述机翼二22的长度，且所述机翼一21与所述机翼二22沿所述位于所述机身1飞行方向依次分布；所述主升力动力组件3具体为三组，且具有两种连接状态：状态一：所述的升力螺旋桨34位于所述固定杆31的一端，所述升力螺旋桨34位于所述固定杆31中位处，每两个所述固定杆31首尾连接，且所述机翼一21与所述机翼二22分别固定于两个所述固定杆31连接处的外壁。在机身1受到后侧安装的推力动力组件6向前飞行时，
机身1上安装的机翼一21与所述机翼二22可以减少主升力动力组件3上升所产生的阻力，从而减小垂直安装的主升力动力组件3的能量消耗，减少向前飞行的巡航功率以及悬停需用功率，进而达到更好的飞行速度以及续航效果，以使用中对飞行器充分利用，便于使用。
49.工作原理：在机身1上安装推力动力组件6，向前飞行时启动推力动力组件6中的发动机61驱使推力螺旋桨62旋转，进而产生向前推力，使机身1可以向前飞行，垂直安装在机身1两侧的主升力动力组件3分为两组，成v字形排列，主升力动力组件3安装在机体两侧，两组主升力动力组件3分别通过电机33带动升力螺旋桨34旋转，产生向上的升力，并可通过电子调速器32对电机33的旋转速度进行控制以实现控制升力大小、达到控制飞机姿态和飞行高度的目的；推力动力组6件通过发动机61带动推力螺旋桨62旋转，产生向前的推力以抵抗飞机前飞时的阻力，以控制推力大小，进而达到控制飞机飞行速度的目的；机身1上安装的机翼一21与所述机翼二22可以减少主升力动力组件3上升所产生的阻力，从而减小垂直安装的主升力动力组件3的能量消耗，减少向前飞行的巡航功率以及悬停需用功率，进而达到更好的飞行速度以及续航效果，通过对飞行平飞以及悬停时的状态改进，使得飞行器兼顾多旋翼和复合翼各自优势。
50.本发明当飞行器巡航飞行时，主升力动力组件3、机翼一21和机翼二22共同为飞行器提供向上升力，其中主升力动力组件3至少提供70％的向上升力。主升力动力组件的数量为n个，n为≥4的偶数，n个主升力动力组件对称分别于机身1两侧；
51.当主升力动力组件的转速为中位转速v
中
时，其中v
中
＝k0×v大
，v
大
为主升力动力组件的最大转速，k0为小于1的系数；每一个主升力动力组件产生的升力为其中g为整机重量，飞行器的重心在中间处，即位于重心中限位置；
52.主升力动力组件的转速范围为k1×v大
～k2×v大
，k1和k2均为小于1的系数，k1《k0《k2，当主升力动力组件转速为k1×v大
时，每一个主升力动力组件产生升力为当主升力动力组件转速为k2×v大
时，每一个主升力动力组件产生升力为
53.当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速以k1×v大
旋转，位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速以k2×v大
旋转时，飞行器的重心后限位置到重心中限位置的距离为其中l为前后主升力动力组件之间的距离，m1为位于重心中限位置前部的主升力动力组件的数量，m2为位于重心中限位置后部的主升力动力组件的数量；
54.当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速以k2×v大
旋转，位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速以k1×v大
旋转时，飞行器的重心前限位置到重心中限位置的距离为其中l为前后主升力动力组件之间的距离，m1为位于重心中限位置前部的主升力动力组件的数量，m2为位于重心中限位置后部的主升力动力组件的数量。
55.本发明中主升力动力组件的数量为6个，飞行器依靠调节前后主升力动力组件的转速使机体前后的主升力动力组件的升力产生差值来适应不同的重心，重心在中限位置时，六个主升力动力组件均产生1/6整机重量的升力，中位转速v
中
为最大转速v
大
的50％，即
k0＝50％。主升力动力组件的转速范围为20％
×v大
～80％
×v大
，当主升力动力组件转速为20％
×v大
时，每一个主升力动力组件产生升力为当主升力动力组件转速为80％
×v大
时，每一个主升力动力组件产生升力为
56.如图6所示，当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速以20％
×v大
旋转，位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速以80％
×v大
旋转时，飞行器的重心后限位置到重心中限位置的距离为其中l为前后主升力动力组件之间的距离；
57.如图7所示，当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速以80％
×v大
旋转，位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速以20％
×v大
旋转时，飞行器的重心前限位置到重心中限位置的距离为其中l为前后主升力动力组件之间的距离。
58.如图8所示，故飞行器的重心适应范围可以达到前后主升力动力组件之间距离的40％。
59.本发明一种具有复合式升力结构的飞行器的控制方法，包括如下步骤：
60.在飞行器执行货物投放任务中，货物分布不均匀，飞行器的重心与飞行器自身重心c不重叠，当前部货物重量小于后部货物重量时，飞行器巡航阶段的重心位于飞行器自身重心的后方，飞行器抬头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角降低当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，增大位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速，使飞行器维持巡航过程中的水平姿态；
61.当前部货物重量大于后部货物重量时，飞行器巡航阶段的重心位于飞行器自身重心的前方，飞行器低头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角增大当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，降低位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速，使飞行器维持巡航过程中的水平姿态；
62.当位于重心中限位置前部的货物投放后，由于前部的重量减轻，使得飞行器重心向后移动，飞行器抬头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角降低当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，增大位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速；因为重量减轻，飞行器向上升，飞控降低全部主升力动力组件转速，使飞行器维持水平姿态并保持当前飞行高度；其中前部的主升力动力组件转速降低的多，后部的主升力动力组件转速降低的少；
63.当位于重心中限位置后部的货物投放后，由于后部重量减轻，使得飞行器重心向前移动，飞行器低头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角增大当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，降低位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速；因为重量减轻，飞行器向上升，飞控降低全部主升力动力组件转速，使飞行器维持水平姿态并保持当前飞行高度；其中前部的主升力动力组件转速降低的小，后部的主升力动力组件转速降低的多；
64.当有一阵风吹向飞行器前部让飞行器呈抬头姿态时，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角降低位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，并提高位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速，从而产生一个低头力矩，让飞行器回到水平姿态；
65.当有一阵风吹向飞行器右部让飞行器右部上升，呈向左滚动姿态时，飞控根据飞
行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角降低位于中垂面右部的主升力动力组件转速并提高位于中垂面左部主升力动力组件转速，从而产生一个向右横滚力矩，让飞行器回到到水平姿态。
66.如图9所示，飞行器自身的重心为重心c，在一次典型的货物投放任务中，货物ab的重量并不相等，货物a的重量小于货物b的重量，这会导致飞行器在巡航阶段的重心位于重心a，在重心c的后方；飞行器可以降低前部主升力动力组件的螺旋桨转速，增加后部主升力动力组件的螺旋桨转速来使飞行器维持水平姿态。当飞行器将货物a投放后，由于前部的重量减轻，使得整体的重心进一步向后移动到重心b。飞行器可以继续降低前部主升力动力组件的螺旋桨转速，并稍微降低后部主升力动力组件的螺旋桨转速，来使飞行器维持水平姿态并保持当前飞行高度。当飞行器飞行一段时间后，将货物b投放，由于后部重量减轻，飞行器整体的重心将突然向前移动到重心c。飞行器可以降低后部主升力动力组件的螺旋桨转速，并稍微降低前部主升力动力组件的螺旋桨转速来使飞行器维持水平姿态并保持当前飞行高度。
67.本发明飞行器巡航阶段，机翼只产生30％的升力，旋翼部分产生70％的升力。机翼上没有舵面，通过控制旋翼的转速来保持飞行器始终是水平状态，飞行器在飞行过程中可以适应比较大的重心位置变化，同时保持自身姿态始终为水平状态，飞行阻力最小；尾部动力系统提供飞行器向前飞行的推力，三个部分共同维持飞行器的巡航过程。
68.本发明可实现巡航阶段在不同速度与起飞重量范围内保持飞行器机体0度左右迎角飞行，机翼始终可以工作在最大升阻比迎角；而普通带有机翼的飞行器在不同的飞行速度或者不同的起飞重量巡航时，需要改变飞行器的迎角来适应。
69.本发明的飞行过程：
70.(1)飞控收到起飞指令；
71.(2)起飞阶段，飞控控制主升力动力组件旋转，主升力动力组件带动机体升高到设定高度；
72.(3)爬升阶段，飞控控制推力动力组件带动尾部螺旋桨旋转，同时提高前部两个主升力动力组件转速，降低后部两个主升力动力组件转速，使机体姿态维持在抬头姿态，增加尾部螺旋桨转速，让飞行器加速前飞同时提高飞行高度；
73.(4)巡航阶段，到达飞行高度后，飞控降低前部两个主升力动力组件的螺旋桨转速，并提高后部两个主升力动力组件的螺旋桨转速，使机体姿态保持水平，减小尾部螺旋桨转速，将飞行器的飞行速度维持在所需的飞行速度；
74.(5)下滑阶段，在快到达目标位置时，飞控降低前部两个主升力动力组件的螺旋桨转速，并提高后部两个主升力动力组件的螺旋桨转速，使飞行器姿态保持在低头姿态，并降低尾部螺旋桨转速，使飞行器向下飞行并维持目标飞行速度；
75.(6)降落阶段，到达目标位置上空后，关闭尾部螺旋桨，依靠主升力动力组件飞行到目标位置并降落。
76.本发明相对于其他飞行器，在同等量级下，比如具有相同的前后主升力动力组件之间距离，缩小机翼的尺寸，机翼的总面积与机身的投影面积比值在不大于1：2；使得飞机的结构重量减轻，提高了载荷能力与续航能力；同时由于机翼面积的相对于整体尺寸的减小，使得飞行器在飞行过程中受风影响减小，获得了比同等量级的飞行器更好的抗风能力，一般可以使抗风等级提高2级。机翼大小要与主升力动力组件的旋翼的直径相配合，前后机
翼的展长在主升力动力组件的旋翼直径的1.2～1.5倍之间，巡航状态机翼升力不大于整机重力的30％。机翼的展长与弦长的比值在9～12之间。
77.以上只通过说明的方式描述了本发明的某些示范性实施例，毋庸置疑，对于本领域的普通技术人员，在不偏离本发明的精神和范围的情况下，可以用各种不同的方式对所描述的实施例进行修正。因此，上述附图和描述在本质上是说明性的，不应理解为对本发明权利要求保护范围的限制。

技术特征：
1.一种具有复合式升力结构的飞行器，其特征在于：包括机身(1)，所述机身(1)的两侧均水平设置有主升力动力组件(3)，所述机身(1)与所述主升力动力组件(3)之间均设置有机翼一(21)和机翼二(22)，所述机翼一(21)和机翼二(22)为相对设置，所述机身(1)的后侧设置有推力动力组件(6)，所述推力动力组件(6)位于所述机身(1)的纵向中轴处；所述机翼二(22)上分别设置有垂直尾翼一(4)和垂直尾翼二(5)，所述垂直尾翼一(4)和垂直尾翼二(5)均与机身(1)平行，所述垂直尾翼二(5)位于靠近所述机身(1)的一侧。2.根据权利要求1所述的一种具有复合式升力结构的飞行器，其特征在于，所述主升力动力组件(3)包括固定杆(31)、电子调速器(32)、电机(33)和升力螺旋桨(34)，所述电子调速器(32)固定安装在所述固定杆(31)的外壁上，所述电机(33)固定安装在所述电子调速器(32)的上端，所述升力螺旋桨(34)转动安装在所述电机(33)的上侧，所述升力螺旋桨(34)的下端与所述电机(33)固定连接。3.根据权利要求1所述的一种具有复合式升力结构的飞行器，其特征在于，所述推力动力组件(6)包括发动机(61)和推力螺旋桨(62)，所述推力螺旋桨(62)的一端与所述发动机(61)固定连接，所述推力螺旋桨(62)与所述发动机(61)垂直，所述发动机(61)与所述机身(1)固定连接、且与所述机身(1)平行。4.根据权利要求1所述的一种具有复合式升力结构的飞行器，其特征在于，所述机翼一(21)与所述机翼二(22)对称设置于所述机身(1)的两端，分别固定连接在所述机翼一(21)与所述机翼二(22)两侧的主升力动力组件(3)呈一端靠近所述机身(1)、另一端远离所述机身(1)。5.根据权利要求2所述的一种具有复合式升力结构的飞行器，其特征在于，所述主升力动力组件(3)具体为三组，且具有两种连接状态：状态一：所述的升力螺旋桨(34)位于所述固定杆(31)的一端，所述升力螺旋桨(34)位于所述固定杆(31)中位处，每两个所述固定杆(31)首尾连接，且所述机翼一(21)与所述机翼二(22)分别固定于两个所述固定杆(31)连接处的外壁。6.根据权利要求2所述的一种具有复合式升力结构的飞行器，其特征在于，所述机翼一(21)的长度小于所述机翼二(22)的长度，且所述机翼一(21)与所述机翼二(22)沿所述位于所述机身(1)飞行方向依次分布。7.根据权利要求1所述的一种具有复合式升力结构的飞行器，其特征在于：当飞行器巡航飞行时，主升力动力组件(3)、机翼一(21)和机翼二(22)共同为飞行器提供向上升力，其中主升力动力组件(3)至少提供70％的向上升力。8.根据权利要求1所述的一种具有复合式升力结构的飞行器，其特征在于：所述主升力动力组件的数量为n个，n为≥4的偶数，n个主升力动力组件对称分别于机身(1)两侧；当主升力动力组件的转速为中位转速v
中
时，其中v
中
＝k0×v大
，v
大
为主升力动力组件的最大转速，k0为小于1的系数；每一个主升力动力组件产生的升力为其中g为整机重量，飞行器的重心在中间处，即位于重心中限位置；主升力动力组件的转速范围为k1×v大
～k2×v大
，k1和k2均为小于1的系数，k1＜k0＜k2，当主升力动力组件转速为k1×v大
时，每一个主升力动力组件产生升力为当主升力动
力组件转速为k2×v大
时，每一个主升力动力组件产生升力为当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速以k1×v大
旋转，位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速以k2×v大
旋转时，飞行器的重心后限位置到重心中限位置的距离为其中l为前后主升力动力组件之间的距离，m1为位于重心中限位置前部的主升力动力组件的数量，m2为位于重心中限位置后部的主升力动力组件的数量；当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速以k2×v大
旋转，位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速以k1×v大
旋转时，飞行器的重心前限位置到重心中限位置的距离为其中l为前后主升力动力组件之间的距离，m1为位于重心中限位置前部的主升力动力组件的数量，m2为位于重心中限位置后部的主升力动力组件的数量。9.一种根据权利要求1至8任一所述的具有复合式升力结构的飞行器的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：在飞行器执行货物投放任务中，货物分布不均匀，飞行器的重心与飞行器自身重心c不重叠，当前部货物重量小于后部货物重量时，飞行器巡航阶段的重心位于飞行器自身重心的后方，飞行器抬头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角降低当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，增大位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速，使飞行器维持巡航过程中的水平姿态；当前部货物重量大于后部货物重量时，飞行器巡航阶段的重心位于飞行器自身重心的前方，飞行器低头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角增大当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，降低位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速，使飞行器维持巡航过程中的水平姿态。10.根据权利要求9所述的一种具有复合式升力结构的飞行器的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：当位于重心中限位置前部的货物投放后，由于前部的重量减轻，使得飞行器重心向后移动，飞行器抬头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角降低当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，增大位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速；因为重量减轻，飞行器向上升，飞控降低全部主升力动力组件转速，使飞行器维持水平姿态并保持当前飞行高度；当位于重心中限位置后部的货物投放后，由于后部重量减轻，使得飞行器重心向前移动，飞行器低头发生姿态改变，飞控根据飞行姿态检测俯仰角，并根据俯仰角增大当位于重心中限位置前部的主升力动力组件转速，降低位于重心中限位置后部的主升力动力组件转速；因为重量减轻，飞行器向上升，飞控降低全部主升力动力组件转速，使飞行器维持水平姿态并保持当前飞行高度。

技术总结
本发明公开了一种具有复合式升力结构的飞行器及其控制方法，包括机身，机身的两侧均水平设置有主升力动力组件，机身与主升力动力组件之间均设置有机翼一和机翼二，机翼一和机翼二为相对设置，机身的后部设置有推力动力组件，推力动力组件位于机身的纵向中轴处。本发明提供了具有复合式升力结构的飞行器，分别位于机体两侧的主升力动力组件将通过电机带动升力螺旋桨旋转，产生向上的升力、并通过电子调速器对电机的旋转速度进行控制以实现控制升力大小，达到控制飞机姿态和飞行高度的目的；位于飞机后侧的推力动力组件通过发动机带动推力螺旋桨旋转，产生向前的推力以抵抗飞机前飞时的阻力，进而达到控制飞机飞行速度的目的。的。的。


技术研发人员：李磊 杨砚恒 牛毅可 马提升
受保护的技术使用者：南京晓航机器人科技有限公司
技术研发日：2023.03.28
技术公布日：2023/6/14