CN102114914A - 分布式动力多旋翼垂直起降飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，具体公开了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器及其控制方法，该飞行器包括：机体，罩在所述机体外面的整流罩；均匀设置在所述机体上的若干个升力动力单元和推力动力单元，所述升力动力单元和推力动力单元用于调整飞行器的姿态和速度；与所述升力动力单元和推力动力单元连接的中央飞行控制计算机系统，用于控制所述升力动力单元和推力动力单元来调整飞行器的姿态和速度。通过设置均匀分布于机体上的多个升力动力单元，提高了飞行器的可靠性、稳定性以及容灾能力，使其在发动机或旋翼等部件出现机械故障时，仍能够正常飞行，降低坠毁风险。

Description

分布式动力多旋翼垂直起降飞行器及其控制方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器及其控制方法。

背景技术

目前，能够垂直起降的飞行器，最常见的，就是旋翼直升机(简称“直升机”)。直升机主要由机体和升力系统(含主旋翼和尾桨)、动力系统、传动系统三大系统以及机载飞行设备等组成。直升机的主旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴、减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。直升机发动机驱动主旋翼提供升力，把直升机托举在空中。主发动机同时也输出动力至飞行器尾部的尾桨，机载陀螺仪能侦测直升机偏航姿态的偏差并反馈至尾桨控制系统，以便其调整尾桨的螺距，来抵消主旋翼产生的扭矩。

通过称为“倾斜盘”的机构，可以改变直升机主旋翼的桨叶角，从而实现主旋翼周期变距，以此改变主旋翼旋转平面不同位置的升力来实现直升机的飞行姿态控制，再根据升力方向变化改变飞行方向。直升机升空后，发动机保持在一个相对稳定的转速下，控制直升机的上升和下降是通过调整主旋翼的总距来实现的。

从结构上，直升机可分为单旋翼直升机和双旋翼直升机。单旋翼直升机带尾桨，由一个水平主旋翼负责提供升力，尾部一个小型垂直旋翼(尾桨)负责抵消主旋翼产生的反扭矩。例如，欧洲直升机公司制造的EC-135直升机。双旋翼直升机又分为纵列式、横列式和共轴式。纵列式的结构为两个旋翼前后纵向排列，旋转方向相反，例如，美国波音公司制造的CH-47“支努干”运输直升机；横列式的结构为两个旋翼左右横向排列，旋翼轴间隔较远，旋转方向相反，例如，前苏联米里设计局研制的Mi-12直升机；共轴式的结构为两个旋翼上下排列，在同一个轴线上反向旋转，例如，前苏联卡莫夫设计局研制的卡-50武装直升机。

常见的另一种能够实现垂直起降的飞行器是多旋翼飞行器，主要包括四轴单层四旋翼的飞行器，例如申请号为200610080492.5的发明专利申请《多旋翼飞行器》；和四轴双层八旋翼飞行器，例如申请号为200820222484.4的实用新型专利申请《一种可折叠的四轴多旋翼飞行器》。

四轴单层四旋翼飞行器通过支撑臂连接前后和左右两组共四个旋翼，每组内的两个旋翼旋转方向相同，而两组旋翼的旋转方向相反，以此抵消旋翼扭矩，保持机体平衡。其通过改变各个旋翼的转速来改变升力，进而改变四旋翼飞行器的姿态和位置。

四轴双层八旋翼飞行器的结构与四轴单层四旋翼飞行器类似，不过，它采用前后左右共四组旋翼，每组又包含上下两层旋翼。每组内的两个旋翼的旋转方向是相反的，以相互抵消单个旋翼旋转所产生的扭矩。调节前后左右各组旋翼的转速，就可以调节飞行器的飞行姿态和速度。

然而，现有的垂直起降飞行器都存在一个共同的缺陷：由于其飞行原理的限制，此类飞行器的可靠性比较差——当出现发动机停车或旋翼断裂等机械故障时，飞行器就会因为飞行姿态失控或者升力丧失而坠毁，造成人力物力财力的巨大损失；对于载人飞行和搭载昂贵仪器设备的航空摄影、航空勘测等飞行任务来说，此类事故带来的损失更是难以估量。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是提高飞行器的可靠性和稳定性以及容灾能力，使其在发动机、旋翼等部件出现机械故障时，仍能够正常飞行，降低坠毁风险。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了—种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，包括：

机体，罩在所述机体外面的整流罩；

均匀设置在所述机体的多个位置的若干个升力动力单元，和对称设置于所述机体左右两侧的推力动力单元；

所述升力动力单元和推力动力单元结构相同，均包括设置在机体上的涵道，设置在所述涵道中的两套旋翼动力系统；所述升力动力单元用于提供飞行器飞行所需的升力，以及飞行器的滚转和俯仰控制所需的扭矩；所述推力动力单元用于提供所述飞行器飞行所需的推力；

与所述升力动力单元和推力动力单元连接的中央飞行控制计算机系统，用于控制所述升力动力单元和推力动力单元。

其中，每个所述升力动力单元和推力动力单元还包括：一组通过导流片安装轴平行排列在所述涵道底部的导流片，所述升力动力单元的导流片用于提供飞行器的偏航控制所需的扭矩，所述推力动力单元的导流片安装轴处于水平状态时，所述推力动力单元的导流片用于提供飞行器平飞时的滚转控制所需的扭矩。

所述推力动力单元至少为两个，通过推力动力单元安装轴安装在机体上，所述推力动力单元可围绕推力动力单元安装轴进行0-180度的旋转。

所述旋翼动力系统包括：

旋翼；

旋翼螺距控制机构，发动机和转速传感器，分别与所述旋翼连接；

温度传感器，与所述发动机连接；

旋翼动力系统管理计算机，与所述旋翼螺距控制机构、发动机、转速传感器和温度传感器、以及中央飞行控制计算机系统连接，用于采集所述发动机温度和旋翼的转速并将采集的数据发送至所述中央飞行控制计算机系统，并根据所述中央飞行控制计算机系统发送的控制指令控制旋翼的转速和螺距。

所述升力动力单元至少为四个，安装于所述机体上不在同一条直线上、并且不在某个穿过机体重心的纵向剖面的同一侧的任意位置。

所述升力动力单元均匀分布于以所述飞行器重心为圆心的圆上，且相邻的两个升力动力单元的几何中心与飞行器的重心的连线之间的夹角相等。

所述推力动力单元至少为两个，对称分布于所述机体两侧。

还包括：与所述整流罩连接的尾杆，所述尾杆的末端设置有水平尾翼和垂直尾翼，所述水平尾翼上安装有升降舵；所述垂直尾翼上安装有方向舵。

所述中央飞行控制计算机系统包括通过总线网络连接的至少两台飞行控制计算机，一台所述飞行控制计算机处于主控工作状态，其它所述飞行控制计算机处于热备运行状态；所述飞行器的俯仰控制通道、滚转控制通道以及偏航控制通道中的任意一个，均由至少两套控制机构来控制，其中一套控制机构处于主控工作状态，其它控制机构处于热备运行状态。

为了解决上述技术问题，本发明还提供了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，包括：

当所述飞行器处于向前平飞状态时，若所述中央飞行控制计算机系统控制左侧推力动力单元的导流片向下偏转，控制右侧推力动力单元的导流片向上偏转，则所述飞行器向右倾斜；

若所述中央飞行控制计算机系统控制左侧推力动力单元的导流片向上偏转，控制右侧推力动力单元的导流片向下偏转，则所述飞行器向左倾斜。

为了解决上述技术问题，本发明还提供了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，包括：

当中央飞行控制计算机系统控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元的旋翼为正螺距，并产生水平向后的推力，而驱动右侧推力动力单元的旋翼为负螺距，并产生水平向前的推力时，所述飞行器实现顺时针的偏航运动；

当所述中央飞行控制计算机系统控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元的旋翼为负螺距，并产生水平向前的推力，而驱动右侧推力动力单元的旋翼为正螺距，并产生水平向后的推力时，所述飞行器实现逆时针的偏航运动。

为了解决上述技术问题，本发明还提供了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，包括：

当所述飞行器处于平飞状态时，若中央飞行控制计算机系统控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元的旋翼和右侧推力动力单元的旋翼均为负螺距，并都产生水平向前的推力时，则所述飞行器开始刹车减速。

本发明还提供了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，包括：

当升力动力单元的个数为四个或多于四个的偶数，且均匀分布在所述飞行器的机体上时，如果任一升力动力单元的一台发动机出现故障而停止运转，或其一个旋翼出现了机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制关闭对侧升力动力单元对应位置的发动机，同时增加其它升力动力单元的发动机的输出功率，使所有升力动力单元的总输出功率保持不变，维持飞行器的姿态平衡；

当升力动力单元的个数为多于四个的奇数时，如果任一升力动力单元的一台发动机出现故障而停止运转，或其一个旋翼出现了机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制加大并重新分配其它未出现故障的升力动力单元的输出功率，使得所有升力动力单元的总输出功率保持不变，维持飞行器的姿态平衡；

并且所述中央飞行控制计算机系统差动调节左侧推力动力单元和右侧推力动力单元的旋翼的螺距，和/或同步调节所有升力动力单元的导流片的偏转方向和偏转角度，维持所述飞行器偏航姿态的稳定。

本发明还提供了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，包括：

当升力动力单元的个数为四个，且均匀分布在所述飞行器的机体的前后左右四个位置时，若任一升力动力单元的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其两个旋翼全部出现机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制左侧推力动力单元和右侧推力动力单元分别围绕各自的推力动力单元安装轴旋转90度，使所述左侧推力动力单元和右侧推力动力单元的推力方向由水平向后变化为垂直向下，使推力动力单元的功能转变为升力动力单元的功能。

其中，若前置/后置升力动力单元内部的两台发动机或两个旋翼全部出现故障而停止运行，则所述方法还包括：

中央飞行控制计算机系统控制将后置/前置升力动力单元的旋翼的螺距调整为0，使所述后置/前置升力动力单元输出的升力变为0；

如果所述飞行器的俯仰姿态失去平衡，则所述中央飞行控制计算机系统调节后置/前置升力动力单元的旋翼螺距，使其在正螺距和负螺距之间变化，从而使其推力方向在垂直向下与垂直向上之间变化，以产生维持俯仰姿态所需的转动力矩，从而维持所述飞行器的俯仰姿态。

为了解决上述技术问题，本发明还提供了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，包括：

当升力动力单元的个数多于四个时，若任一升力动力单元的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其两个旋翼全部出现机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制加大并重新分配其余未出现故障的升力动力单元的输出功率，使所有升力动力单元的总输出功率保持不变，维持飞行器的姿态平衡。

本发明还提供了一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，包括：

若任一推力动力单元的前部或后部发动机出现故障而停转，或者其前部或后部的旋翼出现了机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制停止另一侧推力动力单元内对应位置的前部或后部发动机，通过控制所述推力动力单元的后部或前部发动机，和/或后部旋翼来维持飞行器的正常飞行；

若任一推力动力单元的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其两个旋翼全部出现了机械故障而停止运转，则中央飞行控制计算机系统控制停止对侧推力动力单元的两台发动机，以维持飞行器的偏航姿态稳定；并通过调节升力动力单元的导流片的偏转方向和偏转角度，或者调节方向舵的偏转角度，来调整所述飞行器的偏航姿态。

(三)有益效果

上述技术方案具有如下有益效果：通过设置均匀分布于机体上的多个升力动力单元，提高了飞行器的可靠性、稳定性以及容灾能力，使其在发动机、旋翼等部件出现机械故障时，仍能够正常飞行，降低坠毁风险。

附图说明

图1是本发明实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的俯视图；

图2是本发明实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的主视图；

图3是本发明实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的左视图；

图4是本发明实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的动力单元结构示意图；

图5是本发明实施例二的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的俯视图；

图6是本发明实施例二的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的主视图；

图7是本发明实施例二的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的左视图；

图8是本发明实施例三的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的俯视图；

图9是本发明实施例三的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的主视图；

图10是本发明实施例三的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的左视图；

图11是本发明实施例三的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的结构示意图。

其中：1：整流罩；2：前置升力动力单元；3，7，15：涵道；4：旋翼；5：导流片；6：右侧推力动力单元；8：右置升力动力单元；9：后置升力动力单元；10：尾杆；11：水平尾翼；12：升降舵；13：左置升力动力单元；14：左侧推力动力单元；16：起落架；17：垂直尾翼；18：方向舵；19：发动机；20：导流片安装轴；21：推力动力单元安装轴；22，23，24，25，26：导流片；27：右前升力动力单元；28：右后升力动力单元；29：左后升力动力单元；30：左前升力动力单元。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

实施例1：具有四个升力动力单元的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器

如图1-4所示，为本发明实施例一的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的结构示意图及动力单元的结构示意图；本实施例的飞行器包括：机体，罩在飞行器的机体上的整流罩1，设置在机体上、安装在整流罩1内的若干个升力动力单元和推力动力单元，以及中央飞行控制计算机系统。

其中整流罩1用于减小飞行器平飞时的空气阻力。同时，在平飞状态下，整流罩也能提供升力。

本实施例以设置四个升力动力单元为例，分别为前置升力动力单元2、后置升力动力单元9、左置升力动力单元13和右置升力动力单元8，该四个升力动力单元均匀设置在机体的前、后、左、右四个方向上，用于提供飞行器飞行所需的升力，以及飞行器的滚转和俯仰控制所需的扭矩；以设置两个推力动力单元为例，分别为左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6，对称设置在机体左右两侧，用于提供飞行器飞行所需的推力，及飞行器偏航控制所需的扭矩。每个升力动力单元和推力动力单元都包括：一个涵道3，设置在涵道3中的两套旋翼动力系统以及一组平行排列在涵道3底部的导流片5，导流片5均通过导流片安装轴20安装在涵道3底部，可绕导流片安装轴20转动。每套旋翼动力系统均包括一个双叶或多叶的旋翼4、一套与旋翼4连接的旋翼螺距控制机构、一台与旋翼连接的发动机19、一个与旋翼4连接的转速传感器，若干与发动机19连接的温度传感器，一台与旋翼螺距控制机构、发动机19、转速传感器和温度传感器，以及中央飞行控制计算机系统连接的旋翼动力系统管理计算机，每个升力动力单元内的导流片安装轴20都指向飞行器的重心。

再如图2所示，本实施例设置的两个推力动力单元，与升力动力单元的结构类似，区别在于，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6均分别通过推力动力单元安装轴21安装在机体上，均可以围绕推力动力单元安装轴21进行0-180度的旋转，使两侧的推力动力单元的推力方向能够由水平向后变化为垂直向下。当推力动力单元的推力方向为水平向后时，其安装角度定义为0度；当推力动力单元绕其安装轴向上旋转，使其推力方向变为垂直向下时，其安装角度定义为90度；当推力动力单元绕其安装轴继续向后旋转，使其推力方向变为水平向前时，其安装角度定义为180度。在初始状态下，两个推力动力单元内的导流片安装轴20都是水平的。右侧推力动力单元6所在的涵道7、涵道7中的导流片26、左侧推力动力单元14所在的涵道15、涵道15中的导流片25均如图1所示。

与普通直升机集中布置动力系统不同，本发明的各个升力动力单元分散设置在飞行器机体上。多个升力动力单元在机体上的位置是任意的，只要不处于同一直线上，并且不在某个穿过机体重心的纵向剖面的同一侧，都可以正常工作。当某个动力单元出现故障时，中央飞行控制计算机系统能够通过传感器立即感知故障，关闭该单元的发动机，调整飞行控制算法，利用其余的动力单元继续维持正常飞行。为了提高飞行器的姿态稳定性和可控性，多个升力动力单元在机体上的位置可以是均匀分布于以飞行器重心为圆心的圆上，且使相邻的两个升力动力单元的几何中心与飞行器的重心的连线之间的夹角相等。

其中，“某个穿过机体重心的纵向剖面”指的是任意一个穿过机体重心和机体坐标系Z轴(方向垂直向上)的平面，如果全部的升力动力单元都在这个平面的同一侧，飞行器也是不能工作的。

涵道3的作用是保护其内部的旋翼4和发动机19，同时，它对旋翼4产生的下洗气流具有整流作用，可以减少飞行器下方乱流的发生，从而增加飞行器的姿态稳定性。上下两个旋转平面相互平行的旋翼4安装在涵道3内，其转速相同、旋转方向相反，以相互抵消因旋翼4转动导致的扭矩。每个旋翼4均由一台发动机19单独驱动，其螺距均可由螺距控制机构驱动而在正螺距和负螺距之间连续变化，从而使其产生的升力的大小可以连续变化。并且，其产生的升力的方向也可以由垂直向上变化为垂直向下。也就是说，该动力单元既可以产生方向向上的升力，也可以产生方向向下的推力。

本发明的升力动力单元和推力动力单元涵道3内的旋翼4都是变距旋翼，其螺距可以在螺距控制机构的驱动下，在负螺距和正螺距之间连续变化，因此升力动力单元或推力动力单元内部的两个旋翼4产生的升力或推力，其大小和方向都是可以连续变化的：对于升力动力单元，因为旋翼螺距的正负变化，它既可以产生方向垂直向上的升力，为飞行器提供维持飞行高度所必须的托举升力，又可以产生方向垂直向下的推力，为飞行器提供控制俯仰、滚转姿态所需的转动力矩；对于推力动力单元，因为旋翼螺距的正负变化，它既可以产生方向水平向后的推力，为飞行器提供向前平飞所需的驱动力，又可以产生方向水平向前的推力，为飞行器提供由平飞状态转入悬停状态所需的刹车制动力，还可以产生调整飞行器偏航姿态所需的转动力矩。

本实施例的旋翼动力系统管理计算机通过传感器采集旋翼转速、发动机温度、导流片的偏转角度等数据，并通过机载的总线网络(RS485网络、I²C网络、CAN网络或者是Ethernet网络)将这些数据发送给中央飞行控制计算机系统，中央飞行控制计算机系统根据接收到的数据发送控制指令给旋翼动力系统管理计算机，旋翼动力系统管理计算机依据其接收到的控制指令调节发动机的输出功率，调整旋翼4的转速，控制旋翼螺距控制机构调节旋翼4的螺距，从而达到控制飞行器姿态和飞行速度的目的。

本实施例的飞行器还包括尾杆10，与整流罩1连接，尾杆10的末端设置有水平尾翼11，水平尾翼11上安装有升降舵12；尾杆10的末端还设置有垂直尾翼17，垂直尾翼17上安装有方向舵18。在飞行器向前平飞时，垂直尾翼17、水平尾翼11能够增加飞行器的偏航姿态及俯仰姿态稳定性，而方向舵18和升降舵12可以用来控制飞行器的偏航姿态及俯仰姿态。整流罩1的底部还设置有起落架16，在飞行器停靠地面时起支撑作用；在飞行状态下，可以折叠收纳到机腹之内，以减小空气阻力。

中央飞行控制计算机系统包括至少两台飞行控制计算机，组成热备式冗余中央飞行控制计算机系统。各台飞行控制计算机都具有独立的电源系统、通讯系统以及惯性姿态传感器等部件，均可以独立实现全功能的姿态解算、导航控制及数据通讯功能。各个飞行控制计算机都连接在总线网络上，通过总线网络交换数据及指令。在全部的飞行控制计算机中，只有一台处于正常的主控工作状态，负责整个飞行器的姿态解算、导航控制及通讯任务，其它飞行控制计算机都处于后台热备运行状态。处于后台热备运行状态的飞行控制计算机，都在各自独立地运行姿态解算和导航运算任务，同时，从总线网络上接收其它飞行控制计算机以广播方式发送的运行状态信息和飞行器姿态数据，并向总线网络广播自己的运行状态信息和姿态数据，但是不发送任何的姿态控制指令。当处于主控工作状态的飞行控制计算机出现故障时，处于后台热备运行状态的其它飞行控制计算机能够通过总线网络感知其故障状态，并通过联网仲裁机制，重新推举一台飞行控制计算机作为主控工作的飞行控制计算机，并使其屏蔽故障飞行控制计算机的全部指令输出，进而完全取代故障飞行控制计算机的全部工作。

本发明的飞行器采用具有自动重构功能的冗余姿态控制通道，防止因姿态控制机构故障导致的姿态失控坠毁事故。对于俯仰、滚转、偏航三个姿态控制通道，均采用结构上的冗余设计。即，俯仰、滚转、偏航中的任意一种姿态控制通道，均可以由主、备两套或两套以上的不同的控制机构来实现：主控制机构处于主控工作状态，在正常情况下负责飞行器的姿态控制；备份控制机构处于热备运行状态，在正常飞行时，不输出控制指令，只有当主控制机构出现故障并进入待机状态时，中央飞行控制计算机系统自动调整飞行控制算法、重构控制通道、发出切换指令，备份控制机构才由热备运行状态转入工作状态，开始输出控制指令，接管本通道的姿态控制功能，从而保障安全、稳定飞行。

本实施例采用以下方式对飞行器进行控制。

(1)飞行器的飞行高度控制：

中央飞行控制计算机系统控制四个升力动力单元的发动机，使各个发动机的输出功率相等，控制螺距控制机构驱动各个旋翼为正螺距，并使各个螺距相等，从而产生相等的升力，实现飞行器的正常飞行；

其中四个升力动力单元产生的升力合力，提供了飞行器悬停飞行和平飞所需的托举升力。

中央飞行控制计算机系统同步加大四个升力动力单元的发动机输出功率，并加大所有旋翼的螺距，使四个升力动力单元的总升力增加，从而使飞行器的飞行高度增加。

中央飞行控制计算机系统同步减小四个升力动力单元的发动机输出功率，并减小所有旋翼的螺距，使四个升力动力单元的总升力减小，从而使飞行器的飞行高度降低。

(2)飞行器的俯仰姿态控制：

中央飞行控制计算机系统通过差动调节前置升力动力单元2和后置升力动力单元9的输出功率，可以控制飞行器的俯仰姿态：

调节前置升力动力单元2的输出功率，使之小于后置升力动力单元9的输出功率，则前置升力动力单元2产生的升力将小于后置升力动力单元9产生的升力，从而使飞行器机体向前倾。

调节前置升力动力单元2的输出功率，使之大于后置升力动力单元9的输出功率，则前置升力动力单元2产生的升力将大于后置升力动力单元9产生的升力，从而使飞行器机体向后仰。

(3)飞行器的俯仰姿态控制的备份通道：

在飞行器向前平飞状态时，安装在尾杆10上的水平尾翼11可以增加俯仰姿态的安定性。同时，通过调整安装在水平尾翼11上的升降舵12，也能控制飞行器的俯仰姿态：

当中央飞行控制计算机系统控制升降舵12向上偏转时，飞行器机头上仰，机体向后倾斜。

当控制升降舵12向下偏转时，飞行器机头下沉，机体向前倾斜。

在向前平飞状态时，由差动调节前置升力动力单元2和后置升力动力单元9的输出功率所形成的俯仰姿态控制通道处于主控工作状态，而由升降舵12执行控制功能的俯仰控制通道则处于热备运行状态。

(4)飞行器的滚转姿态控制：

中央飞行控制计算机系统通过差动调节左置升力动力单元13和右置升力动力单元8的输出功率，可以控制飞行器的滚转姿态：

调节左置升力动力单元13的输出功率，使之小于右置升力动力单元8的输出功率，则左置升力动力单元13产生的升力小于右置升力动力单元8产生的升力，从而使飞行器机体向左倾斜。

调节左置升力动力单元13的输出功率，使之大于右置升力动力单元8的输出功率，则左置升力动力单元13产生的升力大于右置升力动力单元8产生的升力，从而使飞行器机体向右倾斜。

(5)飞行器的滚转姿态控制的备份通道：

在向前平飞状态时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的旋翼4均由螺距控制机构驱动为正螺距，并产生水平向后的推力，从而使飞行器向前高速平飞。在这种飞行状态下，中央飞行控制计算机系统差动调节左侧推力动力单元14的导流片25和右侧推力动力单元6的导流片26，也能够实现飞行器的滚转姿态控制：

当控制左侧推力动力单元14的导流片25向下偏转，而控制右侧推力动力单元6的导流片26向上偏转，能够实现飞行器向右倾斜。

相反地，当控制左侧推力动力单元14的导流片25向上偏转，而右侧推力动力单元6的导流片26向下偏转，能够使飞行器向左倾斜。

这种滚转姿态控制通道能作为平飞状态下滚转控制通道的备份。

(6)飞行器的偏航姿态控制：

中央飞行控制计算机系统通过差动调节对侧升力动力单元的导流片的偏转角度，可以控制飞行器的偏航姿态：

当控制前置升力动力单元2的导流片5向左侧偏转，而后置升力动力单元9的导流片23向右侧偏转时，能够使飞行器实现顺时针偏航运动。

当控制前置升力动力单元2的导流片5向右侧偏转，而后置升力动力单元9的导流片23向左侧偏转时，能够使飞行器实现逆时针偏航运动。

同理，当控制左置升力动力单元13的导流片24向后侧偏转，而右置升力动力单元8的导流片22向前侧偏转时，飞行器会产生顺时针偏航运动；当控制左置升力动力单元13的导流片24向前侧偏转，而右置升力动力单元8的导流片22向后侧偏转时，飞行器会产生逆时针偏航运动。仅使用前后升力动力单元内的两组导流片，或仅使用左右升力动力单元内的两组导流片，都能够实现偏航姿态的控制。但是，若同时使用前后升力动力单元和左右升力动力单元内的四组导流片，则可以得到更大的偏航力矩，从而提高偏航姿态控制的响应速度。

(7)飞行器的偏航姿态控制的备份通道：

在悬停飞行状态时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6可以不用工作，以节省能源，延长飞行时间。但是，也能够通过中央飞行控制计算机系统控制，差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的旋翼4的螺距，来实现飞行器的偏航控制：

当控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元14的旋翼4为正螺距，并产生水平向后的推力，而控制螺距控制机构驱动右侧推力动力单元6的旋翼4为负螺距，并产生水平向前的推力时，可使飞行器实现顺时针的偏航运动。

相反地，当控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元14内的旋翼4为负螺距，并产生水平向前的推力，而控制螺距控制机构驱动右侧推力动力单元6的旋翼4为正螺距，并产生水平向后的推力时，可使飞行器实现逆时针的偏航运动。

这种由差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的旋翼螺距所形成的偏航姿态控制通道可以作为悬停飞行状态下偏航控制通道的备份。

在飞行器向前平飞状态时，中央飞行控制计算机系统通过差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的发动机的输出功率，也能够实现飞行器偏航姿态的控制：

调节左侧推力动力单元14的发动机的输出功率，使之大于右侧推力动力单元6的发动机的输出功率，则飞行器的机头向右偏转，产生顺时针的偏航运动。

相反地，调节左侧推力动力单元14的发动机的输出功率，使之小于右侧推力动力单元6的发动机的输出功率，则飞行器的机头向左偏转，产生逆时针的偏航运动。

这种由差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内发动机的输出功率所形成的控制通道可以作为平飞状态下偏航控制通道的备份。

此外，在飞行器向前平飞状态时，中央飞行控制计算机系统通过控制安装在垂直尾翼17上的方向舵18，也可以实现偏航控制：

当控制方向舵18向左偏转时，飞行器的机头向左偏转，产生逆时针的偏航运动。

当控制方向舵18向右偏转时，飞行器的机头向右偏转，产生顺时针的偏航运动。

这种由调节方向舵18的偏转方向和偏转角度所形成的偏航姿态控制通道，也能作为平飞状态下偏航控制通道的备份。

(8)飞行器的平飞减速控制：

在飞行器处于平飞状态时，若中央飞行控制计算机系统调节螺距控制机构，驱动左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的旋翼4为负螺距，并产生水平向前的推力，则飞行器会刹车减速，直至达到悬停状态。

(9)飞行器升力动力单元内单旋翼动力系统故障时的控制方法：

若前置升力动力单元2、后置升力动力单元9、左置升力动力单元13和右置升力动力单元8中任意一个，其内部的两台发动机有一台出现故障而停止运转，或其中的一个旋翼出现了机械故障，则中央飞行控制计算机系统立即控制关闭对侧升力动力单元对应位置的发动机，以保持飞行器的平衡，同时增加另两个升力动力单元的发动机的输出功率，使动力系统的总输出功率保持不变，以维持飞行器需要的升力。

具体地，就是：若前置升力动力单元2内上部发动机或上部旋翼发生故障而停止运转，则控制关闭后置升力动力单元9内的上部发动机，同时同步增加左置升力动力单元13和右置升力动力单元8的发动机的输出功率。

若前置升力动力单元2内下部发动机或下部旋翼发生故障而停止运转，则控制关闭后置升力动力单元9内的下部发动机，同时同步增加左置升力动力单元13和右置升力动力单元8的发动机的输出功率。

若左置升力动力单元13和右置升力动力单元8的某一台发动机出现故障而停止运转，或者某一个旋翼出现了机械故障，调节的方法也是如此。飞行器升力动力单元内单旋翼动力系统故障，飞行器的姿态控制方法与正常飞行状态下是一致的。

(10)飞行器升力动力单元内双旋翼动力系统故障时的控制方法：

若前置升力动力单元2、后置升力动力单元9、左置升力动力单元13和右置升力动力单元8中的任意一个，其内部的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其内部的两个旋翼全部出现了机械故障，则中央飞行控制计算机系统立即控制左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6围绕推力动力单元安装轴21旋转90度，使两侧推力动力单元14和6的推力方向由水平向后变化为垂直向下，这时两侧推力动力单元14和6的功能转变为升力动力单元的功能；从而保持飞行器的总升力不变，维持飞行器的飞行高度。

同时，对于下述各种情况，分别按照下列的方法调整各个升力动力单元，维持飞行器的飞行姿态：

【1】如果前置升力动力单元2内部的两台发动机或两个旋翼全部出现故障而停止运行，则中央飞行控制计算机系统立即控制将后置升力动力单元9的旋翼螺距变为0，从而使其输出的升力变为0。

如果飞行器的俯仰姿态失去平衡，则中央飞行控制计算机系统调节后置升力动力单元9内部的旋翼螺距，根据需要使其在正螺距和负螺距之间变化，使其输出的推力方向在垂直向下与垂直向上之间变化，以产生维持俯仰姿态所需的转动力矩，从而维持飞行器的俯仰姿态。

【2】如果后置升力动力单元9的两台发动机或两个旋翼全部出现故障而停止运行，则中央飞行控制计算机系统立即控制将前置升力动力单元2内部的旋翼螺距变为0，从而使其输出的升力变为0。

如果飞行器的俯仰姿态失去平衡，则中央飞行控制计算机系统调节前置升力动力单元2内部的旋翼螺距，根据需要使其在正螺距和负螺距之间变化，使其输出的推力方向在垂直向下与垂直向上之间变化，以产生维持俯仰姿态所需的转动力矩，从而维持飞行器的俯仰姿态。

【3】如果左置升力动力单元13或右置升力动力单元8的两台发动机或两个旋翼全部出现故障而停止运行，则中央飞行控制计算机系统直接控制将左置升力动力单元13和右置升力动力单元8的发动机全部关闭，将左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6围绕推力动力单元安装轴21旋转90度，之后左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6代替左置升力动力单元13和右置升力动力单元8的全部功能，进而按照常规姿态控制方法维持飞行器的正常飞行。

在以上三种情况下，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6变成了升力动力单元，飞行器失去了水平推力装置，只能调整飞行器的俯仰姿态，使其前倾一定角度，依靠总升力的水平分量实现向前平飞。

(11)飞行器推力动力单元内单旋翼动力系统故障时的控制方法：

若左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6中的任意一个，其内部的一个发动机出现故障而停转，或者其内部的一个旋翼出现了机械故障，则中央飞行控制计算机系统立即控制停止对侧推力动力单元内相同位置的发动机，依靠两个推力动力单元内剩余的两个发动机和旋翼来维持正常飞行。具体地，就是：

若左侧推力动力单元14的前部发动机出现故障而停转，或者其前部的旋翼出现了机械故障，则立即控制停止右侧推力动力单元6的前部发动机，依靠左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的后部发动机和后部旋翼来维持飞行器的正常飞行。

若左侧推力动力单元14的后部发动机出现故障而停转，或者其后部的旋翼出现了机械故障，则立即控制停止右侧推力动力单元6的后部发动机，依靠左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的前部发动机和前部旋翼来维持飞行器的正常飞行。

若右侧推力动力单元6内部的某个发动机或者旋翼出现了故障，依据前述调整方法对其对侧推力动力单元进行调整。

(12)飞行器推力动力单元内双旋翼动力系统故障时的控制方法：

若左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6中的任意一个，其内部的两台发动机全部出现故障而停转，或者其内部的两个旋翼全部出现了机械故障，则立即停止对侧推力动力单元内的两台发动机，以维持飞行器的偏航姿态稳定。在这种情况下，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的推力丧失，飞行器失去了水平推力装置，只能调整飞行器的俯仰姿态，使其前倾一定角度，依靠总升力的水平分量实现向前平飞。此外，在这种状态下，只能依靠调节升力动力单元内的导流片的偏转方向和偏转角度，或者是调节方向舵18的偏转角度，来实现飞行器偏航姿态的控制。

本实施例中，中央飞行控制计算机系统均通过各个动力单元的旋翼动力系统管理计算机来对各个动力单元的部件进行控制。

实施例2：具有五个升力动力单元的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器

如图5-7所示，为本发明实施例二的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的结构示意图；本实施例与上一实施例的区别在于，本实施例的飞行器具有五个升力动力单元：前置升力动力单元2、左前升力动力单元30、右前升力动力单元27、左后升力动力单元29与右后升力动力单元28，共五个升力动力单元，均匀设置在飞行器机体上，相邻的两个升力动力单元的几何中心到飞行器的重心的连线之间的夹角是相等的。

每个升力动力单元的结构都与前置升力动力单元2相同，与实施例一中的升力动力单元的结构相同。

左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6对称分布于机体两侧，其结构与前置升力动力单元2、左前升力动力单元30、右前升力动力单元27、左后升力动力单元29及右后升力动力单元28的结构类似，区别在于，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6均可以围绕推力动力单元安装轴21进行0-180度的旋转，使两侧的推力动力单元的推力方向均可以由水平向后变化为垂直向下，进而变化为水平向前。在初始状态下，两个推力动力单元内的导流片安装轴21都是水平的。

本实施例采用以下方式对飞行器进行控制：

(1)飞行器的飞行高度控制：

中央飞行控制计算机系统控制五个升力动力单元的发动机，使各个发动机的输出功率相等，螺距控制机构驱动各个旋翼为正螺距，并且螺距相等，从而产生相等的升力，实现飞行器的正常飞行；

其中五个升力动力单元产生的升力合力，提供了飞行器悬停飞行和平飞所需的托举升力。

中央飞行控制计算机系统发出控制指令，同步加大五个升力动力单元的发动机输出功率，并加大所有旋翼的螺距，使五个升力动力单元的总升力增加，能够实现飞行器飞行高度的增加。

中央飞行控制计算机系统发出控制指令，同步减小五个升力动力单元的发动机输出功率，并减小所有旋翼的螺距，使五个升力动力单元的总升力减小，能够实现飞行器飞行高度的降低。

(2)飞行器的俯仰姿态控制：

差动调节前置升力动力单元2和左后升力动力单元29、右后升力动力单元28的输出功率，可以控制飞行器的俯仰姿态：

中央飞行控制计算机系统调节前置升力动力单元2的输出功率，使之小于左后升力动力单元29及右后升力动力单元28的输出功率之和，则前置升力动力单元2产生的升力将小于左后升力动力单元29及右后升力动力单元28产生的升力之和，从而使飞行器机体向前倾。

调节前置升力动力单元2的输出功率，使之大于左后升力动力单元29及右后升力动力单元28的输出功率之和，则前置升力动力单元2产生的升力将大于左后升力动力单元29及右后升力动力单元28产生的升力之和，从而使飞行器机体向后仰。

(3)飞行器的俯仰姿态控制的备份通道：

与实施例一相同，在向前平飞状态时，安装在尾杆10上的水平尾翼11可以增加俯仰姿态的安定性。同时，通过调整安装在水平尾翼11上的升降舵12，也能控制飞行器的俯仰姿态：

当中央飞行控制计算机系统控制升降舵12向上偏转时，飞行器机头上仰，机体向后倾斜。

当控制升降舵12向下偏转时，飞行器机头将下沉，机体向前倾斜。

在向前平飞状态时，由差动调节前置升力动力单元2和左后升力动力单元29及右后升力动力单元28的输出功率所形成的俯仰姿态控制通道处于主控工作状态，而由升降舵12执行控制功能的俯仰控制通道则处于热备运行状态。

(4)飞行器的滚转姿态控制：

中央飞行控制计算机系统通过差动调节左前升力动力单元30、左后升力动力单元29与右前升力动力单元27、右后升力动力单元28的输出功率，可以控制飞行器的滚转姿态：

中央飞行控制计算机系统调节左前升力动力单元30、左后升力动力单元29的输出功率之和，使之小于右前升力动力单元27、右后升力动力单元28的输出功率之和，则左前升力动力单元30、左后升力动力单元29产生的升力之和小于右前升力动力单元27、右后升力动力单元28产生的升力之和，从而使飞行器机体向左倾。

调节左前升力动力单元30、左后升力动力单元29的输出功率之和，使之大于右前升力动力单元27、右后升力动力单元28的输出功率之和，则左前升力动力单元30、左后升力动力单元29产生的升力之和大于右前升力动力单元27、右后升力动力单元28产生的升力之和，从而使飞行器机体向右倾。

(5)飞行器的滚转姿态控制的备份通道：

与实施例一相同，在向前平飞状态时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内旋翼均由螺距控制机构驱动为正螺距并产生水平向后的推力，从而使飞行器向前高速平飞。在这种飞行状态下，中央飞行控制计算机系统差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的导流片，也能够实现飞行器的滚转姿态控制：

当中央飞行控制计算机系统控制左侧推力动力单元14的导流片25向下偏转，而右侧推力动力单元6的导流片26向上偏转时，能够使飞行器向右倾斜。

相反地，当控制左侧推力动力单元14的导流片25向上偏转，而右侧推力动力单元6的导流片26向下偏转时，能够使飞行器向左倾斜。

这种滚转姿态控制通道能作为平飞状态下滚转控制通道的备份。

(6)飞行器的偏航姿态控制：

同步调节五个升力动力单元内的导流片的偏转角度和偏转方向，可以控制飞行器的偏航姿态：

当中央飞行控制计算机系统控制五个升力动力单元的导流片都围绕其安装轴顺时针偏转时，飞行器就会得到一个逆时针的转动力矩，从而产生逆时针的偏航运动。

当控制五个升力动力单元的导流片都围绕其安装轴逆时针偏转时，飞行器就会得到一个顺时针的转动力矩，从而产生顺时针的偏航运动。

(7)飞行器的偏航姿态控制的备份通道：

与实施例一相同，在悬停飞行状态时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6可以不用工作，以节省能源，延长飞行时间。也可以通过差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内旋翼的螺距来实现飞行器的偏航控制：

当中央飞行控制计算机系统控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元14的旋翼为正螺距，并产生水平向后的推力，而驱动右侧推力动力单元6的旋翼为负螺距，并产生水平向前的推力时，可使飞行器实现顺时针的偏航运动。

相反地，当控制螺距控制机构驱动左侧推力动力单元14的旋翼为负螺距，并产生水平向前的推力，而控制右侧推力动力单元6的旋翼为正螺距并产生水平向后的推力时，可使飞行器实现逆时针的偏航运动。

这种由差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的旋翼的螺距所形成的偏航姿态控制通道可以作为悬停飞行状态下偏航控制通道的备份。

在飞行器向前平飞状态时，中央飞行控制计算机系统差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内发动机的输出功率，也能够实现飞行器偏航姿态的控制：

当调节左侧推力动力单元14的发动机的输出功率，使之大于右侧推力动力单元6的发动机的输出功率时，可使飞行器机头向右偏转，产生顺时针的偏航运动。

相反地，当调节左侧推力动力单元14的发动机的输出功率，使之小于右侧推力动力单元6的发动机的输出功率时，可使飞行器机头向左偏转，产生逆时针的偏航运动。

这种由差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内发动机的输出功率所形成的控制通道可以作为平飞状态下偏航控制通道的备份。

此外，在飞行器向前平飞状态时，通过控制安装在垂直尾翼17上的方向舵18，也可以实现偏航控制：

当控制方向舵18向左偏转时，飞行器的机头会向左偏转，产生逆时针的偏航运动。

当方向舵18向右偏转时，飞行器的机头会向右偏转，产生顺时针的偏航运动。

这种由调节方向舵18的偏转方向和偏转角度所形成的偏航姿态控制通道，也能作为平飞状态下偏航控制通道的备份。

(8)飞行器的平飞减速控制：

与实施例一相同，在飞行器需要由平飞状态转入悬停状态时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的旋翼均由螺距控制机构驱动为负螺距并产生水平向前的推力，从而起到刹车减速的作用。

(9)飞行器升力动力单元内单旋翼动力系统故障时的控制方法：

若前置升力动力单元2、左前升力动力单元30、右前升力动力单元27、左后升力动力单元29与右后升力动力单元28中的任意一个，内部的两台发动机有一台出现故障而停止运转，或其中的一个旋翼出现了机械故障，则立即加大并重新分配其余四个未出现故障的升力动力单元的输出功率，维持飞行器的姿态平衡。但此种情况下，出现故障的升力动力单元，依靠上下两个反向旋转的旋翼相互抵消转动扭矩的机制已经失灵，该故障升力动力单元内继续工作的那个旋翼的转动必然会给飞行器机体带来一个转动扭矩，使飞行器的偏航姿态失去平衡。此时，就需要差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内旋翼的螺距，或者同步调节五个升力动力单元的导流片的偏转方向和偏转角度，来维持飞行器偏航姿态的稳定。

(10)飞行器升力动力单元内双旋翼动力系统故障时的控制方法：

若前置升力动力单元2、左前升力动力单元30、右前升力动力单元27、左后升力动力单元29与右后升力动力单元28中的任意一个，其内部的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其内部的两个旋翼全部出现了机械故障，则立即加大并重新分配其余四个未出现故障的升力动力单元的输出功率，维持飞行器的姿态平衡。与实施例一不同的是，此时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6不需要围绕推力动力单元安装轴21旋转90度，其推力方向及工作状态维持不变。在这种状态下，飞行器的姿态控制方式与实施例一的姿态控制方式是类似的：通过差动调节、合理分配未出现故障的四个升力动力单元的输出功率，可以调整飞行器的俯仰和滚转姿态；通过同步调节未出现故障的四个升力动力单元的导流片的偏转方向和偏转角度，或者差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内旋翼的输出功率及螺距，可以调整飞行器的偏航姿态。

(11)飞行器推力动力单元内单旋翼动力系统故障及双旋翼动力系统故障时的控制方法：

若左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6中的任意一个，其内部的一个发动机出现故障而停转，或者其内部的一个旋翼出现了机械故障，或者其内部的两台发动机全部出现故障而停转，或者其内部的两个旋翼全部出现了机械故障，调整方法与实施例一的调整方法相同。

本实施例中，中央飞行控制计算机系统均通过各个动力单元的旋翼动力系统管理计算机来对各个动力单元的部件进行控制。

实施例3：具有六个升力动力单元的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器

如图8-图11所示，为本发明实施例三的分布式多旋翼垂直起降飞行器的结构示意图：本实施例与前述实施例的区别在于，本实施例包括六个升力动力单元：前置升力动力单元2、左前升力动力单元30、右前升力动力单元27、左后升力动力单元29与右后升力动力单元28、后置升力动力单元9，均匀设置在飞行器机体上。相邻的两个升力动力单元的几何中心到飞行器的重心的连线之间的夹角是相等的。每个升力动力单元的结构都与前置升力动力单元2相同。

其中，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6对称分布在机体两侧，其结构与前置升力动力单元2、左前升力动力单元30、右前升力动力单元27、左后升力动力单元29与右后升力动力单元28、后置升力动力单元9的结构类似，区别在于，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6均可以围绕推力动力单元安装轴21进行0-180度的旋转，使两侧的推力动力单元的推力方向均可以由水平向后变化为垂直向下，进而变化为水平向前。在初始状态下，两个推力动力单元内的导流片的安装轴都是水平的。

起落架16是飞行器停靠地面时所需的支撑结构，在飞行状态下，可以折叠收纳到机腹之内，以减小空气阻力。垂直尾翼17可以增加向前平飞状态时的偏航安定性，减少由杂乱气流引起的机头左右摆振。

本实施例通过以下方式对飞行器进行控制。

(1)飞行器的飞行高度控制：

中央飞行控制计算机系统控制六个升力动力单元的发动机输出功率使其相等，各个旋翼由螺距控制机构驱动为正螺距，并且螺距相等，从而产生相等的升力，实现飞行器的正常飞行。

六个升力动力单元产生的升力合力，提供了飞行器悬停飞行和平飞所需的托举升力。

同步加大六个升力动力单元的发动机输出功率，并加大所有旋翼的螺距，则其总升力增加，从而使飞行器的飞行高度上升；同步减小六个升力动力单元的发动机输出功率，并减小所有旋翼的螺距，则其总升力减小，从而使飞行器的飞行高度降低。

(2)飞行器的俯仰姿态控制：

与实施例一相同，中央飞行控制计算机系统差动调节前置升力动力单元2和后置升力动力单元9的输出功率，可以控制飞行器的俯仰姿态：

当调节前置升力动力单元2的输出功率，使之小于后置升力动力单元9的输出功率，则前置升力动力单元2产生的升力小于后置升力动力单元9产生的升力，飞行器机体向前倾。

当调节前置升力动力单元2的输出功率，使之大于后置升力动力单元9的输出功率，则前置升力动力单元2产生的升力大于后置升力动力单元9产生的升力，飞行器机体向后仰。

(3)飞行器的俯仰姿态控制的备份通道：

与实施例一相同，在向前平飞状态时，安装在尾杆10上的水平尾翼11可以增加俯仰姿态的安定性。同时，通过调节安装在水平尾翼11上的升降舵12，也能控制飞行器的俯仰姿态：

当中央飞行控制计算机系统控制升降舵12向上偏转时，飞行器机头将上仰，机体向后倾斜。

而当控制升降舵12向下偏转时，飞行器机头将下沉，机体向前倾斜。

在向前平飞状态时，由差动调节前置升力动力单元2和后置升力动力单元9的输出功率所形成的俯仰姿态控制通道处于主控工作状态，而由升降舵12执行控制功能的俯仰控制通道则处于热备运行状态。

(4)飞行器的滚转姿态控制：

与实施例二相同，中央飞行控制计算机系统差动调节左前升力动力单元30、左后升力动力单元29与右前升力动力单元27、右后升力动力单元28的输出功率，可以控制飞行器的滚转姿态：

当调节左前升力动力单元30、左后升力动力单元29的输出功率之和，使之小于右前升力动力单元27、右后升力动力单元28的输出功率之和，则左前升力动力单元30、左后升力动力单元29产生的升力之和将小于右前升力动力单元27、右后升力动力单元28产生的升力之和，飞行器机体向左倾斜。

当调节左前升力动力单元30、左后升力动力单元29的输出功率之和，使之大于右前升力动力单元27、右后升力动力单元28的输出功率之和，则左前升力动力单元30、左后升力动力单元29产生的升力之和大于右前升力动力单元27、右后升力动力单元28产生的升力之和，飞行器机体向右倾斜。

(5)飞行器的滚转姿态控制的备份通道：

与实施例一和二相同，在向前平飞状态时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的旋翼均由螺距控制机构驱动为正螺距并产生水平向后的推力，从而使飞行器向前高速平飞。在这种飞行状态下，中央飞行控制计算机系统差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的导流片，也能够实现飞行器的滚转姿态控制：

当控制左侧推力动力单元14的导流片25向下偏转，而右侧推力动力单元6的导流片26向上偏转时，飞行器会向右倾斜。

相反地，当控制左侧推力动力单元14的导流片25向上偏转，而右侧推力动力单元6的导流片26向下偏转时，飞行器会向左倾斜。

这种滚转姿态的控制通道能作为平飞状态下的滚转控制通道备份。

(6)飞行器的偏航姿态控制：

中央飞行控制计算机系统同步调节六个升力动力单元的导流片的偏转角度，就可以控制飞行器的偏航姿态：

当控制六个升力动力单元的导流片都围绕其安装轴顺时针偏转时，飞行器会得到一个逆时针的转动力矩，从而产生逆时针的偏航运动。

当控制六个升力动力单元的导流片都围绕其安装轴逆时针偏转时，飞行器就会得到一个顺时针的转动力矩，从而产生顺时针的偏航运动。

(7)飞行器的偏航姿态控制的备份通道：

与实施例一和二相同，在悬停飞行状态时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6可以不用工作，以节省能源，延长飞行时间。但是，也能够通过差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内旋翼的螺距来实现飞行器的偏航控制：

当左侧推力动力单元14的旋翼由螺距控制机构驱动为正螺距并产生水平向后的推力，而右侧推力动力单元6的旋翼由螺距控制机构驱动为负螺距并产生水平向前的推力时，飞行器会产生顺时针的偏航运动。

相反地，当左侧推力动力单元14的旋翼由螺距控制机构驱动为负螺距并产生水平向前的推力，而右侧推力动力单元6的旋翼由螺距控制机构驱动为正螺距并产生水平向后的推力时，飞行器会产生逆时针的偏航运动。

这种由差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6的旋翼螺距所形成的偏航姿态控制通道可以作为悬停飞行状态下偏航控制通道的备份。

在飞行器向前平飞状态时，中央飞行控制计算机系统差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内发动机的输出功率，也能够实现飞行器偏航姿态的控制：

当调节左侧推力动力单元14内发动机的输出功率，使之大于右侧推力动力单元6内发动机的输出功率时，可使飞行器机头向右偏转，产生顺时针的偏航运动。

相反地，当调节左侧推力动力单元14内发动机的输出功率，使之小于右侧推力动力单元6内发动机的输出功率，可使飞行器机头会向左偏转，产生逆时针的偏航运动。

这种由差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内发动机的输出功率所形成的控制通道可以作为平飞状态下偏航控制通道的备份。

此外，在飞行器向前平飞状态时，通过调节安装在垂直尾翼17上的方向舵18，也可以实现偏航控制：

当控制方向舵18向左偏转时，飞行器的机头向左偏转，产生逆时针的偏航运动。

当控制方向舵18向右偏转时，飞行器的机头向右偏转，产生顺时针的偏航运动。

这种由调节方向舵18的偏转方向和偏转角度所形成的偏航姿态的控制通道也能作为平飞状态下偏航控制通道的备份。

(8)飞行器的平飞减速控制：

与实施例一和二相同，在飞行器由平飞状态转入悬停状态时，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内的旋翼均由螺距控制机构驱动为负螺距并产生水平向前的推力，从而起到刹车减速的作用。

(9)飞行器升力动力单元内单旋翼动力系统故障时的控制方法：

若前置升力动力单元2、左前升力动力单元30、右前升力动力单元27、左后升力动力单元29与右后升力动力单元28、后置升力动力单元9中的任意一个，其内部的两台发动机有一台出现故障而停止运转，或其中的一个旋翼出现了机械故障，则立即关闭对侧升力动力单元内相同位置的发动机，同时加大并重新分配其余四个未出现故障的升力动力单元的输出功率，维持飞行器的姿态平衡。具体地，就是：

如果前置升力动力单元2的上部发动机出现故障而停转，或者是其上部的旋翼出现了机械故障，则立即停止后置升力动力单元9的上部发动机；如果是前置升力动力单元2的下部发动机出现故障而停转，或者是其下部的旋翼出现了机械故障，则立即停止后置升力动力单元9的下部发动机。

若是其它升力动力单元内的某个发动机出现了故障而停转，或者某个旋翼出现了机械故障，其调整方法与前述的调整方法类似。

(10)飞行器升力动力单元内双旋翼动力系统故障时的控制方法：

若前置升力动力单元2、左前升力动力单元30、右前升力动力单元27、左后升力动力单元29与右后升力动力单元28、后置升力动力单元9中的任意一个，其内部的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其内部的两个旋翼全部出现了机械故障，则立即加大并重新分配其余五个未出现故障的升力动力单元的输出功率，维持飞行器的姿态平衡。与实施例二相同：此种情况下，左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6不需要围绕推力动力单元安装轴21旋转90度，其推力方向及工作状态维持不变。在这种状态下，飞行器的姿态控制方式与实施例二的姿态控制方式是类似的：通过合理分配剩余未故障的五个升力动力单元的输出功率，可以调整飞行器的俯仰和滚转姿态；通过同步调节剩余未故障的五个升力动力单元内的导流片的偏转方向和偏转角度，或者差动调节左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6内旋翼的螺距，可以调整飞行器的偏航姿态。

(11)飞行器推力动力单元内单旋翼动力系统故障及双旋翼动力系统故障时的控制方法：

若左侧推力动力单元14和右侧推力动力单元6中的任意一个，其内部的一个发动机出现故障而停转，或者其内部的一个旋翼出现了机械故障，或者其内部的两台发动机全部出现故障而停转，或者其内部的两个旋翼全部出现了机械故障，调整方法与实施例一的调整方法是相同的。

本实施例中，中央飞行控制计算机系统均通过各个动力单元的旋翼动力系统管理计算机来对各个动力单元的部件进行控制。

由以上实施例可以看出，本发明提供的飞行器及其控制方法具有如下有益效果：

1、通过在飞行器机体表面设置封闭式的整流罩，使得飞行器向前平飞时，可以大大减小空气阻力，改善飞行器的气动性能。同时，在平飞状态时，整流罩也能够提供升力。此外，整流罩还起到防水、防尘以及保护作用，使飞行器可以在雨雪天气时照常飞行，减少了气象条件对飞行器的损坏和对飞行活动的限制。

2、通过在飞行器的尾杆上设置垂直尾翼、水平尾翼、方向舵和升降舵，使得飞行器在向前平飞时，增加了飞行器的偏航姿态及俯仰姿态的稳定性，而方向舵和升降舵可以用来控制飞行器的偏航姿态及俯仰姿态。

3、采用多个(四个或四个以上)升力动力单元组成分布式动力系统，为飞行器提供飞行所需的升力及姿态控制所需的控制力矩。与传统飞行器采用的集中式动力系统相比，本发明的分布式动力系统提高了飞行器的稳定性和可靠性，在发动机、旋翼以及控制作动器和控制舵面等出现机械故障时，仍能够正常运行。

4、将左侧推力动力单元和右侧推力动力单元对称分布在机体两侧，由于左侧推力动力单元和右侧推力动力单元均可以围绕推力动力单元安装轴进行0-180度的旋转。当两侧的推力动力单元围绕其安装轴向上旋转90度时，两侧的推力动力单元的推力方向均可以由水平方向变化为垂直方向，使之由推力动力单元转变为升力动力单元，因此推力动力单元不仅可以提供飞行器飞行所需的推力，还可以用于替代出现故障的升力动力单元。

5、通过采用两台或两台以上的飞行控制计算机，组成热备式冗余中央飞行控制计算机系统。当处于主控工作状态的飞行控制计算机出现故障时，处于后台热备运行状态的其它飞行控制计算机能够通过总线网络感知其故障状态，并通过联网仲裁机制，重新推举一台飞行控制计算机作为主控工作的飞行控制计算机，并使其屏蔽故障飞行控制计算机的全部指令输出，进而完全取代故障飞行控制计算机的全部工作。从而大大提高了飞行器对于飞行控制计算机电气故障的容灾能力。

6、通过在每个升力动力单元及推力动力单元内部设置一套独立的旋翼动力系统管理计算机，通过旋翼动力系统管理计算机将动力单元的数据发送给中央飞行控制计算机系统，并从中央飞行控制计算机系统接收指令，来对动力单元进行控制。从而达到控制飞行器姿态和飞行速度的目的。负责数据采集、指令执行的旋翼动力系统管理计算机和负责姿态解算及控制算法计算的飞行控制计算机的分立，大大降低了飞行控制计算的任务负荷，提高了整个电气控制系统的鲁棒性。

7、升力动力单元的个数N可以是大于等于4的任意整数。多个升力动力单元在飞行器机体上的分布位置只要不是处于同一直线上、并且不在某个穿过飞行器重心的纵向剖面的同一侧即可，其安装位置可以是任意的。但是，可以使多个升力动力单元均匀分布于机体上的一个以飞行器重心为圆心的圆上，且使相邻的两个升力动力单元的几何中心与飞行器的重心的连线之间的夹角相等，从而提高飞行器的姿态稳定性及可控性。

8、安装在升力动力单元和推力动力单元涵道内的两个螺旋桨都是变距螺旋桨，其螺距可以在螺距控制机构的驱动下，在负螺距和正螺距之间连续变化，因此升力动力单元或推力动力单元内部的两个螺旋桨产生的升力或推力，其大小和方向都是可以连续变化的：对于升力动力单元来说，因为螺旋桨螺距的正负变化，它既可以产生方向垂直向上的升力，为飞行器提供维持飞行高度所必须的托举升力，又可以产生方向垂直向下的推力，为飞行器提供控制俯仰、滚转姿态所需的转动力矩；对于推力动力单元来说，因为螺旋桨螺距的正负变化，它既可以产生方向水平向后的推力，为飞行器提供向前平飞所需的驱动力，又可以产生方向水平向前的推力，为飞行器提供由平飞状态转入悬停状态所需的刹车制动力，还可以产生调整飞行器偏航姿态所需的转动力矩。

9、单个升力动力单元内或推力动力单元内的一台发动机或一个螺旋桨出现故障，或者是单个升力动力单元或推力动力单元内的两台发动机、两个螺旋桨都出现了故障，均可以通过姿态控制通道重构及动力重新分配机制来维持飞行器的姿态，不会导致飞行器的坠毁事故。因此，飞行器对于机械故障的容灾能力大大提高了。

10、在飞行器机腹处，安装有折叠式的起落架。在飞行器由悬停状态转入平飞状态时，起落架可以折叠收纳入机体整流罩内部，以减小空气阻力。

以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (16)

1.一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，包括：

机体，罩在所述机体外面的整流罩；

均匀设置在所述机体的多个位置的若干个升力动力单元，和对称设置于所述机体左右两侧的推力动力单元；

所述升力动力单元和推力动力单元结构相同，均包括设置在机体上的涵道，设置在所述涵道中的两套旋翼动力系统；所述升力动力单元用于提供飞行器飞行所需的升力，以及飞行器的滚转和俯仰控制所需的扭矩；所述推力动力单元用于提供所述飞行器飞行所需的推力，及所述飞行器的偏航姿态控制所需的扭矩；

与所述升力动力单元和推力动力单元连接的中央飞行控制计算机系统，用于控制所述升力动力单元和推力动力单元。

2.如权利要求1所述的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，每个所述升力动力单元和推力动力单元还包括：一组通过导流片安装轴平行排列在所述涵道底部的导流片，所述导流片可绕导流片安装轴转动，所述升力动力单元的导流片用于提供飞行器的偏航控制所需的扭矩，所述推力动力单元的导流片安装轴处于水平状态时，所述推力动力单元的导流片用于提供飞行器平飞时的滚转控制所需的扭矩。

3.如权利要求1所述的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述推力动力单元至少为两个，通过推力动力单元安装轴安装在机体上，所述推力动力单元可围绕推力动力单元安装轴进行0-180度的旋转。

4.如权利要求1所述的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述旋翼动力系统包括：

旋翼；

旋翼螺距控制机构，发动机和转速传感器，分别与所述旋翼连接；

温度传感器，与所述发动机连接；

旋翼动力系统管理计算机，与所述旋翼螺距控制机构、发动机、转速传感器和温度传感器、以及中央飞行控制计算机系统连接，用于采集所述发动机温度和旋翼的转速，并将采集的数据发送至所述中央飞行控制计算机系统，并根据所述中央飞行控制计算机系统发送的控制指令控制旋翼的转速和螺距。

5.如权利要求4所述的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述升力动力单元至少为四个，安装于所述机体上不在同一条直线上、并且不在某个穿过机体重心的纵向剖面的同一侧的任意位置。

6.如权利要求5所述的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述升力动力单元均匀分布于以所述飞行器重心为圆心的圆上，且相邻的两个升力动力单元的几何中心与飞行器的重心的连线之间的夹角相等。

7.如权利要求1所述的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，还包括：与所述整流罩连接的尾杆，所述尾杆的末端设置有水平尾翼和垂直尾翼，所述水平尾翼上安装有升降舵；所述垂直尾翼上安装有方向舵。

8.如权利要求1所述的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器，其特征在于，所述中央飞行控制计算机系统包括通过总线网络连接的至少两台飞行控制计算机，一台所述飞行控制计算机处于主控工作状态，其它所述飞行控制计算机处于热备运行状态；所述飞行器的俯仰控制通道、滚转控制通道以及偏航控制通道中的任意一个，均由至少两套控制机构来控制，其中一套控制机构处于主控工作状态，其它控制机构处于热备运行状态。

9.一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，包括：

当所述飞行器处于向前平飞状态时，若所述中央飞行控制计算机系统控制左侧推力动力单元的导流片向下偏转，控制右侧推力动力单元的导流片向上偏转，则所述飞行器向右倾斜；

若所述中央飞行控制计算机系统控制左侧推力动力单元的导流片向上偏转，控制右侧推力动力单元的导流片向下偏转，则所述飞行器向左倾斜。

10.一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，包括：

当中央飞行控制计算机系统控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元的旋翼为正螺距，并产生水平向后的推力，而驱动右侧推力动力单元的旋翼为负螺距，并产生水平向前的推力时，所述飞行器实现顺时针的偏航运动；

当所述中央飞行控制计算机系统控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元的旋翼为负螺距，并产生水平向前的推力，而驱动右侧推力动力单元的旋翼为正螺距，并产生水平向后的推力时，所述飞行器实现逆时针的偏航运动。

11.一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，包括：

当所述飞行器处于平飞状态时，若中央飞行控制计算机系统控制螺距控制机构，使其驱动左侧推力动力单元的旋翼和右侧推力动力单元的旋翼均为负螺距，并都产生水平向前的推力，则所述飞行器开始刹车减速。

12.一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，包括：

当升力动力单元的个数为四个或多于四个的偶数，且均匀分布在所述飞行器的机体上时，如果任一升力动力单元的一台发动机出现故障而停止运转，或其一个旋翼出现了机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制关闭对侧升力动力单元对应位置的发动机，同时增加其它升力动力单元的发动机的输出功率，使所有升力动力单元的总输出功率保持不变，维持飞行器的姿态平衡；

当所述升力动力单元的个数为多于四个的奇数时，如果任一升力动力单元的一台发动机出现故障而停止运转，或其一个旋翼出现了机械故障，则所述中央飞行控制计算机系统控制加大并重新分配其它未出现故障的升力动力单元的输出功率，使得所有升力动力单元的总输出功率保持不变，维持飞行器的姿态平衡；并且所述中央飞行控制计算机系统差动调节左侧推力动力单元和右侧推力动力单元的旋翼的螺距，和/或同步调节所有升力动力单元的导流片的偏转方向和偏转角度，维持所述飞行器偏航姿态的稳定。

13.一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，包括：

当升力动力单元的个数为四个，且均匀分布在所述飞行器的机体的前后左右四个位置时，若任一升力动力单元的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其两个旋翼全部出现机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制左侧推力动力单元和右侧推力动力单元分别围绕各自的推力动力单元安装轴旋转90度，使所述左侧推力动力单元和右侧推力动力单元的推力方向由水平向后变化为垂直向下，使推力动力单元的功能转变为升力动力单元的功能。

14.如权利要求13所述的分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于：若前置/后置升力动力单元内部的两台发动机或两个旋翼全部出现故障而停止运行，则所述方法还包括：

中央飞行控制计算机系统控制将后置/前置升力动力单元的旋翼的螺距调整为0，使所述后置/前置升力动力单元输出的升力变为0；

如果所述飞行器的俯仰姿态失去平衡，则所述中央飞行控制计算机系统调节后置/前置升力动力单元的旋翼螺距，使其在正螺距和负螺距之间变化，从而使其推力方向在垂直向下与垂直向上之间变化，以产生维持俯仰姿态所需的转动力矩，从而维持所述飞行器的俯仰姿态。

15.一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，包括：

当升力动力单元的个数多于四个时，若任一升力动力单元的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其两个旋翼全部出现机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制加大并重新分配其余未出现故障的升力动力单元的输出功率，使所有升力动力单元的总输出功率保持不变，维持飞行器的姿态平衡。

16.一种分布式动力多旋翼垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，包括：

若任一推力动力单元的前部或后部发动机出现故障而停转，或者其前部或后部的旋翼出现了机械故障，则中央飞行控制计算机系统控制停止另一侧推力动力单元内对应位置的前部或后部发动机，通过控制所述推力动力单元的后部或前部发动机，和/或后部旋翼来维持飞行器的正常飞行；

若任一推力动力单元的两台发动机全部出现故障而停止运转，或其两个旋翼全部出现了机械故障而停止运转，则中央飞行控制计算机系统控制停止对侧推力动力单元的两台发动机，以维持飞行器的偏航姿态稳定；并通过调节升力动力单元的导流片的偏转方向和偏转角度，或者调节方向舵的偏转角度，来调整所述飞行器的偏航姿态。

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