CN115503952B - 一种起降止滑飞行器、起飞方法及降落方法 - Google Patents

Abstract

一种起降止滑飞行器、起飞方法及降落方法，飞行器包括飞行器本体、第一动力部、第二动力部和控制部，第一动力部安装在所述飞行器本体的重心前部区域，能够提供X轴正向和/或Z轴正向的动力；第二动力部安装在所述飞行器本体的重心后部区域，能够提供X轴正向X轴反向、Z轴正向和/或Z轴反向的动力；控制部能够控制飞行器本体绕触地部从水平状态翻转为竖直状态或从竖直状态翻转至水平状态。本公开中，控制部将飞行器本体绕触地部翻转，再进行垂直起降，减弱了摩擦力对起降过程作用，让飞行器几乎只受到偏转力矩的作用，提升了停机状态至垂直起降状态中，飞行器对俯仰角度的控制能力，增强了飞行器的垂直起降精度与安全性。

Description

一种起降止滑飞行器、起飞方法及降落方法

技术领域

本公开属于航空技术领域，具体涉及一种起降止滑飞行器、起飞方法及降落方法。

背景技术

垂直起降飞行器起降过程无需跑道，起降场地约束低，是通航飞行器构型重要发展方向。当前一种较为有潜力的垂直起降构型采用串列翼布局，在前后翼上分别装有推进系统，而前后翼推进系统推力线不重合。

在起飞或降落过程中，动力系统在水平方向的分量会造成飞行器在地面的滑动。在飞行器俯仰角度介于悬停角度与停机角度之间时，动力系统推力线倾斜指向飞行器前部斜上方，在改变推力大小以实现俯仰控制时，必然产生水平向前的推力分量。如果飞行器起落架与地面最大静摩擦力大于推力水平分量，飞行器可原地翻滚起降。但飞行器起降场地往往不具备如此强的摩擦力系数，同时随着飞行器俯仰角度接近悬停角度，起落架对地面压力减弱。这些原因使此构型飞行器垂直起降时极易出现与地面的相对滑动，以影响飞行器垂直起降的精度或与起降点附近障碍物发生碰撞危险。

发明内容

为了解决上述技术问题，本公开的目的在于采用第一动力部和第二动力部平衡飞行器起降时水平前向分力的推力分量，减弱飞行器起降时对摩擦力的需求，防止起降时滑动的起降止滑飞行器、起飞方法及降落方法。

为了实现本公开的目的，本公开所采用的技术方案如下：

一种起降止滑飞行器，包括飞行器本体，所述飞行器本体上具有触地部，所述飞行器本体的前上方作为X轴正向，与X轴方向垂直的所述飞行器本体升力方向为Z轴正向，还包括以下部件：

第一动力部，安装在所述飞行器本体的重心前部区域，所述第一动力部能够提供X轴正向和/或Z轴正向的动力；

第二动力部，安装在所述飞行器本体的重心后部区域，所述第二动力部能够提供X轴正向、X轴反向、Z轴正向和/或Z轴反向的动力；

控制部，在飞行器本体起飞时，所述控制部能够控制所述第一动力部和第二动力部将所述飞行器本体绕触地部从水平状态翻转为竖直状态后升空，或在飞行器本体垂直降落接触降落平台时，能够控制所述第一动力部和第二动力部将所述飞行器本体绕触地部从竖直状态翻转为水平状态。

可选地，在所述飞行器本体起飞时，所述控制部能够执行以下控制逻辑：

驱动所述第一动力部提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制所述飞行器本体抬头上仰，直至X轴正向处于重力方向的反向；

第一动力部和第二动力部均停止提供Z轴方向动力；所述第一动力部的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部从提供的X轴反向的动力过渡为提供X轴正向的动力；

第一动力部和第二动力部驱动飞行器本体离地。

可选地，在所述飞行器本体降落时，所述控制部能够执行以下控制逻辑：

第一动力部和第二动力部控制所述飞行器本体翻转至飞行器本体的X轴正向与重力方向相反；

第一动力部和第二动力部减小X轴正向的动力至所述触地部触地；

触地发生后，所述第一动力部的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部从提供的X轴正向的动力过渡为提供X轴反向的动力；

所述第一动力部提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制所述飞行器本体低头偏转，直至飞行器本体至自然停机俯仰角度。

可选地，所述第一动力部包括前翼和第一发动机，所述前翼安装在所述飞行器本体两侧，每个所述前翼上均安装有第一发动机，且所述前翼上安装有前翼升降舵。

可选地，所述第二动力部包括尾翼和第二发动机，所述尾翼安装在所述飞行器本体尾部，所述尾翼上均安装有第二发动机，且所述尾翼上安装有尾翼升降舵。

可选地，起降止滑飞行器还包括：

支撑部，设置于所述飞行器本体腹部或腹部下方，所述触地部设置在所述支撑部上。

可选地，所述第一动力部和第二动力部均为变距螺旋桨发动机，所述控制部能够驱动所述第一动力部和第二动力部上的螺旋桨变距。

本公开还提供一种上述起降止滑飞行器的起飞方法，包括以下步骤：

所述第一动力部提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制所述飞行器本体抬头上仰，直至X轴正向处于重力方向的反向；

第一动力部和第二动力部均停止提供Z轴方向动力；所述第一动力部的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部从提供的X轴反向的动力过渡为提供X轴正向的动力；

第一动力部和第二动力部驱动飞行器本体离地。

可选地，第一动力部产生的Z轴方向的动力，通过控制前翼升降舵的偏转产生，第二动力部产生的Z轴方向的动力，通过控制尾翼升降舵的偏转产生。

本公开还提供一种上述起降止滑飞行器的降落方法，包括以下步骤：

第一动力部和第二动力部控制所述飞行器本体翻转至飞行器本体的X轴正向与重力方向相反；

第一动力部和第二动力部减小X轴正向的动力至所述触地部触地；

触地发生后，所述第一动力部的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部从提供的X轴正向的动力过渡为提供X轴反向的动力；

所述第一动力部提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制所述飞行器本体低头偏转，直至飞行器本体至自然停机俯仰角度。

本公开中，第一动力部，能够提供X轴正向和/或Z轴正向的动力；第二动力部能够提供X轴正向、X轴反向、Z轴正向和/或Z轴反向的动力；起飞时，第一动力部和第二动力部将所述飞行器本体绕触地部从水平状态翻转为竖直状态，降落时，第一动力部和第二动力部将飞行器本体绕触地部从竖直状态翻转为水平状态，减弱了摩擦力对起降过程作用，让飞行器几乎只受到偏转力矩的作用，提升了停机状态至垂直起降状态中，飞行器对俯仰角度的控制能力，增强了飞行器的垂直起降精度与安全性。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1是本公开的起降止滑飞行器的结构示意图一；

图2是本公开的起降止滑飞行器的结构示意图二；

图3是本公开的起降止滑飞行器的结构示意图三；

图4是本公开的起降止滑飞行器的结构示意图四；

图5是本公开的起降止滑飞行器的结构示意图五；

图6是本公开的起降止滑飞行器的控制原理图。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

参阅图1所示，一种起降止滑飞行器，包括飞行器本体1、第一动力部2、第二动力部3和控制部6，第一动力部2安装在所述飞行器本体1的重心前部区域，第二动力部3安装在所述飞行器本体1的重心后部区域，所述飞行器本体1上具有触地部41，用于在飞行器垂直降落时，首先接触降落平台，或起飞时最后支撑飞行器的位置；

在串列翼布局的垂直起降无人机中，前后翼推进系统(动力部)推力线与飞行器机头方向夹角在0°至90°之间，所以，本实施例中，飞行器本体的前上方作为X轴正向，与X轴方向垂直的所述飞行器本体升力方向为Z轴正向。此时，X轴正向可以是发动机的直接动力方向，可以由机翼的升力提供Z轴正向的动力。

参阅图3、图5所示，第一动力部2能够提供X轴正向的动力F_x1和/或Z轴正向的动力F_z1；X轴正向的动力F_x1提供飞行器前进的动力，Z轴正向的动力F_z1提供飞行器升力的动力。Z轴正向的动力F_z1可以由发动机直接提供，也可以由机翼的升力提供。

例如，Z轴正向的动力F_z1由机翼提供时，所述第一动力部2包括前翼21和第一发动机22，所述前翼21安装在所述飞行器本体1两侧，每个所述前翼21上均安装有第一发动机22，且所述前翼21上安装有前翼升降舵；第一动力部2可以直接提供X轴正向的动力F_x1，通过控制前翼升降舵的偏转产生，可以控制Z轴正向的动力F_z1或取消Z轴方向动力。又如，第一动力部2也可以包括2个发动机，其中一个发动机提供X轴方向的动力，另一个发动机提供Z轴方向的动力。

第二动力部3能够提供X轴正向的动力F_x2，或提供X轴反向的动力F′_x2、Z轴正向的动力和/或Z轴反向的动力F′_z2；

例如，所述第二动力部3包括尾翼31和第二发动机32，所述尾翼31安装在所述飞行器本体1的尾部，所述尾翼31上均安装有第二发动机32，且所述尾翼31上安装有尾翼升降舵。第二动力部3可以直接提供X轴正向的动力F_x2或X轴反向的动力F′_x2，通过控制尾翼升降舵的偏转产生，可以控制Z轴正向的动力或Z轴反向的动力F′_z2，乃至于取消Z轴方向动力。又如，第二动力部3也可以包括2个发动机，其中一个发动机提供X轴方向的动力，另一个发动机提供Z轴方向的动力。

第一动力部2和第二动力部3可以是螺旋桨发动机、喷气式发动机等动力设备。

控制部6，在飞行器本体1起飞时，所述控制部6能够控制所述第一动力部2和第二动力部3将所述飞行器本体1绕触地部41从水平状态翻转为竖直状态后升空，或在飞行器本体1垂直降落接触降落平台时，能够控制所述第一动力部2和第二动力部3将所述飞行器绕触地部41从竖直状态翻转为水平状态；

飞行器在起飞或者降落时，动力部不会生产水平方向的分力，所以飞行器不会在地面的滑动，或分量较少，在飞行器翻转时，只围绕触地部41再水平状态和垂直状态之间翻转，触地部41不会相对地面滑动，提高了飞行器垂直起降的精度，降低与起降点附近障碍物发生碰撞危险。

并且在起降过程中，飞行器采用前后翼双向推进系统结合舵面偏转平衡飞行器水平方向的推力分量。在减弱摩擦力对起降过程作用的同时，提升了起降过程中飞行器对俯仰角度的控制能力，增强了飞行器的垂直起降精度与安全性。

参阅图2、图3所示，飞行器起飞时第一动力部2和第二动力部3能够提供大小相等、方向相反的动力，飞行器本体1几乎只受到翻转力矩的作用，驱动飞行器本体1抬头翻转；参阅图4所示，直至翻转至触地部41支撑地面的垂直状态，然后第一动力部2和第二动力部3可以停止提供Z轴方向的动力，此时重力方向与X轴正向平行，飞行器本体1做好垂直起飞准备；参阅图5所示，第一动力部2的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部3从提供的X轴反向的动力F′_x2过渡为提供X轴正向的动力F_x2；然后，第一动力部2和第二动力部3加大动力以后即可驱动飞行器即可垂直起飞。

所述第一动力部2的X轴线与第二动力部3的X轴线分别位于所述飞行器本体1的重心的两侧，所以飞行器本体1在翻转时，第一动力部2和第二动力部3可以只提供控制飞行器围绕重心翻转的动力，其它方向的动力相互抵消，且飞行器本体1处于垂直状态时，重心两侧的第一动力部2和第二动力部3可以仅仅提供X轴正向的动力，飞行器本体1不受到弯矩的作用。

在一优选实施例中，第一动力部2和第二动力部4均为变距螺旋桨发动机，控制部6能够驱动所述第一动力部2和第二动力部4上的螺旋桨变距。

现有一些变矩螺旋桨可以将桨叶的攻角进行极大幅度的改变乃至将攻角反向。在电机旋转的过程中，假设电机恒转速不变，对螺旋桨桨叶攻角一直减小至零后反向增加攻角，即可达到推力从正到零到负的变化过程。

另外，还可以采用螺旋桨反转，涵道推力发动机等实现推力的变化以及换向。

在另一实施例中，起降止滑飞行器还包括支撑部4；支撑部4设置于所述飞行器本体1腹部或腹部下方，所述触地部41设置在所述支撑部4上。通过支撑部4飞行器停止或翻转时，通过支撑部4与地面接触。

在一种具体的实施方式中，支撑部4至少从飞行器本体1重心位置下方延伸至所述飞行器本体1的尾部，重心位置下方的支撑部4作为飞行器停机状态时的支撑部件，所述支撑部4的尾部具有触地部41。该触地部41可以直接设置在所述飞行器的尾部，也可以伸出至尾部以外。

参阅图6所示在本公开的一些实施例中，所述飞行器本体1上安装有触地检测部5，所述触地检测部5通过控制部6后分别与第一动力部2和第二动力部3连接，控制部6接受触地检测部5的触地信号，进而对第一动力部2和第二动力部3进行起降控制，通过触地检测部5可以识别飞行器降落时已经垂直降落至地面，或识别飞行器起飞时已经离开地面，或者飞行器翻转时已经大概处于垂直状态；翻转位置监测还可以通过控制部6中的陀螺仪来识别。控制部能够在飞行器处于各种状态时控制第一动力部2和第二动力部3输出不同大小方向的动力。本公开中触地检测部5也可以设置在机体的其他位置，只要能够检测到机体接触地面即可。

例如，该触地检测部5可视触地传感器，用于识别触底部41接触到地面；再如，触地检测部5也可以是基于高度的测距器，检测到到达地面高度时，相当于检测到机体触底；又如，触地检测部5还可以是多种传感器的融合组成可以检测飞行器触地与否的装置；

在另一具体的实施例中，支撑部4具有依次连接的平直部42和弧形部43，所述平直部42设置于所述飞行器本体1重心位置下方，所述弧形部43设置在所述平直部42与所述飞行器本体1的尾部之间。其中平直部42用于飞行器在停机状态时让飞行器在地面上保持稳定，弧形部43用于飞行器翻转至垂直状态时，弧形部43能够一直支撑飞行器。优选的，所述平直部42从所述飞行器本体1重心位置下方延伸至所述飞行器本体1头部下方，较长的平直部42方便维持飞行器停机状态时的稳定。

支撑部4可以是安装在飞行器底部的支架或框架结构，支撑部4也可以是与飞行器底部一体式结构的凸起结构。

在一实施例中，所述支撑部4可以是为滑橇结构，所述支撑部4包括滑杆401和连接杆402，所述滑杆401的一端与所述飞行器本体1的尾部连接，所述滑杆401的中部通过连接杆402与所述飞行器本体1连接。

本公开中支撑部4还可以依据需要设置为其他结构。

本公开还提供一种上述起降止滑飞行器的起飞方法，当飞行器本体需要起飞时，控制部可以执行以下控制逻辑：

S11、参阅图1所示，飞行器首先处于停机状态，即本公开实施例中的水平状态；

S12、参阅图2、图3、图4所示，所述第一动力部2提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部3提供与第一动力部2的动力大小相同方向相反的动力；此时，飞行器各个方向的分力相互抵消，只受到翻转力矩的作用；飞行器前翼舵面下偏产生正升力，后翼舵面上偏产生负升力，提供辅助抬头力矩，飞行器抬头上仰；直至X轴正向处于重力方向的反向，到达垂直状态位置；

S13、参阅图5所示，第一动力部2和第二动力部3均停止提供Z轴方向动力，既前后翼舵面回归零位；所述第一动力部2的动力维持飞行器本体1当前俯仰角度不变，第二动力部3从提供的X轴反向的动力逐渐减弱推力至零，而后改变推力方向为提供X轴正向的动力并开始逐渐增大推力；第二动力部3改变动力大小与方向时；第一动力部2的动力先增大，后减小；当两个动力部的动力方向均为X轴正向以后，第一动力部2的动力减小至与第二动力部3相同。

S14、第一动力部2和第二动力部3同时增大X轴正向的动力至飞行器本体离地，触地检测部5检测到飞行器离地，完成起飞过程。

本公开还提供一种上述起降止滑飞行器的降落方法，降落方法是起飞方法的反过程，所述控制部4可以执行以下控制逻辑：

S21、第一动力部2和第二动力部3控制所述飞行器本体1翻转至的飞行器本体1的X轴正向与重力方向相反；此时，飞行器处于在空中的垂直状态；

S22、第一动力部2和第二动力部3减小X轴正向的动力至所述触地部触地，可以通过触地检测部5检测到飞行器触地；

S23、参阅图4所示，所述第一动力部2的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部3从提供的X轴正向的动力过渡为提供X轴反向的动力；第二动力部3先减弱X轴正向动力至零，而后改变动力方向输出X轴反向的动力并开始增大动力。第二动力部3改变动力大小与方向时，第一动力部2的动力先增大，后减小至与第二动力部3的动力相等。此时飞行器中第一动力部2和第二动力部3产生的推力力偶矩与重力对接地力矩相平衡。

S24、参阅图1至图3所示，前翼升降舵的舵面下偏产生正升力，所述第一动力部2提供了X轴正向和Z轴正向的动力，后翼升降舵的舵面上偏产生负升力，所述第二动力部3提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制减小抬头力矩至小于重力相对接地点产生的低头力矩，飞行器绕接地点低头偏转，直至飞行器本体至自然停机俯仰角度；飞行器低头至自然停机俯仰角度时，滑橇起落架完全接地，第一动力部2和第二动力部3关闭，完成降落过程，回到水平状态。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。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/方式或示例。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/方式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/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (9)

1.一种起降止滑飞行器，其特征在于，包括飞行器本体，所述飞行器本体上具有触地部，所述飞行器本体的前上方作为X轴正向，与X轴方向垂直的所述飞行器本体升力方向为Z轴正向，还包括以下部件：

第一动力部，安装在所述飞行器本体的重心前部区域，所述第一动力部能够提供X轴正向和/或Z轴正向的动力;

第二动力部，安装在所述飞行器本体的重心后部区域，所述第二动力部能够提供X轴正向、X轴反向、Z轴正向和/或Z轴反向的动力；

控制部，在飞行器本体起飞时，所述控制部能够控制所述第一动力部和第二动力部将所述飞行器本体绕触地部从水平状态翻转为竖直状态后升空，或在飞行器本体垂直降落接触降落平台时，能够控制所述第一动力部和第二动力部将所述飞行器本体绕触地部从竖直状态翻转为水平状态；

在所述飞行器本体起飞时，所述控制部能够执行以下控制逻辑：

驱动所述第一动力部提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制所述飞行器本体抬头上仰，直至X轴正向处于重力方向的反向；

第一动力部和第二动力部均停止提供Z轴方向动力；所述第一动力部的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部从提供的X轴反向的动力过渡为提供X轴正向的动力；

第一动力部和第二动力部驱动飞行器本体离地。

2.根据权利要求1所述的起降止滑飞行器，其特征在于，在所述飞行器本体降落时，所述控制部能够执行以下控制逻辑：

第一动力部和第二动力部控制所述飞行器本体翻转至飞行器本体的X轴正向与重力方向相反；

第一动力部和第二动力部减小X轴正向的动力至所述触地部触地；

触地发生后，所述第一动力部的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部从提供的X轴正向的动力过渡为提供X轴反向的动力；

所述第一动力部提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制所述飞行器本体低头偏转，直至飞行器本体至自然停机俯仰角度。

3.根据权利要求1所述的起降止滑飞行器，其特征在于：所述第一动力部包括前翼和第一发动机，所述前翼安装在所述飞行器本体两侧，每个所述前翼上均安装有第一发动机，且所述前翼上安装有前翼升降舵。

4.根据权利要求1所述的起降止滑飞行器，其特征在于：所述第二动力部包括尾翼和第二发动机，所述尾翼安装在所述飞行器本体尾部，所述尾翼上均安装有第二发动机，且所述尾翼上安装有尾翼升降舵。

5.根据权利要求1所述的起降止滑飞行器，其特征在于：起降止滑飞行器还包括：

支撑部，设置于所述飞行器本体腹部或腹部下方，所述触地部设置在所述支撑部上。

6.根据权利要求1所述的起降止滑飞行器，其特征在于：所述第一动力部和第二动力部均为变距螺旋桨发动机，所述控制部能够驱动所述第一动力部和第二动力部上的螺旋桨变距。

7.一种权利要求1所述起降止滑飞行器的起飞方法，其特征在于，包括以下步骤：

所述第一动力部提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制所述飞行器本体抬头上仰，直至X轴正向处于重力方向的反向；

第一动力部和第二动力部均停止提供Z轴方向动力；所述第一动力部的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部从提供的X轴反向的动力过渡为提供X轴正向的动力；

第一动力部和第二动力部驱动飞行器本体离地。

8.根据权利要求7所述的起降止滑飞行器的起飞方法，其特征在于：第一动力部产生的Z轴方向的动力，通过控制前翼升降舵的偏转产生，第二动力部产生的Z轴方向的动力，通过控制尾翼升降舵的偏转产生。

9.一种权利要求1所述起降止滑飞行器的降落方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一动力部和第二动力部控制所述飞行器本体翻转至飞行器本体的X轴正向与重力方向相反；

第一动力部和第二动力部减小X轴正向的动力至所述触地部触地；

触地发生后，所述第一动力部的动力维持飞行器本体当前俯仰角度不变，第二动力部从提供的X轴正向的动力过渡为提供X轴反向的动力；

所述第一动力部提供X轴正向和Z轴正向的动力，所述第二动力部提供与第一动力部的动力大小相同方向相反的动力，控制所述飞行器本体低头偏转，直至飞行器本体至自然停机俯仰角度。