專利名稱：分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及航空航天技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器。
背景技術(shù)：
目前，能夠垂直起降的飛行器，最常見的，就是旋翼直升機(jī)(簡稱“直升機(jī)”)。直升機(jī)主要由機(jī)體和升力系統(tǒng)(含主旋翼和尾槳)、動(dòng)力系統(tǒng)、傳動(dòng)系統(tǒng)三大系統(tǒng)以及機(jī)載飛行設(shè)備等組成。直升機(jī)的主旋翼一般由渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)或活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)通過由傳動(dòng)軸、減速器等組成的機(jī)械傳動(dòng)系統(tǒng)來驅(qū)動(dòng)，也可由槳尖噴氣產(chǎn)生的反作用力來驅(qū)動(dòng)。直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)主旋翼提供升力，把直升機(jī)托舉在空中。主發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)也輸出動(dòng)力至飛行器尾部的尾槳，機(jī)載陀螺儀能偵測直升機(jī)偏航姿態(tài)的偏差并反饋至尾槳控制系統(tǒng)，以便其調(diào)整尾槳的螺距，來抵消主旋翼產(chǎn)生的扭矩。通過稱為“傾斜盤”的機(jī)構(gòu)，可以改變直升機(jī)主旋翼的槳葉角，從而實(shí)現(xiàn)主旋翼周期變距，以此改變主旋翼旋轉(zhuǎn)平面不同位置的升力來實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的飛行姿態(tài)控制，再根據(jù)升力方向變化改變飛行方向。直升機(jī)升空后，發(fā)動(dòng)機(jī)保持在一個(gè)相對穩(wěn)定的轉(zhuǎn)速下，控制直升機(jī)的上升和下降是通過調(diào)整主旋翼的總距來實(shí)現(xiàn)的。從結(jié)構(gòu)上，直升機(jī)可分為單旋翼直升機(jī)和雙旋翼直升機(jī)。單旋翼直升機(jī)帶尾槳，由一個(gè)水平主旋翼負(fù)責(zé)提供升力，尾部一個(gè)小型垂直旋翼(尾槳)負(fù)責(zé)抵消主旋翼產(chǎn)生的反扭矩。例如，歐洲直升機(jī)公司制造的EC-135直升機(jī)。雙旋翼直升機(jī)又分為縱列式、橫列式和共軸式?？v列式的結(jié)構(gòu)為兩個(gè)旋翼前后縱向排列，旋轉(zhuǎn)方向相反，例如，美國波音公司制造的CH-47 “支努干”運(yùn)輸直升機(jī)；橫列式的結(jié)構(gòu)為兩個(gè)旋翼左右橫向排列，旋翼軸間隔較遠(yuǎn)， 旋轉(zhuǎn)方向相反，例如，前蘇聯(lián)米里設(shè)計(jì)局研制的Mi-12直升機(jī)；共軸式的結(jié)構(gòu)為兩個(gè)旋翼上下排列，在同一個(gè)軸線上反向旋轉(zhuǎn)，例如，前蘇聯(lián)卡莫夫設(shè)計(jì)局研制的卡-50武裝直升機(jī)。常見的另一種能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起降的飛行器是多旋翼飛行器，主要包括四軸單層四旋翼的飛行器，例如申請?zhí)枮?00610080492. 5的發(fā)明專利申請《多旋翼飛行器》；和四軸雙層八旋翼飛行器，例如申請?zhí)枮?0082022M84. 4的實(shí)用新型專利申請《一種可折疊的四軸多旋翼飛行器》。四軸單層四旋翼飛行器通過支撐臂連接前后和左右兩組共四個(gè)旋翼，每組內(nèi)的兩個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)方向相同，而兩組旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相反，以此抵消旋翼扭矩，保持機(jī)體平衡。其通過改變各個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速來改變升力，進(jìn)而改變四旋翼飛行器的姿態(tài)和位置。四軸雙層八旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)與四軸單層四旋翼飛行器類似，不過，它采用前后左右共四組旋翼，每組又包含上下兩層旋翼。每組內(nèi)的兩個(gè)旋翼的旋轉(zhuǎn)方向是相反的，以相互抵消單個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的扭矩。調(diào)節(jié)前后左右各組旋翼的轉(zhuǎn)速，就可以調(diào)節(jié)飛行器的飛行姿態(tài)和速度。然而，現(xiàn)有的垂直起降飛行器都存在一個(gè)共同的缺陷由于其飛行原理的限制，此類飛行器的可靠性比較差——當(dāng)出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)停車或旋翼斷裂等機(jī)械故障時(shí)，飛行器就會(huì)因?yàn)轱w行姿態(tài)失控或者升力喪失而墜毀，造成人力物力財(cái)力的巨大損失；對于載人飛行和搭載昂貴儀器設(shè)備的航空攝影、航空勘測等飛行任務(wù)來說，此類事故帶來的損失更是難以估量。

實(shí)用新型內(nèi)容(一)要解決的技術(shù)問題本實(shí)用新型要解決的技術(shù)問題是提高飛行器的可靠性和穩(wěn)定性以及容災(zāi)能力，使其在發(fā)動(dòng)機(jī)、旋翼等部件出現(xiàn)機(jī)械故障時(shí)，仍能夠正常飛行，降低墜毀風(fēng)險(xiǎn)。(二)技術(shù)方案為了解決上述技術(shù)問題，本實(shí)用新型提供了一種分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，包括機(jī)體，罩在所述機(jī)體外面的整流罩；均勻設(shè)置在所述機(jī)體的多個(gè)位置的若干個(gè)升力動(dòng)力單元，和對稱設(shè)置于所述機(jī)體左右兩側(cè)的推力動(dòng)力單元；所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元結(jié)構(gòu)相同，均包括設(shè)置在機(jī)體上的涵道，設(shè)置在所述涵道中的兩套旋翼動(dòng)力系統(tǒng)；所述升力動(dòng)力單元用于提供飛行器飛行所需的升力， 以及飛行器的滾轉(zhuǎn)和俯仰控制所需的扭矩；所述推力動(dòng)力單元用于提供所述飛行器飛行所需的推力；與所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元連接的中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，用于控制所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元。其中，每個(gè)所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元還包括一組通過導(dǎo)流片安裝軸平行排列在所述涵道底部的導(dǎo)流片，所述升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片用于提供飛行器的偏航控制所需的扭矩，所述推力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片安裝軸處于水平狀態(tài)時(shí)，所述推力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片用于提供飛行器平飛時(shí)的滾轉(zhuǎn)控制所需的扭矩。所述推力動(dòng)力單元至少為兩個(gè)，通過推力動(dòng)力單元安裝軸安裝在機(jī)體上，所述推力動(dòng)力單元可圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸進(jìn)行0-180度的旋轉(zhuǎn)。所述旋翼動(dòng)力系統(tǒng)包括旋翼；旋翼螺距控制機(jī)構(gòu)，發(fā)動(dòng)機(jī)和轉(zhuǎn)速傳感器，分別與所述旋翼連接；溫度傳感器，與所述發(fā)動(dòng)機(jī)連接；旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)，與所述旋翼螺距控制機(jī)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)、轉(zhuǎn)速傳感器和溫度傳感器、以及中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)連接，用于采集所述發(fā)動(dòng)機(jī)溫度和旋翼的轉(zhuǎn)速并將采集的數(shù)據(jù)發(fā)送至所述中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，并根據(jù)所述中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)發(fā)送的控制指令控制旋翼的轉(zhuǎn)速和螺距。所述升力動(dòng)力單元至少為四個(gè)，安裝于所述機(jī)體上不在同一條直線上、并且不在某個(gè)穿過機(jī)體重心的縱向剖面的同一側(cè)的任意位置。所述升力動(dòng)力單元均勻分布于以所述飛行器重心為圓心的圓上，且相鄰的兩個(gè)升力動(dòng)力單元的幾何中心與飛行器的重心的連線之間的夾角相等。所述推力動(dòng)力單元至少為兩個(gè)，對稱分布于所述機(jī)體兩側(cè)。[0027]還包括與所述整流罩連接的尾桿，所述尾桿的末端設(shè)置有水平尾翼和垂直尾翼， 所述水平尾翼上安裝有升降舵；所述垂直尾翼上安裝有方向舵。所述中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)包括通過總線網(wǎng)絡(luò)連接的至少兩臺飛行控制計(jì)算機(jī)，一臺所述飛行控制計(jì)算機(jī)處于主控工作狀態(tài)，其它所述飛行控制計(jì)算機(jī)處于熱備運(yùn)行狀態(tài)；所述飛行器的俯仰控制通道、滾轉(zhuǎn)控制通道以及偏航控制通道中的任意一個(gè)，均由至少兩套控制機(jī)構(gòu)來控制，其中一套控制機(jī)構(gòu)處于主控工作狀態(tài)，其它控制機(jī)構(gòu)處于熱備運(yùn)行狀態(tài)。(三)有益效果上述技術(shù)方案具有如下有益效果通過設(shè)置均勻分布于機(jī)體上的多個(gè)升力動(dòng)力單元，提高了飛行器的可靠性、穩(wěn)定性以及容災(zāi)能力，使其在發(fā)動(dòng)機(jī)、旋翼等部件出現(xiàn)機(jī)械故障時(shí)，仍能夠正常飛行，降低墜毀風(fēng)險(xiǎn)。

圖1是本實(shí)用新型實(shí)施例一的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的俯視圖；圖2是本實(shí)用新型實(shí)施例一的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的主視圖；圖3是本實(shí)用新型實(shí)施例一的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的左視圖；圖4是本實(shí)用新型實(shí)施例一的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的動(dòng)力單元結(jié)構(gòu)示意圖；圖5是本實(shí)用新型實(shí)施例二的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的俯視圖；圖6是本實(shí)用新型實(shí)施例二的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的主視圖；圖7是本實(shí)用新型實(shí)施例二的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的左視圖；圖8是本實(shí)用新型實(shí)施例三的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的俯視圖；圖9是本實(shí)用新型實(shí)施例三的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的主視圖；圖10是本實(shí)用新型實(shí)施例三的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的左視圖；圖11是本實(shí)用新型實(shí)施例三的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖。其中1 整流罩；2 前置升力動(dòng)力單元；3，7，15 涵道；4 旋翼；5 導(dǎo)流片；6 右側(cè)推力動(dòng)力單元；8 右置升力動(dòng)力單元；9 后置升力動(dòng)力單元；10 尾桿；11 水平尾翼； 12 升降舵；13 左置升力動(dòng)力單元；14 左側(cè)推力動(dòng)力單元；16 起落架；17 垂直尾翼； 18 方向舵；19 發(fā)動(dòng)機(jī)；20 導(dǎo)流片安裝軸；21 推力動(dòng)力單元安裝軸；22，23，24，25，26 導(dǎo)流片；27 右前升力動(dòng)力單元；28 右后升力動(dòng)力單元；29 左后升力動(dòng)力單元；30 左前升力動(dòng)力單元。
具體實(shí)施方式
以下結(jié)合附圖和實(shí)施例，對本實(shí)用新型的具體實(shí)施方式
作進(jìn)一步詳細(xì)描述。以下實(shí)施例用于說明本實(shí)用新型，但不用來限制本實(shí)用新型的范圍。實(shí)施例1 具有四個(gè)升力動(dòng)力單元的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器如圖1-4所示，為本實(shí)用新型實(shí)施例一的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖及動(dòng)力單元的結(jié)構(gòu)示意圖；本實(shí)施例的飛行器包括機(jī)體，罩在飛行器的機(jī)體上的整流罩1，設(shè)置在機(jī)體上、安裝在整流罩1內(nèi)的若干個(gè)升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元，以及中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。其中整流罩1用于減小飛行器平飛時(shí)的空氣阻力。同時(shí)，在平飛狀態(tài)下，整流罩也能提供升力。本實(shí)施例以設(shè)置四個(gè)升力動(dòng)力單元為例，分別為前置升力動(dòng)力單元2、后置升力動(dòng)力單元9、左置升力動(dòng)力單元13和右置升力動(dòng)力單元8，該四個(gè)升力動(dòng)力單元均勻設(shè)置在機(jī)體的前、后、左、右四個(gè)方向上，用于提供飛行器飛行所需的升力，以及飛行器的滾轉(zhuǎn)和俯仰控制所需的扭矩；以設(shè)置兩個(gè)推力動(dòng)力單元為例，分別為左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6，對稱設(shè)置在機(jī)體左右兩側(cè)，用于提供飛行器飛行所需的推力，及飛行器偏航控制所需的扭矩。每個(gè)升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元都包括一個(gè)涵道3，設(shè)置在涵道3中的兩套旋翼動(dòng)力系統(tǒng)以及一組平行排列在涵道3底部的導(dǎo)流片5，導(dǎo)流片5均通過導(dǎo)流片安裝軸20安裝在涵道3底部，可繞導(dǎo)流片安裝軸20轉(zhuǎn)動(dòng)。每套旋翼動(dòng)力系統(tǒng)均包括一個(gè)雙葉或多葉的旋翼4、一套與旋翼4連接的旋翼螺距控制機(jī)構(gòu)、一臺與旋翼連接的發(fā)動(dòng)機(jī)19、一個(gè)與旋翼4連接的轉(zhuǎn)速傳感器，若干與發(fā)動(dòng)機(jī)19連接的溫度傳感器，一臺與旋翼螺距控制機(jī)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)19、轉(zhuǎn)速傳感器和溫度傳感器，以及中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)連接的旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)，每個(gè)升力動(dòng)力單元內(nèi)的導(dǎo)流片安裝軸20都指向飛行器的重心。再如圖2所示，本實(shí)施例設(shè)置的兩個(gè)推力動(dòng)力單元，與升力動(dòng)力單元的結(jié)構(gòu)類似， 區(qū)別在于，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6均分別通過推力動(dòng)力單元安裝軸21 安裝在機(jī)體上，均可以圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸21進(jìn)行0-180度的旋轉(zhuǎn)，使兩側(cè)的推力動(dòng)力單元的推力方向能夠由水平向后變化為垂直向下。當(dāng)推力動(dòng)力單元的推力方向?yàn)樗较蚝髸r(shí)，其安裝角度定義為0度；當(dāng)推力動(dòng)力單元繞其安裝軸向上旋轉(zhuǎn)，使其推力方向變?yōu)榇怪毕蛳聲r(shí)，其安裝角度定義為90度；當(dāng)推力動(dòng)力單元繞其安裝軸繼續(xù)向后旋轉(zhuǎn)，使其推力方向變?yōu)樗较蚯皶r(shí)，其安裝角度定義為180度。在初始狀態(tài)下，兩個(gè)推力動(dòng)力單元內(nèi)的導(dǎo)流片安裝軸20都是水平的。右側(cè)推力動(dòng)力單元6所在的涵道7、涵道7中的導(dǎo)流片26、左側(cè)推力動(dòng)力單元14所在的涵道15、涵道15中的導(dǎo)流片25均如圖1所示。與普通直升機(jī)集中布置動(dòng)力系統(tǒng)不同，本實(shí)用新型的各個(gè)升力動(dòng)力單元分散設(shè)置在飛行器機(jī)體上。多個(gè)升力動(dòng)力單元在機(jī)體上的位置是任意的，只要不處于同一直線上， 并且不在某個(gè)穿過機(jī)體重心的縱向剖面的同一側(cè)，都可以正常工作。當(dāng)某個(gè)動(dòng)力單元出現(xiàn)故障時(shí)，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)能夠通過傳感器立即感知故障，關(guān)閉該單元的發(fā)動(dòng)機(jī)，調(diào)整飛行控制算法，利用其余的動(dòng)力單元繼續(xù)維持正常飛行。為了提高飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定性和可控性，多個(gè)升力動(dòng)力單元在機(jī)體上的位置可以是均勻分布于以飛行器重心為圓心的圓上，且使相鄰的兩個(gè)升力動(dòng)力單元的幾何中心與飛行器的重心的連線之間的夾角相等。其中，“某個(gè)穿過機(jī)體重心的縱向剖面”指的是任意一個(gè)穿過機(jī)體重心和機(jī)體坐標(biāo)系Z軸(方向垂直向上)的平面，如果全部的升力動(dòng)力單元都在這個(gè)平面的同一側(cè)，飛行器也是不能工作的。涵道3的作用是保護(hù)其內(nèi)部的旋翼4和發(fā)動(dòng)機(jī)19，同時(shí)，它對旋翼4產(chǎn)生的下洗氣流具有整流作用，可以減少飛行器下方亂流的發(fā)生，從而增加飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定性。上下兩個(gè)旋轉(zhuǎn)平面相互平行的旋翼4安裝在涵道3內(nèi)，其轉(zhuǎn)速相同、旋轉(zhuǎn)方向相反，以相互抵消因旋翼4轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)致的扭矩。每個(gè)旋翼4均由一臺發(fā)動(dòng)機(jī)19單獨(dú)驅(qū)動(dòng)，其螺距均可由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)而在正螺距和負(fù)螺距之間連續(xù)變化，從而使其產(chǎn)生的升力的大小可以連續(xù)變化。 并且，其產(chǎn)生的升力的方向也可以由垂直向上變化為垂直向下。也就是說，該動(dòng)力單元既可以產(chǎn)生方向向上的升力，也可以產(chǎn)生方向向下的推力。本實(shí)用新型的升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元涵道3內(nèi)的旋翼4都是變距旋翼， 其螺距可以在螺距控制機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)下，在負(fù)螺距和正螺距之間連續(xù)變化，因此升力動(dòng)力單元或推力動(dòng)力單元內(nèi)部的兩個(gè)旋翼4產(chǎn)生的升力或推力，其大小和方向都是可以連續(xù)變化的對于升力動(dòng)力單元，因?yàn)樾砺菥嗟恼?fù)變化，它既可以產(chǎn)生方向垂直向上的升力，為飛行器提供維持飛行高度所必須的托舉升力，又可以產(chǎn)生方向垂直向下的推力，為飛行器提供控制俯仰、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)所需的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩；對于推力動(dòng)力單元，因?yàn)樾砺菥嗟恼?fù)變化， 它既可以產(chǎn)生方向水平向后的推力，為飛行器提供向前平飛所需的驅(qū)動(dòng)力，又可以產(chǎn)生方向水平向前的推力，為飛行器提供由平飛狀態(tài)轉(zhuǎn)入懸停狀態(tài)所需的剎車制動(dòng)力，還可以產(chǎn)生調(diào)整飛行器偏航姿態(tài)所需的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩。本實(shí)施例的旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)通過傳感器采集旋翼轉(zhuǎn)速、發(fā)動(dòng)機(jī)溫度、導(dǎo)流片的偏轉(zhuǎn)角度等數(shù)據(jù)，并通過機(jī)載的總線網(wǎng)絡(luò)(RS485網(wǎng)絡(luò)、I2C網(wǎng)絡(luò)、CAN網(wǎng)絡(luò)或者是 Ethernet網(wǎng)絡(luò))將這些數(shù)據(jù)發(fā)送給中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)根據(jù)接收到的數(shù)據(jù)發(fā)送控制指令給旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)，旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)依據(jù)其接收到的控制指令調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，調(diào)整旋翼4的轉(zhuǎn)速，控制旋翼螺距控制機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)旋翼4的螺距，從而達(dá)到控制飛行器姿態(tài)和飛行速度的目的。本實(shí)施例的飛行器還包括尾桿10，與整流罩1連接，尾桿10的末端設(shè)置有水平尾翼11，水平尾翼11上安裝有升降舵12 ；尾桿10的末端還設(shè)置有垂直尾翼17，垂直尾翼17 上安裝有方向舵18。在飛行器向前平飛時(shí)，垂直尾翼17、水平尾翼11能夠增加飛行器的偏航姿態(tài)及俯仰姿態(tài)穩(wěn)定性，而方向舵18和升降舵12可以用來控制飛行器的偏航姿態(tài)及俯仰姿態(tài)。整流罩1的底部還設(shè)置有起落架16，在飛行器?？康孛鏁r(shí)起支撐作用；在飛行狀態(tài)下，可以折疊收納到機(jī)腹之內(nèi)，以減小空氣阻力。中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)包括至少兩臺飛行控制計(jì)算機(jī)，組成熱備式冗余中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。各臺飛行控制計(jì)算機(jī)都具有獨(dú)立的電源系統(tǒng)、通訊系統(tǒng)以及慣性姿態(tài)傳感器等部件，均可以獨(dú)立實(shí)現(xiàn)全功能的姿態(tài)解算、導(dǎo)航控制及數(shù)據(jù)通訊功能。各個(gè)飛行控制計(jì)算機(jī)都連接在總線網(wǎng)絡(luò)上，通過總線網(wǎng)絡(luò)交換數(shù)據(jù)及指令。在全部的飛行控制計(jì)算機(jī)中，只有一臺處于正常的主控工作狀態(tài)，負(fù)責(zé)整個(gè)飛行器的姿態(tài)解算、導(dǎo)航控制及通訊任務(wù)，其它飛行控制計(jì)算機(jī)都處于后臺熱備運(yùn)行狀態(tài)。處于后臺熱備運(yùn)行狀態(tài)的飛行控制計(jì)算機(jī)，都在各自獨(dú)立地運(yùn)行姿態(tài)解算和導(dǎo)航運(yùn)算任務(wù)，同時(shí)，從總線網(wǎng)絡(luò)上接收其它飛行控制計(jì)算機(jī)以廣播方式發(fā)送的運(yùn)行狀態(tài)信息和飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)，并向總線網(wǎng)絡(luò)廣播自己的運(yùn)行狀態(tài)信息和姿態(tài)數(shù)據(jù)，但是不發(fā)送任何的姿態(tài)控制指令。當(dāng)處于主控工作狀態(tài)的飛行控制計(jì)算機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，處于后臺熱備運(yùn)行狀態(tài)的其它飛行控制計(jì)算機(jī)能夠通過總線網(wǎng)絡(luò)感知其故障狀態(tài)，并通過聯(lián)網(wǎng)仲裁機(jī)制，重新推舉一臺飛行控制計(jì)算機(jī)作為主控工作的飛行控制計(jì)算機(jī)，并使其屏蔽故障飛行控制計(jì)算機(jī)的全部指令輸出，進(jìn)而完全取代故障飛行控制計(jì)算機(jī)的全部工作。本實(shí)用新型的飛行器采用具有自動(dòng)重構(gòu)功能的冗余姿態(tài)控制通道，防止因姿態(tài)控制機(jī)構(gòu)故障導(dǎo)致的姿態(tài)失控墜毀事故。對于俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航三個(gè)姿態(tài)控制通道，均采用結(jié)
8構(gòu)上的冗余設(shè)計(jì)。即，俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航中的任意一種姿態(tài)控制通道，均可以由主、備兩套或兩套以上的不同的控制機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)主控制機(jī)構(gòu)處于主控工作狀態(tài)，在正常情況下負(fù)責(zé)飛行器的姿態(tài)控制；備份控制機(jī)構(gòu)處于熱備運(yùn)行狀態(tài)，在正常飛行時(shí)，不輸出控制指令，只有當(dāng)主控制機(jī)構(gòu)出現(xiàn)故障并進(jìn)入待機(jī)狀態(tài)時(shí)，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)自動(dòng)調(diào)整飛行控制算法、重構(gòu)控制通道、發(fā)出切換指令，備份控制機(jī)構(gòu)才由熱備運(yùn)行狀態(tài)轉(zhuǎn)入工作狀態(tài)，開始輸出控制指令，接管本通道的姿態(tài)控制功能，從而保障安全、穩(wěn)定飛行。本實(shí)施例采用以下方式對飛行器進(jìn)行控制。(1)飛行器的飛行高度控制中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制四個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)，使各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率相等，控制螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)各個(gè)旋翼為正螺距，并使各個(gè)螺距相等，從而產(chǎn)生相等的升力，實(shí)現(xiàn)飛行器的正常飛行；其中四個(gè)升力動(dòng)力單元產(chǎn)生的升力合力，提供了飛行器懸停飛行和平飛所需的托舉升力。中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)同步加大四個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率，并加大所有旋翼的螺距，使四個(gè)升力動(dòng)力單元的總升力增加，從而使飛行器的飛行高度增加。中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)同步減小四個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率，并減小所有旋翼的螺距，使四個(gè)升力動(dòng)力單元的總升力減小，從而使飛行器的飛行高度降低。(2)飛行器的俯仰姿態(tài)控制中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)通過差動(dòng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2和后置升力動(dòng)力單元9的輸出功率，可以控制飛行器的俯仰姿態(tài)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2的輸出功率，使之小于后置升力動(dòng)力單元9的輸出功率， 則前置升力動(dòng)力單元2產(chǎn)生的升力將小于后置升力動(dòng)力單元9產(chǎn)生的升力，從而使飛行器機(jī)體向前傾。調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2的輸出功率，使之大于后置升力動(dòng)力單元9的輸出功率， 則前置升力動(dòng)力單元2產(chǎn)生的升力將大于后置升力動(dòng)力單元9產(chǎn)生的升力，從而使飛行器機(jī)體向后仰。(3)飛行器的俯仰姿態(tài)控制的備份通道在飛行器向前平飛狀態(tài)時(shí)，安裝在尾桿10上的水平尾翼11可以增加俯仰姿態(tài)的安定性。同時(shí)，通過調(diào)整安裝在水平尾翼11上的升降舵12，也能控制飛行器的俯仰姿態(tài)當(dāng)中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制升降舵12向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器機(jī)頭上仰，機(jī)體向后傾斜。當(dāng)控制升降舵12向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器機(jī)頭下沉，機(jī)體向前傾斜。在向前平飛狀態(tài)時(shí)，由差動(dòng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2和后置升力動(dòng)力單元9的輸出功率所形成的俯仰姿態(tài)控制通道處于主控工作狀態(tài)，而由升降舵12執(zhí)行控制功能的俯仰控制通道則處于熱備運(yùn)行狀態(tài)。(4)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)通過差動(dòng)調(diào)節(jié)左置升力動(dòng)力單元13和右置升力動(dòng)力單元8的輸出功率，可以控制飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)調(diào)節(jié)左置升力動(dòng)力單元13的輸出功率，使之小于右置升力動(dòng)力單元8的輸出功7/18 頁
率，則左置升力動(dòng)力單元13產(chǎn)生的升力小于右置升力動(dòng)力單元8產(chǎn)生的升力，從而使飛行器機(jī)體向左傾斜。調(diào)節(jié)左置升力動(dòng)力單元13的輸出功率，使之大于右置升力動(dòng)力單元8的輸出功率，則左置升力動(dòng)力單元13產(chǎn)生的升力大于右置升力動(dòng)力單元8產(chǎn)生的升力，從而使飛行器機(jī)體向右傾斜。(5)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制的備份通道在向前平飛狀態(tài)時(shí)，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼4均由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為正螺距，并產(chǎn)生水平向后的推力，從而使飛行器向前高速平飛。在這種飛行狀態(tài)下，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的導(dǎo)流片25和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的導(dǎo)流片沈，也能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制當(dāng)控制左側(cè)推力動(dòng)力單元14的導(dǎo)流片25向下偏轉(zhuǎn)，而控制右側(cè)推力動(dòng)力單元6 的導(dǎo)流片26向上偏轉(zhuǎn)，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器向右傾斜。相反地，當(dāng)控制左側(cè)推力動(dòng)力單元14的導(dǎo)流片25向上偏轉(zhuǎn)，而右側(cè)推力動(dòng)力單元 6的導(dǎo)流片沈向下偏轉(zhuǎn)，能夠使飛行器向左傾斜。這種滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制通道能作為平飛狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)控制通道的備份。(6)飛行器的偏航姿態(tài)控制中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)通過差動(dòng)調(diào)節(jié)對側(cè)升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片的偏轉(zhuǎn)角度， 可以控制飛行器的偏航姿態(tài)當(dāng)控制前置升力動(dòng)力單元2的導(dǎo)流片5向左側(cè)偏轉(zhuǎn)，而后置升力動(dòng)力單元9的導(dǎo)流片23向右側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)，能夠使飛行器實(shí)現(xiàn)順時(shí)針偏航運(yùn)動(dòng)。當(dāng)控制前置升力動(dòng)力單元2的導(dǎo)流片5向右側(cè)偏轉(zhuǎn)，而后置升力動(dòng)力單元9的導(dǎo)流片23向左側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)，能夠使飛行器實(shí)現(xiàn)逆時(shí)針偏航運(yùn)動(dòng)。同理，當(dāng)控制左置升力動(dòng)力單元13的導(dǎo)流片M向后側(cè)偏轉(zhuǎn)，而右置升力動(dòng)力單元 8的導(dǎo)流片22向前側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器會(huì)產(chǎn)生順時(shí)針偏航運(yùn)動(dòng)；當(dāng)控制左置升力動(dòng)力單元13 的導(dǎo)流片M向前側(cè)偏轉(zhuǎn)，而右置升力動(dòng)力單元8的導(dǎo)流片22向后側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器會(huì)產(chǎn)生逆時(shí)針偏航運(yùn)動(dòng)。僅使用前后升力動(dòng)力單元內(nèi)的兩組導(dǎo)流片，或僅使用左右升力動(dòng)力單元內(nèi)的兩組導(dǎo)流片，都能夠?qū)崿F(xiàn)偏航姿態(tài)的控制。但是，若同時(shí)使用前后升力動(dòng)力單元和左右升力動(dòng)力單元內(nèi)的四組導(dǎo)流片，則可以得到更大的偏航力矩，從而提高偏航姿態(tài)控制的響應(yīng)速度。(7)飛行器的偏航姿態(tài)控制的備份通道在懸停飛行狀態(tài)時(shí)，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6可以不用工作， 以節(jié)省能源，延長飛行時(shí)間。但是，也能夠通過中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制，差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼4的螺距，來實(shí)現(xiàn)飛行器的偏航控制當(dāng)控制螺距控制機(jī)構(gòu)，使其驅(qū)動(dòng)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的旋翼4為正螺距，并產(chǎn)生水平向后的推力，而控制螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼4為負(fù)螺距，并產(chǎn)生水平向前的推力時(shí)，可使飛行器實(shí)現(xiàn)順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。相反地，當(dāng)控制螺距控制機(jī)構(gòu)，使其驅(qū)動(dòng)左側(cè)推力動(dòng)力單元14內(nèi)的旋翼4為負(fù)螺距，并產(chǎn)生水平向前的推力，而控制螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼4為正螺距，并產(chǎn)生水平向后的推力時(shí)，可使飛行器實(shí)現(xiàn)逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。[0090]這種由差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼螺距所形成的偏航姿態(tài)控制通道可以作為懸停飛行狀態(tài)下偏航控制通道的備份。在飛行器向前平飛狀態(tài)時(shí)，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)通過差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，也能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器偏航姿態(tài)的控制調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，使之大于右側(cè)推力動(dòng)力單元6的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，則飛行器的機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。相反地，調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，使之小于右側(cè)推力動(dòng)力單元6的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，則飛行器的機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。這種由差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率所形成的控制通道可以作為平飛狀態(tài)下偏航控制通道的備份。此外，在飛行器向前平飛狀態(tài)時(shí)，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)通過控制安裝在垂直尾翼17上的方向舵18，也可以實(shí)現(xiàn)偏航控制當(dāng)控制方向舵18向左偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器的機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。當(dāng)控制方向舵18向右偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器的機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。這種由調(diào)節(jié)方向舵18的偏轉(zhuǎn)方向和偏轉(zhuǎn)角度所形成的偏航姿態(tài)的控制通道也能作為平飛狀態(tài)下偏航控制通道的備份。(8)飛行器的平飛減速控制在飛行器處于平飛狀態(tài)時(shí)，若中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)調(diào)節(jié)螺距控制機(jī)構(gòu)，驅(qū)動(dòng)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼4為負(fù)螺距，并產(chǎn)生水平向前的推力， 則飛行器會(huì)剎車減速，直至達(dá)到懸停狀態(tài)。(9)飛行器升力動(dòng)力單元內(nèi)單旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若前置升力動(dòng)力單元2、后置升力動(dòng)力單元9、左置升力動(dòng)力單元13和右置升力動(dòng)力單元8中任意一個(gè)，其內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)有一臺出現(xiàn)故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，或其中的一個(gè)旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，則中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)立即控制關(guān)閉對側(cè)升力動(dòng)力單元對應(yīng)位置的發(fā)動(dòng)機(jī)，以保持飛行器的平衡，同時(shí)增加另兩升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，使動(dòng)力系統(tǒng)的總輸出功率保持不變，以維持飛行器需要的升力。具體地，就是若前置升力動(dòng)力單元2內(nèi)上部發(fā)動(dòng)機(jī)或上部旋翼發(fā)生故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，則控制關(guān)閉后置升力動(dòng)力單元9內(nèi)的上部發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)同步增加左置升力動(dòng)力單元 13和右置升力動(dòng)力單元8的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率。若前置升力動(dòng)力單元2內(nèi)下部發(fā)動(dòng)機(jī)或下部旋翼發(fā)生故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，則控制關(guān)閉后置升力動(dòng)力單元9內(nèi)的下部發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)同步增加左置升力動(dòng)力單元13和右置升力動(dòng)力單元8的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率。若左置升力動(dòng)力單元13和右置升力動(dòng)力單元8的某一臺發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，或者某一個(gè)旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，調(diào)節(jié)的方法也是如此。飛行器升力動(dòng)力單元內(nèi)單旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障，飛行器的姿態(tài)控制方法與正常飛行狀態(tài)下是一致的。(10)飛行器升力動(dòng)力單元內(nèi)雙旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若前置升力動(dòng)力單元2、后置升力動(dòng)力單元9、左置升力動(dòng)力單元13和右置升力動(dòng)力單元8中的任意一個(gè)，其內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)全部出現(xiàn)故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，或其內(nèi)部的兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)了機(jī)械故障，則中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)立即控制左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸21旋轉(zhuǎn)90度，使兩側(cè)推力動(dòng)力單元14和6 的推力方向由水平向后變化為垂直向下，這時(shí)兩側(cè)推力動(dòng)力單元14和6的功能轉(zhuǎn)變?yōu)樯?dòng)力單元的功能；從而保持飛行器的總升力不變，維持飛行器的飛行高度。同時(shí)，對于下述各種情況，分別按照下列的方法調(diào)整各個(gè)升力動(dòng)力單元，維持飛行器的飛行姿態(tài)1如果前置升力動(dòng)力單元2內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)或兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)故障而停止運(yùn)行，則中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)立即控制將后置升力動(dòng)力單元9的旋翼螺距變?yōu)?，從而使其輸出的升力變?yōu)?。如果飛行器的俯仰姿態(tài)失去平衡，則中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)調(diào)節(jié)后置升力動(dòng)力單元9內(nèi)部的旋翼螺距，根據(jù)需要使其在正螺距和負(fù)螺距之間變化，使其輸出的推力方向在垂直向下與垂直向上之間變化，以產(chǎn)生維持俯仰姿態(tài)所需的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，從而維持飛行器的俯仰姿態(tài)。2如果后置升力動(dòng)力單元9的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)或兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)故障而停止運(yùn)行，則中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)立即控制將前置升力動(dòng)力單元2內(nèi)部的旋翼螺距變?yōu)?，從而使其輸出的升力變?yōu)?。如果飛行器的俯仰姿態(tài)失去平衡，則中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2內(nèi)部的旋翼螺距，根據(jù)需要使其在正螺距和負(fù)螺距之間變化，使其輸出的推力方向在垂直向下與垂直向上之間變化，以產(chǎn)生維持俯仰姿態(tài)所需的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，從而維持飛行器的俯仰姿態(tài)。3如果左置升力動(dòng)力單元13或右置升力動(dòng)力單元8的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)或兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)故障而停止運(yùn)行，則中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)直接控制將左置升力動(dòng)力單元13和右置升力動(dòng)力單元8的發(fā)動(dòng)機(jī)全部關(guān)閉，將左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸21旋轉(zhuǎn)90度，之后左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6代替左置升力動(dòng)力單元13和右置升力動(dòng)力單元8的全部功能，進(jìn)而按照常規(guī)姿態(tài)控制方法維持飛行器的正常飛行。在以上三種情況下，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6變成了升力動(dòng)力單元，飛行器失去了水平推力裝置，只能調(diào)整飛行器的俯仰姿態(tài)，使其前傾一定角度，依靠總升力的水平分量實(shí)現(xiàn)向前平飛。(11)飛行器推力動(dòng)力單元內(nèi)單旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6中的任意一個(gè)，其內(nèi)部的一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者其內(nèi)部的一個(gè)旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，則中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)立即控制停止對側(cè)推力動(dòng)力單元內(nèi)相同位置的發(fā)動(dòng)機(jī)，依靠兩個(gè)推力動(dòng)力單元內(nèi)剩余的兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼來維持正常飛行。具體地，就是若左側(cè)推力動(dòng)力單元14的前部發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者其前部的旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即控制停止右側(cè)推力動(dòng)力單元6的前部發(fā)動(dòng)機(jī)，依靠左側(cè)推力動(dòng)力單元 14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的后部發(fā)動(dòng)機(jī)和后部旋翼來維持飛行器的正常飛行。若左側(cè)推力動(dòng)力單元14的后部發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者其后部的旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即控制停止右側(cè)推力動(dòng)力單元6的后部發(fā)動(dòng)機(jī)，依靠左側(cè)推力動(dòng)力單元 14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的前部發(fā)動(dòng)機(jī)和前部旋翼來維持飛行器的正常飛行。[0119]若右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)部的某個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)或者旋翼出現(xiàn)了故障，依據(jù)前述調(diào)整方法對其對側(cè)推力動(dòng)力單元進(jìn)行調(diào)整。(12)飛行器推力動(dòng)力單元內(nèi)雙旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6中的任意一個(gè)，其內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)全部出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者其內(nèi)部的兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即停止對側(cè)推力動(dòng)力單元內(nèi)的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)，以維持飛行器的偏航姿態(tài)穩(wěn)定。在這種情況下，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的推力喪失，飛行器失去了水平推力裝置，只能調(diào)整飛行器的俯仰姿態(tài)，使其前傾一定角度，依靠總升力的水平分量實(shí)現(xiàn)向前平飛。此外，在這種狀態(tài)下，只能依靠調(diào)節(jié)升力動(dòng)力單元內(nèi)的導(dǎo)流片的偏轉(zhuǎn)方向和偏轉(zhuǎn)角度，或者是調(diào)節(jié)方向舵18 的偏轉(zhuǎn)角度，來實(shí)現(xiàn)飛行器偏航姿態(tài)的控制。本實(shí)施例中，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)均通過各個(gè)動(dòng)力單元的旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)來對各個(gè)動(dòng)力單元的部件進(jìn)行控制。實(shí)施例2 具有五個(gè)升力動(dòng)力單元的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器如圖5-7所示，為本實(shí)用新型實(shí)施例二的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖；本實(shí)施例與上一實(shí)施例的區(qū)別在于，本實(shí)施例的飛行器具有五個(gè)升力動(dòng)力單元 前置升力動(dòng)力單元2、左前升力動(dòng)力單元30、右前升力動(dòng)力單元27、左后升力動(dòng)力單元四與右后升力動(dòng)力單元觀，共五個(gè)升力動(dòng)力單元，均勻設(shè)置在飛行器機(jī)體上，相鄰的兩個(gè)升力動(dòng)力單元的幾何中心到飛行器的重心的連線之間的夾角是相等的。每個(gè)升力動(dòng)力單元的結(jié)構(gòu)都與前置升力動(dòng)力單元2相同，與實(shí)施例一中的升力動(dòng)力單元的結(jié)構(gòu)相同。左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6對稱分布于機(jī)體兩側(cè)，其結(jié)構(gòu)與前置升力動(dòng)力單元2、左前升力動(dòng)力單元30、右前升力動(dòng)力單元27、左后升力動(dòng)力單元四及右后升力動(dòng)力單元觀的結(jié)構(gòu)類似，區(qū)別在于，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6均可以圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸21進(jìn)行0-180度的旋轉(zhuǎn)，使兩側(cè)的推力動(dòng)力單元的推力方向均可以由水平向后變化為垂直向下，進(jìn)而變化為水平向前。在初始狀態(tài)下，兩個(gè)推力動(dòng)力單元內(nèi)的導(dǎo)流片安裝軸21都是水平的。本實(shí)施例采用以下方式對飛行器進(jìn)行控制(1)飛行器的飛行高度控制中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制五個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)，使各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率相等，螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)各個(gè)旋翼為正螺距，并且螺距相等，從而產(chǎn)生相等的升力，實(shí)現(xiàn)飛行器的正常飛行；其中五個(gè)升力動(dòng)力單元產(chǎn)生的升力合力，提供了飛行器懸停飛行和平飛所需的托舉升力。中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)發(fā)出控制指令，同步加大五個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率，并加大所有旋翼的螺距，使五個(gè)升力動(dòng)力單元的總升力增加，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器飛行高度的增加。中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)發(fā)出控制指令，同步減小五個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率，并減小所有旋翼的螺距，使五個(gè)升力動(dòng)力單元的總升力減小，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器飛行高度的降低。[0133](2)飛行器的俯仰姿態(tài)控制差動(dòng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2和左后升力動(dòng)力單元四、右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率，可以控制飛行器的俯仰姿態(tài)中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2的輸出功率，使之小于左后升力動(dòng)力單元四及右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率之和，則前置升力動(dòng)力單元2產(chǎn)生的升力將小于左后升力動(dòng)力單元四及右后升力動(dòng)力單元觀產(chǎn)生的升力之和，從而使飛行器機(jī)體向前傾。調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2的輸出功率，使之大于左后升力動(dòng)力單元四及右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率之和，則前置升力動(dòng)力單元2產(chǎn)生的升力將大于左后升力動(dòng)力單元 29及右后升力動(dòng)力單元觀產(chǎn)生的升力之和，從而使飛行器機(jī)體向后仰。(3)飛行器的俯仰姿態(tài)控制的備份通道與實(shí)施例一相同，在向前平飛狀態(tài)時(shí)，安裝在尾桿10上的水平尾翼11可以增加俯仰姿態(tài)的安定性。同時(shí)，通過調(diào)整安裝在水平尾翼11上的升降舵12，也能控制飛行器的俯仰姿態(tài)當(dāng)中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制升降舵12向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器機(jī)頭上仰，機(jī)體向后傾斜。當(dāng)控制升降舵12向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器機(jī)頭將下沉，機(jī)體向前傾斜。在向前平飛狀態(tài)時(shí)，由差動(dòng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2和左后升力動(dòng)力單元四及右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率所形成的俯仰姿態(tài)控制通道處于主控工作狀態(tài)，而由升降舵12執(zhí)行控制功能的俯仰控制通道則處于熱備運(yùn)行狀態(tài)。(4)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)通過差動(dòng)調(diào)節(jié)左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元 29與右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率，可以控制飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)調(diào)節(jié)左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四的輸出功率之和，使之小于右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率之和，則左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四產(chǎn)生的升力之和小于右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀產(chǎn)生的升力之和，從而使飛行器機(jī)體向左傾。調(diào)節(jié)左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四的輸出功率之和，使之大于右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率之和，則左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四產(chǎn)生的升力之和大于右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀產(chǎn)生的升力之和，從而使飛行器機(jī)體向右傾。(5)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制的備份通道與實(shí)施例一相同，在向前平飛狀態(tài)時(shí)，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元 6內(nèi)旋翼均由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為正螺距并產(chǎn)生水平向后的推力，從而使飛行器向前高速平飛。在這種飛行狀態(tài)下，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的導(dǎo)流片，也能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制當(dāng)中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制左側(cè)推力動(dòng)力單元14的導(dǎo)流片25向下偏轉(zhuǎn)，而右側(cè)推力動(dòng)力單元6的導(dǎo)流片沈向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，能夠使飛行器向右傾斜。[0149]相反地，當(dāng)控制左側(cè)推力動(dòng)力單元14的導(dǎo)流片25向上偏轉(zhuǎn)，而右側(cè)推力動(dòng)力單元 6的導(dǎo)流片沈向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，能夠使飛行器向左傾斜。這種滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制通道能作為平飛狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)控制通道的備份。(6)飛行器的偏航姿態(tài)控制同步調(diào)節(jié)五個(gè)升力動(dòng)力單元內(nèi)的導(dǎo)流片的偏轉(zhuǎn)角度和偏轉(zhuǎn)方向，可以控制飛行器的偏航姿態(tài)當(dāng)中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制五個(gè)升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片都圍繞其安裝軸順時(shí)針偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器就會(huì)得到一個(gè)逆時(shí)針的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，從而產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。當(dāng)控制五個(gè)升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片都圍繞其安裝軸逆時(shí)針偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器就會(huì)得到一個(gè)順時(shí)針的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，從而產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。(7)飛行器的偏航姿態(tài)控制的備份通道與實(shí)施例一相同，在懸停飛行狀態(tài)時(shí)，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元 6可以不用工作，以節(jié)省能源，延長飛行時(shí)間。也可以通過差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)旋翼的螺距來實(shí)現(xiàn)飛行器的偏航控制當(dāng)中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制螺距控制機(jī)構(gòu)，使其驅(qū)動(dòng)左側(cè)推力動(dòng)力單元14 的旋翼為正螺距，并產(chǎn)生水平向后的推力，而驅(qū)動(dòng)右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼為負(fù)螺距，并產(chǎn)生水平向前的推力時(shí)，可使飛行器實(shí)現(xiàn)順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。相反地，當(dāng)控制螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的旋翼為負(fù)螺距，并產(chǎn)生水平向前的推力，而控制右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼為正螺距并產(chǎn)生水平向后的推力時(shí)， 可使飛行器實(shí)現(xiàn)逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。這種由差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼的螺距所形成的偏航姿態(tài)控制通道可以作為懸停飛行狀態(tài)下偏航控制通道的備份。在飛行器向前平飛狀態(tài)時(shí)，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元 14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，也能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器偏航姿態(tài)的控制當(dāng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，使之大于右側(cè)推力動(dòng)力單元6 的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率時(shí)，可使飛行器機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。相反地，當(dāng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，使之小于右側(cè)推力動(dòng)力單元6的發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率時(shí)，可使飛行器機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。這種由差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率所形成的控制通道可以作為平飛狀態(tài)下偏航控制通道的備份。此外，在飛行器向前平飛狀態(tài)時(shí)，通過控制安裝在垂直尾翼17上的方向舵18，也可以實(shí)現(xiàn)偏航控制當(dāng)控制方向舵18向左偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器的機(jī)頭會(huì)向左偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。當(dāng)方向舵18向右偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器的機(jī)頭會(huì)向右偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。這種由調(diào)節(jié)方向舵18的偏轉(zhuǎn)方向和偏轉(zhuǎn)角度所形成的偏航姿態(tài)控制通道，也能作為平飛狀態(tài)下偏航控制通道的備份。(8)飛行器的平飛減速控制與實(shí)施例一相同，在飛行器需要由平飛狀態(tài)轉(zhuǎn)入懸停狀態(tài)時(shí)，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼均由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為負(fù)螺距并產(chǎn)生水平向前的推力， 從而起到剎車減速的作用。(9)飛行器升力動(dòng)力單元內(nèi)單旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若前置升力動(dòng)力單元2、左前升力動(dòng)力單元30、右前升力動(dòng)力單元27、左后升力動(dòng)力單元四與右后升力動(dòng)力單元觀中的任意一個(gè)，內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)有一臺出現(xiàn)故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，或其中的一個(gè)旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即加大并重新分配其余四個(gè)未出現(xiàn)故障的升力動(dòng)力單元的輸出功率，維持飛行器的姿態(tài)平衡。但此種情況下，出現(xiàn)故障的升力動(dòng)力單元，依靠上下兩個(gè)反向旋轉(zhuǎn)的旋翼相互抵消轉(zhuǎn)動(dòng)扭矩的機(jī)制已經(jīng)失靈，該故障升力動(dòng)力單元內(nèi)繼續(xù)工作的那個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)動(dòng)必然會(huì)給飛行器機(jī)體帶來一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)扭矩，使飛行器的偏航姿態(tài)失去平衡。此時(shí)，就需要差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)旋翼的螺距，或者同步調(diào)節(jié)五個(gè)升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片的偏轉(zhuǎn)方向和偏轉(zhuǎn)角度，來維持飛行器偏航姿態(tài)的穩(wěn)定。(10)飛行器升力動(dòng)力單元內(nèi)雙旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若前置升力動(dòng)力單元2、左前升力動(dòng)力單元30、右前升力動(dòng)力單元27、左后升力動(dòng)力單元四與右后升力動(dòng)力單元觀中的任意一個(gè)，其內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)全部出現(xiàn)故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，或其內(nèi)部的兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即加大并重新分配其余四個(gè)未出現(xiàn)故障的升力動(dòng)力單元的輸出功率，維持飛行器的姿態(tài)平衡。與實(shí)施例一不同的是，此時(shí)， 左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6不需要圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸21旋轉(zhuǎn)90 度，其推力方向及工作狀態(tài)維持不變。在這種狀態(tài)下，飛行器的姿態(tài)控制方式與實(shí)施例一的姿態(tài)控制方式是類似的通過差動(dòng)調(diào)節(jié)、合理分配未出現(xiàn)故障的四個(gè)升力動(dòng)力單元的輸出功率，可以調(diào)整飛行器的俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)；通過同步調(diào)節(jié)未出現(xiàn)故障的四個(gè)升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片的偏轉(zhuǎn)方向和偏轉(zhuǎn)角度，或者差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)旋翼的輸出功率及螺距，可以調(diào)整飛行器的偏航姿態(tài)。(11)飛行器推力動(dòng)力單元內(nèi)單旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障及雙旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6中的任意一個(gè)，其內(nèi)部的一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者其內(nèi)部的一個(gè)旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，或者其內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)全部出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者其內(nèi)部的兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)了機(jī)械故障，調(diào)整方法與實(shí)施例一的調(diào)整方法相同。本實(shí)施例中，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)均通過各個(gè)動(dòng)力單元的旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)來對各個(gè)動(dòng)力單元的部件進(jìn)行控制。實(shí)施例3 具有六個(gè)升力動(dòng)力單元的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器如圖8-圖11所示，為本實(shí)用新型實(shí)施例三的分布式多旋翼垂直起降飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖本實(shí)施例與前述實(shí)施例的區(qū)別在于，本實(shí)施例包括六個(gè)升力動(dòng)力單元前置升力動(dòng)力單元2、左前升力動(dòng)力單元30、右前升力動(dòng)力單元27、左后升力動(dòng)力單元四與右后升力動(dòng)力單元觀、后置升力動(dòng)力單元9，均勻設(shè)置在飛行器機(jī)體上。相鄰的兩個(gè)升力動(dòng)力單元的幾何中心到飛行器的重心的連線之間的夾角是相等的。每個(gè)升力動(dòng)力單元的結(jié)構(gòu)都與前置升力動(dòng)力單元2相同。其中，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6對稱分布在機(jī)體兩側(cè)，其結(jié)構(gòu)與前置升力動(dòng)力單元2、左前升力動(dòng)力單元30、右前升力動(dòng)力單元27、左后升力動(dòng)力單元四與右后升力動(dòng)力單元觀、后置升力動(dòng)力單元9的結(jié)構(gòu)類似，區(qū)別在于，左側(cè)推力動(dòng)力單元14 和右側(cè)推力動(dòng)力單元6均可以圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸21進(jìn)行0-180度的旋轉(zhuǎn)，使兩側(cè)的推力動(dòng)力單元的推力方向均可以由水平向后變化為垂直向下，進(jìn)而變化為水平向前。在初始狀態(tài)下，兩個(gè)推力動(dòng)力單元內(nèi)的導(dǎo)流片的安裝軸都是水平的。起落架16是飛行器?？康孛鏁r(shí)所需的支撐結(jié)構(gòu)，在飛行狀態(tài)下，可以折疊收納到機(jī)腹之內(nèi)，以減小空氣阻力。垂直尾翼17可以增加向前平飛狀態(tài)時(shí)的偏航安定性，減少由雜亂氣流引起的機(jī)頭左右擺振。本實(shí)施例通過以下方式對飛行器進(jìn)行控制。(1)飛行器的飛行高度控制中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制六個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率使其相等，各個(gè)旋翼由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為正螺距，并且螺距相等，從而產(chǎn)生相等的升力，實(shí)現(xiàn)飛行器的正常飛行。六個(gè)升力動(dòng)力單元產(chǎn)生的升力合力，提供了飛行器懸停飛行和平飛所需的托舉升力。同步加大六個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率，并加大所有旋翼的螺距，則其總升力增加，從而使飛行器的飛行高度上升；同步減小六個(gè)升力動(dòng)力單元的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率， 并減小所有旋翼的螺距，則其總升力減小，從而使飛行器的飛行高度降低。(2)飛行器的俯仰姿態(tài)控制與實(shí)施例一相同，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)差動(dòng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2和后置升力動(dòng)力單元9的輸出功率，可以控制飛行器的俯仰姿態(tài)當(dāng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2的輸出功率，使之小于后置升力動(dòng)力單元9的輸出功率，則前置升力動(dòng)力單元2產(chǎn)生的升力小于后置升力動(dòng)力單元9產(chǎn)生的升力，飛行器機(jī)體向前傾。當(dāng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2的輸出功率，使之大于后置升力動(dòng)力單元9的輸出功率，則前置升力動(dòng)力單元2產(chǎn)生的升力大于后置升力動(dòng)力單元9產(chǎn)生的升力，飛行器機(jī)體向后仰。(3)飛行器的俯仰姿態(tài)控制的備份通道與實(shí)施例一相同，在向前平飛狀態(tài)時(shí)，安裝在尾桿10上的水平尾翼11可以增加俯仰姿態(tài)的安定性。同時(shí)，通過調(diào)節(jié)安裝在水平尾翼11上的升降舵12，也能控制飛行器的俯仰姿態(tài)當(dāng)中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)控制升降舵12向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器機(jī)頭將上仰，機(jī)體向后傾斜。而當(dāng)控制升降舵12向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器機(jī)頭將下沉，機(jī)體向前傾斜。在向前平飛狀態(tài)時(shí)，由差動(dòng)調(diào)節(jié)前置升力動(dòng)力單元2和后置升力動(dòng)力單元9的輸出功率所形成的俯仰姿態(tài)控制通道處于主控工作狀態(tài)，而由升降舵12執(zhí)行控制功能的俯仰控制通道則處于熱備運(yùn)行狀態(tài)。(4)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制與實(shí)施例二相同，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)差動(dòng)調(diào)節(jié)左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四與右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率，可以控制飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)當(dāng)調(diào)節(jié)左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四的輸出功率之和，使之小于右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率之和，則左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四產(chǎn)生的升力之和將小于右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀產(chǎn)生的升力之和，飛行器機(jī)體向左傾斜。當(dāng)調(diào)節(jié)左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四的輸出功率之和，使之大于右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀的輸出功率之和，則左前升力動(dòng)力單元30、左后升力動(dòng)力單元四產(chǎn)生的升力之和大于右前升力動(dòng)力單元27、右后升力動(dòng)力單元觀產(chǎn)生的升力之和，飛行器機(jī)體向右傾斜。(5)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制的備份通道與實(shí)施例一和二相同，在向前平飛狀態(tài)時(shí)，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼均由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為正螺距并產(chǎn)生水平向后的推力，從而使飛行器向前高速平飛。在這種飛行狀態(tài)下，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的導(dǎo)流片，也能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制當(dāng)控制左側(cè)推力動(dòng)力單元14的導(dǎo)流片25向下偏轉(zhuǎn)，而右側(cè)推力動(dòng)力單元6的導(dǎo)流片沈向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器會(huì)向右傾斜。相反地，當(dāng)控制左側(cè)推力動(dòng)力單元14的導(dǎo)流片25向上偏轉(zhuǎn)，而右側(cè)推力動(dòng)力單元 6的導(dǎo)流片沈向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器會(huì)向左傾斜。這種滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制通道能作為平飛狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)控制通道的備份。(6)飛行器的偏航姿態(tài)控制中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)同步調(diào)節(jié)六個(gè)升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片的偏轉(zhuǎn)角度，就可以控制飛行器的偏航姿態(tài)當(dāng)控制六個(gè)升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片都圍繞其安裝軸順時(shí)針偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器會(huì)得到一個(gè)逆時(shí)針的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，從而產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。當(dāng)控制六個(gè)升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片都圍繞其安裝軸逆時(shí)針偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器就會(huì)得到一個(gè)順時(shí)針的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，從而產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。(7)飛行器的偏航姿態(tài)控制的備份通道與實(shí)施例一和二相同，在懸停飛行狀態(tài)時(shí)，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6可以不用工作，以節(jié)省能源，延長飛行時(shí)間。但是，也能夠通過差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)旋翼的螺距來實(shí)現(xiàn)飛行器的偏航控制當(dāng)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的旋翼由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為正螺距并產(chǎn)生水平向后的推力，而右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為負(fù)螺距并產(chǎn)生水平向前的推力時(shí)，飛行器會(huì)產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。相反地，當(dāng)左側(cè)推力動(dòng)力單元14的旋翼由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為負(fù)螺距并產(chǎn)生水平向前的推力，而右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為正螺距并產(chǎn)生水平向后的推力時(shí)，飛行器會(huì)產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。這種由差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6的旋翼螺距所形成的偏航姿態(tài)控制通道可以作為懸停飛行狀態(tài)下偏航控制通道的備份。[0213]在飛行器向前平飛狀態(tài)時(shí)，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元 14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，也能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器偏航姿態(tài)的控制當(dāng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，使之大于右側(cè)推力動(dòng)力單元6 內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率時(shí)，可使飛行器機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。相反地，當(dāng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，使之小于右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率，可使飛行器機(jī)頭會(huì)向左偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。這種由差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率所形成的控制通道可以作為平飛狀態(tài)下偏航控制通道的備份。此外，在飛行器向前平飛狀態(tài)時(shí)，通過調(diào)節(jié)安裝在垂直尾翼17上的方向舵18，也可以實(shí)現(xiàn)偏航控制當(dāng)控制方向舵18向左偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器的機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生逆時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。當(dāng)控制方向舵18向右偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器的機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生順時(shí)針的偏航運(yùn)動(dòng)。這種由調(diào)節(jié)方向舵18的偏轉(zhuǎn)方向和偏轉(zhuǎn)角度所形成的偏航姿態(tài)控制通道也能作為平飛狀態(tài)下偏航控制通道的備份。(8)飛行器的平飛減速控制與實(shí)施例一和二相同，在飛行器由平飛狀態(tài)轉(zhuǎn)入懸停狀態(tài)時(shí)，左側(cè)推力動(dòng)力單元 14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)的旋翼均由螺距控制機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)為負(fù)螺距并產(chǎn)生水平向前的推力，從而起到剎車減速的作用。(9)飛行器升力動(dòng)力單元內(nèi)單旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若前置升力動(dòng)力單元2、左前升力動(dòng)力單元30、右前升力動(dòng)力單元27、左后升力動(dòng)力單元四與右后升力動(dòng)力單元觀、后置升力動(dòng)力單元9中的任意一個(gè)，其內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)有一臺出現(xiàn)故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，或其中的一個(gè)旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即關(guān)閉對側(cè)升力動(dòng)力單元內(nèi)相同位置的發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)加大并重新分配其余四個(gè)未出現(xiàn)故障的升力動(dòng)力單元的輸出功率，維持飛行器的姿態(tài)平衡。具體地，就是如果前置升力動(dòng)力單元2的上部發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者是其上部的旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即停止后置升力動(dòng)力單元9的上部發(fā)動(dòng)機(jī)；如果是前置升力動(dòng)力單元 2的下部發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者是其下部的旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即停止后置升力動(dòng)力單元9的下部發(fā)動(dòng)機(jī)。若是其它升力動(dòng)力單元內(nèi)的某個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)了故障而停轉(zhuǎn)，或者某個(gè)旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，其調(diào)整方法與前述的調(diào)整方法類似。(10)飛行器升力動(dòng)力單元內(nèi)雙旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若前置升力動(dòng)力單元2、左前升力動(dòng)力單元30、右前升力動(dòng)力單元27、左后升力動(dòng)力單元四與右后升力動(dòng)力單元觀、后置升力動(dòng)力單元9中的任意一個(gè)，其內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)全部出現(xiàn)故障而停止運(yùn)轉(zhuǎn)，或其內(nèi)部的兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)了機(jī)械故障，則立即加大并重新分配其余五個(gè)未出現(xiàn)故障的升力動(dòng)力單元的輸出功率，維持飛行器的姿態(tài)平衡。與實(shí)施例二相同此種情況下，左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6不需要圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸21旋轉(zhuǎn)90度，其推力方向及工作狀態(tài)維持不變。在這種狀態(tài)下，飛行器的姿態(tài)控制方式與實(shí)施例二的姿態(tài)控制方式是類似的通過合理分配剩余未故障的五個(gè)升力動(dòng)力單元的輸出功率，可以調(diào)整飛行器的俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)；通過同步調(diào)節(jié)剩余未故障的五個(gè)升力動(dòng)力單元內(nèi)的導(dǎo)流片的偏轉(zhuǎn)方向和偏轉(zhuǎn)角度，或者差動(dòng)調(diào)節(jié)左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6內(nèi)旋翼的螺距，可以調(diào)整飛行器的偏航姿態(tài)。(11)飛行器推力動(dòng)力單元內(nèi)單旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障及雙旋翼動(dòng)力系統(tǒng)故障時(shí)的控制方法若左側(cè)推力動(dòng)力單元14和右側(cè)推力動(dòng)力單元6中的任意一個(gè)，其內(nèi)部的一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者其內(nèi)部的一個(gè)旋翼出現(xiàn)了機(jī)械故障，或者其內(nèi)部的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)全部出現(xiàn)故障而停轉(zhuǎn)，或者其內(nèi)部的兩個(gè)旋翼全部出現(xiàn)了機(jī)械故障，調(diào)整方法與實(shí)施例一的調(diào)整方法是相同的。本實(shí)施例中，中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)均通過各個(gè)動(dòng)力單元的旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)來對各個(gè)動(dòng)力單元的部件進(jìn)行控制。由以上實(shí)施例可以看出，本實(shí)用新型提供的飛行器具有如下有益效果1、通過在飛行器機(jī)體表面設(shè)置封閉式的整流罩，使得飛行器向前平飛時(shí)，可以大大減小空氣阻力，改善飛行器的氣動(dòng)性能。同時(shí)，在平飛狀態(tài)時(shí)，整流罩也能夠提供升力。此外，整流罩還起到防水、防塵以及保護(hù)作用，使飛行器可以在雨雪天氣時(shí)照常飛行，減少了氣象條件對飛行器的損壞和對飛行活動(dòng)的限制。2、通過在飛行器的尾桿上設(shè)置垂直尾翼、水平尾翼、方向舵和升降舵，使得飛行器在向前平飛時(shí)，增加了飛行器的偏航姿態(tài)及俯仰姿態(tài)的穩(wěn)定性，而方向舵和升降舵可以用來控制飛行器的偏航姿態(tài)及俯仰姿態(tài)。3、采用多個(gè)(四個(gè)或四個(gè)以上)升力動(dòng)力單元組成分布式動(dòng)力系統(tǒng)，為飛行器提供飛行所需的升力及姿態(tài)控制所需的控制力矩。與傳統(tǒng)飛行器采用的集中式動(dòng)力系統(tǒng)相比，本實(shí)用新型的分布式動(dòng)力系統(tǒng)提高了飛行器的穩(wěn)定性和可靠性，在發(fā)動(dòng)機(jī)、旋翼以及控制作動(dòng)器和控制舵面等出現(xiàn)機(jī)械故障時(shí)，仍能夠正常運(yùn)行。4、將左側(cè)推力動(dòng)力單元和右側(cè)推力動(dòng)力單元對稱分布在機(jī)體兩側(cè)，由于左側(cè)推力動(dòng)力單元和右側(cè)推力動(dòng)力單元均可以圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸進(jìn)行0-180度的旋轉(zhuǎn)。當(dāng)兩側(cè)的推力動(dòng)力單元圍繞其安裝軸向上旋轉(zhuǎn)90度時(shí)，兩側(cè)的推力動(dòng)力單元的推力方向均可以由水平方向變化為垂直方向，使之由推力動(dòng)力單元轉(zhuǎn)變?yōu)樯?dòng)力單元，因此推力動(dòng)力單元不僅可以提供飛行器飛行所需的推力，還可以用于替代出現(xiàn)故障的升力動(dòng)力單元。5、通過采用兩臺或兩臺以上的飛行控制計(jì)算機(jī)，組成熱備式冗余中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。當(dāng)處于主控工作狀態(tài)的飛行控制計(jì)算機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，處于后臺熱備運(yùn)行狀態(tài)的其它飛行控制計(jì)算機(jī)能夠通過總線網(wǎng)絡(luò)感知其故障狀態(tài)，并通過聯(lián)網(wǎng)仲裁機(jī)制，重新推舉一臺飛行控制計(jì)算機(jī)作為主控工作的飛行控制計(jì)算機(jī)，并使其屏蔽故障飛行控制計(jì)算機(jī)的全部指令輸出，進(jìn)而完全取代故障飛行控制計(jì)算機(jī)的全部工作。從而大大提高了飛行器對于飛行控制計(jì)算機(jī)電氣故障的容災(zāi)能力。6、通過在每個(gè)升力動(dòng)力單元及推力動(dòng)力單元內(nèi)部設(shè)置一套獨(dú)立的旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)，通過旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)將動(dòng)力單元的數(shù)據(jù)發(fā)送給中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，并從中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)接收指令，來對動(dòng)力單元進(jìn)行控制。從而達(dá)到控制飛行器姿態(tài)和飛行速度的目的。負(fù)責(zé)數(shù)據(jù)采集、指令執(zhí)行的旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)和負(fù)責(zé)姿態(tài)解算及控制算法計(jì)算的飛行控制計(jì)算機(jī)的分立，大大降低了飛行控制計(jì)算的任務(wù)負(fù)荷， 提高了整個(gè)電氣控制系統(tǒng)的魯棒性。
20[0239]7、升力動(dòng)力單元的個(gè)數(shù)N可以是大于等于4的任意整數(shù)。多個(gè)升力動(dòng)力單元在飛行器機(jī)體上的分布位置只要不是處于同一直線上、并且不在某個(gè)穿過飛行器重心的縱向剖面的同一側(cè)即可，其安裝位置可以是任意的。但是，可以使多個(gè)升力動(dòng)力單元均勻分布于機(jī)體上的一個(gè)以飛行器重心為圓心的圓上，且使相鄰的兩個(gè)升力動(dòng)力單元的幾何中心與飛行器的重心的連線之間的夾角相等，從而提高飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定性及可控性。8、安裝在升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元涵道內(nèi)的兩個(gè)螺旋槳都是變距螺旋槳， 其螺距可以在螺距控制機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)下，在負(fù)螺距和正螺距之間連續(xù)變化，因此升力動(dòng)力單元或推力動(dòng)力單元內(nèi)部的兩個(gè)螺旋槳產(chǎn)生的升力或推力，其大小和方向都是可以連續(xù)變化的對于升力動(dòng)力單元來說，因?yàn)槁菪龢菥嗟恼?fù)變化，它既可以產(chǎn)生方向垂直向上的升力，為飛行器提供維持飛行高度所必須的托舉升力，又可以產(chǎn)生方向垂直向下的推力，為飛行器提供控制俯仰、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)所需的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩；對于推力動(dòng)力單元來說，因?yàn)槁菪龢菥嗟恼?fù)變化，它既可以產(chǎn)生方向水平向后的推力，為飛行器提供向前平飛所需的驅(qū)動(dòng)力，又可以產(chǎn)生方向水平向前的推力，為飛行器提供由平飛狀態(tài)轉(zhuǎn)入懸停狀態(tài)所需的剎車制動(dòng)力， 還可以產(chǎn)生調(diào)整飛行器偏航姿態(tài)所需的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩。9、單個(gè)升力動(dòng)力單元內(nèi)或推力動(dòng)力單元內(nèi)的一臺發(fā)動(dòng)機(jī)或一個(gè)螺旋槳出現(xiàn)故障， 或者是單個(gè)升力動(dòng)力單元或推力動(dòng)力單元內(nèi)的兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)、兩個(gè)螺旋槳都出現(xiàn)了故障，均可以通過姿態(tài)控制通道重構(gòu)及動(dòng)力重新分配機(jī)制來維持飛行器的姿態(tài)，不會(huì)導(dǎo)致飛行器的墜毀事故。因此，飛行器對于機(jī)械故障的容災(zāi)能力大大提高了。10、在飛行器機(jī)腹處，安裝有折疊式的起落架。在飛行器由懸停狀態(tài)轉(zhuǎn)入平飛狀態(tài)時(shí)，起落架可以折疊收納入機(jī)體整流罩內(nèi)部，以減小空氣阻力。以上所述僅是本實(shí)用新型的優(yōu)選實(shí)施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本實(shí)用新型技術(shù)原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和變型，這些改進(jìn)和變型也應(yīng)視為本實(shí)用新型的保護(hù)范圍。
權(quán)利要求1.一種分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，其特征在于，包括機(jī)體，罩在所述機(jī)體外面的整流罩；均勻設(shè)置在所述機(jī)體的多個(gè)位置的若干個(gè)升力動(dòng)力單元，和對稱設(shè)置于所述機(jī)體左右兩側(cè)的推力動(dòng)力單元；所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元結(jié)構(gòu)相同，均包括設(shè)置在機(jī)體上的涵道，設(shè)置在所述涵道中的兩套旋翼動(dòng)力系統(tǒng)；所述升力動(dòng)力單元用于提供飛行器飛行所需的升力，以及飛行器的滾轉(zhuǎn)和俯仰控制所需的扭矩；所述推力動(dòng)力單元用于提供所述飛行器飛行所需的推力，及所述飛行器的偏航姿態(tài)控制所需的扭矩；與所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元連接的中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，用于控制所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元。
2.如權(quán)利要求1所述的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，其特征在于，每個(gè)所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元還包括一組通過導(dǎo)流片安裝軸平行排列在所述涵道底部的導(dǎo)流片，所述導(dǎo)流片可繞導(dǎo)流片安裝軸轉(zhuǎn)動(dòng)，所述升力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片用于提供飛行器的偏航控制所需的扭矩，所述推力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片安裝軸處于水平狀態(tài)時(shí)，所述推力動(dòng)力單元的導(dǎo)流片用于提供飛行器平飛時(shí)的滾轉(zhuǎn)控制所需的扭矩。
3.如權(quán)利要求1所述的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述推力動(dòng)力單元至少為兩個(gè)，通過推力動(dòng)力單元安裝軸安裝在機(jī)體上，所述推力動(dòng)力單元可圍繞推力動(dòng)力單元安裝軸進(jìn)行0-180度的旋轉(zhuǎn)。
4.如權(quán)利要求1所述的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述旋翼動(dòng)力系統(tǒng)包括旋翼；旋翼螺距控制機(jī)構(gòu)，發(fā)動(dòng)機(jī)和轉(zhuǎn)速傳感器，分別與所述旋翼連接；溫度傳感器，與所述發(fā)動(dòng)機(jī)連接；旋翼動(dòng)力系統(tǒng)管理計(jì)算機(jī)，與所述旋翼螺距控制機(jī)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)、轉(zhuǎn)速傳感器和溫度傳感器、以及中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)連接，用于采集所述發(fā)動(dòng)機(jī)溫度和旋翼的轉(zhuǎn)速，并將采集的數(shù)據(jù)發(fā)送至所述中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，并根據(jù)所述中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)發(fā)送的控制指令控制旋翼的轉(zhuǎn)速和螺距。
5.如權(quán)利要求4所述的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述升力動(dòng)力單元至少為四個(gè)，安裝于所述機(jī)體上不在同一條直線上、并且不在某個(gè)穿過機(jī)體重心的縱向剖面的同一側(cè)的任意位置。
6.如權(quán)利要求5所述的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述升力動(dòng)力單元均勻分布于以所述飛行器重心為圓心的圓上，且相鄰的兩個(gè)升力動(dòng)力單元的幾何中心與飛行器的重心的連線之間的夾角相等。
7.如權(quán)利要求1所述的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，其特征在于，還包括與所述整流罩連接的尾桿，所述尾桿的末端設(shè)置有水平尾翼和垂直尾翼，所述水平尾翼上安裝有升降舵；所述垂直尾翼上安裝有方向舵。
8.如權(quán)利要求1所述的分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)包括通過總線網(wǎng)絡(luò)連接的至少兩臺飛行控制計(jì)算機(jī)，一臺所述飛行控制計(jì)算機(jī)處于主控工作狀態(tài)，其它所述飛行控制計(jì)算機(jī)處于熱備運(yùn)行狀態(tài)；所述飛行器的俯仰控制通道、滾轉(zhuǎn)控制通道以及偏航控制通道中的任意一個(gè)，均由至少兩套控制機(jī)構(gòu)來控制，其中一套控制機(jī)構(gòu)處于主控工作狀態(tài)，其它控制機(jī)構(gòu)處于熱備運(yùn)行狀態(tài)。
專利摘要本實(shí)用新型涉及航空航天技術(shù)領(lǐng)域，具體公開了一種分布式動(dòng)力多旋翼垂直起降飛行器，包括機(jī)體，罩在所述機(jī)體外面的整流罩；均勻設(shè)置在所述機(jī)體上的若干個(gè)升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元，所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元用于調(diào)整飛行器的姿態(tài)和速度；與所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元連接的中央飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，用于控制所述升力動(dòng)力單元和推力動(dòng)力單元來調(diào)整飛行器的姿態(tài)和速度。通過設(shè)置均勻分布于機(jī)體上的多個(gè)升力動(dòng)力單元，提高了飛行器的可靠性、穩(wěn)定性以及容災(zāi)能力，使其在發(fā)動(dòng)機(jī)或旋翼等部件出現(xiàn)機(jī)械故障時(shí)，仍能夠正常飛行，降低墜毀風(fēng)險(xiǎn)。
文檔編號B64C27/12GK201932359SQ20112002005
公開日2011年8月17日 申請日期2011年1月21日 優(yōu)先權(quán)日2011年1月21日
發(fā)明者文杰 申請人:文杰