本發(fā)明涉及航空技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛行器。

背景技術(shù)：

垂直起降飛行器通常指能夠像直升機(jī)一樣垂直起飛和降落，具備懸停能力，且能夠以固定翼飛機(jī)的方式飛行的一類飛行器。與傳統(tǒng)的直升機(jī)相比，具有更高的飛行速度和更遠(yuǎn)的航程，與傳統(tǒng)固定翼飛機(jī)相比對起飛著陸場地的依賴性低。上述的優(yōu)點(diǎn)，使得垂直起降飛行器在軍事和民用方面將有著重要的應(yīng)用價(jià)值。

垂直起降無人機(jī)面臨很多困難，主要表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：

1、垂起轉(zhuǎn)平飛過程難度大

垂直起降轉(zhuǎn)高效平飛無人機(jī)的轉(zhuǎn)換過程一直是困擾此類無人機(jī)發(fā)展的一大難題，例如部分復(fù)合式直升機(jī)或組合式無人機(jī)在水平飛行時(shí)，靠垂直起降的旋翼以機(jī)身整體傾斜的方式來提供前進(jìn)的動力，會降低固定翼攻角，且效率很低，旋翼在平飛中造成的阻力顯然很大。而增加水平方向的推力系統(tǒng)又會使垂直起降的動力系統(tǒng)成為死重，造成飛機(jī)整體效率降低。

傾轉(zhuǎn)類無人機(jī)，類似v-22“魚鷹”的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，由于旋翼在轉(zhuǎn)換過程中的非定常氣動特性難以確定，導(dǎo)致傾轉(zhuǎn)旋翼或傾轉(zhuǎn)機(jī)翼在過渡狀態(tài)的動力學(xué)狀態(tài)變得十分復(fù)雜，在傾轉(zhuǎn)旋翼軸的方向轉(zhuǎn)速發(fā)生比較大的變化，導(dǎo)致飛機(jī)的升力、推力及力矩也發(fā)生較大變化，在非定常非線性氣動因素的影響下，傳統(tǒng)飛行力學(xué)的分析方法可能會失效，目前還沒有關(guān)于此類問題合適的研究方法。此外，類似前傾轉(zhuǎn)機(jī)翼方案，尾翼上的兩個(gè)螺旋槳受前面螺旋槳滑流的影響，效率降低。

尾座式垂直起降飛行器在進(jìn)入轉(zhuǎn)換過程前需要達(dá)到足夠的速度，氣動舵面和發(fā)動機(jī)推力耦合控制完成傾轉(zhuǎn)，在過渡階控制律的設(shè)計(jì)是面臨的挑戰(zhàn)。由于單純靠尾流控制，懸停和垂直起降的精確控制較為困難。在有風(fēng)的情況下尤其令人擔(dān)心。

2、動力系統(tǒng)匹配困難

垂直起降飛行器要求發(fā)動機(jī)在垂直起降階段擁有足夠的推重比，而在水平飛行階段機(jī)翼提供主要升力，升阻比較高，發(fā)動機(jī)需用推力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于垂直起降階段，一般發(fā)動機(jī)難以在兩種工作條件下都擁有較好的工作效率，制約了實(shí)際的應(yīng)用。

螺旋槳在垂直起降階段工作在高轉(zhuǎn)速下，垂直方向的上升速度不大時(shí)，小槳距螺旋槳具有較高效率，而在平飛階段工作在低轉(zhuǎn)速下，高速前飛時(shí)往往需要增大槳距，普通定槳距的螺旋槳難以適應(yīng)兩種狀態(tài)的差異，要兼顧兩種飛行狀態(tài)，需要對螺旋槳進(jìn)行特殊設(shè)計(jì)。

垂直起降時(shí)為了實(shí)現(xiàn)動力系統(tǒng)在短時(shí)間內(nèi)大功率輸出，功重比高的電機(jī)往往是首選，但電池的能量密度限制了電動飛機(jī)續(xù)航時(shí)間，燃油發(fā)動機(jī)能保證續(xù)航時(shí)間，但在水平飛行時(shí)需要的功率小，造成發(fā)動機(jī)及其附屬設(shè)備死重大，還存在可靠性差的缺點(diǎn)，油動活塞發(fā)動機(jī)較慢的響應(yīng)速度更難以適應(yīng)垂直起降和懸停過程中的精確控制。

以上問題導(dǎo)致了垂直起降飛行器動力系統(tǒng)匹配困難，需要綜合考慮各種因素，建立優(yōu)化模型，針對特定飛機(jī)找到合適的動力配置或動力組合。

3、耦合控制難度大

在垂直起降、懸停和高效平飛的過程中，只用到一套控制系統(tǒng)，這就需要對飛機(jī)全飛行過程進(jìn)行準(zhǔn)確的控制率設(shè)計(jì)。由于螺旋槳與機(jī)身、機(jī)翼等部件的氣動干擾，這種干擾在不同的飛行狀態(tài)對飛行控制的影響作用不同，控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)變得復(fù)雜。垂直起降和懸停時(shí)對發(fā)動機(jī)的控制要考慮到旋翼下洗的干擾，而在達(dá)到一定飛行速度后，舵面氣動力的控制逐漸起到作用，這時(shí)發(fā)動機(jī)推力和舵面氣動力的控制權(quán)限分配、耦合控制是核心問題，二者的耦合控制關(guān)系也需要適應(yīng)飛行速度及姿態(tài)的改變。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明旨在至少在一定程度上解決上述技術(shù)問題之一。

為此，本發(fā)明提出一種飛行器，該飛行器采用油電混合動力系統(tǒng)，且同時(shí)具備垂直起降模式和水平起降模式。

根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的飛行器包括：所述飛行器具有水平起降模式和垂直起降模式，所述飛行器包括：機(jī)身，所述機(jī)身上設(shè)有起落架；機(jī)翼，所述機(jī)翼設(shè)在所述機(jī)身的左右兩側(cè)；尾翼，所述尾翼設(shè)在所述機(jī)身的尾部；主螺旋槳，所述主螺旋槳設(shè)在所述機(jī)身或所述機(jī)翼上；用于驅(qū)動所述主螺旋槳的油動活塞發(fā)動機(jī)，所述油動活塞發(fā)動機(jī)設(shè)在所述機(jī)身或所述機(jī)翼上；副螺旋槳，所述副螺旋槳包括四個(gè)，且所述四個(gè)副螺旋槳被分成兩組，每組包括兩個(gè)所述副螺旋槳，其中第一組副螺旋槳設(shè)在位于所述機(jī)身左側(cè)的機(jī)翼上，所述第一組副螺旋槳中的兩個(gè)所述副螺旋槳通過第一連桿相連，所述第一連桿在垂直于所述機(jī)翼延伸方向和平行于所述機(jī)翼延伸方向之間可轉(zhuǎn)動地設(shè)在所述機(jī)翼上；第二組副螺旋槳設(shè)在位于所述機(jī)身右側(cè)的機(jī)翼上，所述第二組副螺旋槳中的兩個(gè)所述副螺旋槳通過第二連桿相連，所述第二連桿在垂直于所述機(jī)翼延伸方向和平行于所述機(jī)翼延伸方向之間可轉(zhuǎn)動地設(shè)在所述機(jī)翼上，其中，所述第一組副螺旋槳和所述第二組副螺旋槳相對所述機(jī)身的中心線對稱設(shè)置；驅(qū)動組件，所述驅(qū)動組件包括：四個(gè)電動機(jī)，兩個(gè)電動機(jī)設(shè)在第一連桿上與所述第一組副螺旋槳相連驅(qū)動所述第一組副螺旋槳旋轉(zhuǎn)，另兩個(gè)電動機(jī)設(shè)在第二連桿上與所述第二組副螺旋槳相連驅(qū)動所述第二組副螺旋槳旋轉(zhuǎn)；伺服機(jī)構(gòu)，所述伺服機(jī)構(gòu)設(shè)在所述機(jī)翼上，通過所述伺服機(jī)構(gòu)將所述第一連桿和所述第二連桿固定在所述機(jī)翼朝向機(jī)頭的一側(cè)并驅(qū)動所述第一連桿和所述第二連桿轉(zhuǎn)動。

根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的飛行器，通過在機(jī)身或機(jī)翼上設(shè)置通過油動活塞發(fā)動機(jī)驅(qū)動的主螺旋槳，且在機(jī)翼上設(shè)置多個(gè)通過電動機(jī)驅(qū)動的副螺旋槳，保證飛行器在垂直起降過程中具有足夠的升力和控制力，在水平飛行過程中又具有足夠的推力，使得飛行器從垂直起降模式轉(zhuǎn)向水平飛行變得容易實(shí)現(xiàn)，解決了傳統(tǒng)飛行器垂直起降轉(zhuǎn)平飛過程難度大、動力系統(tǒng)匹配困難及耦合控制難度大的問題。

另外，根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的飛行器，還可以具有如下附加的技術(shù)特征：

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述主螺旋槳設(shè)在所述機(jī)身的頭部。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述主螺旋槳為兩個(gè)且分別設(shè)在位于所述機(jī)身左右兩側(cè)的機(jī)翼朝向所述機(jī)頭的一側(cè)。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述油動活塞發(fā)動機(jī)為一個(gè)且驅(qū)動所述主螺旋槳轉(zhuǎn)動。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述油動活塞發(fā)動機(jī)為兩個(gè)且分別驅(qū)動所述兩個(gè)主螺旋槳轉(zhuǎn)動。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，所述電動機(jī)通過蓄電池供電，所述油動活塞發(fā)動機(jī)與所述蓄電池相連從而為所述蓄電池充電。

根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例，當(dāng)所述飛行器處于垂直起降模式時(shí)，所述第一組副螺旋槳和所述第二組副螺旋槳組成四旋翼動力系統(tǒng)以控制所述機(jī)身姿態(tài)，其中，所述主螺旋槳提供主要升力驅(qū)動所述飛行器垂直飛行或懸停；當(dāng)所述飛行器處于水平起降或水平飛行模式時(shí)，所述伺服機(jī)構(gòu)控制所述第一組副螺旋和所述第二組副螺旋槳轉(zhuǎn)動至平行于所述機(jī)翼，此時(shí)，所述飛行器的機(jī)身水平以常規(guī)固定翼模式飛行，利用所述油動活塞發(fā)動機(jī)與所述蓄電池相連從而給蓄電池充電。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實(shí)踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點(diǎn)從結(jié)合下面附圖對實(shí)施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的飛行器平飛狀態(tài)俯視圖；

圖2是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的飛行器平飛狀態(tài)正視圖；

圖3是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的飛行器垂直起降狀態(tài)俯視圖；

圖4是根據(jù)本發(fā)明另一個(gè)實(shí)施例的飛行器垂直起降狀態(tài)俯視圖；

圖5是根據(jù)本發(fā)明另一個(gè)實(shí)施例的飛行器平飛狀態(tài)俯視圖；

圖6是根據(jù)本發(fā)明另一個(gè)實(shí)施例的飛行器平飛狀態(tài)主視圖。

具體實(shí)施方式

下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施例，所述實(shí)施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。

下面參照圖1-圖6描述根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的飛行器100，該飛行器100具有水平起降模式和垂直起降模式。飛行器100大體可以包括機(jī)身10、機(jī)翼20、尾翼30、主螺旋槳40、油動活塞發(fā)動機(jī)(圖未示出)、四個(gè)副螺旋槳60和驅(qū)動組件(圖未示出)，驅(qū)動組件包括四個(gè)電動機(jī)和伺服機(jī)構(gòu)。

具體地，機(jī)身10上設(shè)有起落架(圖未示出)。起落架用于支撐飛行器100在地面上滑行或定位。起落架可以設(shè)在機(jī)身10的底部或側(cè)壁上。

機(jī)翼20設(shè)在機(jī)身10的左右兩側(cè)。主螺旋槳40可以設(shè)在機(jī)身10或機(jī)翼20上。即主螺旋槳40可以僅設(shè)在機(jī)身10上，例如，在本發(fā)明一些實(shí)施例中，主螺旋槳40設(shè)在機(jī)身10的頭部，參考圖5結(jié)合圖4和圖6所示。

在本發(fā)明另一些實(shí)施例中，參考圖1結(jié)合圖2和圖3，主螺旋槳40可以為兩個(gè)，兩個(gè)主螺旋槳40分別位于機(jī)身10左右兩側(cè)的機(jī)翼20朝向機(jī)頭的一側(cè)。

用于驅(qū)動主螺旋槳40的油動活塞發(fā)動機(jī)，油動活塞發(fā)動機(jī)設(shè)在機(jī)身10或機(jī)翼20上。油動活塞發(fā)動機(jī)通過機(jī)械傳動系統(tǒng)控制主螺旋槳40的轉(zhuǎn)速和槳距。在飛行器100處于水平飛行模式時(shí)，主螺旋槳40提供水平飛行的推力；在飛行器100垂直起降模式時(shí)，主螺旋槳40提供垂直起降的升力。

其中，機(jī)翼20上設(shè)置有兩個(gè)主螺旋槳40時(shí)，油動活塞發(fā)動機(jī)兩個(gè)且分別驅(qū)動兩個(gè)主螺旋槳轉(zhuǎn)動。也就是說，每個(gè)主螺旋槳40通過一個(gè)油動活塞發(fā)動機(jī)驅(qū)動，從而保證主螺旋槳40正常穩(wěn)定地進(jìn)行。

如圖1-圖6所示，副螺旋槳60可以包括四個(gè)，且四個(gè)螺旋槳60被分成兩組，每組包括兩個(gè)副螺旋槳60，其中第一組副螺旋槳60設(shè)在位于機(jī)身10左側(cè)的機(jī)翼20上，第一組副螺旋槳60中的兩個(gè)副螺旋槳60通過第一連桿61相連，第一連桿61在垂直于機(jī)翼20延伸方向和平行于機(jī)翼20延伸方向之間可轉(zhuǎn)動地設(shè)在機(jī)翼20上。第二組副螺旋槳60設(shè)在位于機(jī)身10右側(cè)的機(jī)翼20上，第二組副螺旋槳60中的兩個(gè)副螺旋槳60通過第二連桿62相連，第二連桿62在垂直于機(jī)翼20延伸方向和平行于機(jī)翼20延伸方向之間可轉(zhuǎn)動地設(shè)在所述機(jī)翼20上。

飛行器100處于垂直起降模式時(shí)，第一連桿61和第二連桿62垂直于機(jī)翼20延伸方向，如圖3和圖4所示，每組兩個(gè)副螺旋槳60分布在機(jī)翼20的上下方向上；飛行器100處于水平飛行模式時(shí)，第一連桿61和第二連桿62可以從垂直于機(jī)翼20延伸方向轉(zhuǎn)動為平行于機(jī)翼20延伸方向，使得每組兩個(gè)副螺旋槳60回到順翼展布置并鎖定，如圖1和圖5所示。

驅(qū)動組件包括：四個(gè)電動機(jī)。兩個(gè)電動機(jī)設(shè)在第一連桿61上與第一組副螺旋槳相連驅(qū)動第一組副螺旋槳旋轉(zhuǎn)，另兩個(gè)電動機(jī)設(shè)在第二連桿62上與第二組副螺旋槳相連驅(qū)動第二組副螺旋槳旋轉(zhuǎn)。換言之，每個(gè)電動機(jī)分別驅(qū)動每組的每個(gè)副螺旋槳旋轉(zhuǎn)。

伺服機(jī)構(gòu)設(shè)在機(jī)翼上20，通過伺服機(jī)構(gòu)將第一連桿61和第二連桿62固定在機(jī)翼20朝向機(jī)頭的一側(cè)并驅(qū)動第一連桿61和第二連桿62轉(zhuǎn)動。換言之，伺服機(jī)構(gòu)可以改變第一連桿61和第二連桿62相對于機(jī)翼20的位置，從而使得第一組副螺旋槳和第二組副螺旋槳在垂直起降模式和水平起降/水平飛行模式相對于機(jī)翼20處于不同的位置。

其中，電動機(jī)可以通過電池供電，例如蓄電池。蓄電池可以通過地面插電的方式充足電力。蓄電池也可以與油動活塞發(fā)動機(jī)相連利用油動活塞發(fā)動機(jī)對蓄電池充電，從而實(shí)現(xiàn)對電動機(jī)持續(xù)供電，并保證飛機(jī)垂直降落時(shí)電動機(jī)所需電力。

當(dāng)飛行器處于垂直起降模式時(shí)，第一組副螺旋槳和第二組副螺旋槳組成四旋翼動力系統(tǒng)以控制機(jī)身姿態(tài)，其中，主螺旋槳40提供主要升力驅(qū)動飛行器垂直向上或向下飛行；

當(dāng)飛行器處于水平起降模式時(shí)，伺服機(jī)構(gòu)控制第一組副螺旋和第二組副螺旋槳轉(zhuǎn)動至平行于機(jī)翼，此時(shí)，飛行器的機(jī)身水平以常規(guī)固定翼模式飛行或滑行。

在飛行器100處于垂直起降模式時(shí)，四個(gè)副螺旋槳60提供垂直起降的輔助升力和控制力，從而控制飛行器100的機(jī)身姿態(tài)。垂直起降需要?jiǎng)恿ο到y(tǒng)在短時(shí)間內(nèi)大功率輸出，功重比高的電動機(jī)有利于動力系統(tǒng)在短時(shí)間內(nèi)大功率輸出，確保飛行器100在高功率平穩(wěn)上升。

由此，根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的飛行器100，通過在機(jī)身10或機(jī)翼20上設(shè)置通過油動活塞發(fā)動機(jī)驅(qū)動主螺旋槳40，且在機(jī)翼20上設(shè)置四個(gè)通過電動機(jī)驅(qū)動的副螺旋槳60，保證飛行器100在垂直起降過程中具有足夠的升力和控制力，在水平飛行過程中又具有足夠的推力，使得飛行器100從垂直起降模式轉(zhuǎn)向水平飛行變得容易實(shí)現(xiàn)，解決了傳統(tǒng)飛行器100垂直起降轉(zhuǎn)平飛過程難度大、動力系統(tǒng)匹配困難及耦合控制難度大的問題。

下面描述根據(jù)本發(fā)明一個(gè)具體實(shí)施例的飛行器100，飛行器100可以包括：機(jī)身10、機(jī)翼20、尾翼30、主螺旋槳40、油動活塞發(fā)動機(jī)、副螺旋槳60、電動機(jī)和伺服機(jī)構(gòu)。

具體地，如圖1-圖3所示，主螺旋槳40為兩個(gè)且分別設(shè)在位于機(jī)身10左右兩側(cè)的機(jī)翼20的朝向機(jī)頭的一側(cè)。油動活塞發(fā)動機(jī)為兩個(gè)且分別驅(qū)動兩個(gè)個(gè)主螺旋槳40轉(zhuǎn)動。

副螺旋槳60包括四個(gè)，且四個(gè)副螺旋槳60被分成兩組，每組包括兩個(gè)副螺旋槳60，其中第一組副螺旋槳60設(shè)在位于機(jī)身10左側(cè)的機(jī)翼20上，第一組副螺旋槳60中的兩個(gè)副螺旋槳60通過第一連桿61相連，第一連桿61在垂直于機(jī)翼20延伸方向和平行于機(jī)翼20延伸方向之間可轉(zhuǎn)動地設(shè)在機(jī)翼20上；第二組副螺旋槳60設(shè)在位于機(jī)身10右側(cè)的機(jī)翼20上，第二組副螺旋槳60中的兩個(gè)副螺旋槳60通過第二連桿62相連，第二連桿62在垂直于機(jī)翼20延伸方向和平行于機(jī)翼20延伸方向之間可轉(zhuǎn)動地設(shè)在機(jī)翼20上。電動機(jī)通過蓄電池供電，油動活塞發(fā)動機(jī)與蓄電池相連從而為蓄電池充電。

驅(qū)動組件可以包括：四個(gè)電動機(jī)和伺服機(jī)構(gòu)，兩個(gè)電動機(jī)設(shè)在第一連桿61上與第一組副螺旋槳相連驅(qū)動第一組副螺旋槳旋轉(zhuǎn)，另兩個(gè)電動機(jī)設(shè)在第二連桿62上與第二組副螺旋槳相連驅(qū)動第二組副螺旋槳旋轉(zhuǎn)。伺服機(jī)構(gòu)設(shè)在機(jī)翼20上，通過伺服機(jī)構(gòu)將第一連桿61和第二連桿62固定在機(jī)翼20朝向機(jī)頭的一側(cè)。

下面描述根據(jù)本發(fā)明另一個(gè)具體實(shí)施例的飛行器100，飛行器100可以包括：機(jī)身10、機(jī)翼20、尾翼30、主螺旋槳40、油動活塞發(fā)動機(jī)、副螺旋槳60、電動機(jī)和伺服機(jī)構(gòu)。

具體地，如圖4-圖6所示，主螺旋槳40為一個(gè)設(shè)在機(jī)身10的頭部。

副螺旋槳60包括四個(gè)，且四個(gè)副螺旋槳60被分成兩組，每組包括兩個(gè)副螺旋槳60，其中第一組副螺旋槳60設(shè)在位于機(jī)身10左側(cè)的機(jī)翼20上，第一組副螺旋槳60中的兩個(gè)副螺旋槳60通過第一連桿61相連，第一連桿61在垂直于機(jī)翼20延伸方向和平行于機(jī)翼20延伸方向之間可轉(zhuǎn)動地設(shè)在機(jī)翼20上；第二組副螺旋槳60設(shè)在位于機(jī)身10右側(cè)的機(jī)翼20上，第二組副螺旋槳60中的兩個(gè)副螺旋槳60通過第二連桿62相連，第二連桿62在垂直于機(jī)翼20延伸方向和平行于機(jī)翼20延伸方向之間可轉(zhuǎn)動地設(shè)在機(jī)翼20上。電動機(jī)通過蓄電池供電，油動活塞發(fā)動機(jī)與蓄電池相連從而為蓄電池充電。

驅(qū)動組件可以包括：四個(gè)電動機(jī)和伺服機(jī)構(gòu)，兩個(gè)電動機(jī)設(shè)在第一連桿61上與第一組副螺旋槳相連驅(qū)動第一組副螺旋槳旋轉(zhuǎn)，另兩個(gè)電動機(jī)設(shè)在第二連桿62上與第二組副螺旋槳相連驅(qū)動第二組副螺旋槳旋轉(zhuǎn)。伺服機(jī)構(gòu)設(shè)在機(jī)翼20上，通過伺服機(jī)構(gòu)將第一連桿61和第二連桿62固定在機(jī)翼20朝向機(jī)頭的一側(cè)。

上述實(shí)施例飛行器100的飛行方式如下：

當(dāng)飛行器100垂直起飛時(shí)，采用尾座式飛行器100垂直起飛的方式，飛行器100豎直向上放置(即飛機(jī)器的頭部向上，尾部朝下)，通過主螺旋槳40提供垂直起降的主要升力。多個(gè)副螺旋槳60提供輔助升力和控制力，控制飛機(jī)姿態(tài)。

飛行器100垂直起飛向上，隨著速度的增加氣動舵面的控制力逐漸增強(qiáng)，氣動舵面和副螺旋槳60共同控制飛機(jī)姿態(tài)，逐漸實(shí)現(xiàn)從垂直向上飛行變?yōu)樾」ソ撬斤w行，完成過渡模態(tài)轉(zhuǎn)換。

進(jìn)入水平飛行后，飛行器100將改變構(gòu)型，通過第一連桿61和第二連桿62轉(zhuǎn)動平行于機(jī)翼20延伸方向，使得兩組副螺旋槳60回到順翼展布置并鎖定，飛行器100變?yōu)槌Ｒ?guī)固定翼布局，調(diào)節(jié)油動活塞發(fā)動機(jī)輸出功率及主螺旋槳40的槳距、轉(zhuǎn)速，使得整個(gè)動力系統(tǒng)在較高的功率下工作，此時(shí)，可以關(guān)閉電動機(jī)，收起副螺旋槳60，油動活塞發(fā)動機(jī)可以為蓄電池充電，為垂直降落時(shí)準(zhǔn)備電量?？刂葡到y(tǒng)將權(quán)限全部交給尾翼30和副翼的舵面控制，完全實(shí)現(xiàn)正常式飛機(jī)的飛行。

飛行器100垂直降落，飛行器100首先通過第一連桿61和第二連桿62使得兩組副螺旋槳60轉(zhuǎn)動至垂直于機(jī)翼20的延伸方向，隨后設(shè)計(jì)軌跡，利用四個(gè)副螺旋槳60和氣動舵面控制飛行器100姿態(tài)，使得飛行器100仰角逐漸增加至90度，在副螺旋槳60的姿態(tài)控制下逐漸降低高度，實(shí)現(xiàn)垂直降落。

飛行器100懸停時(shí)，通過控制系統(tǒng)以四旋翼方式調(diào)節(jié)副螺旋槳60的轉(zhuǎn)速來控制飛行器100姿態(tài)，可以保證較好的懸停穩(wěn)定性。

其中，飛行器100控制系統(tǒng)可以根據(jù)速壓分配氣動舵面和副螺旋槳60對飛行器100姿態(tài)控制的權(quán)限。當(dāng)飛行速壓較低時(shí)，副螺旋槳60起主要控制作用，飛行速度較高時(shí)尾翼30和副翼的氣動舵面起主要控制作用；

當(dāng)副螺旋槳60收起到平行翼展位置時(shí)，利用起落架，可實(shí)現(xiàn)水平滑跑起飛和降落。在起飛場地允許時(shí)，此種飛行方式相比垂直起降飛行允許飛機(jī)具有更大的有效載荷和航程航時(shí)。

本發(fā)明實(shí)施例的飛行器100可以作為船用無人機(jī)實(shí)現(xiàn)艦載起飛著陸，也可以用于城市、山區(qū)等無起飛著陸跑道的地方。此外，在有機(jī)場跑道的地方可實(shí)現(xiàn)水平起飛和著陸。本發(fā)明實(shí)施例的飛行器100的飛行方式適用于搭載更大的飛行載荷。

根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的飛行器100采用油電混合動力系統(tǒng)，既保證了垂直起降時(shí)需要的大功率輸出，又保證了水平飛行時(shí)的續(xù)航時(shí)間。

根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的飛行器的控制方法根據(jù)飛行器不同的起降模式，采用不同的動力系統(tǒng)，使得飛行器100在垂直起降模式時(shí)具有足夠的升力和控制力，飛行器100在水平起降模式時(shí)具有足夠推力。

可以理解的是，飛行器100的其他構(gòu)成為本領(lǐng)域技術(shù)人員所熟知，這里不再詳述。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“上”、“下”“、底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明的限制。

在本發(fā)明中，除非另有明確的規(guī)定和限定，術(shù)語“安裝”、“相連”、“連接”、“固定”等術(shù)語應(yīng)做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；可以是機(jī)械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個(gè)元件內(nèi)部的連通。對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以根據(jù)具體情況理解上述術(shù)語在本發(fā)明中的具體含義。

在本發(fā)明中，除非另有明確的規(guī)定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接觸，也可以包括第一和第二特征不是直接接觸而是通過它們之間的另外的特征接觸。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或僅僅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或僅僅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本說明書的描述中，參考術(shù)語“一個(gè)實(shí)施例”、“一些實(shí)施例”、“示例”、“具體示例”、或“一些示例”等的描述意指結(jié)合該實(shí)施例或示例描述的具體特征、結(jié)構(gòu)、材料或者特點(diǎn)包含于本發(fā)明的至少一個(gè)實(shí)施例或示例中。在本說明書中，對上述術(shù)語的示意性表述不一定指的是相同的實(shí)施例或示例。而且，描述的具體特征、結(jié)構(gòu)、材料或者特點(diǎn)可以在任何的一個(gè)或多個(gè)實(shí)施例或示例中以合適的方式結(jié)合。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實(shí)施例，可以理解的是，上述實(shí)施例是示例性的，不能理解為對本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對上述實(shí)施例進(jìn)行變化、修改、替換和變型。