[0001] 本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种多旋翼集成飞行器与飞行控制方法。

[0002] 传统的多旋翼无人机虽然能够实现垂直起降与空中悬停，但因没有固定翼产生升力，全靠电机功率克服其自身重量，因此没有充分利用空气动力学伯努利原理提高升力，故大部分四旋翼飞行器功效比只有20％左右，因圆管支撑架体废阻较高难以实现高速飞行，依靠电池储能密度低，留空时间短，续航力与经济性都不高；固定翼飞行器虽然提高了功效比，但需要机场跑道才能起飞和降落；复合翼飞行器虽具备了上述结合的优势，但是数量众多、自重又大的多旋翼电机大都是只在垂直起降和悬停阶段短时间使用，旋翼电机是固定在几根圆管支撑上，不但增加了飞行器的自重，高速飞行时阻力迅速增大，也降低了功效比，又大幅度减少了有效载荷，美国鱼鹰V22倾转翼飞行器虽然也解决了旋翼在固定翼外端口的垂直与水平方向的转换功能，但是对固定翼结构强度要求高，转换机械和电动伺服结构复杂，生产工艺难度大，造价高，固定翼端口振动幅度大，破坏力严重，同时在垂直起飞阶段螺旋桨的下洗气流在邻近的固定翼面和机体上部面积上产生较大的下沉风荷载,也减低了飞机的起飞重量与有效荷载，常常因为两种工况转换造成的气流紊乱出现机体整体失稳。

[0003] 针对上述技术难题，迫切需要设计一种功效比高、又能满足垂直起降的多旋翼飞行器，并创新设计一种多旋翼集成飞行器及飞行控制方法，既能满足垂直起降、低速飞行、空中悬停的需求，也能够在无需跑道的情况下实现类似固定翼飞行器的高速飞行，还需解决旋翼与固定翼飞行状态的平稳转换，使得旋翼推进器在固定翼飞行状态也能发挥作用，并且在旋翼工况条件下能克服下洗气流对机翼或机体上部面积产生下沉荷载的问题，提高飞行的安全可靠性等，同时考虑到了经济性与储存、运输等的便捷性，以及适应不同环境的起落架配置，优化的动力分配系统和舵机控制，应急安全的系统保护措施，以确保在各种飞行状态下都能维持良好的稳定性和操控性。

[0084] 下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，另外，在以下的实施方式中记载的各结构的形态只不过是例示，本发明并不限定于在以下的实施方式中记载的各结构，在本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施方式都属于本发明保护的范围。

[0085] 本发明提供一种多旋翼集成飞行器包括机体1、集成机翼2、飞控系统3和动力系统4，集成机翼2是将舵翼2‑1、推进器2‑2、方向舵2‑4和舵翼传动轴2‑1‑5接口集成一个统一标准部件，由升降舵机2‑5通过舵翼传动轴2‑1‑5控制整个集成机翼2仰角α变化，由方向舵2‑4机控制每个集成机翼2上的方向舵2‑4角β变化；推进器2‑2和方向舵2‑4均安装在舵翼上；

[0086] 升降舵机2‑5与舵翼传动轴2‑1‑5连接，舵翼传动轴2‑1‑5通过舵翼传动轴2‑1‑5接口与舵翼相连接；

[0087] 舵翼传动轴外接口2‑1‑6根据机型可以设计成是插接、螺口连接、栓接、扣接、可折叠接口的一种或多种；

[0088] 每个集成机翼2上至少设置一个舵翼、一个推进器2‑2和一个方向舵2‑4；每个集成机翼2至少有一个升降舵机2‑5控制；这样可以保证每个舵翼具备独立的操纵性，可数倍的提高飞行安全的冗余度；

[0089] 沿机体1左右对称设置的两个集成机翼2为一组，左右对称的两个集成机翼2的推进器2‑2规格一致，产生的扭矩方向相反，左右对称的两个集成机翼2的升降舵规格一致；

[0090] 在机体1上前后至少设置两组集成机翼2；每两组集成机翼2对角线的推进器2‑2产生的扭矩方向一致；每组推进器2‑2的功率相同；这样设计可以保证飞行器执飞过程中有良好的平稳性和适配性。

[0091] 推进器2‑2可以是拉力推进器2‑2、推力推进器2‑2、拉推复合推进器2‑2中的任一种，这样便于机型的动力系统4选定的灵活性，以适合该机型完成特定的执飞环境与任务；

[0092] 这种设计是既能满足旋翼飞行状态又能符合固定翼飞行操纵的必要条件；

[0093] 很显然这种设计无论是在旋翼工作状态还是固定翼工作状态均可利用升降舵与方向舵2‑4和总功率控制就可以实现对飞行器的操纵控制，还可以使得各旋翼电机无需再配置功率调节器也能完成飞行的控制，不但省去了大量的电器元件、降低自重，也减少了电力损耗，节约能源；

[0094] 一种多旋翼集成飞行器具备多旋翼飞行工况与固定翼飞行工况，且两种工况能进行灵活转换,具备这两种飞行模式可以解决无论是在由机场跑道还是简易直升机平台等条件下均可起飞与降落,既可以在空中高速飞行又可以空中悬停,拓宽了飞行器的应用场景和使用价值，推进器2‑2兼顾了垂直起降产生升力、水平方向拉力或推力、飞行机动的牵引力等作用，提高了它们的利用率，也降低了机体1自身的重量，优化了推重比参数，是一种完全创新的功能融合设计理念和重新改良了机体1结构配置。

[0095] 集成机翼2的推进器2‑2的位置设置，使在多旋翼飞行工况下，产生的下洗气流不构成对飞行器机体1上部面积产生下沉风荷载。这个设置条件是专为推进器2‑2设计在多旋翼飞行状态情况下不会降低最大垂直起飞重量,是改善飞行器飞行性能的一个重要指标，这样设置不但能保持飞行器周边气流的稳定，也能提高飞行器的抗风能力，尤其在起降与悬停状态有着非常优越的空气动力学的稳定性。但传统的倾转旋翼机在垂直起降的时候机体1上部和部分固定翼6段会遮挡一部分旋翼下洗气流，致使整机升力下降，而且倾转过程中固定翼6下方气流紊乱，特别是倾转过程中的机身1‑1力矩难以平衡，使倾转旋翼飞行器机身1‑1姿态控制难度增高。

[0096] 所述方向舵2‑4是设置在推进器2‑2气流顺向且以舵翼为基准的双向对称舵面结构，由方向舵舵机2‑4‑6、方向舵2‑4传动轴和两个方向舵舵面2‑4‑5组成；这种设计是借助推进器2‑2的顺向气流保证方向舵2‑4有很高的舵效，提高飞行器航向操纵灵敏度；以舵翼为基准的双向对称舵面结构能够互相抵消对舵翼面产生的变形扭矩，克服单面舵产生的扭矩影响舵翼的结构变形。

[0097] 所述集成机翼2设置有机翼折叠机构，这种设计有利于仓储与运输，节约机库空间，也便于现场展开应用操作。

[0098] 所述机体1上设置有固定翼6；所述固定翼6也可以是可旋转收放固定翼6、折叠固定翼6中的一种或多种；其中折叠翼6‑2分为靠近机体1的主翼6‑1和远离机体1的折叠翼6‑2；主翼6‑1和折叠翼6‑2之间设置折叠翼接口6‑3；主翼6‑1上设置主翼副翼6‑4；折叠翼6‑2上设置折叠翼副翼6‑5；

[0099] 这种设计主要是为了改善飞行器的空气动力学性能，增加升力，提高实用升限，增大航程，大幅度提升经济性，也改良了飞行器的操纵稳定性与抗风能力，对于旋翼飞行状态与固定翼6飞行状态转换时的安全性也做了补偿作用，折叠翼6‑2方便仓储与运输，电动折叠减少人们的劳动强度。

[0100] 所述机体1上设置有上设置有直升机旋翼结构7；直升机旋翼结构7是单旋翼、共轴双旋翼结构、纵列式双旋翼的一种，当飞行器需要大载荷垂直起降时就需要加装直升机旋翼结构7来保障，采用共轴双旋翼可以相互抵消桨叶正反转产生的扭矩。

[0101] 在所述飞行器上设置矢量推进器5，设计时还要考虑到矢量推进器5偏转工况时不与机体1和外挂设备发生干涉的因素；设置矢量推进器5主要是为了提高其操控性能，用来补充修正抗失稳的荷载冗余，降低突发气流对飞行安全的影响；当增加了矢量推进器5后，机体1上也可以设置直升机单轴旋翼结构，共同构成飞行稳定的互补方案；矢量推进器5也能辅助完成飞行器的爬升、俯冲、转向、动平衡等操纵功能。

[0102] 在所述飞行器上设置两层或多层纵向连体雷达天线罩9，由雷达罩主体9‑1、雷达罩支架9‑2和雷达罩舱盖9‑3组成，雷达罩主体9‑1是通过雷达罩支架9‑2安装在机体1上无遮挡部位，也可以安装在与机体1连体的固定翼6或直升机旋翼7顶部无遮挡部位，在顶部雷达罩主体9‑1上设置雷达罩舱盖9‑3，方便检修与设备安装；这种设计可以解决各层天线罩均为全方位、无遮挡、互不干涉其发射与接收的问题，比如设置在机体1上部或直升机旋翼7主轴顶部的分层天线罩，其顶层天线罩可以设置对天的卫星接收、互联互通天线，下层的依次可以布置对空、对海雷达天线；当然天线罩中也可以内置降落伞，用于飞行器特殊情况下的应急。

[0103] 在所述飞行器上设置外挂姿态平衡推进器8，为成对设置，设置一对时沿机体1的X中心线左右对称分布，两对时沿机体1的Y中心线前后对称分布；主要用于平衡机体1飞行姿态，起降时通过开关电路自动接驳机外电源，还可用于增大起飞升力。

[0104] 在所述飞行器上设置可遥控自动脱离的电源外接口10，这种电源外接口10通过专用抗拉电缆线10‑5与地面供电系统连接，主要有机载电源接口10‑1和机载接口解脱器10‑2组成；与地面电源接口10‑3、抗拉电缆线10‑5、电缆车10‑6、地面电源驳接配套使用。这种设计主要是保证飞行器在起飞阶段电力供应由地面电源支持，并通过开关控制电路输送给各电力推进器2‑2，增大飞行器的起飞重量与有效荷载，并且通过电缆连接使得飞行器起飞一定高度后再控制脱离，这样就增加了飞行器的势能，使得有效载荷获得增加，尤其是在执行投放任务时更能体现其优越性；地面供电系统由岸电或舰电供应。

[0105] 所述推进器2‑2的动力系统4是电动机、油机、新能源、油电混合动力系统4的一种或多种；螺旋桨2‑3桨矩是定距、变距桨中的一种或多种组合；这些选择主要是为了设计不同类型任务的飞行器时进行动力系统4的优化组合，尤其新能源的推出应用可以提高飞行器的动力适配性和环保性能，为新技术的推广开辟一个方向。

[0106] 多旋翼集成飞行器的飞行控制方法：

[0107] 分为旋翼工作状态和固定翼飞行状态，集成机翼2的推进器2‑2的位置设置使飞行器在多旋翼飞行工况下螺旋桨2‑3盘面低于飞行器机体1上部面，且螺旋桨2‑3的下洗气流不构成对飞行器机体1上部面积产生下沉风荷载。该飞行器有旋翼工作状态和固定翼飞行状态，在多旋翼飞行工况与固定翼飞行工况的飞行控制是通过改变舵翼水平舵角、方向舵2‑4舵角β和推进器2‑2功率组合控制完成的；

[0108] 所述升降舵机2‑5设置在机体1内部；舵机设置超限安全保护装置，在旋翼飞行状态，集成机翼2舵翼仰角α控制在75°～+105°之间；在固定翼飞行状态，集成机翼2舵翼仰角α控制在‑15°～+25°之间，旋翼与固定翼飞行状态相互转换α控制在+25°～+75°之间进行。这种小角度设计主要是控制旋翼飞行状态和固定翼飞行状态的稳定性，防止大角度操作产生过载发生飞行事故，数据来源于结构设计与大数据统计后的修正值，在此范围既可保证飞行器的操纵性能，又能最大限度的降低飞行事故率，是一个优化组合参数。

[0109] 为方便叙述飞行控制方法，先将两组集成机翼2分别命名为右前舵翼2‑1‑1，左前舵翼2‑1‑2，左后舵翼2‑1‑3，右后舵翼2‑1‑4；方向舵2‑4分别命名右前方向舵2‑4‑1，左前方向舵2‑4‑2，左后方向舵2‑4‑3，右后方向舵2‑4‑4，舵角β方向就是方向舵2‑4尾部偏转方向，向右为正，向左为负；螺旋桨2‑3分别命名右前桨2‑3‑1；左前桨2‑3‑2；左后桨2‑3‑3；右后桨2‑3‑4；其中右前桨2‑3‑1和左后桨2‑3‑3均为逆时针旋转，反向扭矩为顺时针方向，左前桨
2‑3‑2和右后桨2‑3‑4为顺时针旋转，则反向扭矩为逆时针方向，推进器2‑2均设定为电动机，拉力用F表示，加力为正、减力为负，由于各螺旋桨2‑3实行同步总功率控制，各螺旋桨2‑
3的功率也一致，因此产生的扭矩相互抵消，总扭矩为零，飞行控制主要是靠升降舵、方向舵
2‑4与总功率调整实现的，具体步骤如下：

[0110] S1、系统启动前检查：首先将飞行器移至起飞区域并展开，检查各系统处于完好状态，通电将各系统恢复到初始状态，两组集成机翼2翼面仰角α与方向舵2‑4舵角β都恢复到统一的初始基准零位状态,未到零位应进行微调到零位，再按下复位机翼按钮,此时飞控系统3自动记忆机翼基准零位，作为整个飞行过程的控制基准面；通过飞控系统3遥控舵机检查两组集成机翼2翼面仰角α在‑15°～+105°之间和方向舵2‑4舵角β在设定区间运行灵活，超界限位控制准确；

[0111] 旋翼工作状态：四旋翼通常采用的依靠每个功率调节器改变对应螺旋桨2‑3的转速产生的升力与扭矩的差异进行的操纵模式本飞行器也具备，但是需要每个螺旋桨2‑3的推进器2‑2配置一个功率调节器才能完成，本飞行器可以只需要一个总功率同步控制即可，在不需要每个螺旋桨2‑3再配置一个功率调节器的条件下也能完成的飞行控制方法，通过升降舵机2‑5控制集成机翼2翼面仰角α在75°～+105°之间、方向舵2‑4舵角β在设定区间和动力系统4整体改变推进器2‑2输出的功率对飞行器不同方向产生作用力的变化完成的飞行操纵，在此飞行状态推进器2‑2产生的升力F主要是克服飞行器的重力W；

[0112] S2、垂直起降与悬停：

[0113] ①启动复位：由飞控系统3通过舵机驱动使两组集成机翼2翼面都处于垂直状态，仰角α≈90度,舵角β＝0度,此状态设置专用按键实现一步到位，螺旋桨2‑3桨盘面都处于垂直向上状态,若是变矩推进器2‑2再将总桨矩变小到垂直起降启动状态；

[0114] ②启动：由飞控系统3通过动力系统4向集成机翼2的各个推进器2‑2电机小电流启动通电，并保证每组螺旋桨2‑3转速相同，旋转方向相反；

[0115] ③垂直起飞：预热两分钟观察工作稳定后同步加大输出功率，若是变矩推进器2‑2还需同步将总桨矩变大到垂直起飞状态，当所有推进器2‑2产生的总升力F大于飞行器的起飞重量W时就处于垂直起飞升高状态；

[0116] ④悬停：起飞一定高度后，同步减少各推进器2‑2输出功率，若是变矩推进器2‑2还需同步将总桨矩变小到悬停状态，当所有推进器2‑2产生的总升力F等于飞行器的现有重量W时就处于悬停状态；

[0117] ⑤下降：同步再减少输出功率，若是变矩推进器2‑2还需同步将总桨矩变小到下降状态，当所有推进器2‑2产生的总升力F小于飞行器的现有重量W时就处于垂直下降状态；

[0118] ⑥前后移动：起飞一定高度后，飞行器由飞控系统3通过同步控制舵机改变两组集成机翼2翼面仰角α实现前后平移，当机头1‑2方向一组左右两个集成机翼2翼面仰角α同步由垂直的90°向75°减小时，推进器2‑2在水平方向就产生了向机头1‑2方向的分力，飞行器就向前移动；反之，当机尾1‑3一组左右两个集成机翼2翼面仰角α同步由垂直的90°向105°增大时，推进器2‑2在水平方向就产生了向机尾1‑3方向的分力，飞行器就向后移动；当前后两组机翼翼面仰角α都前倾时机体1会加速前移，反之前后两组机翼翼面仰角α都后倾时机体1会加速后移；

[0119] ⑦左右侧向移动：起飞一定高度后，将两组舵翼上的方向舵2‑4舵角β都向右同步偏转，由于螺旋桨2‑3产生的气流使得所有舵面都受到由右向左的推力使得机体1整体向左平移，同样将两组舵翼上的方向舵2‑4舵角β都向左同步偏转，所有舵面都受到由左向右的推力使得机体1整体向右平移，当方向舵2‑4舵角β为最佳舵效时其机体1侧向平移效率最高；

[0120] ⑧左右转向：起飞一定高度后，飞行器由飞控系统3通过同步控制前后两组方向舵2‑4舵角β变化产生绕Z轴的旋转力矩，使机头1‑2发生绕Z轴偏转发生转向；右转向控制方法，当机尾1‑3方向一组左右两个集成机翼2舵翼上的方向舵2‑4舵角β都向右同步偏转或机头1‑2方向一组左右两个集成机翼2舵翼上的方向舵2‑4舵角β都向左同步偏转时，根据舵面迎风受力原理可以分析出分别在机尾1‑3和机头1‑2方向就产生了绕Z轴顺时针方向的扭矩，使得机头1‑2方向向右偏转转向，反之就向左转向。

[0121] 固定翼工作状态：是指通过舵机控制集成机翼2翼面仰角α在‑20°～+30°之间、方向舵2‑4舵角β在设定区间和动力分配系统改变推进器2‑2输出的功率对飞行器不同方向产生作用力的变化完成的飞行操纵，在此飞行状态推进器2‑2产生的动力主要是牵引飞行器向前飞行克服空气阻力；

[0122] ⑨由旋翼工作状态转换为固定翼工作状态：在旋翼工作状态处在向前移动飞行时，同步将前后两组两个集成机翼2方向舵2‑4舵角β归零、翼面仰角α同步由垂直的90°向75°减小时并增大各推进器2‑2功率，加快前进飞行速度，同时继续将集成机翼2翼面仰角α同步由75°向0°改变，推进器2‑2就产生了更大的向机头1‑2方向的分力，飞行器就加速向前移动，两组两个集成机翼2产生的升力逐步增大，当集成机翼2产生的总升力F与机体1重量W相等时，飞行器就处于平飞状态，从而完成了由旋翼工作状态转换为固定翼工作状态；

[0123] ⑩固定翼工作状态的平飞、爬升、俯冲与滑降：

[0124] 平飞：在固定翼工作状态时当集成机翼2产生的总升力F与机体1重量W相等时，飞行器就处于平飞状态；

[0125] 爬升：将机头1‑2方向前一组左右一对集成机翼2翼面仰角α同步由0°向25°增大或将机尾1‑3方向后一组左右一对集成机翼2翼面仰角α同步由0°向‑15°减小时，集成机翼2翼面受到气流的阻力而使得机体1绕Y轴向后旋转，机头1‑2抬起后就是处于爬升过程，

[0126] 俯冲：将将机头1‑2方向前一组左右一对集成机翼2翼面仰角α同步由0°向‑15°改变或将机尾1‑3方向后一组左右一对集成机翼2翼面仰角α同步由0°向25°增大时，集成机翼2翼面受到气流的阻力而使得机体1绕Y轴向前旋转，机头1‑2下探后就是处于俯冲过程；

[0127] 滑降：在保持平飞状态，同步降低各推进器2‑2的功率，使得平飞速度变小，集成机翼2产生的总升力F小于机体1重量W时，飞行器就处于滑降状态；

[0128] 固定翼工作状态的左右转向：飞行器由飞控系统3通过同步控制前后两组方向舵2‑4舵角β变化产生绕Z轴的旋转力矩，使机头1‑2发生绕Z轴偏转发生转向；左转向控制方法，当机尾1‑3方向一组左右两个集成机翼2舵翼上的方向舵2‑4舵角β都向左同步偏转或机头1‑2方向一组左右两个集成机翼2舵翼上的方向舵2‑4舵角β都向右同步偏转时，根据舵面迎风受力原理可以分析出分别在机尾1‑3和机头1‑2方向就产生了绕Z轴逆时针方向的扭矩，使得机头1‑2方向向左偏转转向，反之就向右转向。

[0129] 固定翼工作状态的滚转与侧移：通过差动改变机体1左右两侧一对集成机翼2翼面仰角α，产生绕X轴旋转的力矩，使得机体1发生左右滚转，并向滚转一侧偏移，如将右侧集成机翼2翼面仰角α增大，同步将左侧集成机翼2翼面仰角α变小，则产生左滚转，同时产生向左侧移，反之就向右滚转，同步向右侧移；

[0130] 水平侧移：将两组舵翼上的方向舵2‑4舵角β都向右同步偏转，所有舵面都受到由右向左的推力使得机体1整体向左平移，同样将两组舵翼上的方向舵2‑4舵角β都向左同步偏转，所有舵面都受到由左向右的推力使得机体1整体向右平移，当方向舵2‑4舵角β为最佳舵效时其机体1侧向平移效率最高；

[0131] 由固定翼工作状态转换为舵旋翼工作状态：在固定翼平飞工作状态通过同步改变集成机翼2翼面仰角α由0°向75°～+105°之间转换的同时加大各推进器2‑2的功率，使得推进器2‑2产生的升力F不低于飞行器的重量W，待各项指标飞行稳定后就视为转换成功。矢量推进器5也能辅助完成飞行器的爬升、俯冲、转向、动平衡等操纵功能。

[0132] 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。