本發(fā)明涉及飛行器，屬于飛行器技術領域，更具體地說，本發(fā)明涉及一種組合涵道飛行器，同時還涉及該組合涵道飛行器的飛行控制系統(tǒng)和方法。

背景技術：

無人飛行器按功能可分為固定翼類、旋翼類和涵道類，涵道飛行器是目前較前沿的飛行器。

涵道類飛行器目前常見多為單體涵道，僅適用于低空低速飛行，且受限于單臺發(fā)動機功率及轉動慣量等問題，單體涵道載重能力無法有較大的提升，且結構較為復雜。

涵道飛行器采用的都是涵道內安裝螺旋槳推進器(簡稱螺旋槳)，通過發(fā)動機提供動力使螺旋槳旋轉，產生推力使飛行器脫離地面，若采用單組螺旋槳，則螺旋槳高速旋轉時會產生一個反向扭矩，必須在涵道內安裝平衡反扭裝置抵消反扭矩，這就增加了系統(tǒng)復雜程度且降低了涵道內氣動效率。若使用雙組螺旋槳推進器對轉相互抵消自身反扭矩，則螺旋槳推進效率會有所降低，且需增加涵道深度尺寸滿足雙螺旋槳安裝空間。

當前市面上涵道飛行器多為單涵道結構，多為針對某個特定需求研制，任務載荷、使用環(huán)境等較為單一，不能實現(xiàn)多用途，同時現(xiàn)有涵道飛行器很多結構設計都不符合流體設計，其飛行時不僅空氣阻力較大，能耗高，且由于空氣的阻擋摩擦，噪聲較大，而且外部長久使用后極易損壞。

技術實現(xiàn)要素：

基于以上技術問題，本發(fā)明提供了一種組合涵道飛行器，從而解決了以往涵道飛行器結構復雜、用途單一的技術問題；同時，本發(fā)明還提供了該組合涵道飛行器的飛行控制系統(tǒng)和方法。

為解決以上技術問題，本發(fā)明采用的技術方案如下：

一種組合涵道飛行器，由組合涵道中心體和偶數個扇形的單涵道飛行體組成，所述組合涵道中心體內部設置有飛行控制系統(tǒng)，偶數個單涵道飛行體可拆卸的對稱均勻設置在組合涵道中心體外側，共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器。

進一步的，所述單涵道飛行體包括單涵道飛行體主體，單涵道飛行體主體設置有起落架、動力裝置及反扭矩柵格舵，動力裝置通過支撐件固定在單涵道飛行體主體上。

進一步的，所述單涵道飛行體主體中部設置有涵道，涵道內從下往上設置有反扭矩柵格舵、動力裝置及支撐件。

進一步的，所述支撐件包括圓筒座和多個支腳，圓筒座內部設有動力裝置調速開關組件，所述動力裝置設置在圓筒座下端，所述多個支腳均勻分布且卡在涵道上端開口側面。

進一步的，所述動力裝置包括螺旋槳推進器及與螺旋槳推進器連接的電機或油機。

進一步的，所述反扭矩柵格舵包括多個均勻排列的柵格滑流舵，多個柵格滑流舵通過鉸接柵格滑流舵連桿連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動，所述柵格滑流舵兩端均設置有舵面轉軸，舵面轉軸可轉動的插接到單涵道飛行體上，多個所述柵格滑流舵中的任意一個柵格滑流舵的舵面轉軸還通過轉動桿連接有驅動伺服舵機。

進一步的，所述飛行控制系統(tǒng)包括油箱、姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置及驅動電源。

進一步的，所述多個單涵道飛行體的數量為大于四的偶數個。

進一步的，所述單涵道飛行體的數量為八個，八個所述單涵道飛行體彼此相接構成完整的環(huán)形結構。

本發(fā)明的組合涵道飛行器采用可拆卸的方式拼裝而成，可根據需要調節(jié)單涵道飛行體數量，且單涵道飛行體與組合涵道中心體組成圓環(huán)形的主體結構，從而可以根據需要選擇合適數量的單涵道飛行體，以此滿足不同載重、不同用途的要求，同時結構簡單，裝卸方便，能夠減少空氣阻力和噪聲，飛行安全穩(wěn)定，且控制精準，能夠快速響應操作，并且省略了平衡反扭裝置，使用了全新結構的反扭矩柵格舵實現(xiàn)反扭矩的平衡，從而平衡更快捷準確，且減少了平衡需要的能耗，保證飛行器滿足垂直起降、平穩(wěn)飛行的要求。

同時，本發(fā)明還公開了上述組合涵道飛行器的飛行控制系統(tǒng)，該包括通過數據鏈連接的地面控制系統(tǒng)和所述飛行控制系統(tǒng)，

其中，

所述地面控制系統(tǒng)包括航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)，航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)均連接有地面無線數據鏈終端；

所述飛行控制系統(tǒng)包括反扭矩柵格舵伺服系統(tǒng)、動力裝置伺服系統(tǒng)及主控系統(tǒng)，主控系統(tǒng)包括氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數據鏈終端、飛行控制器及驅動電源，所述氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數據鏈終端、驅動電源均與飛行控制器連接。

本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)能夠精確測定和控制飛行器飛行高度、速度、經緯度及飛行姿態(tài)等，通過地面控制系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)的信息交互，可很好的實時監(jiān)控飛行器飛行狀態(tài)，并且可以精確控制和調節(jié)飛行器飛行參數，實現(xiàn)飛行器的精準定位，操作響應快速。

本發(fā)明還公開了上述組合涵道飛行器的飛行控制方法，該方法包括飛行器扭矩平衡控制方法和飛行器飛行方向控制方法；

其中，

飛行器扭矩平衡控制方法：螺旋槳推進器旋轉時，其向下產生下洗氣流，下洗氣流通過反扭矩柵格舵，飛行控制系統(tǒng)控制驅動伺服舵機(15)，使反扭矩柵格舵在驅動伺服舵機帶動下聯(lián)動偏轉，使其與下洗氣流形成夾角，從而下洗氣流對柵格滑流舵產生一個反向作用力，此時飛行控制系統(tǒng)調節(jié)對稱點的柵格滑流舵夾角，保證兩個對稱點的夾角相同，氣流流向相反，從而相互抵消，平衡飛行器產生的反扭矩；

飛行器飛行方向控制方法：

設飛行器前進方向為X軸，左右方向為Y軸，升降方向為Z軸；通過以下方法實現(xiàn)飛行器在三軸方向的移動：

飛行控制系統(tǒng)控制位于Y軸上的兩個對稱的反扭矩柵格舵均偏轉相同角度，改變通過的下洗氣流方向，下洗氣流對反扭矩柵格舵的柵格滑流舵產生一個反向的分力，由于Y軸與X軸垂直，則產生的分力促使飛行器沿X軸運動；

飛行控制系統(tǒng)控制位于X軸上的兩個對稱的反扭矩柵格舵均偏轉相同角度，改變通過的下洗氣流方向，下洗氣流對反扭矩柵格舵的柵格滑流舵產生一個反向的分力，由于X軸與Y軸垂直，則產生的分力促使飛行器沿Y軸運動；

螺旋槳推進器旋轉時產生垂直向上的拉力，通過飛行控制系統(tǒng)調節(jié)螺旋槳推進器的轉速，實現(xiàn)飛行器沿Z軸上升、懸?；蛳陆?。

通過以上方法，本發(fā)明的組合涵道飛行器能夠實現(xiàn)任意方向的移動，且移動時運行平穩(wěn)，控制精準，且由于控制的持續(xù)進行，使得飛行器在飛行時或改變飛行狀態(tài)時不會出現(xiàn)傾斜和顛簸，平衡更快捷準確，保證飛行器的安全穩(wěn)定和使用。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的結構示意圖；

圖2是本發(fā)明的結構分解示意圖；

圖3是單涵道飛行體的結構示意圖；

圖4是支撐件的結構示意圖；

圖5是反扭矩柵格舵的結構示意圖；

圖6是反扭矩柵格舵的氣流方向示意圖，箭頭表示氣流方向；

圖7本發(fā)明的反扭矩示意圖；

圖8是本發(fā)明飛行控制系統(tǒng)的結構示意圖；

圖9是本發(fā)明運行原理圖；

圖10是本發(fā)明具體實施方式的示意圖(X和Y向)；

圖11本發(fā)明具體實施方式的示意圖(Z向)；

圖中的標號分別表示為：1、組合涵道中心體；2、單涵道飛行體；3、涵道；4、單涵道飛行體主體；5、反扭矩柵格舵；6、起落架；7、支撐件；8、電機或油機；9、螺旋槳推進器；10、圓筒座；11、支腳；12、柵格滑流舵；13、舵面轉軸；14、柵格滑流舵連桿；15、驅動伺服舵機；16、轉動桿。

具體實施方式

下面結合附圖對本發(fā)明作進一步的說明。本發(fā)明的實施方式包括但不限于下列實施例。

如圖1、圖2所示，一種組合涵道飛行器，由組合涵道中心體1和偶數個扇形的單涵道飛行體2組成，所述組合涵道中心體1內部設置有飛行控制系統(tǒng)，偶數個單涵道飛行體2可拆卸的對稱均勻設置在組合涵道中心體外側，共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器。

本發(fā)明組合涵道飛行器以組合涵道中心體1為中心，在組合涵道中心體1外側均勻對稱設置偶數個單涵道飛行體2，組合涵道中心體1內部設置有飛行控制系統(tǒng)，從而可以保證重心平衡，保證飛行器飛行平穩(wěn)，同時單涵道飛行體2可拆卸(如插接、扣接、螺栓連接或粘接等)的與組合涵道中心體1連接，使得單涵道飛行體2裝卸方便，方便拆裝和運輸，且可根據載重需要和不同的用途，調節(jié)單涵道飛行體數量，使其滿足要求的同時減少自重，降低能耗，組合涵道中心體1和單涵道飛行體2共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器，從而使其符合流線型設計，能夠減少空氣阻力和噪聲，飛行安全穩(wěn)定。

如圖3、圖4所示，單涵道飛行體2包括單涵道飛行體主體4，單涵道飛行體主體4設置有起落架6、動力裝置及反扭矩柵格舵5，動力裝置通過支撐件7固定在單涵道飛行體主體4上。起落架6設置在單涵道飛行體主體4下端，用于起落時支撐，而動力裝置則為飛行器提供動力，反扭矩柵格舵5則主要用于保持飛行器平衡，用于平衡飛行器的反扭矩。

在單涵道飛行體主體4中部設置有涵道3，涵道3內從下往上設置反扭矩柵格舵5、動力裝置及支撐件7。涵道3形成組合涵道飛行器的涵道，通過其設置反扭矩柵格舵5、動力裝置及支撐件7，從而組成單涵道飛行體2的主要動力部件。

為進一步詳細說明單涵道飛行體主體4的結構，上述的支撐件7包括圓筒座10和多個支腳11，圓筒座10內部設有動力裝置調速開關組件，所述動力裝置設置在圓筒座10下端，所述多個支腳11均勻分布且卡在涵道3上端開口側面。從而將圓筒座10設計成內部中空的結構，其內部空腔設置動力裝置所需的動力裝置調速開關組件，簡化了結構，并通過多個支腳11均勻分布且卡在涵道3上端開口側面將動力裝置卡緊在單涵道飛行體主體4，使得其裝卸方便，并且支腳11之間留有足夠的空間，能增大動力裝置所需的氣流流動空間，使得飛行器飛行更加平穩(wěn)，不會出現(xiàn)斷流、進氣不暢的問題。

上述的所述動力裝置包括螺旋槳推進器9及與螺旋槳推進器9連接的電機或油機8。螺旋槳推進器9在電機或油機8的帶動下旋轉，產生向下的下洗氣流，為飛行器提供動力；當采用電機時，動力裝置調速開關組件為電子調速器，用于開閉電機和調節(jié)電機轉速；當采用油機時，動力裝置調速開關組件包括CDI點火器和油門控制伺服舵機，CDI點火器用于油機點火，而油門控制伺服舵機則控制油機油門從而調節(jié)油機轉速，為了保證油機的長久使用，動力裝置調速開關組件還可設置為油機提供燃料的副油箱，保證油機燃料充足。

如圖5-圖7所示，作為單涵道飛行體主體4的重要組成部分，所述反扭矩柵格舵5包括多個均勻排列的柵格滑流舵12，多個柵格滑流舵12通過鉸接柵格滑流舵連桿14連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動，所述柵格滑流舵12兩端均設置有舵面轉軸13，舵面轉軸13可轉動的插接到單涵道飛行體2上，多個所述柵格滑流舵12中的任意一個柵格滑流舵12的舵面轉軸13還通過轉動桿16連接有驅動伺服舵機15。多個柵格滑流舵12通過舵面轉軸13插接到單涵道飛行體2上，位于涵道3最下端，上端是螺旋槳推進器9，螺旋槳推進器9產生的下洗氣流會經過柵格滑流舵12；多個柵格滑流舵12通過柵格滑流舵連桿14連為一體，并且二者鉸接，通過柵格滑流舵連桿14可以保證所有的柵格滑流舵12轉動位置相同，即實現(xiàn)聯(lián)動，當驅動伺服舵機15驅動轉動桿16轉動時，轉動桿16帶動柵格滑流舵12的舵面轉軸13轉動，在柵格滑流舵連桿14作用下，實現(xiàn)所有的柵格滑流舵12轉動相同角度，從而可以改變通過柵格滑流舵12的下洗氣流方向，從而可以改變飛行器飛行狀態(tài)，并通過柵格滑流舵12偏轉角度調節(jié)其受到的反作用，進而平衡飛行器因螺旋槳推進器9轉動而帶來的反扭矩。本發(fā)明省略了現(xiàn)有技術復雜的平衡反扭裝置，使用了全新結構的反扭矩柵格舵實現(xiàn)反扭矩的平衡，從而平衡更快捷準確，且減少了平衡需要的能耗，保證飛行器滿足垂直起降、平穩(wěn)飛行的要求。

為了飛行器飛行更加平穩(wěn)，本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)包括油箱、姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置及驅動電源。本發(fā)明將飛行器所需的油箱、姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置及驅動電源均設置在內部中空的組合涵道中心體1，無需再行設計結構裝填，結構更為簡單，并且通過姿態(tài)傳感器和飛行控制器隨時監(jiān)測飛行器姿態(tài)，及時通過飛行控制器控制動力裝置和反扭矩柵格舵5的開閉、快慢或角度，進而整體控制飛行狀態(tài)，保證飛行安全穩(wěn)定，達到控制精準的目的，并且能夠快速處理數據和響應操作。

為了本發(fā)明使用更加穩(wěn)定，本發(fā)明的多個單涵道飛行體2的數量為大于四的偶數個。單涵道飛行體2需要對稱以調節(jié)其反扭矩和飛行狀態(tài)，因此最少為四個，當其為2個時雖然也能達到飛行要求，但是調節(jié)較為復雜，能耗高，因此數量為大于四的偶數個為最佳。

在單涵道飛行體2的數量選擇上，其最好的數量為八個，八個所述單涵道飛行體2彼此相接構成完整的環(huán)形結構。八個單涵道飛行體2構成完整的環(huán)形結構，則在平面內可控制八個方向的飛行，從而飛行器在飛行時能夠平穩(wěn)的改變方向，并且狀態(tài)改變更快捷精準，整個過程耗時少，極大的保證了飛行器的機動性。

如圖8所示為組合涵道飛行器的飛行控制系統(tǒng)，包括通過數據鏈連接的地面控制系統(tǒng)和所述飛行控制系統(tǒng)，

其中，

所述地面控制系統(tǒng)包括航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)，航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)均連接有地面無線數據鏈終端；

所述飛行控制系統(tǒng)包括反扭矩柵格舵伺服系統(tǒng)、動力裝置伺服系統(tǒng)及主控系統(tǒng)，主控系統(tǒng)包括氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數據鏈終端、飛行控制器及驅動電源，所述氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數據鏈終端、驅動電源均與飛行控制器連接。

通過以上飛行控制系統(tǒng)，飛行器能夠精確測定和控制飛行高度、速度、經緯度及飛行姿態(tài)等，可很好的實時監(jiān)控飛行器飛行狀態(tài)，并且可以精確控制和調節(jié)飛行器飛行參數，實現(xiàn)飛行器的精準定位，操作響應快速。

如圖9所示，為了能更好的實施本發(fā)明，本發(fā)明還公開了組合涵道飛行器的飛行控制方法，該方法包括飛行器扭矩平衡控制方法和飛行器飛行方向控制方法；

其中，

飛行器扭矩平衡控制方法：螺旋槳推進器9旋轉時，其向下產生下洗氣流，下洗氣流通過反扭矩柵格舵5，飛行控制系統(tǒng)控制驅動伺服舵機15，使反扭矩柵格舵5在驅動伺服舵機15帶動下聯(lián)動偏轉，使其與下洗氣流形成夾角，從而下洗氣流對柵格滑流舵12產生一個反向作用力，此時飛行控制系統(tǒng)調節(jié)對稱點的柵格滑流舵12夾角，保證兩個對稱點的夾角相同，氣流流向相反，從而相互抵消，平衡飛行器產生的反扭矩；

飛行器飛行方向控制方法：

設飛行器前進方向為X軸，左右方向為Y軸，升降方向為Z軸；通過以下方法實現(xiàn)飛行器在三軸方向的移動：

飛行控制系統(tǒng)控制位于Y軸上的兩個對稱的反扭矩柵格舵5均偏轉相同角度，改變通過其下洗氣流方向，對反扭矩柵格舵5的柵格滑流舵12產生一個反向的分力，由于Y軸與X軸垂直，則產生的分力促使飛行器沿X軸運動；

飛行控制系統(tǒng)控制位于X軸上的兩個對稱的反扭矩柵格舵5均偏轉相同角度，改變通過其下洗氣流方向，對反扭矩柵格舵5的柵格滑流舵12產生一個反向的分力，由于X軸與Y軸垂直，則產生的分力促使飛行器沿Y軸運動；

螺旋槳推進器9旋轉時產生垂直向上的拉力，通過飛行控制系統(tǒng)調節(jié)螺旋槳推進器9的轉速，實現(xiàn)飛行器沿Z軸上升、懸?；蛳陆怠?/p>

通過以上方法，本發(fā)明的組合涵道飛行器能夠實現(xiàn)任意方向的移動，且移動時運行平穩(wěn)，控制精準，且由于控制的持續(xù)進行，使得飛行器在飛行時或改變飛行狀態(tài)時不會出現(xiàn)傾斜和顛簸，平衡和飛行狀態(tài)調整更快捷準確，保證飛行器的安全穩(wěn)定和使用。

具體實施例

如圖1-圖7所示，一種組合涵道飛行器，由組合涵道中心體1和八個扇形的單涵道飛行體2組成，八個單涵道飛行體2可拆卸的對稱均勻設置在組合涵道中心體外側，八個所述單涵道飛行體2彼此相接構成完整的環(huán)形結構，共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器；所述單涵道飛行體2包括單涵道飛行體主體4，單涵道飛行體主體4設置有起落架6、動力裝置及反扭矩柵格舵5，動力裝置通過支撐件7固定在單涵道飛行體主體4上；所述單涵道飛行體主體4中部設置有涵道3，涵道3內從下往上設置反扭矩柵格舵5、動力裝置及支撐件7；所述支撐件7包括圓筒座10和四個支腳11，圓筒座10內部設有電子調速器，所述動力裝置設置在圓筒座10下端，所述四個支腳11均勻分布且卡在涵道3上端開口側面；所述動力裝置包括螺旋槳推進器9及與螺旋槳推進器9連接的電機8；所述反扭矩柵格舵5包括多個均勻排列的柵格滑流舵12，多個柵格滑流舵12通過鉸接柵格滑流舵連桿14連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動，所述柵格滑流舵12兩端均設置有舵面轉軸13，舵面轉軸13可轉動的插接到單涵道飛行體2上，多個所述柵格滑流舵12中的任意一個柵格滑流舵12的舵面轉軸13還通過轉動桿16連接有驅動伺服舵機15；所述組合涵道中心體1為內部中空的圓筒狀，其內部空腔設置有油箱、姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置及驅動電源。

本實施例的飛行控制器可以電子調速器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置和驅動伺服舵機15執(zhí)行不同的功能，完成飛行控制調節(jié)，油箱可以對驅動伺服舵機15供油；驅動電源則為所需元器件提供電源；本實施例通過電子調速器調節(jié)電機8轉速，并通過飛行控制器控制其開閉，并通過驅動伺服舵機15調節(jié)柵格滑流舵12的偏轉方向，從而可以實現(xiàn)飛行器的飛行方向和速度，控制精準。

如圖8所示，本實施例的飛行控制系統(tǒng)為：該方法包括通過數據鏈連接的地面控制系統(tǒng)和所述飛行控制系統(tǒng)，

其中，

所述地面控制系統(tǒng)包括航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)，航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)均連接有地面無線數據鏈終端；

所述飛行控制系統(tǒng)包括反扭矩柵格舵伺服系統(tǒng)、動力裝置伺服系統(tǒng)及主控系統(tǒng)，主控系統(tǒng)包括氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數據鏈終端、飛行控制器及驅動電源，所述氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數據鏈終端、驅動電源均與飛行控制器連接。

通過以上飛行控制系統(tǒng)，實現(xiàn)信息和指令的交互傳達，飛行器能夠精確測定和控制飛行高度、速度、經緯度及飛行姿態(tài)等，可很好的實時監(jiān)控飛行器飛行狀態(tài)，并且可以精確控制和調節(jié)飛行器飛行參數，實現(xiàn)飛行器的精準定位，操作響應快速。

如圖9-11所示，本實施例的飛行控制方法如下：

該方法包括飛行器扭矩平衡控制方法和飛行器飛行方向控制方法；

其中，

飛行器扭矩平衡控制方法：螺旋槳推進器9旋轉時，其向下產生下洗氣流，下洗氣流通過反扭矩柵格舵5，飛行控制系統(tǒng)控制驅動伺服舵機15，使反扭矩柵格舵5在驅動伺服舵機15帶動下聯(lián)動偏轉，使其與下洗氣流形成夾角，從而下洗氣流對柵格滑流舵12產生一個反向作用力，此時飛行控制系統(tǒng)調節(jié)對稱點的柵格滑流舵12夾角，保證兩個對稱點的夾角相同，氣流流向相反，從而相互抵消，平衡飛行器產生的反扭矩；

飛行器飛行方向控制方法：

設飛行器前進方向為X軸，左右方向為Y軸，升降方向為Z軸；通過以下方法實現(xiàn)飛行器在三軸方向的移動：

將八個單涵道飛行體2依次編號，如圖9所示，依次為1#號機、2#號機、3#號機直至8#號機；

飛行控制系統(tǒng)控制位于Y軸上的兩個對稱的單涵道飛行體2為3#號機和7#號機，3#號機和7#號機的柵格滑流舵12均偏轉相同角度，改變通過的下洗氣流方向，下洗氣流對3#號機和7#號機的反扭矩柵格舵5的柵格滑流舵12產生一個反向的分力，由于Y軸與X軸垂直，則產生的分力促使飛行器沿X軸運動；

飛行控制系統(tǒng)控制位于X軸上的兩個對稱的單涵道飛行體2為1#號機和5#號機，1#號機和5#號機的柵格滑流舵12均偏轉相同角度，改變通過的下洗氣流方向，下洗氣流對1#號機和5#號機的反扭矩柵格舵5的柵格滑流舵12產生一個反向的分力，由于X軸與Y軸垂直，則產生的分力促使飛行器沿Y軸運動；

1#號機到8#號機的螺旋槳推進器9旋轉時產生垂直向上的拉力，通過飛行控制系統(tǒng)調節(jié)螺旋槳推進器9的轉速，實現(xiàn)飛行器沿Z軸上升、懸?；蛳陆怠?/p>

本方法由于飛行器運行過程中產生的反扭矩時刻存在，因此飛行器扭矩平衡也是時刻存在的，而飛行器飛行方向則是根據需要而調節(jié)的，因此飛行器飛行方向控制是間斷性的。

如上所述即為本發(fā)明的實施例。上述實施例以及實施例中的具體參數僅是為了清楚表述發(fā)明人的發(fā)明驗證過程，并非用以限制本發(fā)明的專利保護范圍，本發(fā)明的專利保護范圍仍然以其權利要求書為準，凡是運用本發(fā)明的說明書及附圖內容所作的等同結構變化，同理均應包含在本發(fā)明的保護范圍內。