一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法。

背景技术

垂直起降固定翼飞行器（分布推进式）既具备直升机的垂直起降能力，又具备固定翼的水平高效、高速飞行能力，并且相比直升机更加安静、舒适、经济，相比多旋翼更加高效、航程更长，相比固定翼可在城市内的起降平台垂直起降，是城市空中出行的极佳选择。垂直起降固定翼飞行器主流布局一般包括三类：复合翼布局、全倾转布局和部分倾转布局，各种布局存在不同的优缺点，难以得到较佳的平衡。其中，复合翼布局平飞时动力系统的重量较高，导致动力系统重量占比偏大，另外复合翼平飞由于升力桨的原因，其平飞阻力也大，两者共同作用，使得复合翼的最大飞行速度及航程性能均偏低。全倾转布局不仅机械结构复杂，气动特性和控制也更加复杂，一般而言，其安全性不如复合翼，而部分倾转布局有望整合二者的优点，但目前已经公布的部分倾转构型无法同时具备二者的优点，因此需要提出一种新的垂直起降固定翼飞行器布局，以平衡优缺点，使垂直起降固定翼飞行器的飞行性能、安全性、可靠性、技术难度等得到较佳的平衡。

发明内容

鉴于以上现有技术的缺点，本发明提供一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法，以优化现有技术中垂直起降飞行器的布局形式。

为实现上述目的及其它相关目的，本发明提供 一种垂直起降飞行器，包括：机身、四个倾转旋翼和四个固定旋翼。所述机身的两侧对称设有机翼；四个倾转旋翼分别安装在两侧机翼的前后两侧，且位置、旋向和安装角度两两对应相对所述机身的纵向对称面对称,所述机翼前侧的两个所述倾转旋翼的间距为A，所述机翼后侧的两个所述倾转旋翼的间距为B，A与B的偏差小于或等于0.2*(A+B)/2;四个固定旋翼分别安装在所述机身两侧的所述倾转旋翼外侧，并位于所述机翼的前后两侧，且位置、旋向和安装角度两两对应相对所述纵向对称面对称；所述机翼前侧的两个所述固定旋翼的间距为C，所述机翼后侧的两个所述固定旋翼的间距为D，C与D的偏差小于或等于0.05*(C+D)/2；其中，在垂直起降状态时，四个所述倾转旋翼在水平面上的投影两两对应关于垂直起降飞行器的重心在第一设定范围内呈中心对称，且位置相对于过所述重心并与所述纵向对称面垂直的铅锤面对称；所述倾转旋翼水平投影沿纵向的间距为M；所述第一设定范围为四个所述倾转旋翼水平投影的对角线连线交点与所述重心水平投影的纵向偏差小于或等于0.1*M；四个所述固定旋翼在水平面上的投影中心均两两对应关于所述重心在第二设定范围内呈中心对称，且位置相对于过所述铅锤面对称；所述固定旋翼水平投影的纵向间距为N，所述第二设定范围为四个所述固定旋翼水平投影的对角线连线交点与所述重心水平投影的纵向偏差小于或等于0.1*N。

在本发明垂直起降飞行器一示例中，在所述机翼前侧和/或后侧的所述倾转旋翼通过机臂安装在所述机翼上。

在本发明垂直起降飞行器一示例中，在所述机翼前侧和/或后侧的所述倾转旋翼通过支臂安装在所述机身上。

在本发明垂直起降飞行器一示例中，在所述机翼前侧的所述倾转旋翼通过机臂安装在所述机翼上，在所述机翼后侧的所述倾转旋翼通过支臂安装在所述机身上。

在本发明垂直起降飞行器一示例中，所述机身的尾部设置有尾翼，所述尾翼为V型尾翼、Y型尾翼、H型尾翼、X型尾翼、T型尾翼或U型尾翼中的任意一种。

在本发明垂直起降飞行器一示例中，两个所述倾转旋翼安装在所述尾翼上，可为飞行器向前飞行提供向前推力，并在飞行器垂直起降状态时向上倾转以提供垂直推力。

在本发明垂直起降飞行器一示例中，所述尾翼为V型尾翼，所述机翼后侧的两个所述倾转旋翼分别安装在所述尾翼上部的两侧翼尖上。

在本发明垂直起降飞行器一示例中，所述机身两侧的所述机翼上均安装有机臂，四个所述固定旋翼对称安装在机身两侧的所述机臂上，并分别位于所述机翼的前后两侧。

本发明还提供一种上述任一所述垂直起降飞行器的控制方法，包括：以下垂直起飞到平飞的过渡过程和/或平飞向垂直降落的过渡过程：

所述垂直起飞到平飞的过渡过程包括：

根据前飞指令动力系统向前倾斜四个所述倾转旋翼；

根据爬升指令配置四个所述倾转旋翼的倾转速率，及四个所述倾转旋翼和四个所述固定旋翼的拉力配比，从而控制垂直起降飞行器的爬升速度和爬升坡度；

所述平飞向垂直降落的过渡过程包括：

根据速度指令动力系统向上倾转四个所述倾转旋翼至垂直起降位；

根据下滑指令配置四个所述倾转旋翼的倾转速率，及四个所述倾转旋翼和四个所述固定旋翼的拉力配比，从而控制垂直起降飞行器的下滑速度和下滑坡度。

在本发明控制方法一示例中，还包括以下意外进入尾旋或失速调控过程和/或遭遇侧风调控过程：

所述意外进入尾旋或失速调控过程包括：启动四个所述固定旋翼，辅助进行姿态控制，以改出所述尾旋或失速状态；

所述遭遇侧风调控过程包括：当风速超过设定阈值时，通过四个所述倾转旋翼拉力差动辅助控制偏航，以抵抗侧风。

本发明垂直起降飞行器，采用独特的双面对称布局形式（纵向对称面和过所述重心并与所述纵向对称面垂直的铅锤面），并对倾转旋翼的间距位置、固定旋翼的间距位置及对角线连线位置进行了限定，且在垂直起降状态时，四个所述倾转旋翼在水平面上的投影均关于所述垂直起降飞行器的重心在第一设定范围内呈中心对称，同时将固定旋翼设置在两侧倾转旋翼的外侧，且四个所述固定旋翼在水平面上的投影均关于所述垂直起降飞行器的重心在第二设定范围内呈中心对称。该种布局形式可以在单发旋翼失效的情况下，可以降低剩余动力组需要输出的拉力，保障飞行器安全飞行。另外本发明通过特殊的布局形式，不仅能够兼顾复合翼布局、全倾转布局及部分倾转布局构型的优点，而且通过该种布局方式可以更加平稳，同时也降低垂直起降飞行器的设计和安装难度，有利于产品商业化进程的快速推进。另外该布局形式，将所有的倾转旋翼设置在固定旋翼的内侧，相对于将倾转旋翼设置在外侧的布局方式，可以减少倾转旋翼部分失效后的偏航力矩，大幅降低对垂尾容量（垂尾面积×垂尾力臂）的要求，并扩大倾转旋翼部分失效后的安全飞行包线。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明垂直起降飞行器一实施例在垂直起降状态的轴侧图；

图2为图1中垂直起降飞行器的俯视图；

图3为图1中垂直起降飞行器的主视图；

图4为图3的右视图；

图5为图1中垂直起降飞行器在平飞状态的轴侧图；

图6为图5的俯视图；

图7为图5的主视图；

图8为图7的侧视图；

图9为本发明垂直起降飞行器另一实施例在垂直起降状态的轴侧图；

图10为图9中垂直起降飞行器的俯视图；

图11为图9中垂直起降飞行器的主视图；

图12为图11的侧视图；

图13为图9中垂直起降飞行器在平飞状态的轴侧图；

图14为图13的俯视图；

图15为图13的主视图；

图16为图15的侧视图；

图17为本发明垂直起降飞行器另一实施例的主视图；

图18为图17中垂直起降飞行器的俯视图；

图19为图17中垂直起降飞行器的侧视图；

图20为图17中垂直起降飞行器在垂起状态的轴侧图；

图21为图17中垂直起降飞行器在平飞状态的轴侧图；

图22为本发明垂直起降飞行器另一实施例的主视图；

图23为图22中垂直起降飞行器的俯视图；

图24为图22中垂直起降飞行器的侧视图；

图25为图22中垂直起降飞行器在垂起状态的轴侧图；

图26为图22中垂直起降飞行器在平飞状态的轴侧图；

图27为本发明垂直起降飞行器控制方法一实施例的示意图。

元件标号说明

10、机身；11、纵向对称面；12、铅锤面； 20、机翼；30、尾翼；41、第一倾转旋翼；411、第三机臂；42、第二倾转旋翼； 421、第四机臂；43、第三倾转旋翼；431、第五机臂；44、第四倾转旋翼；441、第六机臂；401、倾转螺旋桨；51、第一固定旋翼；511、第一机臂；52、第二固定旋翼；521、第二机臂；53、第三固定旋翼；54、第四固定旋翼；60、第一支臂；70、第一圆周；80、第二圆周；90、第二支臂。

实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其它优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。还应当理解，本发明实施例中使用的术语是为了描述特定的具体实施方案，而不是为了限制本发明的保护范围。下列实施例中未注明具体条件的试验方法，通常按照常规条件，或者按照各制造商所建议的条件。

当实施例给出数值范围时，应理解，除非本发明另有说明，每个数值范围的两个端点以及两个端点之间任何一个数值均可选用。除非另外定义，本发明中使用的所有技术和科学术语与本技术领域的技术人员对现有技术的掌握及本发明的记载，还可以使用与本发明实施例中所述的方法、设备、材料相似或等同的现有技术的任何方法、设备和材料来实现本发明。

须知，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”及“一”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。

请参阅图1至图27，本发明提供一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法，以优化现有技术中垂直起降飞行器的布局形式，尤其是适用于eVTOL载人飞行器的布局形式。

请参阅图1至图17，该垂直起降飞行器包括：机身10、四个倾转旋翼和四个固定旋翼。机身10为对称结构，并具有沿机身长度方向延伸的纵向对称面11（即图2中直线ab所在的竖直面），机身10的其余结构和形状不受限定，可以参照现有飞行器的机身10结构，例如机身10包括安装在机身10上的航电系统、飞控系统、电气系统、导航系统等飞行器常规运行系统。所述机身10的两侧设置有机翼20，两侧的机翼20相对于机身10的纵向对称面11对称，机翼20的结构也可参照现有飞行器的固定机翼20结构，在此不再赘述。本发明中，四个倾转旋翼分别标记为第一倾转旋翼41、第二倾转旋翼42、第三倾转旋翼43和第四倾转旋翼44。第一倾转旋翼41和第二倾转旋翼42安装在机翼20的前侧，且第一倾转旋翼41位于机身10的一侧，第二倾转旋翼42位于机身10的另一侧。第三倾转旋翼43和第四倾转旋翼44安装在机翼20的后侧，且分别位于机身10的两侧。第一倾转旋翼41和第二倾转旋翼42的位置、旋向和安装角度对应相对所述机身10的纵向对称面11对称,第三倾转旋翼43和第四倾转旋翼44的位置、旋向和安装角度对应相对所述机身10的纵向对称面11对称。所述机翼20前侧的第一倾转旋翼41和第二倾转旋翼42之间的间距为A，所述机翼20后侧的第三倾转旋翼43和第四倾转旋翼44之间的间距为B，其中，A与B的偏差小于或等于0.2*(A+B)/2。此种设置方式一方面可以保证垂直起降状态时旋翼工作转速尽量接近，利于动力系统统型，一方面可以使得旋翼布局尽量保留相对重心的中心对称性，有利于应急处置策略的统一。

如图2所示，四个固定旋翼分别标记为第一固定旋翼51、第二固定旋翼52、第三固定旋翼53和第四固定旋翼54，第一固定旋翼51和第四固定旋翼54位于机身10的同一侧，并位于第一倾转旋翼41和第四倾转旋翼44的展向外侧。第一固定旋翼51位于机翼20的前侧，第四固定旋翼54位于机翼20的后侧。第二固定旋翼52和第三固定旋翼53位于机身10的另一侧，并位于第二倾转旋翼42和第三倾转旋翼43的展向外侧。第二固定旋翼52位于机翼20的前侧，第三固定旋翼53位于机翼20的后侧。第一固定旋翼51和第二固定旋翼52的位置、旋向和安装角度相对所述纵向对称面11对称；第三固定旋翼53和第四固定旋翼54的位置、旋向和安装角度相对所述纵向对称面11对称。所述机翼前侧的第一固定旋翼51和第二固定旋翼52之间的间距为C，所述机翼后侧的第三固定旋翼53和第四固定旋翼54之间的间距为D，C与D的偏差小于或等于0.05*(C+D)/2。

请参阅图2，在垂直起降状态时，第一倾转旋翼41和第三倾转旋翼43在水平面上的投影关于垂直起降飞行器的重心（G点）在第一设定范围内呈中心对称，第二倾转旋翼42和第四倾转旋翼44在水平面上的投影关于垂直起降飞行器的重心在第一设定范围内呈中心对称，第一倾转旋翼41与第四倾转旋翼44的水平投影的位置相对于过所述重心并与所述纵向对称面11垂直的铅锤面12（即图2中直线cd所在的竖直面）对称；第二倾转旋翼42与第三倾转旋翼43的水平投影的位置相对于过重心G并与所述纵向对称面11垂直的铅锤面12对称。第一倾转旋翼41与第四倾转旋翼44水平投影沿纵向的间距及第二倾转旋翼42与第三倾转旋翼43水平投影沿纵向的间距均为M；所述第一设定范围为第一倾转旋翼41与第三倾转旋翼43水平投影的对角线连线，及第二倾转旋翼42与第四倾转旋翼44水平投影的对角线连线的交点与所述重心水平投影的纵向偏差小于或等于0.1*M。

请参阅图2，在垂直起降状态时，第一固定旋翼51和第三固定旋翼53在水平面上的投影中心相对应关于所述重心在第二设定范围内呈中心对称，第二固定旋翼52和第四固定旋翼54在水平面上的投影中心相对应关于所述重心在第二设定范围内呈中心对称。第一固定旋翼51和第四固定旋翼54水平投影位置相对于过所述重心并与所述纵向对称面11垂直的铅锤面12对称；第二固定旋翼52和第三固定旋翼53水平投影位置相对于过所述重心并与所述纵向对称面11垂直的铅锤面12对称。所述第一固定旋翼51和第四固定旋翼54水平投影沿纵向的间距及所述第二固定旋翼52和第三固定旋翼53水平投影沿纵向的间距均为N，所述第二设定范围为第一固定旋翼51与第三固定旋翼53水平投影的对角线连线，及第二固定旋翼52与第四固定旋翼54水平投影的对角线连线的交点与所述重心水平投影的纵向偏差小于或等于0.1*N。

本发明中所述倾转旋翼在机身10和/或机翼20上的具体位置和安装方式不受限定，只要满足上述位置关系限定即可。例如可将在所述机翼20前侧和后侧的所述倾转旋翼通过机臂安装在所述机翼20上；或者将在所述机翼20前侧和/或后侧的所述倾转旋翼通过支臂安装在所述机身10上；还可以将机翼20前侧的倾转旋翼通过机臂安装在机翼20上，将机翼20后侧的倾转旋翼通过支臂安装在机身10或尾翼30上；同样也可以，将机翼20前侧的倾转旋翼通过支臂安装在机身10上，将机翼20后侧的倾转旋翼通过机臂安装在机翼20上。如图1至图8所示第一倾转旋翼41和第二倾转旋翼42通过机臂安装在机翼20上，还可以如图9至图16所示通过第一支臂60安装在机翼20前侧的机身10上。

请参阅图2和图10，所述机身10一侧的所述机翼20上安装有第一机臂511，所述机身10另一侧的所述机翼20上安装有第二机臂521；所述第一机臂511与所述第二机臂521关于机身10的纵向对称面11对称设置，四个所述固定旋翼分别对称安装在机身10两侧的第一机臂511和第二机臂521上，并分别位于所述机翼20的前后两侧及第一机臂511和第二机臂521的前后两端，同时所有的所述固定旋翼在水平面上的投影均关于所述垂直起降飞行器的重心两两对应大致呈中心对称。需要说明的是，本发明中，固定旋翼位于所有的所述倾转旋翼的外侧，可以是任意方向的外侧，具体方向可以不受限定，但较佳的，为优化结构，减轻重量，本实施例中四个固定旋翼位于所有的所述倾转旋翼的展向外侧。

在本发明一实施例中，所述机身10的尾部设置有尾翼30，尾翼30与机身10一体成型或机械连接，并相对于机身10的纵向对称面11对称。所述尾翼为V型尾翼、Y型尾翼、H型尾翼、X型尾翼、T型尾翼或U型尾翼中的任意一种。但在其它一些实施例中也可以不设置尾翼30。请参阅图2，在本发明一实施例中所述尾翼30为V型尾翼，将四个倾转旋翼中两个安装在所述尾翼30上，其余的安装在所述机身10和/或所述机翼20上，并在垂直起降状态时，所有的所述倾转旋翼在水平面上的投影均关于所述垂直起降飞行器的重心大致呈中心对称，将固定旋翼设置在两侧倾转旋翼的外侧，且所有的所述固定旋翼在水平面上的投影均关于所述垂直起降飞行器的重心大致呈中心对称，该种布局形式可以在单发旋翼失效的情况下，可以降低剩余动力组需要输出的拉力。本发明不仅能够兼顾复合翼布局、全倾转布局和部分倾转布局构型的优点，而且通过该种布局方式可以减少因为倾转导致的过渡走廊缩小问题，同时也降低垂直起降飞行器的设计和安装难度，有利于产品商业化进程的快速推进。另外该布局形式，将所有的倾转旋翼设置在固定旋翼的内侧，相对于将倾转旋翼设置在外侧的布局方式，可以减少倾转旋翼部分失效后的偏航力矩，大幅降低对垂尾容量的要求，并扩大倾转旋翼部分失效后的安全飞行包线。

在发明垂直起降飞行器一实施例中， 四个倾转旋翼中，至少部分设置在所述重心的前侧，且至少部分设置在所述重心的后侧。四个固定旋翼中，至少部分设置在垂直起降飞行器重心的前侧，并且至少部分设置在垂直起降飞行器重心的后侧。这样可以有利于实现多力偶的平衡，可以使垂直起降飞行器的垂直起降过程更加稳定。较佳地，请参阅图2和图10，四个所述固定旋翼对称安装在所述机身10的两侧，四个所述倾转旋翼位于四个所述固定旋翼的内侧，且两个所述倾转旋翼安装在所述尾翼30上，两个所述倾转旋翼安装在所述机翼20前侧的所述机身10或所述机翼20上。机身10一侧的机翼20上设置有第三机臂411；机身10另一侧的机翼20上设置有对称的第四机臂421，第一倾转旋翼41安装在所述第三机臂411上，第二倾转旋翼42安装在所述第四机臂421上并与所述第一倾转旋翼41关于机身10的纵向对称面11对称。机身10一侧的尾翼30上设置有第五机臂431；机身10另一侧的尾翼30上设置有对称的第六机臂441，第三倾转旋翼43安装在所述第五机臂431上，第四倾转旋翼44安装在所述第六机臂441上并与所述第三倾转旋翼43关于机身10的对称面对称设置。第三倾转旋翼43和第四倾转旋翼44关于机身10的对称面对称设置。第一固定旋翼51和第二固定旋翼52关于机身10的纵向对称面11对称，第三固定旋翼53和第四固定旋翼54也关于机身10的纵向对称面对称，四个固定旋翼的转轴均沿竖直方向向上伸出，所述第一固定旋翼51和第三固定旋翼53在水平面上的投影关于所述垂直起降飞行器的重心大致呈中心对称，所述第二固定旋翼52和第四固定旋翼54在水平面上的投影关于所述垂直起降飞行器的重心大致呈中心对称。需要说明的是，本申请中前侧指沿朝向机头的延伸方向，后侧指朝向尾翼30一侧的延伸方向。

请参阅图18至图22，在本发明还提供一垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器与图2中垂直起降飞行器的区别在于，垂直起降飞行器的尾翼30为T型，且第三倾转旋翼43和第四倾转旋翼44不安装在尾翼30上，而是通过第二支臂90安装在尾翼30和机翼20之间的机身上。该种方案内侧的四个倾转旋翼同样关于垂直起降飞行器的重心两两对应大致呈中心对称，外侧的四个固定旋翼同样关于垂直起降飞行器的重心两两对应大致呈中心对称。该布局形式同样能够具有图2中垂直起降飞行器的优点。

请参阅图22至图26，在本发明还提供一垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器与图2中垂直起降飞行器的区别在于，第三倾转旋翼43和第四倾转旋翼44不安装在V型尾翼30上，而是通过第二支臂90安装在尾翼30和机翼20之间的机身上。该种方案内侧的四个倾转旋翼同样关于垂直起降飞行器的重心两两对应大致呈中心对称，外侧的四个固定旋翼同样关于垂直起降飞行器的重心两两对应大致呈中心对称。该布局形式同样能够具有图2中垂直起降飞行器的优点。

在本发明中所述尾翼30上的所述倾转旋翼安装在所述尾翼30上侧，并在垂直起降状态时向上倾转。这降低了旋翼在乘员进出飞行器时对乘员造成伤害的可能性。请参阅图1至图17，在本发明垂直起降飞行器一实施例中，所述尾翼30为V型尾翼，所述尾翼30上安装有两个所述倾转旋翼，两个所述倾转旋翼分别安装在所述尾翼30上部的两侧翼尖上。在其他实施例中也可以为上述的任意一种形状。

请参阅图12，需要说明的是，在本发明中，所述倾转旋翼包括倾转螺旋桨401和倾转驱动装置（未示出），所述倾转驱动装置的底座固定安装在所述尾翼30上或所述机翼20前侧，所述倾转螺旋桨401安装在所述倾转驱动装置的驱动端并可以在水平方向和竖直方向之间倾转和锁定，上述倾转驱动装置和倾转螺旋桨401的具体结构可参见现有技术，在此不再详述。

在本发明垂直起降飞行器一实施例中，机翼20前侧的所述倾转旋翼通过第一支臂60安装在机翼20前侧的机身10上，所述第一支臂60的形状与所述尾翼30的形状相对应。所述尾翼30上的所述倾转旋翼高于所述机翼20前侧的所述倾转旋翼。

在本发明一实施例中，每一所述固定旋翼包括折叠旋翼（未示出）和固定旋翼驱动装置（未示出）。本发明中的固定旋翼驱动装置可以为电机、或电机与减速机的组合形式，本实施例中所述折叠旋翼包括固定桨叶（未示出）和浮动桨叶（未示出），当飞行器处于悬停阶段时，在所述固定旋翼驱动装置驱动下，所述固定桨叶和所述浮动桨叶呈交叉状态的“十”字形旋转，当飞行器处于水平巡航阶段时，所述固定旋翼驱动装置停止工作时，所述固定桨叶和所述浮动桨叶闭合呈顺气流的“一”字形，且各所述固定桨叶和所述浮动桨叶的延伸方向与飞行器航向一致，此种设置方式可以减少巡航过程中的阻力。需要说明的是，本发明中固定桨叶和浮动桨叶在转动时交叉状态旋转，在停止时折叠的实现方式可以通过现有一切合适的折叠旋翼形式实现，在此不再赘述。当然本领域技术人员可以理解的是，若不考虑较佳的效果，本发明中的所有固定旋翼也可以不采用可折叠叶片形式。

本发明还提供 一种上述垂直起降飞行器的控制方法， 包括：以下垂直起飞到平飞的过渡过程和/或平飞向垂直降落的过渡过程：

所述垂直起飞到平飞的过渡过程包括：

根据前飞指令动力系统向前倾斜内侧的四个所述倾转旋翼；

根据爬升指令配置四个所述倾转旋翼的倾转速率，及四个所述倾转旋翼和四个所述固定旋翼的拉力配比，从而控制垂直起降飞行器的爬升速度和爬升坡度；

所述平飞向垂直降落的过渡过程包括：

根据速度指令动力系统向上倾转四个所述倾转旋翼至垂直起降位；

根据下滑指令配置四个所述倾转旋翼的倾转速率，及四个所述倾转旋翼和四个所述固定旋翼的拉力配比，从而控制垂直起降飞行器的下滑速度和下滑坡度。

在本发明控制方法一实施例中，还包括以下意外进入尾旋或失速调控过程和/或遭遇大侧风调控过程：

所述意外进入尾旋或失速调控过程包括：启动四个所述固定旋翼，辅助进行姿态控制，以改出所述尾旋或失速状态。需要说明的是，尾旋是飞机的攻角(迎角)超过临界迎角后，发生的一种连续的自动的旋转运动。在尾旋发生过程中，飞机沿着一条小半径的螺旋线航迹一面旋转、一面急剧下降，并同时绕滚转、俯仰、偏航三轴不断旋转。失速是飞行器（多指飞机）机翼在攻角超过某个临界值后，升力系数随攻角增大而减小的现象。当失速时，飞机会产生失控的俯冲颠簸运动，发动机发生振动，驾驶员感到操纵异常。

所述遭遇大侧风调控过程包括：当风速超过设定阈值时，通过四个所述倾转旋翼拉力差动辅助控制偏航，以抵抗侧风。

当然本发明控制方法也可以包括更多的控制过程，请参阅图27，以下以四个固定旋翼和四个倾转旋翼为例，提供一种控制方法，包括：

启动四个倾转旋翼和四个固定旋翼中进行系统状态确认→若系统状态正常，发出起飞指令→使在垂直起降位的四个固定旋翼和四个倾转旋翼保持转动，直至飞行器离地并垂直爬升至设定的高度→发出前飞指令→根据前飞指令控制内侧四个倾转旋翼自动向前倾斜→根据爬升指令自动配置四个倾转旋翼的倾转速率，以及四个倾转旋翼和四个固定旋翼的拉力配比，从而控制爬升速度和爬升坡度直至完成垂直起飞向平飞的过渡→发出平飞向垂直降落过渡指令→根据平飞向垂直降落过渡指令自动向上倾转内侧四个倾转旋翼→根据下滑指令自动配置四个所述倾转旋翼的倾转速率，及四个所述倾转旋翼和四个所述固定旋翼的拉力配比，从而控制下滑速度和下滑坡度→完成平飞向垂直下降的过渡，并开始垂直下降→完成降落→关闭动力。

其中，在平飞的过程中，若意外进入尾旋或失速，还可以包括意外进入尾旋或失速调控过程。所述意外进入尾旋或失速调控过程包括：启动四个所述固定旋翼，辅助进行姿态控制，以改出所述尾旋或失速状态。

若遇到风速超过设定阈值的大侧风，还可以包括遭遇侧风调控过程。所述遭遇侧风调控过程包括：当风速超过设定阈值时，通过四个所述倾转旋翼拉力差动辅助控制偏航，以抵抗侧风。

以四固定旋翼，四倾转旋翼的电动垂直起降飞行器为例，本发明垂直起降飞行器具有以下优点：

1)在过渡过程中，姿态调整即可采用四个固定旋翼和四个倾转旋翼共同调整，也可仅采用四个固定旋翼通过前后固定旋翼的拉力差动实现俯仰控制，左右固定旋翼的拉力差动实现滚转控制，多出一套独立的非相似三轴通道控制完整功能余度，既提高了安全性，又可简化控制算法。

2)在平飞过程中，任意单发失效后，附加偏航力矩均可通过方向舵配平，可最大限度保留剩余动力，确保单发失效后的性能依然较高，极端情况下支持甚至两发，三发失效以后继续飞行。

3)平飞过程中，出现舵面控制失效、失速或尾旋等异常情况，相比全倾转构型和前方半倾转构型而言，可通过固定旋翼改出（对称布置的固定旋翼可实现六个旋转矢量的操控），很好的继承了复合翼的优点，提升了平飞过程（尤其是高度储备不足时）的安全性。

4)若倾转作动功能完全失效或倾转旋翼拉力完全丧失，依然可通过固定旋翼“可控紧急着陆”，安全性提升。

5)若悬停或过渡过程中动力系统的能源完全丧失，可通过调整内侧倾转旋翼的总距实现“可控紧急着陆”（可完成六个旋转矢量的操控），实现类似直升机的自转下滑能力。

6)内侧四个倾转旋翼相比机翼前四个倾转旋翼的结构，固定旋翼的迎风面积减小，利于降低阻力。

7)相对于全倾转构型，有利于通过调配内侧四个倾转旋翼和外侧四个固定桨的拉力比例来调整爬升或下滑坡度，利于在城市内的复杂环境起降。

综上，本发明通过特殊的布局形式，不仅能够兼顾复合翼、全倾转布局和部分倾转布局的优点，而且通过该种布局方式可以加宽过渡走廊，同时也降低垂直起降飞行器的研发难度，有利于产品商业化进程的快速推进。所以，本发明有效克服了现有技术中的一些实际问题从而有很高的利用价值和使用意义。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。