本发明涉及飞行器技术领域，尤其是涉及一种双控制系统飞行器。
背景技术：
随着飞行器技术的迅猛发展，飞行器在电力巡航、物流运输等工业领域的应用越来越广泛，同时，工业级无人机对飞行器的安全可靠性也提出了更高的要求。
现有技术中，多旋翼无人机的控制系统是通过电机的推力差和转速差来实现飞行器姿态的调节；直升机的控制系统是通过改变变距螺旋桨的螺距实现飞行器的姿态控制；固定翼无人机的控制系统是通过控制舵面(升降舵、副翼、方向舵等)的转动实现飞行器姿态的控制，这些都属于单一的控制系统，当单一的控制装置(如多旋翼无人机的电机、直升机的变距螺旋桨、固定翼的控制舵面)发生故障，整个飞行器就会失去控制，因此，单一控制系统的飞行器存在着严重的安全隐患。
技术实现要素：
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种双控制系统飞行器，其具有独立运行的双控制系统，能大幅提高飞行器的安全性和可靠性。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：提供一种双控制系统飞行器，包括飞行器本体，所述飞行器本体的重心位置处固设有向所述飞行器本体下方延伸的主支撑柱，所述飞行器本体的前侧、后侧、左侧和右侧分别固设有向所述飞行器本体下方延伸的副支撑柱，还包括第一控制系统，所述第一控制系统包括固设于所述飞行器本体上的螺旋桨，所述螺旋桨分别设于所述飞行器本体的前侧、后侧、左侧和右侧；第二控制系统，所述第二控制系统包括控制舵面、转动轴以及舵机，所述控制舵面分别设于所述主支撑柱与位于所述飞行器本体前侧、后侧、左侧和右侧的所述副支撑柱之间，所述转动轴贯穿所述控制舵面；所述转动轴的一端与所述舵机转动连接，所述转动轴的另一端与对应的所述副支撑柱转动连接，所述舵机固设于所述主支撑柱上，或者，所述转动轴的一端与所述舵机转动连接，所述转动轴的另一端与所述主支撑柱转动连接，所述舵机固设于对应的所述副支撑柱上。
作为上述技术方案的进一步改进，位于所述飞行器本体前侧和后侧的所述螺旋桨以所述主支撑柱为对称轴对称设置，位于所述飞行器本体左侧和右侧的所述螺旋桨以所述主支撑柱为对称轴对称设置。
作为上述技术方案的进一步改进，沿所述飞行器本体的前后方向上，所述飞行器本体的前侧依次设有若干所述螺旋桨，以所述主支撑柱为对称轴，所述飞行器本体的后侧对称设置有若干所述螺旋桨，沿所述飞行器本体的左右方向上，所述飞行器本体的左侧依次设置有若干所述螺旋桨，以所述主支撑柱为对称轴，所述飞行器本体的右侧对称设置有若干所述螺旋桨。
作为上述技术方案的进一步改进，所述螺旋桨设于对应的所述控制舵面的正上方。
作为上述技术方案的进一步改进，所述转动轴贯穿设置于所述控制舵面的上部。
作为上述技术方案的进一步改进，所述飞行器本体的重心位置处固设有控制导航模块。
作为上述技术方案的进一步改进，所述主支撑柱上并联设置有4块电池，4块所述电池分别用于给位于所述飞行器本体前侧、后侧、左侧和右侧的所述螺旋桨提供电源。
本发明的有益效果是：
本发明的双控制系统分别设置了第一控制系统和第二控制系统，通过第一控制系统和第二控制系统分别可以独立的调控飞行器的飞行，两者相互协同配合，大幅提高了飞行器的安全性和可靠性。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是本发明的双控制系统飞行器的整体结构示意图；
图2是图1中沿x轴方向的侧视图；
图3是图1中沿z轴方向的俯视图。
具体实施方式
以下将结合实施例和附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果进行清楚、完整的描述，以充分地理解本发明的目的、方案和效果。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
需要说明的是，如无特殊说明，当某一特征被称为“固定”、“连接”在另一个特征，它可以直接固定、连接在另一个特征上，也可以间接地固定、连接在另一个特征上。此外，本发明中所使用的上、下、左、右、前、后等描述仅仅是相对于附图中本发明各组成部分的相互位置关系来说的。
此外，除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与本技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例，而不是为了限制本发明。本文所使用的术语“及/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的组合。
请参照图1，图1中x轴箭头所指方向是指飞行器的前侧，y轴箭头所指方向是指飞行器的右侧，z轴箭头所指方向是飞行器的下方。
请一并参照图1至图3，本发明提供一种双控制系统飞行器，包括飞行器本体1、主支撑柱2、副支撑柱3、第一控制系统以及第二控制系统，柱支撑柱2固设于飞行器本体1的重心位置处，并向飞行器本体1的下方延伸，副支撑柱3具有多处，分别设置在飞行器本体1的前侧、后侧、左侧和右侧，副支撑柱3一端与飞行器本体1固定连接，另一端向飞行器本体1的下方延伸，第一控制系统包括螺旋桨4，螺旋桨4具有多个，螺旋桨4分别是设置在飞行器本体1的前侧、后侧、左侧和右侧，第二控制系统包括控制舵面50、转动轴51以及舵机52，在主支撑柱2与位于飞行器本体1前侧、后侧、左侧和右侧的副支撑柱3之间分别设有控制舵面50，控制舵面50贯穿有转动轴51，且转动轴51的两端均伸出控制舵面50，转动轴50的一端转动设置在对应的副支撑柱51上，另一端与舵机52转动连接，舵机52固设在主支撑柱2上，从而，通过舵机52的转动带动控制舵面50发生偏转，当然，在其他不同的实施方式中，也可以将舵机52固设在对应的副支撑柱3上，而转动轴51转动设置在主支撑柱2上。
以下首先结合本发明的双控制系统飞行器详细说明飞行器的飞行控制过程：
垂直起飞过程，飞行器的垂直起飞通过第一控制系统完成，飞行器本体1前侧、后侧、左侧和右侧的螺旋桨4通过工作为飞行器本体1提供上升的动力，其中，飞行器本体1前侧与后侧的螺旋桨4转动方向相同，飞行器本体1左侧和右侧的螺旋桨4转动方向相同，并且，为了抵消整机在平衡状态下沿z轴的力矩和旋转，飞行器本体1前后侧的螺旋桨4转动方向与飞行器本体1左右侧的螺旋桨4的转动方向相反。
沿x轴方向的转动控制，飞行器本体1沿x轴的转动可以通过第一控制系统和/或第二控制系统控制完成。第一控制系统控制完成：位于飞行器本体1左侧和右侧螺旋桨4均转动，使飞行器本体1左侧和右侧的螺旋桨4的转速不同，从而飞行器本体1左侧和右侧的螺旋桨4对飞行器本体1产生的向上的推力之间存在差值，两者的推力差对飞行器本体1产生使飞行器本体1绕x轴转动的力矩；第二控制系统完成：在飞行器本体1飞行的过程中，调节位于飞行器本体1前侧和后侧的控制舵面50同方向偏转，由于飞行器飞行过程中，控制舵面50上方的螺旋桨4处于工作状态，螺旋桨4转动产生向控制舵面50方向运动的流场，流场作用于沿x轴方向偏转的控制舵面50上，会对控制舵面50产生一个垂直于控制舵面50的迎风面的推力，且作用于控制舵面50上的推力可以分解为向飞行器本体1下方的分力和向飞行器本体1左侧或右侧的分力，从而使飞行器本体1的下端沿y轴方向发生偏移，而飞行器本体1的上端不发生偏移，则表现为绕x轴的转动。
当两个控制舵面50均绕x轴顺时针偏转，则产生向飞行器本体1右侧方向的分力，飞行器本体1绕x轴逆时针方向转动，当两个控制舵面50均绕x轴逆时针偏转，则产生向飞行器本体1左侧方向的分力，飞行器本体1绕x轴顺时针方向转动。
沿x轴方向的平移控制，飞行器沿x轴方向的平移控制也可通过第一控制系统和/或第二控制系统控制完成。第一控制系统控制完成：调节位于飞行器本体1前侧和后侧的螺旋桨4，使两个螺旋桨4之间存在转速差，这样飞行器本体1会产生绕y轴的转动，当飞行器本体1绕y轴的偏转角度不为0时，飞行器本体1前侧和后侧的螺旋桨4都会产生一个沿x轴方向的分力，且两个螺旋桨4产生的沿x轴方向的分力的大小不同，方向相同，从而推动飞行器本体1在x轴方向上发生移动，优选的，当飞行器本体1绕y轴发生偏转后，使飞行器本体1前侧和后侧的螺旋桨4的转速相同，则飞行器本体1不会继续偏转，表现为沿x轴方向发生平移；第二控制系统控制完成：在飞行器本体1绕y轴方向偏转一定角度的情况下，调节位于飞行器本体1左侧和右侧的控制舵面50发生偏转，两个控制舵面50在其上方的螺旋桨5产生的流场的作用下，会产生x轴方向上的分力，从而使飞行器本体1产生沿x轴方向上的平移。
绕y轴方向的转动控制，飞行器沿y轴方向的转动通过第一控制系统和/或第二控制系统控制完成，具体的控制原理与对沿x轴方向的控制的原理相同，不同之处在于，第一控制系统控制时，通过调节位于飞行器本体1前侧和后侧的螺旋桨4完成，第二控制系统控制时，通过调节位于飞行器本体1左侧和右侧的控制舵面50来实现。
沿y轴方向的平移控制，飞行器绕y轴方向的平移控制通过第一控制系统和/或第二控制系统控制完成，具体的控制原理与对沿x轴方向的平移控制的原理相同，不同之处在于，第一控制系统控制时，调节位于飞行器1左侧和右侧的螺旋桨4完成，第二控制系统控制时，调节位于飞行器本体1前侧和后侧的控制舵面50完成。
沿z轴方向的转动控制，飞行器沿z轴方向的转动通过第一控制系统和/或第二控制系统控制完成。第一控制系统控制：同时增加或减小位于飞行器本体1前侧和后侧的螺旋桨4的转速，相应的，同时减小或增加位于飞行器本体1左侧和右侧的螺旋桨4的转速，这样，在保证飞行器本体1的总升力不变的情况下，驱动飞行器本体1前侧和后侧的电机的扭矩与驱动飞行器本体1左侧和右侧的电机的扭矩不同，不平衡的反扭矩引起飞行器本体1绕z轴方向发生转动；第二控制系统控制：第二控制系统控制飞行器本体1绕z轴转动时，可以调节位于飞行器本体1前侧和后侧的控制舵面50，使这两个控制舵面50绕x轴偏转一定角度，且两者的偏转方向相反，从而两个控制舵面50产生的沿y轴方向的分力的方向相反，使飞行器本体1绕z轴发生转动，也可以调节位于飞行器本体1左侧和右侧的控制舵面50，使这两个控制舵面50绕y轴偏转一定角度，且两者的偏转角度相反，从而两个控制舵面50产生的沿x轴方向的分力的方向相反，使飞行器本体1绕z轴发生转动，当然，也可以同时对飞行器本体1四个方向的控制舵面50都进行操作来调节飞行器本体1绕z轴转动。
沿z轴方向的移动控制，飞行器沿z轴方向的爬升或降落通过第一控制系统控制完成，通过增加位于飞行器本体1四个方向的螺旋桨4的转速，使飞行器本体1受到的升力增加，实现爬升，通过减小位于飞行器本体1四个方向的螺旋桨4的转速，使飞行器本体1受到的升力减小，在重力的作用下，飞行器本体1下降。
以上是第一控制系统和第二控制系统对飞行器的飞行控制的原理，需要注意，实际飞行过程中，可以分别使用第一控制系统和第二控制系统分别对飞行器的飞行进行控制，也可以使第一控制系统与第二控制系统相互协调来增加飞行器的飞行控制性能。
本实施例中，飞行器本体1的重心位置处设置有控制导航模块6，控制导航模块6用于在调节飞行器飞行过程中的平衡性。
主支撑柱4上还设置有电池7，需要指出，本实施例中，驱动螺旋桨4工作的电机是设置在螺旋桨4内，电池7用于为螺旋桨4内的电机提供电源，在优选的方案中，电池7的数量为4个，4个电池7并联设置，每个电池7分别对飞行器本体1的一个方向的螺旋桨4提供续航，这样可以显著的提升飞行器的续航能力。
图1至图3中，飞行器本体1四个方向各设有一个螺旋桨4，总共为4个螺旋桨4，然而，这只是本发明的其中一个实施方式，在其他不同的实施方式中，可以在飞行器本体1的前侧沿x轴方向依次设置超过1个的螺旋桨4，在飞行器本体1的后侧，以主支撑柱2为对称轴对称设置相同数量的螺旋桨4，在飞行器本体1的左侧沿y轴方向依次设置超过1个的螺旋桨4，在飞行器本体1的右侧，以主支撑柱2为对称轴对称设置相同数量的螺旋桨4。
优选的，飞行器本体1四个方向上的螺旋桨4分别位于相应的控制舵面4的正上方。
优选的，转动轴51设置于控制舵面50的上部。
另外，需要指出，本发明的双控制系统飞行器为了便于说明，飞行器本体1的形状呈十字形，这不应造成对本发明的限定，在实际的应用中，飞行器本体1可以设置成各种符合空气动力学的其他形状。
以上是对本发明的较佳实施进行的具体说明，但本发明创造并不限于所述实施例，熟悉本领域的技术人员在不违背本发明精神的前提下还可做出种种的等同变形或替换，这些等同的变形或替换均包含在本申请权利要求所限定的范围内。