本发明涉及航空模型领域，尤其是涉及一种新型概念垂直起降飞行器及其控制方法。
背景技术：
目前的垂直起降飞行器方案，一般是在起飞时，通过将发动机的推力指向地面，从而在反作用力的作用下，抬升机体，此方法由于完全依靠动力系统的推力，因为存在能效不高，载荷有限的缺陷，具体实例如英国的“鹞”式战斗机，当完全采用垂直起降模式起飞时，在起飞阶段就将消耗掉将近1/3的机载燃油，因此会极大影响飞行器的航程和实际性能。
技术实现要素：
本发明为解决以上问题，为此提供了一种采用全新结构的通过巧妙地利用机翼的气动升力来克服机体重量实现垂直起飞，从而极大的提高了起飞时的动力系统的效率的新型概念垂直起降飞行器及其控制方法。
为实现以上目的，本发明的技术方案如下：
一种新型概念垂直起降飞行器，所述新型概念垂直起降飞行器采用飞翼式气动布局、中单翼双发动力配置，包含机身和对称设置在机身两边的左机翼和右机翼，在各机翼上，均设有一个螺旋桨，所述螺旋桨均设置在两个机翼的中部靠近机身的位置，所述各机翼的后缘均设有副翼，即左机翼后缘设有左后缘副翼，右机翼后缘设有右后缘副翼，所述左机翼前缘还设有左前缘副翼，位于左机翼的螺旋桨由左电机带动，位于右机翼的螺旋桨由右电机带动，所述飞行器还包括一飞行控制模块。
作为优选，所述右机翼上设有配重块
本发明还公开了上述的新型概念垂直起降飞行器的控制方法，由设置在飞行器上的飞行控制模块控制：
在起飞时，左侧电机关闭，仅右侧电机启动，当飞行器因不对称力矩作用而左转时，将左前缘副翼和右后缘副翼下偏，在相对气流的作用下，机翼将产生向上的升力，而随着转速加快，升力将加大，直到超过机体重量，飞行器离地升空；在升空过程中，如果出现一侧机翼下沉的现象，可以通过飞行控制模块将下沉机翼一侧的左前缘副翼或右后缘副翼下偏来提高升力来弥补纠正，这样可以确保在旋转上升过程中，机翼始终与地面保持水平，避免了失控的可能；
当达到一个安全的高度后，利用飞行控制模块启动左电机，以抵消右电机的力矩，来制止飞行器的旋转，同时左前缘副翼和右后缘副翼回复到水平位置，模型在拉力作用下，进入水平飞行模式；其控制方式为副翼混控模式，与一般飞翼式布局飞行器相同，即采用副翼的同步或差动分别控制飞行器俯仰和横侧滚转，而航向控制则采用左右电机的差速来控制。
反之，当降落时，只需将飞行器引导到降落点上方，然后通过飞行控制模块控制，将左电机停转，然后左前缘副翼和右后缘副翼下偏，飞行器开始旋转，机翼产生升力，飞行器进入悬停状态，然后通过降低右电机转速，整个机体旋转速度下降，产生的升力减小，飞行器开始下降，直到降落。
本发明的有益效果是：本发明设计巧妙，采用全新结构，通过巧妙地利用机翼的气动升力来克服机体重量实现垂直起飞，从而极大的提高了起飞时的动力系统的效率，具体是:由于机翼的升阻比较高，因此起飞时，估计动力系统只需要产生相当于30%-50%左右机体重量的推力，飞行器就可以升空，相比较传统的垂直起降方案中动力系统要产生100%以上的推力，本发明的能耗小，优势显而易见；此发明可以用于小型无人机，在起降场地受限，无法通过手掷或滑跑起降的情况下，具有较好的实用性，并且能显著降低操作难度，故在当今垂直起降飞行器设计中，本发明具有领先的结构性能优势，并具有广阔的实际应用前景。
本发明的控制方法，动力与机翼各结构配合灵活巧妙，达到了能耗低、大大延长续航时间的目的，而且由于有飞行控制模块的介入，通过高频率的调整动力系统的推力差值，可以稳定飞行器的航向并且不需要垂直尾翼和方向舵装置，极大简化了飞行器结构，并且减少了旋转起飞过程中的阻力，效果显著，值得推广。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1是本发明实施例的飞行器的结构示意图；
图2是图1中a-a向的剖视图；
图3是本发明实施例的飞行器在垂直起降模式下的示意图；
图4是本发明实施例的飞行器在水平飞行模式下的示意图；
图5是本发明实施例的飞行器的尺寸示意图。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
如图1-5所示的一种新型概念垂直起降飞行器，所述新型概念垂直起降飞行器采用飞翼式气动布局、中单翼双发动力配置，包含机身1和对称设置在机身两边的左机翼2和右机翼3，在各机翼上，均设有一个螺旋桨，所述螺旋桨均设置在两个机翼的中部靠近机身1的位置，所述各机翼的后缘均设有副翼，即左机翼2后缘设有左后缘副翼6，右机翼3后缘设有右后缘副翼7，所述左机翼2前缘还设有左前缘副翼8，所述右机翼3上设有配重块9，位于左机翼2的螺旋桨由左电机4带动，位于右机翼3的螺旋桨由右电机5带动，所述飞行器还包括一飞行控制模块。
上述新型概念垂直起降飞行器的控制方法，由设置在飞行器上的飞行控制模块控制：
在起飞时，左侧电机关闭，仅右侧电机启动，当飞行器因不对称力矩作用而左转时，将左前缘副翼和右后缘副翼下偏，在相对气流的作用下，机翼将产生向上的升力，而随着转速加快，升力将加大，直到超过机体重量，飞行器离地升空，其原理与中国古代的竹蜻蜓一样；在升空过程中，如果出现一侧机翼下沉的现象，可以通过飞行控制模块将下沉机翼一侧的左前缘副翼或右后缘副翼下偏来提高升力来弥补纠正，这样可以确保在旋转上升过程中，机翼始终与地面保持水平，避免了失控的可能；
当达到一个安全的高度后，利用飞行控制模块启动左电机，以抵消右电机的力矩，来制止飞行器的旋转，同时左前缘副翼和右后缘副翼回复到水平位置，模型在拉力作用下，进入水平飞行模式；其控制方式为副翼混控模式，与一般飞翼式布局飞行器相同，即采用副翼的同步或差动分别控制飞行器俯仰和横侧滚转，而航向控制则采用左右电机的差速来控制。
由于有飞控系统的介入，通过高频率的调整动力系统的推力差值，可以稳定飞行器的航向并且不需要垂直尾翼和方向舵装置，极大简化了飞行器结构，并且减少了旋转起飞过程中的阻力。
反之，当降落时，只需将飞行器引导到降落点上方，然后通过飞行控制模块控制，将左电机停转，然后左前缘副翼和右后缘副翼下偏，飞行器开始旋转，机翼产生升力，飞行器进入悬停状态，然后通过降低右电机转速，整个机体旋转速度下降，产生的升力减小，飞行器开始下降，直到降落。
如图5所示，单侧为2.7平方分米，其距旋转中心距离约为110mm，螺旋桨拉进速度为12米/秒，则机翼旋转的速度约为：
12x1000/(2x3.14x110)=17圈/秒；
那么机翼阴影部份中心的距离约为200mm,其相对气流的速度约为2x3.14x200x17=21350mm/s=21.35m/s；
此时机翼(单边产生的升力)=0.5x空气密度x速度的平方x机翼面积x翼型升力系数；其中：
空气密度=1.225
速度的平方=21.35x21.35
机翼面积=0.027平方米
翼型升力系数=0.3
1/2x1.205x21.35x21.35x0.027x0.3=2.26n；
单边升力此时达到了2.26牛顿，合226克，两边机翼共产生452克升力，而飞行器设计重量在240克左右，因此可以快速飞离地面。
故证明，此方案可以在机翼上产生足够的升力用来起飞。
本发明设计巧妙，采用全新结构，通过巧妙地利用机翼的气动升力来克服机体重量实现垂直起飞，从而极大的提高了起飞时的动力系统的效率，具体是:由于机翼的升阻比较高，因此起飞时，估计动力系统只需要产生相当于30%-50%左右机体重量的推力，飞行器就可以升空，相比较传统的垂直起降方案中动力系统要产生100%以上的推力，本发明的能耗小，优势显而易见；此发明可以用于小型无人机，在起降场地受限，无法通过手掷或滑跑起降的情况下，具有较好的实用性，并且能显著降低操作难度，故在当今垂直起降飞行器设计中，本发明具有领先的结构性能优势，并具有广阔的实际应用前景。
本发明的控制方法，动力与机翼各结构配合灵活巧妙，达到了能耗低、大大延长续航时间的目的，而且由于有飞行控制模块的介入，通过高频率的调整动力系统的推力差值，可以稳定飞行器的航向并且不需要垂直尾翼和方向舵装置，极大简化了飞行器结构，并且减少了旋转起飞过程中的阻力，效果显著，值得推广。本发明并不局限于前述的具体实施方式。
本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。