CN114987753B - 纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器及其飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器及其飞行控制方法，飞行器包括机身、机架、左倾转旋翼动力组、右倾转旋翼动力组、尾倾转旋翼组和电子设备，左倾转旋翼动力组、右倾转旋翼动力组分别通过机架连接在机身两侧，尾倾转旋翼组通过机架连接在机身后端，电子设备设置在机身内部。本发明中飞行器的三组旋翼动力模块绕平行的俯仰轴倾转，避免了旋翼倾斜互相产生反作用力，使旋翼尽可能充分地为飞行器贡献升力，从根本上解决了动力抵消和动力冗余的问题，降低了能量损耗，延长了续航时间，并且实现了全俯仰角的纵向动力学解耦，增大了飞行器可控姿态角度范围，使飞行器具有更强的抗干扰性和可操控性。

Description

纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器及其飞行控制方法

技术领域

本发明涉及技术领域，具体是一种纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器及其飞行控制方法。

背景技术

近年来，随着无人机技术的不断发展，无人机的应用场景和工作环境变得越来越多样化，例如在大风环境中飞行，在狭小空间内飞行，检查和维护任务，垂直壁面任务，空中操纵任务，空中停驻任务，多方向性任务等。这要求无人机除了需要具备稳定悬停的能力之外，还要具有更高的抗干扰性和可操控性。大部分常规多旋翼飞行器旋翼的推力都指向同一方向，这使得机械电子***比较简单、稳定、安全且便于维护。然而这样的整体布局设计使飞行器不可避免地产生姿态和位置的动力学耦合，即飞行器的位置移动必须要通过机身倾斜产生水平分力来实现。这种欠驱动***的耦合特性使得飞行器难以同时保证姿态和位置的精确控制，从而限制了飞行器的可操控性。为了解决这一问题，需要设计一种姿态和位置动力学解耦的多旋翼飞行器。现有的设计方案已经可以实现五自由度或六自由度运动的独立操控，总的来说可以分为固定倾角和矢量倾转两大类。

固定倾角方案的特点是，每个电机轴线与机身平面以固定的倾斜角度安装在机臂上，从而产生朝向多个方向的推力和反扭力矩。通过协同控制每个旋翼产生的力和力矩，可以产生任意方向的六自由度合力和合力矩，提升了飞行器的操控性。为了实现六自由度运动的全驱动，不含额外倾转驱动器的固定倾角方案一般需要配置至少六个电机。研究人员已经提出了一些固定倾角方案，例如非共面多旋翼飞行器、新型全驱动六旋翼空中交互机器人Tilt-Hex、棒状的全向空中机器人ODAR、全向八旋翼飞行器，以及其他类似的设计方案等。固定倾角方案的执行器一般仅有电机，而不含舵机，控制逻辑简单，结构较为稳定。但是，固定倾角旋翼飞行器在提升可控自由度和操控性的同时，必须要付出动力抵消、能量损失、续航时间减小的代价。

矢量倾转方案将固定的电机倾角设计为额外倾转舵机驱动的可变倾角，每个矢量旋翼组可以产生一定范围的侧向分力。通过协调控制这些矢量旋翼组的动力大小和方向，可以产生六自由度的合力和合力矩。现有的矢量倾转方案大多是在传统的四旋翼或六旋翼的基础上进行改进的方案，例如全驱动倾转四旋翼Holocopter、平行连杆倾转四旋翼TiltDrone、模块化可重构多旋翼飞行器、全驱动六旋翼FAST-Hex、龙形多关节空中机器人等。这些方案均可以实现六自由度运动的独立控制，但是大多存在可控倾斜角范围较小、倾斜姿态下动力抵消、机械结构复杂等问题。比较成功的设计方案是倾转六旋翼飞行器Voliro，每个动力组都可以绕机臂轴实现360度倾转，使用了6个电机和6个舵机共12个执行器。这种飞行器在水平姿态附近飞行时，所有的动力组均能完全为飞行器提供升力，效率较高。然而，在机身姿态大角度倾斜时，动力抵消、动力冗余、能量损耗和续航时间缩短的问题仍会暴露出来。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器及其飞行控制方法，飞行器的三组旋翼动力模块绕平行的俯仰轴倾转，避免了旋翼倾斜互相产生反作用力，使旋翼尽可能充分地为飞行器贡献升力，从根本上解决了动力抵消和动力冗余的问题，降低了能量损耗，延长了续航时间，实现了全俯仰角的纵向动力学解耦，增大了飞行器可控姿态角度范围，使飞行器具有更强的抗干扰性和可操控性。

本发明提供了一种高效率的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器，包括机身、机架、左倾转旋翼动力组、右倾转旋翼动力组、尾倾转旋翼组和电子设备等部分。

所述机身包括上板、下板、纵板、管夹、螺钉、机舱前段、机舱中段、机舱后段等。所述上板与所述下板之间通过管夹支撑连接，所述螺钉分别穿过上板、管夹和下板的螺钉孔，将三者固定并压紧。所述纵板固定于上板和下板之间，起到抵抗纵向变形的作用。上述这些零件装配在一起，形成一个整体舱板，上板和下板之间的间隙形成卡槽。所述机舱中段套在整体舱板外侧，并沿卡槽滑到整体舱板中间。所述机舱前段和所述机舱后段分别从前后两个方向，沿卡槽向内滑动，直到与机舱中段接触并对齐。这样便装配形成了完整的流线型机身。

所述机架包括前臂、中臂、尾臂、双尾撑、起落架、连接件等。所述前臂穿过机舱中段的前臂孔中，在机身内部被多个管夹夹紧固定。所述中臂穿过机舱中段的中臂孔中，在机身内部同样被多个管夹夹紧固定。前臂较长，用于在两端安装左右倾转旋翼动力组；中臂较短，用于在两端固定双尾撑。所述双尾撑向后悬空，末端用于固定尾臂。两只起落架分置在机身两侧，位于双尾撑之间，用于在起飞和降落期间稳定地支撑整架飞行器。上述这些零件之间全部用连接件插接紧固在一起，形成完整且固定的机架。

所述左倾转旋翼动力组包括电机座、无刷电机、螺旋桨、桨夹、螺钉、舵机、舵盘、动齿轮、定齿轮、轴承、底壳等。所述无刷电机安装在电机座上，并使用螺钉紧固。所述螺旋桨同轴安装在无刷电机上，将所述桨夹放置于螺旋桨上方，并使用螺钉将桨夹和螺旋桨与无刷电机紧固在一起。所述舵机安装在电机座下方的舵机槽中，通过花键驱动舵盘旋转。所述动齿轮与舵盘同轴安装，并使用螺钉将两者紧固在一起。所述轴承共有两个，所述定齿轮置于两个轴承之间，三者分别套在前臂左端的外表面上，三者的内表面与前臂的外表面过盈配合并粘接在一起。动齿轮与定齿轮互相啮合，驱动整个旋翼动力组绕前臂倾转。底壳与电机座对齐并固定在一起，这样便装配形成了完整的流线型倾转旋翼动力组。所述右倾转旋翼动力组的结构与左倾转旋翼动力组完全相同，镜像安装在前臂的右端。

所述尾倾转旋翼动力组包括尾电机座、尾无刷电机、尾螺旋桨、螺母、尾舵机、尾舵盘、尾动齿轮、尾定齿轮、尾底壳等。所述尾无刷电机安装在尾电机座上，并使用螺钉紧固。所述尾螺旋桨同轴安装在尾无刷电机上，使用所述螺母将尾螺旋桨与尾无刷电机紧固在一起。所述尾舵机安装在尾电机座下方的舵机槽中，通过花键驱动尾舵盘旋转。所述尾动齿轮与尾舵盘同轴安装，并使用螺钉紧固。所述尾定齿轮套在尾臂中间的外表面上，两者过盈配合并粘接在一起。尾动齿轮与尾定齿轮互相啮合，驱动整个尾旋翼动力组绕尾臂倾转。尾底壳与尾电机座对齐并固定在一起，这样便装配形成了完整的流线型尾倾转旋翼动力组。上述三组旋翼动力组均可以绕平行的俯仰轴360度倾转。

所述电子设备包括飞控、电子调速器、电池、接收机、数传模块、电源模块、GPS定位模块等。所述飞控用于自动控制飞行器的稳定飞行。所述电子调速器用于给无刷电机供电和调整转速。所述电池用于为整架飞行器的动力***和控制***供电。所述接收机用于接收遥控器的信号。所述数传模块用于与地面站通讯和收发任务指令信息。所述电源模块用于测量电池的电压电流以及给飞控供电。所述GPS定位模块用于接收GPS卫星信息，并为飞行器定位和导航。

本发明还提供了一种高效率的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器的飞行控制方法。本发明所述飞行器的主要特点是可以实现全俯仰角的纵向动力学解耦，具体地，可以实现在速度和位置保持不变的情况下改变飞行器的俯仰姿态角，也可以实现在俯仰姿态角保持不变的情况下改变飞行器前后方向的速度和位置。其中俯仰姿态角可以指向任意角度，包括水平姿态、倾斜姿态、竖直向上或向下姿态等。所述飞行器使用6个执行器实现了5个自由度运动的独立控制。这6个执行器分别为左旋翼电机、右旋翼电机、尾旋翼电机、左俯仰舵机、右俯仰舵机和尾俯仰舵机。5个自由度的运动分别为前后移动、升降运动、俯仰运动、滚转运动和偏航运动。

本发明所述飞行器的控制方法采用了一种虚拟机体的概念，以接近于水平姿态的虚拟机体作为控制对象，将大俯仰角的控制问题转化为类似于传统多旋翼的小角度问题，解决了大俯仰角下的欧拉角奇异性问题，避免了滚转和俯仰的定义混淆现象，具体原理将在相关发明专利中详细论述。所述虚拟机体坐标系的y轴与机臂平行并指向右，x轴总是平行于水平面指向前，z轴按右手定则确定并朝下。所述俯仰运动绕y轴，所述滚转运动绕x轴，所述偏航运动绕z轴。

所述飞行器在任意姿态下，除俯仰运动的控制方法不同外，其余自由度的控制方法均相同。所述前后移动的控制方法是指，左俯仰舵机和右俯仰舵机同步前后倾转，驱动左右动力模块产生纵向水平分力，使飞行器前后移动。所述升降运动的控制方法是指，左右尾三组旋翼电机同步增减动力，使飞行器在竖直方向上产生加速度，进而实现升降运动。所述滚转运动的控制方法是指，左右旋翼电机差速增减动力，产生滚转力矩，使机身逐渐向一侧倾斜，实现滚转运动。滚转运动将产生横向水平分力，进而带动飞行器实现横向移动。所述偏航运动的控制方法是指，左俯仰舵机和右俯仰舵机向相反方向差动偏转，驱动左右动力模块分别产生相反方向的水平分力，进而实现偏航运动。

所述俯仰运动的控制方法是指，当飞行器处于所述水平姿态时，俯仰运动的控制主要依靠前后旋翼电机差速增减动力，产生俯仰力矩。当飞行器处于所述竖直向上姿态时，俯仰运动的控制主要依靠左右俯仰舵机的同步矢量偏转，产生俯仰力矩，控制方法类似于矢量双旋翼飞行器。当飞行器处于所述竖直向下姿态时，俯仰运动的控制主要依靠尾俯仰舵机的前后矢量偏转，产生俯仰力矩。当飞行器处于所述倾斜状态时，俯仰运动的控制方法介于上述典型姿态的控制方法之间。通过作用在电机差动俯仰控制和矢量舵机俯仰控制上的权重系数，实现控制方法的平滑转变和无缝衔接。与此同时，在任意俯仰倾斜的姿态下，左右俯仰舵机和尾俯仰舵机需要同步向前或向后倾转与机身俯仰角相同的角度，以保证三个动力模块的中立状态始终竖直向上，充分地为飞行器提供升力。

本发明有益效果在于：

1. 飞行器的三组旋翼动力模块绕平行的俯仰轴倾转，避免了旋翼倾斜互相产生反作用力，使旋翼尽可能充分地为飞行器贡献升力，从根本上解决了动力抵消和动力冗余的问题，降低了能量损耗，延长了续航时间。

2. 一对大直径旋翼为飞行器提供主要升力，相对于将升力分摊给数量较多、直径较小的多旋翼，升力更为集中的大直径旋翼具有更高的动力效率。

3. 实现了全俯仰角的纵向动力学解耦，增大了飞行器可控姿态角度范围，使飞行器具有更强的抗干扰性和可操控性。

4. 减少了执行器的数量，简化了机械结构和控制算法，便于检查和维护，提升了飞行器结构的安全性和可靠性。

5. 设计了可360度俯仰倾转的齿轮传动流线形倾转动力模块，为飞行器全俯仰角纵向动力学解耦提供了结构基础，具有更小的气动阻力。

6. 尾倾转旋翼动力组可在双尾撑之间任意俯仰倾转，解决了单机身尾部倾转的结构干涉问题。

7. 飞行器可应用于抗风飞行、消防喷射、变姿射击、检测维护、空中操纵、附壁侦查、斜面起降等任务场景中，在未来具有重要的意义和价值。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例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它的附图。

图1是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的整体外形透视图；

图2是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的侧视图和正视图；

图3是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的机身结构示意图；

图4是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的机架结构示意图；

图5是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的主倾转旋翼动力组结构图；

图6是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的尾倾转旋翼动力组结构图；

图7是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的尾部整体结构示意图；

图8是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的姿态变化过程示意图；

图9是本发明高效率倾转三旋翼飞行器的电子电路***示意图。

在附图中：1.机身；2.机架；3.左倾转旋翼动力组；4.右倾转旋翼动力组；5.尾倾转旋翼动力组；6.电子设备；101.上板；102.下板；103.纵板；104.管夹；105.螺钉；106.机舱前段；107.机舱中段；108.机舱后段；201.前臂；202.中臂；203.尾臂；204.双尾撑；205.起落架；206.连接件；301.电机座；302.无刷电机；303.螺旋桨；304.桨夹；305.螺钉；306.舵机；307.舵盘；308.动齿轮；309.定齿轮；310.轴承；311.底壳；501.尾电机座；502.尾无刷电机；503.尾螺旋桨；504.螺母；505.尾舵机；506.尾舵盘；507.尾动齿轮；508.尾定齿轮；509.尾底壳；601.飞控；602.电子调速器；603.电池；604.接收机；605.数传模块；606.电源模块；607.GPS定位模块。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明提供了一种高效率的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器，包括机身1、机架2、左倾转旋翼动力组3、右倾转旋翼动力组4、尾倾转旋翼组5和电子设备6等部分，如图1和图2所示。

所述机身1包括上板101、下板102、纵板103、管夹104、螺钉105、机舱前段106、机舱中段107、机舱后段108等，如图3所示。所述上板101与所述下板102之间通过管夹支撑连接，所述螺钉105分别穿过上板101、管夹104和下板102的螺钉孔，将三者固定并压紧。所述纵板103固定于上板和下板之间，起到抵抗纵向变形的作用。上述这些零件装配在一起，形成一个整体舱板。所述机舱中段107套在整体舱板外侧，并沿卡槽滑到整体舱板中间。所述机舱前段106和所述机舱后段108分别从前后两个方向，沿卡槽向内滑动，直到与机舱中段接触并对齐。这样便装配形成了完整的流线型机身。

所述机架2包括前臂201、中臂202、尾臂203、双尾撑204、起落架205、连接件206等，如图4所示。所述前臂201穿过机舱中段107的前臂孔中，在机身内部被多个管夹夹紧固定。所述中臂202穿过机舱中段107的中臂孔中，在机身内部同样被多个管夹夹紧固定。前臂较长，用于在两端安装左右倾转旋翼动力组；中臂较短，用于在两端固定双尾撑。所述双尾撑204向后悬空，末端用于固定所述尾臂203。两只所述起落架205分置在机身两侧，位于双尾撑之间，用于在起飞和降落期间稳定地支撑整架飞行器。上述这些结构之间全部用所述连接件206插接紧固在一起，形成完整且固定的机架。其中机架采用碳纤维管框架结构，连接件可采用CNC铝合金材料或光固化3D打印材料制成。

所述左倾转旋翼动力组3包括电机座301、无刷电机302、螺旋桨303、桨夹304、螺钉305、舵机306、舵盘307、动齿轮308、定齿轮309、轴承310、底壳311等，如图5所示。所述无刷电机302安装在所述电机座301上，并使用所述螺钉305紧固。所述螺旋桨303同轴安装在无刷电机上，将所述桨夹304放置于螺旋桨上方，并使用螺钉305将桨夹和螺旋桨与无刷电机紧固在一起。所述舵机306安装在电机座下方的舵机槽中，通过花键驱动所述舵盘307旋转。所述动齿轮308与舵盘同轴安装，并使用螺钉将两者紧固在一起。所述轴承310共有两个，所述定齿轮309置于两个轴承之间，三者分别套在前臂201左端的外表面上，三者的内表面与前臂的外表面过盈配合并粘接在一起。动齿轮与定齿轮互相啮合，驱动整个旋翼动力组绕前臂360度倾转，如图4虚线所示。所述底壳311与电机座对齐并固定在一起，这样便装配形成了完整的流线型倾转旋翼动力组。所述右倾转旋翼动力组4的结构与左倾转旋翼动力组3完全相同，镜像安装在前臂201的右端。

所述尾倾转旋翼动力组5包括尾电机座501、尾无刷电机502、尾螺旋桨503、螺母504、尾舵机505、尾舵盘506、尾动齿轮507、尾定齿轮508、尾底壳509等，如图6和图7所示。所述尾无刷电机502安装在所述尾电机座501上，并使用螺钉紧固。所述尾螺旋桨503同轴安装在尾无刷电机上，使用所述螺母504将尾螺旋桨与尾无刷电机紧固在一起。所述尾舵机505安装在尾电机座下方的舵机槽中，通过花键驱动所述尾舵盘506旋转。所述尾动齿轮507与尾舵盘同轴安装，并使用螺钉紧固。所述尾定齿轮508套在尾臂中间的外表面上，两者过盈配合并粘接在一起。尾动齿轮与尾定齿轮互相啮合，驱动整个尾旋翼动力组绕尾臂203倾转。所述尾底壳509与尾电机座对齐并固定在一起，这样便装配形成了完整的流线型尾倾转旋翼动力组5，如图7所示。上述三组旋翼动力组均可以绕平行的俯仰轴360度倾转，如图4虚线所示。

所述电子设备6包括飞控601、电子调速器602、电池603、接收机604、数传模块605、电源模块606、GPS定位模块607等，如图9所示。所述飞控601用于自动控制飞行器的稳定飞行。所述电子调速器602用于给无刷电机供电和调整转速。所述电池603用于为整架飞行器的动力***和控制***供电。所述接收机604用于接收遥控器的信号。所述数传模块605用于与地面站通讯和收发任务指令信息。所述电源模块606用于测量电池的电压电流以及给飞控供电。所述GPS定位模块607用于接收GPS卫星信息，并为飞行器定位和导航。

本发明还提供了一种高效率的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器的飞行控制方法。本发明所述飞行器的主要特点是可以实现全俯仰角的纵向动力学解耦，具体地，可以实现在速度和位置保持不变的情况下改变飞行器的俯仰姿态角，也可以实现在俯仰姿态角保持不变的情况下改变飞行器前后方向的速度和位置。其中俯仰姿态角可以指向任意角度，包括水平姿态、倾斜姿态、竖直向上或向下姿态等，如图8所示。所述飞行器使用6个执行器实现了5个自由度运动的独立控制。这6个执行器分别为左旋翼电机、右旋翼电机、尾旋翼电机、左俯仰舵机、右俯仰舵机和尾俯仰舵机。5个自由度的运动分别为前后移动、升降运动、俯仰运动、滚转运动和偏航运动。

本发明所述飞行器的控制方法采用了一种虚拟机体的概念，以接近于水平姿态的虚拟机体作为控制对象，将大俯仰角的控制问题转化为类似于传统多旋翼的小角度问题，解决了大俯仰角下的欧拉角奇异性问题，避免了滚转和俯仰的定义混淆现象，具体原理将在相关发明专利中详细论述。所述虚拟机体坐标系的y轴与机臂平行并指向右，x轴总是平行于水平面指向前，z轴按右手定则确定并朝下。所述俯仰运动绕y轴，所述滚转运动绕x轴，所述偏航运动绕z轴。

所述飞行器在任意姿态下，除俯仰运动的控制方法不同外，其余自由度的控制方法均相同。所述前后移动的控制方法是指，左俯仰舵机和右俯仰舵机同步前后倾转，驱动左右动力模块产生纵向水平分力，使飞行器前后移动。所述升降运动的控制方法是指，左右尾三组旋翼电机同步增减动力，使飞行器在竖直方向上产生加速度，进而实现升降运动。所述滚转运动的控制方法是指，左右旋翼电机差速增减动力，产生滚转力矩，使机身逐渐向一侧倾斜，实现滚转运动。滚转运动将产生横向水平分力，进而带动飞行器实现横向移动。所述偏航运动的控制方法是指，左俯仰舵机和右俯仰舵机向相反方向差动偏转，驱动左右动力模块分别产生相反方向的水平分力，进而实现偏航运动。

所述俯仰运动的控制方法是指，当飞行器处于所述水平姿态时，俯仰运动的控制主要依靠前后旋翼电机差速增减动力，产生俯仰力矩。当飞行器处于所述竖直向上姿态时，俯仰运动的控制主要依靠左右俯仰舵机的同步矢量偏转，产生俯仰力矩，控制方法类似于矢量双旋翼飞行器。当飞行器处于所述竖直向下姿态时，俯仰运动的控制主要依靠尾俯仰舵机的前后矢量偏转，产生俯仰力矩。当飞行器处于所述倾斜状态时，俯仰运动的控制方法介于上述典型姿态的控制方法之间。通过作用在电机差动俯仰控制和矢量舵机俯仰控制上的权重系数，实现控制方法的平滑转变和无缝衔接。与此同时，在任意俯仰倾斜的姿态下，左右俯仰舵机和尾俯仰舵机需要同步向前或向后倾转与机身俯仰角相同的角度，以保证三个动力模块的中立状态始终竖直向上，充分地为飞行器提供升力。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，以上所述仅是本发明的优选实施方式，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对于本技术领域的普通技术人员来说，可轻易想到的变化或替换，在不脱离本发明原理的前提下，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器，其特征在于：包括机身、机架、左倾转旋翼动力组、右倾转旋翼动力组、尾倾转旋翼动力组和电子设备，左倾转旋翼动力组、右倾转旋翼动力组分别通过机架连接在机身两侧，尾倾转旋翼动力组通过机架连接在机身后端，电子设备设置在机身内部；

所述左倾转旋翼动力组和右倾转旋翼动力组镜像对称分布在机身两侧，均包括电机座、无刷电机、螺旋桨、桨夹、舵机、舵盘、动齿轮、定齿轮、轴承、底壳；所述无刷电机安装在电机座上，螺旋桨同轴安装在无刷电机上，桨夹放置于螺旋桨上方，桨夹和螺旋桨与无刷电机紧固连接；所述舵机安装在电机座下方的舵机槽中，通过花键驱动舵盘旋转；所述动齿轮与舵盘同轴安装紧固连接；所述轴承共有两个，所述定齿轮置于两个轴承之间，三者分别套在机架外表面上，三者的内表面与机架的外表面过盈配合并粘接在一起；动齿轮与定齿轮互相啮合，驱动整个旋翼动力组绕机架360°倾转；底壳与电机座对齐并固定在一起；

所述尾倾转旋翼动力组包括尾电机座、尾无刷电机、尾螺旋桨、尾舵机、尾舵盘、尾动齿轮、尾定齿轮、尾底壳；所述尾无刷电机安装在尾电机座上，所述尾螺旋桨同轴安装在尾无刷电机上，尾螺旋桨与尾无刷电机紧固连接；所述尾舵机安装在尾电机座下方的舵机槽中，通过花键驱动尾舵盘旋转；所述尾动齿轮与尾舵盘同轴安装；所述尾定齿轮套在机架中间的外表面上，两者过盈配合并粘接在一起，尾动齿轮与尾定齿轮互相啮合，驱动整个尾旋翼动力组绕机架360°倾转，尾底壳与尾电机座对齐并固定在一起。

2.根据权利要求1所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器，其特征在于：所述机身包括上板、下板、纵板、管夹、机舱前段、机舱中段、机舱后段；所述上板与下板之间通过管夹支撑连接，上板、管夹和下板三者固定压紧；所述纵板固定于上板和下板之间，与上板、管夹和下板三者组成整体舱板结构，上板和下板之间的间隙形成卡槽；所述机舱中段套在整体舱板外侧，并沿卡槽滑到整体舱板中间，所述机舱前段和所述机舱后段分别从前后两个方向，沿卡槽向内滑动，直到与机舱中段接触并对齐。

3.根据权利要求1或2所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器，其特征在于：所述机架包括前臂、中臂、尾臂、双尾撑、起落架、连接件；所述前臂穿过机舱中段的前臂孔中，在机身内部被多个管夹夹紧固定；所述中臂穿过机舱中段的中臂孔中，在机身内部同样被多个管夹夹紧固定；前臂用于在两端安装左右倾转旋翼动力组；中臂长度短于前臂，用于在两端固定双尾撑；所述双尾撑向后悬空，末端用于固定尾臂；两只起落架分置在机身两侧，位于双尾撑之间，用于在起飞和降落期间稳定地支撑整架飞行器。

4.根据权利要求1所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器，其特征在于：所述电子设备包括飞控、电子调速器、电池、接收机、数传模块、电源模块、GPS定位模块；所述飞控用于自动控制飞行器的稳定飞行，所述电子调速器用于给无刷电机供电和调整转速，所述电池用于为整架飞行器的动力***和控制***供电，所述接收机用于接收遥控器的信号，所述数传模块用于与地面站通讯和收发任务指令信息，所述电源模块用于测量电池的电压电流以及给飞控供电，所述GPS定位模块用于接收GPS卫星信息，并为飞行器定位和导航。

5. 一种如权利要求 1-4 中任一项所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：以接近于水平姿态的虚拟机体作为控制对象，将大俯仰角的控制问题转化为传统多旋翼的小角度问题，具体包括前后移动的控制方法、升降运动的控制方法、滚转运动的控制方法、偏航运动的控制方法和俯仰运动的控制方法；所述虚拟机体坐标系的y轴与机臂平行并指向右，x轴总是平行于水平面指向前，z轴按右手定则确定并朝下，所述俯仰运动绕y轴，所述滚转运动绕x轴，所述偏航运动绕z轴。

6.根据权利要求5所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述前后移动的控制方法是指，左俯仰舵机和右俯仰舵机同步前后倾转，驱动左右动力模块产生纵向水平分力，使飞行器前后移动。

7.根据权利要求5所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述升降运动的控制方法是指，左右尾三组旋翼电机同步增减动力，使飞行器在竖直方向上产生加速度，进而实现升降运动。

8.根据权利要求5所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述滚转运动的控制方法是指，左右旋翼电机差速增减动力，产生滚转力矩，使机身逐渐向一侧倾斜，实现滚转运动，滚转运动产生横向水平分力，进而带动飞行器实现横向移动。

9.根据权利要求5所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述偏航运动的控制方法是指，左俯仰舵机和右俯仰舵机向相反方向差动偏转，驱动左右动力模块分别产生相反方向的水平分力，进而实现偏航运动。

10.根据权利要求5所述的纵向动力学解耦倾转旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：所述俯仰运动的控制方法是指：

当飞行器处于水平姿态时，俯仰运动的控制主要依靠前后旋翼电机差速增减动力，产生俯仰力矩；

当飞行器处于竖直向上姿态时，俯仰运动的控制主要依靠左右俯仰舵机的同步矢量偏转，产生俯仰力矩，控制方法类似于矢量双旋翼飞行器；

当飞行器处于竖直向下姿态时，俯仰运动的控制主要依靠尾俯仰舵机的前后矢量偏转，产生俯仰力矩；

当飞行器处于倾斜状态时，俯仰运动的控制方法通过作用在电机差动俯仰控制和矢量舵机俯仰控制上的权重系数，实现控制方法的平滑转变和无缝衔接；

在任意俯仰倾斜的姿态下，左右俯仰舵机和尾俯仰舵机同步向前或向后倾转与机身俯仰角相同的角度，以保证三个动力模块的中立状态始终竖直向上，充分地为飞行器提供升力。