具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例的附图，对本申请实施例的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于所描述的本申请的实施例，本领域普通技术人员在无需创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

除非另外定义，本申请使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本申请中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

图1~图5是本申请一些实施例所示的飞行装置的结构示意图，以下将结合图1~图5对本申请所涉及的飞行装置进行介绍。需要注意的是，图1~图5仅作为示例，并不对飞行装置的具体形状和结构形成限定。

参阅图1、图5，在一些实施例中，飞行装置，包括机翼系统1、动力系统、感知系统和飞控系统；机翼系统1沿机翼系统1中轴线对称设置有多个安装位；动力系统包括若干动力模块2，动力模块2通过安装位挂载在机翼系统1之上；感知系统用于感知安装位上是否安装有动力模块2；飞控系统用于根据感知系统采集的动力信息调用飞控系统中对应的飞控子系统进行飞行控制，动力信息包括动力模块的安装位置和安装数量；

其中，飞控系统包括判断单元、选择单元和多个飞控子系统；判断单元用于接收感知系统采集的动力信息和动力模块采集的剩余电量信息，并结合动力信息和剩余电量信息判断是否满足飞行条件；选择单元用于在判断单元判定满足飞行条件时调用与动力信息对应的飞控子系统；

其中，飞行条件包括动力模块2的安装位置沿机翼系统中轴线对称分布、动力模块2的数量满足飞行的最低动力要求和动力模块2的剩余电量满足飞行要求。

在本实施例中，首先用户根据飞行任务选择若干数量的动力模块2，并将其安装在机翼系统1上。感知系统将感知安装位上是否安装有动力模块2，并将感知结果反馈给飞控系统。飞控系统根据哪些安装位安装有动力模块2，便可获取动力模块2的安装位置和数量，并以此选择对应的飞控子系统进行飞行控制。

其中，判断单元与感知系统信号连接，用于接收感知系统所采集的信息并处理。以压力传感器作为感知系统为例进行说明，判断模块与压力传感器相连，用于基于压力传感器的输出结果判断动力模块2的安装位置和数量，再根据动力模块2的安装位置和数量进一步判断是否满足预设飞行要求。经判断单元判断满足飞行要求时，选择单元根据该判断结果选择相应的飞控子单元。

优选的，动力模块包括供电单元和电量检测单元，电量检测单元用于检测供电单元的剩余电量。由此，基于电量检测单元获得剩余电量并反馈给判断单元。

其中，由于动力模块2可拆装的安装在机翼系统1上。使无人飞行装置的动力系统呈模块化结构，客户可以根据飞行任务调整动力模块2的安装方式，提高了无人飞行装置的使用范围。且每个动力模块2结构和组成完全相同，内部结构和设备可通用，独立的动力模块2之间也可通用，使无人机具备很强的互换性，当某个动力模块2的内部结构/设备，或整个动力模块2无法工作时，可用其他动力模块2或其内部的结构/设备进行替代，而不必更换整机，极大地降低了使用成本

优选的，飞控系统中可以预设每个安装位的位置信息，这样当感知系统判断安装位安装动力模块2后，飞控系统便可马上获得此安装位对应的动力模块2的位置信息。

参阅图2，具体的，对于机翼系统1，其包括机翼主体、中央设备舱4和起落架6；机翼主体包括中央翼3，中央翼3其两端对接安装有外翼5；中央设备舱4挂载在中央翼3中部，中央设备舱4内设有飞控系统，中央设备舱4与至少一个动力模块2电连接；起落架6沿对称设置在机翼主体下方。

其中，中央设备舱4通过动力模块2供电运行。

优选的，外翼5与中央翼3呈可拆装结构，使外翼5呈模块化结构，方便用户根据飞行条件更换不同的外翼5进行飞行任务。

优选的，中央设备舱4与中央翼3呈可拆装结构，使中央设备舱4车呈模块化结构，方便用户根据飞行任务的不同更换具备不同功能的中央设备舱4。

在一些实施例中，感知系统包括视觉感应模块，视觉感应模块用于采集安装位的视觉图像信息。

其中，对于视觉感应模块，其通过获取安装位的视觉图像信息，并将其传输给飞控系统处理，飞控系统通过图像识别算法判断安装位上是否安装有动力模块2。

具体的，视觉感应模块的安装方式采用挂载在机翼系统1上。

在一些实施例中，感知系统包括传感器模块，传感器模块用于采集安装位的状态变化信息。

其中，对于传感器模块，其通过获取安装位的状态变化信息，并将其传输给飞控系统处理，飞控系统通过安装位状态信息的变化判断安装位上是否安装有动力模块2。

优选的，传感器模块设于安装位预设范围内并将其安装位置信息预设在飞控系统中，传感器模块包括压力传感器或者测距传感器。

其中，对于压力传感器，压力传感器安装在安装位处，其通过安装位的压力变化判断安装位是否安装有动力模块2。

其中，对于测距传感器，测距传感器可以安装在安装位上或者机翼系统1处，其通过判断是否在预设范围内有探测物来判断安装位是否安装有动力模块2。

具体的，测距传感器可以采用激光测距传感器或者超声波测距传感器。

其中，由于飞控系统中预设有传感器模块的安装位置信息，便于飞控系统基于安装位置信息区分具体的传感器，从而判断传感器传回的是具体哪一个安装位的动力模块2安装信息。

在一些实施例中，动力模块包括动力控制单元和飞行动力单元，动力控制单元基于飞控系统的指令控制飞行动力单元；其中，飞行动力单元包括垂直起降动力单元和/或巡航动力单元。

参阅图3，对于动力模块，其具体结构包括动力设备舱12、尾翼单元、巡航动力单元和多个垂直起降动力单元；动力设备舱12前端设有前撑杆11，其后端设有后撑杆13；尾翼单元安装于后撑杆13端头，位移系统包括呈十字分布的垂直尾翼14和水平尾翼15；巡航动力单元安装于前撑杆11端头，巡航动力单元包括前拉螺旋桨7，前拉螺旋桨7通过前拉电机8驱动；垂直起降动力单元间隔设置在前撑杆11和后撑杆13上，垂直起降动力单元包括垂直起降螺旋桨9，垂直起降螺旋桨9通过垂直起降电机10驱动；其中，动力设备舱12用于为前拉电机8和垂直起降电机10提供驱动力。

其中，尾翼单元用于提高无人飞行装置飞行稳定性，呈十字分布的垂直尾翼14和水平尾翼15提高了无人机的横向和纵向稳定性，并可实现无人机的俯仰操纵。

具体的，水平尾翼15能够上下偏转，作用是提高无人机的纵向稳定性，并提供无人机俯仰运动所需的偏转力矩。

其中，巡航动力单元用于提供无人飞行装置巡航飞行阶段其飞行前进的动力。

其中，垂直起降动力单元用于提供无人飞行装置垂直起降、前飞、后飞以及悬停的动力。

优选的，垂直起降动力单元其数量优选为偶数，以便对称地分布在动力设备舱12的两端，使无人飞行装置更易处于平衡状态，便于飞行控制。

优选的，参阅图4，动力设备舱12前后两端设有连接杆23，其通过连接杆23与前撑杆11、后撑杆13可拆装连接，使前撑杆11、后撑杆13呈模块化结构，方便对其进行更换。

通过上述巡航动力单元和垂直起降动力单元使得本申请中的无人飞行装置兼具固定翼无人机航时长，速度高、距离远的特点和旋翼无人机垂直起降的功能，垂直起降模式大大增强了该无人飞行装置的环境适应性。

优选的，对于尾翼单元、巡航动力单元和多个垂直起降动力单元，其与撑杆之间呈可拆装结构，使其呈模块化结构，方便用户后续进行修理维护。

参阅图4，其中，供电单元集成在动力设备舱12内。对于动力设备舱12，其包括设备舱体16、动力电池17、动力控制单元和调速单元；设备舱体16设有多个电池舱和用于与安装位连接的对接结构22；动力电池17安装于电池舱内；动力控制单元与飞控系统信号连接，动力控制单元包括动力模块电源板20和动力模块控制板21；调速单元安装于设备舱体16内并与动力模块控制板21信号连接，调速单元包括前拉电机调速器19和垂直起降电机调速器18。

其中，动力电池17为无人飞行装置所有用电设备提供电源输出。且每个动力模块2均设有动力电池17，相比现有技术中整机集中供电的方式，较长线路造成的功耗，动力电池17的分布式设计有利于功耗的降低，同时也有利于更加准确地获得电机的电流、电压，进而提高各动力系统的控制精度。

且分布式供电结构也具备更高的可靠性，在其中一个动力模块2故障后，其余动力模块2仍能继续正常工作。

其中，垂直起降电机调速器18控制垂直起降电机10转速，前拉电机调速器19控制前拉电机8转速；动力模块电源板20对本动力模块2用电设备及外部用电设备进行电源管理，并监控本动力模块2电机的电流和电压；动力模块控制板21接收来自飞控系统的指令，对本动力系统的电机和电机调速器进行控制，监控动力电池17的电流和电压，并进一步获取电量信息。因此，供电单元和电量检测单元其功能模块集成在动力模块控制板上。

在一些实施例中，飞控系统还包括指示单元，指示单元用于在判断单元判定不满足飞行条件时发出警报。

其中，经判断不满足预设飞行要求时，指示单元发出报警信息，提示用户目前的安装方式不能满足飞行要求。

具体的，报警方式包括但不限于声、光报警方式中的至少一种。

具体的，不同的不满足飞行条件状况可采用不同的报警方式，以便用户明确报警原因，做出相应调整。

参阅图6，本申请还公开了一种飞行控制方法，包括上述飞行装置，具体包括：

S601，飞控系统接收感知系统采集的动力信息和动力模块采集的剩余电量信息，动力信息包括动力模块2的安装位置和安装数量；

S602，飞控系统结合动力信息和剩余电量信息判断是否满足飞行条件；

S603，若满足飞行条件，飞控系统调用与动力信息对应的飞控子系统控制飞行。

具体的，飞行条件包括动力模块2的安装位置沿机翼系统中轴线对称分布、动力模块2的数量满足飞行的最低动力要求和动力模块2的剩余电量满足飞行要求。

优选的，若不满足飞行条件，飞控系统发出报警信息。

具体的，飞行条件包括动力模块2的安装位置沿机翼系统1中线对称分布、动力模块2的数量满足飞行的最低动力要求和动力模块2的剩余电量满足飞行要求。

如上即为本发明的实施例。上述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述发明的验证过程，并非用以限制本发明的专利保护范围，本发明的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本发明的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本发明的保护范围内。