1.一种无人直升机的控制系统，包括控制器、主旋翼（1）、用于操控所述主旋翼（1）变距的第一操控机构（2）、安装于无人直升机的两侧的机翼（3）和安装于所述机翼（3）的推进机构（4），其特征在于，所述机翼（3）包括主翼（31）、以可纵向偏转的方式安装于所述主翼（31）的副翼（32）和用于操控所述副翼（32）的纵向偏转角度的第二操控机构；
当所述无人直升机向前飞行的速度达到第二预设速度时，所述控制器用于控制所述第一操控机构（2）将所述主旋翼（1）的桨距角降低至零，同时控制所述第二操控机构调节所述副翼（32）的纵向偏转角度，以使所述无人直升机的整体升力与所述无人直升机的重力保持相等。
2.如权利要求1所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，所述无人直升机还包括尾翼（5），所述尾翼（5）包括水平尾翼（51）和垂直尾翼（52），所述水平尾翼（51）上设置有用于调节所述水平尾翼（51）的升降力矩的升降舵（51a），所述垂直尾翼（52）上设置有用于调节所述垂直尾翼（52）的引导方向的方向舵（52a）；
当所述无人直升机向前飞行的速度达到第二预设速度时，所述控制器控制所述第二操控机构调节所述副翼（32）的纵向偏转角度以提升所述机翼（3）的上升力矩，同时控制所述升降舵（51a）提升水平尾翼的上升力矩，以使得无人直升机的整体升力与无人直升机的重力保持相等。
3.如权利要求1所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，当所述无人直升机向前飞行的速度达到第一预设速度且尚未达到第二预设速度时，所述控制器控制所述第一操控机构（2）将所述主旋翼（1）的桨距角降低，同时控制所述第二操控机构调节所述副翼（32）的纵向偏转角度，以使所述主旋翼（1）和所述机翼（3）产生的整体升力与无人直升机的重力保持相等，其中，所述第一预设速度小于所述第二预设速度。
4.如权利要求3所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，当所述第一操控机构（2）操控所述主旋翼（1）的桨距角降低时，所述控制器控制所述第一操控机构（2）对所述主旋翼（1）执行周期变距，且保持所述主旋翼（1）上处于前行侧桨叶（1a）的桨距角低于所述主旋翼（1）上处于后行侧桨叶（1b）的桨距角，以使所述前行侧桨叶（1a）的升力与所述后行侧桨叶（1b）的升力平衡。
5.如权利要求4所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，当所述第一操控机构（2）操控所述主旋翼（1）的桨距角降低时，所述后行侧桨叶（1b）的桨距角保持预设最大值，所述前行侧桨叶（1a）的桨距角减小。
6.如权利要求4所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，所述前行侧桨叶（1a）的桨距角和所述后行侧桨叶（1b）的桨距角，按照如下公式得出：
其中，s为主旋翼的旋翼实度，θ0为主旋翼的固定几何参数；c为桨叶翼型的升力线斜率；
V为无人直升机的飞行速度；Ω为主旋翼转动的角速度；R为主旋翼半径；ρ为大气密度；T为主旋翼产生的拉力；vi为主旋翼向下吹动的气流速度；θ1为前行侧桨叶的桨距角；θ2为后行侧桨叶的桨距角。
7.如权利要求6所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，所述后行侧桨叶（1b）的桨距角的预设最大值为15°‑20°。
8.如权利要求3所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，所述第一预设速度v1的计算公式为：
式中，Ω为所述主旋翼转动的角速度，R为主旋翼的半径，k为设计系数，且k的取值为
0.2 0.5。
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9.如权利要求1所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，所述第二预设速度v2的计算公式为：
式中，m为无人直升机重量，g为重力加速度，ρ为大气密度，S为无人直升机的机翼面积，Clα为机翼翼型的升力线斜率，β为机翼的安装角。
10.如权利要求1‑9中任一项所述的无人直升机的控制系统，其特征在于，还包括用于驱动所述主旋翼（1）旋转的动力机构（6），且当所述无人直升机向前飞行的速度达到第二预设速度时，所述控制器控制所述动力机构（6）与所述主旋翼（1）之间断开传动。
11.一种无人直升机，包括控制系统，其特征在于，所述控制系统为如权利要求1‑10中任一项所述的无人直升机的控制系统。