CN103318410A - 一种无舵面垂直起降微型飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种无舵面垂直起降微型飞行器，机翼左右对称，内部空间容纳机载设备和能源设备；转轴安装于机翼内部，位于飞行器重心之前，平行于体轴系Y轴；可动电机架、电机、螺旋桨和作动器均为左右对称的一对，可动电机架安装于转轴上，作动器能够左右独立的调整可动电机架轴线与机翼弦线的夹角，电机安装于可动电机架上，左右电机能够独立调整转速，螺旋桨安装于电机枢轴上。本发明无需气动舵面，通过调整左右螺旋桨拉力的方向和大小完成操纵，解决了气动舵面破坏气动外形，增加配平阻力且难以提供足够操纵力矩的问题。结构简单、附加机构少、效率高、操纵性好，适合作为微型无人机系统的飞行器平台。

Description

一种无舵面垂直起降微型飞行器

技术领域

本发明涉及一种微型飞行器，特别是一种不需要通过气动舵面进行操纵，具备垂直起降、平飞、悬停能力的尾坐式微型飞行器。

背景技术

微型飞行器（Micro Aerial Vehicle,MAV）的概念二十世纪90年代首次提出，随后就在世界范围内掀起了延续至今的研究热潮。随着二十多年来技术水平的提高和使用经验的积累，人们对MAV的认识和需求也进入了新的阶段。任务功能多样化成为了MAV的发展趋势，这要求MAV既能够以较快速度巡航飞行，在有限的时间内尽可能扩大搜索区域，又能够在任务区域尽可能降低飞行速度甚至悬停飞行，获得稳定而持续的传感信息。同时，垂直起降能力对于在森林、城市建筑群等特殊环境下使用MAV具有重要的实际意义，是提高MAV实用性的重要方面。

为此，出现了旋翼与固定翼结合的复合布局形式，能够兼顾旋翼飞行器的低速和悬停飞行能力与固定翼飞行器的高效巡航能力，具体包括倾转旋翼布局、倾转机翼布局和尾坐式布局。倾转旋翼布局和倾转机翼布局都使用相对重量和尺寸较大、复杂度较高的倾转机构驱动动力装置（旋翼或喷气发动机）进行90°左右的偏转以完成平飞与悬停状态的转换，不适合严格限制尺寸和重量的微型飞行器使用。尾坐式布局利用螺旋桨产生的拉力平衡飞行器重量实现悬停；利用机翼产生气动升力，由螺旋桨拉力克服气动阻力实现平飞；整个飞行过程中借助气动舵面提供所需操纵力矩，是一种不需要额外倾转机构、适合微型飞行器使用的复合布局形式。

然而，现有的尾坐式垂直起降布局用于微型飞行器时也存在明显的局限。中国专利公开号CN102514712A，公开日2012年6月27日，发明创造的名称为“一种垂直起降飞行器”，该发明公开的垂直起降飞行器通过前方对称安装的两个马达驱动反转的螺旋桨，使用位于螺旋桨滑流区内的升降舵和方向舵进行操纵，能够实现垂直起降和高速巡航。其不足之处在于，舵面尺寸难以同时满足气动效率和操纵性的要求。若舵面尺寸较大，则升降舵作动时对机翼气动外形影响较大，导致飞行器阻力增加，升阻比减小，气动效率降低；若舵面尺寸较小，由于这种布局形式升降舵和方向舵的力臂比常规布局飞行器小，导致飞行器操纵性不足，难以维持悬停状态。另外，电机安装角难以同时满足悬停和平飞两种飞行状态的要求。该发明的飞行器电机安装角固定，为了悬停状态力和力矩的平衡，期望电机安装角接近0°，而为了前飞状态具有较高的推进效率，希望螺旋桨拉力线与飞行方向一致，对应负的电机安装角。

发明内容

为了克服现有技术中依据气动效率和操纵性权衡舵面尺寸的矛盾，以及依据悬停稳定性和平飞效率权衡电机安装角的矛盾，本发明旨在提供一种无需气动舵面，通过简单调整螺旋桨拉力方向和大小实现操纵，更适合实现平飞、悬停和垂直起降的尾坐式微型飞行器。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：包括机翼、可动电机架、转轴、电机、螺旋桨和作动器。所述机翼左右对称，机翼内部的空间容纳机载设备和能源设备；所述转轴安装于机翼内部，位于飞行器重心之前，平行于体轴系Y轴；所述可动电机架、电机、螺旋桨和作动器均为左右对称的一对，所述可动电机架安装于所述转轴上，所述作动器能够左右独立的调整所述可动电机架轴线与机翼弦线的夹角，所述电机安装于所述可动电机架上，左右电机能够独立调整转速，所述螺旋桨安装于所述电机枢轴上。

所述电机的旋转方向与飞行过程中机翼产生翼尖涡的方向相反，亦即从后向前看，右侧电机带动螺旋桨顺时针旋转，左侧电机带动螺旋桨逆时针旋转。这样，巡航飞行状态两支螺旋桨转速相同，转矩相互抵消；同时，螺旋桨滑流的旋转运动能够削弱翼尖涡，减小诱导阻力，增加机翼的等效展弦比，提高气动效率。

飞行器无需气动舵面，通过调整可动电机架轴线与机翼弦线夹角改变螺旋桨拉力的方向以及调整电机转速改变螺旋桨拉力大小进行操纵，具体方式如下：所述作动器同步地改变左右可动电机架轴线与机翼弦线的夹角产生俯仰操纵力矩，以体轴系Y轴为正方向。由于转轴位于飞行器重心之前，若夹角为正（按右手坐标系定义，下同），则螺旋桨拉力产生抬头力矩；若夹角为负，则产生低头力矩。所述作动器非同步的改变左右可动电机架轴线与机翼弦线的夹角产生滚转操纵力矩，以绕体轴系X轴正方向的滚转（即右滚转）为例，右侧夹角为负，左侧夹角为正，右侧螺旋桨拉力出现沿体轴系Z轴正向的分量，左侧螺旋桨拉力出现沿Z轴负向的分量，形成一个力偶，产生正向滚转力矩。所述左右电机非对称的改变转速产生偏航操纵力矩，以绕体轴系Z轴正方向的偏航（即右偏航）为例，右侧电机转速降低，螺旋桨拉力减小，左侧电机转速增加，螺旋桨拉力增加，形成一个力偶，产生正向偏航力矩。混合使用上述三种方式可实现期望的飞行姿态和飞行轨迹，对抗大气扰动。

所述螺旋桨的桨径不小于机翼翼展的25%，则左右两支螺旋桨的滑流覆盖不小于50%的机翼面积。这样的相对尺寸让螺旋桨滑流对于机翼气动力和气动力矩的影响比较显著，较小幅度的夹角调整和转速调整就能提供足够的操纵力矩。对于给定的翼展，这样的相对尺寸意味着螺旋桨尺寸更大，效率更高。

所述机翼翼梢左右对称的装有端板，端板在体轴系X轴负向的最远距离不小于机翼在体轴系X轴负向的最远距离。端板有三方面作用：垂直起飞和降落时与地面接触，支撑飞行器；平飞状态下增加飞行器航向稳定性；进一步削弱翼尖涡，增加等效展弦比，提高气动效率。

所述机翼采用反弯翼型。反弯翼型使本发明的飞行器能在较高升阻比的攻角下实现配平飞行，提高飞行器的气动效率。

本发明的有益效果是：本发明无需气动舵面，通过调整左右螺旋桨拉力的方向和大小完成操纵，解决了气动舵面破坏气动外形，增加配平阻力且难以提供足够操纵力矩的问题。结构简单、附加机构少、效率高、操纵性好，适合作为微型无人机系统的飞行器平台。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图中，1-机翼；2-可动电机架；3-转轴；4-电机；5-螺旋桨；6-作动器；7-端板；8-整流罩。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

飞行器由机翼、可动电机架、转轴、电机、螺旋桨和作动器组成。所述机翼左右对称，机翼内部的空间容纳电子调速器、自动驾驶仪、数据链、任务载荷等机载设备和电池等能源。所述转轴安装于机翼内部，位于飞行器重心之前，平行于体轴系Y轴。所述可动电机架、电机、螺旋桨和作动器均为左右对称的一对。所述可动电机架安装于所述转轴上，所述作动器能够左右独立的调整所述可动电机架轴线与机翼弦线的夹角，所述电机安装于所述可动电机架上，左右电机能够独立调整转速，所述螺旋桨安装于所述电机枢轴上。

所述电机的旋转方向与飞行过程中机翼产生翼尖涡的方向相反，亦即从后向前看，右侧电机带动螺旋桨顺时针旋转，左侧电机带动螺旋桨逆时针旋转。这样，巡航飞行状态两支螺旋桨转速相同，转矩相互抵消；同时，螺旋桨滑流的旋转运动能够削弱翼尖涡，减小诱导阻力，增加机翼的等效展弦比，提高气动效率。

飞行器无需气动舵面，通过调整可动电机架轴线与机翼弦线夹角改变螺旋桨拉力的方向以及调整电机转速改变螺旋桨拉力大小进行操纵，具体方式如下：所述作动器同步地改变左右可动电机架轴线与机翼弦线的夹角产生俯仰操纵力矩，以体轴系Y轴为正方向。由于转轴位于飞行器重心之前，若夹角为正（按右手坐标系定义，下同），则螺旋桨拉力产生抬头力矩；若夹角为负，则产生低头力矩。所述作动器非同步的改变左右可动电机架轴线与机翼弦线的夹角产生滚转操纵力矩，以绕体轴系X轴正方向的滚转（即右滚转）为例，右侧夹角为负，左侧夹角为正，右侧螺旋桨拉力出现沿体轴系Z轴正向的分量，左侧螺旋桨拉力出现沿Z轴负向的分量，形成一个力偶，产生正向滚转力矩。所述左右电机非对称的改变转速产生偏航操纵力矩，以绕体轴系Z轴正方向的偏航（即右偏航）为例，右侧电机转速降低，螺旋桨拉力减小，左侧电机转速增加，螺旋桨拉力增加，形成一个力偶，产生正向偏航力矩。混合使用上述三种方式可实现期望的飞行姿态和飞行轨迹，对抗大气扰动。

优选地，所述螺旋桨的桨径不小于机翼翼展的25%，则左右两支螺旋桨的滑流覆盖不小于50%的机翼面积。这样的相对尺寸让螺旋桨滑流对于机翼气动力和气动力矩的影响比较显著，较小幅度的夹角调整和转速调整就能提供足够的操纵力矩。对于给定的翼展，这样的相对尺寸意味着螺旋桨尺寸更大，效率更高。

优选地，所述机翼翼梢左右对称的装有端板，端板在体轴系X轴负向的最远距离不小于机翼在体轴系X轴负向的最远距离。端板有三方面作用：垂直起飞和降落时与地面接触，支撑飞行器；平飞状态下增加飞行器航向稳定性；进一步削弱翼尖涡，增加等效展弦比，提高气动效率。

优选地，所述机翼采用反弯翼型。反弯翼型使本发明的飞行器能在较高升阻比的攻角下实现配平飞行，提高飞行器的气动效率。

如图1所示，无舵面垂直起降微型飞行器，包含机翼1，可动电机架2，转轴3，电机4，螺旋桨5和作动器6；还包含端板7和整流罩8。

机翼1分为内外两段，内段平直，外段具有梯形比和后掠角。机翼采用Selig S5010翼型，这种翼型前部具有正弯度，后部具有负弯度，零俯仰力矩对应的攻角为正值，能使飞行器在较高升阻比的攻角下配平飞行。机翼为中空硬壳式结构，内部布置翼肋。机翼中段下方有带舱盖的舱口，用于机载设备的拆装和维护。

所述转轴3固接于机翼内部的翼肋上，位于飞行器重心之前，平行于体轴系Y轴。

所述可动电机架2为左右对称的一对，与转轴3通过滚珠轴承铰接，向体轴系X轴正向伸出一定距离，前端面为平行于体轴系YZ平面的平面（电机架轴线平行于机翼弦线的状态下），用于安装电机4。可动电机架后方是与转轴3同心的弧形齿条，用于与作动器啮合。

所述电机4为一对外转子无刷直流电机，使用螺钉固定于所述可动电机架2前端的平面上。两电机旋转方向彼此相反，从后向前看，右侧电机带动螺旋桨顺时针旋转，左侧电机带动螺旋桨逆时针旋转。

所述螺旋桨5为左右对称的一对正反桨，使用挤压式桨夹安装于所述电机4的枢轴上，由电机驱动产生拉力。螺旋桨桨径以不小于机翼1翼展的25%为佳。

所述作动器6为一对数字舵机，左右对称的固定在机翼1的翼肋上，输出轴上固连一个齿轮，与所述可动电机架2后方的弧形齿条啮合。数字舵机输出轴转动时通过齿轮齿条传动带动可动电机架2绕转轴3转动。

所述端板7为一对，固定于所述机翼1翼梢，端板关于机翼弦线上下对称，具有后掠角。端板在体轴系X轴负向的最远距离不小于机翼在体轴系X轴负向的最远距离，这样，通过端板支撑，飞行器能以体轴系X轴平行于地轴系Z轴的姿态在地面停放。

所述整流罩8为中空的硬壳式结构，安装于可动电机架2上，对其进行整流，减小气动阻力。

飞行器的机载设备及连接关系如下：左右两个电机各自连接一个电子调速器，电子调速器和数字舵机的信号线均与自动驾驶仪相连。自动驾驶仪与数据链双向连接；任务设备为数字图像传感器，与数据链连接。所述电机、电子调速器、数字舵机、自动驾驶仪、数据链和数字图像传感器均由聚合物锂离子电池供电。

飞行器的数据流程如下：数据链接收地面站的控制指令发送给自动驾驶仪，自动驾驶仪进行处理后产生控制信号，独立的改变两个数字舵机的转动角度，通过电子调速器独立的改变两个电机的转速。自动驾驶仪将遥测数据发送给数据链，数字图像传感器获取图像并将其发送给数据链，数据链将遥测数据和图像发送给地面站。

飞行器没有气动舵面，通过改变左右螺旋桨拉力的大小和方向进行控制，下面结合飞行器的典型任务剖面加以说明。

飞行器既可以像常规微型飞行器那样手抛起飞，又可以利用端板7支撑在地面停放进行垂直起飞。垂直起飞时，数字舵机将可动电机架对称与机翼弦线的夹角调整为接近零度的负值，使拉力、重力、气动力和力矩平衡，同步增加左右电机4转速，当螺旋桨5拉力大于重力时，飞行器垂直起飞并爬升。

飞行器的俯仰姿态控制通过以下方式实现：数字舵机对称的改变可动电机架2与机翼1弦线的夹角（按右手系定义，下同），若夹角为正，螺旋桨5拉力具有沿体轴系Z轴负向的分量，实现爬升，同时产生抬头力矩，改变俯仰姿态角，可以实现前飞转为悬停；若夹角为负，螺旋桨5拉力具有沿体轴系Z轴负向的分量，实现下降，同时产生低头力矩，改变俯仰姿态角，可以实现悬停转为前飞。

巡航状态下，由于反弯翼型的使用，飞行器能在正的攻角下配平飞行，具有较高的升阻比，依据攻角调整可动电机架2的角度，使螺旋桨5拉力线与飞行方向一致，提高推进效率。

滚转姿态控制通过数字舵机非同步的改变左右可动电机架2轴线与机翼弦线的夹角实现。以绕体轴系X轴正方向的滚转（即右滚转）为例，右侧夹角为负，左侧夹角为正，右侧螺旋桨拉力出现沿体轴系Z轴正向的分量，左侧螺旋桨拉力出现沿Z轴负向的分量，形成一个力偶，产生正向滚转力矩。

偏航姿态控制通过两个电子调速器非同步地改变左右电机转速实现。以绕体轴系Z轴正方向的偏航（即右偏航）为例，右侧电机转速降低，螺旋桨拉力减小，左侧电机转速增加，螺旋桨拉力增加，形成一个力偶，产生正向偏航力矩。

将上述同步或非同步改变可动电机架2轴线与机翼1弦线的夹角以及同步或非同步改变左右电机转速的方式混合使用，即可实现飞行姿态和轨迹的控制，同时完成平飞、悬停及其相互转换。

飞行器既可以像常规微型飞行器那样下滑和硬着陆，也可以转换至悬停状态，通过适当降低螺旋桨5转速使拉力略小于重力，逐渐降低高度，以端板7支撑垂直着陆。

Claims (5)

1.一种无舵面垂直起降微型飞行器，包括机翼、可动电机架、转轴、电机、螺旋桨和作动器，其特征在于：所述机翼左右对称，机翼内部的空间容纳机载设备和能源设备；所述转轴安装于机翼内部，位于飞行器重心之前，平行于体轴系Y轴；所述可动电机架、电机、螺旋桨和作动器均为左右对称的一对，所述可动电机架安装于所述转轴上，所述作动器能够左右独立的调整所述可动电机架轴线与机翼弦线的夹角，所述电机安装于所述可动电机架上，左右电机能够独立调整转速，所述螺旋桨安装于所述电机枢轴上。

2.根据权利要求1所述的无舵面垂直起降微型飞行器，其特征在于：所述电机的旋转方向与飞行过程中机翼产生翼尖涡的方向相反。

3.根据权利要求1所述的无舵面垂直起降微型飞行器，其特征在于：所述螺旋桨的桨径不小于机翼翼展的25%。

4.根据权利要求1所述的无舵面垂直起降微型飞行器，其特征在于：所述机翼翼梢左右对称的装有端板，端板在体轴系X轴负向的最远距离不小于机翼在体轴系X轴负向的最远距离。

5.根据权利要求1所述的无舵面垂直起降微型飞行器，其特征在于：所述机翼采用反弯翼型。

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