CN104477377B - 一种复合式多模态多用途飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种复合式多模态多用途飞行器，属于航空飞行器总体设计技术领域。所述飞行器包括固定翼飞机的机体、驱转/自转旋翼系统、推进航空发动机和飞行控制系统。所述的驱转/自转旋翼系统包括桨毂和桨叶；桨叶中空，内通有导流管B；每根桨叶末端安装有H₂O₂催化分解发动机，H₂O₂催化分解发动机连接导流管B；所述的导流管B与导流管A连通，所述的导流管A与H₂O₂储箱连接。本发明的飞行器具备垂直/短距起降和悬停性能甚至能实现一定的后飞和侧飞，又能实现高速前飞；采用了桨尖喷气驱转/自转旋翼，在任何模态都不产生反扭矩，取消了常规直升机的尾桨及其减速传动、控制机构；采用推进航空发动机的差动推力控制实现低速时航向的稳定和控制，减轻了废重和能量消耗、降低成本和复杂性，同时有效提高了复杂环境飞行时的安全性。

Description

一种复合式多模态多用途飞行器

技术领域

本发明涉及一种复合式多模态垂直/短距起降飞行器气动布局和结构，具体为一种基于桨尖喷气驱转/自转旋翼/固定翼的复合式垂直/短距起降飞行器，属于航空飞行器总体设计技术领域，特别适合在舰船、岛礁等起降条件恶劣的环境中使用。

背景技术

近年来，垂直/短距起降(Vertical/Short Takeoff and Landing,下简称V/STOL)飞行器因其鲜明的技术特点和优良的综合性能在军事和民用领域都受到了广泛的关注，典型代表为美国的F35-B和倾转旋翼机V-22“鱼鹰”。这代表了未来航空技术发展的重要的趋势，即通过采用创新的复合布局形式使得飞行器同时具有直升机的垂直起降、空中悬停能力及固定翼飞机的高速巡航能力，以提高其综合性能和任务适应性，满足不同的任务需求。

从20世纪50年代至今先后出现了多种V/STOL原理和多种V/STOL气动布局形式，特别是近二十年来，各种新型的V/STOL飞行器，尤其是V/STOL无人机更是层出不穷。下面首先给出V/STOL飞行器的定义、特点及价值，并指出现有的典型的V/STOL飞行器的问题。

北约(North Atlantic Treaty Organization,NATO)给出的V/STOL的定义:Anaircraft capable of executing a vertical take-off and landing,a short take-off and landing or any combination of these modes of operation.

美国联邦航空局(Federal Aviation Administration,FAA)给出的相关概念“Power lift”的定义为：Powered-lift means a heavier-than-air aircraft capableof vertical takeoff,vertical landing,and low speed flight that dependsprincipally on engine-driven lift devices or engine thrust for lift duringthese flight regimes and on nonrotating airfoil(s)for lift during horizontalflight.

根据以上定义及国内外发展现状来看，V/STOL飞行器主要具有以下的特点：

(1)多采用旋翼/固定翼相结合的复合式气动布局，需要根据性能需求进行折衷的气动设计与优化；

(2)能够实现垂直起降、短距起降，悬停和低速飞行，而对于短距的具体定义应根据飞行器起飞重量有所区别；

(3)能够实现高速巡航飞行；

(4)具有多种飞行模态(模态是指飞行器采用不同的构形、不同的升力提供方式或不同的控制方式)

正是由于V/STOL飞行器的以上特点及其优良的综合性能，该类飞行器具有重要的国防价值和经济价值：

(1)V/STOL飞机能完成直升机所能完成的一切任务。由于其速度快、航程远、有效载荷较大等优点，因此它特别适合执行兵员/装备突击运输、战斗搜索和救援、特种作战、后勤支援、医疗后撤、反潜等方面的任务，并能赋予战场指挥官更多的选择和更大的灵活性。

(2)目前，城市间交通需求急剧增长，而常规的固定翼飞机需要在远离城市的机场起飞，限制了短途航空的发展，各国民航界急需可以从市中心小机场甚至楼宇间的空旷场起落的客机。民航短距起降方案，可以结合直升机的短距起降能力和固定翼飞机的前进速度和航程，无滑跑倾斜起飞和准垂直降落，不仅极大地降低了对机场跑道和净空的要求，也由于起落空间不重叠，实际上增加了同等机场空间内起落架次的容量，非常有潜力解决空中交通拥挤的问题。

(3)近期NASA结合火星、土卫六、金星的探索目标讨论了V/STOL探测器在行星探索中能够发挥的作用、可行性及面对的挑战，研究认为V/STOL探测器具有垂直起降能力，能够在随机的场地起飞，并能实现软着陆，实现了采样样本后返回着陆器，并实现充电后重复利用；具有低速、盘旋能力，能够对重点区域进行详细和全景的探索，与行星探测车相比，在保证探测精度的同时，具有更快的速度和更大的范围，同时具有更强的应对危险复杂地形的能力；与轨道探测器相比，V/STOL探测器能够提供分辨率更高的表面细节和大气现象。

综上所述，V/STOL飞行器通过创新的布局和控制技术，使它同时具有直升机垂直起降、空中悬停能力及固定翼飞机的高速巡航能力；与普通直升机相比，它具有更高的巡航速度和更强的空中输送能力；与普通固定翼飞机相比，它具有短距/垂直起降能力，不需要常规的跑道，因此，它更能满足不同的任务需求，具备很好的任务适应性。

近年来，我国在航空领域发展迅速，舰载飞行器的需求日益凸显。V/STOL飞行器的研究符合国家的航空发展战略，具有重要的军事意义。随着中国经济的崛起，中国的民航与通用航空也取得了相应的发展，目前也面临着美国在20世纪90年代类似的空中交通拥堵等问题，而V/STOL飞行器不失为一种有希望的解决途径。而V/STOL探测器在我国未来的行星探测任务中也有望发挥重要作用。

V/STOL飞行器是当今世界直升机和固定翼机技术的突破性创新发展的体现，是一项高科技前沿领先技术，开展对V/STOL等新型飞行器基础前沿技术研究不但可以提高我国的国防建设水平，而且将在我国经济建设中发挥重要作用。

下面给出典型的V/STOL飞行器方案并指出其存在的问题：

推力矢量式：依靠喷气发动机推力转向直接产生使飞机上升的力，从而实现垂直起降。

该类型飞行器的典型代表为F-35B和AV-8B，其主要问题是对发动机的要求较高，目前只能应用于军用战斗机，且垂直起降阶段发动机效率较低，不仅发动机耗油量大，还大大降低了有效载荷和载油量，作战效能大大降低。

倾转旋翼式：在机翼两端安装可纵向倾转的旋翼短舱，通过旋翼短舱倾转实现直升机模式和固定翼模式的转换。该类飞行器是研发时间最长的V/STOL飞行器，目前已出现军用的V-22，民用的BA-609，及“鹰眼”无人机等多个版本。

该类飞行器的主要问题如下：1)旋转桨舱安装在机翼翼尖，需要增加机翼的结构强度和重量，而两侧旋翼不仅需要动力的同步还需要通过各自的自动倾斜器实现控制，这直接导致机构复杂及控制困难；2)由于螺旋桨/旋翼需要在固定翼飞机的螺旋桨和直升机的旋翼之间折中设计，导致悬停时旋翼桨盘载荷很大，需要的发动机功率很高，效率较低，但相比于常规的螺旋桨飞机，其螺旋桨半径过大，无法滑跑起飞；3)垂直飞行模式下旋翼与固定翼机翼和机身的气动干扰严重，升力损失较大(大约损失17％的拉力)，并需加强机翼的结构强度，进而导致重量增加；4)垂直飞行时俯仰控制完全由旋翼提供，但由于力臂过短，操纵效率不高，并对质心沿机身纵向的位置有非常严格的限制。

此外，以上两种类型的V/STOL飞行器都存在不同模态之间气动布局差异大，气动特性、操控特性变化剧烈的共性问题，大大增加了控制的难度和系统复杂度。

尾座式：尾坐式的推力方向固定在机身纵轴上，在实现模态转换时，推力和机身同步转动，采用机尾坐地式垂直起飞，达到一定高度后转入平飞。降落时先爬升并机头向上，随后减小推力垂直降落。

该类飞行器的主要问题是：1)采用尾坐式起降的方式，不符合飞行员的操纵习惯，导致其无法很好地应用于有人机；2)尾坐起降要求发动机推重比大于1，这限制了该类飞行器的起飞重量和任务能力，导致其不能很好地应用于较大型的飞行器。

复合式直升机：在直升机的基础上加装机翼和水平推进装置，实现升力复合和推力的复合，以提高直升机的飞行速度。该类飞行器在低速飞行时，升力由旋翼提供；高速飞行时，机翼提供部分升力，部分对旋翼的升力分量进行卸载；同时旋翼的推力分量由推进装置卸载。通过对旋翼的卸载，可以推迟后行桨叶的气流分离和前行桨叶的激波，在一定程度上提高巡航速度。

该类飞行器的主要问题是：1)采用了直升机、固定翼机两套动力系统和升力/拉力装置，增加了系统的复杂度，导致系统可靠性的降低；2)在飞行器进行不同模态飞行时，其中一套动力及其控制装置将构成部分“废重”，质量效率较低；3)复合式直升机的主要升力仍然是旋翼，后行桨叶气流分离和前行桨叶激波问题仍然是限制前飞速度的瓶颈。

发明内容

本发明提出一种复合式多模态多用途飞行器，是一种基于桨尖喷气驱转/自转旋翼/固定翼复合布局的V/STOL飞行器，所述飞行器能够克服现有V/STOL飞行器存在的机构复杂、可靠性低、模态转换控制难度高、对发动机要求过高等问题。所述的复合式多模态多用途飞行器包括：固定翼飞机的机体、驱转/自转旋翼系统、推进航空发动机和飞行控制系统。

所述的固定翼飞机的机体包括机身、机翼、双垂尾、方向舵、平尾、升降舵、副翼、起落架；推进航空发动机对称安装在两侧机翼下方。

所述的驱转/自转旋翼系统包括桨毂和桨叶；所述的桨毂采用跷跷板式结构；桨毂通过两个连杆与两个旋翼控制舵机的摇臂连接，通过整体倾转旋翼轴实现桨盘的倾斜，具体来说当两个舵机同向偏转时，实现桨盘的俯仰控制；当两个舵机差动偏转时，实现桨盘的滚转控制。所述桨叶采用非对称翼型，桨叶中空，内通有导流管B；每根桨叶末端(也称桨尖)安装有H₂O₂催化分解发动机，所述的H₂O₂催化分解发动机布置方式为后喷口垂直于桨叶后缘，H₂O₂催化分解发动机周围包裹隔热层并增加配重，H₂O₂催化分解发动机连接导流管B；所述的导流管B与导流管A连通，所述的导流管A与H₂O₂储箱连接；所述的H₂O₂储箱设置在机体内。在所述的导流管A上设置有电动调节阀和流量传感器A；在所述的每根导流管B上均设置有流量传感器B和单向阀，所述的单向阀加装在H₂O₂催化分解发动机前，用于防止反应时产生的高温高压导致H₂O₂燃料倒流。

在每根桨叶根部位置均布置一个转速测量部件，在旋翼主轴上布置一个转速测量传感器，转速测量传感器与转速控制器连接。所述的转速测量部件采用钕铁硼磁铁，转速测量传感器采用霍尔传感器，桨叶每旋转一周，每根桨叶的转速测量部件通过霍尔效应使霍尔传感器产生一次低电平，转速控制器通过计数每秒内低电平次数并除以桨叶数量获得整个旋翼的实际转速，然后通过对相邻的多个时刻的所有转速测量值取平均作为当前时刻转速测量值。

所述的飞行控制系统包括惯性传感器(陀螺、加速度计)、GPS导航设备、大气传感器(迎角传感器、侧滑角传感器、皮托管、气压高度计)、无线电高度表、自动驾驶仪和舵机。

本发明提供的所述的复合式多模态多用途飞行器采用基于桨尖喷气驱转/自转旋翼/固定翼的复合布局，可以实现喷气驱转旋翼模态、自转旋翼模态、固定翼模态。

所述的喷气驱转旋翼模态，是指飞行器的旋翼处于主动驱转状态，采用H₂O₂催化分解发动机驱动，通过喷气旋翼转速控制器控制旋翼的转速，使旋翼稳定在效率较高的额定转速，并通过总距舵机及拉杆控制旋翼总距，从而控制旋翼拉力的大小，通过固定在旋翼塔内部的舵机及连杆倾斜桨盘，实现力矢量的方向控制，进而实现飞行器的俯仰姿态、滚转姿态控制，通过后推螺旋桨的差动推力控制实现航向控制。

所述的自转旋翼模态，是指飞行器的旋翼处于自转状态，此时旋翼的总距固定，增加桨盘后倒角增加桨盘的空气流入量，但自转转速并不进行闭环控制。飞行器处于该模态时由自转旋翼提供主要的升力和俯仰滚转、控制力矩，航向通过方向舵控制。

所述的固定翼模态，是指飞行器的固定翼飞机的机翼提供主要的升力，控制方式与固定翼飞机相同，即副翼控制滚转姿态、升降舵控制俯仰姿态、方向舵控制航向，旋翼被卸载，只提供很小的升力。旋翼后倒角减小，总距减小，并通过控制旋翼总距和桨盘后倒角使旋翼稳定在很低的自转转速，通过低速旋转产生的离心力来维持旋翼的刚性和稳定。此时后行桨叶大部分处于反流区，产生的升力小于前行桨叶，但由于旋翼的总体拉力很小，故对飞行器不产生明显的干扰，且由于挥舞仍然起作用，可以进一步减弱左右的升力不平衡。

所述的固定翼飞机的机翼采用大展弦比后掠式，通过减小弦长来减小喷气驱转旋翼模态时下洗流的冲击面积，从而减小驱转旋翼时由于下洗流导致的拉力损失。

所述的H₂O₂储箱上安装有加注阀、加压阀、泄出阀，其中加注阀用于加注H₂O₂；加压阀与高压气源(通常采用空气压缩器)相结合用于提供桨尖H₂O₂催化分解发动机启动时的初始压力，同时也用于H₂O₂消耗之后维持H₂O₂储箱内气压高于环境压力，克服H₂O₂储箱至H₂O₂催化分解发动机之间的管路上H₂O₂的流动阻力；泄出阀用于系统维护时将剩余的H₂O₂液体燃料排出H₂O₂储箱。

所述的H₂O₂催化分解发动机采用银网作为催化剂，通过催化，使得H₂O₂在催化分解发动机中分解，利用产生的高温高压水蒸气和氧气后推产生推力，推动旋翼旋转。

在桨毂和旋翼主轴之间连接有动密封组件，旋翼主轴内布置导流管A，所述的动密封组件用于保证H₂O₂液体从主轴内固定的导流管A传输到随桨叶旋转的导流管B时密封不泄露。

所述的导流管A、导流管B、H₂O₂储箱、桨毂及动密封组件、H₂O₂流量传感器、电动调节阀均采用与H₂O₂一级相容的材料。

本发明的有益效果如下：

(1)本发明以较低的重量代价和复杂度代价融合了桨尖喷气直升机、自转旋翼机、固定翼飞机的气动布局，能够获得良好的综合性能：桨尖喷气驱转旋翼取消了直升机活塞或涡轴发动机及减速传动结构，虽然增加了固定翼机翼、发动机、平尾和垂尾等，飞行器设计总重仍在控制范围内；

(2)本发明可以实现喷气驱转旋翼模态、自转旋翼模态、固定翼模态三种模态的飞行，使得该飞行器既具备垂直/短距起降和悬停性能甚至能实现一定的后飞和侧飞，又能实现高速前飞；

(3)本发明采用了桨尖喷气驱转/自转旋翼，在任何模态都不产生反扭矩，取消了常规直升机的尾桨及其减速传动、控制机构，采用推进航空发动机的差动推力控制实现低速时航向的稳定和控制，减轻了废重和能量消耗、降低成本和复杂性，同时有效提高了复杂环境飞行时的安全性；

(4)本发明采用轻巧的桨尖H₂O₂催化分解发动机作为桨尖喷气旋翼的驱动动力，与已有的桨尖喷气方案对比其优点在于：

(4.1)该方案相比于发动机高温尾气反作用驱动旋翼方案(X-50A无人机采用的方案)，降低了对发动机的要求，同时也降低了流体对于内部传输管路材料和加工工艺要求，避开了发动机对于旋翼驱转气流与后推气流、侧喷口气流的分配问题，而该问题也是导致X-50A失败的一个关键性的技术难题；

(4.2)相比于以往的桨尖燃烧喷射发动机反作用驱动旋翼方案(美国XV-1和英国FaireyRotodyne所采用的方案)，一方面H₂O₂催化分解桨尖驱动方案消除了桨尖明亮的闪光，同时有效地降低了桨尖喷气的噪声水平，提高了军事应用时的隐蔽性和民航应用的舒适性；另一方面也消除了氧化剂的供应，这样就消除了主发动机对空气压缩机的动力输出及由喷气驱转旋翼模态转为自转旋翼模态时的动力切换问题，提高了模态转换的可靠性。

(4.3)该方案采用的H₂O₂催化分解反应式为与以往的发动机高温尾气反作用驱动旋翼方案或桨尖燃烧喷射发动机反作用驱动旋翼方案相比，对环境不产生污染。

(5)本发明对于发动机性能要求不高，不需要大推重比的发动机，同时相对于尾座式飞行器而言也更符合飞行员的操纵习惯，可以根据需要设计成不同尺寸的有人或无人机，以满足不同背景的应用需求。

附图说明

图1：本发明实施例复合式多模态多用途无人机结构示意图；

图2：本发明实施例复合式多模态多用途无人机驱转/自转旋翼系统结构和原理示意图；

图3A：固定翼模态旋翼转速控制原理图；

图3B：驱转旋翼模态旋翼转速控制原理图；

图4：本发明实施例复合式多模态多用途无人机起降方式示意图，其中，(a)垂直起飞过程；(b)驱转旋翼滑跑起飞过程；(c)自转旋翼短距起飞过程；

图5：本发明实施例复合式多模态多用途无人机的模态转换过程原理；

图6：本发明实施例复合式多模态多用途无人机模态转换过程中的控制力矩分配原理图；

图7：本发明实施例复合式多模态多用途无人机的舰曳起降过程示意图。

图中：

1.机身； 2.机翼； 3.双垂尾； 4.方向舵； 5.平尾； 6.升降舵；

7.副翼； 8.起落架； 9.推进航空发动机； 10.桨毂； 11.桨叶；

12.导流管B； 13.H₂O₂催化分解发动机； 14.导流管A； 15.H₂O₂储箱；

16.电动调节阀； 17.流量传感器A； 18.流量传感器B；

19.单向阀； 20.加注阀； 21.加压阀； 22.泄流阀； 23.转速测量部件。

具体实施方式

以下结合具体附图和实施例，对本发明的复合式多模态多用途飞行器做进一步详细描述。以下实施例用于解释说明本发明的技术方案，但不是用来限制本发明的范围。

如图1所示，本发明实施例提供一种复合式多模态多用途无人机(以下简称无人机)，所述无人机包括固定翼飞机的机体、驱转/自转旋翼系统、推进航空发动机和飞行控制系统，所述的无人机可以实现喷气驱转旋翼模态、自转旋翼模态、固定翼模态及其相互转换。

所述机体包括机身1、机翼2、双垂尾3、方向舵4、平尾5、升降舵6、副翼7、起落架8。其中，两侧机翼2下方对称安装推进航空发动机9，所述推进航空发动机9采用两台活塞式螺旋桨发动机。所述的起落架8采用前三点式结构，前起落架位于机头下方，主起落架位于机腹下方。

所述的驱转/自转旋翼系统包括桨毂10和桨叶11，桨毂10采用跷跷板式结构；桨毂10通过两个连杆与两个旋翼控制舵机的摇臂连接，通过整体倾转旋翼轴实现桨盘的倾斜，具体来说当两个舵机同向偏转时，实现桨盘的俯仰控制；当两个舵机差动偏转时，实现桨盘的俯滚转控制。所述桨叶11采用非对称翼型，桨叶11中空，每根桨叶11内设置有导流管B12；每根桨叶11末端(也称桨尖)安装有H₂O₂催化分解发动机13，所述的H₂O₂催化分解发动机13布置方式为后喷口垂直于桨叶11后缘，H₂O₂催化分解发动机13周围包裹隔热层并增加配重，H₂O₂催化分解发动机13连接导流管B12；所述的导流管B12与导流管A14连通，所述的导流管A14与H₂O₂储箱15连接；所述的H₂O₂储箱15设置在机身1内。在所述的导流管A14上设置有电动调节阀16和流量传感器A17；在所述的每根导流管B12上均设置有流量传感器B18和单向阀19，所述的单向阀19加装在H₂O₂催化分解发动机13前，用于防止反应时产生的高温高压导致H₂O₂燃料倒流。如图2所示，所述的H₂O₂储箱15上安装有加注阀20、加压阀21和泄流阀22，其中加注阀20用于加注H₂O₂燃料；加压阀21与高压气源(通常采用空气压缩器)相结合用于提供桨尖H₂O₂催化分解发动机13启动时的初始压力，同时也用于H₂O₂消耗之后维持H₂O₂储箱15内气压高于环境压力，克服H₂O₂储箱15至H₂O₂催化分解发动机13之间的管路上H₂O₂的流动阻力；泄流阀22用于系统维护时将剩余的H₂O₂液体燃料排出H₂O₂储箱15。

所述的H₂O₂催化分解发动机13采用银网作为催化剂，通过催化，使得H₂O₂在催化分解发动机13中分解，利用产生的高温高压水蒸气和氧气后推产生推力，推动旋翼旋转。

在每根桨叶11根部位置均布置一个转速测量部件23，转速测量传感器与转速控制器连接。所述的转速测量部件采用钕铁硼磁铁，转速测量传感器采用霍尔传感器，其中，每旋转一周，桨叶11根部的转速测量部件23通过霍尔效应使霍尔传感器产生一次低电平，转速控制器通过计数每秒内低电平次数并除以桨叶数量获得整个旋翼的实际转速，然后通过对相邻的多个时刻的所有转速测量值取平均作为当前时刻转速测量值。

驱转/自转旋翼系统启动时，首先通过加压阀21向H₂O₂储箱15内充气加压，提供H₂O₂催化分解发动机13的初始压力，此时电动调节阀16开度开到最大，H₂O₂从H₂O₂储箱15中由电动调节阀16进入导流管A14，对于两个桨叶11的旋翼系统，导流管A14与两个导流管B12之间通过一个带有三通的动密封组件连通，导流管A14中的H₂O₂液体通过动密封组件分别流向导流管B12和桨尖11的H₂O₂催化分解发动机13。H₂O₂催化分解发动机13采用银网作为催化剂，通过催化剂催化使得H₂O₂快速分解，利用产生的高温高压水蒸气和氧气后推产生推力，推动相应桨叶11旋转，此后，利用桨叶11旋转的离心力自动抽取H₂O₂燃料，同时通过加压阀21来维持H₂O₂储箱15内压力高于或接近于环境压力，克服H₂O₂储箱15至H₂O₂催化分解发动机13之间的管路的流动阻力。

该实施例中旋翼采用可变总距，旋翼转速在自转旋翼模态时不进行控制；在固定翼模态，通过控制桨盘后倒角和总距使其稳定在很小的转速(约200转/分)。固定翼模态旋翼转速控制原理如图3A所示，转速控制器根据期望稳定转速ng和测量转速n之差计算得到桨盘的后倒角和旋翼的总距，并向总距舵机和桨盘控制舵机发动控制指令，通过控制桨盘的空气流入量来控制旋翼的自转转速，设置在桨叶11根部的转速测量部件23实时将桨叶11转速n反馈给转速控制器，转速控制器根据测量转速n对桨盘的倾转角度和总距进行修正，并继续发送控制指令给总距舵机和桨盘控制舵机，实现固定翼模态旋翼转速的稳定和控制。驱转旋翼模态下旋翼转速控制原理如图3B所示，使其稳定在效率较高的转速(约1500转/分)。旋翼转速控制器根据旋翼的期望转速nc与实际测量转速n之差计算得到桨尖H₂O₂催化分解发动机13需要的H₂O₂期望流量fc，H₂O₂流量控制器(连接在流量传感器A17和电动调节阀16之间)根据旋翼转速控制器计算得到的期望流量fc与实际测量流量f的差值计算得到电动调节阀16的控制开度，通过控制流经导流管A14和导流管B12供给H₂O₂催化分解发动机13的H₂O₂流量，实现对驱转旋翼扭矩大小的控制，最终实现驱转旋翼模态旋翼转速的控制。本实施例中，转速测量部件23采用钕铁硼磁铁，转速测量传感器采用霍尔传感器，其中转速测量部件23对称安装与两根桨叶11靠近桨毂10的位置，每旋转一周，霍尔传感器产生两次低电平，转速控制器通过每秒内计数低电平次数并除桨叶数目2获得旋翼的实际转速，然后通过对之前相邻的5秒内的所有转速值取平均作为当前时刻的转速测量值。

飞行控制系统包括惯性传感器(陀螺、加速度计)、GPS导航设备、大气传感器(迎角传感器、侧滑角传感器、皮托管、气压高度计)、无线电高度表、自动驾驶仪和舵机。其中，旋翼控制通过固定于旋翼塔内部的两个舵机及连杆实现，通过整体倾转旋翼主轴实现桨盘的倾斜，具体来说当两个舵机同向偏转时，实现桨盘的俯仰控制；当两个舵机差动偏转时，实现桨盘的滚转控制；旋翼总距控制通过固定于旋翼塔内部的总距控制舵机和变距拉杆实现；常规的气动舵面控制方式与固定翼的控制方式相同，即升降舵控制俯仰姿态、副翼控制滚转姿态、方向舵用于控制航向，但只能用于自转旋翼模态、固定翼机模态：在自转旋翼模态时副翼和升降舵只起到辅助自转旋翼控制俯仰姿态和滚转姿态的作用，而航向通道通过方向舵控制；在固定翼模态，常规气动舵面用于实现各个通道的控制。推进航空发动机差动推力控制用于喷气驱转旋翼模态中的航向控制。

下面根据图4中(a)、(b)、(c)图对本实施例中的复合式多模态多用途无人机典型的工作状态描述如下：

1.垂直起降

垂直起飞过程如图4(a)所示，驱转旋翼稳定在额定转速，通过旋翼总距控制旋翼拉力从而实现高度通道的控制，通过整体倾转桨盘实现复合式多模态多用途无人机的俯仰和滚转姿态控制，航向通过推进航空发动机差动推力控制，复合式多模态多用途无人机垂直起飞离开地效范围并爬升到给定高度悬停，完成起飞。降落为起飞的逆过程。

2.滑跑起降

当复合式多模态多用途无人机的载重量过大、桨尖推进燃料不足或机场标高及其他气象条件使其无法垂直起降时，它可以采用滑跑起降的方式。

根据滑跑起飞时旋翼是否驱转，可以分为驱转旋翼的滑跑起飞、自转旋翼短距起飞和自转旋翼滑跑起飞，都分成地面滑跑加速和空中增速爬升两个阶段进行。

1)驱转旋翼的滑跑起飞：

驱转旋翼的滑跑起飞过程与直升机的滑跑起飞相似，复合式多模态多用途无人机地面滑跑加速至一定速度以后，由于驱转旋翼需用功率的减小，有足够的功率满足通过提高总距增加旋翼的拉力，使复合式多模态多用途无人机克服重力升空。随着飞行速度进一步增加，驱转旋翼需用功率进一步下降，这时复合式多模态多用途无人机就有部分剩余功率用来爬升和加速，完成整个起飞过程。驱转滑跑起飞过程如图4(b)所示，整个过程中使用桨尖H₂O₂催化分解发动机驱动旋翼并稳定在额定转速。

2)自转旋翼短距起飞：

在复合式多模态多用途无人机进行滑跑之前，首先进行自转旋翼的驱转预旋，通过驱转旋翼模态的转速控制器(如图3B所示)，将旋翼转速提高并稳定到自转状态正常转速的1.5倍(本实施例中约为700转/分)，关闭桨尖H₂O₂催化分解发动机；同时，增加桨盘的后倒角，同时采用大油门推动无人机前进滑跑加速，在前进气流的吹动下，旋翼继续自转并提供升力，使无人机起飞离地、爬升并完成整个起飞过程。在自转旋翼短距起飞过程中，通过桨盘的后倒角和升降舵控制无人机的俯仰姿态，通过桨盘的侧倒角和副翼混合控制无人机的滚转姿态，通过前轮转弯和方向舵混合控制纠正滑跑时无人机距离跑道中心线的侧向偏离，整个过程中自转旋翼采用固定的总距，本实施例中为1°。自转旋翼短距起飞过程如图4(c)所示，只在预旋阶段使用桨尖H₂O₂催化分解发动机驱动旋翼，此种起飞方式较驱转旋翼的滑跑起飞方式需要更大的滑跑距离，但与常规的无预旋自转旋翼滑跑起飞方式相比则大大缩短了滑跑距离。

3)自转旋翼滑跑起飞：

自转旋翼滑跑起飞过程与自转旋翼短距起飞的区别是没有旋翼的驱转预旋过程，直接通过采用大油门推动无人机前进，同时适当增加桨盘的后倒角，在前进气流的吹动下，旋翼自转并提供升力，使无人机起飞离地，通过控制桨盘的后倒角和升降舵来控制无人机的俯仰姿态，通过桨盘的侧倒角和副翼控制无人机的滚转姿态，通过前轮转弯和方向舵联合控制纠正滑跑时无人机距离跑道中心线的侧向偏离，整个过程中自转旋翼采用固定的总距，本实施例中为1°。滑跑降落方式为上述过程的逆过程，无人机着陆滑跑后，可适当小幅度增加自转旋翼的后倒角，增大阻力来减小滑跑速度，但需注意避免无人机跳起、姿态失稳及旋翼触地等问题。

本实施例中的复合式多模态多用途无人机典型的模态转换方式:

1)驱转旋翼模态转换到自转旋翼模态

如果无人机采用驱转旋翼滑跑方式或驱转旋翼垂直方式起飞离地后，保持起飞时的控制方式不变，通过旋翼总距、桨盘后倒角、俯仰角和后推螺旋桨配平，并通过控制后推螺旋桨来增大前飞速度，进入低速前飞状态；速度增大到标称转换空速V_a之后，关闭桨尖H₂O₂催化分解发动机，增大桨盘后倒角，减小旋翼总距，旋翼进入自转模态，通过后推力、桨盘后倒角、升降舵及俯仰角实现配平，无人机转换至自转旋翼模态，如图5所示。

2)自转旋翼模态转换至固定翼模态

如果无人机采用自转旋翼短距起飞或自转旋翼滑跑起飞离地、由驱转旋翼模态转换进入自转旋翼模态后，保持此时的控制方式不变，持续加速提高空速，当空速达到标称转换空速V时，逐渐降低桨盘的后倒角，降低流入自转旋翼的气流，降低旋翼的转速，从而卸载旋翼，无人机进入高速的固定翼模态，如图5所示，此时，无人机的控制和配平由固定翼的升降舵、副翼和升降舵实现。该过程中控制方式采用广义舵面设计控制律并根据舵效变化分配到固定翼舵面和旋翼控制量。控制力矩分配关系如图6所示，

在速度为V≤V_a时，只有旋翼操作面提供操作力矩；

在速度为V_a＜V＜V_b情况下，固定翼舵面提供的俯仰操作力矩随空速V增加线性增加，旋翼操作面提供操作力矩随空速V增加线性减小；

在速度为V≥V_b时，只有固定翼舵面提供操作力矩，此时桨盘倾角被固定，不再作为控制量。

这样，既保证了操作面的平稳切换，又为模态转换过程提供比较稳定的控制力矩。分配关系可用下式表示，其中K_r为旋翼控制力矩分配系数，K_q为气动舵面控制力矩分配系数，δ_q为固定翼舵面偏转角度、δ_r为桨盘偏转角度、δ_g为控制律计算得到的广义舵面偏转角度：

$K_q=\left\{\begin{array}{cc}1& V\&GreaterEqual;V_b\\ (V-V_a)/(V_b-V_a)& V_a<V<V_b\\ 0& V\&le;V_a\end{array}\right.$

K_r＝1-K_q

δ_q＝K_q·δ_g

δ_r＝K_r·δ_g

其中，V为无人机空速，标称转换空速V_a为控制分配起始空速、标称转换空速V_b为控制分配结束空速。

为了更清楚地说明本发明实施例特别适合在舰艇、海岛及其他无跑道恶劣环境应用，下面给出两个典型的应用实例：

应用实例1：舰载复合式多模态多用途无人机

舰载复合式多模态多用途无人机采用喷气驱转旋翼模态在舰艇上垂直自主起飞，经过低速的自转旋翼模态之后转入高速的固定翼模态，快速达到任务区域；转换为喷气驱转旋翼模态，完成预定的侦查、打击任务后，转换为固定翼模态，快速返回己方舰艇所在海域，并转换为喷气驱转旋翼模态垂直降落至甲板。

应用实例2：舰曳复合式多模态多用途无人机

舰艇上的侦查监视平台作用范围与高度紧密相关，受地球曲率的影响，在通常的海况下，单纯在舰艇上直接观察敌情，观察距离受限。通过拖曳无人机提高侦查高度，可以有效增大侦查距离。

应用实例2的过程如图7所示，无人机首先从舰上展开并装载侦查设备与燃料，挂缆并通过桨尖喷气预旋，在舰艇的前行速度带动下，旋翼产生足够升力使无人机飞离甲板，整个过程中无人机由舰艇拖缆拖曳，无人机与舰艇的前行速度保持一致，自转旋翼产生升力并逐渐爬升到需要高度执行侦查任务。无人机回收时，通过逐渐缩短拖缆长度来实现无人机着舰。缆绳缠绕于舰艇上的绞车内，由绞车实现收放和拖带，缆绳末端通过万向接头连接舰曳无人机的多个挂缆点。

应当理解的是，在以上叙述和说明中对本发明所进行的描述和所举实施例，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：所述的复合式多模态多用途飞行器包括固定翼飞机的机体、驱转/自转旋翼系统、推进航空发动机和飞行控制系统，所述的固定翼飞机的机体包括机身、机翼、双垂尾、方向舵、平尾、升降舵、副翼、起落架；推进航空发动机对称安装在两侧机翼下方；

所述的驱转/自转旋翼系统包括桨毂和桨叶；所述桨叶采用非对称翼型，桨叶中空，内通有导流管B；每根桨叶末端安装有H₂O₂催化分解发动机，所述的H₂O₂催化分解发动机布置方式为后喷口垂直于桨叶后缘，H₂O₂催化分解发动机连接导流管B；所述的导流管B与导流管A连通，所述的导流管A与H₂O₂储箱连接；所述的H₂O₂储箱设置在机体内；在所述的导流管A上设置有电动调节阀和流量传感器A；在所述的导流管B上均设置有流量传感器B和单向阀，所述的单向阀加装在H₂O₂催化分解发动机前，用于防止反应时产生的高温高压导致H₂O₂燃料倒流；H₂O₂催化分解发动机周围包裹隔热层并增加配重；

在每根桨叶根部位置均布置一个转速测量部件，在旋翼主轴上布置一个转速测量传感器，转速测量传感器与转速控制器连接；所述的转速测量部件采用钕铁硼磁铁，转速测量传感器采用霍尔传感器，桨叶每旋转一周，每根桨叶的转速测量部件通过霍尔效应使霍尔传感器产生一次低电平，转速控制器通过计数每秒内低电平次数并除以桨叶数量获得整个旋翼的实际转速，然后通过对相邻的多个时刻的所有转速测量值取平均作为当前时刻转速测量值；

所述的飞行控制系统包括惯性传感器、GPS导航设备、大气传感器、无线电高度表、自动驾驶仪和舵机。

2.根据权利要求1所述的一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：所述的桨毂采用跷跷板式结构；桨毂通过两个连杆与两个旋翼控制舵机的摇臂连接，通过整体倾转旋翼轴实现桨盘的倾斜，当两个舵机同向偏转时，实现桨盘的俯仰控制；当两个舵机差动偏转时，实现桨盘的滚转控制。

3.根据权利要求1所述的一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：所述的H₂O₂储箱上安装有加注阀、加压阀、泄出阀，其中加注阀用于加注H₂O₂；加压阀与高压气源相结合用于提供桨尖H₂O₂催化分解发动机启动时的初始压力，同时也用于H₂O₂消耗之后维持H₂O₂储箱内气压高于环境压力，克服H₂O₂储箱至H₂O₂催化分解发动机之间的管路上H₂O₂的流动阻力；泄出阀用于系统维护时将剩余的H₂O₂液体燃料排出H₂O₂储箱。

4.根据权利要求1所述的一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：所述的H₂O₂催化分解发动机采用银网作为催化剂，通过催化，使得H₂O₂在催化分解发动机中分解，利用产生的高温高压水蒸气和氧气后推产生推力，推动旋翼旋转。

5.根据权利要求1所述的一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：在桨毂和旋翼主轴之间连接有动密封组件，旋翼主轴内布置导流管A，所述的动密封组件用于保证H₂O₂液体从主轴内固定的导流管A传输到随桨叶旋转的导流管B时密封不泄露。

6.根据权利要求1～5中任意一项权利要求所述的一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：所述的导流管A、导流管B、H₂O₂储箱、桨毂及动密封组件、H₂O₂流量传感器、电动调节阀均采用与H₂O₂一级相容的材料。

7.根据权利要求1所述的一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：所述的复合式多模态多用途飞行器实现喷气驱转旋翼模态、自转旋翼模态和固定翼模态及其相互转换；

所述的喷气驱转旋翼模态，是指飞行器的旋翼处于主动驱转状态，采用H₂O₂催化分解发动机驱动，通过喷气旋翼转速控制器控制旋翼的转速，使旋翼稳定在效率较高的额定转速，并通过总距舵机及拉杆控制旋翼总距，从而控制旋翼拉力的大小，通过固定在旋翼塔内部的舵机及连杆倾斜桨盘，实现力矢量的方向控制，进而实现飞行器的俯仰姿态、滚转姿态控制，通过后推螺旋桨的差动推力控制实现航向控制；

所述的自转旋翼模态，是指飞行器的旋翼处于自转状态，此时旋翼的总距固定，增加桨盘后倒角增加桨盘的空气流入量，但自转转速并不进行闭环控制；飞行器处于该模态时由自转旋翼提供升力和俯仰滚转、控制力矩，航向通过方向舵控制；

所述的固定翼模态，是指飞行器的固定翼飞机的机翼提供主要的升力，控制方式与固定翼飞机相同。

8.根据权利要求7所述的一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：复合式多模态多用途飞行器的模态转换方式为:

1)驱转旋翼模态转换到自转旋翼模态；

如果无人机采用驱转旋翼滑跑方式或驱转旋翼垂直方式起飞离地后，保持起飞时的控制方式不变，通过旋翼总距、桨盘后倒角、俯仰角和后推螺旋桨配平，并通过控制后推螺旋桨来增大前飞速度，进入低速前飞状态；速度增大到标称转换空速V_a之后，关闭桨尖H₂O₂催化分解发动机，增大桨盘后倒角，减小旋翼总距，旋翼进入自转模态，通过后推力、桨盘后倒角、升降舵及俯仰角实现配平，无人机转换至自转旋翼模态；

2)自转旋翼模态转换至固定翼模态；

如果无人机采用自转旋翼短距起飞或自转旋翼滑跑起飞离地、由驱转旋翼模态转换进入自转旋翼模态后，保持此时的控制方式不变，持续加速提高空速，当空速达到标称转换空速V时，逐渐降低桨盘的后倒角，降低流入自转旋翼的气流，降低旋翼的转速，从而卸载旋翼，无人机进入高速的固定翼模态，此时，无人机的控制和配平由固定翼的升降舵、副翼和升降舵实现；自转旋翼模态转换至固定翼模态过程中控制方式采用广义舵面设计控制律并根据舵效变化分配到固定翼舵面和旋翼控制量，控制力矩分配关系：

在速度为V≤V_a时，只有旋翼操作面提供操作力矩；

在速度为V_a＜V＜V_b情况下，固定翼舵面提供的俯仰操作力矩随空速V增加线性增加，旋翼操作面提供操作力矩随空速V增加线性减小；

在速度为V≥V_b时，只有固定翼舵面提供操作力矩，此时桨盘倾角被固定，不再作为控制量；

分配关系用下式表示，其中K_r为旋翼控制力矩分配系数，K_q为气动舵面控制力矩分配系数，δ_q为固定翼舵面偏转角度、δ_r为桨盘偏转角度、δ_g为控制律计算得到的广义舵面偏转角度：

$K_q=\left\{\begin{array}{cc}1& V\&GreaterEqual;V_b\\ (V-V_a)/(V_b-V_a)& V_a<V<V_b\\ 0& V\&le;V_a\end{array}\right.$

K_r＝1-K_q

δ_q＝K_q·δ_g

δ_r＝K_r·δ_g

其中，V为无人机空速，标称转换空速V_a为控制分配起始空速、标称转换空速V_b为控制分配结束空速。

9.根据权利要求7所述的一种复合式多模态多用途飞行器，其特征在于：固定翼模态旋翼转速控制方式为：转速控制器根据期望稳定转速ng和测量转速n之差计算得到桨盘的后倒角和旋翼的总距，并向总距舵机和桨盘控制舵机发动控制指令，通过控制桨盘的空气流入量来控制旋翼的自转转速，设置在桨叶根部的转速测量部件实时将桨叶转速n反馈给转速控制器，转速控制器根据测量转速n对桨盘的倾转角度和总距进行修正，并继续发送控制指令给总距舵机和桨盘控制舵机，实现固定翼模态旋翼转速的稳定和控制；

驱转旋翼模态下旋翼转速控制方式为：旋翼转速控制器根据旋翼的期望转速nc与实际测量转速n之差计算得到桨尖H₂O₂催化分解发动机需要的H₂O₂期望流量fc，H₂O₂流量控制器根据旋翼转速控制器计算得到的期望流量fc与实际测量流量f的差值计算得到电动调节阀的控制开度，通过控制流经导流管A和导流管B供给H₂O₂催化分解发动机的H₂O₂流量，实现对驱转旋翼扭矩大小的控制，最终实现驱转旋翼模态旋翼转速的控制。