CN104816824A - 基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，包括飞机结构和飞控系统。飞机结构包括机身、固定翼、舵机系统以及安装在机身周侧或固定翼上的多台发动机。飞控系统包括多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统，多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统相对独立或整合在同一个飞控系统内。通过计算机控制多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统对舵机系统、发动机的输出通道的开启和关断实现在两种飞行模式之间自由切换，即能够以多旋翼方式垂直起降，又能够以固定翼方式高速巡航。本发明结构简单、可靠性强，操控灵活，成本低廉，不仅适用于无人机，而且适用于载人机，并可广泛应用于民航和军事等领域。

Description

基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机及其控制方法

技术领域

本发明涉及航空飞行器设计领域，具体涉及一种双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，以及相应的飞行控制方法。

背景技术

固定翼飞行器具有飞行效率高、速度快、距离远、系统结构简单、重量轻、成本与使用费低等优点，但固定翼飞行器也有自身不可避免的缺陷，即在起飞和降落时需要滑跑或者利用特殊的发射回收装置。特别对于小型固定翼无人机而言，由于城市高楼林立，对仅能进行滑跑起飞及降落的常规小型固定翼无人机的局限性很大。

多旋翼飞行器具有垂直起降能力，能够使用城市中的空地完成起飞和降落，且能轻松在楼宇间穿梭，因此对城市空域的适应性更好。但多旋翼飞行器直接和动力系统相连的旋翼的效率远不如固定翼飞机的机翼，因此功耗大。又因其前进速度主要靠旋翼桨盘通过倾斜盘的倾斜产生的分力提供，同时前进飞行的阻力也较固定翼飞机大的多。其飞行速度，距离和续航时间都不如固定翼飞机。为此，航空领域的技术人员一直在找寻能兼有固定翼飞机和多旋翼飞机性能、优点于一身的飞行器。

目前普遍应用的垂直起降+固定翼方案主要为倾转发动机式。该方案将升力发动机和巡航发动机合二为一，通过机械变轴结构，在飞行状态转换时倾转发动机，使发动机的推力方向绕机身横轴转动，而机身在飞行中基本保持水平。但是，倾转发动机对发动机在飞机上的位置带来很大的限制，不光机翼、发动机的位置必须和飞机的重心一致，一旦部分升力发动机故障或瞬时出力不足，非对称升力容易引起灾难性的事故。再则，发动机本身十分沉重，倾转发动机谈何容易。因此现有方案具有推力转换机构或动力装置复杂、附件质量大的缺点，不利于飞行器的轻小型化和飞行效率的提高。

发明内容

针对上述问题，本发明提供了一种可以降低飞行器的复杂程度，兼顾多旋翼垂直起降与固定翼高速巡航的特点，而且能在两种飞行模式之间能自由转换，而且结构简单、操控灵活、性能可靠的基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机及其控制方法。

本发明的技术方案如下：

一种基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，包括飞机结构和飞控系统；

飞机结构，为常规结构、飞翼结构或V尾结构，包括机身、布置在机身上的固定翼以及安装在固定翼上的舵机系统；所述机身周侧或固定翼上连接有多台发动机；所述发动机为内燃机、电动机、喷气式发动机或火箭式发动机；

飞控系统，安装于飞机结构中，包括多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统，所述多旋翼飞控系统的多个输出通道分别连接各发动机，所述固定翼飞控系统的输出通道包括多个舵机控制通道和一个油门控制通道，所述舵机控制通道分别连接各舵机，所述油门控制通道连接各发动机；所述多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统均与手动控制模块、电源和GPS模块相连接，所述固定翼飞控系统与空速计相连接；所述GPS模块连接计算机；计算机和手动控制模块通过通断开关连接并控制所述多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统的输出通道的开启和关断。

其进一步的技术方案为：所述多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统相对独立，或者整合在同一个飞控系统内。

其进一步的技术方案为：所述发动机的型号相同，数量为三台以上，且所有发动机的在垂直方向上的共同重心与飞机机身及固定翼结构的重心重合。

其进一步的技术方案为：所述各台发动机的尾部分别安装有支撑杆。

其进一步的技术方案为：所述飞机为常规结构，包括机身，机身中部布置有机翼，机身尾部布置有水平尾翼和垂直尾翼；所述机翼的后缘安装有可动的副翼，所述水平尾翼的后缘安装有可动的升降舵，所述垂直尾翼的后缘安装有可动的方向舵；所述机身周侧通过多个连接杆连接有多台发动机，各台发动机的尾部分别安装有支撑杆。

其进一步的技术方案为：所述飞机为飞翼结构，包括机身，机身左右侧布置有一对水平翼，机身上下侧布置有一对垂直翼，且所述水平翼的翼展长度大于所述垂直翼的翼展长度；所述水平翼的后缘安装有由升降舵和副翼组合而成的可动的升降副翼，所述垂直翼的后缘安装有可动的方向舵，所述水平翼、垂直翼上分别安装有由发动机，各台发动机的尾部分别安装有支撑杆。

本发明还提供了一种基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机的控制方法：

飞机具有手动飞行模式和自动飞行模式，在自动飞行模式下：

起飞阶段，飞机头部朝上，处于垂直起降姿态，计算机控制或手动控制通断开关开启多旋翼飞控系统的输出通道，同时关闭固定翼飞控系统的输出通道，由多旋翼飞控系统控制各发动机工作，通过发动机旋转产生的升力克服重力，逐步提高飞机的飞行高度，并通过控制各发动机的输出功率，实现对飞机起飞过程中飞行姿态的调整和爬升速度的调节；

空中飞行阶段，当安装在飞机中的GPS模块探测到飞机到达指定安全飞行高度或到达指定行程点时计算机控制、或手动控制通断开关关闭多旋翼飞控系统的输出通道，同时开启固定翼飞控系统的输出通道，由固定翼飞控系统控制安装在固定翼上的舵机系统工作，使飞机从垂直起降姿态变为平飞姿态，并通过控制舵机系统实现对平飞姿态的调整，同时通过控制各发动机的输出功率实现对飞行速度的调节；

降落阶段，当安装在飞机中的GPS模块探测到飞机到达指定安全飞行高度或到达指定行程点时计算机控制、或手动控制通断开关开启多旋翼飞控系统的输出通道，同时关闭固定翼飞控系统的输出通道，由多旋翼飞控系统控制各发动机工作，通过控制各发动机的输出功率，使飞机从平飞姿态变为垂直起降姿态，通过发动机旋转产生的升力克服重力，逐步降低飞机的飞行高度，直至飞机安全降落；在此期间，通过控制各发动机的输出功率，实现对飞机降落过程中飞行姿态的调整和下降速度的调节。

本发明的有益技术效果是：

本发明兼有固定翼飞机和多旋翼飞机的优点，能够在两种飞行模式之间自由切换，即能够以多旋翼方式垂直起降，又能够以固定翼方式高速巡航。没有特殊的机械变轴结构，结构简单、可靠性强，操控灵活，成本低廉。

本发明采用双飞控系统，两种飞控系统都是成熟技术，相比于在重新开发一套实现固定翼飞机又实现多旋翼飞机的控制的新的飞控系统，有利于降低开发成本和研制风险。双飞控系统控制原理上更加方便，不需要复杂的机械变轴结构，也不会影响机内载荷和设备的布置。

本发明不仅适用于无人机，而且适用于载人机，并可广泛应用于民航和军事等领域。

附图说明

图1是本发明飞机结构实施例一的立体图。

图2是本发明飞机结构实施例一的主视图。

图3是本发明飞机结构实施例一的俯视图。

图4是本发明飞机结构实施例一的左视图。

图5是本发明飞机结构实施例二的立体图。

图6是本发明飞机结构实施例二的主视图。

图7是本发明飞机结构实施例二的俯视图。

图8是本发明飞控系统的原理图。

附图标记说明：1-1.机身；1-2.机翼；1-3.水平尾翼；1-4.垂直尾翼；1-5.副翼；1-6.升降舵；1-7.方向舵；1-8.连接杆；1-9.发动机；1-10.螺旋桨；1-11.支撑杆；2-1.机身；2-2.水平翼；2-3.垂直翼；2-4.升降副翼；2-5.方向舵；2-6.发动机；2-7.螺旋桨；2-8.支撑杆；1.多旋翼飞控系统；2.固定翼飞控系统；3.发动机；4.舵机系统；5.电源；6.GPS模块；7.空速计；8.计算机；9.通断开关；10.手动控制模块。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步说明。

【实施例一】

图1、图2、图3、图4所示的是本发明在常规结构飞机上的实施例。如图1至图4所示，该实施例中，飞机结构包括机身1-1，机身1-1中部布置有一对机翼2-2，机身1-1尾部布置有一对水平尾翼1-3和一个垂直尾翼1-4。机翼2-2的后缘分别安装有可动的副翼1-5。水平尾翼1-3的后缘分别安装有可动的升降舵1-6。垂直尾翼1-4的后缘安装有可动的方向舵1-7。机身1-1上通过4根连接杆1-8分别连接4台型号相同的发动机1-9，发动机1-9上安装有螺旋桨1-10，发动机1-9和螺旋桨1-10组成旋翼，发动机1-9的尾部安装有支撑杆1-11，支撑杆1-11的作用是在座地时保持飞机平稳。

【实施例二】

图5、图6、图7所示的是本发明在飞翼结构飞机上的实施例。如图5至图7所示，该实施例中，飞机结构包括机身2-1，机身2-1左右侧布置有一对水平翼2-2，机身2-1上下侧布置有一对垂直翼2-3，并且水平翼2-2的翼展长度大于垂直翼2-3的翼展长度。水平翼2-2的后缘分别安装有兼有升降舵和副翼功能的可动的升降副翼2-4。垂直翼2-3的后缘分别安装有可动的方向舵2-5。水平翼2-2、垂直翼2-3的翼梢均分别安装有型号相同的发动机2-6，发动机2-6上安装有螺旋桨2-7，发动机2-6和螺旋桨2-7组成旋翼，发动机2-6的尾部安装有支撑杆2-8，支撑杆2-8的作用是在座地时保持飞机平稳。

注：上述两个实施例附图中所示出的发动机的类型、数量和安装位置仅为参考，并非对本发明的限定。例如对于发动机的安装位置来说，既可以安装在翼梢，也可以安装在翼中部。

图8是本发明的飞控系统示意图。如图8所示，飞控系统安装在上述飞机结构中，是包括多旋翼飞控系统1和固定翼飞控系统2的双飞控系统。多旋翼飞控系统1和固定翼飞控系统2可以是相对独立的，也可以整合在同一个飞控系统内。其中，多旋翼飞控系统1的输出通道有多个，分别连接并控制实施例一或实施例二中的4台发动机3。固定翼飞控系统2的输出通道则包括舵机控制通道和油门控制通道。舵机控制通道有多个，分别连接并控制包括常规结构、飞翼结构、V尾结构在内的各种飞机结构的副翼、升降舵、升降副翼、方向舵等组成的舵机系统4。油门控制通道为单一通道，连接并统一控制实施例一或实施例二中的4台发动机3。电源5与多旋翼飞控系统1和固定翼飞控系统2相连，为其供电。GPS模块6与多旋翼飞控系统1和固定翼飞控系统2相连，提供飞行位置与高度数据，作为控制依据。空速计7与固定翼飞控系统2相连，提供空气速度数据，作为平飞姿态下的控制依据。通断开关9连接并控制多旋翼飞控系统1和固定翼飞控系统2的输出通道的开启和关断。手动控制模块10连接通断开关9、多旋翼飞控系统1和固定翼飞控系统2，提供控制指令。通断开关9的控制指令由计算机8或者手动控制模块10提供。计算机8的控制依据由GPS模块6提供。

本发明对上述双飞控系统飞机的飞行控制方法如下：

飞机在空中飞行主要包括三种动作：一，左右倾斜,(由副翼操纵)；二，上下升降(由升降舵操纵)；三，左右偏转(由方向舵操纵)。副翼为飞机的主操作舵面，操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动，翼展长而翼弦短。升降舵是水平翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行俯仰操纵。当需要操纵飞机抬头或低头时，水平翼中的升降舵就会发生作用。在飞翼布局的飞行器中，将升降舵和副翼合二为一，成为升降副翼。若两片升降副翼同向偏转，飞机就会上升或下降；若反向偏转，就会向左右滚转。升降副翼的面积必须设计得比较大，因为作为升降舵使用时升降副翼的操纵力臂比正常布局的飞机要小。方向舵是用来修正飞机航向和角度转向，安装在垂直翼上为实现飞机航向操纵的可活动的翼面部分。方向舵多数用于角度较小的转向，大角度转向需要借助副翼使飞机倾斜偏转产生离心力，同时使用副翼调节机身上抬下俯上完成大角度转向。

在本发明飞机的整个飞行过程中，多旋翼飞控系统1和固定翼飞控系统2这两个飞控系统始终是工作的，切换的是这两个飞控系统与被控制对象之间输出通道的畅通关系。

起飞阶段，飞机头部朝上，尾部的支撑杆触地，处于垂直起降姿态，计算机8控制通断开关9开启多旋翼飞控系统1的输出通道，同时关闭固定翼飞控系统2的输出通道(注：上述过程也可由手动控制模块10控制)。此时，由多旋翼飞控系统1控制各发动机3工作，通过发动机3带动螺旋桨旋转产生的升力克服重力，逐步提高飞机的飞行高度。在此阶段，多旋翼飞控系统1通过控制各发动机3输出功率形成升力差或扭矩差，实现飞机起飞过程中飞行姿态的调整；通过控制发动机3输出功率的大小，实现飞机爬升速度的调节。

空中飞行阶段，当GPS模块6探测到飞机到达指定的安全的平飞高度或到达指定的平飞行程点时，计算机8控制通断开关9关闭多旋翼飞控系统1的输出通道，同时开启固定翼飞控系统2的输出通道(注：上述过程也可由手动控制模块10控制)。此时，固定翼飞控系统2控制包括副翼、升降舵、方向舵在内的舵机系统4共同作用，调整飞行姿态，使飞机从垂直起降姿态变为平飞姿态。在空中飞行阶段，固定翼飞控系统2通过空速计7提供的数据控制舵机系统，实现对平飞姿态的调整；通过油门统一控制各发动机3的输出功率的大小，实现对飞行速度的调节。

降落阶段，当GPS模块10探测到飞机到达指定的安全的下降高度或到达指定行的下降行程点时，计算机8控制通断开关9开启多旋翼飞控系统1的输出通道，同时关闭固定翼飞控系统2的输出通道(注：上述过程也可由手动控制模块10控制)。此时，由多旋翼飞控系统1控制各发动机3工作，通过控制各发动机3输出功率形成升力差或扭矩差，使飞机从平飞姿态变为垂直起降姿态。接着，通过发动机3带动螺旋桨旋转产生的升力克服重力，逐步降低飞机的飞行高度，直至飞机安全降落。在此阶段，多旋翼飞控系统1通过控制各发动机3输出功率形成升力差或扭矩差，保证飞机降落过程中飞行姿态的平衡；通过控制发动机3输出功率的大小，实现飞机下降速度的调节。

以上所述的仅是本发明的优选实施方式，本发明不限于以上实施例。可以理解，本领域技术人员在不脱离本发明的精神和构思的前提下直接导出或联想到的其他改进和变化，均应认为包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，其特征在于：包括飞机结构和飞控系统；

飞机结构，为常规结构、飞翼结构或V尾结构，包括机身、布置在机身上的固定翼以及安装在固定翼上的舵机系统；所述机身周侧或固定翼上连接有多台发动机；所述发动机为内燃机、电动机、喷气式发动机或火箭式发动机；

飞控系统，安装于飞机结构中，包括多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统，所述多旋翼飞控系统的多个输出通道分别连接各发动机，所述固定翼飞控系统的输出通道包括多个舵机控制通道和一个油门控制通道，所述舵机控制通道分别连接各舵机，所述油门控制通道连接各发动机；所述多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统均与手动控制模块、电源和GPS模块相连接，所述固定翼飞控系统与空速计相连接；所述GPS模块连接计算机；计算机和手动控制模块通过通断开关连接并控制所述多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统的输出通道的开启和关断。

2.根据权利要求1所述的基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，其特征在于：所述多旋翼飞控系统和固定翼飞控系统相对独立，或者整合在同一个飞控系统内。

3.根据权利要求1所述的基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，其特征在于：所述发动机的型号相同，数量为三台以上，且所有发动机的在垂直方向上的共同重心与飞机机身及固定翼结构的重心重合。

4.根据权利要求1所述的基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，其特征在于：所述各台发动机的尾部分别安装有支撑杆。

5.根据权利要求1所述的基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，其特征在于：所述飞机为常规结构，包括机身，机身中部布置有机翼，机身尾部布置有水平尾翼和垂直尾翼；所述机翼的后缘安装有可动的副翼，所述水平尾翼的后缘安装有可动的升降舵，所述垂直尾翼的后缘可以安装有可动的方向舵；所述机身周侧通过多个连接杆连接有多台发动机，各台发动机的尾部分别安装有支撑杆。

6.根据权利要求1所述的基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机，其特征在于：所述飞机为飞翼结构，包括机身，机身左右侧布置有一对水平翼，机身上下侧布置有一对垂直翼，且所述水平翼的翼展长度大于所述垂直翼的翼展长度；所述水平翼的后缘安装有由升降舵和副翼组合而成的可动的升降副翼，所述垂直翼的后缘可以安装有可动的方向舵，所述水平翼、垂直翼上分别安装有由发动机，各台发动机的尾部分别安装有支撑杆。

7.一种如权利要求1～6任一项所述的基于双飞控系统的固定结构式垂直起降飞机的控制方法，其特征在于：

起飞阶段，飞机头部朝上，处于垂直起降姿态，计算机控制或手动控制通断开关开启多旋翼飞控系统的输出通道，同时关闭固定翼飞控系统的输出通道，由多旋翼飞控系统控制各发动机工作，通过发动机旋转产生的升力克服重力，逐步提高飞机的飞行高度，并通过控制各发动机的输出功率，实现对飞机起飞过程中飞行姿态的调整和爬升速度的调节；

空中飞行阶段，当安装在飞机中的GPS模块探测到飞机到达指定安全飞行高度或到达指定行程点时计算机控制、或手动控制通断开关关闭多旋翼飞控系统的输出通道，同时开启固定翼飞控系统的输出通道，由固定翼飞控系统控制安装在固定翼上的舵机系统工作，使飞机从垂直起降姿态变为平飞姿态，并通过控制舵机系统实现对平飞姿态的调整，同时通过控制各发动机的输出功率实现对飞行速度的调节；

降落阶段，当安装在飞机中的GPS模块探测到飞机到达指定安全飞行高度或到达指定行程点时计算机控制、或手动控制通断开关开启多旋翼飞控系统的输出通道，同时关闭固定翼飞控系统的输出通道，由多旋翼飞控系统控制各发动机工作，通过控制各发动机的输出功率，使飞机从平飞姿态变为垂直起降姿态，通过发动机旋转产生的升力克服重力，逐步降低飞机的飞行高度，直至飞机安全降落；在此期间，通过控制各发动机的输出功率，实现对飞机降落过程中飞行姿态的调整和下降速度的调节。