CN106494617B - 一种可垂直起降扑翼飞行器及其飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种可垂直起降扑翼飞行器及其飞行控制方法，可垂直起降扑翼飞行器，包括机身的主承力结构和四套结构相同的独立的扑翼机构，四套扑翼机构分布在机身的主承力结构的四个角上，每套扑翼机构均包括叶片、摇杆、连杆、曲柄和电机，所述的叶片通过第一铰链与摇杆连接，摇杆通过第二铰链与机身的主承力结构连接，摇杆还通过第三铰链与连杆连接，连杆通过第四铰链与曲柄连接，曲柄由带有主动齿轮的电机带动，电机输出轴轴线与机身的主承力结构的底面垂直，电机的底座固定在机身的主承力结构上。曲柄、连杆、摇杆和机身的主承力结构组成曲柄摇杆机构。本发明结构紧凑且允许使用高刚性叶片，叶片强度容易保证，能够产生较大的升力，并且飞行控制方法简单。

Description

一种可垂直起降扑翼飞行器及其飞行控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体是一种可垂直起降扑翼飞行器及其飞行控制方法。

背景技术

自然界中，有些鸟类和昆虫的扑翼飞行方式可以实现快速起飞、加速和悬停，具有很高的机动性和很低的能耗，可垂直起降扑翼飞行器由于具有垂直起降能力，在小空间下更有优势，在军用、民用方面有十分广阔的应用前景。美国研制出了“蜂鸟”微型扑翼飞行器，在垂直起降、前进、后退方面有了突破。

现有技术中，可垂直起降扑翼飞行器存在以下问题：

1、仅依靠扑动两片叶片完成俯仰、滚转、偏航的控制，扑翼机构复杂，扑动频率难以提高，升力较小，效率不高。

2、由于现有的扑翼机构的叶片根部没有可以改变叶片迎角的铰链，现有的扑翼机构只能使用柔性叶片，依靠叶片本身的变形改变迎角，柔性叶片能够产生的升力较小，无法满足大升力的要求。

发明内容

本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种可垂直起降扑翼飞行器及其飞行控制方法，结构紧凑且允许使用高刚性叶片，叶片强度容易保证，能够产生较大的升力，并且飞行控制方法简单。

本发明提供的可垂直起降扑翼飞行器，包括机身的主承力结构和四套结构相同的独立的扑翼机构。所述的机身的主承力结构下方带有起落架，当该飞行器放在水平面上时，机身的主承力结构的底面与水平面平行。所述的四套扑翼机构分布在机身的主承力结构的四个角上，每套扑翼机构均包括叶片、摇杆、连杆、曲柄和电机，所述的叶片通过第一铰链与摇杆连接，第一铰链轴线与机身的主承力结构的底面平行。所述的摇杆上设置有限制叶片迎角的凸起，凸起限制叶片围绕第一铰链在一个固定的范围内摆动，该范围大小取30°至120°，叶片可在此范围内围绕第一铰链在空气动力和惯性力的作用下自由摆动，该飞行器悬停时叶片向前摆动和向后摆动可达到的最小正迎角一致。所述的摇杆通过第二铰链与机身的主承力结构连接，第二铰链轴线与机身的主承力结构的底面垂直。第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反向延长线到飞行器立轴的距离为机身的主承力结构的长度的10%以上，其中第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角取开口朝外的角，且左前方的扑翼机构第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反向延长线与飞行器立轴间的最短线段在飞行器立轴右侧。所述的摇杆还通过第三铰链与连杆连接，第三铰链轴线与机身的主承力结构的底面垂直。所述连杆通过第四铰链与曲柄连接，第四铰链轴线与机身的主承力结构的底面垂直。所述曲柄由带有主动齿轮的电机带动，电机输出轴轴线与机身的主承力结构的底面垂直，电机的底座固定在机身的主承力结构上。曲柄、连杆、摇杆和机身的主承力结构组成曲柄摇杆机构。

本发明还提供了一种可垂直起降扑翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于包括以下过程：

（1）偏航运动：当一套扑翼机构运动时，除了产生竖直向上的推力外，还会产生方向为第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反方向的推力，其中第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角取开口朝外的角。控制左前方和右后方的两个电机的转速较快且右前方和左后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器获得向右偏航的力矩，向右偏航；控制右前方和左后方的两个电机的转速较快且左前方和右后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器获得向左偏航的力矩，向左偏航。

（2）前后运动：控制后方的两个电机的转速较快且前方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向前倾斜，向前运动；控制前方的两个电机的转速较快且后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向后倾斜，向后运动。

（3）侧向运动：控制左侧的两个电机的转速较快且右侧的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向右倾斜，向右运动；控制右侧的两个电机的转速较快且左侧的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向左倾斜，向左运动。

（4）垂直运动：控制全部的四个电机的转速较快，四套扑翼机构产生的总升力大于可垂直起降扑翼飞行器的重力，可垂直起降扑翼飞行器上升；控制全部的四个电机的转速较慢，四套扑翼机构产生的总升力小于可垂直起降扑翼飞行器的重力，可垂直起降扑翼飞行器下降。

本发明有益效果在于：

1、飞行时叶片围绕其根部铰链在一个固定范围内在空气动力和惯性力的作用下自由摆动，不需要使用专门的舵机来控制叶片的迎角，结构紧凑且允许使用高刚性叶片，叶片强度容易保证，能够产生较大的升力。

2、仅通过控制四个电机的转速就可以控制可垂直起降扑翼飞行器的飞行，控制方法简单，扑翼机构简单，容易实现较高的扑动频率，产生较大的升力。

附图说明

图1为本发明的轴测图。

图2为本发明去掉机身的主承力结构的顶部的俯视图。

图3为本发明扑翼机构的轴测图。

图4为本发明的俯视图。

图5为本发明叶片的轴测图。

图6为本发明摇杆的轴测图。

图7为本发明连杆的轴测图。

图8为本发明曲柄的轴测图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

本发明提供了一种可垂直起降扑翼飞行器，如图1、图2所示，包括机身的主承力结构1和四套结构相同的独立的扑翼机构，所述的机身的主承力结构1下方带有起落架，当该飞行器放在水平面上时，机身的主承力结构1的底面与水平面平行。所述的四套扑翼机构分布在机身的主承力结构1的四个角上，每套扑翼机构如图3所示，均包括叶片2、摇杆3、连杆4、曲柄5和电机6。所述的叶片2如图5所示，通过第一铰链与摇杆3连接，第一铰链轴线与机身的主承力结构1的底面平行。所述的摇杆3如图6所示，所述的摇杆3上设置有限制叶片2迎角的凸起7，凸起7限制叶片2围绕第一铰链在一个固定的范围内摆动，该范围大小取30°至120°，叶片2可在此范围内围绕第一铰链在空气动力和惯性力的作用下自由摆动，该飞行器悬停时叶片2向前摆动和向后摆动可达到的最小正迎角一致。所述的摇杆3通过第二铰链与机身的主承力结构1连接，第二铰链轴线与机身的主承力结构1的底面垂直。如图4所示，第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反向延长线到飞行器立轴的距离为机身的主承力结构1的长度的10%以上，其中第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角取开口朝外的角，且左前方的扑翼机构第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反向延长线与飞行器立轴间的最短线段在飞行器立轴右侧。摇杆3还通过第三铰链与连杆4连接，第三铰链轴线与机身的主承力结构1的底面垂直。所述连杆4如图7所示，通过第四铰链与曲柄5连接，第四铰链轴线与机身的主承力结构1的底面垂直。所述曲柄5如图8所示，由带有主动齿轮的电机6带动，电机6输出轴轴线与机身的主承力结构1的底面垂直，电机6的底座固定在机身的主承力结构1上。曲柄5、连杆4、摇杆3和机身的主承力结构1组成曲柄摇杆机构。

本发明还提供了一种可垂直起降扑翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于包括以下过程：

（1）偏航运动：当一套扑翼机构运动时，除了产生竖直向上的推力外，还会产生方向为第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反方向的推力，其中第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角取开口朝外的角。控制左前方和右后方的两个电机的转速较快且右前方和左后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器获得向右偏航的力矩，向右偏航；控制右前方和左后方的两个电机的转速较快且左前方和右后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器获得向左偏航的力矩，向左偏航。

（2）前后运动：控制后方的两个电机的转速较快且前方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向前倾斜，向前运动；控制前方的两个电机的转速较快且后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向后倾斜，向后运动。

（3）侧向运动：控制左侧的两个电机的转速较快且右侧的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向右倾斜，向右运动；控制右侧的两个电机的转速较快且左侧的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向左倾斜，向左运动。

（4）垂直运动：控制全部的四个电机的转速较快，四套扑翼机构产生的总升力大于可垂直起降扑翼飞行器的重力，可垂直起降扑翼飞行器上升；控制全部的四个电机的转速较慢，四套扑翼机构产生的总升力小于可垂直起降扑翼飞行器的重力，可垂直起降扑翼飞行器下降。

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种可垂直起降扑翼飞行器，其特征在于：包括机身的主承力结构（1）和四套结构相同的独立的扑翼机构，所述的机身的主承力结构（1）下方带有起落架，当该飞行器放在水平面上时，机身的主承力结构（1）的底面与水平面平行，所述的四套扑翼机构分布在机身的主承力结构（1）的四个角上，每套扑翼机构均包括叶片（2）、摇杆（3）、连杆（4）、曲柄（5）和电机（6），所述的叶片（2）通过第一铰链与摇杆（3）连接，第一铰链轴线与机身的主承力结构（1）的底面平行，所述的摇杆（3）通过第二铰链与机身的主承力结构（1）连接，第二铰链轴线与机身的主承力结构（1）的底面垂直，第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反向延长线到飞行器立轴的距离为机身的主承力结构（1）的长度的10%以上，其中第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角取开口朝外的角，且左前方扑翼机构第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反向延长线与飞行器立轴间的最短线段在飞行器立轴右侧，所述的摇杆（3）还通过第三铰链与连杆（4）连接，第三铰链轴线与机身的主承力结构（1）的底面垂直，所述连杆（4）通过第四铰链与曲柄（5）连接，第四铰链轴线与机身的主承力结构（1）的底面垂直，所述曲柄（5）由带有主动齿轮的电机（6）带动，电机（6）输出轴轴线与机身的主承力结构（1）的底面垂直，电机（6）的底座固定在机身的主承力结构（1）上，曲柄（5）、连杆（4）、摇杆（3）和机身的主承力结构（1）组成曲柄摇杆机构。

2.根据权利要求1所述的可垂直起降扑翼飞行器，其特征在于：所述的摇杆（3）上设置有限制叶片迎角的凸起（7），凸起（7）限制叶片（2）围绕第一铰链在一个固定的范围内摆动，该范围大小取30°至120°，叶片（2）可在此范围内围绕第一铰链在空气动力和惯性力的作用下自由摆动，该飞行器悬停时叶片（2）向前摆动和向后摆动可达到的最小正迎角一致。

3.一种权利要求1所述可垂直起降扑翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于包括以下过程：

（1）偏航运动：当一套扑翼机构运动时，除了产生竖直向上的推力外，还会产生方向为第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角的角平分线的反方向的推力，其中第一铰链轴线围绕第二铰链摆动角取开口朝外的角，控制左前方和右后方的两个电机的转速较快且右前方和左后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器获得向右偏航的力矩，向右偏航；控制右前方和左后方的两个电机的转速较快且左前方和右后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器获得向左偏航的力矩，向左偏航；

（2）前后运动：控制后方的两个电机的转速较快且前方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向前倾斜，向前运动；控制前方的两个电机的转速较快且后方的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向后倾斜，向后运动；

（3）侧向运动：控制左侧的两个电机的转速较快且右侧的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向右倾斜，向右运动；控制右侧的两个电机的转速较快且左侧的两个电机的转速较慢，可垂直起降扑翼飞行器向左倾斜，向左运动；

（4）垂直运动：控制全部的四个电机的转速较快，四套扑翼机构产生的总升力大于可垂直起降扑翼飞行器的重力，可垂直起降扑翼飞行器上升；控制全部的四个电机的转速较慢，四套扑翼机构产生的总升力小于可垂直起降扑翼飞行器的重力，可垂直起降扑翼飞行器下降。