CN106741918B - 斜积矢量两轴飞行器控制结构 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行技术领域，公开了一种斜积矢量两轴飞行器控制结构。主要发明内容是改变了传统两轴飞行器的对称式控制结构，通过独特的矢量轴前略角设计，引入了两桨反扭力叠加力矩这一新的俯仰控制力矩，通过对数学模型和实验数据的分析，得出了此种独特控制结构中前略角和重心位置之间的配合关系，有效地解决了两轴飞行器俯仰控制稳定性问题。消除了传统两轴飞行器上容易出现的俯仰震荡现象，其作为一种可靠、实用的新型两轴飞行器控制结构，是替代传统倾转旋翼飞行器两桨斜盘变距控制结构的理想方案。其前景在于，在满足垂直起降飞行器稳定性要求的前提下，大幅简化系统结构，提高飞行可靠性和效率。

Description

斜积矢量两轴飞行器控制结构

技术领域

本发明涉及飞行技术领域，主要涉及一种飞行器，尤其涉及飞行模式转换的双旋翼垂直起降飞行器。

背景技术

现有的航空飞行器主要包括以下几类：多轴飞行器，直升机和固定翼飞机。多轴飞行器一般采用多个动力装置对称安装组成，并由动力装置直接驱动固定距螺旋桨产生升力飞行。多轴飞行器有结构简单，维护方便的特点，但是过多的桨叶和动力装置降低了飞行效率。而传统直升机的主、尾桨由动力装置经过传动机构驱动旋转，再通过变距机构控制主、尾桨叶的螺距集体及周期性变化，进而产生升力、反扭力及绕主轴一周的升力差来控制飞行姿态飞行。虽然直升机的桨叶和动力装置较少，但是传动及变距机构复杂，加上传动损耗，效率比多轴飞行器略高。多轴飞行器和直升机都能垂直起降，且能悬停在空中和低速飞行，对于起降场地的要求不高，但是留空时间短，航速低，航程小是这两种飞行器的主要问题。固定翼飞机具有大航程、长航时的特点，但是其不能悬停留空，且需要跑道滑跑起降，这都限制了固定翼飞机的使用范围。尽管现有的尾座式垂直起降固定翼飞机也能实现垂直起降，但在机翼垂直于地面的起降方式下，依靠机翼上的气动舵面保持悬停姿态控制的方法，在气流扰动较大时效果不甚理想，能耗也非常大。但是现实中经常会遇到需要一种既对起降场地要求不要高，又能实现大航程、长航时，且节能、飞行效率高的飞行器，以适应诸如灾害救援、地形线路查勘，甚至特殊情况下的长距离运输等。

目前能较好解决以上矛盾的是倾转旋翼飞行器，它是一种可以垂直起降、空中悬停、低速前飞，并通过旋翼倾转像固定翼飞机一样做高速巡航飞行的独特构型飞行器。倾转旋翼飞机采用的是两桨变距控制方式，可以看作是将两架传统直升机水平横列固定在一起，由于两桨对转反扭矩抵消，所以不需要尾桨加以平衡。通过倾转机构同步倾斜两桨从水平于机身到垂直于机身，进而利用机翼在固定翼模式产生足够升力，就完成了垂直起降模式到固定翼模式的转换。这种两桨变距控制方式本质上和传统直升机是一样的，其结构复杂、传动损耗大、效率低下，在飞行器，尤其是无人机上采用这种结构是得不偿失的，除非是特殊需求，一般情况下也不采用这种方式。采用定距螺旋桨并带有固定式机翼的的倾转多轴飞行器也是一种新型的垂直起降飞行器，可以看作是在多轴飞行器上安装了固定式机翼，这种飞行器同时具备多轴飞行器和固定翼飞行器优点，结构简单适合小型飞行器采用。但是，因为采用多套动力装置及螺旋桨也存在效率低下的问题。

通常来讲，螺旋桨叶越大，动力装置和桨叶越少效率越高，所以两轴飞行器在效率和机械复杂性上做到了较好的折中。这种飞行器主要由以下几个部分组成，动力装置和安装在其上的螺旋桨构成了动力总成，左右动力总成水平对称布置在机身两侧，并安装在左右矢量机构的矢量座上，矢量机构的底座与机架刚性链接。在伺服器驱动下，使安装在矢量座上的动力总成绕矢量机构输出轴旋转。飞行过程中通过动力输出方向同方向旋转控制俯仰姿态，反方向旋转控制偏航姿态，左右两动力装置差动加减速控制横滚姿态，同步加减速控制动力大小，两桨反扭力由桨叶相对旋转而抵消。由此可见，两轴飞行器的动力可矢量变化，所以其俯仰及偏航响应速度更快，而机械结构比采用斜盘变距机构的倾转旋翼飞行器要简单。但这种两轴飞行器一直未能得到广泛应用，最主要的原因是俯仰控制稳定性差。具体分析：

两轴飞行器改变俯仰姿态控制是依靠动力与重心间的距离产生俯仰力矩使机身姿态发生变化，这一控制力矩是以动力作用点到重心距离为半径的圆周函数，而且其半径会随着机身姿态的变化而改变，因此该俯仰控制力矩的变化是非线性的。同时，因为桨叶的陀螺效应，矢量机构在改变动力输出方向的过程中，会对机身主体产生反向扭矩，大小可近似为常量，这一反向扭矩与动力对重心的俯仰控制力矩方向相反，所以两轴飞行器在俯仰控制过程中会产生震荡。通常采用的办法是降低重心高度，重心与动力作用点距离越大，俯仰控制力矩近似线性范围也就越大。然而，重心偏离动力作用点的距离增大会同时增加俯仰和横滚轴上的运动惯量，使飞行器控制变的迟钝。这也是目前的倾转旋翼飞行器采用两桨斜盘变距机构的原因。桨叶螺距绕回转轴周期变化的升力差，对回转轴产生直接的扭矩作用，而回转轴方向保持不变，则桨叶陀螺效应的法线方向不变，较不容易产生俯仰震荡。

发明内容

本发明通过对几种矢量动力的新型飞行器进行分析，并着重研究了采用直驱定距螺旋桨的两轴飞行器俯仰震荡产生的机理和原因，提出了新的控制理论和改进方案。设计出了一种全新类型的斜积矢量两轴飞行器控制结构，通过不断实验证明其纵向稳定性大幅提高，消除了传统两轴飞行器上容易出现的俯仰震荡现象，其作为一种可靠、实用的新型两轴飞行器控制结构，是替代传统倾转旋翼飞行器两桨斜盘变距控制结构的理想方案。其前景在于，在满足垂直起降飞行器稳定性要求的前提下，大幅简化系统结构，提高飞行可靠性和效率。

为了便于描述和理解，本文定义两轴飞行器控制结构的内坐标参考系为：α、β、γ三轴坐标系(图1所示)；外坐标系，即大地坐标系为：X、Y、Z三轴坐标系；两轴飞行器控制结构在两轴飞行器中使用时，绕α轴旋转为滚转，绕β轴旋转为俯仰，绕γ轴旋转为偏航；控制动力输出方向变化的装置为矢量机构，矢量机构的输出轴向为矢量轴δ和ε(图1所示)，矢量机构输出轴旋转的角度为矢量角，动力总成绕矢量轴转动，进而实现动力方向改变的过程为动力矢量过程；桨叶旋转输出的动力中垂直于地面控制飞行器上升、下降的分量为升力，水平于地面控制飞行器前进、后退、左、右侧飞的分量为推力，在具体实施案例采用本控制结构的垂直起降方案中，其两轴控制结构整体（内坐标系）相对翼身整体（外坐标系）发生的旋转为倾转，这一旋转过程称为旋翼倾转过程。以上为本文中一些特定描述的定义。下面来具体分析斜积矢量两轴飞行器控制结构与传统两轴飞行器控制结构在俯仰控制机理方面的异同。

两轴飞行器的姿态控制过程主要受五种力效的影响，分别是：1、桨叶旋转沿旋转轴方向输出的动力。2、桨叶旋转绕旋转轴产生的反扭力。3、桨叶及动力装置转子旋转产生的陀螺效应。4、自身重力。5、空气阻力。其中俯仰控制过程主要是以下两种力的合成力矩：其一：当矢量机构驱动两动力总成做同方向同步偏转时，因动力方向和重心不在同一条直线上，会产生力矩，从而使飞行器发生俯仰运动。其二：当矢量机构驱动两动力总成做同方向同步偏转时，桨叶产生的反扭力方向同时发生改变。如果两矢量机构的矢量轴相对α轴存在夹角（为便于理解，本结构在两轴飞行器中使用时这一夹角可以理解为前略角或后略角），则动力总成会沿各自的矢量轴偏转，进而使两桨回转面会呈一定夹角，此时两桨的反扭力因回转面夹角的存在而不能完全抵消。其结果是：两桨的反扭力在平行于两动力总成中心连线（β轴）上的分量因为旋转方向相反互相抵消，而在垂直于两动力总成中心连线（α轴）上的分量因为旋转方向相同而相互叠加。这一叠加的反扭力也会使两轴飞行器发生俯仰运动。需要特别指出的是如果两个矢量机构的输出轴共轴，即矢量轴δ和ε夹角为180°的情况，就是本文前述的传统两轴飞行器控制结构，其两桨产生的反扭力始终沿矢量轴对称抵消。所以传统两轴飞行器只有上述第一种俯仰控制力矩，在其他条件相同的情况下，传统两轴飞行器矢量轴垂直于α轴所以动力对重心产生的俯仰力矩最大，但是其大小变化过程是随矢量角变化的正弦函数，其非线性特点会在大幅度改变俯仰姿态时产生震荡。而矢量轴δ和ε相对于α轴有前略角的斜积矢量两轴飞行器，有两桨反扭力叠加形成的扭矩作为补偿。通过对数学模型的分析可知，两桨反扭力之合与动力对重心产生力矩的大小随矢量角变化的曲线都是正弦函数曲线。而且随着两矢量轴间夹角的变化两种力矩的正弦曲线存在相位差。这一相位差随两矢量轴间夹角变化从0°到180°变化。因此，两桨合成反扭力在矢量轴与α轴夹角为±45°时，即两个矢量轴δ和ε间夹角为90°时与动力对重心产生的力矩相位呈90°，再通过调整重心位置匹配不同升阻比桨叶的反扭力效，可以使第一种和第二种俯仰控制力矩合成后的总力矩随矢量角变化的曲线趋近线性，据此，获得稳定的俯仰控制力矩，从而显著提高姿态控制的稳定性。

另外，需要指出的是两矢量机构的矢量轴在γ轴向上存在夹角（在两轴飞行器中可以理解为上反角或下反角），这种情况下虽有反扭力叠加，但是无法与俯仰姿态控制力矩相位形成补偿，合成俯仰控制力矩依然呈非线性。所以俯仰稳定效果不明显。

需要特别指出的是，本发明的飞行器控制结构可控制具体飞行器将内参考坐标系（见图1）的α轴和β轴任一方向作为前进方向飞行。在本实施案例中仅以两轴垂直起降模式下α轴为前进方向，并加装在固定翼机身上为例来进行描述，。

如附图2、3所示，本实施例的飞行器控制结构包括两个动力总成为飞行器提供动力；还包括两个矢量机构来实现动力输出方向的变化；还包括两个斜积架和一组连接件用于固定安装两组矢量机构及其上的动力总成，从而组成两组斜积矢量动力组件并连接在一起。

如附图2、3所示，本实施例的两组斜积矢量动力组件通过连接件垂直于前进方向连接在一起，且对称设置于前进方向的两侧，组成完整的斜积矢量两轴飞行器控制结构。

如附图4所示，螺旋桨（103）固定连接在动力装置（101）的输出轴上，动力装置（101）的底座以动力装置（101）的输出轴为中心固定连接在矢量座（102）中心上。由此构成动力总成为飞行器提供动力。

如附图4所示，伺服装置（202）固定连接在伺服基座（201）上，矢量座（102）与伺服装置（202）通过伺服法兰（203）径向连接在伺服装置（202）输出轴上。矢量座（102）可随伺服装置（202）输出轴的转动而偏转，实现动力装置的输出轴方向变化，从而构成了动力矢量机构。

如附图4所示，矢量机构的伺服基座（201）以动力装置（101）输出轴圆心与浆框（302）圆心保持同轴的位置上固定连接在斜积樑（301）中心。

本实施案例中，斜积樑（301）与浆框（302）为一体制造部件。动力总成及矢量机构安装就位后，就构成斜积矢量动力组件。

如附图2、3所示，两个斜积矢量动力组件通过连接法兰（402）固定连接在连接樑（301）的两端，最终实现本发明的斜积矢量两轴飞行器控制结构。

如附图5、6、7、8、9所示，将本发明的斜积矢量两轴飞行器控制结构铰接连接在翼身上，且以本发明的连接樑（301）为倾转轴，就可以实现本结构相对翼身的倾转，即以外参考坐标系来看，实现斜积矢量两轴飞行器控制结构的倾转，从而实现飞行器从两轴垂直起降模式与双发动机固定翼平飞模式的转换。

本实施案例并不用于限制本发明。本领域的普通技术人员可以理解。在本发明各实施方式中，为了使读者更好地理解本发明而提出了技术细节，但是即使没有这些技术细节和基于以上各实施方式的种种变化和修改，包括气动外形，甚至以本发明作为载具而吊挂外附设备或器械等，也可以实现本发明各项权利要求所要求保护的技术方案。凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替代、改进等，均应包括在本发明的保护范围之内。

附图中零件编号为：动力装置-101、矢量架-102、螺旋桨-103、伺服基座-201、伺服装置-202、伺服法兰-203、斜积樑-301、浆框-302、连接樑-401、连接法兰-402。

附图1是斜积矢量两轴飞行器控制结构参考坐标系及等轴图；附图2是斜积矢量两轴飞行器控制结构正视图；附图3是斜积矢量两轴飞行器控制结构俯视图；附图4是斜积矢量两轴飞行器控制结构A-A剖面图；附图5是实施例两轴垂直起降模式正视图；附图6是实施例两轴垂直起降模式俯视图；附图7是实施例固定翼平飞模式正视图；附图8是实施例固定翼平飞模式俯视图；附图9是实施例短距起降、慢速平飞模式等轴图。

Claims (16)

1.一种飞行器控制结构，其特征在于：所述的飞行器控制结构包括：

（1）直线型连接件，且连接件中心位于坐标系O-αβγ原点；

（2）两个斜积架，分别固定连接到连接件两端，并且关于α轴对称分布，所述斜积架包括圆形的桨框（302）和倒U形的斜积樑（301），桨框（302）圆周与连接件端部固定连接，且两个桨框（302）圆心连线与连接件同轴，斜积樑（301）U形开口两端与桨框（302）圆周垂直固定连接，连接点连线通过桨框（302）圆心，并且斜积樑（301）中心位于通过桨框（302）平面圆心的垂线上，桨框（302）所在的平面处于平面α-β内，斜积樑（301）在桨框（302）所在的平面内的投影与α轴呈一锐角夹角；

（3）两个矢量框架，所述的矢量框架固定连接在斜积架内的斜积樑（301）中心，且矢量框架与斜积樑（301）的连接面平行于平面α-β，每个矢量框架包括一个伺服装置（202）；

（4）两个动力总成，位于矢量框架内，初始状态，动力总成输出轴轴线通过斜积樑（301）中心并垂直于桨框（302）所在的平面，推力矢量调节过程中，两个动力总成在各自伺服装置（202）的作用下分别随矢量轴δ和ε的转动而偏转，两个动力总成输出轴轴线随之也分别在通过斜积樑（301）中心且垂直于平面A-A和B-B的平面内转动；

其中飞行器控制结构坐标系基于右手系的笛卡尔坐标系O-αβγ，该坐标系的三个轴分别是α、β、γ，α轴和β轴构成的平面α-β平行于大地，飞行器飞行时，绕α轴的旋转为横滚运动，控制动力输出方向变化的装置为伺服装置（202），两个伺服装置（202）的输出轴分别为矢量轴δ和ε，沿两个桨框与斜积樑（301）连接的两个连接点剖开并过斜积樑（301）中心的平面为A-A和B-B。

2.根据权利要求1所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的各动力总成包括：

（1）凹型矢量架（102），其两侧壁垂直于平面α-β和平面A-A，或其两侧壁垂直于平面α-β和平面B-B；

（2）动力装置（101），固定安装在矢量架（102）内底边中心，其中矢量架（102）底边中心位于动力装置输出轴轴线上；

（3）螺旋桨（103）固定连接在所述的动力装置（101）输出轴端面上，且可沿所述的动力装置输出轴作旋转运动。

3.根据权利要求1所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的各矢量框架包括：

（1）凹型伺服基座（201），其两侧垂直于平面α-β和平面A-A，或其两侧壁垂直于平面α-β和平面B-B；

（2）伺服装置，固定安装在伺服基座（201）的一侧上，矢量轴δ、ε分别在平面A-A、B-B内，均平行于平面α-β、且垂直于动力装置（101）输出轴；

（3）伺服法兰（203），一端固定连接在伺服基座（201）另一侧，另一端铰接在矢量架（102）的一侧壁上，伺服法兰（203）轴线与矢量轴δ或ε同轴。

4.根据权利要求1所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的连接件包括：

（1）直线型连接樑（401）；

（2）两个连接法兰（402），连接法兰（402）与连接樑（401）两端同轴固定连接。

5.根据权利要求2所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的动力装置（101）是发动机。

6.根据权利要求3所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的矢量架（102）一个侧壁固定连接在伺服装置（202）的输出轴上，另一个侧壁沿矢量轴δ或ε的轴线铰接在所述的伺服法兰（203）上。

7.根据权利要求2所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的螺旋桨（103）的回转直径小于桨框（302）的直径。

8.根据权利要求2所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的螺旋桨（103）回转平面高于、且平行于平面α-β。

9.根据权利要求4所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的连接樑（401）通过所述的连接法兰（402）与两个桨框（302）固定连接。

10.根据权利要求3所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的两个矢量轴δ和ε所在的两个平面A-A和B-B分别位于平面α-γ两侧，且互为镜像。

11.根据权利要求3所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的两个矢量轴δ和ε所在的两个平面A-A和B-B均垂直于平面α-β。

12.根据权利要求3所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的两个矢量轴δ和ε所在的两个平面A-A和B-B相交于平面α-γ。

13.根据权利要求10所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的平面A-A和B-B对于所述的平面α-γ均分别呈20~70度夹角。

14.根据权利要求1或4任一项所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的连接件与所述的β轴同轴。

15.根据权利要求1或4任一项所述的飞行器控制结构，其特征在于：所述的两个桨框（302）位于平面α-γ两侧，且对称于所述的平面α-γ。

16.根据权利要求2所述的飞行器控制结构，其特征在于：两个所述的动力装置（101）输出轴互为反向旋转。

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