CN107089328A - 混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机及其飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机及其飞行控制方法，无人机包括机身、机翼、主驱动电机与螺旋桨、活塞动力涵道螺旋桨以及安装在涵道上的尾翼。本发明采用了电机和活塞发动机两套动力系统，在时间短且需要功率大的垂直起降阶段，电机为驱动动力，可以充分发挥电机功率重量比高的优点，减小动力系统重量；在巡航飞行阶段，由尾部活塞发动机及其驱动的涵道螺旋桨系统驱动飞机前飞，活塞动力以及涵道螺旋桨系统等可以按巡航状态最佳来进行选择和设计而无需兼顾垂直起降状态，可有效减小巡航状态的耗油率，再结合大展弦比机翼，可保证飞机进行长时间飞行，同时动力系统重量的减小可减小无人机空机重量比，有效提高飞机的载荷能力。

Description

混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机及其飞行控制方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体为一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机及其飞行控制方法。

背景技术

综合国内外的发展情况，垂直起降固定翼无人机有多种形式，其中一种为倾转动力式，垂直起降时利用动力产生的推力和拉力托起飞机的重量，平飞时将动力倾转作为前飞动力，动力一般为旋翼、螺旋桨或者涵道风扇。这其中又可以细分成三类：一类是将动力安装的机身或机翼上，单纯倾转动力，如美国无人倾转旋翼无人机“鹰眼”，以色列飞机工业公司的“黑豹”倾转螺旋桨无人机等；一类是将动力安装在机翼上，部分或全部机翼和动力一起倾转，如美国NASA Langley研究中心的GL-10无人机；一类是将动力安装的机翼或机身上，飞机机体一起倾转，因为起飞和降落时飞机以“坐着”的方式停留在地面上，也叫“尾坐式”，如美国马丁无人机公司(Martin UAV)的V-Bat无人机。相比于其它两类倾转动力式无人机，尾坐式无人机无飞行模式转换所需的动力倾转机构，因此具有构型简单、结构重量轻等优点。对于倾转动力式无人机，由于使用一套动力系统分别提供垂直起降升力和水平飞行的拉力，而通常垂直起降状态下所需动力功率是最大的，而固定翼巡航飞行所需功率较小，因此其动力装置功率及重量相比于无垂直起降功能的固定翼飞机要大很多，并且在巡航飞行时动力功率富余过多，并不是工作在最佳状态，耗油率增大，由此带来尾坐式无人机空机重比大、载荷能力小和续航时间短等问题。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，提供一种动力系统重量轻、垂直起降和巡航飞行驱动效率高的具有长航时能力的尾坐式无人机，本发明提出了一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机及其飞行控制方法。

本发明的技术方案为：

所述一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机，包括机身、机翼，其特征在于：还包括主驱动电机与螺旋桨、活塞动力涵道螺旋桨以及安装在涵道上的尾翼；采用单台主驱动电机安装在机身前部，或采用偶数台主驱动电机，相对机身对称安装在机翼前部；安装在主驱动电机上的螺旋桨在不旋转时能够折叠贴附在机身或电机安装座上；活塞动力为燃油发动机，安装在机身尾部，驱动涵道螺旋桨系统；尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，安装在涵道上，尾翼上有偏转舵面，且一部分偏转舵面处于涵道内侧螺旋桨滑流覆盖区域。

进一步的优选方案，所述一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机，其特征在于：机翼采用适用于长航时要求的大展弦比机翼，对称安装在机身中段两侧，机翼上有内侧襟副翼和外侧襟翼。

所述一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机的控制方法，其特征在于：

无人机起飞前垂直于地面安装，头部向上；起飞时主驱动电机和尾部活塞发动机均开启到最大工作状态，电机螺旋桨拉力和涵道螺旋桨的推力一起驱动无人机上升；上升过程中，电动螺旋桨与涵道螺旋桨的反扭矩通过转向相反的方式部分抵消，剩余部分通过偏转处于电动螺旋桨滑流中的机翼内侧襟副翼产生的气动力矩来抵消；同时在上升过程中通过协调偏转处于涵道螺旋桨滑流中的尾翼舵面产生的俯仰和偏航力矩进行无人机姿态控制；

无人机起飞到达一定高度后，操纵尾翼舵面产生低头力矩，无人机低头同时加速，转为水平飞行；当飞行速度达到一定值后，主驱动电机停转，螺旋桨向后折叠为顺气流方向，无人机在尾部涵道螺旋桨的驱动下进行巡航飞行；

当无人机垂直着陆时，主驱动电机启动，同时控制无人机抬头爬升处于垂直状态，然后通过减小主驱动电机转速的方式调节垂直拉力，控制无人机下降，在此过程上尾翼舵面偏转进行姿态控制，保证机体处于垂直状态直至着陆。

有益效果

活塞动力的优点在于耗油率低，适宜长航时飞行，缺点在于功率重量比低，而航空驱动电机功率重量比高，缺点在于其动力来源于电池，而电池的能量密度低，长时间工作所需电池重量大。本发明所述一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机，采用了电机和活塞发动机两套动力系统，在时间短且需要功率大的垂直起降阶段，电机为驱动动力，可以充分发挥电机功率重量比高的优点，减小动力系统重量，而同时因为垂直起降阶段时间短，飞机无需背负大重量电池；在巡航飞行阶段，主驱动电机停转，由尾部活塞发动机及其驱动的涵道螺旋桨系统驱动飞机前飞，活塞动力以及涵道螺旋桨系统等可以按巡航状态最佳来进行选择和设计而无需兼顾垂直起降状态，可有效减小巡航状态的耗油率，再结合大展弦比机翼，可保证飞机进行长时间飞行，同时动力系统重量的减小可减小无人机空机重量比，有效提高飞机的载荷能力。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：本发明实施例1结构立体图

图2：本发明实施例1尾部结构立体图

图3：本发明实施例2结构立体图

其中：1、机身；2、主拉力螺旋桨；3、主驱动电机；4、机翼；5、外侧副翼；6、内侧襟副翼；7、水平尾翼；8、垂直尾翼；9、涵道螺旋桨系统；10、活塞发动机；11、升降舵；12、方向舵。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

本发明目的是提出一种动力系统重量轻、垂直起降和巡航飞行驱动效率高的具有长航时能力的尾坐式无人机，包括机身、大展弦比机翼、主驱动电机与螺旋桨、活塞动力涵道螺旋桨以及安装在涵道上的尾翼。机翼为大展弦比设计，在巡航飞行状态下具有升阻比大的优点，对称安装在机身中段两侧，其上有内侧襟副翼和外侧襟翼；主驱动电机安装机身头部或者对称安装在机翼前部，安装在驱动电机上的螺旋桨为两到三叶，不转动时可折叠贴附在机身或电机安装座上；活塞动力为汽油或重油发动机，安装在机身尾部，驱动一套涵道螺旋桨系统；尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，安装在涵道上，其上有偏转舵面，且一部分偏转舵面处于涵道内侧螺旋桨滑流覆盖区域。

无人机的飞行过程和控制方法为：无人机起飞前垂直安装在地面上，头部向上，起飞时主驱动电机和尾部活塞发动机均开启到最大工作状态，电机螺旋桨拉力和涵道螺旋桨的推力一起驱动无人机上升；上升过程中，电动螺旋桨与涵道螺旋桨的反扭矩通过转向相反的方式部分抵消，剩余部分通过反向偏转处于电动螺旋桨滑流中的机翼内侧襟副翼产生的气动力矩来抵消；同时在上升过程中通过协调偏转处于涵道螺旋桨滑流中的尾翼舵面产生的俯仰和偏航力矩来进行无人机的姿态控制。无人机起飞到达一定高度后，操纵尾翼舵面产生低头力矩，无人机低头同时加速，转为水平飞行，当飞行速度达到一定值后，主驱动电机停转，螺旋桨向后折叠为顺气流方向以减小前飞阻力，无人机在尾部涵道螺旋桨的驱动下进行高效巡航飞行。当无人机需要进行垂直着陆时，主驱动电机启动，同时控制无人机抬头爬升处于垂直状态，然后通过缓慢减小主驱动电机转速的方式调节垂直拉力，控制无人机缓慢下降，在此过程上尾翼舵面偏转进行姿态控制，保证机体处于垂直状态直至着陆。

下面分别给出两个实施例：

实施方案一：

本实施例为一架混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机，设计起飞重量为30kg，本实施例中包括有机身1，安装在机身头部的主驱动电机3及可以向机身尾部方向折叠的主拉力螺旋桨2，大展弦比机翼4安装在机身中部，其上有外侧副翼5和内侧襟副翼6。活塞发动机10及其驱动的涵道螺旋桨系统9安装在机身后部，水平尾翼7和垂直尾翼8安装在涵道上，其上分别安装有升降舵11和方向舵12，且一部分偏转舵面处于涵道内侧螺旋桨滑流覆盖区域。

机身1内部包含有主驱动电机电池、燃油油箱、任务载荷和必要飞行仪器设备等，为圆柱形设计，总长度2.4m，直径0.2m。机翼4面积为0.48m²，展长为2.8m，翼根弦长0.24m(主机翼翼根埋入机身内)，翼梢弦长为0.1m，1/4弦线后掠角为0°，上反角为0°，扭转角为0°。水平尾翼7和垂直尾翼8尺寸相同，翼展为1.1m，根弦长0.2m，稍弦长0.1m。

主驱动电机3功率约6kW，外转子直径与机身直径相同，其上对称分布有两个折叠主拉力螺旋桨2安装接口，主拉力螺旋桨2直径为1.07m。活塞发动机10为50cc汽油发动机，驱动的涵道螺旋桨系统9直径为0.6m。

相比于同样起飞重量的只采用活塞发动机的驱动的尾坐式无人机，其发动机一般为150cc排量，重量达到5kg，而本实施例，主驱动电机3的重量约为0.9kg，电池重量约为1kg，活塞发动机10的重量约为1.5kg，动力系统总重量为kg，相比纯活塞动力驱动的无人机，动力系统重量减小约30％。

实施方案二：

本实施例为一架混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机，设计起飞重量为30kg，本实施例中包括有机身1，对持安装在机翼上的两个的主驱动电机3及主拉力螺旋桨2，大展弦比机翼4安装在机身中部，其上有外侧副翼5和内侧襟副翼6。活塞发动机10及其驱动的涵道螺旋桨系统9安装在机身后部，水平尾翼7和垂直尾翼8安装在涵道上，其上分别安装有升降舵11和方向舵12，且一部分偏转舵面处于涵道内侧螺旋桨滑流覆盖区域。

本实施例机身、机翼、尾翼、活塞发动机及涵道螺旋桨系统与实施例一相同，区别在于主驱动电机为两个且安装在机翼上。两个主驱动电机直径为0.1m，其驱动的螺旋桨直径为0.66m。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (3)

1.一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机，包括机身、机翼，其特征在于：还包括主驱动电机与螺旋桨、活塞动力涵道螺旋桨以及安装在涵道上的尾翼；采用单台主驱动电机安装在机身前部，或采用偶数台主驱动电机，相对机身对称安装在机翼前部；安装在主驱动电机上的螺旋桨在不旋转时能够折叠贴附在机身或电机安装座上；活塞动力为燃油发动机，安装在机身尾部，驱动涵道螺旋桨系统；尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，安装在涵道上，尾翼上有偏转舵面，且一部分偏转舵面处于涵道内侧螺旋桨滑流覆盖区域。

2.根据权利要求1所述一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机，其特征在于：机翼采用适用于长航时要求的大展弦比机翼，对称安装在机身中段两侧，机翼上有内侧襟副翼和外侧襟翼。

3.一种混合动力尾坐式垂直起降长航时无人机的控制方法，其特征在于：

无人机起飞前垂直于地面安装，头部向上；起飞时主驱动电机和尾部活塞发动机均开启到最大工作状态，电机螺旋桨拉力和涵道螺旋桨的推力一起驱动无人机上升；上升过程中，电动螺旋桨与涵道螺旋桨的反扭矩通过转向相反的方式部分抵消，剩余部分通过偏转处于电动螺旋桨滑流中的机翼内侧襟副翼产生的气动力矩来抵消；同时在上升过程中通过协调偏转处于涵道螺旋桨滑流中的尾翼舵面产生的俯仰和偏航力矩进行无人机姿态控制；

无人机起飞到达一定高度后，操纵尾翼舵面产生低头力矩，无人机低头同时加速，转为水平飞行；当飞行速度达到一定值后，主驱动电机停转，螺旋桨向后折叠为顺气流方向，无人机在尾部涵道螺旋桨的驱动下进行巡航飞行；

当无人机垂直着陆时，主驱动电机启动，同时控制无人机抬头爬升处于垂直状态，然后通过减小主驱动电机转速的方式调节垂直拉力，控制无人机下降，在此过程上尾翼舵面偏转进行姿态控制，保证机体处于垂直状态直至着陆。