CN109018330A - 立式垂直起降无人机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种立式垂直起降无人机，用于解决现有垂直起降无人机实用性差的技术问题。技术方案是包括机身，还包括机翼、涵道风扇系统和立柱。所述涵道风扇系统由整体式控制叶片和涵道组成，所述涵道位于机翼下方，八个整体式控制叶片沿涵道的半径45度均匀分布，涵道风扇系统通过支柱将涵道与机身连接。所述机翼位于机头和涵道风扇系统之间并与机身固连，无人机的重心设置在机翼下方。航空控制模块分别与空速传感器、加速计传感器和天线电连接，并通过控制总线控制致动器，通过信号线控制整体式控制叶片。本发明将涵道风扇系统与固定翼相结合，实现水平飞行和垂直起降；通过整体式控制叶片的偏转控制无人机俯仰、滚动和偏航，实用性好。

Description

立式垂直起降无人机

技术领域

本发明涉及一种垂直起降无人机，特别是涉及一种立式垂直起降无人机。

背景技术

参照图1。文献“申请公布号是CN106828913A的中国发明专利”公开了一种垂直起降无人机，该无人机包括机身1，所述机身1前端两侧对称设置鸭翼14和旋翼动力组17，所述机身1后端两侧对称设置主翼15和旋翼动力组17，所述机身1的尾部设置固定翼动力组16。

该无人机结合了固定翼无人机和垂直起降无人机两方面的优势，选取鸭式翼身融合的固定翼飞机为主体，以鸭翼和飞机主翼主梁作为旋翼和固定翼飞机共同主承力部件，完成四旋翼的安装，最终实现垂直起降功能。

不难看出，文献公开的垂直起降无人机存在以下缺陷：

一、该飞行器通过旋翼动力组17的叶片旋转产生升力。由于叶片自身旋转，飞机静止在地面上时便可产生升力，能够用在固定翼飞机不能使用的地方，然而此类飞行器需要消耗更多燃料以产生足够的升力。这限制了飞机的燃料容量，飞行范围和飞行速度。

二、采用叶片旋转产生升力，螺旋桨安装在机身前部，叶片部分无安全保护，存在安全隐患，且在高流速气体中使用受限。

三、采用鸭翼14作为水平飞行主要形态，大迎角时诱导阻力较大，易失速，且鸭翼14的涡流可能导致飞机纵向和横侧的不稳定性增大。

根据如何产生升力，飞机通常被分为两种的不同类型。第一种类型的飞机通过流过固定翼的空气产生升力。这种类型的飞机通常具有良好的起重能力，可以携带大量的燃料持续飞行。但是飞机必须在地面上加速，直到起飞时才能产生足够的升力。因此，飞机只能用在可以满足其起飞和着陆要求的地点。

第二种类型的飞行器通过叶片旋转产生升力。由于叶片自身旋转，飞机静止在地面上时便可产生升力，能够用在固定翼飞机不能使用的地方。然而，这类飞机需要消耗更多燃料以产生足够的升力。这限制了飞机的燃料容量和飞行范围，也因其飞行速度较低而使用受限。

目前为止，已经有一些将固定翼和垂直起飞两种特点结合的飞机。例如F-35B，但是，为了具有这种能力，往往需要对飞机进行极复杂的改装。F-35B在水平飞行时，垂直升力风扇的舱门关闭，水平方向的推力由主引擎独立完成；在垂直升降时，升力风扇由线轴驱动，通过变速箱齿轮咬合的方式驱动，输出垂直向推力，尾喷口在这时候会向下偏转到一定角度，共同输出垂直升力。这种改装在机械上十分复杂，飞机模式转换也很复杂，同时会消耗更多的动力，使得飞机的有效载荷和燃料容量降低，限制了飞行范围。

发明内容

为了克服现有垂直起降无人机实用性差的不足，本发明提供一种立式垂直起降无人机。该无人机包括机身，还包括机翼、涵道风扇系统和立柱。所述涵道风扇系统由整体式控制叶片和涵道组成，所述涵道位于机翼下方，八个整体式控制叶片沿涵道的半径45度均匀分布，涵道风扇系统通过支柱将涵道与机身连接。所述机翼位于机头和涵道风扇系统之间并与机身固连，无人机的重心设置在机翼下方。航空控制模块分别与空速传感器、加速计传感器和天线电连接，并通过控制总线控制致动器，通过信号线控制整体式控制叶片。本发明将涵道风扇系统与固定翼相结合，实现水平飞行和垂直起降；通过整体式控制叶片的偏转控制无人机俯仰、滚动和偏航，实用性好。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种立式垂直起降无人机，包括机身1，其特点是还包括机翼2、涵道风扇系统3和立柱6。所述涵道风扇系统3由整体式控制叶片4和涵道5组成，所述涵道5位于机翼2下方，八个整体式控制叶片4沿涵道5的半径45度均匀分布，涵道风扇系统3通过支柱6将涵道5与机身1连接。所述机翼2位于机头和涵道风扇系统3之间并与机身1固连，无人机的重心设置在机翼2下方。航空控制模块7分别与空速传感器8、加速计传感器9和天线10电连接，并通过控制总线12控制致动器11，通过信号线13控制整体式控制叶片4。

所述机身1宽度为0.2m，机身1的高度为0.18m，机身1的长度为1.69m。

所述机翼2的中心弦距飞机机头1.78m。

本发明的有益效果是：该无人机包括机身，还包括机翼、涵道风扇系统和立柱。所述涵道风扇系统由整体式控制叶片和涵道组成，所述涵道位于机翼下方，八个整体式控制叶片沿涵道的半径45度均匀分布，涵道风扇系统通过支柱将涵道与机身连接。所述机翼位于机头和涵道风扇系统之间并与机身固连，无人机的重心设置在机翼下方。航空控制模块分别与空速传感器、加速计传感器和天线电连接，并通过控制总线控制致动器，通过信号线控制整体式控制叶片。本发明将涵道风扇系统与固定翼相结合，实现水平飞行和垂直起降；通过整体式控制叶片的偏转控制无人机俯仰、滚动和偏航，实用性好。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细说明。

附图说明

图1是背景技术垂直起降无人机的结构示意图。

图2是本发明立式垂直起降无人机的等轴侧视图。

图3是本发明立式垂直起降无人机的侧视图。

图4是本发明立式垂直起降无人机的另一侧视图。

图5是本发明立式垂直起降无人机的俯视图。

图6是本发明立式垂直起降无人机的平面硬件图。

图7表示本发明立式垂直起降无人机正滚转的叶片构造。

图8表示本发明立式垂直起降无人机仰起的叶片构造。

图9表示本发明立式垂直起降无人机正偏航的叶片构造。

图中，1-机身，2-机翼，3-涵道风扇系统，4-整体式控制叶片，5-涵道，6-支柱，7-航空控制模块，8-空速传感器，9-加速计传感器，10-天线，11-致动器，12-控制总线，13-信号线，14-鸭翼，15-主翼，16-固定翼动力组，17-旋翼动力组。

具体实施方式

以下实施例参照图2～9。

本发明立式垂直起降无人机包括机身1，机翼2，涵道风扇系统3，整体式控制叶片4。涵道风扇系统3包括：通过支柱6连接到机身1的涵道5。在速度为零时，涵道风扇系统3可以提供足够的推力使飞机悬停。

涵道5位于机翼2下方(机翼2设置在飞行器的头部与涵道风扇系统3之间)，飞机的重心设置在机翼下方，以确保飞机在横向、纵向飞行，悬停时保持稳定。飞机尾部与机翼中轴线C之间的距离需要理论分析(下文给出)和飞行测试确定。涵道5和整体式控制叶片4产生力矩，将飞行器对准相对风。整体式控制叶片4可以偏转以改变飞行器上的力矩(围绕重心测量)。控制叶片的能力主要取决于其尺寸，相对于重心的位置，在涵道中的位置以及通过涵道的气流。为确保飞行的稳定性，提供足够的控制力，涵道5和整体式控制叶片4被放置在重心下方较远处。需要设置涵道内的整体式控制叶片4的布置和尺寸(叶片数量，几何形状和面积)以提供飞机在飞行或悬停时需要的俯仰和滚转力矩。

使用涵道风扇进行推进的优点：1)保护人们免受风扇叶片的伤害；2)安装在飞机后面时可作为稳定表面(可以代替尾部表面)；3)提高风扇的推力；4)可以在高流速气体中使用风扇的控制叶片，加强了对飞机的控制(与非管道式设计或在机身前部安装螺旋桨的设计相比)。

为了便于从垂直飞行转换到水平飞行，飞机的机翼面积与只进行水平飞行(机翼面积只需要能够在航行时提供等于飞机最大重量的升力)的飞行器相比会增加。如果没有机翼，飞机在航行时存在最大倾斜角度，推力的余弦值等于飞机的重量。如果倾斜角度超过这个数值，垂直推力小于飞机的重量，飞机将失去平衡。机翼的加入使飞机能够在更大的倾斜角度平衡重量。可以选择机翼尺寸(以及其他设计变量)，使得飞行器可以在转换过渡期间平衡俯仰和滚转力矩，并提供足够的力(升力，重量，推力，阻力)。

使用反馈控制系统，以使重心位置更加灵活。将机翼从重心向前移动可能会使飞机在高速飞行中失去稳定，但也可能产生一个力矩，平衡重心以下的涵道的回复力，使飞机能够用较少的叶片偏转来平衡。飞机的机翼的尺寸，机翼与涵道的距离，重心的位置可以被逐步优化，在高速飞行达到静态稳定。对飞行器的机翼的尺寸和位置进行优化，以平衡飞机在飞行和悬停时的力和力矩。这有助于两种模式的转换过渡。

根据前述内容设计变量包括发动机功率(例如，安装的最大马力)，涵道内径，涵道弦长(或高度)，涵道形状(例如横截面)，叶片尺寸(例如和弦)，叶片形状(包括在叶片尖端处的附加表面)，叶片数量，叶片布置(例如，径向布置，交叉布置等)，相对于管道和飞机重心的位置，静子尺寸，静子形状，飞机重心位置，机翼跨距，机翼面积和相对于飞行器重心的机翼位置。

飞行器的设计约束条件包括：1)在整个飞行过程中需要提供俯仰和滚转力矩；2)叶片偏转在模式转换过渡期间，需要始终在偏转的最大控制效果点内；3)在模式转换过渡期间，需要尽量平衡飞行器上的力，使飞行器高度不会显著变化，并且飞机的速度需要可调(发动机功率和翼面)；4)在高速飞行模式下，飞行器在俯仰和滚转仍需尽量保持静态稳定(重心位置和涵道相对机翼的尺寸)；5)飞行器需要满足飞行任务性能要求(如飞行范围，时间，速度，有效载荷；机翼面积，涵道尺寸，发动机性能，结构重量等)。

在本发明中，机身：宽度X1为0.2m，高度X4为0.18m，长度X6为1.69m。飞机的头部0.22m。机翼2的中心弦C距飞机机头1.78m。飞机宽度X3为2.74m，翼展长度为2.45m。机翼区域0.68m²。发动机功率13马力。涵道内有八个径向布置的叶片。静子径向布置并位于每个叶片的前方。每个静子弦长0.05m，厚度0.02m。前缘为半径0.01m的圆形，后缘是钝的，并抵靠每个叶片的前缘。

航空控制模块7是控制飞机的专用硬件，包含嵌入式处理器，可以被编程以执行控制算法的存储器。航空控制模块7包含从飞机上的传感器接收信息的模拟和数字输入电路，并可使用所接收的信息，例如飞机的空速，方位和位置等，执行控制算法。耦合到航空控制模块的传感器可被交替地连接到其它模块(如空速传感器8以及可以感测飞机在一个或多个轴线上的方向的加速计传感器9)中，通过数据总线与航空控制模块7通信。GPS接收器也可与航空控制模块7集成。航空控制模块7连接天线10，通过GPS接收器与地面或其他飞机通信。航空控制模块7还通过控制总线12，与致动器11相连(致动器11与左侧副翼和右侧副翼以及控制叶片致动器相关联)，并且经由信号线13连接至发动机节气门控制(与涵道风扇叶片连接的内燃机、涡轮或电机)。传感器，致动器和专门配置的航空控制模块为本飞行器提供了独有的控制系统。

涵道5中有八个整体式控制叶片4，沿涵道5的半径，45度均匀分布。叶片可以由三个高级命令控制：滚转，俯仰和偏航。根据不同的命令，控制叶片偏转，决定涵道内部气体的偏转方向。

出境过渡：出境过渡指飞机在悬停(例如垂直飞行)中起飞。例如，飞机停在一定的高度和位置，以较为平稳的方式加速，逐渐达到机翼能够平衡飞机重量的速度。飞机的位置，方向(例如悬停时的欧拉角)，旋转速率，空速，高度，地面速度和速度航向都可以被用于状态转换的控制算法或机载飞行控制系统感知计算。利用风力估算器使机身的底部在转换过渡之前朝向风，并且风向可以决定完成转换过渡的航线方向。将飞机置于风中可以提供更快的转移，因为飞机为维持在指定位置悬停，在风中会倾斜。因此，沿垂直于机翼跨度方向的气流提高了产生的升力。转换也可以沿着任何方向执行在转换过程中，机翼可能会被引入风中(例如90度进入风中)。这种方向会产生更多的阻力，但也使机翼产生的升力更快，从而降低转换时的高度损失。

控制算法可以用转换开始时的位置，航向和高度进行初始化。然后，调整飞机的地面速度，使其以规定的加速度增加，直到测得空速超过失速速度，达特定的余量。此时转换过渡全部完成，并且可以将控制权转交给高速飞行控制算法。地面站操作员可改变飞行状态(包括路线点，速度，高度和飞行模式)。在这期间，控制系统优先选择保持高度和航向，沿着命令的轨迹前进。

如下一个出站转换示例。

步骤1：通过感应速度，位置和高度及诸如加速度和航向等轨迹命令生成用于俯仰，滚转和偏航的欧拉角命令。如，基于轨迹命令，对比传感器输入数据和飞行器预期航向，生成欧拉命令，调整飞机，使其在规定的航向上飞行，并按预定的速度完成转换。

步骤2：对比步骤1中的欧拉角命令和目前飞行器航向的欧拉角，生成欧拉角误差。步骤3：将欧拉角误差转换为体轴误差。

步骤4：确定滚动，俯仰和偏航命令，产生叶片偏转命令

步骤5：叶片命令控制叶片变形。

步骤6：检查飞机的空气速度是否高于阈值(例如失速速度的125％)。如果是，则进到下一个飞行模式(例如，高速飞行)。如果不是，则返回到步骤2，重复执行，直到转换完成。

入站过渡：入站过渡是指飞机处于高速飞行中，平稳减速，直到飞机在地面上的运动速度低于指定的地面速度阈值，然后切换到悬停模式。除初始条件不同，速度以一定加速度减少外，入站过度控制算法与上述出站转换的控制算法相同。风向判定器可使机身底部在入站过渡之前朝向风的方向。风向可以确定航向，然后进行模式转换。为使飞机模式转换在指定位置内完成，可以先估计转换的位置，然后选择开始的位置。用转换前飞机的位置，航向，地面速度和高度对控制算法进行初始化；也可用转换结束时飞机的位置，航向，地面速度和高度以及根据该结束值计算的开始值对控制算法初始化。当实际地面速度低于规定的悬停阈值速度时，可以认为操作完成，飞行模式切换到悬停，等待下一步飞计划或指令。

Claims (3)

1.一种立式垂直起降无人机，包括机身(1)，其特征在于：还包括机翼(2)、涵道风扇系统(3)和立柱(6)；所述涵道风扇系统(3)由整体式控制叶片(4)和涵道(5)组成，所述涵道(5)位于机翼(2)下方，八个整体式控制叶片(4)沿涵道(5)的半径45度均匀分布，涵道风扇系统(3)通过支柱(6)将涵道(5)与机身(1)连接；所述机翼(2)位于机头和涵道风扇系统(3)之间并与机身(1)固连，无人机的重心设置在机翼(2)下方；航空控制模块(7)分别与空速传感器(8)、加速计传感器(9)和天线(10)电连接，并通过控制总线(12)控制致动器(11)，通过信号线(13)控制整体式控制叶片(4)。

2.根据权利要求1所述的立式垂直起降无人机，其特征在于：所述机身(1)宽度为0.2m，机身(1)的高度为0.18m，机身(1)的长度为1.69m。

3.根据权利要求1所述的立式垂直起降无人机，其特征在于：所述机翼(2)的中心弦距飞机机头1.78m。