CN110316370B - 一种分布式动力倾转机翼飞机的布局与控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种分布式动力倾转机翼飞机的布局及控制方法，选取鸭式布局飞机，前部鸭翼和机翼主翼内部设置涵道安装多个发动机来实现分布式动力；垂直起飞状态前部鸭翼和机翼主翼倾转为竖直，八个发动机产生拉力使机体离地，同时差动工作修正机体姿态；达到一定高度时，前部鸭翼和机翼主翼逐渐倾转，角度根据油门动态调整；当前飞速度足以使前部鸭翼和机翼主翼产生的升力与重力相抵时前部鸭翼和机翼主翼完全转为水平，进入高速平飞状态，实现垂起、悬停到平飞的转换；平飞、悬停到垂落的转换过程正好相反。本发明动力系统设置简单，并设置锁止机构；本发明控制直接可靠，将倾转机构和姿态控制分立，避免因一个系统故障导致多个功能失效的问题。

Description

一种分布式动力倾转机翼飞机的布局与控制方法

技术领域

本发明涉及一种分布式动力倾转机翼飞机的布局及控制方法，涉及一种基于倾转机翼技术的垂直起降飞机的布局方案以及其在垂直起降、悬停、平飞等模态下和模态间转换的控制方法。属于航空技术领域。

背景技术

近年来，垂直起降飞行器在军、民两个领域内都非常热门。在美军对伊和对阿战争结束之后，美国越来越重视发展垂直起降飞行器，并把美军的十大类未来的关键的装备的头名给了它。其能够适应复杂的地形和环境的特点，是美军所看中的。其余各国也均在追赶美国的步伐，将更多的精力投入垂直起降飞行器的研究中。

垂直起降飞行器主要分为如下三类：一种是以“鹞式”战斗机和F-35“闪电”为代表的通过倾转发动机喷口获得矢量推力而实现垂直起降的方案，一般适用于要求高机动性的战斗机；一种是所谓的“旋翼固定翼复合式高速直升机”方案，将直升机旋翼与具有机翼的常规飞行器结合起来，形成复合式飞行器，以直升机模态起降，以固定翼模态平飞，结合两者的优点，但因为结构复杂和平飞效率低等因素尚未大规模投入应用；第三种方案就是倾转旋翼，通过倾转发动机和旋翼实现垂直起降和平飞的转换，该方案在美国波音公司与贝尔实验室联合研制的鱼鹰“V-22”上获得应用，并在开发其衍生版本“V-44”。

倾转旋翼机虽然目前在VTOL飞行器中研究最多，应用最成熟，但是其在倾转过程中旋翼和固定翼之间的耦合严重，旋翼产生的下洗流被固定翼部分遮挡，导致气动效率降低。而且，如V-22“鱼鹰”式的倾转两旋翼机，为了纵向配平，其采用变桨距旋翼，直接增加了结构复杂性和控制难度，降低了系统可靠性；旋转机翼这种布局虽然比较奇特巧妙，垂起和平飞模式下的构型非常接近直升机和固定翼，但是技术实现难度比较大，动力装置及转换结构比较复杂，目前还只是处于论证阶段；复合式布局直接将直升机垂起和固定翼平飞的能力结合在一起，保留了两者最显著的特征，技术实现难度相对较小，但是两套动力装置不仅额外占用有限的有效载荷，利用率也不高，而且在高速平飞时无法收起的升力旋翼会产生更多的气动阻力，进一步降低发动机推进效率；而如倾转机翼这种布局，动力装置随机翼一起转动，机翼对气动效率的影响要小得多，并且一套动力装置就能同时满足垂直起降和平飞的要求。尤其是像“雷击”这种机翼和鸭翼均布置有动力装置的布局，纵向力矩配平容易，且结构简单，便于控制，并且采用的分布式推力系统，能在保证所需升力的条件下，减小动力装置径向尺寸，还具有了较大的余度。由以上分析可知，分布式推力倾转机翼布局的VTOL飞行器在控制难度、有效载荷、航程以及成本上更加具有优势。

但从专业角度评价“雷击”无人机还存在一些不足之处。它在动力装置匹配方面采用1台安装在机身上方中尾部的罗.罗AE1107C涡轮轴发动机为主动力，分别驱动3台“霍尼韦尔”发电机，由它们发电，然后再供给24台涵道风扇电动机运转工作。再结合机翼的偏转差动还可以实现该无人机的偏航、盘旋及其他机动飞行。它在动力装置匹配方面存在单发推力小，只能靠增加动力机组数量来弥补，既恶化了气动力，又增加了结构重量，而且机翼涵道数量过多导致过重使倾转机构受力很大，此外倾转机构还起到舵面的功能，导致其负荷过大可靠性不高；而且分系统设置方面也显得复杂化。

发明内容

本发明的目的是提供一种分布式动力倾转机翼飞机的布局及控制方法，以解决旋翼与机翼之间的气动干扰问题和模态转换控制可靠性的问题，同时将鸭翼布局、分布式动力的优秀操控性和倾转机翼飞机的垂直起降能力较好地结合起来，形成一种崭新的机型方案。

本发明的基本思路为：选取鸭式布局飞机，前部鸭翼和机翼主翼内部设置涵道安装多个发动机来实现分布式动力。前部鸭翼和机翼主翼可倾转以实现垂直起降功能。垂直起飞状态前部鸭翼和机翼主翼倾转为竖直，八个发动机产生拉力使机体离地，同时它们差动工作以修正机体姿态。达到一定高度时，前部鸭翼和机翼主翼开始逐渐倾转，角度根据油门动态调整，加大油门，倾转角度变大，飞机加速；当前飞速度足以使前部鸭翼和机翼主翼产生的升力与重力相抵时前部鸭翼和机翼主翼完全转为水平，进入高速平飞状态，实现垂起、悬停到平飞的转换。实现平飞、悬停到垂落(即垂直降落)的转换过程正好相反，前部鸭翼和机翼主翼反向倾转，当发动机产生的拉力足以抵消重力时前部鸭翼和机翼主翼转为完全竖直，最后发动机转速逐渐减小，飞机实现垂直降落。

相较于“雷击”无人机，本发明飞机直接由八台发动机驱动，避免了复杂的系统设置，为提高倾转机翼的可靠性，本发明特地设置了机翼锁止机构，使前部鸭翼和机翼主翼倾转到位后锁定，与机身固接。此外，相较于雷击的倾转机翼控制飞机飞行姿态，本发明采用前部鸭翼和机翼主翼上的普通舵面和左右主翼发动机差动来实现姿态控制，使得控制更加直接可靠，将倾转机构和姿态控制分立，避免因一个系统故障导致多个功能失效的问题。

一种分布式动力倾转机翼飞机的布局，该分布式动力倾转机翼飞机主要包括：

机身：它是飞机的主要部件，承担有效载荷并连接各个其他部件；

前部鸭翼：通过前倾转轴连接机身，可以在0°到90°范围内转动。前部鸭翼为上下双层结构，层间通过垂直安定面支撑并形成涵道空间，它在保证前部鸭翼结构的同时保证了航向稳定性；涵道内安置动力系统；

机翼主翼：通过后倾转轴连接机身，可以在0°到90°范围内转动。机翼主翼为上下双层结构，层间通过垂直安定面支撑并形成涵道空间，它在保证机翼主翼结构的同时保证了航向稳定性；涵道内安置动力系统；

所述的前部鸭翼和机翼主翼不在同一平面内，即机翼主翼的翼面高于前部鸭翼的翼面。由于机翼主翼相对鸭翼来说面积较大，为了避免机翼主翼在倾转中触碰地面，机翼主翼翼面高于鸭翼，同时这种高低翼面布局避免了前部鸭翼气流对机翼主翼的干扰，在固定翼模式飞行时，由于鸭翼与机翼主翼不在同一平面内，通过前部鸭翼和机翼主翼发动机的差动，还可以辅助控制飞机的俯仰。

前部鸭翼升降舵：安装在前部鸭翼后缘处，距离重心更远以提高操纵性，同时前部鸭翼升降舵在鸭翼上控制力矩方向和升力的增加方向是相同的，向上拉升时，前部鸭翼产生正升力来抬高机头，气动效率较高；

机翼副翼：机翼副翼安装在机翼主翼后缘处，力臂相较前部鸭翼更长，操纵性更好。

前部鸭翼升降舵和机翼副翼属于前部鸭翼和机翼主翼的附件同时又是平飞模态下的操纵机构。

动力系统：该验证机的动力系统为八台电动涵道发动机。前部鸭翼涵道内安装两台发动机，机翼主翼涵道内安装有六台发动机。左边前部鸭翼的一台发动机和右边机翼主翼的三台发动机为逆时针旋转发动机，右边前部鸭翼的一台发动机和左边机翼主翼的三台发动机为顺时针旋转发动机。考虑到航向修正时会存在机身形变导致拉力线方向变化问题，正反转发动机安置经过分配。举例来说，当飞机需要逆时针偏航时，顺时针发动机需要加速，逆时针发动机需要减速。由于飞机并非为完全刚体，因此由于拉力的变化，前部鸭翼左边发动机转速下降，右边发动机转速上升，导致左边鸭翼向下、右边鸭翼向上发生形变。同理，左边机翼主翼向上，右边机翼主翼向下发生形变。形变导致拉力线改变，前部鸭翼部分拉力产生一个水平向左的分力，机翼主翼部分产生一个水平向右分力，这两个分力对机身产生了逆时针的偏航力矩，提高了机身偏航控制性。发动机数目和分布由飞机具体尺寸和设计要求来确定。动力系统在垂直起落模式下，前部鸭翼和机翼主翼倾转为竖直状态，八个电机差速工作来控制飞机俯仰、滚转、偏航。垂直起落模态下，飞机俯仰由前部鸭翼两个发动机与机翼主翼六个发动机差速工作实现，飞机滚转由左右各四个发动机差速实现。飞机的偏航是由正反转发动机差速提供力矩实现。举例来说，当飞机需要在悬停时向逆时针方向偏航，则飞机的顺时针旋转发动机加速工作，逆时针旋转发动机减速工作，保证所有发动机产生的总推力不变的情况下，给予飞机一个逆时针方向的偏航力矩，完成飞机的偏航控制。固定翼模态下，前部鸭翼和机翼主翼倾转为水平状态，八个发动机由油门统一控制，飞机滚转和俯仰姿态控制由前部鸭翼和机翼主翼上的舵面(即前部鸭翼升降舵和机翼副翼)实现，前部鸭翼升降舵控制飞机俯仰，机翼副翼控制飞机滚转。偏航由机翼主翼左右各三个电机差动控制。值得一提的是，倾转过程中，发动机差动控制与前部鸭翼和机翼主翼上的舵面控制同时介入，根据飞机速度与前部鸭翼和机翼主翼的倾转角度，飞行控制系统自动分配两种控制方式的介入量，保证高效控制。

锁止机构：前、后倾转轴均安装有该锁止机构；该锁止机构包括：倾转盘、倾转锁止销、机身固定座、锁止舵机、舵机摇臂、垂直方向锁定孔、水平方向锁定孔；其中，倾转盘固定在前倾转轴或后倾转轴上，倾转盘上开有垂直方向锁定孔、水平方向锁定孔；锁止舵机固定在机身固定座上，锁止舵机输出轴连接舵机摇臂，舵机摇臂通过铰链连接倾转锁止销；机身固定座上开有锁止孔；

飞行控制系统：该飞机飞行控制系统采用pixhawk飞控平台，编写针对该机型的飞行控制程序来实现(飞行控制流程图如图4所示)。最终由飞控系统保证飞机的姿态稳定，并实现飞机的垂直起飞降落、稳定悬停、模态转换、固定翼增稳飞行功能。

一种分布式动力倾转机翼飞机的控制方法，主要包括：在垂直起降及悬停模态，前、后倾转轴锁死，通过差动调整发动机的转速提供滚转力矩、俯仰力矩以及偏航力矩，最终通过这些力矩保持飞机的俯仰、滚转、偏航姿态稳定；从悬停模态到平飞模态的转换，前、后倾转轴逐渐转动，带动所有发动机及前部鸭翼和机翼主翼逐渐由水平转到竖直进入平飞模态，在此过程中，飞机的三轴(即俯仰轴、滚转轴、偏航轴)稳定性通过发动机差动以及舵面(即前部鸭翼升降舵和机翼副翼)配合保证。进入平飞模态后，前、后倾转轴锁死以保证平飞的可靠性。平飞模态下，通过前部鸭翼升降舵，机翼副翼联合操纵获得飞机的俯仰及滚转力矩，通过前部鸭翼和机翼主翼的发动机差动获得偏航力矩；实现平飞、悬停到垂直降落的转换过程正好相反。

具体控制方法具体步骤如下：

步骤一：垂起或悬停模态，飞机在静止状态下启动发动机，螺旋桨转速足够高时其产生的升力将飞机拉起，进入悬停状态；在此过程中，飞机受到侧风外界条件扰动产生姿态变化，飞控系统传感器检测到这种变化后将相关信息传送至控制器，控制器通过编写好程序的运算向执行机构发出命令；其中，差动左右各四个发动机转速可消除滚转偏差、差动前部鸭翼两个发动机和机翼主翼六个发动机转速，可消除俯仰偏差、差动正反转发动机转速可消除航向偏差。另外考虑到航向修正时会存在机身形变导致拉力线方向变化问题，正反转发动机安置也经过分配。举例来说，当飞机需要逆时针偏航时，顺时针发动机需要加速，逆时针发动机需要减速。由于飞机并非为完全刚体，因此由于拉力的变化，前部鸭翼左边发动机转速下降，右边发动机转速上升，导致左边鸭翼向下、右边鸭翼向上发生形变。同理，左边机翼主翼向上，右边机翼主翼向下发生形变。形变导致拉力线改变，前部鸭翼部分拉力产生一个水平向左的分力，机翼主翼部分产生一个水平向右分力，这两个分力对机身产生了逆时针的偏航力矩，提高了机身偏航控制性。

步骤二：悬停模态向平飞模态转换过程，飞机垂直起飞并稳定在一定高度以后，可以倾转。前、后倾转轴开始逐步倾转，飞机产生向前的速度，而且前飞速度随着前、后倾转轴的转角的增大和时间的积累逐步增大；在此过程中飞机的俯仰、滚转、偏航稳定性依然靠步骤一中所述方法来维持，当飞控系统测量到飞机速度增大到一定程度使得前部鸭翼升降舵和机翼副翼产生足够的气动力后，前部鸭翼升降舵以及机翼副翼开始控制飞机姿态；飞机速度持续增大至前部鸭翼和机翼主翼产生的升力能平衡机体重力后，转换过程结束，飞机进入高速平飞模态；前、后倾转轴通过锁止机构锁止，锁止机构如图2所示。

步骤三：平飞模态，同步控制八个发动机转速来控制飞机飞行速度，通过偏转前部鸭翼升降舵来控制飞机的俯仰，偏转机翼副翼来控制飞机滚转，差动机翼主翼左右各三个发动机实现飞机偏航。

步骤四：平飞模态向悬停模态的转换过程。飞机速度过快时，强行倾转会发生解体的危险。当飞控监测飞机速度达到安全速度以内时，开始倾转。前、后倾转轴解锁并逐渐反向倾转，前部鸭翼和机翼主翼逐步趋于水平；在此过程中由于飞机依然有一定的速度，飞机的前部鸭翼升降舵和机翼副翼依然起到辅助控制机体姿态的作用，与此同时发动机差动控制也开始工作，两方面共同作用控制飞机姿态稳定；前部鸭翼和机翼主翼完全竖直且发动机产生拉力能平衡机体重力后，转换过程结束，前、后倾转轴通过锁止机构锁死，飞机进入悬停模态；

步骤五：悬停或垂落模态，前部鸭翼和机翼主翼处于竖直状态，发动机转速降低，飞机的俯仰、滚转、偏航姿态稳定控制原理同步骤一相同；在发动机差动控制下，飞机逐渐稳定降落至地面，完成整个任务过程。

本发明提出的一种分布式动力倾转机翼飞机的布局，其优点及功效在于：

1.飞机采用纯电动驱动，具有低噪声、污染、结构简单重量轻的优势。

2.飞机前部鸭翼和机翼主翼倾转机构设置有锁止机构。该锁止机构可以在翼面倾转到位后将前部鸭翼和机翼主翼与机身固连起来，避免了飞行中因为气流干扰使得前部鸭翼和机翼主翼迎角改变影响飞行的问题，为倾转机构减轻负担，锁止后倾转机构不需要再一直出力来保证前部鸭翼和机翼主翼的迎角。

3.飞机在前部鸭翼和机翼主翼上安装了舵面，既可以在垂直起落模态下作为滑流舵辅助修正飞机姿态，又是平飞模态的姿态控制舵面。且与偏转整个前部鸭翼或机翼主翼迎角的操作方式相比，对倾转机构的载荷大大减小。

4.飞机上下翼面间的隔板同时作为垂直安定面，即保证双层机翼强度，又保证飞机的航向稳定性。省去了垂直尾翼，使得结构更加简洁紧凑。

5.前部鸭翼和机翼主翼不在同一平面内，减小了两者的气流干扰，且通过飞控控制差动前部鸭翼发动机和机翼主翼发动机动力，产生俯仰力矩，辅助控制飞机姿态。

本发明一种分布式动力倾转机翼飞机的控制方法，其优点及功效在于：

1.美国目前正在服役的“V-22”倾转旋翼飞机，在倾转时只能倾转飞机机翼两端的发动机短舱和螺旋桨，而不倾转整个机翼。这导致螺旋桨和机翼在倾转过程中产生了气流干扰，并且在垂直起落和悬停时，机翼还阻挡了部分旋翼产生的气流，损失了一部分发动机拉力。相对于“V-22”倾转旋翼飞机，该机直接倾转了机翼和鸭翼，有效解决了垂直起降时倾转旋翼对机翼的气流的干扰，减小了悬停时的升力损失和涡流扰动，提高了悬停效率和飞行可靠性。

2.悬停模态下，由发动机差动产生俯仰滚转和偏航操纵力矩，提高了可靠性裕度，避免了周期变距的复杂机构。

3.倾转过程中，前部鸭翼和机翼主翼发动机带动的螺旋桨同时倾转，消除了单独倾转旋翼时旋翼桨叶与机翼发生的复杂气动干扰，提高了控制的精度和可靠性。

4.在平飞模态下，鸭翼布局具有升阻比大、巡航效率高的特点，且前部鸭翼和机翼主翼的框式结构具有较高的刚度，有效避免气动弹性变形，上下翼之间的垂直安定面既是结构件保证了机翼刚度，又保证了航向稳定性。

5.前部鸭翼和机翼主翼均布置有动力装置的布局，纵向力矩配平容易，且结构简单，便于控制，并且采用的分布式推力系统，能在保证所需升力的条件下，减小动力装置径向尺寸，还具有了较大的余度。

6.前部鸭翼和机翼主翼不在同一平面内，减小了两者的气流干扰，且通过飞控控制差动前部鸭翼发动机和机翼主翼发动机动力，产生俯仰力矩，辅助控制飞机姿态。

7.飞机利用涵道发动机产生推力，由于叶尖处受涵道限制，冲击噪声减小。诱导阻力减少，而效率较高。在同样功率消耗下，涵道风扇较同样直径的孤立螺旋桨，会产生更大的推力。同时其结构紧凑、气动噪声低、使用安全性好。

附图说明

图1a为本发明实施例飞机轴侧图，图1b、1c、1d为飞机的侧视图、俯视图和正视图。

图2a为本发明实施例锁止机构俯视图，图2b为倾转锁止机构侧视图(舵机和机身部分部件未画出)。

图3为倾转机翼飞机飞行步骤示意图。

图4为飞机控制方法示意图。

图中符号说明如下：

1、机身 2、前部鸭翼 3、机翼主翼

4、前部鸭翼升降舵 5、机翼副翼 6、前倾转轴

7、后倾转轴 8、动力系统 9、垂直安定面

10、倾转盘 11、倾转锁止销 12、机身固定座

13、锁止舵机 14、舵机摇臂 15、垂直方向锁定孔

16、水平方向锁定孔

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细的说明。这些附图均为简化的示意图，仅以示意方式说明本发明的基本结构，因此其仅显示与本发明有关的构成。

如图1所示，一种分布式动力倾转机翼飞机的布局，包括机身1、前部鸭翼2、机翼主翼3、前部鸭翼升降舵4、机翼副翼5、前倾转轴6、后倾转轴7、动力系统8、垂直安定面9。

机身1是飞机有效运输载荷的主要承载部件，同时起着连接各部分部件的作用；前部鸭翼2、机翼主翼3用以提供平飞升力，前部鸭翼升降舵4、机翼副翼5提供平飞时的操纵力矩，前部鸭翼升降舵4提供俯仰力矩、机翼副翼5提供滚转力矩；前倾转轴6、后倾转轴7连接机翼与机身，同时保证机翼鸭翼可以绕轴倾转；动力系统8安装在上下翼面间涵道内；垂直安定面9既起到上下翼面连接加强作用，与翼面组成涵道，又可保证飞机航向稳定性。

机身1通过前倾转轴6、后倾转轴7连接前部鸭翼2、机翼主翼3；前部鸭翼2、机翼主翼3为双层结构，上下翼面由垂直安定面9连接构成涵道，涵道内安置动力系统8；前部鸭翼升降舵4、机翼副翼5通过铰链(图中未画出)连接在前部鸭翼2、机翼主翼3后缘处，动力系统8通过安装架(图中未画出)安置在机翼内涵道中。

所述的锁止机构如图2所示，前、后倾转轴均安装有该锁止机构。该锁止机构由舵机控制插销来实现开锁与闭锁。图2a为倾转锁止机俯视图，图2b为倾转锁止机构侧视图(舵机和机身部分部件未画出)。该锁止机构包括：倾转盘10、倾转锁止销11、机身固定座12、锁止舵机13、舵机摇臂14、垂直方向锁定孔15、水平方向锁定孔16。倾转盘10固定在前倾转轴6或后倾转轴7上，倾转盘10上开有垂直方向锁定孔15、水平方向锁定孔16。锁止舵机13固定在机身固定座12上，锁止舵机输出轴连接舵机摇臂14，舵机摇臂14通过铰链连接倾转锁止销11；机身固定座12上开有锁止孔。

该机构具体工作方式为：前倾转轴6或后倾转轴7与倾转盘10固接，当前部鸭翼或机翼主翼绕前倾转轴6或后倾转轴7倾转到垂直或水平位置时，锁止舵机13带动舵机摇臂14转动，推动倾转锁止销11穿过机身固定座12上的锁止孔，以及垂直方向锁定孔15或水平方向锁定孔16,达到前部鸭翼2或机翼主翼3与机身1固锁的目的。这样可以保证前部鸭翼和机翼主翼倾转到位后翼面不会再因为气流作用而改变迎角影响飞机操控，同时减轻了倾转机构的工作负担。

一种分布式动力倾转机翼飞机的控制方法，如图3及图4所示，该方法具体步骤如下：

步骤一：垂起或悬停模态，飞机在静止状态下启动发动机，螺旋桨转速足够高时其产生的升力将飞机拉起，进入悬停状态；在此过程中，飞机受到侧风外界条件扰动产生姿态变化，飞控系统传感器检测到这种变化后将相关信息传送至控制器，控制器通过编写好程序的运算向执行机构发出命令；其中，差动左右各四个发动机转速可消除滚转偏差、差动前部鸭翼两个发动机和机翼主翼六个发动机转速，可消除俯仰偏差、差动正反转发动机转速可消除航向偏差。另外考虑到航向修正时会存在机身形变导致拉力线方向变化问题，正反转发动机安置也经过分配。举例来说，当飞机需要逆时针偏航时，顺时针发动机需要加速，逆时针发动机需要减速。由于飞机并非为完全刚体，因此由于拉力的变化，前部鸭翼左边发动机转速下降，右边发动机转速上升，导致左边鸭翼向下、右边鸭翼向上发生形变。同理，左边机翼主翼向上，右边机翼主翼向下发生形变。形变导致拉力线改变，前部鸭翼部分拉力产生一个水平向左的分力，机翼主翼部分产生一个水平向右分力，这两个分力对机身产生了逆时针的偏航力矩，提高了机身偏航控制性。

步骤二：悬停模态向平飞模态转换过程，飞机垂直起飞并稳定在一定高度以后，可以倾转。前倾转轴和后倾转轴开始逐步倾转，飞机产生向前的速度，而且前飞速度随着前倾转轴和后倾转轴的转角的增大和时间的积累逐步增大；在此过程中飞机的俯仰、滚转、偏航稳定性依然靠步骤一中所述方法来维持，当飞控系统测量到飞机速度增大到一定程度使得前部鸭翼升降舵和机翼副翼产生足够的气动力后，前部鸭翼升降舵以及机翼副翼开始控制飞机姿态；飞机速度持续增大至前部鸭翼和机翼主翼产生的升力能平衡机体重力后，转换过程结束，飞机进入高速平飞模态；前倾转轴和后倾转轴通过锁止机构锁止，锁止机构如图2所示。

步骤三：平飞模态，同步控制八个发动机转速来控制飞机飞行速度，通过偏转前部鸭翼升降舵来控制飞机的俯仰，偏转机翼副翼来控制飞机滚转，差动机翼主翼左右各三个发动机实现飞机偏航。

步骤四：平飞模态向悬停模态的转换过程。飞机速度过快时，强行倾转会发生解体的危险。当飞控监测飞机速度达到安全速度以内时，开始倾转。前倾转轴和后倾转轴解锁并逐渐反向倾转，前部鸭翼和机翼主翼逐步趋于水平；在此过程中由于飞机依然有一定的速度，飞机的前部鸭翼升降舵和机翼副翼依然起到辅助控制机体姿态的作用，与此同时发动机差动控制也开始工作，两方面共同作用控制飞机姿态稳定；前部鸭翼和机翼主翼完全竖直且发动机产生拉力能平衡机体重力后，转换过程结束，前倾转轴和后倾转轴通过锁止机构锁死，飞机进入悬停模态；

步骤五：悬停或垂落模态，前部鸭翼和机翼主翼处于竖直状态，发动机转速降低，飞机的俯仰、滚转、偏航姿态稳定控制原理同步骤一相同；在发动机差动控制下，飞机逐渐稳定降落至地面，完成整个任务过程。

Claims (3)

1.一种分布式动力倾转机翼飞机的垂直起降模态控制方法，其特征在于，飞机机身包括：

前部鸭翼：通过前倾转轴连接机身，在0°到90°范围内转动；前部鸭翼为上下双层结构，层间通过垂直安定面支撑并形成涵道空间；涵道内安置动力系统，由舵机控制倾转；

机翼主翼：通过后倾转轴连接机身，在0°到90°范围内转动；机翼主翼为上下双层结构，层间通过垂直安定面支撑并形成涵道空间；涵道内安置动力系统，由舵机控制倾转；

动力系统：动力系统为电动涵道发动机；前部鸭翼涵道内至少安装两台发动机，机翼主翼涵道内安装六台发动机；左边前部鸭翼的一台发动机和右边机翼主翼的三台发动机为逆时针旋转发动机，右边前部鸭翼的一台发动机和左边机翼主翼的三台发动机为顺时针旋转发动机，发动机旋转方向设置考虑到垂直起落模态差速控制时的机身形变造成的影响；

该方法包括：

飞机在静止状态下启动发动机，螺旋桨转速足够高时其产生的升力将飞机拉起，进入悬停状态，在垂直起降过程中，差动左右各四个发动机转速可消除滚转偏差；差动前部鸭翼两个发动机和机翼主翼六个发动机转速，可消除俯仰偏差；消除航向偏差时，差动正反转发动机转速，利用发动机扭矩抵消部分航向偏差，同时由于正反转发动机交叉布置，利用飞机非刚性机身的特征，机身形变使前后拉力升力线由原垂直方向上转过方向相反角度，消除航向偏差，正反转发动机安置也经过分配，即当飞机需要逆时针偏航时，顺时针发动机需要加速，逆时针发动机需要减速，由于飞机并非为完全刚体，因此由于拉力的变化，前部鸭翼左边发动机转速下降，右边发动机转速上升，导致左边鸭翼向下、右边鸭翼向上发生形变；同理，左边机翼主翼向上，右边机翼主翼向下发生形变；形变导致拉力线改变，前部鸭翼部分拉力产生一个水平向左的分力，机翼主翼部分产生一个水平向右分力，这两个分力对机身产生了逆时针的偏航力矩，提高了机身偏航控制性。

2.根据权利要求1所述的一种分布式动力倾转机翼飞机的垂直起降模态控制方法，其特征在于：所述机翼主翼的翼面高于前部鸭翼的翼面。

3.根据权利要求1所述的一种分布式动力倾转机翼飞机的垂直起降模态控制方法，其特征在于： 在垂直起降及悬停模态，前、后倾转轴锁死，通过差动调整发动机的转速提供滚转力矩、俯仰力矩以及偏航力矩，最终通过这些力矩保持飞机的俯仰、滚转、偏航姿态稳定；

从悬停模态到平飞模态的转换，前、后倾转轴逐渐转动，带动所有发动机及前部鸭翼和机翼主翼逐渐由水平转到竖直进入平飞模态，在此过程中，飞机的三轴稳定性通过发动机差动以及前部鸭翼升降舵和机翼副翼配合保证；

进入平飞模态后，前、后倾转轴锁死以保证平飞的可靠性；平飞模态下，通过前部鸭翼升降舵，机翼副翼联合操纵获得飞机的俯仰及滚转力矩，通过前部鸭翼和机翼主翼的发动机差动获得偏航力矩；

实现平飞、悬停到垂直降落的转换过程相反。

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