CN114212252A - 一种串列式倾转机翼飞行器及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行器技术领域，公开了一种串列式倾转机翼飞行器及控制方法。该串列式倾转机翼飞行器包括机身、两个机翼倾转机构、串列式机翼以及垂尾，两个机翼倾转机构设置于机身的内部，串列式机翼包括两个前翼以及两个后翼，每个前翼以及每个后翼均设置有螺旋桨，两个前翼分别设置在一个机翼倾转机构的两端，两个后翼分别设置在另一个机翼倾转机构的两端，两个后翼的水平高度高于两个前翼的水平高度，垂尾设置于机身的尾部。其外形简洁高效，采用经优化的串列式机翼布局，便于垂直起降，并兼顾两种工况的升阻特性，具有较大的重心容许范围；后翼的水平高度高于前翼的水平高度，降低了前翼下洗气流对后翼的不利干扰，提高了飞行性能。

Description

一种串列式倾转机翼飞行器及控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种串列式倾转机翼飞行器及控制方法。

背景技术

垂直起降飞行器(VTOL)既可以像多旋翼飞行器或直升机一样垂直起降，不受跑道限制，又可以像固定翼飞机一样高速平飞，获得较大的航程和载重量，其融合了固定翼飞机与直升机二者的优点，具有十分广阔的应用前景。

以贝尔公司V22“鱼鹰”为代表的双发倾转旋翼飞机在大型垂直起降航空器领域已有多年历史，但其结构与控制系统非常复杂，服役期间事故多发，安全性备受质疑。

小型垂直起降无人飞行器领域目前较多采用复合翼形式，其基本架构为在常规固定翼飞机的机翼上叠加一套多旋翼升力系统。此种方式具有控制简单、可靠性高的优点。但平飞时多旋翼系统成为死重，由此产生的重量大、阻力高的缺点也十分明显。

串列式布局倾转翼飞机可在前后机翼上均布置螺旋桨，在垂直飞行状态通过上述螺旋桨转速差动更容易实现稳定可靠的姿态控制，因此更加适用于作为垂直起降飞行器的总体布局形式，如发明专利CN111516869A、CN208775003U等均采用此类布局，但其前后翼处于同一平面，存在前翼下洗气流对后翼的不利干扰问题，降低了飞行性能。

发明内容

本发明的目的在于提供一种串列式倾转机翼飞行器，具有优化的前后翼几何外形以及独立驱动的螺旋桨系统，使得该串列式倾转机翼飞行器具备更高的气动效率、更加简洁的整体外形、并具有低结构重量和高可靠性的优点。

为达此目的，本发明采用以下技术方案：

一种串列式倾转机翼飞行器，包括机身、两个机翼倾转机构、串列式机翼以及垂尾，两个所述机翼倾转机构设置于所述机身的内部，所述串列式机翼包括两个前翼以及两个后翼，每个所述前翼以及每个所述后翼均设置有螺旋桨，两个所述前翼分别设置在一个所述机翼倾转机构的两端，两个所述后翼分别设置在另一个所述机翼倾转机构的两端，两个所述后翼的水平高度高于两个所述前翼的水平高度，所述垂尾设置于所述机身的尾部。

作为优选，所述前翼的翼尖以及所述后翼的翼尖均设置有翼尖短舱，所述螺旋桨设置于所述翼尖短舱。

作为优选，所述翼尖短舱内设置有电动机、电机调速器、动力电池以及起落架系统，所述电动机与所述电机调速器电连接，所述动力电池分别与所述电机调速器以及所述起落架系统电连接，所述螺旋桨与所述电动机的输出轴连接。

作为优选，所述螺旋桨位于所述翼尖短舱的前端，对角的所述螺旋桨的旋转方向相同，同侧的所述螺旋桨的旋转方向相反。

作为优选，所述机翼倾转机构设置有转轴，所述机身设置有法兰，所述法兰内设置有轴承，所述转轴穿设于所述轴承内，一个所述机翼倾转机构的所述转轴分别与两个所述前翼的前梁连接，另一个所述机翼倾转机构的所述转轴分别与两个所述后翼的前梁连接。

作为优选，所述转轴为中空结构，所述中空结构能够供线缆束通过。

作为优选，所述前翼为平直翼，所述后翼为后掠上反翼，所述后翼的后掠角为5°-25°，所述后翼的上反角为0.1°-10°。

作为优选，所述串列式机翼的后缘均设置有机翼舵面，所述垂尾包括安定面以及尾翼舵面。

本发明还提供一种串列式倾转机翼飞行器的控制方法，包括垂直起降模式以及水平飞行模式；

所述垂直起降模式包括：

依靠螺旋桨转速调节所产生的升力差实现对飞行器俯仰和滚转方向的控制；依靠螺旋桨转速调节所产生的扭矩差和机翼舵面偏转产生的气动力实现对飞行器航向的控制；

所述水平飞行模式包括：

通过串列式机翼以及垂尾的尾翼舵面偏转产生的气动力进行飞行器姿态稳定和控制。

作为优选，还包括过渡转换模式，所述过渡转换模式包括垂直转平飞过渡转换模式以及平飞转垂直过渡转换模式；

所述垂直转平飞过渡转换模式包括：

通过倾转串列式机翼实现飞行器水平加速，并在加速过程中通过螺旋桨转速控制飞行器姿态，机翼舵面起辅助作用，直到串列式机翼有效产生升力后过渡到机翼舵面为主控制飞行器姿态；

所述平飞转垂直过渡转换模式包括：

通过倾转串列式机翼实现飞行器水平减速，减速过程中通过螺旋桨转速和机翼舵面共同控制飞行器姿态，直到串列式机翼垂直后过渡到以螺旋桨转速为主控制飞行器姿态。

本发明的有益效果：

本发明提供的串列式倾转机翼飞行器，其整体外形简洁高效，机翼采用经优化的串列式机翼布局，便于垂直起降形态设计，并兼顾两种工况的升阻特性优化，同时具有较大的重心容许范围；后翼的水平高度高于前翼的水平高度，降低了前翼下洗气流对后翼的不利干扰，提高了飞行性能。电动机、电机调速器、动力电池以及起落架系统位于翼尖短舱内，翼尖短舱位于翼尖，通过整合式设计减轻结构重量，同时翼尖短舱作为翼尖端板，可减少诱导阻力；通过不同的后掠角和上反角设计降低下洗气流对后翼的不利影响，且在垂直起降状态能够保持机身水平，螺旋桨的桨盘位置最优；机身、垂尾、串列式机翼、翼尖短舱均为相对独立的模块化设计，便于制造维护。

附图说明

图1是本发明提供的串列式倾转机翼飞行器水平飞行时的俯视图；

图2是本发明提供的串列式倾转机翼飞行器水平飞行时的侧视图；

图3是本发明提供的串列式倾转机翼飞行器水平飞行时的正视图；

图4是本发明提供的串列式倾转机翼飞行器垂直飞行时的俯视图；

图5是本发明提供的串列式倾转机翼飞行器垂直飞行时的侧视图；

图6是本发明提供的串列式倾转机翼飞行器垂直飞行时的正视图

图7是本发明提供的串列式倾转机翼飞行器中串列式机翼前后位置的示意图；

图8是本发明提供的串列式倾转机翼飞行器的控制方法在不同飞行模式时的示意图。

图中：

100、机身；200、串列式机翼；201、前翼；202、后翼；203、螺旋桨；204、翼尖短舱；205、机翼舵面；300、垂尾；301、安定面；302、尾翼舵面。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本实施例的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，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。此外，术语“第一”、“第二”仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。

实施例一

如图1至图7所示，本实施例提供了一种串列式倾转机翼飞行器，包括机身100、两个机翼倾转机构(未示出)、串列式机翼200以及垂尾300，两个机翼倾转机构设置于机身100的内部，串列式机翼200包括两个前翼201以及两个后翼202，每个前翼201以及每个后翼202均设置有螺旋桨203，两个前翼201分别设置在一个机翼倾转机构的两端，两个后翼202分别设置在另一个机翼倾转机构的两端，两个后翼202的水平高度高于两个前翼201的水平高度，垂尾300设置于机身100的尾部。

本实施例提供的串列式倾转机翼飞行器，其整体外形简洁高效，机翼采用经优化的串列式机翼200布局，便于垂直起降形态设计，并兼顾两种工况的升阻特性优化，同时具有较大的重心容许范围；后翼202的水平高度高于前翼201的水平高度，降低了前翼201下洗气流对后翼202的不利干扰，提高了飞行性能。

本实施例中的前翼201的翼尖以及后翼202的翼尖均设置有翼尖短舱204，螺旋桨203设置于翼尖短舱204，通过将翼尖短舱204设置于前翼201的翼尖以及后翼202的翼尖处，一方面能够对螺旋桨203提供动力，另一方面在水平飞行阶段作为翼尖端板，能够起到降低诱导阻力作用。

可选地，翼尖短舱204内设置有电动机、电机调速器、动力电池以及起落架系统，电动机与电机调速器电连接，动力电池分别与电机调速器以及起落架系统电连接，螺旋桨203与电动机的输出轴连接，通过将电动机、电机调速器、动力电池以及起落架系统设置于翼尖短舱204内，实现了翼尖短舱204的整合式设计，在起飞和着陆阶段具备起落架功能，取消了单独的起落架舱，降低了结构重量和飞行阻力。翼尖短舱204采用模块化设计，四个翼尖短舱204构型一致，可降低制造难度，便于维护更换。

进一步地，螺旋桨203位于翼尖短舱204的前端，对角的螺旋桨203的旋转方向相同，同侧的螺旋桨203的旋转方向相反，通过将对角螺旋桨203同向旋转、同侧螺旋桨203反向旋转，能够抵消反扭矩并降低平飞时翼尖涡的影响。

本实施例中的机翼倾转机构设置有转轴，机身100设置有法兰，法兰内设置有轴承，转轴穿设于轴承内，一个机翼倾转机构的转轴分别与两个前翼201的前梁连接，另一个机翼倾转机构的转轴分别与两个后翼202的前梁连接。机翼倾转机构由两套独立的电动伺服装置驱动，可驱动两侧前翼201以及后翼202自翼根处在0°-90°范围内同步倾转。转轴为直径接近串列式机翼200最大厚度的空心圆柱转轴，转轴材质由金属和复合材料嵌合组成，转轴为中空结构，内部可供线缆束通过，转轴通过法兰和轴承在机身100处加以支撑。转轴与串列式机翼200的前梁及根肋通过机械连接形成整体，传递串列式机翼200载荷。机身100外表面在串列式机翼200倾转范围内为平面，通过橡胶压条实现气动密封，并起辅助支撑作用。

本实施例中前翼201为平直翼，后翼202为后掠上反翼，后翼202采取后掠和上反设计以进一步降低前翼201下洗气流的影响，并增加平飞时的稳定性，后翼202的后掠角在5°-25°，后翼202的上反角为0.1°-10°。通过后掠角与上反角的组合，还可以实现垂直状态时翼尖短舱204处于同一高度面上，以方便起落架设计，保持机身100水平。如图7所示，本实施例提供了串列式机翼200前后位置的相关参数，其中串列式机翼200的平均气动弦长为C，前翼201与后翼202的水平距离为S，前翼201与后翼202的垂直距离为H，以及前翼201与后翼202的翼差角为D，D和H为正值。示例性地，前翼201与后翼202的水平距离为S>2C，前翼201与后翼202的垂直距离为H>0.5C,前翼201与后翼202的翼差角为1°-3°。

可选地，本实施例中串列式机翼200的后缘均布置有全展长的机翼舵面205，机翼舵面205弦长为0.2C-0.3C，水平飞行状态时机翼舵面205作为升降副翼使用，垂直飞行状态机翼舵面205作为辅助航向控制使用；垂尾300包含安定面301和尾翼舵面302，尾翼舵面302用于在水平飞行状态的航向控制。

实施例二

如图8所示，本实施例提供了一种串列式倾转机翼飞行器的控制方法，包括垂直起降模式、水平飞行模式以及过渡转换模式，不同飞行模式下通过螺旋桨203转速和机翼舵面205以及尾翼舵面302偏转的组合控制，实现对飞行器的姿态稳定和操纵。

其中，垂直起降模式包括：依靠螺旋桨203转速调节所产生的升力差实现对飞行器俯仰和滚转方向的控制；依靠螺旋桨203转速调节所产生的扭矩差和机翼舵面205偏转产生的气动力实现对飞行器航向的控制。

具体地，垂直起降模式下三个轴控制方式分别为：

滚转轴：飞行器依靠螺旋桨203转速调节所产生的升力差实现对滚转方向控制；

俯仰轴：飞行器主要依靠螺旋桨203转速调节所产生的升力差实现对俯仰方向控制，同时为进一步控制由于螺旋桨203滑流经过串列式机翼200或者由于阵风扰动导致的飞行器前后移动，通过同向偏转机翼舵面205，保持机身100纵向水平，同时抑制飞行器前后移动。

航向轴：由于螺旋桨203转速调节所产生的扭矩差控制力相对较弱，且倾转串列式机翼200布局在垂直状态机翼会产生较大的偏航扰动和阻力，故此状态下同时利用螺旋桨203扭矩差和通过机翼舵面205差动偏转产生的气动力实现对航向的稳定和控制。

水平飞行模式下，飞行器姿态控制方法与常规固定翼飞行器相同，主要依靠串列式机翼200以及垂尾300的尾翼舵面302偏转产生的气动力进行姿态稳定和控制。

本实施例中的过渡转换模式包括垂直转平飞过渡转换模式以及平飞转垂直过渡转换模式。

其中，垂直转平飞过渡转换模式包括：通过倾转串列式机翼200实现飞行器水平加速，并在加速过程中通过螺旋桨203转速控制飞行器姿态，机翼舵面205起辅助作用，直到串列式机翼200有效产生升力后过渡到机翼舵面205为主控制飞行器姿态。

示例性地，垂直转平飞过渡转换模式包括以下三步：

第一步：通过缓慢倾转串列式机翼200实现飞行器水平加速，并在加速过程中主要通过螺旋桨203转速控制飞行器姿态，机翼舵面205起辅助作用，升力来自螺旋桨203的垂直分量；

第二步：当串列式机翼200倾转角度达到由螺旋桨203总拉力和飞行器总重限定的临界角度θ时，串列式机翼200暂停倾转，飞行器继续水平加速至最小平飞速度，此时飞行器控制方式同第一步；

第三步：串列式机翼200快速倾转至正常平飞位置，此时串列式机翼200可以有效产生升力，过渡到以机翼舵面205为主控制飞行器姿态。

平飞转垂直过渡转换模式包括：通过倾转串列式机翼200实现飞行器水平减速，减速过程中通过螺旋桨203转速和机翼舵面205共同控制飞行器姿态，直到串列式机翼200垂直后过渡到以螺旋桨203转速为主控制飞行器姿态。

示例性地，平飞转垂直过渡转换模式包括以下两步：

第一步：串列式机翼200缓慢倾转直至达到失速迎角，过程中飞行器姿态主要由机翼舵面205控制，升力来自于串列式机翼200的翼面，螺旋桨203拉力适当减小配合飞行器减速；

第二步：螺旋桨203拉力再次提升，串列式机翼200迅速倾转至垂直状态，串列式机翼200的整个翼面起到气动刹车作用使飞行器进一步减速，升力由螺旋桨203拉力的垂直分量产生，飞行器姿态通过螺旋桨203升力差和扭矩差控制，机翼舵面205起辅助作用。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种串列式倾转机翼飞行器，其特征在于，包括机身、两个机翼倾转机构、串列式机翼以及垂尾，两个所述机翼倾转机构设置于所述机身的内部，所述串列式机翼包括两个前翼以及两个后翼，每个所述前翼以及每个所述后翼均设置有螺旋桨，两个所述前翼分别设置在一个所述机翼倾转机构的两端，两个所述后翼分别设置在另一个所述机翼倾转机构的两端，两个所述后翼的水平高度高于两个所述前翼的水平高度，所述垂尾设置于所述机身的尾部。

2.根据权利要求1所述的串列式倾转机翼飞行器，其特征在于，所述前翼的翼尖以及所述后翼的翼尖均设置有翼尖短舱，所述螺旋桨设置于所述翼尖短舱。

3.根据权利要求2所述的串列式倾转机翼飞行器，其特征在于，所述翼尖短舱内设置有电动机、电机调速器、动力电池以及起落架系统，所述电动机与所述电机调速器电连接，所述动力电池分别与所述电机调速器以及所述起落架系统电连接，所述螺旋桨与所述电动机的输出轴连接。

4.根据权利要求3所述的串列式倾转机翼飞行器，其特征在于，所述螺旋桨位于所述翼尖短舱的前端，对角的所述螺旋桨的旋转方向相同，同侧的所述螺旋桨的旋转方向相反。

5.根据权利要求1所述的串列式倾转机翼飞行器，其特征在于，所述机翼倾转机构设置有转轴，所述机身设置有法兰，所述法兰内设置有轴承，所述转轴穿设于所述轴承内，一个所述机翼倾转机构的所述转轴分别与两个所述前翼的前梁连接，另一个所述机翼倾转机构的所述转轴分别与两个所述后翼的前梁连接。

6.根据权利要求5所述的串列式倾转机翼飞行器，其特征在于，所述转轴为中空结构，所述中空结构能够供线缆束通过。

7.根据权利要求1所述的串列式倾转机翼飞行器，其特征在于，所述前翼为平直翼，所述后翼为后掠上反翼，所述后翼的后掠角为5°-25°，所述后翼的上反角为0.1°-10°。

8.根据权利要求1所述的串列式倾转机翼飞行器，其特征在于，所述串列式机翼的后缘均设置有机翼舵面，所述垂尾包括安定面以及尾翼舵面。

9.一种串列式倾转机翼飞行器的控制方法，其特征在于，包括垂直起降模式以及水平飞行模式；

所述垂直起降模式包括：

依靠螺旋桨转速调节所产生的升力差实现对飞行器俯仰和滚转方向的控制；依靠螺旋桨转速调节所产生的扭矩差和机翼舵面偏转产生的气动力实现对飞行器航向的控制；

所述水平飞行模式包括：

通过串列式机翼以及垂尾的尾翼舵面偏转产生的气动力进行飞行器姿态稳定和控制。

10.根据权利要求9所述的串列式倾转机翼飞行器的控制方法，其特征在于，还包括过渡转换模式，所述过渡转换模式包括垂直转平飞过渡转换模式以及平飞转垂直过渡转换模式；

所述垂直转平飞过渡转换模式包括：

通过倾转串列式机翼实现飞行器水平加速，并在加速过程中通过螺旋桨转速控制飞行器姿态，机翼舵面起辅助作用，直到串列式机翼有效产生升力后过渡到机翼舵面为主控制飞行器姿态；

所述平飞转垂直过渡转换模式包括：

通过倾转串列式机翼实现飞行器水平减速，减速过程中通过螺旋桨转速和机翼舵面共同控制飞行器姿态，直到串列式机翼垂直后过渡到以螺旋桨转速为主控制飞行器姿态。

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