CN114275156A - 一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器 - Google Patents

一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器 Download PDF

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Abstract

一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，涉及一种推力矢量无人飞行器。本发明为了解决现有的飞行器无法垂直起降、定点悬停和水平飞行，机动性能较差等问题而提出的。技术要点：所述飞行器包括推力矢量无人飞行器机体、四个推力矢量动力单元、飞行控制系统和供电电源；所述的推力矢量无人飞行器机体包括机架和安装在机架上的机架平板；机架平板的四角上分别安装一个推力矢量动力单元，飞行控制系统安装在机架平板的中部；导航计算机数据传输模块用于为小型飞行控制计算机提供导航信息；小型飞行控制计算机用于通过对应电子调速器来控制各个涵道风扇的启停和转速大小；小型飞行控制计算机还用于控制各个无刷舵机的动作。本发明具有垂直起降、定点悬停和水平飞行的功能，拥有瞬间改变飞行姿态和轨迹的超机动能力。

Description

一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器
技术领域
本发明涉及一种推力矢量无人飞行器，具体是一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，属于飞行器装备技术领域。
背景技术
现有的飞行器主要分为水平起降飞行器(如固定翼)、垂直起降飞行器(如直升机和多旋翼)和混合式飞行器(如倾转旋翼)两大类。传统的水平起降飞行器有飞行速度快、能耗低等优点，但是有起降要求高，起降距离长等缺点；传统的垂直起降飞行器，具有起降方便的优点，但是有能耗大、安全系数低，负载能力差、水平飞行速度慢等缺点；目前的混合式飞行器具有垂直起降，水平巡航的特点，但是在水平飞行时的可控性不甚理想，且存在着飞行阻力大，耗能高，安全系数不高等缺点。
JetQuad是国外的Fusion Flight公司研发的新一代混合式飞行器，以四个安装在顶点的涡喷发动机提供推力，高扭矩伺服机构能够带动喷管快速转动形成推力矢量，整个飞行过程中喷管转角和推力大小可调；燃料舱置于机体中心，机身上表面具有两个进气口，用于提供氧气与以及舱内散热。该飞行器实现了垂直起降和单点悬停测试，目前还未出现水平巡航的测试。该飞行器通过推力矢量解决了混合式飞行器存在的诸多不足，但涡喷发动机具有推力响应慢，推力水平稳定性不高，热管理困难，噪声水平大等问题，因此应用场景有限。
发明内容
针对上述现有技术存在的问题，本发明设计了基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，不仅具有垂直起降、定点悬停和水平飞行的功能，也具有较好的机动性能和较大的载重量，不包含外部气翼，适合在各种地形起降，能够对各种推力矢量控制算法进行飞行测试验证。
本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案为：
一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，所述飞行器包括推力矢量无人飞行器机体、四个推力矢量动力单元、飞行控制系统和供电电源；所述的推力矢量无人飞行器机体包括机架和安装在机架上的机架平板；机架平板的四角上分别安装一个推力矢量动力单元，飞行控制系统安装在机架平板的中部；
每个推力矢量动力单元包括涵道风扇、L型弯管、无刷舵机、舵臂、连杆机构和电子调速器；涵道风扇通过涵道风机支座安装在机架平板上，L型弯管的一端通过弯管支座安装在机架平板上，无刷舵机通过舵机支座安装在机架平板上，电子调速器通过电调支座安装在机架平板上；涵道风扇的出风口端与L型弯管的一端连接，无刷舵机将动力传给舵臂再通过连杆机构带动L型弯管可沿弯管支座转动一定角度；
所述飞行控制系统包括小型飞行控制计算机和导航计算机数据传输模块；导航计算机数据传输模块用于为小型飞行控制计算机提供导航信息；小型飞行控制计算机用于通过对应电子调速器来控制各个涵道风扇的启停和转速大小；小型飞行控制计算机还用于控制各个无刷舵机的动作；
所述供电电源用于为每个推力矢量动力单元的涵道风扇、无刷舵机、电子调速器供电，还用于为小型飞行控制计算机和导航计算机数据传输模块供电。
通过控制四个L型弯管的不同步或不同方向的摆动，从而调节推力的方向，实现飞行器位姿的改变。L型弯管向下的出口实时产生四股向下方的气流，通过制控四股向下方的气流柱在一定范围内变化，以实时控制飞行器位姿的变化。
进一步地，四个推力矢量动力单元分成两组安装在机架平板上，每组中的两个涵道风扇同轴设置，两个涵道风扇的入风口端相对设置；每个涵道风扇的轴线与机架平板上平行。
进一步地，每个推力矢量动力单元的L型弯管的另一端朝下设置。
进一步地，每个推力矢量动力单元中的连杆机构包括连杆一和连杆二，连杆一的一端和L型弯管与涵道风扇连接端的外侧臂上部的连接耳铰接，连杆一另一端连杆二的一端铰接，连杆二的另一端与舵臂的输出端连接。
进一步地，每个推力矢量动力单元中的L型弯管转动角度30度至150度。
进一步地，L型弯管通过轴承挡圈和轴承安装在弯管支座上。
进一步地，所述弯管支座上开有凸台，所述轴承被弯管支座上的凸台和所述轴承挡圈轴向固定，这样更便于装配。
进一步地，小型飞行控制计算机和导航计算机数据传输模块通过中央平台安装在机架平板上，所述中央平台包括铝板一、铝板二和四个隔离柱一、四个隔离柱二；铝板一通过四个隔离柱一安装在机架平板上，铝板二位于铝板一之上，铝板二通过四个隔离柱二安装在铝板一上，小型飞行控制计算机安装在铝板一之上；导航计算机数据传输模块安装在铝板二之上；供电电源包括电池、电池盒；电池置于安装在机架平板上的电池盒内。
进一步地，所述导航计算机数据传输模块(导航数传模块)提供飞行器位置和姿态信息将其输入至所述小型飞行控制计算机(小型飞控)，所述小型飞行控制计算机内置飞控算法从而对所述动力模组输出控制信号。
本发明至少具有以下有益技术效果：
相比于JetQuad而言，该发明设计的无人飞行器用涵道风扇作为动力，有效避免了使用涡喷发动机带来的热效应，质心偏移，推力延迟等问题，使得基于推力矢量的飞控算法的验证变的简单可行。相比于一般的旋翼或倾转旋翼机，涵道风扇带来的大推力也改善了其对非结构化环境的适应能力。提升的机动能力、承载能力(续航/运输)与抗干扰能力将使得该型无人机具有更加广阔的应用场景，比如狭长空间的巡视与穿越、运动目标的定向监视等。
对比现有技术，发明具有以下的主要特点：
1.本发明具有垂直起降、定点悬停和水平飞行的功能，拥有瞬间改变飞行姿态和轨迹的超机动能力。
2.本发明是完全推力矢量飞行器，不依赖任何外部气翼，能够在任何地形起降。
3.本发明采用平台化，模块化设计，能实现多种功能，尤其是基于推力矢量的飞行控制算法的验证。
4.本发明的推力矢量动力单元采用模块化设计，可以很方便的实现维修更换。
5.本发明的推力矢量机构控制简单，响应较快，提高了飞行器的响应带宽。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；图2是本发明的后视图；图3是本发明的侧视图；图4是本发明的俯视图；
图1-4中：101-机架；102-机架平板；103-涵道风扇；104-L型弯管；105-无刷舵机；106-电子调速器；107-电池；108-小型飞行控制计算机；109-导航计算机及数据传输模块；1011-涵道风机支座；1012-弯管支座；1013-舵机支座；1014-电调支座；1015-电池盒：1016-铝板一；1017-铝板二；1018-隔离柱一；1019-隔离柱二；1020-连杆一；1021-连杆二；1022-舵臂；1023-轴承挡圈；1024-轴承；
图5是本发明的工作原理示意图，展示了四个推力矢量动力单元产生的推力及其方向；
图6是本发明的仿真结果图，展示了位置响应曲线；
图7是本发明的仿真结果图，展示了姿态响应曲线；
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明。
如图1所示，一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，由推力矢量无人飞行器机体、机体上支撑部件、推力矢量动力单元和飞行控制系统组成；其中，所述的推力矢量无人飞行器机体包括机架(101)和机架平板(102)；所述的机体上支撑部件包括涵道风机支座(1011)、弯管支座(1012)、舵机支座(1013)、电调支座(1014)、电池盒(1015)、铝板一(1016)、铝板二(1017)、隔离柱一(1018)、隔离柱二(1019)；所述的推力矢量动力单元包括涵道风扇(103)、L型弯管(104)、无刷舵机(105)、电子调速器(106)、电池(107)、连杆一(1020)、连杆二(1021)、舵臂(1022)、轴承挡圈(1023)、轴承(1024)；所述飞行控制系统包括小型飞行控制计算机(108)和导航计算机及数据传输模块(109)。
机架平板(102)上设有很多减重孔。
每个推力矢量动力单元中的L型弯管转动角度30度至150度，本发明做出的实际样机可以转动60度-90度。
所述的机架(101)和机架平板(102)对应位置开有通孔，二者通过螺栓连接，是飞行器的主要承力结构。
所述机架平板(102)对应位置开有沉头孔与所述弯管支座(1012)、舵机支座(1013)通过沉头螺钉连接；所述机架平板(102)对应位置开有通孔与所述涵道风机支座(1011)、电调支座(1014)、隔离柱一(1018)通过螺栓连接。
所述涵道风扇(103)水平安装在所述涵道风机支座(1011)上，分布在飞行器四个角上，其供电和控制信号均由所述电子调速器(106)提供。
所述轴承(1024)镶嵌在弯管支座(1012)中并与其过盈配合，所述L型弯管(104)与所述轴承(1024)过盈配合。
所述弯管支座(1012)上开有凸台，所述轴承(1024)被弯管支座(1012)上的凸台和所述轴承挡圈(1023)轴向固定。
所述舵臂(1025)通过螺栓与所述连杆一(1021)相连，由所述无刷舵机(105)驱动；所述连杆一(1021)与所述连杆二(1022)，所述连杆二(1022)与所述L型弯管(104)通过销轴相连形成平行四连杆机构，保证所述无刷舵机(105)转动中心与所述L型弯管(104)转动中心在同一水平上。
所述L型弯管(104)与所述涵道风扇(103)是同心的，所述L型弯管(104)完全贴合于所述涵道风扇(103)上将其推力导出形成推力矢量，避免推力损失。
所述导航计算机及数据传输模块(109)提供飞行器位置和姿态信息将其输入至所述小型飞行控制计算机(108)，所述小型飞行控制计算机(108)内置飞控算法从而对所述动力模组输出控制信号。
本发明将四个涵道风扇安装在涵道风扇支座上，通过L型弯管将涵道风扇产生的推力导出，以无刷舵机驱动平行四连杆带动弯管转动形成推力矢量；其中所述L型弯管安装在弯管支座上，无刷舵机安装在舵机支座上；其中所述涵道风扇支座、弯管支座和舵机支座安装在机体上；其中所示机体包括机架和机架平板；机体中央平台第一层为电源安装平台，第二层为飞控系统安装平台，第三层为导航系统安装平台；其中所述电源安装平台包括电池盒和电池，飞控系统安装平台包括平台铝板和小型飞行控制计算机，导航系统安装平台包括平台铝板，导航和数传模块；机体四周安装电调支座，用以固定电子调速器。涵道风扇和电子调速器连接供电和提供控制信号，电子调速器由电源供电，受小型飞行控制计算机直接控制，电子调速器固定在电调支座上，电调支座安装在机架平板上。L型弯管与超薄壁四点角接触轴承过盈配合，轴承与弯管支座过盈配合，弯管支座上开有凸台，轴承被弯管支座凸台和轴承挡圈轴向固定。舵机舵臂通过螺栓与连杆一相连，由舵机驱动；连杆一与连杆二，连杆二与弯管通过销轴相连形成平行四连杆机构，保证舵机转动中心与弯管转动中心在同一水平上。中央平台每一层由隔离柱支撑铝板形成，隔离柱与铝板通过螺栓连接。
本发明还可有其它多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，本领域技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。
对本发明的效果进行如下试验或仿真：
按程序给定飞行器制导指令：上升到20m高度悬停—>俯仰10°—>偏航10°—>降落，得到的仿真结果如图6、7所示，飞行器在20s时到达20m高度，俯仰机动到9.7°，后机动到10°，最后降落到地面。通过仿真试验验证本发明可完全稳定的飞行及着陆，本发明飞行器的姿态角可控。
针对本发明的工作原理进行如下详细阐述：
本发明利用弯管将涵道风扇产生的气流导向机体下方通过弯管的转动以产生方向可变的推力，推力在飞行器本体系下的示意如图5所示，O为重心位置，ai为推力作用点到重心的横向距离，bi为推力作用点到重心的纵向距离，T1,T2,T3,T4为四个涵道风扇产生的推力大小，δ1,δ2,δ3,δ4为四个弯管相对竖直方向偏转的角度，以向xb正方向偏转为正，可得其所受力和力矩为：
Figure BDA0003452320940000061
其中，Fx,Fy,Fz分别为在xb,yb,zb轴产生的力，Mx,My,Mz分别为绕xb,yb,zb轴产生的力矩，通过产生力和力矩能够对飞行器的位置和姿态进行控制。

Claims (9)

1.一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，其特征在于，所述飞行器包括推力矢量无人飞行器机体、四个推力矢量动力单元、飞行控制系统和供电电源；所述的推力矢量无人飞行器机体包括机架(101)和安装在机架(101)上的机架平板(102)；机架平板(102)的四角上分别安装一个推力矢量动力单元，飞行控制系统安装在机架平板(102)的中部；
每个推力矢量动力单元包括涵道风扇(103)、L型弯管(104)、无刷舵机(105)、舵臂(1022)、连杆机构和电子调速器(106)；涵道风扇(103)通过涵道风机支座(1011)安装在机架平板(102)上，L型弯管(104)的一端通过弯管支座(1012)安装在机架平板(102)上，无刷舵机(105)通过舵机支座(1013)安装在机架平板(102)上，电子调速器(106)通过电调支座(1014)安装在机架平板(102)上；涵道风扇(103)的出风口端与L型弯管(104)的一端连接，无刷舵机(105)将动力传给舵臂(1022)再通过连杆机构带动L型弯管(104)可沿弯管支座(1012)转动一定角度；
所述飞行控制系统包括小型飞行控制计算机(108)和导航计算机数据传输模块(109)；导航计算机数据传输模块(109)用于为小型飞行控制计算机(108)提供导航信息；小型飞行控制计算机(108)用于通过对应电子调速器(106)来控制各个涵道风扇(103)的启停和转速大小；小型飞行控制计算机(108)还用于控制各个无刷舵机(105)的动作；
所述供电电源用于为每个推力矢量动力单元的涵道风扇(103)、无刷舵机(105)、电子调速器(106)供电，还用于为小型飞行控制计算机(108)和导航计算机数据传输模块(109)供电。
2.根据权利要求1所述一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，其特征在于，四个推力矢量动力单元分成两组安装在机架平板(102)上，每组中的两个涵道风扇(103)同轴设置，两个涵道风扇(103)的入风口端相对设置；每个涵道风扇(103)的轴线与机架平板(102)上平行。
3.根据权利要求1或2所述一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，其特征在于，每个推力矢量动力单元的L型弯管(104)的另一端朝下设置。
4.根据权利要求3所述一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，其特征在于，每个推力矢量动力单元中的连杆机构包括连杆一(1020)和连杆二(1021)，连杆一(1020)的一端和L型弯管(104)与涵道风扇(103)连接端的外侧臂上部的连接耳铰接，连杆一(1020)另一端连杆二(1021)的一端铰接，连杆二(1021)的另一端与舵臂(1022)的输出端连接。
5.根据权利要求4所述一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，每个推力矢量动力单元中的L型弯管(104)转动角度30度至150度。
6.根据权利要求5所述一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，其特征在于，L型弯管(104)通过轴承挡圈(1023)和轴承(1024)安装在弯管支座(1012)上。
7.根据权利要求6所述一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，其特征在于，所述弯管支座(1012)上开有凸台，所述轴承(1024)被弯管支座(1012)上的凸台和所述轴承挡圈(1023)轴向固定。
8.根据权利要求1或2所述一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，其特征在于，小型飞行控制计算机(108)和导航计算机数据传输模块(109)通过中央平台安装在机架平板(102)上，所述中央平台包括铝板一(1016)、铝板二(1017)和四个隔离柱一(1018)、四个隔离柱二(1019)；铝板一(1016)通过四个隔离柱一(1018)安装在机架平板(102)上，铝板二(1017)位于铝板一(1016)之上，铝板二(1017)通过四个隔离柱二(1019)安装在铝板一(1016)上，小型飞行控制计算机(108)安装在铝板一(1016)之上；导航计算机数据传输模块(109)安装在铝板二(1017)之上；供电电源包括电池(107)、电池盒(1015)；电池(107)置于安装在机架平板(102)上的电池盒(1015)内。
9.根据权利要求1所述一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器，其特征在于，所述导航计算机数据传输模块(109)(导航数传模块)提供飞行器位置和姿态信息将其输入至所述小型飞行控制计算机(108)(小型飞控)，所述小型飞行控制计算机(108)内置飞控算法从而对所述动力模组输出控制信号。
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