CN117068370A - 后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机及其控制方法，包括：机身、机翼、倾转旋翼组、起落架、水平尾翼及垂直尾翼；倾转旋翼有四个，并通过撑杆连接在机翼前缘，靠近机翼翼尖处的桨盘面积要比靠近机翼翼根处的桨盘面积大，以此来兼顾飞机低速飞行时的飞行效率和高速飞行时的飞行速度，且机翼后掠有利于提高倾转旋翼机在固定翼模式飞行时的稳定性，提高了飞机的环境适应能力。本发明兼顾了倾转旋翼机在悬停和巡航状态下的效率，且飞机结构较为简洁，有利于飞机姿态控制，飞控软件设计。

Description

后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机及其控制方法

技术领域

本发明属于倾转旋翼机技术领域，具体涉及一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机及其控制方法。

背景技术

传统飞机的类型分为固定翼飞机和旋翼机；固定翼飞机拥有比较完善的制造技术，相比于旋翼机，其具有速度快、机动性较好、航程较远、运载量大等优点，但是其在起降过程中需要较长跑道，且对跑道环境要求比较严格。旋翼机可以不需要飞机跑道，在狭小的起降场地进行垂直起降，但是飞行的速度较慢，航程较短。

倾转旋翼机不但拥有旋翼机的可以灵活进行垂直起降的功能，同时也兼顾了固定翼飞机速度高、航程远的性能。但是，传统结构的倾转旋翼机的机械结构极其复杂，需要通过复杂的周期变距系统控制飞机的动力输出和姿态，并且需要专门的传动轴保持左右两套旋翼系统保证输出的同步，操作和维护的难度也远高于普通飞机。

倾转旋翼机是未来航空领域的一大热点，目前，垂直起降飞行器一般借助旋翼/螺旋桨、涵道风扇或矢量喷气发动机来保证起降过程中的稳定性。其中螺旋桨直径较大，在垂直起降和正常巡航的过程中具有较高效率。涵道风扇和矢量喷气发动机一般直径较小、推力大，但存在油耗较高、巡航效率较低的问题。对于高速旋翼机，采用倾转旋翼实现垂直起降，巡航时倾转旋翼推进，可兼顾垂直起降能力和推进效率。

传统的倾转旋翼机机翼多数采用平直翼，在巡航时的抗干扰能力较弱；传统的多旋翼倾转旋翼机多采用等直径桨盘，过大的桨盘直径会增加飞行阻力，而过小的桨盘直径又难以提供足够推力，都不利于巡航效率的提升。

发明内容

针对于上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机及其控制方法，以解决现有技术中倾转旋翼机倾转旋翼设计复杂，巡航稳定性和巡航飞行效率不足的问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

本发明的一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机，包括：机身、机翼、倾转旋翼组、起落架、水平尾翼及垂直尾翼；

所述机翼的数量为两个，对称设置于机身的两侧；机翼包括主翼和副翼，主翼连接在机身的中部，用于产生升力；副翼安装于机翼后缘，当倾转旋翼机处在固定翼模式飞行时，用于控制倾转旋翼机的横滚，及倾转旋翼机由固定翼飞行转旋翼垂直起降飞行时实现倾转旋翼机的减速；

所述倾转旋翼组包含两对倾转旋翼，每对倾转旋翼中仅桨盘尺寸不同，大桨盘的倾转旋翼安装于机翼的前缘外侧，小桨盘的倾转旋翼安装于机翼的前缘内侧；倾转旋翼包含撑杆、倾转机构、桨盘和电机，撑杆的一端与机翼连接，另一端与倾转机构的一端连接，倾转机构的另一端连接桨盘，并控制桨盘延机身横轴的方向旋转；电机与桨盘驱动连接，为桨盘提供动力；

所述起落架的数量为两个，对称设置于机身两侧；起落架包括起落架撑杆和机轮，所述起落架撑杆的一端与机身固连，另一端与机轮连接；

所述水平尾翼的数量为两个，对称设置于机身尾部的两侧；水平尾翼包括水平安定面和升降舵，水平安定面固接于机身尾部两侧，升降舵铰接在水平安定面后缘，用于控制倾转旋翼机俯仰；

所述垂直尾翼位于机身尾部的上端，其包括垂直安定面和方向舵，垂直安定面固接在机身的尾部上端，方向舵铰接在垂直安定面后缘，用于控制倾转旋翼机偏航。

进一步地，所述机翼采用后掠翼，增加内外侧桨盘的纵向距离，减小撑杆的长度，同时提高倾转旋翼机在固定翼模式飞行时的稳定性。

进一步地，所述倾转机构包括：套筒、倾转舵机及电机底座，倾转舵机通过套筒与撑杆连接，倾转舵机通过螺栓连接在套筒的耳片上，电机底座连接在倾转舵机的输出轴上，由倾转舵机带动其倾转，所述电机底座上固定安装电机。

进一步地，处于固定翼模式飞行时桨盘的旋转轴均处在同一水平面，处于垂直起降模式飞行时大小桨盘的旋转轴分别处在同一垂直面，且机翼内侧倾转旋翼比机翼外侧倾转旋翼在纵向方向上要更靠向机头，能实现相同倾转旋翼机垂直起降时的俯仰控制，提高垂直起降效率。

本发明的一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机的控制方法，基于上述倾转旋翼机，步骤如下：

悬停垂直起降模式：

倾转机构控制所有桨盘同时前倾或后倾来实现倾转旋翼机的前飞或后飞，通过同时增大机身右侧桨盘转速来实现倾转旋翼机向左横滚，通过同时增大机身左侧桨盘转速来实现倾转旋翼机向右横滚；通过控制机身左侧倾转机构使左侧桨盘前倾，同时控制机身右侧倾转机构使右侧桨盘后倾来实现倾转旋翼机向右偏航；通过控制机身右侧倾转机构使右侧桨盘前倾，同时控制机身左侧倾转机构使左侧桨盘后倾来实现倾转旋翼机向左偏航；

倾转过渡模式：

从固定翼模式飞行转悬停垂直起降模式方向时，倾转机构驱动小桨盘向前匀速倾转，待小桨盘的旋转轴平行于机身长度方向且飞机达到一定飞行速度时，倾转机构驱动大桨盘向前匀速倾转，此过程为倾转过渡模式；此过程倾转旋翼机姿态控制的一部分与处在固定翼模式时的姿态控制一致，均通过副翼、水平尾翼的升降舵、垂直尾翼的方向舵来实现；飞机姿态控制的另一部分通过调节四个倾转旋翼的桨盘转速差来提供一定的姿态控制；两部分飞机姿态控制的比例由飞机的控制系统依据其整体的倾转角度和四个倾转旋翼桨盘的倾转角度进行自动分配，此时飞机的姿态控制处于混合控制模式；

固定翼模式：

处在固定翼模式飞行时，四个桨盘的旋转轴沿机身纵轴方向，且四个倾转旋翼的桨盘旋转产生向前拉动飞机的力，当飞机速度低于设定值时，主要功率分配给大桨盘旋转，同时小桨盘保持一定转速来抵抗其所受飞行阻力；当飞行速度高于设定值时，主要功率分配给小桨盘旋转，同时大桨盘保持一定转速来抵抗其所受飞行阻力，飞机的姿态控制通过副翼、水平尾翼的升降舵、以及垂直尾翼的方向舵来实现。

本发明的有益效果：

(1)本发明同时兼顾了旋翼机的起降优势和固定翼飞机高效巡航的优势；

(2)本发明采用倾转机构来控制桨盘倾转，机械结构相对简单；

(3)本发明中机翼采用后掠翼布局，在倾转旋翼机处在固定翼模式飞行时使得倾转旋翼机拥有更好的稳定性，倾转旋翼沿机翼前缘分布，同一机翼上的桨盘前后错开，使得倾转旋翼机拥有更高的垂直起降效率；

(4)本发明采用大小桨盘布局，既兼顾了倾转旋翼机在固定翼模式飞行时低速飞行的效率，又兼顾的倾转旋翼机追求高速飞行的需求。

附图说明

图1是本发明中倾转旋翼机处于悬停垂直起降模式的立体结构示意图；

图2是本发明中倾转旋翼机处于悬停垂直起降模式时的正视图；

图3是本发明中倾转旋翼机处于悬停垂直起降模式的俯视图；

图4是本发明中倾转旋翼机处于倾转过渡模式的立体结构示意图；

图5是本发明中倾转旋翼机处于倾转过渡模式的正视图；

图6是本发明中倾转旋翼机处于倾转过渡模式的俯视图；

图7是本发明中倾转旋翼机处于固定翼模式飞行时的立体结构示意图；

图8是本发明中倾转旋翼机处于固定翼模式飞行时的正视图；

图9是本发明中倾转旋翼机处于固定翼模式飞行时的俯视图；

图10是本发明中倾转旋翼机倾转机构的结构及连接关系的立体视图；

图11是本发明中倾转旋翼机处于悬停垂直起降模式时向右偏航的俯视图；

图12是本发明中倾转旋翼机处于悬停垂直起降模式时向左偏航的俯视图。

具体实施方式

为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。

参照图1-图12所示，本发明的一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机，包括：机身10、机翼20、倾转旋翼组30、起落架40、水平尾翼50及垂直尾翼60；

所述机翼20的数量为两个，对称设置于机身10的两侧；机翼包括主翼21和副翼22，主翼21连接在机身10的中部，用于产生升力；副翼22安装于机翼后缘，当倾转旋翼机处在固定翼模式飞行时，用于控制倾转旋翼机的横滚，及倾转旋翼机由固定翼飞行转旋翼垂直起降飞行时实现倾转旋翼机的减速；

所述倾转旋翼组30包含两对倾转旋翼，每对倾转旋翼中仅桨盘尺寸不同，大桨盘的倾转旋翼安装于机翼20的前缘外侧，小桨盘的倾转旋翼安装于机翼20的前缘内侧；倾转旋翼包含撑杆31、倾转机构32、桨盘33和电机34，撑杆31的一端与机翼20连接，另一端与倾转机构32的一端连接，倾转机构32的另一端连接桨盘33，并控制桨盘33延机身横轴的方向旋转；电机34与桨盘33驱动连接，为桨盘33提供动力；

所述起落架40的数量为两个，对称设置于机身10两侧；起落架40包括起落架撑杆41和机轮42，所述起落架撑杆41的一端与机身10固连，另一端与机轮42连接；

所述水平尾翼50的数量为两个，对称设置于机身10尾部的两侧；水平尾翼50包括水平安定面51和升降舵52，水平安定面51固接于机身尾部两侧，升降舵52铰接在水平安定面51后缘，用于控制倾转旋翼机俯仰；

所述垂直尾翼60位于机身10尾部的上端，其包括垂直安定面61和方向舵62，垂直安定面61固接在机身10的尾部上端，方向舵62铰接在垂直安定面61后缘，用于控制倾转旋翼机偏航。

其中，所述机翼20采用后掠翼，增加内外侧桨盘的纵向距离，减小撑杆31的长度，同时提高倾转旋翼机在固定翼模式飞行时的稳定性。

其中，所述倾转机构32包括：套筒321、倾转舵机322及电机底座323，倾转舵机322通过套筒321与撑杆31连接，倾转舵机322通过螺栓连接在套筒321的耳片上，电机底座323连接在倾转舵机322的输出轴上，由倾转舵机322带动其倾转，所述电机底座323上固定安装电机34。

其中，处于固定翼模式飞行时桨盘33的旋转轴均处在同一水平面，处于垂直起降模式飞行时大小桨盘的旋转轴分别处在同一垂直面，且机翼内侧倾转旋翼比机翼外侧倾转旋翼在纵向方向上要更靠向机头，能实现相同倾转旋翼机垂直起降时的俯仰控制，提高垂直起降效率。

本发明的一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机的控制方法，基于上述倾转旋翼机，步骤如下：

图1-图3，悬停垂直起降模式：

倾转机构控制所有桨盘同时前倾或后倾来实现倾转旋翼机的前飞或后飞，通过同时增大机身右侧桨盘转速来实现倾转旋翼机向左横滚，通过同时增大机身左侧桨盘转速来实现倾转旋翼机向右横滚；通过控制机身左侧倾转机构使左侧桨盘前倾，同时控制机身右侧倾转机构使右侧桨盘后倾来实现倾转旋翼机向右偏航；通过控制机身右侧倾转机构使右侧桨盘前倾，同时控制机身左侧倾转机构使左侧桨盘后倾来实现倾转旋翼机向左偏航；

图4至6所示，倾转过渡模式：

从固定翼模式飞行转悬停垂直起降模式方向时，倾转机构驱动小桨盘向前匀速倾转，待小桨盘的旋转轴平行于机身长度方向且飞机达到一定飞行速度时，倾转机构驱动大桨盘向前匀速倾转，此过程为倾转过渡模式；此过程倾转旋翼机姿态控制的一部分与处在固定翼模式时的姿态控制一致，均通过副翼、水平尾翼的升降舵、垂直尾翼的方向舵来实现；飞机姿态控制的另一部分通过调节四个倾转旋翼的桨盘转速差来提供一定的姿态控制；两部分飞机姿态控制的比例由飞机的控制系统依据其整体的倾转角度和四个倾转旋翼桨盘的倾转角度进行自动分配，此时飞机的姿态控制处于混合控制模式；

图7至9所示，固定翼模式：

处在固定翼模式飞行时，四个桨盘的旋转轴沿机身纵轴方向，且四个倾转旋翼的桨盘旋转产生向前拉动飞机的力，当飞机速度低于设定值时，主要功率分配给大桨盘旋转，同时小桨盘保持一定转速来抵抗其所受飞行阻力；当飞行速度高于设定值时，主要功率分配给小桨盘旋转，同时大桨盘保持一定转速来抵抗其所受飞行阻力，飞机的姿态控制通过副翼、水平尾翼的升降舵、以及垂直尾翼的方向舵来实现。

图11和12所示，示例中，悬停垂直起降模式时倾转旋翼机偏航：

如图11所示，倾转旋翼机向右偏航时，倾转机构32带动左侧桨盘向前倾转，同时带动右侧桨盘向后倾转，至此倾转旋翼机将围绕机体立轴顺时针旋转，从而达到整机向右偏航；如图12所示，倾转旋翼机向左偏航时，倾转机构32带动右侧桨盘向前倾转，同时带动左侧桨盘向后倾转，至此倾转旋翼机将围绕机体立轴逆时针旋转，从而达到整机向左偏航。

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机，其特征在于，包括：机身、机翼、倾转旋翼组、起落架、水平尾翼及垂直尾翼；

所述机翼的数量为两个，对称设置于机身的两侧；机翼包括主翼和副翼，主翼连接在机身的中部，用于产生升力；副翼安装于机翼后缘，当倾转旋翼机处在固定翼模式飞行时，用于控制倾转旋翼机的横滚，及倾转旋翼机由固定翼飞行转旋翼垂直起降飞行时实现倾转旋翼机的减速；

所述倾转旋翼组包含两对倾转旋翼，每对倾转旋翼中仅桨盘尺寸不同，大桨盘的倾转旋翼安装于机翼的前缘外侧，小桨盘的倾转旋翼安装于机翼的前缘内侧；倾转旋翼包含撑杆、倾转机构、桨盘和电机，撑杆的一端与机翼连接，另一端与倾转机构的一端连接，倾转机构的另一端连接桨盘，并控制桨盘延机身横轴的方向旋转；电机与桨盘驱动连接，为桨盘提供动力；

所述起落架的数量为两个，对称设置于机身两侧；起落架包括起落架撑杆和机轮，所述起落架撑杆的一端与机身固连，另一端与机轮连接；

所述水平尾翼的数量为两个，对称设置于机身尾部的两侧；水平尾翼包括水平安定面和升降舵，水平安定面固接于机身尾部两侧，升降舵铰接在水平安定面后缘，用于控制倾转旋翼机俯仰；

所述垂直尾翼位于机身尾部的上端，其包括垂直安定面和方向舵，垂直安定面固接在机身的尾部上端，方向舵铰接在垂直安定面后缘，用于控制倾转旋翼机偏航。

2.根据权利要求1所述的后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机，其特征在于，所述机翼采用后掠翼。

3.根据权利要求1所述的后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机，其特征在于，所述倾转机构包括：套筒、倾转舵机及电机底座，倾转舵机通过套筒与撑杆连接，倾转舵机通过螺栓连接在套筒的耳片上，电机底座连接在倾转舵机的输出轴上，由倾转舵机带动其倾转，所述电机底座上固定安装电机。

4.根据权利要求1所述的后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机，其特征在于，处于固定翼模式飞行时桨盘的旋转轴均处在同一水平面，处于垂直起降模式飞行时大小桨盘的旋转轴分别处在同一垂直面，且机翼内侧倾转旋翼比机翼外侧倾转旋翼在纵向方向上要更靠向机头，能实现相同倾转旋翼机垂直起降时的俯仰控制。

5.一种后掠机翼分布式非等直径桨盘倾转旋翼机的控制方法，基于权利要求1-4中任意一项所述倾转旋翼机，其特征在于，步骤如下：

悬停垂直起降模式：

倾转机构控制所有桨盘同时前倾或后倾来实现倾转旋翼机的前飞或后飞，通过同时增大机身右侧桨盘转速来实现倾转旋翼机向左横滚，通过同时增大机身左侧桨盘转速来实现倾转旋翼机向右横滚；通过控制机身左侧倾转机构使左侧桨盘前倾，同时控制机身右侧倾转机构使右侧桨盘后倾来实现倾转旋翼机向右偏航；通过控制机身右侧倾转机构使右侧桨盘前倾，同时控制机身左侧倾转机构使左侧桨盘后倾来实现倾转旋翼机向左偏航；

倾转过渡模式：

从固定翼模式飞行转悬停垂直起降模式方向时，倾转机构驱动小桨盘向前匀速倾转，待小桨盘的旋转轴平行于机身长度方向且飞机达到一定飞行速度时，倾转机构驱动大桨盘向前匀速倾转，此过程为倾转过渡模式；此过程倾转旋翼机姿态控制的一部分与处在固定翼模式时的姿态控制一致，均通过副翼、水平尾翼的升降舵、垂直尾翼的方向舵来实现；飞机姿态控制的另一部分通过调节四个倾转旋翼的桨盘转速差来提供一定的姿态控制；两部分飞机姿态控制的比例由飞机的控制系统依据其整体的倾转角度和四个倾转旋翼桨盘的倾转角度进行自动分配；

固定翼模式：

处在固定翼模式飞行时，四个桨盘的旋转轴沿机身纵轴方向，且四个倾转旋翼的桨盘旋转产生向前拉动飞机的力，当飞机速度低于设定值时，主要功率分配给大桨盘旋转，同时小桨盘保持一定转速来抵抗其所受飞行阻力；当飞行速度高于设定值时，主要功率分配给小桨盘旋转，同时大桨盘保持一定转速来抵抗其所受飞行阻力，飞机的姿态控制通过副翼、水平尾翼的升降舵、以及垂直尾翼的方向舵来实现。