CN117734977A - 一种变结构多涵道垂直起降飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种变结构多涵道垂直起降飞行器及其控制方法，包括机身、固定在机身两侧的机翼以及固定在机身尾部的V型尾翼；所述的机翼包括与机身连接的固定机翼以及与固定机翼连接的可旋转机翼；所述的可旋转机翼上至少设有一个涵道螺旋桨推力单元；所述可旋转机翼绕固定机翼旋转过程中，具有使飞行器保持水平飞行模态的第一位置、使飞行器保持垂直起降飞行模态的第二位置，以及过渡飞行模态的中间过渡位置；所述V型尾翼的根部可转动连接在机身尾部；所述的可旋转机翼与V型尾翼之间通过同步运动机构连接，在绕固定机翼旋转过程中，同步调节V型尾翼的展开角度。本发明既能垂直起降又能以固定翼方式巡航，并可在飞行过程进行飞行模态的切换。

Description

一种变结构多涵道垂直起降飞行器及其控制方法

技术领域

本发明属于垂直起降无人机技术领域，尤其是涉及一种变结构多涵道垂直起降飞行器及其控制方法。

背景技术

在现有航空飞行器技术中，固定翼型飞行器无法实现短距/垂直起降，而多旋翼型飞行器存在飞行速度缓慢、续航时间短以及载重能力小等缺点。为了克服固定翼型和多旋翼型飞行器的局限性，垂直起降飞行器成为了航空领域中新的发展趋势。

比较常规的复合式垂直起降飞行器需要同时具备垂直起降和平飞前推两套动力系统，如公开号为CN 116495213 A的中国专利文献公开了一种变距直驱混合动力复合翼垂起无人机。公开号为CN 113525679 A的中国专利文献公开了一种电动垂直起降飞行器结构及其工作方法。然而，由于具备垂直起降和平飞前推两套动力系统，导致有效载荷较低，并且由于外露桨叶引起的固定翼飞行阻力较大；尾座式垂直起降飞行器仅有一套动力系统，需要通过复杂的控制系统来实现垂直起降和平飞前推的转换；传统倾转式垂直起降飞行器由于其质量分布的原因，会产生较大的惯性矩，在短距起降或垂直起降操作中很难机动。

为了提高垂直起降飞行器的续航能力，常见的做法是给飞行器配置升力部件——机翼。机翼可以提供额外的升力，在平飞推进阶段减少所需的升力和功率，从而降低能耗并延长续航时间。然而，机翼的增加也会带来一些问题。首先，较大的机翼面积会增加飞行器在垂直起降阶段的飞行阻力，导致能耗增加。这是因为在垂直起降时，机翼会产生一个额外的阻力，需要更多的推力来克服。这会对飞行器的效率产生负面影响。此外，较大的机翼面积也会使飞行器更容易受到垂直阵风和湍流空气的影响。这可能导致飞行器的稳定性和控制性能下降，增加操作难度和飞行风险。

现有垂直起降飞行器另外还有在静止时需要大量的存储空间和地面运输时需要大量的间隙的常见缺点。为了解决这些问题，各国尝试提出了一些机翼折叠和倾斜机制，其中Bell的V-22最为出名。

然而，这些机制通常是为地面储存或运输量身定制的，不能在飞行过程中操作，例如垂直起降阶段。因此，有必要针对垂直起降型飞行器进行改进，以提供有效的前飞性能和垂直起降性能。还需要改进飞行控制方法，使其能够在不同的飞行模态之间平稳地过渡。

发明内容

本发明提供了一种变结构多涵道垂直起降飞行器及其控制方法，其既能垂直起降又能以固定翼方式巡航，并可在飞行过程进行飞行模态的切换，且其独特的设计使得整体效率和安全性大大提高。

一种变结构多涵道垂直起降飞行器，包括机身、固定在机身两侧的机翼以及固定在机身尾部的V型尾翼；

所述的机翼包括与机身连接的固定机翼，以及与固定机翼连接的可旋转机翼；所述的可旋转机翼上均至少设有一个涵道螺旋桨推力单元；

所述可旋转机翼绕固定机翼旋转过程中，具有使飞行器保持水平飞行模态的第一位置、使飞行器保持垂直起降飞行模态的第二位置，以及过渡飞行模态的中间过渡位置；

所述V型尾翼的根部可转动连接在机身尾部；所述的可旋转机翼与V型尾翼之间通过同步运动机构连接，在绕固定机翼旋转过程中，同步调节V型尾翼的展开角度。

本发明中，可旋转机翼可以围绕指定的旋转轴Y相对于机身旋转，并且，V型尾翼会伴随机翼旋转进行同步的旋转。结合控制方法可以实现飞行器在垂直悬停和高速向前飞行之间提供稳定和平滑的过渡。

进一步地，所述的固定机翼和可旋转机翼之间通过枢轴接头连接，所述的枢轴接头包括设置在固定机翼上的第一接头以及设置在可旋转机翼上的第二接头，所述第一接头和第二接头之间的接触面为相互匹配的斜面，并通过连接轴连接；通过电机驱动连接轴转动，控制可旋转机翼绕固定机翼转动，转动过程中连接轴的方向不变。

进一步地，所述的枢轴接头设置在距机翼前缘部分1/5～1/3弦长处。

进一步地，所述可旋转机翼在第一位置时，可旋转机翼位于固定机翼的两端延伸线上，此时，可旋转机翼的升力方向与固定机翼一致，均与机身纵轴Z平行；机身纵轴Z指的是飞行器水平飞行时其对称面上的一条垂直于水平地面的轴线；

所述可旋转机翼在第二位置时，可旋转机翼的升力方向与固定机翼的升力方向、机身纵轴Z均垂直。

进一步地，可旋转机翼的机翼轴在第二位置时，至少一个涵道螺旋桨推力单元被配置为提供垂直升力。

进一步地，所述的同步运动机构包括顺次连接的V型尾翼同步折叠齿轮、调速同步齿轮、换向锥齿轮、电机传动齿轮和连杆控制齿条；其中，V型尾翼同步折叠齿轮为相互啮合的两个齿轮，两个齿轮通过V型尾翼回转轴与V型尾翼固定，用于调节V型尾翼的展开角度；所述连杆控制齿条的一端与可旋转机翼通过机翼控制连杆连接。

一种变结构多涵道垂直起降飞行器的控制方法，包括三种模态控制器和冗余控制分配算法；三种模态控制器根据可旋转机翼的所处位置进行自动切换以实现对飞行器的精准控制，具体如下：

垂直起降飞行模态控制器：通过直接调控各涵道螺旋桨推力单元的电机转速来实现姿态控制，进而实现对飞行器的运动控制，具体为：由期望姿态计算出期望的三轴力矩和总的拉力，随后利用控制分配矩阵求解不同电机的转速以实现姿态调整；

水平飞行模态控制器：通过操控机翼上的副翼和V型尾翼上的舵面来实现对飞行器的姿态控制，进而实现对飞行器的运动控制，具体为：通过V型尾翼舵面实现飞行器的偏航和俯仰运动，通过副翼控制飞行器的滚转运动，通过调整最外侧两个涵道螺旋桨动力单元的转速实现飞行器推力的调整；

过渡飞行模态控制器：采用保守的过渡控制方法，垂直起降飞行模态切换成水平飞行模态时，先使飞行器以垂直起降模态进行高速前飞，当速度达到水平巡航速度的0.5～0.8时，开始驱动可旋转机翼进行结构变换，直至模态切换完成；水平飞行模态切换成垂直起降飞行模态时，先使水平飞行的飞行器逐步减速，当速度达到水平巡航速度的0.5～0.8时，开始驱动可旋转机翼进行结构变换，直至模态切换完成；

冗余控制分配算法：利用三角函数将归一化的可旋转机翼的旋转角度进行处理，为飞行器建立统一的多模态控制分配矩阵。

具体形式为：

式中，为飞行器期望的三轴力矩和总的拉力；n为各涵道螺旋桨动力单元的螺旋桨转速；δ_a为副翼舵面偏角；δ_e为升降舵舵面偏角；δ_r为方向舵舵面偏角；B为控制分配矩阵

η为过渡过程描述因子；θ_ω为可旋转机翼当前的旋转角度；为可旋转机翼总的旋转角度；k_ω为涵道螺旋桨动力单元综合拉力系数；d_ω为涵道螺旋桨动力单元综合扭矩系数；M_a、M_e、M_r为舵面偏角产生的气动力矩；l₁为垂直起降飞行模态下同一个可旋转机翼上相邻的两个电机距离的一半；l₂为垂直起降飞行模态下两个可旋转机翼上相邻的两个电机距离的一半；

V型尾翼相对于传统升降舵和方向舵的分配关系如下：

δ_left为V型尾翼左舵面偏角；δ_right为V型尾翼右舵面偏角。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、更小的占地面积——无需额外的地面支持设备便可进行自主降落，着陆面积仅为具有类似翼展的其他飞机的1/3或更小。

2、更长的航程/续航能力——在涵道螺旋桨尾流的影响下，机翼可以产生更高的升力，从而提高飞行器的实际的升阻比。更高的升阻比可以使飞行器提供更高的推进效率和续航能力，且涵道螺旋桨的配置比单一螺旋桨的配置会额外提供50％以上的推力。

3、更大的有效载荷——其垂起动力与巡航动力合二为一，更多的负载能力可以用于有效载荷，并且由于涵道可减小叶尖的诱导阻力，对比无涵道结构相同桨盘直径的螺旋桨，涵道螺旋桨推力单元具有更高推力和效率。

4、更高的安全性——采用涵道螺旋桨推力单元，其螺旋桨安装在涵道内，起降过程对操作人员来讲更安全。

5、更大的灵活性——机翼和尾翼的协同折叠设计使得飞行器在起飞、降落和悬停飞行期间不易受到垂直阵风和湍流空气的影响。

6、更可靠的控制系统——多模态控制器能够根据飞行阶段的不同，切换不同的控制模式，提高了飞行器的性能和效率。

综上，本发明所提供的变结构多涵道垂直起降飞行器及其控制方法，其既能垂直起降又能以固定翼方式巡航，且整体效率和安全性大大提高，解决了现有垂直起降无人机的控制系统复杂、飞行阻力大且载荷能力弱的技术问题。

附图说明

图1为本发明飞行器三种飞行模态的示意图；

图2为本发明飞行器过渡飞行模态整体结构图；

图3为本发明中可旋转机翼的示意图；

图4为本发明中可旋转机翼绕固定机翼旋转过程中不同位置对应的枢轴接头示意图；

图5为本发明中同步运动机构的结构示意图；

图6为本发明中同步运动机构的安装示意图；

图7为本发明飞行器在水平飞行模态和垂直起降飞行模态下涵道螺旋桨动力单元的运行示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步详细描述，需要指出的是，以下所述实施例旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。

如图2所示，一种变结构多涵道垂直起降飞行器，包括机身1、固定在机身两侧的机翼以及固定在机身尾部的V型尾翼5。

其中，机翼包括与机身连接的固定机翼，以及通过枢轴接头4与固定机翼连接的可旋转机翼2；可旋转机翼2上均设有两个涵道螺旋桨推力单元3。V型尾翼5可绕根部转动并通过转轴与机身尾部相连；可旋转机翼2与V型尾翼5之间通过同步运动机构6连接，在绕固定机翼旋转过程中，同步调节V型尾翼5的展开角度。

图2中，机身纵轴Z指的是飞行器水平飞行时其对称面上的一条垂直于水平地面的轴线，Y_A和Y_B指的是枢轴接头4的回转轴线。

如图1所示，本发明飞行器三种飞行模态。可旋转机翼2绕固定机翼旋转过程中，具有使飞行器保持水平飞行模态(图1中A所示)的第一位置、使飞行器保持垂直起降飞行模态(图1中C所示)的第二位置，以及过渡飞行模态(图1中B所示)的过渡位置。可旋转机翼2在第一位置时，可旋转机翼的机翼轴垂直于机身纵轴；可旋转机翼2在第二位置时，可旋转机翼的机翼轴平行于机身纵轴。

如图3和图6所示，可旋转机翼2上包含襟翼201和副翼202，涵道螺旋桨推力单元3包含涵道301、动力电池302、螺旋桨303和无刷电机304。

如图4所示，固定机翼和可旋转机翼2之间通过枢轴接头4连接，枢轴接头4包括设置在固定机翼上的第一接头401以及设置在可旋转机翼2上的第二接头402，第一接头401的一端与机身连接。第一接头401和第二接头402之间的接触面为相互匹配的斜面，并通过连接轴403连接，连接轴403的轴向对应于图2中的回转轴线Y_A；通过电机驱动连接轴403转动，控制可旋转机翼2绕固定机翼转动，转动过程中连接轴403的方向不变。第一接头401和第二接头402的接触平面与各自轴线呈55°夹角，枢轴接头Y_A轴安装方向为在水平方向旋转45°安装。

图4中，(a)表示垂直起降飞行模态，(b)表示过渡飞行模态，(c)表示水平飞行模态。

(a)：飞行器本体机翼配置处于第一位置时的枢轴接头，此时第一接头401沿轴Y_A顺时针旋转角度为0°。

(b)：飞行器本体机翼配置处于过渡位置时的枢轴接头，此时第一接头401沿轴Y_A顺时针旋转角度为0～120°。

(c)：飞行器本体机翼配置处于第二位置时的枢轴接头，此时第一接头401沿轴Y_A顺时针旋转角度为120°。

本发明实施例中，枢轴接头4设置在距机翼前缘部分1/4弦长处。

如图5和图6所示，同步运动机构6包括顺次连接的V型尾翼同步折叠齿轮603、调速同步齿轮604、换向锥齿轮605、电机传动齿轮606和连杆控制齿条607。V型尾翼同步折叠齿轮603为相互啮合的两个齿轮，两个齿轮通过V型尾翼回转轴502与V型尾翼5固定，用于调节V型尾翼5的展开角度，V型尾翼5上还设有V尾控制舵面501。连杆控制齿条607的一端与可旋转机翼2均设有万向节601，并通过机翼控制连杆602连接两个万向节601。

如图7所示，为本发明飞行器在水平飞行模态和垂直飞行模态下涵道螺旋桨动力单元的运行示意图，处于水平飞行模态时，S2、S3号涵道螺旋桨动力单元关闭。

本实施例中，变结构多涵道垂直起降飞行器的控制方法包含三种模态控制器和冗余控制分配算法，三种模态控制器根据可旋转机翼的所处位置进行自动切换以实现对飞行器本体的精准控制。

三种模态控制器分别为水平飞行模态控制器、垂直起降飞行模态控制器和过渡飞行模态控制器。

垂直起降飞行模态控制器：通过直接调控各动力单元的电机转速来实现姿态控制，进而实现对飞行器的运动控制。具体为由期望姿态计算出期望的三轴力矩和总的拉力，随后利用控制分配矩阵求解不同电机的转速以实现姿态调整。

水平飞行模态控制器：通过操控机翼上的副翼和V型尾翼上的舵面来实现对飞行器的姿态控制，进而实现对飞行器的运动控制。具体为：通过V型尾翼舵面实现飞行器的偏航和俯仰运动，通过副翼控制飞行器的滚转运动，通过调整最外侧两个涵道螺旋桨动力单元的转速实现飞行器推力的调整。

过渡飞行模态控制器：采用保守的过渡控制方法，垂直起降飞行模态切换成水平飞行模态时，先使飞行器以垂直起降模态进行高速前飞，当速度达到水平巡航速度的0.5～0.8时，开始驱动可旋转部分的机翼进行结构变换，直至模态切换完成；水平飞行模态切换成垂直起降飞行模态时，先使水平飞行的飞行器逐步减速，当速度达到水平巡航速度的0.5～0.8时，开始驱动可旋转部分的机翼进行结构变换，直至模态切换完成。

冗余控制分配算法：利用三角函数将归一化的可旋转机翼的旋转角度进行处理，为飞行器建立统一的多模态控制分配矩阵。

具体形式为：

式中，为飞行器期望的三轴力矩和总的拉力；n为各涵道螺旋桨动力单元的螺旋桨转速；δ_a为副翼舵面偏角；δ_e为升降舵舵面偏角；δ_r为方向舵舵面偏角；B为控制分配矩阵

η为过渡过程描述因子；θ_ω为可旋转机翼当前的旋转角度；为可旋转机翼总的旋转角度；k_ω为涵道螺旋桨动力单元综合拉力系数；d_ω为涵道螺旋桨动力单元综合扭矩系数；M_a、M_e、M_r为舵面偏角产生的气动力矩；l₁为垂直起降飞行模态下S1和S2两个电机距离的一半；l₂为垂直起降飞行模态下S2和S3两个电机距离的一半；

V型尾翼相对于传统升降舵和方向舵的分配关系如下：

δ_left为V型尾翼左舵面偏角；δ_right为V型尾翼右舵面偏角。

以上所述的实施例对本发明的技术方案和有益效果进行了详细说明，应理解的是以上所述仅为本发明的具体实施例，并不用于限制本发明，凡在本发明的原则范围内所做的任何修改、补充和等同替换，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种变结构多涵道垂直起降飞行器，其特征在于，包括机身、固定在机身两侧的机翼以及固定在机身尾部的V型尾翼；

所述的机翼包括与机身连接的固定机翼，以及与固定机翼连接的可旋转机翼；所述的可旋转机翼上均至少设有一个涵道螺旋桨推力单元；

所述可旋转机翼绕固定机翼旋转过程中，具有使飞行器保持水平飞行模态的第一位置、使飞行器保持垂直起降飞行模态的第二位置，以及过渡飞行模态的中间过渡位置；

所述V型尾翼的根部可转动连接在机身尾部；所述的可旋转机翼与V型尾翼之间通过同步运动机构连接，在绕固定机翼旋转过程中，同步调节V型尾翼的展开角度。

2.根据权利要求1所述的变结构多涵道垂直起降飞行器，其特征在于，所述的固定机翼和可旋转机翼之间通过枢轴接头连接，所述的枢轴接头包括设置在固定机翼上的第一接头以及设置在可旋转机翼上的第二接头，所述第一接头和第二接头之间的接触面为相互匹配的斜面，并通过连接轴连接；通过电机驱动连接轴转动，控制可旋转机翼绕固定机翼转动，转动过程中连接轴的方向不变。

3.根据权利要求2所述的变结构多涵道垂直起降飞行器，其特征在于，所述的枢轴接头设置在距机翼前缘部分1/5～1/3弦长处。

4.根据权利要求1所述的变结构多涵道垂直起降飞行器，其特征在于，所述可旋转机翼在第一位置时，可旋转机翼位于固定机翼的两端延伸线上，此时，可旋转机翼的升力方向与固定机翼一致，均与机身纵轴Z平行；机身纵轴Z指的是飞行器水平飞行时其对称面上的一条垂直于水平地面的轴线；

所述可旋转机翼在第二位置时，可旋转机翼的升力方向与固定机翼的升力方向、机身纵轴Z均垂直。

5.根据权利要求1所述的变结构多涵道垂直起降飞行器，其特征在于，可旋转机翼的机翼轴在第二位置时，至少一个涵道螺旋桨推力单元被配置为提供垂直升力。

6.根据权利要求1所述的变结构多涵道垂直起降飞行器，其特征在于，所述的同步运动机构包括顺次连接的V型尾翼同步折叠齿轮、调速同步齿轮、换向锥齿轮、电机传动齿轮和连杆控制齿条；其中，V型尾翼同步折叠齿轮为相互啮合的两个齿轮，两个齿轮通过V型尾翼回转轴与V型尾翼固定，用于调节V型尾翼的展开角度；所述连杆控制齿条的一端与可旋转机翼通过机翼控制连杆连接。

7.根据权利要求1～6任一项所述的变结构多涵道垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，包括三种模态控制器和冗余控制分配算法；三种模态控制器根据可旋转机翼的所处位置进行自动切换以实现对飞行器的精准控制，具体如下：

垂直起降飞行模态控制器：通过直接调控各涵道螺旋桨推力单元的电机转速来实现姿态控制，进而实现对飞行器的运动控制，具体为：由期望姿态计算出期望的三轴力矩和总的拉力，随后利用控制分配矩阵求解不同电机的转速以实现姿态调整；

水平飞行模态控制器：通过操控机翼上的副翼和V型尾翼上的舵面来实现对飞行器的姿态控制，进而实现对飞行器的运动控制，具体为：通过V型尾翼舵面实现飞行器的偏航和俯仰运动，通过副翼控制飞行器的滚转运动，通过调整最外侧两个涵道螺旋桨动力单元的转速实现飞行器推力的调整；

过渡飞行模态控制器：采用保守的过渡控制方法，垂直起降飞行模态切换成水平飞行模态时，先使飞行器以垂直起降模态进行高速前飞，当速度达到水平巡航速度的0.5～0.8时，开始驱动可旋转机翼进行结构变换，直至模态切换完成；水平飞行模态切换成垂直起降飞行模态时，先使水平飞行的飞行器逐步减速，当速度达到水平巡航速度的0.5～0.8时，开始驱动可旋转机翼进行结构变换，直至模态切换完成；

冗余控制分配算法：利用三角函数将归一化的可旋转机翼的旋转角度进行处理，为飞行器建立统一的多模态控制分配矩阵。

8.根据权利要求7所述的变结构多涵道垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于，建立的多模态控制分配矩阵具体形式为：

式中，为飞行器期望的三轴力矩和总的拉力；n为各涵道螺旋桨动力单元的螺旋桨转速；δ_a为副翼舵面偏角；δ_e为升降舵舵面偏角；δ_r为方向舵舵面偏角；B为控制分配矩阵

η为过渡过程描述因子；θ_ω为可旋转机翼当前的旋转角度；为可旋转机翼总的旋转角度；k_ω为涵道螺旋桨动力单元综合拉力系数；d_ω为涵道螺旋桨动力单元综合扭矩系数；M_a、M_e、M_r为舵面偏角产生的气动力矩；l₁为垂直起降飞行模态下同一个可旋转机翼上相邻的两个电机距离的一半；l₂为垂直起降飞行模态下两个可旋转机翼上相邻的两个电机距离的一半；

V型尾翼相对于传统升降舵和方向舵的分配关系如下：

δ_left为V型尾翼左舵面偏角；δ_right为V型尾翼右舵面偏角。