CN117842348A - 一种共轴复合翼电动垂直起降飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种共轴复合翼电动垂直起降飞机，属于航空领域，包括机身、机翼、垂直尾翼和水平尾翼，机翼上设有副翼，垂直尾翼上设有方向舵，水平尾翼上设有升降舵；机翼上安装有升降组件，水平尾翼的后侧安装有推进组件；升降组件包括与机翼固定连接的升降支臂以及两个分别固定安装在升降支臂的上下两侧的升力电机，升力电机上均安装有升力螺旋桨，两个升力电机共轴布置；推进组件包括与水平尾翼固定连接的推进支臂以及固定安装在推进支臂上的推进电机，推进电机上安装有推进螺旋桨。相比于传统技术，本发明不但能够避免机身受到侧向力的影响，而且还能够平衡推进桨的扭矩，使飞行控制系统无需进行额外的扭矩配平操作。

Description

一种共轴复合翼电动垂直起降飞机

技术领域

本发明涉及航空技术领域，特别涉及一种共轴复合翼电动垂直起降飞机。

背景技术

随着动力电池和分布式电动系统的快速发展，电动垂直起降飞机市场逐渐发展成熟，电动垂直起降飞机构型一般分为多旋翼、复合翼和倾转旋翼等构型。

其中，多旋翼构型完全由升力螺旋桨来提供升力和平飞的推力，飞机整体上没有采用空气动力学设计，导致飞机的航时和航程均较短。

倾转旋翼构型通过为动力舱增加转动机构进而实现矢量飞行能力，转动机构与动力舱合称为倾转动力单元，倾转动力单元既用于产生升力又用于产生推力，这虽然在一定程度上解决了飞机航程和留空时间的缺陷，但同时也增加飞机的设计复杂度并牺牲了安全性设计指标。

复合翼构型同时包含升力旋翼和固定翼，其通过多旋翼实现垂直起降功能，同时其配置的固定机翼的高升阻比特性又兼具更高的飞行效率，从而能够有效提高飞机的航时和航程。

例如公开号为CN111655578A的中国发明专利，其公开了一种固定翼垂直起降混合动力UAV，其包括四个用于提供升力的旋翼以及一个用于提供平推力的尾推桨，同时其还兼具有两个固定翼。

然而该专利公开的飞行器在飞行时，虽然整体上能够实现旋翼的扭矩平衡，但其机身两侧会分别受到来自于两个固定翼的侧向力，该侧向力来自于旋翼，其原因在于固定翼上所安装的两个旋翼之间具有较大的跨度，因此无法相互平衡扭矩对机身的影响，从而对飞行器的结构载荷和稳定性产生不利影响。另外，由于其尾推桨仅有一个，因此飞行器飞行时还需要抵消尾推桨的扭矩才能够保持其自身的平衡，这显然会给飞行控制系统带来额外的控制负担。

发明内容

针对现有技术存在的复合翼飞行器工作时机身会受到来自于旋翼的侧向力影响的问题，本发明的目的在于提供一种共轴复合翼电动垂直起降飞机，以便于至少部分地解决上述问题。

为实现上述目的，本发明的技术方案为：

一种共轴复合翼电动垂直起降飞机，包括机身、两个呈对称状设置在所述机身的左右两侧的机翼、设置在所述机身的尾部中心处的垂直尾翼以及两个呈对称状设置在所述机身的尾部处的水平尾翼，所述机翼上均设有副翼，所述垂直尾翼上设有方向舵，所述水平尾翼上均设有升降舵；

其中，两个所述机翼均安装有升降组件，两个所述水平尾翼的后侧均安装有推进组件；所述升降组件包括与所述机翼固定连接的升降支臂以及两个分别固定安装在所述升降支臂的上下两侧的升力电机，所述升力电机上均安装有升力螺旋桨，且两个所述升力电机共轴布置；所述推进组件包括与所述水平尾翼固定连接的推进支臂以及固定安装在所述推进支臂上的推进电机，所述推进电机上安装有推进螺旋桨。

在一优选实施例中，固定安装在同一升降支臂上的两个所述升力电机使用时转向相反，两个所述推进组件使用时转向相反。

在一优选实施例中，所述机翼的前后两侧均安装有升降组件。

在一优选实施例中，每个所述机翼的前侧和后侧均设置有两个所述升降组件，8个所述升降组件关于所述机身的中轴线对称布置。

在一优选实施例中，所述机翼前侧处的两个升降组件分别与所述机翼后侧处的两个升降组件前后相对。

在一优选实施例中，前后相对的两个升降组件共用同一个所述升降支臂。

在一优选实施例中，还包括控制系统，所述控制系统包括飞行控制单元以及与所述飞行控制单元通讯连接的惯性测量单元、大气传感器、磁力计、通信单元和GNSS模块；所述惯性测量单元用于检测飞机的三轴加速度值、以及俯仰角速度、滚转角速度、偏航角速度信息；所述大气传感器用于检测静压、动压及总温信息，以便于所述飞行控制单元进行气压高度解算、空速解算、垂直速度解算；所述磁力计用于检测飞机的三轴磁力计数据，以便于所述飞行控制单元进行当前磁航向解算；所述通信单元用于在所述飞行控制单元与地面控制站之间建立数据链接；所述GNSS模块有用于提供位置信号，以便于所述飞行控制单元进行飞机位置修正；

其中，所述飞行控制单元还通过多路PWM通道分别控制所述副翼、所述方向舵、所述升降舵、所述升力电机以及所述推进电机，以便于实现预期的飞行航迹。

在一优选实施例中，所述惯性测量单元有两个并互为冗余；所述GNSS模块包括GPS定位模块和北斗定位模块，并互为冗余。

采用上述技术方案，本发明的有益效果在于：相比于传统的复合翼垂直起降飞机，本发明中由于升降组件中包含两个共轴布置的升力电机，使得对于单个升降组件来说，其中的两个共轴布置的升力电机反转后即能够相互抵消扭矩，从而使升降组件整体上不对外施加扭矩影响，这使得机身不会受到额外的侧向力影响，进而有利于飞行器的结构载荷和稳定性。另外由于左右对称的两个推进组件的设置，使得两个推进组件只需要反转就可以相互抵消扭矩，进而使飞行控制系统无需进行额外的扭矩配平操作。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的俯视图；

图3为本发明中升降组件的结构示意图；

图4为本发明中飞行控制系统的原理框图；

图5为本发明的飞行阶段划分示意图。

图中:1-机身、2-机翼、3-垂直尾翼、4-水平尾翼、5-副翼、6-升降舵、7-升降组件、71-升降支臂、72-升力电机、73-升力螺旋桨、74-支撑框、8-推进组件。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

需要说明的是，在本发明的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示对本发明结构的说明，仅是为了便于描述本发明的简便，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。

对于本技术方案中的“第一”和“第二”，仅为对相同或相似结构，或者起相似功能的对应结构的称谓区分，不是对这些结构重要性的排列，也没有排序、或比较大小、或其他含义。

另外，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连接”应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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，可以是两个结构内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据本发明的总体思路，联系本方案上下文具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例

如图1-3所示，本发明实施例提供一种共轴复合翼电动垂直起降飞机，包括机身1、机翼2、垂直尾翼3和水平尾翼4。

机翼2有两个并呈对称状设置在机身1的左右两侧，垂直尾翼3有一个并设置在机身1的尾部上侧的中心处，水平尾翼4有两个并呈对称状设置在机身1的尾部左右两侧处。其中，两个机翼2的后侧均设有副翼5，垂直尾翼3的后侧设有方向舵(图中未示出)，两个水平尾翼4的后侧则均设有升降舵6。

两个机翼2的前、后两侧均安装有升降组件7，例如每个机翼2的前侧和后侧均设置有两个升降组件7，共8个升降组件7还关于机身1的中轴线对称布置。另外，对于每个机翼2来说，机翼2前侧处的两个升降组件7分别与机翼2后侧处的两个升降组件7前后相对。

本实施例中，升降组件7具体包括升降支臂71、升力电机72和升力螺旋桨73。升降支臂71与机翼2通过螺栓连接或者焊接固定，升力电机72配置有两个，两个升力电机72分别固定安装在升降支臂71的上下两侧，并且两个升力电机72共轴布置，每个升力电机72上均安装有升力螺旋桨73，升力螺旋桨73用于产生垂直升力。

为了方便安装，本实施例中将两个升力电机72同轴固定安装在支撑框74的两个相对侧，然后再将该支撑框74通过螺钉与升降支臂71可拆卸固定连接，该支撑框74的内侧壁形状及尺寸则均与升降支臂71的外壁相适配。更进一步的，配置前后相对的两个升降组件7共用同一个升降支臂71，从而仅在机翼2上固定安装四个升降支臂71即可，从而降低装配难度。

两个水平尾翼4的后侧均安装有推进组件8，两个推进组件8还关于机身1的中轴线对称布置。该推进组件8在结构组成上与升降组件7类似，具体包括推进支臂、推进电机和推进螺旋桨，推进支臂与水平尾翼4固定连接，推进电机固定安装在推进支臂上，推进螺旋桨则安装在推进电机的电机轴上，推进螺旋桨用于产生水平推力。同样为了方便安装，也将推进电机固定安装在支撑框上，然后支撑框套设在推进支臂上后再通过螺钉固定即可。

容易理解的是，对于升降组件7中呈共轴状布置的两个升力电机72，使用时配置两个升力电机72的旋转方向相反，并通过调整升力螺旋桨73的安装朝向，进而使两个升力螺旋桨73均产生升力。如此能够使两个升力螺旋桨73的扭矩相互抵消。

类似的，对于两个推进组件8，使用时也配置两个推进电机的旋转方向相反，同样通过调整推进螺旋桨的安装朝向，进而使两个推进螺旋桨均产生推力，如此能够使两个推进螺旋桨的扭矩相互抵消。

如图4所示，本实施例提供的共轴复合翼电动垂直起降飞机还包括飞行控制系统，飞行控制系统包括飞行控制单元以及与该飞行控制单元通讯连接的惯性测量单元、大气传感器、磁力计、通信单元和GNSS模块。容易理解的是机身1中通常布置有用于向飞行控制系统以及副翼5、方向舵、升降舵6、升力电机72、推进电机供电的电池，当然，必要时也可以在机翼2、垂直尾翼3、水平尾翼4内部的富余空间中布置电池。

其中，惯性测量单元采用双冗余设计(即配置为两个)，惯性测量单元包括三轴加速度计和三轴陀螺仪，用于检测飞机的三轴加速度值以及俯仰角速度、滚转角速度、偏航角速度信息，采样频率为100Hz。

大气传感器具体包括静压传感器、动压传感器及总温传感器，分别用于检测静压、动压及总温信息，这些信息在发送给飞行控制单元后，以便于飞行控制单元进行气压高度解算、空速解算、垂直速度解算。

磁力计用于检测飞机的三轴磁力计数据，以便于飞行控制单元进行当前磁航向解算。

GNSS模块采用双冗余设计，包括GPS定位模块和北斗定位模块，GNSS模块用于向飞行控制单元提供位置信号，以便于飞行控制单元进行飞机位置修正。

通信单元用于在飞行控制单元与地面控制站之间建立数据链接，例如是数传电台。

飞行控制单元还通过多路PWM通道分别控制副翼5、方向舵、升降舵6、升力电机72以及推进电机，以便于实现预期的飞行航迹。即，飞行控制单元通过5路PWM通道控制两个副翼5、一个方向舵和两个升降舵6，通过2路PWM通道控制两个推进电机，通过16路PWM通道控制16个升力电机72。

如图5所示，本实施例提供的共轴复合翼电动垂直起降飞机飞行时通常包括六个阶段，即垂直起飞阶段、旋翼向固定翼转换阶段、固定翼飞行阶段、固定翼向多旋翼转换阶段、多旋翼平飞阶段及垂直下降阶段，具体飞行流程如下：

1.在垂直起飞阶段，飞行控制系统控制16个升力电机72的转速，从而为飞机提供足够的向上升力；

2.待飞机上升到一定高度后，飞机进入旋翼向固定翼转换阶段，此时飞行控制系统开始控制2个推进电机工作，随着飞机空速的逐渐增加，飞行控制系统则控制16个升力电机72的转速逐渐下降，2个推进电机的转速则逐步增加；

3.当飞机的空速达到固定翼飞行时的最低安全速度后，飞机进入固定翼飞行阶段，此时飞行控制系统关闭16个升力电机72并锁桨为顺航方向，在固定翼飞行阶段，飞行控制系统通过控制两个副翼5来实现滚转、通过控制方向舵来实现协调转弯、通过控制两个升降舵6来实现爬升和下降；

4.当飞机进近时，飞机进入固定翼向多旋翼转换阶段，此时飞行控制系统逐步降低2个推进电机的转速以降低推力，使飞机的空速逐渐下降，同时飞行控制系统控制16个升力电机72解锁并逐渐增加转速，使飞机逐渐获得垂直升力；

5.当获得足够的垂直升力后，飞机进入多旋翼飞行，此时飞行控制系统关闭2个推进电机，依靠16个升力电机72进行平移飞行；

6.当飞机到达降落点上方后，飞机进入垂直降落阶段，此时飞行控制系统通过控制16个升力电机72的转速来控制飞机的下降速率，最终实现垂直降落。

容易理解的是，在固定翼飞行阶段，8个升降组件7均停止工作，即16个升力电机72均停止工作，而为了防止升力螺旋桨73受飞行气流扰动旋转，通常会进行锁桨操作。例如，在升力螺旋桨73上安装永磁体，然后在对应的升力电机72上安装电磁铁，电磁铁通电后即对永磁体产生磁吸力，从而使升力螺旋桨73的位置为磁吸锁定，实现锁桨操作。

更进一步的是，当升力螺旋桨73配置为双叶桨时，还可以使桨叶朝向飞机航行方向，例如借助升力电机72所配置的用于检测转速和相位的传感器来识别桨叶的朝向，通过控制升力电机72并使其转动到合适的位置后再进行锁桨即可。

以上结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但本发明不限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明原理和精神的情况下，对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变型，仍落入本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种共轴复合翼电动垂直起降飞机，其特征在于：包括机身、两个呈对称状设置在所述机身的左右两侧的机翼、设置在所述机身的尾部中心处的垂直尾翼以及两个呈对称状设置在所述机身的尾部处的水平尾翼，所述机翼上均设有副翼，所述垂直尾翼上设有方向舵，所述水平尾翼上均设有升降舵；

其中，两个所述机翼均安装有升降组件，两个所述水平尾翼的后侧均安装有推进组件；所述升降组件包括与所述机翼固定连接的升降支臂以及两个分别固定安装在所述升降支臂的上下两侧的升力电机，所述升力电机上均安装有升力螺旋桨，且两个所述升力电机共轴布置；所述推进组件包括与所述水平尾翼固定连接的推进支臂以及固定安装在所述推进支臂上的推进电机，所述推进电机上安装有推进螺旋桨。

2.根据权利要求1所述的共轴复合翼电动垂直起降飞机，其特征在于：固定安装在同一升降支臂上的两个所述升力电机使用时转向相反，两个所述推进组件使用时转向相反。

3.根据权利要求1所述的共轴复合翼电动垂直起降飞机，其特征在于：所述机翼的前后两侧均安装有升降组件。

4.根据权利要求3所述的共轴复合翼电动垂直起降飞机，其特征在于：每个所述机翼的前侧和后侧均设置有两个所述升降组件，且8个所述升降组件关于所述机身的中轴线对称布置。

5.根据权利要求4所述的共轴复合翼电动垂直起降飞机，其特征在于：所述机翼前侧处的两个升降组件分别与所述机翼后侧处的两个升降组件前后相对。

6.根据权利要求5所述的共轴复合翼电动垂直起降飞机，其特征在于：前后相对的两个升降组件共用同一个所述升降支臂。

7.根据权利要求1所述的共轴复合翼电动垂直起降飞机，其特征在于：还包括控制系统，所述控制系统包括飞行控制单元以及与所述飞行控制单元通讯连接的惯性测量单元、大气传感器、磁力计、通信单元和GNSS模块；所述惯性测量单元用于检测飞机的三轴加速度值以及俯仰角速度、滚转角速度、偏航角速度信息；所述大气传感器用于检测静压、动压及总温信息，以便于所述飞行控制单元进行气压高度解算、空速解算、垂直速度解算；所述磁力计用于检测飞机的三轴磁力计数据，以便于所述飞行控制单元进行当前磁航向解算；所述通信单元用于在所述飞行控制单元与地面控制站之间建立数据链接；所述GNSS模块有用于提供位置信号，以便于所述飞行控制单元进行飞机位置修正；

其中，所述飞行控制单元还通过多路PWM通道分别控制所述副翼、所述方向舵、所述升降舵、所述升力电机以及所述推进电机，以便于实现预期的飞行航迹。

8.根据权利要求7所述的共轴复合翼电动垂直起降飞机，其特征在于：所述惯性测量单元有两个并互为冗余；所述GNSS模块包括GPS定位模块和北斗定位模块，并互为冗余。