一种舵控式垂直起降无人机及其起降控制方法与流程

[0001]
本发明属于飞行器领域，尤其是涉及一种舵控式垂直起降无人机及其起降控制方法。


背景技术：

[0002]
垂直起降无人机相较于水平起降无人机具有起降灵活的特点，受环境、场地影响较小。而纯旋翼无人机虽能垂直起降，但其巡航效率比固定翼飞机更低，因此，具备垂直起降能力的固定翼无人机在巡航效率和场地适应性方面有先天优势，近年来在短距货物投递、疫苗运送等领域有很多应用。
[0003]
已有具备垂直起降能力的固定翼无人机布局形式包括了倾转旋翼无人机、倾转涵道螺旋桨、推力矢量式无人机以及复合翼无人机等。这些布局形式的无人机具备垂直起降、悬停、固定翼巡航等特点，但其用以实现垂直起降的转换机构或动力装置使飞机空重总重增加，有的无人机用来产生悬停拉力的动力部件在巡航状态并不使用，这增加了飞机巡航态的无用死重，降低其总体使用效费比。
[0004]
采用舵控方式垂直起降的无人机有谷歌公司的project wing，project wing是一款小型无人机，采用类飞翼布局形式的舵控方式实现垂直起降，其转向舵面为主翼末端的襟副翼，双用途舵面使得该机型控制策略更为复杂，起降阶段抖动明显。倾转旋翼无人机在近年来国内、国际都有出现，此构型为垂直起降付出的倾转机构重量成本较大，且其控制策略也较为复杂，容易在起降阶段出现事故。而多旋翼无人机的巡航效率低、航程小也是其显著缺陷。


技术实现要素：

[0005]
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种舵控式垂直起降无人机及其起降控制方法，在兼具垂直起降功能和固定翼高巡航效率特点的同时，有效实现结构轻型化、模态转换方式简单化、更高的巡航效率、更方便的操作方式以及更平滑的过渡状态。本发明一种舵控式垂直起降无人机及其起降控制方法作为一种飞行平台，可以搭载相关载荷进行物探、巡线、反恐处突、航拍以及偏远地区药品投送等用途。
[0006]
为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
[0007]
一种舵控式垂直起降无人机，包括机体、主翼，主蓄电池，上垂尾，下垂尾，其特征在于，还包括水平尾翼、起落支架、主动力螺旋桨，副动力螺旋桨，飞行控制单元和副动力螺旋桨电机；
[0008]
所述水平尾翼与机体尾部连接，水平尾翼包括外侧的活动部分；
[0009]
所述主动力螺旋桨设于所述主翼的后缘根部，所述主动力螺旋桨为收缩涵道螺旋桨；
[0010]
所述副动力螺旋桨和副动力螺旋桨电机均设于所述主翼的翼梢；
[0011]
所述飞行控制单元位于机体内部，通过既定控制逻辑或地面直接发送指令控制无
人机飞行过程。
[0012]
所述起落支架位于机体下方；
[0013]
水平尾翼、主动力螺旋桨及副动力螺旋桨配合，实现无人机的垂直起降及水平巡航。
[0014]
进一步的，所述主动力螺旋桨包括收缩涵道、轴支杆、螺旋桨、主动力螺旋桨电机、桨毂以及固定收缩涵道的扰流叶片；螺旋桨位于收缩涵道平直段；收缩涵道末端设有扰流叶片；桨毂为螺旋桨的旋转轴，一端通过扰流叶片和收缩涵道相连，另一端与轴支杆为一体化结构，通过主翼内部翼梁穿插固定，起到整体固定主动力螺旋桨的作用；所述轴支杆中心线与主动力螺旋桨的中心线重合，通过水平尾翼平均气动弦；所述主动力螺旋桨电机与轴支杆连接，设于主翼后缘。
[0015]
进一步的，扰流叶片为3片或3片以上由对称翼型作为截面的平直小翼，其相互之间的角间距相等，起到对由主动力螺旋桨所产生尾流进行整流的作用。
[0016]
进一步的，起落支架的4个支杆分别位于上垂尾，下垂尾和一对水平尾翼的活动部分末端，通过下垂尾和活动部分内部梁结构穿插固定。
[0017]
进一步的，起落支架的4个支杆着地，支杆末端处于同一平面，全机重心垂线通过4个支杆末端连成多边形的中心。
[0018]
进一步的，主动力螺旋桨和副动力螺旋桨各两个，分别通过各自独立的螺旋桨电机驱动。
[0019]
进一步的，无人机还包括一对副翼，所述副翼位于主翼后缘内侧，用于控制水平巡航状态的滚转运动。
[0020]
进一步的，还包括方向舵，所述方向舵位于上垂尾后部。
[0021]
一种舵控式垂直起降无人机的起降控制方法，依次包括垂直起飞、悬停状态、第一次飞行模态转换、平飞飞行、水平巡航、第二次飞行模态转换、垂直降落过程，各过程控制方法如下：
[0022]
s1垂直起飞：主动力螺旋桨电机和副动力螺旋桨电机分别驱动主动力螺旋桨和副动力螺旋桨，产生拉力使无人机垂直起飞；
[0023]
s2悬停状态：所述飞行控制单元包括飞控计算机、姿态传感器和限位传感器，飞行控制单元的姿态控制器向飞控计算机反馈悬停状态无人机姿态是否稳定，飞控计算机根据反馈对对副动力螺旋桨和水平尾翼的活动部分进行微调，如此循环直到无人机姿态稳定；
[0024]
s3第一次飞行模态转换：逆时针偏转水平尾翼的活动部分5
°
～20
°
使无人机产生低头力矩，无人机进入飞行模态转换阶段，所述逆时针方向为由水平尾翼外侧向机身观察为逆时针；
[0025]
s4平飞飞行：主动力螺旋桨和副动力螺旋桨拉力向水平方向偏转，无人机作同时向前和向上的曲线运动，水平尾翼的活动部分逐渐回调，无人机进入平飞飞行状态；
[0026]
s5水平巡航：方向舵控制偏航运动，副翼控制滚转运动，水平尾翼的活动部分控制俯仰运动，方向舵配合副翼控制转弯动作；
[0027]
s6第二次飞行模态转换：飞行控制单元发送指令，增加副动力螺旋桨转速并偏转水平尾翼活动部分使无人机进入爬升状态，随着水平尾翼活动部分的逐渐偏转，副动力螺旋桨、主动力螺旋桨拉力逐渐垂直向上，后按照s2的控制过程，实现悬停状态；
[0028]
s7垂直降落：当机体完全朝上时，水平尾翼的活动部分偏转角为零，此时减小副动力螺旋桨转速，无人机缓慢降落直到起落支架支杆末端触地。
[0029]
进一步的，所述s2悬停状态中，无人机姿态稳定的标准为无人机俯仰角震荡幅度小于4
°
，滚转角及偏航角震荡幅度小于2
°
。
[0030]
进一步的，s5水平巡航状态中，偏航运动为绕通过无人机重心的垂向轴线旋转，方向由机腹指向机背；所述s5水平巡航状态中，滚转运动为绕无人机纵向轴线旋转，所述纵向轴线为无人机对称面内通过重心由机头指向机尾的纵轴；所述s5水平巡航状态中，俯仰运动为绕无人机侧向轴线旋转，所述侧向轴线为通过重心由右翼梢指向左翼梢方向轴线。
[0031]
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
[0032]
(1)水平尾翼具有相当于全动舵面的活动部分，将活动部分置于主翼后缘根部主动力螺旋桨尾流中，起到了控制无人机悬停状态俯仰姿态作用，同时活动部分亦可作巡航状态的升降舵使用。
[0033]
使用主动力螺旋桨及副动力螺旋桨提供动力，同时副动力螺旋桨亦起到控制无人机悬停状态滚转姿态和航向姿态的作用。
[0034]
因此，本发明通过独立驱动的主动力螺旋桨和副动力螺旋桨，配合水平尾翼，在无人机每个运动模式中，本发明均实现了零无用部件，实现了轻小型垂直起降无人机模态转换的高效率方法；
[0035]
(2)本发明设计了主动力螺旋桨，即涵道式螺旋桨的内部结构，效率较开放式螺旋桨效率可以提高8％以上更高，提高巡航能量转换效率；
[0036]
(3)起落支架的4个支杆分别位于上垂尾，下垂和一对水平尾翼的活动部分末端，通过下垂尾和活动部分内部梁结构穿插固定，有利于节省结构重量。
[0037]
(4)采用舵控式飞行模态转换方式，外加尾坐式起落方式，既能垂直起降又能以固定翼高速高效巡航，舵控式飞行模态转换技术省去了相比倾转旋翼等转换方式的复杂机构，飞行模态转换重量代价更小。
[0038]
(5)采用平尾舵控式飞行模态转换方法，控制方式更为简单有效；全动平尾能提供更大的俯仰力矩，使得无人机无需一定垂向航速即可轻松完成模态转换和巡航状态的俯仰运动，飞行控制更为平滑和灵活；
[0039]
(6)副动力螺旋桨位于翼梢，受翼梢涡反向干扰，控制效率更高，且翼梢涡受副动力螺旋桨干扰下，飞机下洗减弱，升致值阻力减弱，巡航升阻比提高，因此副动力螺旋桨提高了全机巡航效率。
附图说明
[0040]
图1是本发明一种舵控式垂直起降无人机的三向等视示意图；
[0041]
图2是本发明一种舵控式垂直起降无人机后视向示意图；
[0042]
图3是本发明一种舵控式垂直起降无人机的一种起降控制逻辑流程图。
具体实施方式
[0043]
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
[0044]
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0045]
本发明提供一种舵控式垂直起降无人机，如图1和图2，其中1为机体，2为轴支杆，3为螺旋桨，4为主动力螺旋桨，5为副动力螺旋桨电机，6为水平尾翼活动部分，7为方向舵，8为起落支架，9为水平尾翼，10为上垂尾，11为主蓄电池，12为桨毂，14为副翼，15为副动力螺旋桨，16为下垂尾，17为扰流叶片，18为主翼，19为飞行控制单元，20为收缩涵道，21为主动力螺旋桨电机。
[0046]
本发明所述一种舵控式垂直起降无人机，包括机体1、主翼18，主蓄电池11，上垂尾10，下垂尾16，还包括水平尾翼9、起落支架8、主动力螺旋桨4，副动力螺旋桨15，飞行控制单元19和副动力螺旋桨电机5；
[0047]
所述水平尾翼9与机体1尾部连接，水平尾翼9包括外侧的活动部分6，活动部分6相当于全动舵面，作为全动平尾控制机身俯仰运动。
[0048]
所述主动力螺旋桨4设于所述主翼18的后缘根部，所述主动力螺旋桨4为收缩涵道螺旋桨；
[0049]
所述副动力螺旋桨15和副动力螺旋桨电机5均设于所述主翼18的翼梢；左右副动力螺旋桨15转速差动产生左右不同的扭矩和推力，控制无人机悬停状态下沿机身纵轴线(机头指向机尾方向)滚转运动以及航向偏航(机身下腹指向背部垂直方向)运动，在无人机悬停状态下起到调整无人机姿态使其处于稳定的作用；此外，副动力螺旋桨15还是无人机起降、巡航等飞行阶段的补充动力。
[0050]
所述飞行控制单元19位于机体1内部，通过既定控制逻辑或地面直接发送指令控制无人机飞行过程。
[0051]
所述起落支架8位于机体1下方；
[0052]
水平尾翼9、主动力螺旋桨4及副动力螺旋桨15配合，实现无人机的垂直起降及水平巡航；
[0053]
机体1内有动力模块舱，舱内放置主蓄电池11，为主动力螺旋桨4和副动力螺旋桨15提供能量来源；
[0054]
进一步的，主动力螺旋桨4包括收缩涵道20、轴支杆2、螺旋桨3、主动力螺旋桨电机21、桨毂12以及固定收缩涵道的扰流叶片17；
[0055]
所述螺旋桨3位于收缩涵道20平直段；收缩涵道20末端设有扰流叶片17；桨毂12为螺旋桨3的旋转轴，一端通过扰流叶片17和收缩涵道20相连，另一端与轴支杆2为一体化结构，通过主翼18内部翼梁穿插固定，起到整体固定主动力螺旋桨4的作用；所述轴支杆2中心线与主动力螺旋桨4的中心线重合，通过水平尾翼9平均气动弦；所述主动力螺旋桨电机21与轴支杆2连接，设于主翼18后缘。螺旋桨3旋转产生的尾流通过收缩涵道20，收缩涵道20及其内部固连的扰流叶片17起到对螺旋桨尾流加速和整流的作用，气流通过收缩涵道20后得到加速并通过水平尾翼9尾翼，一副全动水平尾翼9的活动部分6左右对称并作协同运动，借助螺旋桨3旋转产生的尾流，在无人机相对地面静止(悬停状态)情况下，起到控制飞机俯仰运动(无人机沿主翼展向，即由左指向右方向的旋转运动)姿态的作用；同时水平尾翼9的活动部分6作为升降舵控制无人机在巡航状态下的俯仰运动；
[0056]
进一步的，所述起落支8的4个支杆分别位于上垂尾10，下垂尾16和一对水平尾翼9的活动部分6末端，起落支架8通过下垂尾16和水平尾翼9的活动部分6内部梁结构穿插固定。
[0057]
进一步的，起落支架8的4个支杆着地，支杆末端处于同一平面，全机重心垂线通过4个支杆末端连成多边形的中心。起落支架8共四个圆柱形支杆用以在无人机静立(着陆)时支撑无人机。
[0058]
进一步的，主动力螺旋桨4和副动力螺旋桨15各两个，分别通过各自独立的螺旋桨电机驱动。
[0059]
进一步的，还包括一对副翼14，所述副翼14位于主翼18后缘内侧，用于控制水平巡航状态的滚转运动，滚转运动为绕机身纵轴线，由机头指向机尾作旋转运动。
[0060]
进一步的，还包括方向舵7，所述方向舵7位于上垂尾10后部。
[0061]
进一步的，扰流叶片17为3片或3片以上由对称翼型(包括但不限于naca家族对称翼型)作为截面的平直小翼，其相互之间的角间距相等，起到对由主动力螺旋桨4所产生尾流进行整流的作用。
[0062]
进一步的，主翼18采用be12305b翼型，上垂尾10、下垂尾16和水平尾翼9采用naca0013翼型。
[0063]
图3所示一种舵控式垂直起降无人机的起降控制方法，依次包括垂直起飞、悬停状态、飞行模态转换、平飞飞行、水平巡航、垂直降落过程，各过程控制方法如下：
[0064]
s1垂直起飞：起飞时，舵控式垂直起降无人机起落支架8的四个支杆着地，全机重心垂线通过支杆末端4个点连成多边形的中心，由主蓄电池11供电的四个电机：2个副动力螺旋桨电机5和2和主动力螺旋桨电机21驱动主动力螺旋桨4和副动力螺旋桨15，产生拉力使无人机垂直起飞；
[0065]
s2悬停状态：所述飞行控制单元19包括飞控计算机和舵机控制器，舵机控制器包括姿态传感器和限位传感器，当无人机上升至50米以上安全高度时(非悬停)，由飞行控制单元19发送指令至舵机控制器再到相应电机；当无人机处于悬停状态时，由飞行控制单元内姿态控制器向飞控计算机反馈悬停状态无人机姿态是否稳定，飞行控制单元根据反馈结果对相应作动终端发出指令，通过对螺旋桨15、水平尾翼活动段6的微调，使无人机姿态稳定，再由姿态传感器反馈，如此循环迭代直到无人机姿态稳定(俯仰角震荡幅度小于4
°
，滚转角、偏航角震荡幅度小于2
°
)。
[0066]
s3飞行模态转换：待无人机姿态稳定后，逆时针偏转水平尾翼9的活动部分65
°
～20
°
使无人机产生低头力矩，无人机进入飞行模态转换阶段，，所述逆时针方向为由水平尾翼9外侧向机身1观察为逆时针；
[0067]
s4平飞飞行：主动力螺旋桨4和副动力螺旋桨15拉力向水平方向偏转，无人机作同时向前和向上的曲线运动，水平尾翼9的活动部分6逐渐回调，无人机进入平飞飞行状态；
[0068]
s5水平巡航：方向舵7控制偏航运动，副翼14控制滚转运动，水平尾翼9的活动部分6控制俯仰运动，方向舵7配合副翼14控制转弯动作；
[0069]
s6第二次飞行模态转换：飞行控制单元19发送指令，增加副动力螺旋桨15转速并偏转水平尾翼9的活动部分6使无人机进入爬升状态，随着水平尾翼9活动部分的6逐渐偏转，副动力螺旋桨15、主动力螺旋桨4拉力逐渐垂直向上，后按照s2的控制过程，实现悬停状
态。；
[0070]
s7垂直降落：当机体1完全朝上时，水平尾翼9的活动部分6偏转角为零，此时减小副动力螺旋桨15转速，无人机缓慢降落直到起落支杆8末端触地。
[0071]
进一步的，s2悬停状态中，无人机姿态稳定的标准为无人机俯仰角震荡幅度小于4
°
，滚转角及偏航角震荡幅度小于2
°
。
[0072]
进一步的，s5水平巡航状态中，偏航运动为绕通过无人机重心的垂向轴线旋转，方向由机腹指向机背；所述s5水平巡航状态中，滚转运动为绕无人机纵向轴线旋转，所述纵向轴线为无人机对称面内通过重心由机头指向机尾的纵轴；所述s5水平巡航状态中，俯仰运动为绕无人机侧向轴线旋转，所述侧向轴线为通过重心由右翼梢指向左翼梢方向轴线。
[0073]
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
[0074]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

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