一种垂直起降无人机及其控制方法与流程

本发明涉及无人飞机技术领域，特别是涉及一种垂直起降无人机及其控制方法。

背景技术：

垂直起降无人机因对起飞和降落场地要求小，具有巨大的应用前景。现有的无人机实现垂直起降主要通过以下几种形式：一是采用多旋翼(如四旋翼无人机)实现垂直起降，这种方式存在飞机气动效率低，携带飞行载荷小，飞行时间短等问题；二是采用旋翼直升机的方式实现垂直起降，这种方式需要功率较大的主旋翼系统，为平衡旋翼产生的扭矩，需要专门设计尾桨或共轴旋翼系统，整体结构复杂，机体自由度较多，飞行控制困难；三是采用倾转旋翼(如美国V-22飞机)实现垂直起降，这种方式需要设计复杂的倾转机构，传动系统结构复杂，存在较大的结构死重，倾转转换控制过程复杂，可靠性较低。

此外，目前已经出现了一些新型垂直起降无人机，典型的有涵道式无人机(如霍尼韦尔T-Hawk无人机)、多旋翼与固定翼组合式无人机(如成都纵横公司的“大鹏”无人机)、采用螺旋桨滑流控制垂直起降的无人机(如中航611所VD200无人机)等。这些新型垂直起降无人机也存在着一些技术上的问题，如涵道式无人机受地面效应影响明显，垂直起降时振动强烈，且水平飞行时完全靠涵道发动机提供升力和前进的推力，飞行速度较低；多旋翼与固定翼组合式无人机通常依靠固定安装的四个旋翼产生的拉力抬起无人机实现垂直起降，但在水平飞行时四个旋翼无法提供前进动力，无人机必须安装推进马达和螺旋桨，增加了机体结构死重，且四个旋翼及安装结构大幅增加了气动阻力，无人机的整体气动效率较低；而采用螺旋桨滑流控制的无人机在垂直起降时，由于飞行速度低，主要依靠机翼前端的螺旋桨提供的滑流增加舵面控制效率，进行无人机的姿态控制，这就要求无人机必须安装较大直径的螺旋桨和较大功率的发动机。此外，螺旋桨提供的滑流受环境条件(如阵风)和机体表面突出部件影响明显，导致滑流不稳定，给飞行控制带来困难，易造成飞行事故。由于以上技术问题难以解决，导致现有的垂直起降无人机飞行稳定性和可操纵性、有效载荷质量、水平飞行速度、最大飞行距离等关键性能指标都受到极大限制，影响了其实际的工程应用。因此，突破现有垂直起降无人机的技术限制，创新发展适合于垂直起降的新型无人机气动布局是实现无人机垂直起降技术获得突破的关键。

技术实现要素：

为了克服现有垂直起降无人机技术中普遍存在的气动效率低、倾转机构复杂、飞行时间短、飞行速度低、模态转换复杂等问题，本发明首次提出一种新概念尾座式垂直起降无人机及其控制方法。

该无人机的机体采用高升阻比类飞翼气动布局，并在机身上以“十”字形布置的方式安装有四个电机和螺旋桨。该无人机可以利用机身上下螺旋桨产生的推力差形成俯仰控制力矩，利用机身左右螺旋桨产生的推力差形成偏航控制力矩，以及利用四个螺旋桨不同转速形成的滚转控制力矩，进行无人机机体的姿态控制，实现无人机在狭小地域中的垂直起降以及在飞行过程中在任意位置的定点悬停。该无人机转换到平飞状态后，类飞翼布局机体可以产生较大的巡航升阻比，大幅提高无人机的有效载荷水平和飞行距离。该无人机水平飞行时，可以只使用左右水平螺旋桨进行推进，进行较低速度飞行，也可以同时使用四个螺旋桨同时推进，进行快速飞行。

本发明的技术方案为：

所述一种垂直起降无人机，包括中间机体1、左机翼17、右机翼3、左侧电机及螺旋桨18、右侧电机及螺旋桨2，所述左侧电机及螺旋桨18安装在左机翼17前端，右侧电机及螺旋桨2安装在右机翼3前端；其特征在于：还包括上部电机及螺旋桨8、下部电机及螺旋桨19；上部电机及螺旋桨8安装在上后支架9前端，下部电机及螺旋桨19安装在下后支架12前端，上后支架9通过上支架10安装在中间机体1上部，下后支架12通过下支架20安装在中间机体1下部；左侧电机及螺旋桨18、右侧电机及螺旋桨2、上部电机及螺旋桨8、下部电机及螺旋桨19相对于中间机体纵向中心轴线呈“十”字形布置；左机翼17后部安装有左后支架14，右机翼3后部安装有右后支架6，左后支架14、右后支架6、上后支架9和下后支架12相对于中间机体纵向中心轴线呈“十”字形布置，且后端平齐。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机，其特征在于：左机翼17外端安装左翼梢小翼16，左方向舵15安装在左翼梢小翼16后部，右机翼3外端安装右翼梢小翼4，右方向舵5安装在右翼梢小翼4后部；左副翼13安装在左机翼17后部，右副翼7安装在右机翼3后部；升降舵11安装在中间机体1后部。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机，其特征在于：中间机体1采用了类升力体气动布局；上支架10和下支架20横截面采用对称翼型。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机，其特征在于：左机翼17、右机翼3、上支架10、下支架20、上后支架9、下后支架12、左后支架14和右后支架6为能够拆卸的模块化结构。

所述一种垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：所述垂直起降无人机起飞前，通过上后支架9、下后支架12、左后支架14和右后支架6以尾座形式垂直立于地面；起飞时，通过四个螺旋桨的拉力将机体带离地面，当机体离地一定距离后，通过调节机体上、下螺旋桨的转速形成推力差产生低头的俯仰力矩，实现飞机由垂直向水平飞行的模态转换，当飞机达到一定速度后实现水平飞行；降落时，通过调节机体上、下螺旋桨的转速形成推力差产生抬头的俯仰力矩，实现飞机由水平飞行向垂直降落的模态转换，当水平飞行速度为零后，通过调节四个螺旋桨的拉力逐渐降低飞机高度，通过四个后支架以尾坐的形式垂直降落在地面上。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：垂直起降时，左、右螺旋桨旋转方向相同，上、下螺旋桨旋转方向相同，左、右螺旋桨旋转方向与上、下螺旋桨旋转方向相反；同时调整左、右螺旋桨转速，产生滚转控制力矩，平衡机体上、下螺旋桨产生的反扭力矩并进行机体的滚转控制；分别调整左、右螺旋桨转速，产生偏航控制力矩，进行机体的偏航控制。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：水平飞行时，通过机体后部的升降舵11偏转实现俯仰控制控制，通过左副翼13和右副翼7的差动偏转产生滚转控制力矩，实现滚转控制，通过左方向舵15和右方向舵5的协同偏转产生偏航控制力矩，实现对无人机的偏航。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：当有较大侧风时，通过分别调节左、右螺旋桨2转速，形成航向上的拉力差，产生偏航力矩实现对无人机的偏航控制。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机的控制方法，其特征在于：水平飞行时有高速和低速两种飞行状态：低速飞行状态时，只用左侧电机及螺旋桨18和右侧电机及螺旋桨2工作；高速飞行状态时，左侧电机及螺旋桨18、右侧电机及螺旋桨2、上部电机及螺旋桨8、下部电机及螺旋桨19同时工作。

有益效果

本发明提出的垂直起降无人机采用在高升阻比机体上安装“十”字形布置方式的电机和螺旋桨，通过调节机体四个螺旋桨的推力大小，产生俯仰、滚转和偏航力矩进行无人机的姿态控制，实现无人机的垂直起降，有效解决了传统垂直起降无人机倾转或旋翼系统复杂、模态转换控制复杂、气动效率低等缺陷。该垂直起降无人机，可以实现在狭小地域内的垂直起降、定点悬停和水平高效飞行。该垂直起降无人机，机体结构可以方便快速进行拆卸和组装，搭载不同功能载荷后，可以应用于电力巡线、资源勘测、环境保护、物流输送等多种民用和军用领域。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是本发明一种垂直起降无人机布局侧视示意图；

图2是本发明一种垂直起降无人机布局前视示意图；

图3是本发明一种垂直起降无人机布局俯视示意图；

图4是一种垂直起降无人机所示的分解示意图；

附图中各部件的标记如下：1、中间机体；2、右侧电机及螺旋桨；3、右机翼；4、右翼梢小翼；5、右方向舵；6、右后支架；7、右副翼；8、上部电机及螺旋桨；9、上后支架；10、上支架；11、升降舵；12、下后支架；13、左副翼；14、左后支架；15、左方向舵；16、左翼梢小翼；17、左机翼；19、下部电机及螺旋桨；18、左侧电机及螺旋桨；20、下支架。

图5是一种垂直起降无人机所示的垂直起降过程示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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。

如图1～4所示，本实施例中的垂直起降无人机包括中间机体1、左机翼17、右机翼3、左侧电机及螺旋桨18、右侧电机及螺旋桨2，所述左侧电机及螺旋桨18安装在左机翼17前端，右侧电机及螺旋桨2安装在右机翼3前端，左侧电机及螺旋桨18与右侧电机及螺旋桨2在机体水平面内左右对称。

还包括上部电机及螺旋桨8、下部电机及螺旋桨19；上部电机及螺旋桨8安装在上后支架9前端，下部电机及螺旋桨19安装在下后支架12前端，上后支架9通过上支架10安装在中间机体1上部，下后支架12通过下支架20安装在中间机体1下部，上部电机及螺旋桨8与下部电机及螺旋桨19在机体垂直平面内上下对称。左侧电机及螺旋桨18、右侧电机及螺旋桨2、上部电机及螺旋桨8、下部电机及螺旋桨19相对于中间机体纵向中心轴线呈“十”字形布置，可以实现垂直起降过程中的控制。

左机翼17后部安装有左后支架14，右机翼3后部安装有右后支架6，左后支架14、右后支架6、上后支架9和下后支架12相对于中间机体纵向中心轴线呈“十”字形布置，且后端平齐，在地面可以以“尾坐”的形式立于地面。

左机翼17外端安装左翼梢小翼16，左方向舵15安装在左翼梢小翼16后部，右机翼3外端安装右翼梢小翼4，右方向舵5安装在右翼梢小翼4后部，左方向舵15与右方向舵5可以左右偏转进行无人机水平飞行时的航向控制；左副翼13安装在左机翼17后部，右副翼7安装在右机翼3后部，左副翼13与右副翼7可以差动偏转进行无人机水平飞行时的滚转控制；升降舵11安装在中间机体1后部，升降舵11可以上下偏转进行无人机水平飞行时的俯仰控制。

本实施例中的中间机体1采用了类升力体气动布局，中间机体1、左机翼13和右机翼3组成的主机体采用了类飞翼的气动布局，机身和机翼截面采用高升阻比翼型，左翼梢小翼16和右翼梢小翼4能够减小巡航飞行时的诱导阻力，机身上支架10和下支架20采用低阻对称翼型，减小了无人机水平飞行时的气动阻力，整个无人机机体气动效率高，巡航升阻比在10以上。

本实施例中的垂直起降无人机采用模块化设计，左机翼17、右机翼3、上支架10、下支架20、上后支架9、下后支架12、左后支架14和右后支架6都可以实现快速拆卸和组装，电机和支架采用标准法兰联结，方便根据不同任务载荷进行快速更换。

上述垂直起降无人机的控制方式为：

所述垂直起降无人机起飞前，通过上后支架9、下后支架12、左后支架14和右后支架6以尾座形式垂直立于地面；起飞时，通过四个螺旋桨的拉力将机体带离地面，当机体离地一定距离后，通过调节机体上、下螺旋桨的转速(上部电机及螺旋桨8的转速大于下部电机及螺旋桨19的转速)形成推力差产生低头的俯仰力矩，实现飞机由垂直向水平飞行的模态转换，当飞机达到一定速度后实现水平飞行。

降落时，通过调节机体上、下螺旋桨的转速(下部电机及螺旋桨19的转速大于上部电机及螺旋桨8的转速)形成推力差产生抬头的俯仰力矩，实现飞机由水平飞行向垂直降落的模态转换，当水平飞行速度为零后，通过调节四个螺旋桨的拉力逐渐降低飞机高度，通过四个后支架以尾坐的形式垂直降落在地面上。

垂直起降时，左、右螺旋桨旋转方向相同，上、下螺旋桨旋转方向相同，左、右螺旋桨旋转方向与上、下螺旋桨旋转方向相反。同时调整左、右螺旋桨转速，产生滚转控制力矩，平衡机体上、下螺旋桨产生的反扭力矩并进行机体的滚转控制；分别调整左、右螺旋桨转速，形成左右推力差产生偏航控制力矩，进行机体的偏航控制。

在垂直起降时，由四个螺旋桨产生的俯仰、滚转和偏航三个通道的控制力矩较大，且受阵风、机体表面结构等因素的影响较小，无人机的操纵性较好，抗干扰能力强，可以实现无人机在任意位置的定点悬停。

而在水平飞行时，通过机体后部的升降舵11偏转实现俯仰控制控制，通过机翼上左副翼13和右副翼7的差动偏转产生滚转控制力矩，实现对无人机的滚转控制，通过翼梢小翼后部的左方向舵15和右方向舵5的协同偏转产生偏航控制力矩，实现对无人机的偏航控制。在较大侧风时，可以通过调节左侧电机及螺旋桨18与右侧电机及螺旋桨2的转速不同，形成航向上的拉力差，产生较大偏航力矩，实现对无人机的偏航控制。

此外，在在水平飞行时有高速和低速两种飞行状态：低速飞行状态时，只用左侧电机及螺旋桨18和右侧电机及螺旋桨2工作，以节省能量，实现无人机长时间飞行；高速飞行状态时，左侧电机及螺旋桨18、右侧电机及螺旋桨2、上部电机及螺旋桨8、下部电机及螺旋桨19同时工作，产生较大推力，实现无人机的快速飞行。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。