一种新构型垂直起降无人机及其飞行控制方法与流程

本发明为一种通用航空飞行器,涉及飞行器传动系统和升力旋翼领域，具体是一种新构型垂直起降无人机。

背景技术：

目前能够实现垂直起降的飞行器主要为旋翼类飞行器，但是旋翼类飞行器具有效率低、噪声大、操纵繁琐、机构复杂，前飞速度低等明显缺点，而传统的固定翼飞行器虽然噪声相对于旋翼类飞行器较小，并且在前飞时能实现大速度前飞，但是固定翼飞行器无法实现垂直起降，对起降场地的依赖性较强，所以二者在使用上都受到了一定限制；目前能够同时实现垂直起降以及大速度前飞的飞行器主要为倾转旋翼飞行器，但是倾转旋翼飞行器在兼具以上两者优点的同时也保留了旋翼类飞行器效率低，噪声大，操纵机构复杂等缺点，同时倾转旋翼飞行器本身还具有操纵复杂，故障率较高等自身缺陷。

摆线桨是一种新型产生气动升力的装置，桨叶在绕摆线桨转轴公转的同时还绕铰链做俯仰振荡运动，多用于低雷诺数飞行器，通过周期改变旋转桨叶系统中不同位置桨叶的迎角来提供升力，通过控制摆线桨上偏心圆的位置来改变桨叶周期变距的相位角进而改变净矢量拉力方向，由于摆线桨的周期旋转带来的非定常流动特性，增大了桨叶的失速迎角，使得摆线桨具有效率高、噪声低、矢量推力变化快等特点。

由西北工业大学唐继伟等人申请的专利cn202481313u中提出了一种安装摆线桨的飞翼式布局飞行器，该飞行器的摆线桨推进器沿飞翼布局机体对称面安装在飞翼布局机体上方，且摆线桨推进器桨叶运动处于飞翼布局机体上表面外侧，利用一个控制机构，实现飞行器的垂直起降或前飞，但是该飞行器的飞行效率低，摆线桨产生的欧米伽涡旋与机体形成强烈的诱导干扰，飞机的稳定性与操纵性不佳，实现度较低。

技术实现要素：

本发明针对现有技术中存在的问题，公开了一种新构型垂直起降无人机，本发明采用摆线桨系统作为动力系统，该系统具有二维全向矢量推力、效率高，噪声低等特点，利用摆线桨系统可以实现垂直起飞，并且在前飞时转换为固定翼模式能以较大的前飞速度飞抵到达目的地后垂直降落，十分的方便、快捷，解决了现有技术中存在的问题。

本发明是这样实现的：

一种新构型垂直起降无人机，包括机身，机身两侧的机翼，机翼包括左右两副主翼以及主翼上方的翼上小翼，主翼以及翼上小翼组成的涵道中安装了滚翼系统，所述的滚翼系统由左右两组四段大小相同，旋向相反的滚翼组成。滚翼提供垂飞状态下的升力与平飞状态下的推力，翼上小翼与主翼组合而成的类涵道体能够给滚翼系统提供附加推力，对摆线桨产生一定的有利诱导，定常平飞过程中，滚翼系统产生的诱导速度能够延缓主翼后缘的气流分离，增大失速迎角，进一步提高飞行器的飞行品质。每段滚翼的传动轴同轴，取相同尺寸截面，每段滚翼系统为整体式结构。每组两段组成摆线桨全矢量推进系统；所述的滚翼包括十字环，十字环的环形左右两侧分别安装内环、外环；所述的外环面外依次安装有舵机拉杆、舵机摇臂、舵机，机翼内安装的舵机，能够驱动副翼与襟翼转动；所述的内环面外安装有桨叶支架；所述的十字环四周均布有控制拉杆；所述的桨叶支架、控制拉杆在末端均与桨叶连接；所述的滚翼中还包括摆线桨旋转轴，摆线桨旋转轴穿过侧板连接于外环，侧板上有摆线桨旋转轴的安装孔，孔内有轴承，起固定作用，摆线桨旋转轴是摆线桨的主要承力部件，无刷电机转动经过传动系统传递至摆线桨旋转轴，进而带动桨叶绕旋转轴公转。

所述的机身尾部上下分别垂直安装有垂尾，垂尾的数量为两个或两个以上，至少有一个垂尾安装于垂直起降无人机上方，至少存在一个垂尾安装于垂直起降无人机下方，作为垂直起降无人机垂直起飞或者降落时的起落架。

进一步，所述的上下垂尾两端安装有起落作动筒；所述的垂尾尾部边缘处安装有方向舵。

进一步，所述的垂尾的数量为两个或两个以上，至少有一个垂尾安装于垂直起降无人机上方，至少存在一个垂尾安装于垂直起降无人机下方。

进一步，所述的两侧的主翼后缘处通过铰链均安装有副翼与襟翼。副翼与襟翼通过铰链安装与主翼后缘处，可以通过偏转副翼与襟翼实现飞行器垂飞状态与平飞状态下的姿态调整。

进一步，所述的机身的头部下侧安装有侦查吊舱。

进一步，所述的控制拉杆设置为四根，均由合金钢杆以及两端的尼龙球形铰套环组成；控制拉杆一端的尼龙球形铰套环与桨叶后缘处的金属铰头配合，控制拉杆的另一端的尼龙球形铰套环与十字环均布的支点相连。

进一步，所述的桨叶有四片，采用轻木材料制作，其外形为矩形，均布五根翼肋，沿桨叶展向的中心线开有双通槽，将碳管预埋入通槽内，通过控制拉杆带动后缘碳管从而使机翼绕前缘碳管做俯仰周期性运动。

进一步，所述的桨叶支架之间设置有若干桨叶，每片桨叶在弦长的75%处安装有控制拉杆。

进一步，所述的桨叶的摆线桨俯仰轴与无人机水平前进方向夹角为12°。

本发明还公开了新构型垂直起降无人机的飞行控制方法，具体的控制方法如下：

十字环将在舵机的作用下发生位置改变，从而使十字环的圆心位置相对于摆线桨旋转轴圆心将产生偏移现象；将旋转盘的圆心、摆线桨旋转轴圆心之间的距离称为偏心距；

当偏心距为0时，桨叶有效迎角为0，桨叶的速度方向与弦线始终保持一致，将不会产生升力；

当偏心距不为0时，桨叶有效迎角也不为0，桨叶通过控制拉杆的控制，做周期性俯仰运动，产生矢量推力，由此可以改变飞机的飞行姿态；

桨叶运动处于正上方，通过拉动操控拉杆,桨叶抬头，与线速度产生正攻角,升力为正上方；桨叶运动处于正下方,推动桨叶的操控拉杆,使得桨叶与线速度方向产生正攻角,升力方向为正上方，

桨叶运动处于左上方，通过控制操控拉杆,桨叶同线速度仍然产生的为正攻角,升力方向为左上方；桨叶运动处于左下方,推动桨叶的操控拉杆,使得桨叶与线速度方向产生正攻角,升力方向为右上方；

桨叶运动处于左方,由于桨叶速度与弦线平行,不产生升力；桨叶运动处于右方,通过操控拉杆的控制，使桨叶速度与弦线平行,不产生升力；

桨叶运动处于右上方,通过控制拉杆的控制,桨叶抬头,升力为右上方；桨叶运动处于右下方,通控制拉杆的控制,使桨叶产生正攻角,升力方向为左上方。

本发明与现有技术的有益效果在于：

1）而本专利提出的飞翼式新概念飞行器，采用摆线桨全矢量推进系统，该动力系统具有二维全向矢量推力、效率高，噪声低等特点，本发明的摆线桨系统可以实现垂直起飞，并且在前飞时转换为固定翼模式能以较大的前飞速度飞抵到达目的地后垂直降落，方便、快捷；

2）本发明相比于传统的旋翼飞行器，该新概念飞行器由于采用摆线桨系统作为动力，结合了旋翼飞行器和固定翼飞行器的特性，对起降场地的依赖性较低，环境适应能力很强；同时摆线桨系统整体结构轻，没有复杂的机械结构，因此它可充分利用其优良的机动性和极低的噪声，执行复杂地形环境下的监控、侦察等任务，具有广阔的军事和民用前景；本发明能够实现垂直起飞和降落，同时兼具大速度前飞的能力；

3）本发明的飞行器气动布局空气动力效率高、升阻比大、飞行噪音低，机体结构简单，整体重量轻；能够在城市，岛礁，山地以及舰船等起降条件比较恶劣的环境进行起飞和降落，水平前飞和悬停抗风性好；

4）此外，本发明滚翼系统产生的诱导速度能够延缓主翼后缘的气流分离，增大失速迎角，提高飞行器的飞行品质；通过设置的副翼与襟翼实现飞行器垂飞状态与平飞状态下的姿态调整；能够实现在陆基平台与海基平台垂直起降，相较于传统旋翼类垂直起降无人机拥有更好的飞行品质。

附图说明

图1是本发明垂直起降无人机左轴侧视图；

图2是本发明垂直起降无人机右轴侧视图；

图3是本发明垂直起降无人机垂直起降时的结构示意图；

图4是本发明垂直起降无人机由起飞阶段过渡到水平飞行阶段示意图；

图5是本发明垂直起降无人机水平飞行状态示意图；

图6是本发明摆线桨偏心圆控制机构俯视图；

图7是本发明摆线桨偏心圆控制机构的正视图；

图8是本发明控制摇臂及平行四边形机构的装配示意图；

图9是本发明转动盘爆炸示意图；

图10是本发明桨叶示意图；

其中，1-机身，2-滚翼系统，3-垂尾，4-方向舵，5-副翼，6-襟翼，7-侦查吊舱，8-起落作动筒，9-十字环，10-内环，11-外环，12-摆线桨旋转轴，13-侧板，14-舵机，15-桨叶支架，16-舵机摇臂，17-舵机拉杆，18-控制拉杆，19-桨叶，20-主翼，21-翼上小翼，22-摆线桨俯仰轴。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1~2所示，本发明一种新构型垂直起降无人机包括机身1、滚翼系统2、垂尾3、方向舵4、副翼5、襟翼6、侦查吊舱7和起落作动筒8。

其中，所述的机翼包括左右两副主翼20以及主翼上方的翼上小翼21，主翼20以及翼上小翼21组成的涵道中安装了滚翼系统2，所述的滚翼系统2由左右两组四段大小相同，旋向相反的滚翼组成；每段滚翼的传动轴同轴，每组两段组成摆线桨全矢量推进系统；

主翼20后缘处通过铰链均安装有副翼5与襟翼6，副翼与襟翼通过铰链安装与主翼后缘处，可以通过偏转副翼与襟翼实现飞行器垂飞状态与平飞状态下的姿态调整。

机翼包括左右两副主翼20以及主翼上方的翼上小翼21，主翼20以及翼上小翼21组成的涵道中安装了滚翼系统2，所述的滚翼系统2由左右两组四段大小相同，旋向相反的滚翼组成；每段滚翼的传动轴同轴，每组两段组成摆线桨全矢量推进系统。

如图6~10所示，滚翼包括十字环9，十字环9的环形左右两侧分别安装内环10、外环11。外环11面外依次安装有舵机拉杆17、舵机摇臂16、舵机14；所述的内环10面外安装有桨叶支架15，桨叶支架15之间设置有若干桨叶19，每片桨叶在弦长的75%处安装有控制拉杆18，桨叶19中的摆线桨俯仰轴22与无人机水平前进方向夹角为12°；所述的十字环9四周均布有控制拉杆18；所述的桨叶支架15、控制拉杆18在末端均与桨叶19连接。控制拉杆18设置为四根，均由合金钢杆以及两端的尼龙球形铰套环组成；控制拉杆18一端的尼龙球形铰套环与桨叶19后缘处的金属铰头配合，控制拉杆18的另一端的尼龙球形铰套环与十字环9均布的支点相连。桨叶19有四片，采用轻木材料制作而成，其外形为矩形，均布五根翼肋，沿桨叶展向的中心线开有双通槽，将碳管预埋入通槽内，使得机构在运动过程中，通过控制拉杆18带动后缘碳管从而使机翼绕前缘碳管做俯仰周期性运动。

滚翼中还包括摆线桨旋转轴12，摆线桨旋转轴12是摆线桨的主要承力部件，无刷电机转动经过传动系统传递至摆线桨旋转轴12，进而带动桨叶19绕旋转轴公转；摆线桨旋转轴12穿过侧板13连接于外环11，侧板13为矩形，采用碳纤维材料，侧板13一上有摆线桨旋转轴12的安装孔，孔内有轴承，起固定作用。

机身1尾部上下分别垂直安装有垂尾3，上下垂尾3两端安装有起落作动筒8；所述的垂尾3尾部边缘处安装有方向舵4，垂尾3安装于垂直起降无人机垂向方位上，作为垂直起降无人机垂直起飞或者降落时的起落架，垂尾3的数量为两个或两个以上，至少有一个垂尾安装于垂直起降无人机上方，至少存在一个垂尾安装于垂直起降无人机下方。

如图3~5所示，图3、4、5描述了本发明垂直起降无人机从起飞倾转到平飞状态。其中图3是本发明垂直起降无人机垂直起降时的结构示意图，图4是本发明垂直起降无人机由起飞阶段过渡到水平飞行阶段示意图，图5是本发明垂直起降无人机水平飞行状态示意图，可以看出本发明垂直起降无人机在过渡过程中角度一直在变化，直至转至平飞状态。

十字环9将在舵机14的作用下发生位置改变，从而使十字环9圆心位置相对于摆线桨旋转轴12圆心将产生偏移现象，旋转盘的圆心同摆线桨旋转轴12圆心之间的距离叫做偏心距。

当偏心距为0时，桨叶有效迎角为0，桨叶19的速度方向与弦线始终保持一致，将不会产生升力；当偏心距不为0时，桨叶有效迎角也不为0，桨叶19通过操控拉杆的控制，做周期性俯仰运动，产生矢量推力，由此可以改变飞机的飞行姿态。假设通过舵机14的操纵,旋转盘偏移到摆线桨旋转轴的右下方,如图7所示。桨叶处于正上方，通过拉动操控拉杆,桨叶抬头，与线速度产生正攻角,升力为正上方；桨叶处于左上方,通过控制操控拉杆,桨叶同线速度仍然产生的为正攻角,升力方向为左上方；桨叶处于左方,由于桨叶速度与弦线平行,不产生升力；桨叶运动处于左下方,推动桨叶的操控拉杆,使得桨叶与线速度方向产生正攻角,升力方向为右上方；桨叶处于下方,推动桨叶的操控拉杆,使得桨叶与线速度方向产生正攻角,升力方向为正上方，桨叶处于右下方,通过控制操控拉杆,使桨叶产生正攻角,升力方向为左上方；桨叶处于右方,通过操控拉杆的控制，使桨叶速度与弦线平行,不产生升力；桨叶处于右上方,通过控制拉杆18的控制,桨叶抬头,升力为右上方。

由此通过分析桨叶绕圆周产生的升力情况的可以得出,桨叶处于左方和右方时,将不会产生升力；而当桨叶处于其他方位时,就可以产生正上方的升力分量。所以当旋转盘偏移到摆线桨旋转轴12下方时,通过摆线桨的运动,桨叶将产生方向为正上方的合力。

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，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。