一种复合翼飞行器的制造方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及一种固定翼飞行器，特别是涉及一种复合翼飞行器。
【背景技术】
[0002]复合翼布局是一种将固定翼布局与多旋翼布局相结合的垂直起降飞行器解决方案，既能够像多旋翼飞行器一样通过多个螺旋桨拉力克服重力和气动阻力实现垂直起降、悬停和垂直爬升下降等飞行功能，又能够像固定翼飞行器一样通过气动升力克服重力，动力系统克服气动阻力实现高速巡航飞行。由于复合翼无人机具有结构形式可靠、力学模型成熟、垂直飞行和水平飞行转换过程中的控制导航相对容易，它成为一种技术风险小、可行性高的长航时垂直起降飞行器方案。
[0003]由于上述技术特点，复合翼垂直起降飞行器从概念提出以来一直是实用化固定翼垂直起降飞行器的研发热点，然而，这种解决方案却迟迟无法成为工业无人机产品。究其原因有二:第一，较低的偏航控制能力和较大的惯量之间的矛盾，多旋翼飞行方式通过多个转动方向相反的螺旋桨的转动阻力矩提供偏航控制力矩，其量值低于通过螺旋桨拉力差和力臂产生的滚转控制力矩和俯仰控制力矩；由于多旋翼飞行方式的螺旋桨转速同时改变拉力和转动阻力矩，因此滚转、俯仰和偏航三轴控制存在耦合，控制能力最差的偏航轴挤占电机转速余量最高，容易导致至少一个电机转速饱和，三轴控制精度均受到影响，直至控制发散，虽然通过改变控制律的参数或结构能够在一定程度上缓解这种控制饱和，但却无法从根本上解决问题。复合翼垂直起降飞行器是在多旋翼飞行器的基础上增加机翼、尾翼等部件，导致飞行器的转动惯量和气动阻力增加，偏航控制能力的短板更为显著。第二，结构重量占起飞总重的比例较高，制约了飞行器性能提升。相比常规固定翼飞行器，复合翼飞行器增加了将多旋翼连接到机体上的结构，为克服全机重力，多旋翼所需拉力较大，对连接结构的强度要求较高；另外，旋翼是高速转动部件，是复合翼飞行器主要的振动源，为保证全机结构可靠，多旋翼连接结构的刚度要求也较高;这两方面导致了连接结构的尺寸和重量都较大，根据经验，多旋翼连接结构占全机结构的比例5%至10%，如果考虑其它机体结构的增强，那么这个比例更高，这对于飞行器而言是“死重”，增加了飞行器的总重和气动阻力，减少航时、航程和最大飞行速度等性能指标。
【实用新型内容】
[0004]针对上述现有技术中复合翼飞行器飞行姿态的控制问题，本实用新型提供了一种复合翼飞行器，用于解决现有技术中复合翼垂直起降飞行器低速状态下偏航控制能力差和结构利用率低的问题。
[0005]为解决上述问题，本实用新型提供的一种复合翼飞行器通过以下技术要点来解决问题:一种复合翼飞行器，包括机身、机翼、尾撑杆、尾翼、垂直动力单元及水平动力单元，所述机翼固定于机身中段，机翼相对于机身的长度方向对称；
[0006]尾撑杆为两根，不同尾撑杆分别固定于机身不同侧的机翼上；
[0007]水平动力单元固定于机身上，尾翼的左、右端分别与不同尾撑杆的尾部固定连接；
[0008]所述垂直动力单元固定于机翼和/或尾撑杆上；
[0009]所述水平动力单元包括可产生沿着机身长度方向拉力的平飞螺旋桨；
[0010]各根尾撑杆上均设置有偏航控制单元，所述偏航控制单元包括偏航螺旋桨，所述偏航螺旋桨用于向飞行器提供偏航力矩。
[0011 ]具体的，以上方案中，飞行器上所具有的诸如能源装置、航电设备和任务设备等机载设备，可安装于机身内部的空间内。机翼相对于机身的长度方向对称，即机翼在飞行器上左右对称。本案中，该飞行器具有两种飞行状态，固定翼状态和多旋翼状态。固定翼状态下垂直动力单元不工作，水平动力单元的拉力向前的平飞螺旋桨克服气动阻力，机翼产生气动升力，克服重力；多旋翼状态下，垂直动力单元产生的拉力用于克服重力。
[0012]现有技术中，为获得足够的偏航控制力矩，与本案最为接近的现有技术为:在飞行器的机翼上设置偏航控制单元，然而，在偏航控制单元提供偏航力矩的同时，机翼受偏航力矩的作用会产生一定的变形，以上变形直接影响飞行器的飞行姿态，不利于飞行姿态的控制精度。同时，为获得较大的偏航力臂，通常会将偏航控制单元设置于翼梢位置，这样，在飞行器设计时，需要考虑因为偏航控制单元给机翼带来的受力，机翼的强度和刚度设计要求均有一定程度的提升。故现有技术中设置有偏航控制单元的飞行器的机翼部分一般较为笨重。
[0013]本案中，通过将偏航控制单元设置于尾撑杆上，特别是在飞行器高速飞行时，机翼外侧部分对飞行器的飞行姿态影响较大，这样，偏航控制单元在提供偏航拉力时，拉力对对应尾撑杆外侧的机翼几乎无影响，故以上飞行器结构，利于优化飞行器的结构设计;将偏航控制单元设置于尾撑杆上，可使得偏航控制单元与飞行器的重心间距较远，通过对偏航控制单元所产生拉力的方向控制，可获得相较于直接将偏航控制单元固定于机翼上，更大的偏航控制力臂，即采用本结构，在偏航控制单元功率一定的情况下，还便于获得更大的偏航控制能力。
[0014]更进一步的技术方案为:
[0015]所述尾翼的后缘上还铰接连接有两片相互之间呈左右对称关系的气动舵面。所述气动舵面为升降方向舵，以在飞行器以固定翼姿态飞行的状态下，可通过气动舵面，对飞行器的飞行姿态进行调整。
[0016]所述垂直动力单元为四个，各根尾撑杆上均设置有两个垂直动力单元，机身同侧的两个垂直动力单元位于飞行器长度方向的不同位置，且机身同侧的两个垂直动力单元中，前方的垂直动力单元位于飞行器重心的前方，后方的垂直动力单元位于飞行器重心的后方；
[0017]所述垂直动力单元包括垂直动力螺旋桨、电机和电子调速器，所述电子调速器用于控制电机的转速，所述电机用于制动垂直动力螺旋桨转动；
[0018]所述垂直动力单元的垂直动力螺旋桨轴线具有非零的安装倾角，垂直动力螺旋桨轴线的倾斜方向为向飞行器的前方或后方倾斜，以在垂直动力螺旋桨工作的过程中，垂直动力单元可产生向飞行器前方或后方的分力。
[0019]以上技术方案中，尾翼在飞行器上的固定形式使得尾翼呈双尾撑倒“V”形尾翼，垂直动力单元通过尾撑杆固定于机翼上，即在机翼上形成“X”形四旋翼布局形式。即本方案的飞行器结构，具有良好的结构性能。
[0020]四个垂直动力单元的位置与飞行器的重心有前后方向和左右方向的距离，也就是滚转力臂和俯仰力臂，通过改变四个垂直动力螺旋桨的拉力产生滚转和俯仰方向的拉力差，即可提供所需的滚转控制力矩和俯仰控制力矩;通过以上方案，偏航方向有以下途径提供控制力矩:四个垂直动力单元的垂直动力螺旋桨拉力具有水平分量和相对于重心的偏航力臂，能够产生偏航控制力矩，而垂直动力螺旋桨的转动阻力矩也基本沿偏航方向，因此，协调的改变这四个垂直动力螺旋桨的转速，能够改变偏航力矩。本案提供的飞行器的最大偏航控制力矩相比现有技术大幅度提高，避免了偏航控制饱和对于飞行器姿态控制的负面影响，提高了飞行器的鲁棒性。
[0021]为便于通过偏航控制单元获得最大的偏航控制力矩，两个偏航控制单元均位于尾撑杆的端部，且以下两个方向相互垂直:偏航控制单元所