一种垂直起降固定翼无人飞行器的制作方法

本发明属于飞行器技术领域，具体涉及一种垂直起降固定翼无人飞行器。

背景技术：

传统的无人飞行器可分为固定翼飞行器和旋翼飞行器两种。固定翼飞行器飞行速度快，航程和航时长，根据机型的大小，可采用手抛、弹射或滑跑的方式进行起飞，开伞、撞网或滑跑的方式进行降落，但通常起降条件要求严苛。旋翼飞行器飞行速度慢，但因其机身结构规整和飞行原理简单的特点，可以利用旋翼进行垂直起飞和降落，并在空中悬停且姿态稳定。不论是固定翼飞行器还是旋翼飞行器都有其各自的缺点，无法充分满足需求。

技术实现要素：

本发明的目的在于提出一种垂直起降固定翼无人飞行器，解决现有技术中固定翼飞行器起降条件要求严苛以及旋翼飞行器飞行速度慢、飞行航程和航时短的问题。

为实现上述目的，本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器包括：

固定翼结构系统，所述固定翼结构系统包括采用集中连接方式连接在一起的机身、机翼和尾翼，两个对称设置的机翼上分别设置有旋翼支撑结构，所述尾翼包括两个垂尾及一个平尾，两个垂尾分别和平尾的一端连接；

固定翼动力系统，所述固定翼动力系统包括固定在机身末端的单缸两冲程发动机和螺旋桨A，所述螺旋桨A安装在发动机的动力输出端；

安装在固定翼结构系统的机翼上端面的旋翼结构与动力系统，所述旋翼结构与动力系统包括电机、电调和螺旋桨B，所述螺旋桨B安装在电机输出端，四个电机分别安装在两个旋翼支撑结构的上端面，所述螺旋桨A和螺旋桨B垂直；

以及飞行控制系统和航电系统，控制飞行器的飞行航迹和姿态。

所述飞行控制系统包括飞控计算机，所述飞控计算机分别与固定翼发动机、舵机系统，旋翼电机系统连接。

所述航电系统包括地面航电系统和机载航电系统，所述地面航电系统包括地面站、地面数传电台和遥控器，所述地面站和数传电台通过串口形式连接；

所述机载航电系统包括遥控器接收器、机载数传电台、GPS接收机和飞行状态传感器；遥控器接收机接收遥控器指令，机载数传电台接收地面站指令，GPS接收机接收卫星信号，飞行状态传感器实时感知测量飞行状态，遥控器接收器、机载数传电台、GPS接收机和飞行状态传感器通过标准IO接口与飞控计算机连接。

所述机翼包括标准机翼和为安装旋翼支撑结构结构而设计的机翼加长段，所述机翼加长段一端和机身固定连接，另一端和标准机翼连接形成完整机翼。

所述机身横截面为圆形。

所述尾翼翼型为NACA0012。

所述机身为复合材料蜂窝结构，机翼和尾翼为蜂窝蒙皮壁板单块式结构，旋翼支撑结构为碳杆。

本发明的有益效果为：本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器由固定翼结构系统、固定翼动力系统、四旋翼结构与动力系统、航电系统和飞行控制系统组成。四旋翼控制采用旋翼快速旋转产生的拉力进行姿态和航迹控制，固定翼升降舵完成巡航飞行高度控制，固定翼油门完成巡航飞行速度控制，固定翼副翼完成巡航飞行航迹侧控制，固定翼方向舵完成航迹飞行协调控制。所设计的控制系统可以使该新型飞行器完成四旋翼垂直起降，四旋翼与固定翼之间的相互切换，四旋翼滞空悬停和固定翼快速长航时巡飞等任务。综合了旋翼飞行器和固定翼飞行器各自的优势，即利用旋翼进行垂直起飞、悬停和降落，利用固定翼进行巡航工作，具有起降空间小、巡航速度大、航程远，航时长等特点。

大展弦比机翼保证大升阻比，小长细比机身减少气动阻力；动力充足，保证起降飞行的需用动力，耗电量小，备用时间充足，能够保证巡飞、爬升飞行的需用动力，油耗率小，航时大。由遥控器、地面站、地面数传电台、飞控计算机、飞行状态传感器、导航GPS等执行机构组成的航电系统与飞行控制系统可实现一键自主垂直起飞，空中定点悬停，航迹巡飞和自主垂直降落等功能，具有起降迅速、切换平稳、巡飞快速与航时长等特点。

附图说明

图1为本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器整体结构示意图；

图2为本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器中固定翼NACA4415翼型图；

图3为本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器中固定翼机翼外形图；

图4为本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器中固定翼机身外形图；

图5为本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器中旋翼支撑结构机构及与机翼连接示意图；

图6为本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器飞行控制示意图；

其中：1、机身，2、机翼，3、旋翼支撑结构，4、尾翼，5、螺旋桨A，6、螺旋桨B，7、结构支撑件。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。

参见附图1-附图6，本发明的一种垂直起降固定翼无人飞行器包括：

固定翼结构系统，所述固定翼结构系统包括采用集中连接方式连接在一起的机身1、机翼2和尾翼4，两个对称设置的机翼2上分别安装有旋翼支撑结构3，所述尾翼4包括两个垂尾以及一个平尾，两个垂尾分别和平尾的一端连接，两个垂尾分别通过一个连杆和机翼2螺纹连接固定；

固定翼动力系统，所述固定翼动力系统包括固定在机身1末端的单缸两冲程发动机和螺旋桨A5，所述的螺旋桨A5安装在发动机的动力输出端；

设置在固定翼结构系统上的旋翼结构与动力系统，旋翼结构与动力系统设计为支旋翼支撑结构套件，安装在固定翼机翼上端，所述旋翼机构与动力系统包括电机、电调和螺旋桨B6，所述电机和电调三相电路连接，所述螺旋桨B6安装在电机输出端，四个螺旋桨B6分别设置在两个旋翼支撑结构3的上端面，所述螺旋桨A5和螺旋桨B6垂直；

固定在固定翼结构机翼上端面的结构支撑件7；

以及飞行控制系统和航电系统，控制飞行器的飞行航迹和姿态。

所述飞行控制系统包括飞控计算机，所述飞控计算机分别与固定翼发动机，舵机系统和旋翼电机系统电连接。

所述航电系统包括地面航电系统和机载航电系统，所述地面航电系统包括地面站、地面数传电台和遥控器，所述地面站和数传电台通过串口形式连接；

所述机载航电系统包括遥控器接收器、机载数传电台、GPS接收机和飞行状态传感器；遥控器接收机接收遥控器指令，机载数传电台接收地面站指令，GPS接收机接收卫星信号，飞行状态传感器实时感知测量飞行状态，遥控器接收器、机载数传电台、GPS接收机和飞行状态传感器通过标准IO接口与飞控计算机连接。

所述机翼2包括标准机翼和为安装旋翼支撑结构3而设计的机翼加长段，所述加长段一端和机身1固定连接，另一端和标准机翼连接形成完整机翼2。所述旋翼支撑结构3包括位于机翼2上部和下部的上部支撑和下部支撑，所述上部支撑和下部支撑固定连接，所述上部支撑和下部支撑与机翼2接触的位置的面形和机翼2对应的面形相适应。

所述机身1横截面为圆形。

所述尾翼4翼型为NACA0012。

所述机身1为复合材料蜂窝结构，机翼2和尾翼4为蜂窝蒙皮壁板单块式结构，旋翼支撑结构3为碳杆。

垂直起降固定翼无人飞行器由固定翼结构系统、固定翼动力系统、四旋翼结构与动力系统、航电系统和飞行控制系统组成，起飞重量不小于50Kg，巡航速度100km/h，升限2000m，续航时间不小于3h，有效载荷5kg。全机采用大展弦比低翼载、双尾撑气动布局，后置单缸活塞发动机，四旋翼结构与动力系统布局在以机身1质心为中心的矩形旋翼支撑结构3上，安装在机翼上端，航电系统和飞行控制系统位于机舱内部。全机采用成熟复合材料结构，机身1为复合材料蜂窝结构，机翼2和尾翼4为蜂窝蒙皮壁板单块式结构，旋翼支撑结构3为碳杆。机体结构各部件之间应采用集中连接方式。结构安全系数1.25，特殊受力部件结构安全系数1.5。

固定翼结构系统的机身1结构设计应留有足够大的内部容积，满足内部装载和与外部连接的空间要求。同时机身1设计要求气动阻力尽可能小，以减轻动力消耗。因此机身1结构横截面设计为圆形。机身1长细比代表了机身1几何外形最主要的特征，对机身1的气动阻力和机身1结构等方面的特性都有直接的影响。选取机身1长度为1.47m(不含尾撑段)，机身1最大高度为0.4m，最大宽度为0.35m，机身1尾部截面积为0.04m²，机头位置布置导引头式吊舱。

大展弦比机翼2结构受到翼尖涡的影响小，翼尖涡强度弱，诱导阻力小，对亚音速巡航有利。同时选择低速层流翼型，对常规的NACA翼型，一般当翼型相对厚度为12％～15％时将得到最高的最大升力系数，增加弯度和前移最大弯度位置都可以提高最大升力系数，常用的弯度约为2％～6％之间。设计固定翼状态下，最小飞行速度80km/h，机翼2面积1.5m²，机翼加长段面积0.3m²。

尾翼4主要用来保证无人机的操纵性和稳定性，包括平尾和垂尾两部分。尾翼4结构要求保证尾翼4在机翼2所有可能的迎角下都有较高的效率。尾翼4翼型选为NACA0012。平尾的主要作用是平衡机翼2产生的纵向力矩，尾翼4效率与其面积和尾力臂的乘积成正比，该乘积定义为尾容量选择尾容量0.4，平尾外露面积0.216m²。

由于是双尾撑、H尾布局，即有两个垂尾，每个垂尾的面积为0.1m²。每个垂尾采用两段翼。展长选0.5米，安装角0°。第一段翼：根弦长0.16m，尖弦长0.24m，长度0.16m。第二段翼：根弦长0.24m，尖弦长0.16m，长度0.34m。

固定翼动力系统采用3W-85单缸两冲程活塞发动机，单台发动机最大功率9.4HP。选配26×12螺旋桨A5，平均耗油率3.2L/h。

四旋翼结构系统安装在以机身1质心为中心的矩形旋翼支撑结构3上，动力系统采用由双捷A5-2电机和17S-250A电调，选配26×12螺旋桨B6，采用格式12s-1000mah电池供电。

飞行控制系统由飞控计算机和机载程序组成。机载计算机采用开源飞控板Pixhawk，机载程序包括飞行控制逻辑和飞行控制律。飞行控制系统与固定翼和四旋翼动力系统相连，四旋翼模式下通过电调驱动电机旋转，产生动力，固定翼模式下，通过舵机和发动机控制飞行航迹和姿态。

四旋翼系统通过旋翼旋转的速变化完成飞行控制，旋翼按旋转方向可以分为两组，一组逆时针旋转(1&2)，另一组顺时针旋转(3&4)，1号电机安装于右侧旋翼支撑结构3前段，2号电机安装于左侧旋翼支撑结构3后段，3号电机安装于左侧旋翼支撑结构3前段，4号电机安装于右侧旋翼支撑结构3后段。通过调节四个电机的转速，可以改变飞行器的飞行模式。当四旋翼处于悬停状态时，4个旋翼转速相同，4个旋翼产生的拉力抵消重力，1、2号电机旋转产生的气动反扭力矩与3、4号电机相抵消。当四旋翼处于垂直上升/下降状态时，在悬停状态的基础上需同时增加/减小4个旋翼的转速。当四旋翼处于滚转/左右运动时，在悬停的基础上需同时减小/增加1、4号电机的转速，增加/减小2、3号电机的转速。当四旋翼处于俯仰/前后运动时，在悬停的基础上需同时减小/增加1、3号电机的转速，增加/减小2、4号电机的转速。

固定翼控制解耦为纵向控制和横向控制。纵向控制分为高度控制和速度控制，高度控制通过升降舵实现，最内环为俯仰角速率控制，增加系统俯仰阻尼，改善系统纵向动态特性。次外环为俯仰角控制，稳定纵向俯仰姿态。外环为高度控制，稳定纵向高度或爬升率/下沉率。速度控制通过油门实现，增加速度反馈回路系数，达到速度响应稳定快速的效果。

横向控制分为横向航迹控制和协调控制。航迹控制通过副翼调整航向和航迹侧偏距，内环为滚转角速率控制，增加系统滚转阻尼，改善系统纵向动态特性。次外环为滚转角控制，稳定横向滚转姿态。外环为航迹横偏距和航向误差角组成的双输入系统，同时控制航迹和航向误差。协调控制通过方向舵稳定机体，减小飞行过程中产生的侧滑角。