本发明属于无人飞行器总体技术领域，更具体地，涉及一种四涵道螺旋桨动力方式的可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和旋翼飞行器两种。固定翼飞行器飞行时升力由机翼提供，航时航程较大。根据重量尺寸的区别，固定翼飞行器可选择手抛、弹射、滑跑等方式起飞，通过撞网、伞降、滑跑等方式进行降落回收。
通常来说，固定翼飞行器的起降条件较为苛刻，滑跑起飞或降落需要较为平整的跑道，弹射起飞需要专门的弹射装置，手抛需要人员具有较为丰富的操作经验，撞网需要具有非常精确的导航控制系统等。此外，固定翼飞行器不能实现垂直起降，也无法在空中进行悬停。旋翼飞行器其升力由螺旋桨或涵道风扇提供，可以实现垂直起降，对起降场地要求较低，并且可以在空中稳定悬停。但是，旋翼飞行器巡航平飞效率较低，同等条件下航时航程较小。无论是单纯的固定翼飞行器或是旋翼飞行器，均无法同时实现高效巡航平飞、空中悬停以及垂直起降，因此，近年来出现了复合式垂直起降固定翼飞行器。
但是，该类型飞行器只是将多副旋翼固定于常规布局的固定翼飞行器上，垂直起降或悬停状态下，由旋翼提供升力，在巡航平飞状态下，由额外的水平动力装置提供平飞所需推力，因此，在巡航平飞状态下旋翼系统(包括电机、电池、螺旋桨等)完全不发挥功效，并占据了相当大一部分重量，显著影响了飞行器整体的工作效率。另一类可以实现垂直起降、空中悬停的固定翼飞行器是倾转旋翼飞行器，此类飞行器将旋翼通过可倾转装置固定于固定翼飞行器机翼之上，在垂直起降或空中悬停状态，旋翼推力垂直地面方向，提供飞行器所需升力，而巡航平飞状态下，旋翼通过倾转装置转动至水平方向，推力沿水平方向克服平飞阻力。倾转旋翼飞行器的倾转装置技术难度较高，机构复杂，不易保证可靠性，并且倾转机构本身具有相当一部分重量，也在一定程度上影响了巡航效率。
因此，需要开发一种新型的可垂直起降固定翼无人飞行器，要求其结构简单、控制操作容易而且可靠、无较多消极质量、能同时实现垂直起降、空中悬停以及水平飞行。
技术实现要素：
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种四涵道螺旋桨动力方式的可垂直起降固定翼无人飞行器，可实现垂直起降、空中定点悬停与高效巡航平飞，动力单元既可以在起降和悬停过程中以旋翼飞行器动力形式提供升力，也可以在巡航平飞状态下以固定翼飞行器动力形式提供推力，因此系统整体冗余度较低，提高了使用效率
为实现上述目的，本发明提供了一种四涵道螺旋桨动力方式的可垂直起降固定翼无人飞行器，其特征在于，其包括结构单元、动力单元、飞行控制和航电单元，其中，
结构单元包括机身、机翼、舵面以及尾撑杆，机身位于整个无人飞行器的中心位置，机身上固定有四个机翼，四个机翼互为90°夹角，四个机翼的翼梢上均设置了动力单元，四个机翼上均设置有舵面，尾撑杆设置在每个机翼上，尾撑杆用于起飞和降落时起支撑作用，
动力单元包括四套涵道螺旋桨，每个机翼上均分别设置有一套涵道螺旋桨，每套涵道螺旋桨包括支杆、电机、螺旋桨和涵道，电机和螺旋桨采用一体化集成设计形成整体，该整体通过支杆与机翼及涵道之间连接固定，
飞行控制和航电单元用于控制飞行器的飞行轨迹、姿态以及实现同地面控制中枢的通信，其安装于机身内部腔体内。
进一步的，四个机翼的平面形状均相同，均采用相同的相对厚度为12％的正弯度翼型。
进一步的，机翼梢根比为0.75，展弦比为5。
进一步的，四套涵道螺旋桨的推力中心距离飞行器重心距离相等，互成90度夹角。
进一步的，机身采用升力体构型，其为相对厚度为18％的翼型，后缘反弯。
进一步的，机腹以下的两副机翼下反，下反角为45度，机背以上的两副机翼上反，上反角为45度。
进一步的，机身与机翼采用碳纤维结构一体化成型。
本发明中，飞行器包括机身、机翼、尾撑杆，其中，机身为升力体外形，纵截面为翼型以增加升力、降低阻力，机身横截面为四角倒圆角矩形，为内部有效载荷、电源、飞行控制和航电单元提供安装空间。机翼呈“x”型布局，四副机翼平面形状相同，下侧两副机翼下反，上侧两副机翼上反，相邻两副机翼之间夹角为90°。四副机翼分别配有可偏转舵面，通过协调偏转可实现俯仰、滚转和偏航控制。机翼上安装有尾撑杆，在起飞和降落时起支撑作用。机身、机翼采用碳纤维结构一体化成型。
所述飞行器动力单元为四套电动涵道螺旋桨，分别安装于四副机翼的翼梢，在垂直起降和空中悬停状态动力系统提供飞行器所需升力，而在巡航平飞状态，动力系统提供飞行器所需的推力。四套电动涵道螺旋桨结构相同，每套电动涵道螺旋桨包括支杆、电机、螺旋桨和涵道。其中，电机和螺旋桨采用一体化集成设计，通过支杆与机翼翼梢及涵道之间连接固定。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
本发明不同于现有采用复合式旋翼固定翼无人飞行器(简称复合式，如申请号为201621190859.4，201611194984.7，201611180779.5，201610380326.0的专利申请)，本发明所采用的四套涵道螺旋桨动力系统在垂直起降和巡航平飞两种模式下均可以提供飞行器所需升力或推力，动力系统利用率较高，不存在动力冗余，而其他复合式方案在垂直起降和巡航平飞两种模式下的动力分别来源于两组动力系统，在巡航平飞状态下，用于垂直起降的动力装置不产生任何效能，动力系统冗余度较高。
本发明不同于现有采用可倾转动力系统无人飞行器(简称可倾转式，如申请号为201520134398.8，201520681912.x，201120565425.9，201420641545.6的专利申请)，可倾转式需要通过一套倾转装置实现动力系统的转动以实现垂直起降和巡航平飞两种飞行模式的切换，该倾转装置一般结构较为复杂，且占用一定重量，降低了巡航平飞状态下的飞行效率，而本发明中动力系统不需要进行倾转，直接通过推力大小的调整控制整个飞行器的姿态，实现不同飞行模式之间的切换。
附图说明
图1为本发明实施例中飞行器整体结构示意图。其中，1为机身，2为涵道，3为电机，4为螺旋桨，5为舵面，6为尾撑杆，7为机翼，8为支杆。
图2为本发明实施例中飞行器整体结构三视图，图2(a)为其俯视图，图2(b)为其左视图，图2(c)为其主视图。
图3为本发明实施例中飞行器各个涵道螺旋桨旋转方向示意图。
图4为飞行器巡航平飞状态下不同姿态控制舵面偏转方式示意图，其中各图均为前视视角，图中标出了各个舵面的偏转方向，图4(a)为俯仰变化中操纵飞行器抬头示意图，图4(b)为俯仰变化中操纵飞行器低头示意图，图4(c)为横向姿态变化中操纵飞行器左滚转示意图，图4(d)为横向姿态变化中操纵飞行器右滚转示意图，图4(e)为航向姿态变化中操纵飞行器左偏航示意图，图4(f)为航向姿态变化中操纵飞行器右偏航示意图。
图5为本发明实施例中飞行器垂直起飞后转换过渡至平飞状态的示意图，其中，a为起飞状态，采用旋翼模式飞行，b为转换状态，为两种飞行模式之间的过渡模式，c巡航平飞状态，采用固定翼模式飞行。图中箭头长度示意了涵道螺旋桨产生拉力的大小。
图6为本发明实施例中飞行器从平飞状态转换过渡至垂直降落状态的示意图，其中，a为巡航平飞状态，采用固定翼模式飞行，b为转换状态，为两种飞行模式之间的过渡模式，c为降落状态，采用旋翼模式飞行。图中箭头长度示意了涵道螺旋桨产生拉力的大小。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
针对现有大部分飞行器无法同时满足高效巡航平飞和垂直起降、空中悬停的问题，本发明提供一种新型可垂直起降固定翼无人飞行器，可实现垂直起降、空中定点悬停与高效巡航平飞，动力单元既可以在起降和悬停过程中以旋翼飞行器动力形式提供升力，也可以在巡航平飞状态下以固定翼飞行器动力形式提供推力。
本发明公开了一种可垂直起降的固定翼无人飞行器，其包括：设置于中间位置的升力体机身1，与机身相连的互为90度夹角的四副机翼7，四套固定于机翼翼梢的涵道螺旋桨，每套涵道螺旋桨均包括涵道2、转轴3、桨叶4以及支杆8。在每副机翼上设置有升降副翼舵面5，四副机翼的升降副翼协调工作可在飞行器平飞时控制俯仰、滚转和偏航三种姿态。在机翼上设置有尾撑杆6，起飞时飞行器通过尾撑杆以尾坐方式置于地面。启动涵道螺旋桨系统使其升力可克服飞行器自身重力，飞行器即可实现垂直起飞及空中悬停，通过四套涵道螺旋桨动力系统的协调，可实现飞行器从垂直起降和空中悬停模式向巡航平飞模式切换，切换至巡航平飞模式之后，飞行器以固定翼方式飞行，涵道螺旋桨系统提供平飞所需推力。该发明的主要创新在于动力系统在垂直起降和巡航平飞两种模式下均可以产生效能，不存在动力系统冗余，飞行效率较高。
图1为本发明实施例中飞行器整体结构示意图，由图可知，飞行器整体结构包括机身、翼面、舵面、涵道螺旋桨动力单元以及尾撑杆。其中，1为机身，2为涵道，3为电机，4为螺旋桨，5为舵面，6为尾撑杆，7为机翼，8为支杆。
其中，机身位于中心位置的，机身采用升力体构型，其截面为相对厚度为18％的翼型，后缘反弯；一共具有四副机翼翼面，翼面平面形状完全相同，互成90度夹角，并且呈“x”形布置，其中，机腹以下的两副机翼下反，下反角为45度，机背以上的两副机翼上反，上反角为45度，四副机翼的截面均为相对厚度为12％的正弯度翼型，四副机翼一方面在巡航平飞状态下提供所需升力，另一方面共同提供滚转、俯仰和偏航稳定性；布置于机翼上的舵面，起姿态控制作用；固定于翼梢位置的四套涵道螺旋桨动力系单元的推力中心距离飞行器重心距离相等，互成90度夹角；固定于机翼上的尾撑杆，当飞行器垂直起飞或降落时，起地面支撑作用。
在本发明的一个实施例中，机身横截面为矩形，为内部有效载荷、电源、飞行控制和航电单元提供安装空间，机翼采用中等展弦比布局，梢根比0.75，展弦比为5，如图2所示，图2为本发明实施例中飞行器整体结构三视图，图2(a)为其俯视图，图2(b)为其左视图，图2(c)为其主视图。
在本发明的又一个实施例中，机身、机翼、垂直尾翼采用碳纤维结构一体化成型。
在本发明的一个实施例中，所述四套涵道螺旋桨系统由电机驱动，在垂直起降和空中悬停状态推力轴线垂直于水平面朝上，提供飞行器所需升力以克服重力。
图3为本发明实施例中飞行器各个涵道螺旋桨旋转方向示意图，由图可知，四套涵道螺旋桨系统中两套顺时针旋转，两套逆时针旋转，位于同一条机翼对角线上的两套涵道螺旋桨转向相同，以此可在垂直起降、转换和巡航平飞三种模式下均保证飞行器绕自身纵轴线转动力矩为零。
下面结合附图进一步详细说明本发明飞行器的各种飞行模式以及不同飞行模式下的转换过程。
飞行器从垂直起飞至空中悬停至巡航平飞之转换过程如图5所示，图5为本发明实施例中飞行器垂直起飞后转换过渡至平飞状态的示意图，其中，a为起飞状态，采用旋翼模式飞行，b为转换状态，为两种飞行模式之间的过渡模式，c巡航平飞状态，采用固定翼模式飞行。
其具体过程如下：
在飞行器采用尾坐方式停置于地面准备垂直起降时，四套涵道螺旋桨动力装置的推力轴线均位于铅垂方向，四套动力系统所产生推力克服飞行器自身重力以实现飞行器的垂直起飞，由于四套螺旋桨中两套转向为顺时针，另两套转向为逆时针，故旋翼模式下不产生绕飞行器纵轴的自转力矩。
在垂直起飞和空中悬停状态下在垂直起降或空中悬停状态时，飞行器可以通过调整各涵道螺旋桨推力大小，产生绕三个转轴的控制力矩，分别对俯仰、滚转和偏航姿态进行控制。
在飞行器从垂直起飞或空中悬停状态转换至巡航平飞状态时，固定于机背上方机翼翼梢的两套涵道旋翼螺旋桨装置推力增加，而固定于机腹下方翼梢的两套涵道旋翼螺旋桨推力降低，产生一个使飞行器“低头”的俯仰力矩，推力合力的水平分量使飞行器具有了一定水平方向速度，进而使机翼产生一定升力，同时推力与该升力的合力沿铅垂方向的分量始终保持与重力平衡，维持飞行器在转换过程中的飞行高度，当飞行器转动至机身水平时，此时动力装置推力轴线沿水平方向，过渡模式结束。此时机翼上产生的升力可以完全平衡飞行器自身重力，此时调整动力装置推力大小，使之与平飞时飞行器阻力相平衡，维持巡航平飞状态，如图5所示，图5为本发明实施例中飞行器垂直起飞后转换过渡至平飞状态的示意图，其中，a为起飞状态，采用旋翼模式飞行，b为转换状态，为两种飞行模式之间的过渡模式，c巡航平飞状态，采用固定翼模式飞行。
在巡航平飞过程中，可以通过四副舵面的组合偏转控制飞行器的俯仰、滚转和偏航姿态，其中：四副舵面同时上偏可以使飞行器俯仰角增大，飞行器“抬头”，如图4(a)所示；四副舵面同时下偏可以使飞行器俯仰角减小，飞行器“低头”，如图4(b)所示；四副舵面中左侧两副上偏，右侧两副下偏，使飞行器左滚转，如图4(c)所示；四副舵面中左侧两副下偏，右侧两副上偏，使飞行器右滚转，如图4(d)所示；四副舵面中左侧两副分别上偏和下偏，右侧两副不偏转，使飞行器左偏航，如图4(e)所示；四副舵面中右侧两副分别上偏和下偏，左侧两副不偏转，使飞行器右偏航，如图4(f)所示；
从巡航平飞状态转换至定点悬停或垂直降落模式过程同起飞过程相反，具体为：
首先，固定于机腹下方翼梢的两套涵道旋翼螺旋桨推力增加，固定于机背上方机翼翼梢的两套涵道旋翼螺旋桨装置推力增加，飞行器在俯仰方向转动，“抬头”，转动过程中涵道螺旋桨推力的竖直分量和机翼产生的升力共同克服飞行器自身重力，飞行器转动过程中由于俯仰角增大而阻力增加，推力的水平分量随俯仰角增大而减小，因而水平方向速度分量不断降低。
接着，当转换过程结束时，水平方向速度降低为零，三套涵道螺旋桨推力轴线沿铅垂方向，推力克服飞行器自身重力实现定点悬停，当三套螺旋桨推力同时降低时，实现飞行器垂直降落，如图6所示，图6为本发明实施例中飞行器从平飞状态转换过渡至垂直降落状态的示意图，其中，a为巡航平飞状态，采用固定翼模式飞行，b为转换状态，为两种飞行模式之间的过渡模式，c为降落状态，采用旋翼模式飞行。
补充说明的是，展弦比小于3为小展弦比，展弦比大于8为大展弦比，位于3～8的为中等展弦比。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。