一种倾转旋翼航空器及其过渡转换控制装置的制作方法

本发明涉及飞行器，尤其涉及一种倾转旋翼航空器及其过渡转换控制装置。

背景技术：

1、目前，道路车辆饱和量不断增加，导致城市内交通日益拥挤，人们日常出行时间逐渐增加。而随近些年通航产品的大力发展，低空空域逐步放开，利用相对空闲的低空空域解决人们中短途出行的呼声逐渐多起来。利用低空空域出行的解决方案以电动垂直起降航空器为主，主流的电动垂直起降航空器主要分为“倾转类”“复合翼类”“多旋翼类”三种。相比起传统航空器，垂直起降航空器最大的特点以及开发的重点之一就是如何实现垂直起飞后或垂直着陆前空中过渡控制。

2、“倾转类”“复合翼类”“多旋翼类”垂直起降航空器在续航能力、飞行速度等方面存在较大的差异，其中以“倾转类”航空器的构型巡航状态下最为“干净”，阻力系数最低。因此在巡航效率上“倾转类”航空器最高、“复合翼类”次之、“多旋翼类”最次；在飞行速度上，“多旋翼类”最低，“复合翼类”与“倾转类”相比由于其零升阻力更大，保证巡航升阻比的前提下巡航升力系数会偏高，导致巡航速度更低，“倾转类”巡航速度最快；在飞行控制上，“倾转类”与“复合翼类”都将面临气动力以及动力之间的转换平衡问题，而“倾转类”航空器又在控制中引入了动力角度的控制维度，无疑会导致其控制难度加大。如此控制问题对于传统通航甚至于民航航空器都是不曾面临的。此外，从动力系统提供主要升力转换至机翼气动力提供主要升力，期望驾驶员分别完成对升力方向以及推力方向动力的准确控制几乎是不可能实现或者需要耗费驾驶员极大部分精力，在此期间如出现其他紧急情况需要驾驶员决断，可能进入顾此失彼的状态，严重影响飞行安全。因此亟需一套能够减缓驾驶员操纵航空器压力的辅助飞行控制或者自动飞行控制方法应用于该类航空器。

技术实现思路

1、本发明提供了一种倾转旋翼航空器，包括：机翼(1)、机身(2)、平尾(3)、垂尾(4)、起落架(5)和撑杆(6)；机翼(1)包括主机翼(11)和两侧小翼(12)，平尾(3)包括水平安定面(31)和两侧短舱(32)，在主机翼(11)的左右机翼前侧分别安装左右撑杆(6)；在撑杆(6)端部、两侧小翼(12)和两侧短舱(32)上均安装动力系统；安装于两侧小翼(12)和两侧短舱(32)上的动力系统随两侧小翼(12)以及两侧短舱(32)的倾转改变推力方向；安装于左右撑杆(6)端部的动力系统随旋转轴线向背离机身的方向倾斜。

2、如上所述的一种倾转旋翼航空器，其中，安装于右侧撑杆(6)上的第一旋翼(71)旋向为逆时针，安装于右侧小翼(12)上的第二旋翼(72)旋向为逆时针，安装于右侧短舱(32)上的第三旋翼(73)旋向为顺时针，安装于左侧短舱(32)上的第四旋翼(74)旋向为逆时针，安装于左侧小翼(12)上的第五旋翼(75)旋向为顺时针，安装于左侧撑杆(6)上的第六旋翼(76)旋向为顺时针，旋向定义为在小翼(12)及短舱(32)处于竖直状态时俯视方向。

3、如上所述的一种倾转旋翼航空器，其中，第一旋翼(71)与第六旋翼(76)的旋向保证航空器分别承受顺时针及逆时针方向的气动力矩，在低速状态下通过改变某旋翼转速控制航向时，外倾产生的分力对整机的偏航力矩贡献与旋向导致的气动阻力矩对其贡献一致。

4、如上所述的一种倾转旋翼航空器，其中，第三旋翼(73)与第一旋翼(71)的旋向相反、第四旋翼(74)与第六旋翼(76)的旋向相反，在第二旋翼(72)或第五旋翼(75)发生故障时关闭对称旋翼控制平衡时形成典型的四旋翼状态。

5、本发明还提供一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，所述控制装置应用于上述任一项所述的一种倾转旋翼航空器，包括：

6、在倾转过渡过程中，通过同步或异步更改两侧小翼或者两侧短舱的角度以及动力输出；

7、在减速过渡转换阶段控制小翼及短舱至大角度；

8、异步倾转小翼与短舱实现俯仰控制与加速度控制的解耦；

9、同步倾转小翼与短舱实现过渡飞行。

10、本发明还提供一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，包括：所述控制装置用于控制上述任一项所述的一种倾转旋翼航空器，具体包括指令滤波模块、控制模块和控制分配模块；

11、指令滤波模块用于接收主机控制指令，并结合传感器数据、航空器状态处理得到对于航空器运动状态的控制期望；

12、控制模块，用于接收指令滤波模块输出的航空器运动状态的控制期望，并依据航空器自身的气动、质量特性以及传感器输入的航空器实时运动状态、位置数据综合处理得到航空器应提供的各方向力及力矩，计算航空器实时参数与控制期望之间的差值，基于控制算法实现误差值到力或力矩的转换与输出；

13、控制分配模块，用于接收控制模块输出的力及力矩，并依据当前航空器的运动状态计算得出不同执行器的控制指令。

14、如上所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其中，航空器运动状态的控制期望包括各方向速度、加速度、姿态角、角速度。

15、如上所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其中，指令滤波模块包括限制包线构建策略和优化原则策略；限制包线即在各种航空器状态下，依据航空器自身质量特性、气动特性、动力特性、控制安全、结构强度限制等多维度综合计算得出的倾转角-空速曲线；优化原则即一系列优化判断条件的集合，目的是能够依据航空器的实际飞行状态，在限制包线内筛选出得到当前状态下最优的控制期望。

16、如上所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其中，限制包线构建策略具体包括：

17、遍历倾转角，基于已知的航空器动力特性，使用三角函数求得升力、推力方向的动力范围；

18、遍历航空器迎角以及空速，基于已知的航空器气动特性，使用空气动力学计算方法即可求得升力与阻力；

19、假设倾转过渡过程飞行高度维持不变，基于已知的航空器质量特性，使用竖直方向动力学平衡方程得出各迎角、倾转角状态下航空器的可用空速范围；

20、基于求得的空速范围，使用水平方向动力学平衡方程求得航空器水平方向加速度。

21、如上所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其中，优化原则策略包括：过渡转换最快原则、节省能源原则、乘员舒适性原则，在不同的飞行任务或飞行器状态下，自动调整各原则的权重占比。

22、本发明实现的有益效果如下：采用本发明技术方案解决垂直起降航空器过渡转换过程面临的难题，实现辅助驾驶员控制航空器的目的，极大程度的降低了驾驶员在此期间的工作负荷，能够使驾驶员保留足够的精力决策航空器的安全运行。

技术特征：

1.一种倾转旋翼航空器，其特征在于，包括：机翼(1)、机身(2)、平尾(3)、垂尾(4)、起落架(5)和撑杆(6)；机翼(1)包括主机翼(11)和两侧小翼(12)，平尾(3)包括水平安定面(31)和两侧短舱(32)，在主机翼(11)的左右机翼前侧分别安装左右撑杆(6)；在撑杆(6)端部、两侧小翼(12)和两侧短舱(32)上均安装动力系统；安装于两侧小翼(12)和两侧短舱(32)上的动力系统随两侧小翼(12)以及两侧短舱(32)的倾转改变推力方向；安装于左右撑杆(6)端部的动力系统随旋转轴线向背离机身的方向倾斜。

2.如权利要求1所述的一种倾转旋翼航空器，其特征在于，安装于右侧撑杆(6)上的第一旋翼(71)旋向为逆时针，安装于右侧小翼(12)上的第二旋翼(72)旋向为逆时针，安装于右侧短舱(32)上的第三旋翼(73)旋向为顺时针，安装于左侧短舱(32)上的第四旋翼(74)旋向为逆时针，安装于左侧小翼(12)上的第五旋翼(75)旋向为顺时针，安装于左侧撑杆(6)上的第六旋翼(76)旋向为顺时针，旋向定义为在小翼(12)及短舱(32)处于竖直状态时俯视方向。

3.如权利要求2所述的一种倾转旋翼航空器，其特征在于，第一旋翼(71)与第六旋翼(76)的旋向保证航空器分别承受顺时针及逆时针方向的气动力矩，在低速状态下通过改变某旋翼转速控制航向时，外倾产生的分力对整机的偏航力矩贡献与旋向导致的气动阻力矩对其贡献一致。

4.如权利要求3所述的一种倾转旋翼航空器，其特征在于，第三旋翼(73)与第一旋翼(71)的旋向相反、第四旋翼(74)与第六旋翼(76)的旋向相反，在第二旋翼(72)或第五旋翼(75)发生故障时关闭对称旋翼控制平衡时形成典型的四旋翼状态。

5.一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其特征在于，包括：所述控制装置用于控制如权利要求1-4任一项所述的一种倾转旋翼航空器，具体包括指令滤波模块、控制模块和控制分配模块；

6.如权利要求5所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其特征在于，航空器运动状态的控制期望包括各方向速度、加速度、姿态角、角速度。

7.如权利要求5所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其特征在于，指令滤波模块包括限制包线构建策略和优化原则策略；限制包线即在各种航空器状态下，依据航空器自身质量特性、气动特性、动力特性、控制安全、结构强度限制等多维度综合计算得出的倾转角-空速曲线；优化原则即一系列优化判断条件的集合，目的是能够依据航空器的实际飞行状态，在限制包线内筛选出得到当前状态下最优的控制期望。

8.如权利要求7所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其特征在于，限制包线构建策略具体包括：

9.如权利要求7所述的一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，其特征在于，优化原则策略包括：过渡转换最快原则、节省能源原则、乘员舒适性原则，在不同的飞行任务或飞行器状态下，自动调整各原则的权重占比。

10.一种倾转旋翼航空器过渡转换控制装置，所述控制装置应用于如权利要求1-4任一项所述的一种倾转旋翼航空器，其特征在于，包括：

技术总结
本发明公开一种倾转旋翼航空器及其过渡转换控制装置。所述装置包括：指令滤波模块用于接收主机控制指令，结合传感器数据、航空器状态处理得到对于航空器运动状态的控制期望；控制模块用于接收控制期望，并依据航空器自身的气动、质量特性以及传感器输入的航空器实时运动状态、位置数据综合处理得到航空器应提供的各方向力及力矩，计算航空器实时参数与控制期望之间的差值，基于控制算法实现误差值到力或力矩的转换与输出；控制分配模块用于接收控制模块输出的力及力矩，并依据当前航空器的运动状态计算得出不同执行器的控制指令。采用本发明技术方案解决垂直起降航空器过渡转换过程面临的难题，实现辅助驾驶员控制航空器的目的。

技术研发人员：黄寅吉
受保护的技术使用者：上海时的科技有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15