一種可拆卸的尾座式垂直起降無人機的制作方法

本發(fā)明屬于飛行器結(jié)構(gòu)設計領(lǐng)域，涉及飛行器外形設計、氣動分析以及控制器的設計。
背景技術(shù)：
：垂直起降飛行器(VTOL)的準確定義是：能夠以零速度起飛/著陸，具備懸停能力，并能以固定翼飛機的方式水平飛行。與傳統(tǒng)飛機相比，垂直起降飛行器對跑道無依賴，且具有可懸停的優(yōu)勢。與傳統(tǒng)直升機相比，垂直起降飛行器具有高得多的前飛速度，并具有更大的航程。正因為具備這些優(yōu)點，垂直起降飛行器尤其適用于需要懸?；?qū)ζ鸾祱龅赜刑厥庖蟮膱龊?。垂直起降無人機大致能分為三種類型，一類是傾轉(zhuǎn)式旋翼機，另一類是尾座式無人機，還有一類是矢量推進式。傾轉(zhuǎn)機身式和傾轉(zhuǎn)旋翼式飛行器需要復雜的旋轉(zhuǎn)機構(gòu)，而矢量推進式飛行器的發(fā)動機結(jié)構(gòu)過于復雜；相對而言，尾座式飛行器的構(gòu)形簡單，其結(jié)構(gòu)與固定翼飛行器類似，可在其基礎(chǔ)上通過加裝尾部起落支架，更換大推力發(fā)動機，增大控制舵面等一系列改造而來。尾座式飛行器在起飛時機尾坐地機頭朝上，在發(fā)動機的推動下垂直起飛，到達一定高度和速度時拉低機頭轉(zhuǎn)為水平飛行；降落時首先拉高機頭爬升使機頭朝上，然后減小發(fā)動機推力緩慢降落在指定位置。尾座式無人機融合了旋翼無人機和固定翼無人機的優(yōu)點。一方面尾座式無人機具有垂直起降功能，因此不需要起降跑道，或者彈射和回收等附屬裝置，部署時間短，可以部署在地形復雜的丘陵山地和城市街道，甚至是小型水面艦艇和潛艇上。另一方面，尾座式無人機擁有高速水平巡航功能，這種飛行狀態(tài)下無人機的效率高，這對于電池和燃油有限的無人機具有很大優(yōu)勢。尾座式無人機這些獨特的優(yōu)越性使其在民用、軍事和科研領(lǐng)域得到廣泛應用。綜合當前的垂直起降無人機來看，其設計難點有以下三個。一是外形結(jié)構(gòu)的設計。良好的外形結(jié)構(gòu)設計以及氣動布局設計能夠使得無人機性能充分發(fā)揮出來，并且為控制系統(tǒng)的設計帶來方便。二是過渡模態(tài)的設計。垂直起降無人機的飛行模式包括三種，一種是垂直起降模式，一種是平飛模式，另一種是所謂的過渡模式。很顯然對前兩種模式的設計可以類似多旋翼以及固定翼的控制設計。而過渡模態(tài)涉及到俯仰角變化超過90度，傳統(tǒng)的歐拉角運動會帶來奇異問題，而且過渡過程并不是唯一的，二是速度與姿態(tài)角的多變量組合問題，這涉及到過渡飛行過程中的優(yōu)化問題。三是過渡模態(tài)的姿態(tài)描述以及這個飛行過程中的控制律的設計。首先，過渡模態(tài)涉及到俯仰角變化超過90度，會帶來奇異問題，除此在過渡飛行過程中無人機的氣動模型發(fā)生劇烈的變化，這對整個飛行過程中的控制器設計帶來一定的困難。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明采用了將旋翼與固定翼結(jié)合的方式，提供了一種可拆卸的尾座式垂直起降無人機，并設計了在過渡模式下的控制率，以避免過渡模式下的奇異問題。本發(fā)明提供的可拆卸的尾座式垂直起降無人機，機翼與機身之間可拆卸組裝，機翼與機身形成兩種布局，一種是X型布局，一種是Y型布局。X型布局是：機身上安裝兩對機翼，兩對機翼左右對稱，每對機翼上下對稱，每對機翼的夾角是120度，四個機翼成X型。機身的前部布置有兩個鴨翼，每個機翼上固定連接有一個電機，每個電機上安裝有一個螺旋槳。機身上部的左右兩個機翼上，通過鉸鏈各固定安裝有一個俯仰操縱舵。Y型布局是：機身上安裝三個機翼，相鄰兩個機翼之間的夾角為120度，三個機翼成Y型。機身的前部布置有兩個鴨翼，每個機翼上固定連接有一個電機，每個電機上安裝有一對正反螺旋槳。機身上部的兩個機翼，通過鉸鏈各固定安裝有一個俯仰操縱舵。機身下部的機翼，通過鉸鏈固定安裝有一個偏航操縱舵。本發(fā)明可拆卸的尾座式垂直起降無人機，其模態(tài)轉(zhuǎn)換控制方式如下：(一)垂直起飛后向平飛模式過渡；垂直起飛達到預定高度以及預定速度時，通過俯仰通道的控制，包括電機差動旋轉(zhuǎn)以及俯仰操縱舵的控制，給定姿態(tài)角控制指令，使得無人機俯仰角由90度過渡到0度附近，并且進行配平，實現(xiàn)平飛巡航；t時刻的俯仰角其中，Tf是過渡過程時間，θ0是平飛模式下的配平俯仰角。(二)平飛向垂直降落模式過渡；在降落的時候，無人機垂直拉起，給定姿態(tài)角控制指令，使得無人機姿態(tài)角由配平角度過渡到90度，t時刻的俯仰角變成垂直模式時俯仰角通過減小電機的轉(zhuǎn)速，并且保持姿態(tài)的穩(wěn)定，使得無人機降落。本發(fā)明一種適用于快遞的垂直起降無人機，其相對現(xiàn)有技術(shù)，優(yōu)點與積極效果在于：(1)結(jié)構(gòu)簡單，由于機翼與機體之間是拆卸/固定連接，因此相對于傾轉(zhuǎn)旋翼機來說，過渡模態(tài)過程中機翼與機體之間無需相對轉(zhuǎn)動，不需要相應控制部件。(2)控制簡單。垂直飛行狀態(tài)下，機體質(zhì)量主要分布在豎直方向，整機相當于X型旋翼，具有良好的對稱性，控制簡單。水平飛行狀態(tài)下，以普通固定翼方式飛行，飛行速度高，節(jié)省能源，控制簡單。過渡飛行狀態(tài)下，推力相對于機體同步換向，轉(zhuǎn)換過程簡化為固定翼飛機的機動動作。由于控制輸入有8個，分別是4個電機轉(zhuǎn)速和2個俯仰操縱舵以及2個鴨翼，使得整個無人機系統(tǒng)是一個完整可控系統(tǒng)，因此控制操作簡單，便于實現(xiàn)。(3)機翼可拆卸/組裝，功能豐富。機翼與機體之間是可拆卸的連接方式，適用于不同的場合。(4)在機體前部設計兩個鴨翼，一方面鴨翼布局能夠提升無人機在大迎角性能，另一方面鴨翼布局還能在俯仰方向上提供一定的配平力矩，增加控制量，對于系統(tǒng)的穩(wěn)定操縱性有一定的提高。(5)航時長、航程長。水平飛行模式下通過機翼增加巡航時所需升力，減少能量消耗，從而實現(xiàn)大載荷下長航時、長航程飛行和垂直起降。附圖說明圖1是本發(fā)明的可拆卸的尾座式垂直起降無人機的X型布局示意圖；圖2是本發(fā)明的X型布局無人機的平面示意圖；其中，a為右視圖，b為俯視圖，c為后視圖；圖3是本發(fā)明的可拆卸的尾座式垂直起降無人機的Y型布局示意圖；圖4是本發(fā)明的Y型布局無人機的平面示意圖；其中，a為俯視圖，b為右視圖，c為后視圖；圖5是本發(fā)明所使用的IMU的結(jié)構(gòu)示意圖；圖6是本發(fā)明的X型布局無人機的一個仿真示意圖；(A)為升力系數(shù)和攻角的關(guān)系示意圖；(B)為阻力系數(shù)和攻角的關(guān)系示意圖；(C)為俯仰力矩系數(shù)和攻角的關(guān)系示意圖；(D)為升阻比和攻角的關(guān)系示意圖。圖中：1-電機；2-鴨翼；3-俯仰操縱舵；4-電機與機體固定裝置；5-機翼；6-偏航操縱舵。具體實施方式下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細說明。如圖1所示，本發(fā)明的新型可拆卸尾座式垂直起降無人機，包括電機1、鴨翼2、俯仰操縱舵3、電機與機體固定裝置4、機翼5以及機身。其中機體內(nèi)部裝有電子調(diào)速器、自動駕駛儀、數(shù)據(jù)傳輸模塊以及電池等。無人機上安裝有超聲波傳感器、攝像頭、紅外傳感器等。超聲波傳感器用于測量無人機與外界物體的距離，避免撞上其它物體。攝像頭用于采集圖像，通過圖像識別軟件，實現(xiàn)辨識物體的功能和降落過程中的導航與定位功能。紅外傳感器用來探測溫度，解決具有一定溫度的問題，可用來實現(xiàn)避免碰觸動物或人體的功能。本發(fā)明的可拆卸的尾座式垂直起降無人機，機翼與機身之間可拆卸組裝，通過不同的機翼與機體的組合方式，機翼與機身可形成兩種布局，一種是X型布局，一種是Y型布局。這兩種布局能夠用于不同的場合。X型布局的垂直起降無人機適用于無風情況下長距離飛行的情況，因為其等效翼面積大，升力大，耗能少，飛行距離遠，但是他有一個缺點，就是方向控制不靈敏，需要采用螺旋槳的差動偏航，效率低下。因此，這就要產(chǎn)生了Y型結(jié)構(gòu)的布局。Y型布局的垂直起降無人機適用于有側(cè)向風情況下相對短距離飛行的情況，下邊的翼面可以有效的提供航向阻尼，控制舵面可以提供方向操縱輸入。X型布局即無人機的機身上可安裝兩對共四個機翼5，每對機翼上下對稱，兩對機翼左右對稱，每對機翼的夾角是120度，左右相鄰兩個機翼的夾角為60度，四個機翼成X型。如圖1和圖2所示，機翼對稱分布，并且?guī)в蟹磸澮硇停淝安坑姓龔澏?，零俯仰力矩對應的攻角為正值。在翼展有限的情況下，能有效的增加機翼面積，進而增加升力。采用這種X型布局，這樣做的好處是增大了機翼面積，升力增大，而且這種夾角能使得氣動效果最佳。對稱軸為機身中軸線所在垂直或水平平面。在機身1前部，布置有兩個鴨翼2，鴨翼的布局能夠提升無人機在大迎角性能，還能在俯仰方向上提供一定的配平力矩，增加控制量，對于系統(tǒng)的穩(wěn)定操縱性有一定的提高。機翼5與機身連接一體，機翼為中空結(jié)構(gòu)，內(nèi)部布置有梁結(jié)構(gòu)，其中自動駕駛儀、電池與電機之間的連線從機翼的空間穿過。機身也為中空結(jié)構(gòu)，內(nèi)部有強度加強梁，內(nèi)部裝有電子調(diào)速器，自動駕駛儀，數(shù)據(jù)傳輸模塊以及電池。其中這些部件放于在艙內(nèi)靠前位置，保證整個系統(tǒng)的重心在壓心之前。電機1為無刷直流電機，通過電機與機體固定裝置4與機翼5固定連接在一起。每個電機1上安裝有一個螺旋槳，其中對角的一對螺旋槳為正槳，另一對螺旋槳為反槳。在位于機身上部的左右兩個機翼5上，通過鉸鏈各固定有一個俯仰操縱舵3，俯仰操縱舵3通過舵機進行控制。X型布局的無人機采用四個螺旋槳提供動力，通過兩個可操縱舵面實現(xiàn)操縱，通過機翼增加巡航時所需升力，減少能量消耗，從而實現(xiàn)大載荷下長航時飛行和垂直起降。本發(fā)明的X型布局的無人機的控制策略如表1所示。表1：X型垂直起降無人機控制策略表中給出了無人機在垂直起降模式和平飛模式下，在各種狀態(tài)下的控制方式。例如在垂直起降模式下，實現(xiàn)俯仰狀態(tài)，首先控制機身自動傾斜，然后控制俯仰操縱舵面聯(lián)動，最后進行電機轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)。如圖3和圖4所示，為本發(fā)明的無人機形成上反翼布局的Y型示意圖。Y型布局的無人機的機身安裝三個機翼，三個機翼對稱布局，成Y型，相鄰兩個機翼之間的夾角為120度。采用這種Y型布局的好處是上邊兩個機翼起到上反角的作用，下邊的機翼起到方向舵的作用，增加了偏航通道的穩(wěn)定性與可控性。在機身1前部，布置有兩個鴨翼2，鴨翼的布局能夠提升無人機在大迎角性能，還能在俯仰方向上提供一定的配平力矩，增加控制量，對于系統(tǒng)的穩(wěn)定操縱性有一定的提高。機翼5與機身固定連接一體，機翼5為中空結(jié)構(gòu)，內(nèi)部布置有梁結(jié)構(gòu)，其中自動駕駛儀、電池與電機之間的連線從機翼5的空間穿過。機身也為中空結(jié)構(gòu)，內(nèi)部有強度加強梁，內(nèi)部裝有電子調(diào)速器，自動駕駛儀，數(shù)據(jù)傳輸模塊以及電池。其中這些部件放于在艙內(nèi)靠前位置，保證整個系統(tǒng)的重心在壓心之前。電機1為無刷直流電機，其中每個電機1上都裝有一對正反螺旋槳來抵消力矩，這是與X型布局所不一樣的。在Y型布局的無人機的機身上，位于機身上部的兩個機翼5，通過鉸鏈各固定安裝有一個俯仰操縱舵3。位于機身下部的機翼5，通過鉸鏈固定安裝有一個偏航操縱舵6。俯仰操縱舵3和偏航操縱舵6通過舵機進行控制。Y型布局的無人機采用三對螺旋槳提供動力，通過三個可操縱舵面實現(xiàn)俯仰、偏航通道的操縱。本發(fā)明的Y型布局的無人機的控制策略如表2所示。表2：Y型垂直起降無人機控制策略無人機上機載設備的連接關(guān)系是：電機連接電子調(diào)速器，電子調(diào)速器與舵機的引線與自動駕駛儀連接。機載傳感器與自動駕駛儀連接，自動駕駛儀與數(shù)據(jù)通信模塊連接，電池為自動駕駛儀以及電機以及舵機供電。本發(fā)明考慮到過渡模態(tài)下俯仰角變化超過90度，會帶來奇異問題，對姿態(tài)結(jié)算奇異的慣性姿態(tài)測量模塊(IMU)進行設計。由于IMU俯仰角測量范圍為[0°,±90°)，但是在±90°的時候，會出現(xiàn)歐拉姿態(tài)角結(jié)算奇異，所以本發(fā)明提供了一種新型的IMU，物理結(jié)構(gòu)如圖5所示，兩塊IMU垂直放置并固定。圖5中，Ox1、Ox2分別為IMU1、IMU2的測量軸，OX為無人機質(zhì)心指向機頭的軸。兩塊IMU測量的俯仰角分別是θ1和θ2，其中偏航角、滾轉(zhuǎn)角由IMU1測量。則俯仰角：θ=θ10≤θ≤π4π2-θ2π4≤θ≤π2]]>可以看出，利用本發(fā)明設計的IMU，俯仰角測量范圍在[0°,±90°]，因此可以避免奇異的問題。無人機的模態(tài)轉(zhuǎn)換控制律的設計如下：根據(jù)上述兩種控制策略可以分別得出“Y”型與“X”型垂直起降無人機的模態(tài)轉(zhuǎn)換控制規(guī)律。垂直起飛，達到預定高度Hd以及預定速度Vd，通過俯仰通道的控制，包括電機差動旋轉(zhuǎn)以及俯仰操縱舵的控制，此時給定姿態(tài)角控制指令，使得無人機俯仰角由90度過渡到0度附近，并且進行配平，實現(xiàn)平飛巡航。設θ表示俯仰角，t時刻的俯仰角其中，Tf是過渡過程時間，θ0是平飛模式下的配平俯仰角。在降落的時候，無人機垂直拉起，此時給定姿態(tài)角控制指令，使得無人機姿態(tài)角由配平角度(0度附近)過渡到90度，t時刻的俯仰角變成垂直模式時俯仰角通過減小電機的轉(zhuǎn)速，并且保持姿態(tài)的穩(wěn)定，使得無人機降落。下面對本發(fā)明提供的可拆卸的尾座式垂直起降無人機進行氣動數(shù)據(jù)仿真。計算狀態(tài)是：海平面，飛行速度30m/s，半模計算，攻角-2°～16°。如圖6所示，其中，橫坐標表示攻角(alpha)。(A)中的縱坐標表示升力系數(shù)Cl，(B)中的縱坐標表示阻力系數(shù)Cd，(C)中的縱坐標表示俯仰力矩系數(shù)mz，(D)中的縱坐標表示升阻比K。取攻角3°～10°，升力系數(shù)俯仰力矩系數(shù)縱向靜穩(wěn)定度為12.05％，同時在攻角為7°時實現(xiàn)平飛，同時俯仰力矩為接近于0的正值，基本實現(xiàn)自配平。當前第1頁1 2 3