混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)及其飛行控制方法與流程

本發(fā)明涉及航空技術(shù)領(lǐng)域，具體為一種混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)及其飛行控制方法。

背景技術(shù)：

綜合國(guó)內(nèi)外的發(fā)展情況，垂直起降固定翼無(wú)人機(jī)有多種形式，其中一種為傾轉(zhuǎn)動(dòng)力式，垂直起降時(shí)利用動(dòng)力產(chǎn)生的推力和拉力托起飛機(jī)的重量，平飛時(shí)將動(dòng)力傾轉(zhuǎn)作為前飛動(dòng)力，動(dòng)力一般為旋翼、螺旋槳或者涵道風(fēng)扇。這其中又可以細(xì)分成三類(lèi)：一類(lèi)是將動(dòng)力安裝的機(jī)身或機(jī)翼上，單純傾轉(zhuǎn)動(dòng)力，如美國(guó)無(wú)人傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)“鷹眼”，以色列飛機(jī)工業(yè)公司的“黑豹”傾轉(zhuǎn)螺旋槳無(wú)人機(jī)等；一類(lèi)是將動(dòng)力安裝在機(jī)翼上，部分或全部機(jī)翼和動(dòng)力一起傾轉(zhuǎn)，如美國(guó)nasalangley研究中心的gl-10無(wú)人機(jī)；一類(lèi)是將動(dòng)力安裝的機(jī)翼或機(jī)身上，飛機(jī)機(jī)體一起傾轉(zhuǎn)，因?yàn)槠痫w和降落時(shí)飛機(jī)以“坐著”的方式停留在地面上，也叫“尾坐式”，如美國(guó)馬丁無(wú)人機(jī)公司(martinuav)的v-bat無(wú)人機(jī)。相比于其它兩類(lèi)傾轉(zhuǎn)動(dòng)力式無(wú)人機(jī)，尾坐式無(wú)人機(jī)無(wú)飛行模式轉(zhuǎn)換所需的動(dòng)力傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，因此具有構(gòu)型簡(jiǎn)單、結(jié)構(gòu)重量輕等優(yōu)點(diǎn)。對(duì)于傾轉(zhuǎn)動(dòng)力式無(wú)人機(jī)，由于使用一套動(dòng)力系統(tǒng)分別提供垂直起降升力和水平飛行的拉力，而通常垂直起降狀態(tài)下所需動(dòng)力功率是最大的，而固定翼巡航飛行所需功率較小，因此其動(dòng)力裝置功率及重量相比于無(wú)垂直起降功能的固定翼飛機(jī)要大很多，并且在巡航飛行時(shí)動(dòng)力功率富余過(guò)多，并不是工作在最佳狀態(tài)，耗油率增大，由此帶來(lái)尾坐式無(wú)人機(jī)空機(jī)重比大、載荷能力小和續(xù)航時(shí)間短等問(wèn)題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為解決現(xiàn)有技術(shù)存在的問(wèn)題，提供一種動(dòng)力系統(tǒng)重量輕、垂直起降和巡航飛行驅(qū)動(dòng)效率高的具有長(zhǎng)航時(shí)能力的尾坐式無(wú)人機(jī)，本發(fā)明提出了一種混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)及其飛行控制方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

所述一種混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，包括機(jī)身、機(jī)翼，其特征在于：還包括主驅(qū)動(dòng)電機(jī)與螺旋槳、活塞動(dòng)力涵道螺旋槳以及安裝在涵道上的尾翼；采用單臺(tái)主驅(qū)動(dòng)電機(jī)安裝在機(jī)身前部，或采用偶數(shù)臺(tái)主驅(qū)動(dòng)電機(jī)，相對(duì)機(jī)身對(duì)稱(chēng)安裝在機(jī)翼前部；安裝在主驅(qū)動(dòng)電機(jī)上的螺旋槳在不旋轉(zhuǎn)時(shí)能夠折疊貼附在機(jī)身或電機(jī)安裝座上；活塞動(dòng)力為燃油發(fā)動(dòng)機(jī)，安裝在機(jī)身尾部，驅(qū)動(dòng)涵道螺旋槳系統(tǒng)；尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，安裝在涵道上，尾翼上有偏轉(zhuǎn)舵面，且一部分偏轉(zhuǎn)舵面處于涵道內(nèi)側(cè)螺旋槳滑流覆蓋區(qū)域。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，其特征在于：機(jī)翼采用適用于長(zhǎng)航時(shí)要求的大展弦比機(jī)翼，對(duì)稱(chēng)安裝在機(jī)身中段兩側(cè)，機(jī)翼上有內(nèi)側(cè)襟副翼和外側(cè)襟翼。

所述一種混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的控制方法，其特征在于：

無(wú)人機(jī)起飛前垂直于地面安裝，頭部向上；起飛時(shí)主驅(qū)動(dòng)電機(jī)和尾部活塞發(fā)動(dòng)機(jī)均開(kāi)啟到最大工作狀態(tài)，電機(jī)螺旋槳拉力和涵道螺旋槳的推力一起驅(qū)動(dòng)無(wú)人機(jī)上升；上升過(guò)程中，電動(dòng)螺旋槳與涵道螺旋槳的反扭矩通過(guò)轉(zhuǎn)向相反的方式部分抵消，剩余部分通過(guò)偏轉(zhuǎn)處于電動(dòng)螺旋槳滑流中的機(jī)翼內(nèi)側(cè)襟副翼產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩來(lái)抵消；同時(shí)在上升過(guò)程中通過(guò)協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)處于涵道螺旋槳滑流中的尾翼舵面產(chǎn)生的俯仰和偏航力矩進(jìn)行無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制；

無(wú)人機(jī)起飛到達(dá)一定高度后，操縱尾翼舵面產(chǎn)生低頭力矩，無(wú)人機(jī)低頭同時(shí)加速，轉(zhuǎn)為水平飛行；當(dāng)飛行速度達(dá)到一定值后，主驅(qū)動(dòng)電機(jī)停轉(zhuǎn)，螺旋槳向后折疊為順氣流方向，無(wú)人機(jī)在尾部涵道螺旋槳的驅(qū)動(dòng)下進(jìn)行巡航飛行；

當(dāng)無(wú)人機(jī)垂直著陸時(shí)，主驅(qū)動(dòng)電機(jī)啟動(dòng)，同時(shí)控制無(wú)人機(jī)抬頭爬升處于垂直狀態(tài)，然后通過(guò)減小主驅(qū)動(dòng)電機(jī)轉(zhuǎn)速的方式調(diào)節(jié)垂直拉力，控制無(wú)人機(jī)下降，在此過(guò)程上尾翼舵面偏轉(zhuǎn)進(jìn)行姿態(tài)控制，保證機(jī)體處于垂直狀態(tài)直至著陸。

有益效果

活塞動(dòng)力的優(yōu)點(diǎn)在于耗油率低，適宜長(zhǎng)航時(shí)飛行，缺點(diǎn)在于功率重量比低，而航空驅(qū)動(dòng)電機(jī)功率重量比高，缺點(diǎn)在于其動(dòng)力來(lái)源于電池，而電池的能量密度低，長(zhǎng)時(shí)間工作所需電池重量大。本發(fā)明所述一種混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，采用了電機(jī)和活塞發(fā)動(dòng)機(jī)兩套動(dòng)力系統(tǒng)，在時(shí)間短且需要功率大的垂直起降階段，電機(jī)為驅(qū)動(dòng)動(dòng)力，可以充分發(fā)揮電機(jī)功率重量比高的優(yōu)點(diǎn)，減小動(dòng)力系統(tǒng)重量，而同時(shí)因?yàn)榇怪逼鸾惦A段時(shí)間短，飛機(jī)無(wú)需背負(fù)大重量電池；在巡航飛行階段，主驅(qū)動(dòng)電機(jī)停轉(zhuǎn)，由尾部活塞發(fā)動(dòng)機(jī)及其驅(qū)動(dòng)的涵道螺旋槳系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)飛機(jī)前飛，活塞動(dòng)力以及涵道螺旋槳系統(tǒng)等可以按巡航狀態(tài)最佳來(lái)進(jìn)行選擇和設(shè)計(jì)而無(wú)需兼顧垂直起降狀態(tài)，可有效減小巡航狀態(tài)的耗油率，再結(jié)合大展弦比機(jī)翼，可保證飛機(jī)進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間飛行，同時(shí)動(dòng)力系統(tǒng)重量的減小可減小無(wú)人機(jī)空機(jī)重量比，有效提高飛機(jī)的載荷能力。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過(guò)本發(fā)明的實(shí)踐了解到。

附圖說(shuō)明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點(diǎn)從結(jié)合下面附圖對(duì)實(shí)施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1：本發(fā)明實(shí)施例1結(jié)構(gòu)立體圖

圖2：本發(fā)明實(shí)施例1尾部結(jié)構(gòu)立體圖

圖3：本發(fā)明實(shí)施例2結(jié)構(gòu)立體圖

其中：1、機(jī)身；2、主拉力螺旋槳；3、主驅(qū)動(dòng)電機(jī)；4、機(jī)翼；5、外側(cè)副翼；6、內(nèi)側(cè)襟副翼；7、水平尾翼；8、垂直尾翼；9、涵道螺旋槳系統(tǒng)；10、活塞發(fā)動(dòng)機(jī)；11、升降舵；12、方向舵。

具體實(shí)施方式

下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施例，所述實(shí)施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類(lèi)似的標(biāo)號(hào)表示相同或類(lèi)似的元件或具有相同或類(lèi)似功能的元件。下面通過(guò)參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語(yǔ)“中心”、“縱向”、“橫向”、“長(zhǎng)度”、“寬度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”、“順時(shí)針”、“逆時(shí)針”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。

本發(fā)明目的是提出一種動(dòng)力系統(tǒng)重量輕、垂直起降和巡航飛行驅(qū)動(dòng)效率高的具有長(zhǎng)航時(shí)能力的尾坐式無(wú)人機(jī)，包括機(jī)身、大展弦比機(jī)翼、主驅(qū)動(dòng)電機(jī)與螺旋槳、活塞動(dòng)力涵道螺旋槳以及安裝在涵道上的尾翼。機(jī)翼為大展弦比設(shè)計(jì)，在巡航飛行狀態(tài)下具有升阻比大的優(yōu)點(diǎn)，對(duì)稱(chēng)安裝在機(jī)身中段兩側(cè)，其上有內(nèi)側(cè)襟副翼和外側(cè)襟翼；主驅(qū)動(dòng)電機(jī)安裝機(jī)身頭部或者對(duì)稱(chēng)安裝在機(jī)翼前部，安裝在驅(qū)動(dòng)電機(jī)上的螺旋槳為兩到三葉，不轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)可折疊貼附在機(jī)身或電機(jī)安裝座上；活塞動(dòng)力為汽油或重油發(fā)動(dòng)機(jī)，安裝在機(jī)身尾部，驅(qū)動(dòng)一套涵道螺旋槳系統(tǒng)；尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，安裝在涵道上，其上有偏轉(zhuǎn)舵面，且一部分偏轉(zhuǎn)舵面處于涵道內(nèi)側(cè)螺旋槳滑流覆蓋區(qū)域。

無(wú)人機(jī)的飛行過(guò)程和控制方法為：無(wú)人機(jī)起飛前垂直安裝在地面上，頭部向上，起飛時(shí)主驅(qū)動(dòng)電機(jī)和尾部活塞發(fā)動(dòng)機(jī)均開(kāi)啟到最大工作狀態(tài)，電機(jī)螺旋槳拉力和涵道螺旋槳的推力一起驅(qū)動(dòng)無(wú)人機(jī)上升；上升過(guò)程中，電動(dòng)螺旋槳與涵道螺旋槳的反扭矩通過(guò)轉(zhuǎn)向相反的方式部分抵消，剩余部分通過(guò)反向偏轉(zhuǎn)處于電動(dòng)螺旋槳滑流中的機(jī)翼內(nèi)側(cè)襟副翼產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩來(lái)抵消；同時(shí)在上升過(guò)程中通過(guò)協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)處于涵道螺旋槳滑流中的尾翼舵面產(chǎn)生的俯仰和偏航力矩來(lái)進(jìn)行無(wú)人機(jī)的姿態(tài)控制。無(wú)人機(jī)起飛到達(dá)一定高度后，操縱尾翼舵面產(chǎn)生低頭力矩，無(wú)人機(jī)低頭同時(shí)加速，轉(zhuǎn)為水平飛行，當(dāng)飛行速度達(dá)到一定值后，主驅(qū)動(dòng)電機(jī)停轉(zhuǎn)，螺旋槳向后折疊為順氣流方向以減小前飛阻力，無(wú)人機(jī)在尾部涵道螺旋槳的驅(qū)動(dòng)下進(jìn)行高效巡航飛行。當(dāng)無(wú)人機(jī)需要進(jìn)行垂直著陸時(shí)，主驅(qū)動(dòng)電機(jī)啟動(dòng)，同時(shí)控制無(wú)人機(jī)抬頭爬升處于垂直狀態(tài)，然后通過(guò)緩慢減小主驅(qū)動(dòng)電機(jī)轉(zhuǎn)速的方式調(diào)節(jié)垂直拉力，控制無(wú)人機(jī)緩慢下降，在此過(guò)程上尾翼舵面偏轉(zhuǎn)進(jìn)行姿態(tài)控制，保證機(jī)體處于垂直狀態(tài)直至著陸。

下面分別給出兩個(gè)實(shí)施例：

實(shí)施方案一：

本實(shí)施例為一架混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，設(shè)計(jì)起飛重量為30kg，本實(shí)施例中包括有機(jī)身1，安裝在機(jī)身頭部的主驅(qū)動(dòng)電機(jī)3及可以向機(jī)身尾部方向折疊的主拉力螺旋槳2，大展弦比機(jī)翼4安裝在機(jī)身中部，其上有外側(cè)副翼5和內(nèi)側(cè)襟副翼6?；钊l(fā)動(dòng)機(jī)10及其驅(qū)動(dòng)的涵道螺旋槳系統(tǒng)9安裝在機(jī)身后部，水平尾翼7和垂直尾翼8安裝在涵道上，其上分別安裝有升降舵11和方向舵12，且一部分偏轉(zhuǎn)舵面處于涵道內(nèi)側(cè)螺旋槳滑流覆蓋區(qū)域。

機(jī)身1內(nèi)部包含有主驅(qū)動(dòng)電機(jī)電池、燃油油箱、任務(wù)載荷和必要飛行儀器設(shè)備等，為圓柱形設(shè)計(jì)，總長(zhǎng)度2.4m，直徑0.2m。機(jī)翼4面積為0.48m²，展長(zhǎng)為2.8m，翼根弦長(zhǎng)0.24m(主機(jī)翼翼根埋入機(jī)身內(nèi))，翼梢弦長(zhǎng)為0.1m，1/4弦線后掠角為0°，上反角為0°，扭轉(zhuǎn)角為0°。水平尾翼7和垂直尾翼8尺寸相同，翼展為1.1m，根弦長(zhǎng)0.2m，稍弦長(zhǎng)0.1m。

主驅(qū)動(dòng)電機(jī)3功率約6kw，外轉(zhuǎn)子直徑與機(jī)身直徑相同，其上對(duì)稱(chēng)分布有兩個(gè)折疊主拉力螺旋槳2安裝接口，主拉力螺旋槳2直徑為1.07m?；钊l(fā)動(dòng)機(jī)10為50cc汽油發(fā)動(dòng)機(jī)，驅(qū)動(dòng)的涵道螺旋槳系統(tǒng)9直徑為0.6m。

相比于同樣起飛重量的只采用活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的驅(qū)動(dòng)的尾坐式無(wú)人機(jī)，其發(fā)動(dòng)機(jī)一般為150cc排量，重量達(dá)到5kg，而本實(shí)施例，主驅(qū)動(dòng)電機(jī)3的重量約為0.9kg，電池重量約為1kg，活塞發(fā)動(dòng)機(jī)10的重量約為1.5kg，動(dòng)力系統(tǒng)總重量為kg，相比純活塞動(dòng)力驅(qū)動(dòng)的無(wú)人機(jī)，動(dòng)力系統(tǒng)重量減小約30％。

實(shí)施方案二：

本實(shí)施例為一架混合動(dòng)力尾坐式垂直起降長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，設(shè)計(jì)起飛重量為30kg，本實(shí)施例中包括有機(jī)身1，對(duì)持安裝在機(jī)翼上的兩個(gè)的主驅(qū)動(dòng)電機(jī)3及主拉力螺旋槳2，大展弦比機(jī)翼4安裝在機(jī)身中部，其上有外側(cè)副翼5和內(nèi)側(cè)襟副翼6?；钊l(fā)動(dòng)機(jī)10及其驅(qū)動(dòng)的涵道螺旋槳系統(tǒng)9安裝在機(jī)身后部，水平尾翼7和垂直尾翼8安裝在涵道上，其上分別安裝有升降舵11和方向舵12，且一部分偏轉(zhuǎn)舵面處于涵道內(nèi)側(cè)螺旋槳滑流覆蓋區(qū)域。

本實(shí)施例機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、活塞發(fā)動(dòng)機(jī)及涵道螺旋槳系統(tǒng)與實(shí)施例一相同，區(qū)別在于主驅(qū)動(dòng)電機(jī)為兩個(gè)且安裝在機(jī)翼上。兩個(gè)主驅(qū)動(dòng)電機(jī)直徑為0.1m，其驅(qū)動(dòng)的螺旋槳直徑為0.66m。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實(shí)施例，可以理解的是，上述實(shí)施例是示例性的，不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對(duì)上述實(shí)施例進(jìn)行變化、修改、替換和變型。