一種垂直起降飛行器的姿態控制裝置及控制方法
【專利摘要】本發明提出一種適用于垂直起降飛行器的姿態控制裝置及其控制方法，用于飛行器垂直起降/懸停模態下的姿態穩定與控制。采用位于機身內部的壓氣機作為獨立氣壓源，從壓氣機分別引氣至機翼兩端和尾部的反作用力噴嘴，通過改變噴嘴張開角度產生操縱力矩控制飛行器垂直起降階段的姿態。與直接采用推力矢量發動機控制姿態或者從發動機壓氣機引氣至噴嘴控制姿態等方式相比，該方法解決了從發動機引起導致發動機推力損失以及升力與姿態控制操縱力需求之間的耦合等問題，更加可靠。
【專利說明】
一種垂直起降飛行器的姿態控制裝置及控制方法
技術領域
[0001] 本發明屬于航空飛行器設計及飛行控制領域，具體涉及一種垂直起降飛行器的姿 態控制裝置及控制方法。
【背景技術】
[0002] 垂直起降飛行器具備垂直起降和巡航飛行的能力，適用于起降場地受限的艦載、 小型島嶼等使用環境，適合執行戰場補給、搜救等任務，在軍用和民用市場均有廣泛的使用 需求。
[0003] 現有的垂直起降飛行器垂直起降階段飛行姿態控制大都采用推力矢量發動機或 推力矢量發動機加發動機引氣至反作用力噴嘴控制的方式。發動機推力大，但動態響應慢， 主要提供垂直起降階段的升力，不適合實現快速的姿態穩定控制。單獨采用推力矢量方式 要求飛行器具有精確的數字式發動機控制系統，以及良好的發動機跟隨性，對發動機性能 要求很高。而從發動機的壓氣機引氣又會帶來發動機推力損失的問題，導致姿態控制需求 與其它控制需求的耦合，極大的增大了推力矢量發動機的設計難度。所以，本發明提出將垂 直起降階段對姿態控制的需求與升力的需求獨立，從而極大地降低對推力矢量發動機的需 求，并提高整個垂直起降階段姿態控制系統的控制性能。
【發明內容】
[0004] 要解決的技術問題
[0005] 為了避免現有技術的不足之處，本發明提出一種適用于垂直起降飛行器的姿態控 制裝置及控制方法，飛行器的姿態操縱力矩由反作用力噴嘴的推力產生，用于飛行器垂直 起降/懸停模態下的姿態穩定與控制。
[0006] 技術方案
[0007] -種適用于垂直起降飛行器的姿態控制裝置，其特征在于:包括壓氣機和若干反 作用力噴嘴，所述的壓氣機安裝于機身內部，作為獨立氣壓源引氣到各個噴嘴，所述的噴嘴 包括對稱分布在兩側機翼翼尖的噴嘴1、噴嘴2和分布在機身尾部的噴嘴3、噴嘴4、噴嘴5,其 中，噴嘴1位于右側機翼、開口向下，噴嘴2位于左側機翼、開口向下，噴嘴3位于機體縱軸線 上、開口向下，噴嘴4、噴嘴5關于機體縱向對稱平面對稱分布，噴嘴4開口斜向左上方、與水 平面夾角為30度，噴嘴5開口斜向左上方、與水平面夾角為30度；
[0008] 其中，噴嘴1、噴嘴2差動控制提供滾轉操縱力矩，噴嘴3、噴嘴4、噴嘴5差動提供俯 仰操縱力矩，噴嘴4、噴嘴5差動提供航向操縱力矩。
[0009] 采用上述控制裝置進行姿態控制的方法為：
[0010]滾轉操縱:噴嘴1開度大于噴嘴2開度時提供右滾轉力矩，反之提供左滾轉力矩；
[0011] 俯仰操縱:噴嘴4與噴嘴5同步運動，噴嘴3開度小于噴嘴4與噴嘴5的對稱開度時提 供抬頭力矩，反之，提供低頭力矩；
[0012] 航向操縱:噴嘴4開度小于噴嘴5開度時提供右偏航力矩，反之，提供左偏航力矩； 為消除對俯仰軸的干擾，進行航向操縱須根據俯仰力矩平衡條件同步控制噴嘴3的開度。 [0013]有益效果
[0014] 本發明提出的一種適用于垂直起降飛行器的姿態控制裝置及控制方法，針對傳統 具備推力矢量的垂直起降飛行器，增加獨立的姿態控制系統，采用獨立壓氣機作為壓力源 代替發動機引氣，而且僅工作在垂直起降階段，不影響推力矢量發動機的工作，減小了控制 耦合，具有更好垂直起降性能;采用獨立的姿態控制裝置后，降低了對推力矢量發動機響應 速度的需求，可靠性更高;通過控制分布在機翼和尾翼噴嘴的張開角度提供操縱力矩，實現 了飛行器垂直起降階段的姿態控制，結構簡單，方便易行，可靠性高，具有很強的應用價值。 采用本發明的垂直起降飛行器，在減小推力矢量發動機負擔的情況下，提高了垂直起降階 段的姿態控制能力，穩定可靠，具有很強的適應性。
【附圖說明】
[0015] 圖1是采用本發明的垂直起降飛行器的整體外形圖。
[0016] 圖2是采用本發明的垂直起降飛行器的俯視圖。
[0017] 圖3是采用本發明的裝置示意圖。
[0018]圖4是采用本發明的噴嘴開度控制機構示意圖。
[0019] 圖中：1-5.噴嘴6.壓氣機7.機身8.固定機翼9.副翼10.尾翼
【具體實施方式】
[0020] 現結合實施例、附圖對本發明作進一步描述：
[0021] 本發明主要通過一種適用于垂直起降飛行器的姿態控制裝置及控制方法，實現垂 直起降/懸停階段的三軸姿態控制。
[0022] 參見圖1、圖2,垂直起降無人機包含機身7、固定機翼8、副翼9、尾翼10,本發明裝置 包括安裝于機身7內部的獨立的壓氣機6,通過管道連接到5個噴嘴。圖3所示為本發明裝置 示意圖，本實施例中噴嘴采用圖4所示的矩形截面，通過兩個擋片控制噴嘴開口大小，從而 實現噴嘴推力控制。
[0023] 噴嘴1和噴嘴2安裝在機翼兩端，差動控制提供滾轉操縱力矩;噴嘴3、噴嘴4、噴嘴5 安裝在機身7尾部，提供俯仰及偏航操縱力矩。噴嘴1、噴嘴2和噴嘴3開口垂直機體縱軸向 下，噴嘴4開口斜向左上方，噴嘴5開口斜向右上方，均與水平面夾角為30度。
[0024] 在垂直起降/懸停模態下，由獨立壓氣機提供氣源，通過控制反作用力噴嘴開度調 整推力，進而改變無人機姿態。
[0025]噴嘴操縱力矩的計算公式為：
[0026]
[0027]其中：Ti、T2、T3、T4、1~5分別對應5個噴嘴的反作用力，L 12為噴嘴1、噴嘴2距離縱向對 稱平面的距離，L345為噴嘴3、噴嘴4和噴嘴5距離重心的距離，0r為噴嘴4、噴嘴5與水平面的 夾角，L、M、N分別表示滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩。假定噴嘴1和噴嘴2不產生俯仰操縱 力矩（即噴嘴1和噴嘴2的連線經過飛機的重心），則由公式（1)可知，垂直起降階段，噴嘴1與 噴嘴2的作用力相等時不產生滾轉力矩，需要操縱飛行器右滾轉時，噴嘴2先閉合，提供右滾 轉力矩，快接近設定滾轉角指令時，噴嘴1閉合、噴嘴2打開;噴嘴4、噴嘴5沿機體豎軸的合力 與噴嘴3作用力相等時不產生俯仰力矩，需要操縱飛行器低頭時，噴嘴3先閉合，提供抬頭力 矩，快接近設定俯仰角指令時，噴嘴4與噴嘴5閉合、噴嘴3打開，俯仰操縱過程中，噴嘴4與噴 嘴5同步運動;噴嘴4、噴嘴5的作用力相等時不產生偏航力矩，需要操縱飛行器改變機頭指 向右偏時，噴嘴4先閉合，提供右偏航力矩，快接近設定航向角指令時，噴嘴5閉合、噴嘴4打 開。航向操縱過程中，為消除對俯仰軸的干擾，需要控制噴嘴3同步運動，由公式（1)可以得 到噴嘴3的作用力需滿足：
[0028] T3 = -(M/L345-T4sin0r-T5sin0r) (2)
[0029] 采用本發明控制裝置的垂直起降飛行器相比常規飛行器增加了獨立的壓氣機作 為壓力源代替發動機引氣，而且僅工作在垂直起降階段，不影響推力矢量發動機的工作，消 除了升力需求與操縱力矩需求之間的耦合，具有更好垂直起降性能;且對傾轉動力的要求 更低，可靠性更高，克服了所述的其他傾轉動力類垂直起降飛行器的缺點，性能優異，穩定 可靠，具有很強的適應性，應用前景廣闊。
【主權項】
1. 一種適用于垂直起降飛行器的姿態控制裝置，其特征在于：包括壓氣機和若干反作 用力噴嘴，所述的壓氣機安裝于機身內部，作為獨立氣壓源引氣到各個噴嘴，所述的噴嘴包 括對稱分布在兩側機翼翼尖的噴嘴（1)、噴嘴(2)和分布在機身尾部的噴嘴(3)、噴嘴(4)、噴 嘴(5)，其中，噴嘴（1)位于右側機翼、開口向下，噴嘴(2)位于左側機翼、開口向下，噴嘴(3) 位于機體縱軸線上、開口向下，噴嘴(4)、噴嘴(5)關于機體縱向對稱平面對稱分布，噴嘴(4) 開口斜向左上方、與水平面夾角為30度，噴嘴(5)開口斜向左上方、與水平面夾角為30度； 其中，噴嘴（1)和噴嘴(2)差動控制提供滾轉操縱力矩，噴嘴(3)、噴嘴(4)、噴嘴(5)差動 提供俯仰操縱力矩，噴嘴(4)、噴嘴(5)差動提供航向操縱力矩。2. -種采用如權利要求1所述控制裝置進行姿態控制的方法，其特征在于： 滾轉操縱:噴嘴（1)開度大于噴嘴(2)開度時提供右滾轉力矩，反之提供左滾轉力矩； 俯仰操縱:噴嘴(4)與噴嘴(5)同步運動，噴嘴(3)開度小于噴嘴(4)與噴嘴(5)的對稱開 度時提供抬頭力矩，反之，提供低頭力矩； 航向操縱:噴嘴(4)開度小于噴嘴(5)開度時提供右偏航力矩，反之，提供左偏航力矩； 為消除對俯仰軸的干擾，進行航向操縱須根據俯仰力矩平衡條件同步控制噴嘴(3)的開度。
【文檔編號】B64C15/14GK105947187SQ201610321261
【公開日】2016年9月21日
【申請日】2016年5月16日
【發明人】王鵬, 馬松輝, 賈婷婷
【申請人】西北工業大學