一种尾座式垂直起降无人机及其控制方法与流程

本发明涉及无人机、航空飞行器领域，尤其涉及一种垂直起降无人机及其控制方法。

背景技术：

近年来，随着无人机在军民用各领域的广泛应用，其使用环境和作业任务日益复杂。起降方案的便捷性和安全性是决定无人机在海面、山区等恶劣环境下的连续作业能力的重要因素，因此，垂直起降的功能特征对无人机的应用拓展具有重要意义。直升机和固定翼无人机分别在垂直起降和高速巡航方面各有优势，而如何将这两大优势特征充分结合，将是决定未来空战主动权的核心问题。

倾转旋翼是目前研究最为广泛的垂直起降-高速巡航技术，通过发动机或旋翼的倾转机构实现垂直起降和巡航模态的转换，虽然此类方法可以实现直升机和固定翼无人机的优势互补，但由于翼面和倾转机构复杂，大大增加了无人机的阻力和雷达反射截面(rcs)，降低了其巡航能力和隐身性能。美国海军的f35c航母舰载战斗机通过发动机矢量喷口、升力风扇和置于机翼表面的喷管实现垂直起降，但其控制系统复杂，起降阶段专用的升力风扇占据了较大的空间和比重，且控制难度高，致使该方案不易在其他机型上推广使用。因此，目前亟需一种既可以充分发挥直升机的垂直起降功能和固定翼的高速巡航功能，同时又简单、通用、可推广的垂直起降无人机及其控制方法，为海上、山林等复杂环境下的安全起降提供技术支撑。

技术实现要素：

本发明提出了一种尾座式垂直起降无人机及其控制方法，该无人机可以通过调姿喷管、发动机、气动舵面、起落架之间的协调控制，实现尾座式垂直起降和高速巡航，为海上、山区等复杂起落环境下的垂直起降提供新的方案。

本发明采用的技术方案为：

本发明首先公开了一种尾座式垂直起降无人机，所述无人机包括：机身、机翼、副翼、尾翼、升降舵、方向舵、发动机、调姿喷管、起落架等。所述机翼对称固定于机身中部两侧，副翼铰接于两侧机翼后缘；所述尾翼位于机身尾部，既可以采用垂直安定面和水平安定面相互独立的布局，即尾翼包含一个或多个垂直尾翼，以及一个或多个水平尾翼，也可以采用垂直安定面与水平安定面相互耦合的v形尾翼；所述升降舵和方向舵铰接于尾翼后缘；所述发动机设置于机身尾部，产生主要的前向推力；所述调姿喷管由多个喷管组成，分布在机身前部的外表面，远离无人机重心，并可向外喷气，产生推力和旋转力矩以辅助调整无人机姿态；所述起落架设置于机身尾部，可自动折叠与展开，用于支撑无人机，以实现其垂直起降。

作为优选，所述机身可设计为横截面呈左右对称的流线型，同时可设计为翼身融合体，但为了尽量减小起降阶段的风力扰动，提高位姿控制的稳定性，机身横截面的最优选择为圆形；

作为优选，所述机翼可采用平直翼，置于机身上方或下方，并可在机械结构的带动下进行折叠、展开、及锁定，机翼后掠角度可调整，以获得不同速度下的最优升阻特性，折叠后可有效降低机翼-机身组合体的迎风面积，从而减小起降阶段的风力扰动，进而提高位姿控制的稳定性；所述副翼由两个或多个组成，可通过转动轴铰接于左右机翼的后缘，左右副翼呈对称分布，可在舵机和传动机构的带动下发生偏转，以操纵无人机实现滚转方向上的旋转；

作为优选，所述尾翼位于机身尾部，既可以采用垂直安定面和水平安定面相互独立的布局，即尾翼包含一个或多个垂直尾翼，以及一个或多个水平尾翼，也可以采用垂直安定面与水平安定面相互耦合的v形尾翼；尾翼关于机身左右对称，并可在机械结构的带动下进行折叠、展开、及锁定，折叠后可有效降低尾翼-机身组合体的迎风面积，从而减小起降阶段的风力扰动，进而提高位姿控制的稳定性；所述升降舵和方向舵通过转动轴铰接于各个尾翼的后缘，可在舵机和传动机构的带动下发生偏转，以操纵无人机实现俯仰和偏航方向上的旋转。

作为优选，所述发动机为于机身尾部，可采用一个或多个推重比较高的涡喷发动机或涡扇发动机，发动机可以采用固定喷管，也可采用矢量喷管以提高姿态和机动控制的灵活性，发动机的最大可用推力应不小于无人机的起飞重量，最大可用推力在无人机起飞重量的1.2倍以上为佳。

作为优选，所述调姿喷管由多个(如4个)喷管组成，分布在机身前部的外表面，远离无人机重心，并指向机身外部，可产生推力和旋转力矩以辅助调整无人机姿态。为了使调姿喷管能够产生滚转力矩，部分或所有(推荐)喷管的中心线可不通过无人机机身的中心轴线。每个喷管可独立控制其推力，通过各个喷管之间的组合操纵，可以产生滚转、俯仰和偏航方向上的力矩，从而在巡航或机动飞行状态下辅助气动舵面进行姿态控制，并可在垂直起降过程中提供主要的姿态调整力矩。

作为优选，所述起落架设置于机身尾部，可采用三点式或四点式支撑结构，通过机械部件实现自动折叠与展开。在折叠状态下，外部设置整流罩，以改善飞行过程中的气流状态，减小空气阻力。起飞完成后，起落架可自动折叠，整流罩闭合；降落前，起落架可自动展开，用于缓冲和支撑无人机，以实现其垂直降落。

本发明进一步公开了所述无人机的垂直起飞控制方法：无人机的垂直起飞过程分为地面准备、竖直上升、模态切换三个阶段，各个阶段的控制方法如下：

1)地面准备：无人机可在外置发射架或其自带起落架上起飞，为了尽可能减小起飞阶段风力干扰对无人机姿态的影响，机翼和尾翼在起飞前均处于折叠状态；无人机固定完好，系统上电，完成测试并进入待飞状态后，发动机开车并保持怠速，确认工作正常后发动机开大车，转速逐渐加速至大车状态，待推力大于重力后，无人机脱离地面，开始进入竖直上升阶段；

2)竖直上升：速度逐渐增大，在飞行速度达到指定的模态切换速度(大于无人机的失速速度)之前，机翼和尾翼始终保持折叠状态，起落架始终处于展开状态，无人机的位置和姿态主要通过发动机矢量喷管(如有)和调姿喷管的推力来调控，飞行速度大于指定的模态切换速度之后，机翼和尾翼展开，起落架折叠，无人机进入模态切换阶段；

3)模态切换；发动机继续保持大车状态，先通过调姿喷管控制横滚方向转动，使机腹对准航线方向，然后操纵调姿喷管和升降舵，缓慢将俯仰角从垂直上升过程中的90°调整至巡航状态下的配平值，在此过程中，无人机的飞行高度逐渐稳定，直至最终建立巡航飞行状态。

本发明还公开了所述无人机的垂直降落方法：无人机的垂直降落过程分为航向调整、高度调整、抵近着陆圈、竖直拉起、垂直着陆五个阶段，各个阶段的控制方法如下：

1)无人机在巡航状态下进入回收后，首先进入航向调整阶段：根据当前位置与着陆点之间的水平距离(即水平待飞距离)和高度差，结合无人机的下滑角，判定高度差与水平待飞距离的比值是否满足下滑角的要求：若水平距离不足，可采用绕飞的方式延长飞行距离，从而使无人机能够在飞至着陆点之前降低至回收高度；当水平待飞距离满足降高需求后，调整无人机航向，使其对准着陆点，而后进入高度调整阶段；

2)无人机的航向对准着陆点方向后，保持该航向飞行，并同时调整飞行高度，使高度逐渐降至回收高度，待无人机降至回收高度后，进入抵近着陆圈的阶段；

3)无人机保持水平飞行并逐渐抵近着陆圈(以降落点为顶点的倒圆锥)，然后进入竖直拉起阶段；

4)通过控制发动机矢量喷管(如有)、调姿喷管和气动舵面，快速将俯仰角拉至90-100度，无人机的水平速度将快速减小，同时迅速爬升；在此过程中调节控制无人机的姿态和位置，使无人机保持在着陆圈内，并使水平位置尽量靠近着陆点；调整发动机转速、发动机矢量喷管(如有)和调姿喷管，使无人机上升速度逐渐减小至零，然后进入垂直着陆阶段；

5)展开起落架，并折叠机翼和尾翼，调整发动机转速、发动机矢量喷管(如有)和调姿喷管，使无人机在着陆点的水平位置处保持稳定的下降速度，沿竖直方向逐渐降低高度；无人机高度降低至制动点后，增大发动机转速，使下降速度快速减小，并缓慢降落至着陆点；而后发动机快速进入慢车状态，持续工作一段时间后关车，完成着陆。

作为优选，尾座式垂直起降无人机可采用气动力、矢量推力(如有)、反作用推力相结合的复合控制方法，将舵面产生的气动力、发动机矢量喷管(如有)产生的矢量推力、和调姿喷管产生的反作用推力等相结合。复合控制系统的核心部分可主要包括组合控制管理与决策模块、复合控制与操纵分配模块、及控制效能评估模块。组合控制管理与决策模块根据航迹控制器给出的飞行阶段、姿态与速度控制指令，给出组合控制方案；复合控制与操纵分配模块根据飞行阶段及控制偏差，计算所需要的操纵力和操纵力矩，然后结合各执行机构的模型和组合方案，对各执行机构的操纵量进行计算和分配；控制效能评估模块根据无人机的响应情况和控制偏差，对控制分配结果和组合方案的效果进行评估，并辅助组合控制管理与决策模块对组合方案进行修正。

本发明的有益效果主要表现在：本发明可以通过调姿喷管、发动机、气动舵面、起落架之间的协调控制，实现尾座式垂直起降和高速巡航。本发明可为海上、山林等复杂环境下的安全起降提供新的技术方案。

附图说明

图1是一种尾座式垂直起降无人机的结构原理图。

图2是一种尾座式垂直起降无人机的调姿喷管作用原理图。

图3是一种尾座式垂直起降无人机的垂直起飞控制方法。

图4是一种尾座式垂直起降无人机的垂直降落控制方法。

图5是一种尾座式垂直起降无人机垂直着陆状态原理图。

图6是一种垂直降落控制方法的高度曲线。

图7是一种气动力与反作用推力相结合的位姿控制结构图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步阐述和说明。本发明中各个实施方式的技术特征在没有相互冲突的前提下，均可进行相应组合。

本发明提出了一种尾座式垂直起降无人机及其控制方法，该无人机可以通过调姿喷管、发动机、气动舵面、起落架之间的协调控制，充分发挥直升机的垂直起降功能和固定翼的高速巡航功能，为海上、山林等复杂环境下的安全起降提供技术支撑。具体实施方法如下：

具体实施方式如下：

一种尾座式垂直起降无人机的结构原理如附图1所示，主要由以下几个主要部分组成：机身1，对称固定于机身中部两侧的机翼2，用于控制横滚姿态的副翼3，用于水平安定和垂直安定的尾翼4，用于产生气动操纵力矩并控制俯仰角和偏航角的升降舵和方向舵51/52，用于产生前向推力的发动机6，用于辅助调整无人机姿态的调姿喷管7，用于支撑无人机的起落架8。

如附图1所示，为了尽量减小起降阶段的风力扰动，提高位姿控制的稳定性，机身1可采用圆柱形，机翼2可采用平直翼，置于机身下方，尾部设计x形尾翼4。机翼2可采用一字形或剪刀形折叠方案，4个尾翼可朝相同的方向同步倒伏折叠。

调姿喷管7可由多个喷管组成，多个喷管分布在远离无人机重心的机身前部外表面，喷管中心线不通过无人机机身的中心轴线。如附图2中的横截面所示，本实施例的调姿喷管7由4个喷管组成，区别于中心点x，喷管1与喷管2相交于a点，喷管3与喷管4相交于b点，各个喷管的中心轴线偏离无人机机身中心点的角度为θ，每个喷管都可产生俯仰力矩和滚转力矩。假设四个喷管产生的反推力分别为t1～t4，喷管中心线偏离无人机重心的距离为l，喷管处的机身截面半径为r，则调姿喷管产生的滚转方向的力矩为

mx＝t1·sinθ1-t2·sinθ2+t3·sinθ3-t4·sinθ4

调姿喷管产生的俯仰方向的力矩为

my＝(-t1-t2+t3+t4)·l

调姿喷管产生的偏航方向的力矩为

mz＝(t1-t2-t3+t4)·l

通过多个喷管的推力组合控制，可以产生滚转、俯仰和偏航方向上的旋转力矩，从而在巡航或机动飞行状态下辅助气动舵面进行姿态控制，并可在垂直起降过程中提供主要的姿态调整力矩。

按照附图3所示的方法，无人机的垂直起飞过程分为地面准备、竖直上升、模态切换三个阶段。在地面准备阶段，机翼2和尾翼4均处于折叠状态；无人机固定完好，系统上电并完成测试后进入待飞状态，发动机开车并保持怠速，确认工作正常后发动机开大车，转速逐渐加速至大车状态，待推力大于重力后，无人机脱离地面，开始进入竖直上升阶段。在竖直上升阶段，无人机的位置和姿态主要通过发动机矢量喷管(如有)和调姿喷管7的推力来调控，飞行速度逐渐增大至指定的模态切换速度后，机翼2和尾翼4展开，起落架8折叠，无人机进入模态切换阶段。在模态切换阶段，发动机保持大车状态，先通过调姿喷管7控制横滚方向转动，使机腹对准航线方向，然后操纵调姿喷管7和升降舵51/52，缓慢将俯仰角从垂直上升过程中的90°调整至巡航状态下的配平值，无人机飞行高度逐渐稳定，直至最终建立巡航飞行状态。

按照附图4所示的方法，无人机的垂直降落过程分为航向调整、高度调整、抵近着陆圈、竖直拉起、垂直着陆五个阶段。进入回收后首先进入航向调整阶段，根据水平待飞距离和高度差，结合无人机的下滑角，判定高度差与水平待飞距离的比值是否满足下滑角的要求：若水平距离不足，可采用绕飞的方式延长飞行距离，从而使无人机能够在飞至着陆点之前降低至回收高度；当水平待飞距离满足降高需求后，调整无人机航向，使其对准着陆点，而后进入高度调整阶段。无人机保持航向，并同时调整飞行高度，使高度逐渐降至回收高度，待无人机降至回收高度后，保持水平飞行并逐渐抵近着陆圈，然后进入竖直拉起阶段。通过控制发动机矢量喷管(如有)、调姿喷管7和气动舵面(包括两个副翼3、升降舵和方向舵51/52)，快速将俯仰角拉至90-100度，无人机的水平速度将快速减小，同时迅速爬升；在此过程中调节控制无人机的姿态和位置，使无人机保持在着陆圈内，并使水平位置尽量靠近着陆点；调整发动机转速、发动机矢量喷管(如有)和调姿喷管7，使无人机上升速度逐渐减小至零，然后进入垂直着陆阶段。展开起落架8，并折叠机翼2和尾翼4，调整发动机转速、发动机矢量喷管(如有)和调姿喷管7，使无人机在着陆点的水平位置处保持稳定的下降速度，沿竖直方向逐渐降低高度；无人机高度降低至制动点后，增大发动机转速，使下降速度快速减小，并缓慢降落至着陆点；而后发动机6快速进入慢车状态，持续工作一段时间后关车，完成着陆，垂直着陆状态如图5所示，垂直降落过程的高度曲线如图6所示。

按照附图7所示的方法，将舵面产生的气动力、发动机矢量喷管的矢量推力、和调姿喷管的反作用推力等相结合，进行组合控制。组合控制管理与决策模块根据航迹控制器给出的飞行阶段、姿态与速度控制指令，给出组合控制方案；复合控制与操纵分配模块根据飞行阶段及控制偏差，计算所需要的操纵力和操纵力矩，然后结合各执行机构的模型和组合方案，对各执行机构的操纵量进行分配；控制效能评估模块根据无人机的响应，对控制分配结果和组合方案的效果进行评估，并辅助组合控制管理与决策模块对组合方案进行修正。

以上所述的实施例只是本发明的一种较佳的方案，然其并非用以限制本发明。有关技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变化和变型。因此凡采取等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。