一种垂直起降飞行器及其控制方式的制作方法

本发明属于飞行器技术领域，具体涉及一种垂直起降飞行器及其控制方式。

背景技术：

垂直起降固定翼飞行器技术由来已久，目前比较常见的是4+1的复合式或4(2+2)倾转式，此外还有尾座式或3(2+1)倾转式等应用较少的类型。

由于固定翼飞行器纵向重心位置通常在机翼处，考虑到垂直起降状态动力中心需要和重心重合，目前垂直起降飞行器使用的垂起动力基本都是4轴动力(4轴4桨或4轴8桨)，但是由于结构尺寸限制，该构型单桨的尺寸的相对较小，飞行器动力系统总体效率受限制，续航时间短。

技术实现要素：

本发明的目的之一在于提供一种垂直起降飞行器，提升了飞行器动力系统效率，提高了续航时间。

本发明的目的之二在于提供该垂直起降飞行器的控制方式。

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种垂直起降飞行器，包括机身，在机身的前部且左右对称设有前翼，在机身的后部且左右对称设有后翼；

在机身的中部设有左动力组和右动力组，左动力组和右动力组以机身为中心轴线对称设置，左动力组和右动力组通过主梁连接，主梁贯穿机身；

左动力组包括左动力轴、第一螺旋桨和第二螺旋桨，第一螺旋桨安装在左动力轴一端，第二螺旋桨安装在左动力轴另一端；

右动力组包括右动力轴、第三螺旋桨和第四螺旋桨，第三螺旋桨安装在右动力轴一端，第四螺旋桨安装在右动力轴另一端；

左动力轴连接在主梁一端，右动力轴连接在主梁另一端。

进一步，左动力组一侧设有第一舵机，右动力组一侧设有第二舵机，第一舵机和第二舵机固定在主梁上，第一舵机输出轴与左动力轴连接，用于驱动左动力轴相对主梁的转动；第二舵机输出轴与右动力轴连接，用于驱动右动力轴相对主梁的转动。

进一步，左动力轴上安装有第一动力源和第二动力源，第一螺旋桨和第一动力源连接，第二螺旋桨和第二动力源连接，第一动力源和第二动力源的转向相反；

右动力轴上安装有第三动力源和第四动力源，第三螺旋桨和第三动力源连接，第四螺旋桨和第四动力源连接，第三动力源和第四动力源的转向相反。

进一步，第一动力源、第二动力源、第三动力源和第四动力源为电机、活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机。

进一步，前翼和后翼为直机翼或带掠角。

进一步，前翼和后翼带掠角时，前翼为前掠机翼，后翼为后掠机翼。

进一步，后翼的翼展长度大于或等于前翼的翼展长度。

进一步，在机身的后部还设有垂尾。

本发明还公开了所述的垂直起降飞行器的控制方式，控制方式包括横滚控制、偏航控制和俯仰控制；

横滚控制：通过左动力组和右动力组转速差产生的拉力差实施控制，其中转速差为左动力组的螺旋桨和右动力组的螺旋桨的转速差；

偏航控制：通过左动力组和右动力组绕主梁差动旋转的角度差带来的不对称拉力分量产生偏航力矩实施控制；

俯仰控制：通过左动力组和右动力组绕主梁同步旋转带来拉力变化产生俯仰力矩实施控制。与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

本发明公开了一种垂直起降飞行器，该垂直起降飞行器不同于现有的垂直起降飞行器，设置有左右两个动力组，可以安装更大尺寸螺旋桨，提升了垂直起降时螺旋桨力效，进而提升了整个动力系统的效率，飞行时的功耗就比较低，耗电量就比较小，无人机的航时就会增加，提高续航时间。在机身的前部布设前翼，在机身后部布设后翼，采用了前后串列翼布局，两个动力组分别设置在机身左右两侧且位于中部，两个主梁同轴布置，使得整个飞行器的气动中心在前翼和后翼之间，通过调整前后翼的尺寸和安装角，以满足了垂直起降飞行器中气动中心和两动力轴中心重合的控制要求，保证了全机的气动中心在两个动力轴的中心位置。

进一步，第一舵机驱动左动力轴相对主梁转动，第二舵机驱动右动力轴相对主梁转动，两个动力组的主梁同轴布置，左动力轴和右动力轴通过轴承可以分别绕主梁旋转，两个动力轴各连接一个舵机，使得两动力轴绕主梁旋转的角度可以单独控制。

进一步，左动力轴上安装有第一动力源和第二动力源，右动力轴上安装有第三动力源和第四动力源，第一动力源和第二动力源的转向相反且转速相同，第三动力源和第四动力源的转向相反且转速相同。这样就可以使动力组内上下两个螺旋桨工作时由于反向旋转，产生的反扭矩会相互抵消，消除了飞行控制中可能出现的变量耦合。

进一步，前翼带前掠，后翼带后掠，能够使得布局重量更集中，转动惯量更小，飞行器整体更紧凑，利于控制。

进一步，在机身的后部还设有垂尾，可以增加飞机横侧向稳定性。

本发明还公开了所述垂直起降飞行器的控制方式，包括横滚控制、偏航控制和俯仰控制。横滚控制通过左动力组和右动力组转速差产生的直接拉力差实施控制，左右动力组均产生竖直向上的拉力分量，当转速不一致时，竖直方向拉力分量大小不一样，所有会存在一个绕飞机纵向对称轴的滚转力矩，从而实现飞行器的横滚控制；偏航控制通过左动力组和右动力组绕主梁差动旋转的角度差带来的不对称拉力分量产生偏航力矩实施控制，当左动力组向机头旋转，右动力组向机尾旋转，左动力产生的拉力有向前的分量，右动力产生的拉力有向后的分量，则存在一个使飞行器向右偏转的力矩，进而实现控制飞行器的偏航运动；俯仰控制通过左动力组和右动力组绕主梁同步旋转带来拉力线变化产生俯仰力矩实施控制，当左动力轴和右动力轴同步向机头旋转，转动角度小于90度，两者产生的拉力均有竖直向上的分量，由于飞行器重心位于气动重心前，所以此时产生低头力矩，使飞行器低头；如果转动角度大于90度，两者产生的拉力均有竖直向下的分量，这使得飞行器抬头，从而实现飞行器的俯仰控制。传统飞机的横滚是靠副翼实现，偏航是靠方向舵实现，俯仰是靠升降舵实现，本发明没有相应舵面，用左右动力组件实现横滚、偏航和俯仰控制。传统飞机靠舵面控制上述三种姿态时，舵面需要偏转，舵面偏转会降低飞机的气动性能，本方案无人机在调整姿态时气动性能基本不受影响。

附图说明

图1为本发明的垂直起降飞行器在垂直起降状态下的结构示意图；

图2为本发明的垂直起降飞行器在差动状态下的结构示意图；

图3为本发明垂直起降飞行器的左右动力组同向转动下的结构示意图；

图4为本发明的垂直起降飞行器在巡航状态下的结构示意图；

图5为本发明的垂直起降飞行器的动力组的结构爆炸示意图；

图6为本发明的垂直起降飞行器的攻角-升阻比曲线。

其中，1为机身，2为前翼，3为后翼，4为主梁，5为左动力组，6为右动力组，7为第二舵机，8为轴承；

5-1为第一螺旋桨，5-2为第二螺旋桨，5-3为左动力轴；6-1为第三螺旋桨，6-2为第四螺旋桨，6-3为右动力轴。

具体实施方式

下面结合具体的实施例对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制；术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性；此外，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明公开了一种垂直起降飞行器，设定垂直起降飞行器的机身1的前侧为前方，机身1的后侧为后方，沿着机身1从后向前的方向，机身1的左侧为本发明中的左向，机身11的右侧为本发明中的右向；下面使用的左右以此为标准。

如图1～4所示，本发明公开了一种垂直起降飞行器，包括机身1，在机身1的前部且左右双侧各设置有一个前翼2，后部双侧各设置有一个后翼3，两个前翼2相对于机身1对称，两个后翼3相对于机身1对称；在机身1的中部设置有左动力组5和右动力组6，左动力组5和右动力组6以机身1为中心轴线对称设置，两个动力组的主梁4同轴布置，并可以分别绕主梁4轴线转动，每个动力组绕其主梁4轴线旋转的角度可以单独控制；每一个动力组上固定设置有动力轴，两个动力组上设置的动力轴位置到于机身1轴线距离相等。

更优地，后翼3的翼展长度大于或等于前翼2的翼展长度，通过调整前后翼3的尺寸、形状和安装角，使得全机气动中心位置在主梁4的中线轴线上，满足垂直起降飞行器中心和气动中心重合的控制要求，同时可以使无人机的气动性能更优。

左动力组5包括左动力轴5-3、第一螺旋桨5-1和第二螺旋桨5-2，第一螺旋桨5-1安装在左动力轴5-3一端，第二螺旋桨5-2安装在左动力轴5-3另一端，左动力轴5-3上安装有第一动力源和第二动力源，第一螺旋桨5-1和第一动力源连接，第二螺旋桨5-2和第二动力源连接，第一动力源和第二动力源的转向相反，使得第一螺旋桨5-1和第二螺旋桨5-2的旋转方向相反，第一螺旋桨5-1和第二螺旋桨5-2大小相等。

右动力组6包括右动力轴6-3、第三螺旋桨6-1和第四螺旋桨6-2，第三螺旋桨6-1安装在右动力轴6-3一端，第四螺旋桨6-2安装在右动力轴6-3另一端，右动力轴6-3上安装有第三动力源和第四动力源，第三螺旋桨6-1和第三动力源连接，第四螺旋桨6-2和第四动力源连接，第三动力源和第四动力源的转向相反，使得第三螺旋桨6-1和第四螺旋桨6-2的旋转方向相反，第三螺旋桨6-1和第四螺旋桨6-2大小相等。

第一螺旋桨5-1和第二螺旋桨5-2可以分别由不同电机或发动机带动，此种状态，电机或发动机转速由飞控发送指令分别控制，转速可以相同，也可以不同。

如图5所示，左动力组5一侧设有第一舵机，右动力组6一侧设有第二舵机7，第一舵机和第二舵机7固定在主梁4上，第一舵机输出轴与左动力轴5-3连接，用于驱动左动力轴5-3相对主梁4的转动；第二舵机7输出轴与右动力轴6-3连接，用于驱动右动力轴6-3相对主梁4的转动。

左动力轴5-3通过第一舵机连接在主梁4一端，右动力轴6-3通过第二舵机7连接在主梁4另一端，舵机旋转可以实现动力轴相对于主梁4的转动。左动力轴5-3和右动力轴6-3通过轴承8可以分别绕主梁4旋转，两个动力轴各连接一个舵机，使得两动力轴绕主梁4旋转的角度可以单独控制。

两动力组内的上下两个螺旋桨由于反向旋转，工作时产生的反扭矩相互抵消，消除了飞行控制中可能出现的变量耦合。

动力组的螺旋桨可以替换为涵道风扇。涵道风扇由涵道外壳和涵道螺旋桨组成，其中涵道螺旋桨的固定方式和单独螺旋桨相同，涵道外壳和电机座或发动机安装座固定。

动力源能够选用常用的飞行器发动机或电机，比如活塞发动机或涡轮螺旋桨发动机。动力源可以选择纯电力驱动，或者油电混合动力，或者纯油动驱动。

本发明在垂直起飞和垂直降落或者悬停阶段的控制方式与传统垂直起降飞行器控制有所不同，具体为：

横滚控制通过左动力组5和右动力组6转速差产生的直接拉力差实施控制，此处的转速差指的是左动力组5的螺旋桨和右动力组6的螺旋桨的转速差。左动力组5和右动力组6均产生竖直向上的拉力分量，当转速不一致时，竖直方向拉力分量大小不一样，所有会存在一个绕飞机纵向对称轴的滚转力矩，从而实现飞行器的滚转控制。

如图2所示，偏航控制通过左动力组5和右动力组6绕主梁4差动旋转的角度差带来的不对称拉力分量产生偏航力矩实施控制：假设左动力轴5-3向机头旋转，右动力轴6-3向机尾旋转，左动力组5产生的拉力有向前的分量，右动力组6产生的拉力有向后的分量，则存在一个使飞机向右偏转的力矩，进而实现控制飞行器的偏航运动。

如图3所示，俯仰控制通过左动力组5和右动力组6绕主梁4同步旋转带来拉力线变化产生俯仰力矩实施控制：假设左动力轴5-3和右动力轴6-3同步向机头旋转，转动角度小于90度，两者产生的拉力均有竖直向上的分量，由于飞行器重心位于气动重心前，所以此时产生低头力矩，使飞行器低头；如果转动角度大于90度，两者产生的拉力均有竖直向下的分量，这使得飞行器抬头，从而实现飞行器的俯仰控制。

前翼2和后翼3可以是直机翼也可以带掠角，如图1所示，优选为前翼2带前掠，后翼3带后掠，能够使得布局重量更集中，转动惯量更小，飞行器整体更紧凑，利于控制。

传统飞机的横滚是靠副翼实现，偏航是靠方向舵实现，俯仰是靠升降舵实现，本发明没有相应舵面，用左右动力组件实现横滚、偏航和俯仰控制。传统飞机靠舵面控制上述三种姿态时，舵面需要偏转，舵面偏转会降低飞机的气动性能，本方案无人机在调整姿态时气动性能基本不受影响。

本发明的垂直起降飞行器适用于无人机，也适用于有人驾驶的情况。

该发明无人机对前后机翼的构型进行了优化，通过仿真模拟，得到如图6所示的仿真数据，在相同的仿真的条件下，本发明的升阻比大于对比例，说明本发明的气动性能较对比例有了很大的提升。对比例是一款常规倾转旋翼无人机，与本发明尺寸基本相同，使用工况基本相同，对比例无人机是一款常规倾转旋翼无人机，起降时，四个旋翼同时工作，巡飞时，前面两个螺旋桨倾转，继续工作，后面两个螺旋桨不工作。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。