一种分布升力鸭式布局垂直起降无人机及控制方法与流程

本发明涉及无人机技术领域，具体为一种分布升力鸭式布局垂直起降无人机及控制方法。

背景技术：

随着垂直起降无人机的应用范围越来越广，人们对其飞行性能，例如载重能力、巡航时间等的要求也越来越高。多旋翼无人机是一种最常见的垂直起降无人机，其优点在于成本低、易于控制等。但也有很明显的缺点，例如续航时间、载荷能力、抗风能力等。这些缺点限制了多旋翼无人机在更多专业领域的运用。为了克服这些缺点，出现了兼顾垂直起降性能和巡航性能的无人机，具体可分为倾转旋翼式、复合翼式和尾座式三类。这几类均利用转动部件提供垂直起降阶段足够的升力，利用固定翼面提供巡航时需用的升力，实现高效率的巡航。

尾座式无人机由于形式非常规，目前应用很少。倾转旋翼式无人机通过旋翼旋转平面的转动，改变旋翼拉力的方向，从而实现垂直起降和固定翼巡航阶段不同的拉力需求。复合翼式无人机在垂直起降阶段，通过多个升力螺旋桨协同工作产生略大于飞机自身重力的拉力，在巡航阶段，无人机通过固定翼面产生足够的升力，而升力螺旋桨此时处于不工作的状态，由通常安装在机头的螺旋桨来克服飞机飞行的阻力。

常见的停转旋翼式无人机可见授权发明专利“一种复合翼垂直起降无人机”(cn105539834b)中的描述。为了得到垂直起降阶段的操纵力矩，现有的方法是对四个螺旋桨的桨距或转速进行调整，使每个螺旋桨产生不同的拉力，从而产生相应的操纵力矩。因为螺旋桨桨叶气动设计和电机性能的限制，通过这种方式产生的操纵力矩有限。另外，提供前飞动力的前拉螺旋桨在垂直起降阶段基本无用，这是一种不必要的资源浪费。

正如发明专利cn105539834b中的描述，目前制约复合翼类无人机的难点是垂直起降阶段的偏航控制，受制于升力螺旋桨的电机性能、自身扭矩小等，复合翼类无人机往往只能提供弱的偏航力矩，而其固定翼形式的气动布局形式，决定了其在某些环境下(如侧风)需要一定的偏航力矩来保持飞机的平衡。为了解决偏航力矩不足的问题，最直观的解决方式就是发明专利cn105539834b中描述的那样，在飞机垂直尾翼上安装专门负责提供偏航力矩的螺旋桨，但是这类飞机大部分的工作状态处于固定翼状态，在固定翼状态下，垂直尾翼上的方向舵，已经可以提供足够的偏航力矩，此时上述的偏航力矩螺旋桨将处于不工作的状态，是一种资源的浪费。同时，由于其在垂直尾翼上开孔，对飞机在固定翼巡航阶段的航向、横向静稳定性造成了一定的损失。

技术实现要素：

为了克服上述复合翼式无人机的前拉螺旋桨垂直起降阶段的资源浪费及垂直起降阶段全机操纵力矩(特别是偏航力矩)有限的问题，本发明结合复合翼式无人机和倾转旋翼式无人机的特点，提出了一种分布升力鸭式布局垂直起降无人机，并提出相应的控制方法。

本发明的技术方案为：

所述一种分布升力鸭式布局垂直起降无人机，包括机身和垂尾，垂尾上具有方向舵；其特征在于：还具有两个固定翼升力面，分别为位于机头位置附近的鸭翼和位于机尾位置垂尾顶部的平尾，鸭翼和平尾上各自安装有鸭翼舵面和平尾舵面；在鸭翼和平尾上分别安装有升力螺旋桨，升力螺旋桨拉力方向不改变，用于提供垂直起降阶段的升力，在平尾翼尖两端分别安装有一个倾转螺旋桨，通过桨盘的倾转实现拉力方向的改变，提供垂直起降时的操纵力和力矩以及固定翼巡航时的前飞动力。

进一步的，鸭翼和平尾上安装的升力螺旋桨个数n相同，且n为偶数，鸭翼上安装的n个升力螺旋桨关于机身对称面对称分布，平尾上安装的n个升力螺旋桨关于机身对称面对称分布。

进一步的，所述升力螺旋桨通过固定连接结构安装在鸭翼和平尾的前部。

进一步的，所述倾转螺旋桨后部有与平尾翼型匹配的翼段，翼段内端面与平尾端面通过转动结构连接，转轴垂直于机身对称面；当翼段相对平尾转动时，能够带动倾转螺旋桨桨盘倾转实现拉力方向的改变。

进一步的，所述升力螺旋桨采用定距桨叶设计，通过转速控制其产生的拉力大小；所述倾转螺旋桨采用变距桨叶设计，能够通过控制总距和转速两种方式控制其拉力大小。

进一步的，所述升力螺旋桨采用单桨盘或两桨盘串列式；其中两桨盘串列式升力螺旋桨由两个升力螺旋桨通过连杆上下平行放置组成。

进一步的，所述升力螺旋桨采用桨叶分离式升力螺旋桨，升力螺旋桨的桨叶均不处于同一旋转平面，每个桨叶的旋转平面沿旋转轴线纵向分布，通过连杆连接在一起；在固定翼巡航阶段，所有桨叶均顺流向锁定。

所述分布升力鸭式布局垂直起降无人机的控制方法，包括：

在垂直起降开始阶段，先调整倾转螺旋桨，使其螺旋桨旋转平面与水平面平行；升力螺旋桨与倾转螺旋桨共同提供垂直起降阶段所需升力；在垂直起降过程中，通过调整倾转螺旋桨的桨距和转速，提供俯仰力矩和滚转力矩，并通过调整倾转螺旋桨的倾转角度提供偏航力矩；

在垂直起飞至飞机高度满足要求时，进入垂直起降与固定翼飞行之间的过渡阶段，倾转螺旋桨逐渐改变其倾转角度，产生使飞机前进的拉力分量，飞机向前加速飞行；随着飞行速度的增大，两个固定翼升力面上的升力逐渐增大，同时通过控制升力螺旋桨转速逐步减小其产生的拉力；当两个固定翼升力面提供足够升力后，升力螺旋桨停止工作，倾转螺旋桨旋转平面垂直于水平面，拉力方向与机身纵向轴线平行，提供克服飞行阻力的拉力，无人机以固定翼形式进行巡航飞行；

在固定翼巡航阶段，升力螺旋桨停止工作，倾转螺旋桨的拉力只用来克服飞机飞行阻力，根据飞行速度的不同，通过调整倾转螺旋桨的总距和转速以提高其工作效率，此时控制和平衡飞机的气动力矩由安装在鸭翼、平尾和垂尾上的舵面提供。

有益效果

本发明通过将停转旋翼式无人机和倾转旋翼式无人机进行有机组合，提升了无人机在垂直起降阶段的控制能力和爬升能力，同时尽可能的避免了资源浪费。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是单桨盘升力螺旋桨。

图中：1桨叶、2驱动电机。

图2是两桨盘串列式升力螺旋桨。

图中：3桨盘间连杆。

图3是桨叶分离式升力螺旋桨(未包含电机)。

图中：4支杆。

其中(a)为垂直起降时示意图，(b)为巡航时示意图。

图4是无人机侧视图。此处以四个升力螺旋桨的构型为例进行说明。

图中：5机身、6发动机进气口、7发动机排气口、8垂尾、9平尾、10方向舵、11鸭翼、12升力螺旋桨固定撑杆、13升力螺旋桨、14倾转螺旋桨、15起落架。

图5是垂直起降阶段无人机俯视图。

图中：16鸭翼舵面、17平尾舵面、18可动平尾。

图6是巡航阶段无人机俯视图。

具体实施方式

本发明中的无人机具有机身、垂尾、两个固定翼升力面，多个在垂直起降阶段提供升力的螺旋桨，一对可以进行倾转运动的倾转螺旋桨。其中固定翼升力面分别是鸭翼和平尾，鸭翼位于机头附近，平尾位于机尾附近的垂尾顶部，呈t型布局。多个升力螺旋桨通过固定连接结构如撑杆分别连接在鸭翼和平尾上，并分别处于鸭翼和平尾前部，且鸭翼、平尾上的升力螺旋桨数量相等，这些升力螺旋桨关于机身对称面对称分布。一对倾转螺旋桨安装在平尾翼尖部位，当倾转螺旋桨转动时，平尾翼尖部分翼面跟随其一起转动。

全机螺旋桨的数目为“2n+2”个，n＝2，3，4等等。其中，“2n”个为升力螺旋桨，拉力方向不改变提供垂直起降阶段的升力，“2”个为倾转螺旋桨，可通过桨盘的倾转实现拉力方向的改变，提供垂直起降时的操纵力和力矩以及固定翼巡航时的前飞动力。

在这“2n+2”个螺旋桨中，为了简化控制复杂性，并且降低整机结构重量，对于“2n”个升力螺旋桨采用定距桨叶设计，通过转速控制其产生的拉力大小，对于剩下的“2”个倾转螺旋桨采用变距桨叶设计，使其足够灵活，适用于多种工况，可以通过控制总距和转速两种方式控制其拉力大小。

根据无人机的起飞重量，“2n”个升力螺旋桨的形式可采用单桨盘或两桨盘串列式。其中两桨盘串列式升力螺旋桨由两个升力螺旋桨通过连杆上下平行放置组成，两桨盘串列式升力螺旋桨可在不改变飞机整体布局的情况下有效提升全机起飞重量。

且“2n”个升力螺旋桨也可采用桨叶分离式升力螺旋桨，即螺旋桨的桨叶均不处于同一旋转平面，每个桨叶的旋转平面沿旋转轴线纵向分布，通过连杆连接在一起。当在巡航阶段，所有桨叶均顺流向锁定，可以减小无人机在固定翼巡航阶段的空气阻力，实现高效率巡航。

为了保证固定翼巡航时的操纵，鸭翼、平尾和垂尾上将安装有相应的气动舵面，当处于固定翼巡航状态时，在鸭翼、平尾上的舵面主要提供俯仰和滚转力矩，在垂尾上的方向舵主要提供偏航力矩。

下面叙述控制方法：

飞行过程可分为垂直起降阶段、过渡阶段和固定翼巡航阶段。

在垂直起降开始阶段，通过“2n”个升力螺旋桨工作产生足够的升力，使倾转螺旋桨的旋转平面与水平面平行，通过调整倾转螺旋桨的桨距和转速，产生足够的垂直上升率、俯仰力矩和滚转力矩。在垂直起降过程中，通过适当的调整倾转螺旋桨的倾转角度来提供全机垂直起降阶段足够的偏航力矩。为了保证垂直起降阶段飞机平衡，“2n”个升力螺旋桨产生的拉力及“2”个倾转螺旋桨产生的拉力对重心的力矩要与外界气流对重心产生的力矩平衡，此时飞行控制系统根据“2n”个升力螺旋桨的位置，“2”个倾转螺旋桨的位置及倾转角度，综合当前飞机的外部气流环境，解算出“2n”个升力螺旋桨和“2”个倾转螺旋桨需要产生的拉力，以及“2”个倾转螺旋桨需要的倾转角度，“2n”个升力螺旋桨的拉力通过转速调整，“2”个倾转螺旋桨的拉力通过转速和总距共同调整。

当飞机高度合适时，全机进入过渡阶段。“2”个倾转螺旋桨逐渐地改变其倾转角度，产生使飞机前进的拉力分量，飞机开始向前加速飞行。与此同时，随着飞行速度的增大，两个固定翼升力面，鸭翼和平尾上的升力逐渐增大，那么“2n”个升力螺旋桨即可以通过控制转速逐步减小其产生的拉力。当飞行速度足够大时，鸭翼和平尾翼面上产生的升力等于飞机的重力时，“2n”个升力螺旋桨即可停止工作，此时“2”个倾转螺旋桨的完全处于固定翼巡航状态，旋转平面垂直于水平面，拉力方向与机身纵向轴线平行，提供克服飞行阻力的拉力，飞机以固定翼形式进行巡航飞行。

在固定翼巡航阶段，“2n”个螺旋桨完全停止工作，“2”个倾转螺旋桨的拉力只用来克服飞机飞行阻力，根据飞行速度的不同，调整倾转螺旋桨的总距和转速以提高其工作效率，此时控制和平衡飞机的气动力矩由安装在鸭翼、平尾和垂尾上的舵面提供，为了达到最优的控制效果，可通过气动设计实现。

下面以n＝2，即全机共有4个升力螺旋桨和2个倾转螺旋桨，详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

4个升力螺旋桨可以是图1所示的普通单桨盘定距螺旋桨，也可以是图2所示的两桨盘串列式定距螺旋桨，采用两桨盘串列式定距螺旋桨可以在不改变总体布局的情况下，显著的提升全机最大起飞重量。对于两桨盘串列式定距螺旋桨来说，可分为上桨盘和下桨盘，其中上下两个桨盘的桨距允许有差别，通过调整两个桨盘的桨距，可以提升其工作效率。此外，两个桨盘的旋转方向往往是相反的。

在固定翼巡航状态下，4个升力螺旋桨均不工作，为了尽可能地减小其带来的空气阻力，可采用如图3(a)所示的桨叶分离式升力螺旋桨，在巡航时，将桨叶均顺流向锁定，如图3(b)所示。桨叶分离式升力螺旋桨的桨叶设计与普通单桨盘定距螺旋桨桨叶设计保持一致。但是在结构设计上，桨叶分离式螺旋桨往往要强于普通单桨盘定距螺旋桨。

2个倾转螺旋桨安装于平尾翼尖处，进行倾转操作时，翼尖部分平尾跟随其一起转动，图5是垂直起降时全机俯视图，图6是固定翼巡航时全机俯视图。根据设计，可将平尾分为固定翼面和可动翼面，固定翼面上布置有舵面，而可动翼面通过铰接与固定翼面连接，与2个倾转螺旋桨同时实现倾转运动。

鸭翼、平尾、垂尾的设计要根据固定翼巡航时的要求进行相应的设计。全机所有的舵面均通过铰接的方式安装于鸭翼、平尾、垂尾三个固定翼面上，通过舵机实现舵面的偏转，而4个升力螺旋桨通过撑杆固连在鸭翼和平尾上。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。