一種復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及垂直起降飛機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]固定翼垂直起降無(wú)人機(jī)兼顧固定翼無(wú)人機(jī)的高速飛行能力、久航能力和多軸無(wú)人機(jī)的垂直起降能力，因此，因?yàn)槠鋵?shí)用價(jià)值，在工業(yè)無(wú)人機(jī)領(lǐng)域固定翼垂直起降無(wú)人機(jī)得到了的廣泛推崇。
[0003]現(xiàn)有固定翼垂直起降無(wú)人機(jī)大體分為三種形式:傾轉(zhuǎn)動(dòng)力式，尾座式和復(fù)合翼式。其中，復(fù)合翼垂直起降方案是以常規(guī)固定翼飛行器為基礎(chǔ)，增加多軸動(dòng)力單元，在垂直起降及低速狀態(tài)下按照多軸模式飛行，通過(guò)多個(gè)螺旋槳產(chǎn)生向上的拉力克服重力和氣動(dòng)阻力進(jìn)行飛行；而在高速狀態(tài)下，按照固定翼模式飛行，通過(guò)機(jī)翼氣動(dòng)升力克服重力，通過(guò)拉力向前的螺旋槳克服氣動(dòng)阻力。與其他方式相比，復(fù)合翼垂直起降方案無(wú)需額外機(jī)構(gòu)，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單;不存在大幅度飛行姿態(tài)變化，導(dǎo)航解算容易。因此，復(fù)合翼垂直起降方案是目前可靠性最高，技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)最低的長(zhǎng)航時(shí)垂直起降無(wú)人機(jī)方案，成為工業(yè)無(wú)人機(jī)研發(fā)領(lǐng)域的熱點(diǎn)。
[0004]然而，多軸模式的偏航控制是制約復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)實(shí)用化的難點(diǎn)。大部分多軸無(wú)人機(jī)的控制是通過(guò)同時(shí)調(diào)整多個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速完成的，滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航存在控制耦合，當(dāng)三個(gè)方向指令值和測(cè)量值的偏差同時(shí)達(dá)到較高水平時(shí)，至少一個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速飽和，造成控制能力下降。多軸無(wú)人機(jī)的偏航控制力矩源于螺旋槳的轉(zhuǎn)動(dòng)阻力矩，其量值低于通過(guò)螺旋槳拉力與力臂產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)控制力矩和俯仰控制力矩，當(dāng)三個(gè)方向或兩個(gè)方向(包括偏航方向)的指令值與測(cè)量值的偏差較大時(shí)，偏航方向?qū)⑹紫仁タ刂颇芰Α?br>[0005]由于復(fù)合翼無(wú)人機(jī)相比多軸無(wú)人機(jī)增加了機(jī)身、機(jī)翼等相對(duì)尺寸和重量較大的部件，其偏航轉(zhuǎn)動(dòng)慣量增量較大，偏航控制能力偏低的問(wèn)題更為尖銳，輕者姿態(tài)控制精度下降，重者控制發(fā)散導(dǎo)致飛行事故。雖然調(diào)整控制器的參數(shù)和結(jié)構(gòu)能在一定程度上延緩偏航控制飽和，但無(wú)法從根本上消除偏航控制能力的短板。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)中復(fù)合翼無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)的控制問(wèn)題，本發(fā)明提供了一種復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)，用于解決現(xiàn)有復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)垂直起降和低速飛行狀態(tài)下的偏航控制能力問(wèn)題。
[0007]為解決上述問(wèn)題，本發(fā)明提供的一種復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)通過(guò)以下技術(shù)要點(diǎn)來(lái)解決問(wèn)題:一種復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)，包括機(jī)身、固定于機(jī)身上且相對(duì)于機(jī)身的長(zhǎng)度方向?qū)ΨQ(chēng)的機(jī)翼、固定于機(jī)翼上的垂直動(dòng)力單元及固定于機(jī)身上的平飛動(dòng)力單元，還包括固定于機(jī)身上的垂直尾翼，所述垂直尾翼上還設(shè)置有偏航控制單元和水平尾翼；
所述機(jī)翼固定于機(jī)身中段，所述機(jī)翼的后緣上鉸接有兩片副翼，兩片副翼位于機(jī)身的不同側(cè)；
所述垂直動(dòng)力單元為四個(gè)，垂直動(dòng)力單元包括垂直動(dòng)力螺旋槳、電機(jī)和電子調(diào)速器，所述電子調(diào)速器用于控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速，所述電機(jī)用于制動(dòng)垂直動(dòng)力螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)；
機(jī)身兩側(cè)的機(jī)翼上均設(shè)置有兩個(gè)垂直動(dòng)力單元，且位于機(jī)身同側(cè)的兩個(gè)垂直動(dòng)力單元位于機(jī)身長(zhǎng)度方向的不同位置，四個(gè)垂直動(dòng)力單元相對(duì)于機(jī)身兩兩對(duì)稱(chēng)；
所述垂直尾翼固定于機(jī)身后端的上側(cè)，所述垂直尾翼上開(kāi)有通孔，所述偏航控制單元安裝于所述通孔中，所述偏航控制單元包括可產(chǎn)生拉力向機(jī)身長(zhǎng)度方向左側(cè)或右側(cè)的變槳距螺旋槳;所述水平尾翼相對(duì)于機(jī)身的長(zhǎng)度方向?qū)ΨQ(chēng)，水平尾翼的后緣上還鉸接有升降舵；所述平飛動(dòng)力單元包括可產(chǎn)生沿著機(jī)身長(zhǎng)度方向拉力的平飛螺旋槳。
[0008]具體的，本發(fā)明提供的無(wú)人機(jī)在飛行時(shí)，具有多種飛行狀態(tài):高速狀態(tài)、垂直起降及低速狀態(tài)。高速狀態(tài)下垂直動(dòng)力單元不工作，平飛動(dòng)力單元的拉力向前的平飛螺旋槳克服氣動(dòng)阻力，機(jī)翼產(chǎn)生氣動(dòng)升力，克服重力。副翼提供滾轉(zhuǎn)控制力矩，升降舵提供俯仰控制力矩。
[0009]垂直起降和低速狀態(tài)下垂直動(dòng)力單元的垂直動(dòng)力螺旋槳提供的拉力的用于克服全機(jī)重力，4個(gè)垂直動(dòng)力單元均有相對(duì)于無(wú)人機(jī)重心的滾轉(zhuǎn)力臂和俯仰力臂，通過(guò)改變4個(gè)螺旋槳拉力提供所需的滾轉(zhuǎn)控制力矩和俯仰控制力矩;偏航方向有通過(guò)如下途徑提供控制力矩:偏航控制單元的變槳距螺旋槳具有相對(duì)于無(wú)人機(jī)重心的偏航力臂。
[0010]本發(fā)明的提供的復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)采用垂直尾翼上安裝的變槳距螺旋槳提供偏航力矩，由于螺距響應(yīng)速度高于轉(zhuǎn)速響應(yīng)速度，因此變槳距螺旋槳改變偏航力矩更快，與現(xiàn)有技術(shù)通過(guò)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)阻力矩控制偏航相比，本發(fā)明的偏航控制單元提高了偏航指令的響應(yīng)速率，提高偏航控制效果。
[0011]更進(jìn)一步的技術(shù)方案為:
作為具體的垂直動(dòng)力單元在機(jī)翼上的連接方案，還包括用于垂直動(dòng)力單元與機(jī)翼固定連接的兩根動(dòng)力單元安裝桿，兩根動(dòng)力單元安裝桿分別固定于機(jī)身的不同側(cè)，且安裝桿的長(zhǎng)度方向與機(jī)身的長(zhǎng)度方向平行，各動(dòng)力單元安裝桿的端部均固定有一個(gè)垂直動(dòng)力單元。
[0012]以上結(jié)構(gòu)中，便于實(shí)現(xiàn)在不改變機(jī)翼尺寸的情況下，將位于機(jī)身同側(cè)的兩個(gè)垂直動(dòng)力單元設(shè)置得間距較遠(yuǎn)，以在改變單個(gè)垂直動(dòng)力單元運(yùn)行狀態(tài)的情況下，獲得更為基準(zhǔn)的無(wú)人機(jī)飛行狀態(tài)控制效果。
[0013]由于本發(fā)明提供的無(wú)人機(jī)在垂直起降時(shí)，特別是在起飛時(shí)，垂直動(dòng)力單元提供的拉力需克服無(wú)人機(jī)的重力，為利于動(dòng)力單元安裝桿與機(jī)翼連接點(diǎn)的受力情況，所述動(dòng)力單元安裝桿與機(jī)翼的底面固定連接。
[0014]為使得垂直動(dòng)力單元能夠?yàn)楸緹o(wú)人機(jī)提供偏航力矩，所述垂直動(dòng)力單元的垂直動(dòng)力螺旋槳軸線(xiàn)具有非零的安裝傾角，垂直動(dòng)力螺旋槳軸線(xiàn)的傾斜方向?yàn)橄鄬?duì)于機(jī)身的長(zhǎng)度方向向左或向右傾斜，以在垂直動(dòng)力螺旋槳工作的過(guò)程中，垂直動(dòng)力單元可產(chǎn)生向無(wú)人機(jī)左側(cè)或右側(cè)的分力。
[0015]本方案中，本復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)采用的偏航控制單元可以通過(guò)改變變槳距螺旋槳轉(zhuǎn)速改變偏航力矩，而垂直動(dòng)力單元的安裝傾角使4個(gè)垂直動(dòng)力單元產(chǎn)生的拉力具有水平分量，即向本無(wú)人機(jī)左側(cè)或者右側(cè)的水平分力，也能夠提供偏航控制力矩;這兩種途徑保證了本發(fā)明的無(wú)人機(jī)最大偏航控制力矩相比現(xiàn)有技術(shù)大幅度提高，避免了偏航控制飽和對(duì)于無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制的負(fù)面影響，提高了無(wú)人機(jī)的魯棒性，這種有益效果在偏航轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相對(duì)較大的復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)上體現(xiàn)的更為顯著。
[0016]本方案提供的復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)采用偏航控制單元和垂直動(dòng)力單元的傾角一起控制偏航，使得偏航、滾轉(zhuǎn)和俯仰控制解耦成為可能;通過(guò)控制力矩分配，可將垂直動(dòng)力單元完全用于滾轉(zhuǎn)和俯仰控制，而其產(chǎn)生的偏航力矩由偏航控制單元進(jìn)行抵消，這樣降低了無(wú)人機(jī)的控制難度，提高了復(fù)合翼垂直起降無(wú)人機(jī)的控制精度。
[0017]本方案中，4個(gè)垂直動(dòng)力單元的螺旋槳拉力具有水平分量和相對(duì)于重心的偏航力臂，能夠產(chǎn)生偏航控制力矩，而垂直動(dòng)力螺旋槳的轉(zhuǎn)動(dòng)阻力矩也基本沿偏航方向，因此，協(xié)調(diào)的改變這4個(gè)螺旋槳的轉(zhuǎn)速，能夠改變偏航力矩。
[0018]所述垂直尾翼的后緣上還鉸接有方向舵。所述方向舵用于實(shí)現(xiàn)本無(wú)人機(jī)在高速飛行狀態(tài)下的偏航控制，該技術(shù)方案中，通過(guò)垂直動(dòng)力單元、偏航控制單元以及偏航舵，便于獲得對(duì)無(wú)人機(jī)更大的偏航控制力矩。即方向舵、垂直動(dòng)力單元和偏航控制單元均可獨(dú)立提供偏航控制力矩，也可以同時(shí)提供偏航力矩。
[0019]作為用于制動(dòng)平飛螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)裝置的具體實(shí)現(xiàn)形式，用于制動(dòng)平飛螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)裝置為內(nèi)燃機(jī)或電機(jī)。優(yōu)選設(shè)置為驅(qū)動(dòng)裝置包括內(nèi)燃機(jī)和電機(jī)，以使得對(duì)平飛螺旋槳具有兩種驅(qū)動(dòng)形式，利于本無(wú)人機(jī)高速飛行下的安全性。
[0020]作為偏航控制單元的具體實(shí)現(xiàn)形式，所述偏航控制單元還包括偏航電機(jī)、偏航電子調(diào)速器和偏航舵機(jī)，所述偏航電子調(diào)速器用于控制偏航電機(jī)的轉(zhuǎn)速，所述偏航電機(jī)用于制動(dòng)變槳距螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)，所述偏航舵機(jī)用于改變變槳距螺旋槳的螺距。本方案中，偏航控制單元的變槳距螺旋槳具有相對(duì)于重心的偏航力臂，協(xié)調(diào)改變偏航電子調(diào)速器和偏航舵機(jī)的指令可以調(diào)整變槳距螺旋槳的轉(zhuǎn)速和螺距，相應(yīng)改變偏航控制力矩。
[0021]為便于改變機(jī)翼在無(wú)人機(jī)高速飛行狀態(tài)下，對(duì)無(wú)人機(jī)產(chǎn)生的偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩的大小，所述副翼與機(jī)翼的傾角，以及副翼與機(jī)身的傾角均可調(diào)。
[0022]本發(fā)明具有以下有