CN109353506A - 一种双余度作动的尾座式无人机 - Google Patents

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王吴凡
朱纪洪
匡敏驰
史恒
闫星辉
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    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft

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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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Abstract

本发明公开了一种双余度作动的尾座式无人机，其特征在于含有：机身、机翼、旋翼发动机、二自由度矢量基座、矢量舵机、副翼、升降舵、方向舵、舵面舵机。所述旋翼发动机安装在所述二自由度矢量基座上，所述二自由度矢量基座固定在所述机身前部，所述矢量舵机驱动所述旋翼发动机全向偏转，所述副翼安装在所述机翼下方，所述升降舵和所述方向舵安装在机身尾部，所述舵面舵机驱动所述副翼、所述升降舵和所述方向舵偏转。本发明的无人机采用二自由度推力矢量和控制舵面相结合的双余度作动方式，保证了整个飞行包线姿态控制的可靠与高效，适用于推广应用。

Description

一种双余度作动的尾座式无人机
技术领域
本发明属于飞行器设计领域，涉及飞行器可靠性设计、控制效率分析。
背景技术
尾座式无人机具有旋翼无人机垂直起降和空中悬停的能力，兼备固定翼无人机飞行速度快、巡航时间长等优点，近年来受到广泛关注和研究。目前国内外尾座式无人机构型大概可分为：单旋翼(舵面控制)、多旋翼(推力差动控制)、涵道风扇(推力矢量控制)、双/多旋翼(推力差动和舵面控制)。现有尾座式无人机在构型设计时通常以所需的动力和作动装置简单且数量最少作为主要目标，无法保证无人机操控的可靠性。另外，由于动力和作动装置的限制，现有尾座式无人机构型往往只在特定飞行状态下具有较高操控效能，不具备全飞行包线的高效姿态控制能力。
发明内容
为了克服上述尾座式无人机可靠性不足、全飞行包线控制效率低等问题，本发明提供一种全飞行包线控制可靠、高效的双余度作动尾座式无人机。
一种双余度作动的尾座式无人机属于飞行器设计技术领域，其特征在于，包括(如图1所示)机身(1)、机翼(2)、旋翼发动机(3)、二自由度矢量基座(4)、矢量舵机(5)、副翼(6)、升降舵(7)、方向舵(8)、舵面舵机(9)。
旋翼发动机(3)安装在二自由度矢量基座(4)上，二自由度矢量基座(4)固定在机身(1)前部，矢量舵机(5)驱动旋翼发动机(3)全向偏转，副翼(6)安装在机翼(2)下方，升降舵(7)和方向舵(8)安装在机身尾部，舵面舵机(9)驱动副翼(6)、升降舵(7)和方向舵(8)偏转。
如图2所示，本发明的无人机通过偏转二自由度矢量基座(4)和升降舵(7)实现俯仰通道姿态控制。
如图3所示，本发明的无人机通过偏转二自由度矢量基座(4)和方向舵(8)实现偏航通道姿态控制。
如图4所示，本发明的无人机通过偏转副翼(6)实现滚转通道姿态控制。
本发明的优点在于：本发明的无人机采用双余度作动的操控方式，提高了控制的可靠性。本发明的无人机在低速飞行状态下，可主要通过偏转二自由度矢量基座(4)和副翼(4)实现姿态控制；在高速平飞状态下，可主要通过偏转副翼(6)、升降舵(7)和方向舵(8)实现姿态控制，具备全飞行包线的高效姿态控制能力。
附图说明
图1：一种双余度作动的尾座式无人机构型示意图。
图2：一种双余度作动的尾座式无人机俯仰控制示意图。
图3：一种双余度作动的尾座式无人机偏航控制示意图。
图4：一种双余度作动的尾座式无人机滚转控制示意图。
具体实施方式
下面采用附图和实施例对本发明做进一步说明，此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明的限定。
如图1所示的一种双余度作动的尾座式无人机构型示意图，机身(1)和机翼(2)采用kt板材质减轻无人机整体重量，旋翼发动机(3)安装在二自由度矢量基座(4)上，二自由度矢量基座(4)最大偏转角为20度，二自由度矢量基座(4)固定在机身(1)前部，矢量舵机(5)驱动旋翼发动机(3)全向偏转，副翼(6)安装在机翼(2)下方，升降舵(7)和方向舵(8)安装在机身尾部，舵面舵机(9)驱动副翼(6)、升降舵(7)和方向舵(8)偏转。
如图2所示，本发明的无人机通过偏转二自由度矢量基座(4)和所述升降舵(7)实现俯仰通道姿态控制。
如图3所示，本发明的无人机通过偏转二自由度矢量基座(4)和所述方向舵(8)实现偏航通道姿态控制。
如图4所示，本发明的无人机通过偏转副翼(6)实现滚转通道姿态控制。
本发明的无人机在低速飞行状态下，主要通过偏转二自由度矢量基座(4)和副翼(4)实现姿态控制；在高速平飞状态下，主要通过偏转副翼(6)、升降舵(7)和方向舵(8)实现姿态控制，从而实现全飞行包线的可靠、高效控制。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种双余度作动的尾座式无人机，其特征在于，包括机身(1)、机翼(2)、旋翼发动机(3)、二自由度矢量基座(4)、矢量舵机(5)、副翼(6)、升降舵(7)、方向舵(8)、舵面舵机(9)；所述旋翼发动机(3)安装在所述二自由度矢量基座(4)上，所述二自由度矢量基座(4)固定在所述机身(1)前部，所述矢量舵机(5)驱动所述旋翼发动机(3)全向偏转，所述副翼(6)安装在所述机翼(2)下方，所述升降舵(7)和所述方向舵(8)安装在所述机身(1)尾部，所述舵面舵机(9)驱动所述副翼(6)、所述升降舵(7)和所述方向舵(8)偏转；所述一种双余度作动的尾座式无人机通过偏转所述二自由度矢量基座(4)和所述升降舵(7)实现俯仰通道姿态控制，通过偏转所述二自由度矢量基座(4)和所述方向舵(8)实现偏航通道姿态控制，通过偏转所述副翼(6)实现滚转通道姿态控制。
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