CN109795682A - 一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器及其控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，由机身、机翼、垂直尾翼、起落架、升降副翼、第一动力***、第二动力***、第三动力***、能源***和飞行控制器组成。第一动力***和第二动力***安装于机翼中段，其螺旋桨直径大，第三动力***安装于机身上侧，飞行器总的桨盘载荷低，垂直起降阶段飞行器效率高。起降阶段通过三个动力***推力差控制飞行器俯仰和滚转姿态，水平飞行阶段通过第一、二动力***与第三动力***的推力差配平飞行器纵向通道，使得飞行器配平阻力小。一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器具有姿态控制能力强、起降及水平飞行效率高等优点。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域，具体为一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器及其控制方法。
背景技术
目前尾坐式垂直起降飞行器主要是两桨布局、四桨布局和多桨布局。两桨尾坐式垂直起降飞行器在起降飞行中采用处于螺旋桨滑流中的气动舵面提供飞行器俯仰控制，但是滑流舵面舵效低、带宽低，飞行器受到侧风扰动时稳定性差。四桨及多桨尾坐式垂直起降飞行器在起降阶段采用推力差控制飞行器俯仰姿态，但是四个桨螺旋桨和多个螺旋桨的布局受到飞行器机翼展长的限制，螺旋桨直径难以做大，而螺旋桨桨盘面积是与直径的平方成正比，总的桨盘面积较两桨尾坐式垂直起降飞行器桨盘面积小，飞行器起飞重量受限，起降阶段的效率较低。
尾坐式飞行器为了降低重心，通常采用无水平尾翼布局，在水平飞行阶段飞行器纵向配平较为困难，升降副翼需要产生负升力用于使飞行器保持平飞迎角，此时升降副翼带来较大的附加阻力，飞行器水平飞行升阻比较低，使得飞行器巡航效率较低。
本发明提出一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器及其控制方法，该飞行器为尾坐式布局，采用三旋翼布局，通过推力组合及升降副翼偏转共同完成飞行器纵向配平及操纵。与现有尾坐式相比，提高了飞行器垂直起降过程中的控制能力及效率，提高了巡航飞行升阻比，更容易实现长航程飞行。
发明内容
本发明要解决的技术问题在于克服现有尾坐式飞行器的飞行效率低的缺陷，从而提供一个一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器及其控制方法。
一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器属于航空技术领域，其特征(如图1所示)在于含有：机身1、机翼2、垂直尾翼3、起落架4、升降副翼5、第一动力***6、第二动力***7、第三动力***8、能源***9和飞行控制器10；
所述机翼2采用高效平飞的大展弦比机翼，对称安装在机身两侧，所述升降副翼5安装在机翼2后缘，所述垂直尾翼3安装在机身2上；
所述第一动力***6和第二动力***7对称安装在机身1左右两侧，且在机翼2下侧，推力线至飞行器重心有一定距离的偏移；
所述第三动力***8安装在垂直尾翼3上，推力线至飞行器重心有一定距离偏移；
所述第一动力***6的特征在于含有：发动机6-1和螺旋桨6-2；
所述第二动力***7的特征在于含有：发动机7-1和螺旋桨7-2；
所述第三动力***8的特征在于含有：发动机8-1和螺旋桨8-2；
所述螺旋桨6-2和螺旋桨7-2为大直径低桨盘载荷螺旋桨，所述螺旋桨6-2和螺旋桨7-2分别为正桨和反桨，螺旋桨6-2和螺旋桨7-2为反转扭矩相互抵消；
所述能源***9安装于机身1内部，为发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1提供能源；
所述飞行控制器10安装于机身1内部；
一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器具有三个飞行阶段：垂直起飞、垂直降落和水平飞行阶段；在垂直起飞和垂直降落阶段，飞行器机头竖直向上，第一动力***6、第二动力***7和第三动力***8的推力之和与飞行器重力相平衡；在平飞飞行阶段，一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器与一般固定翼飞行器一样，第一动力***6、第二动力***7和第三动力***8的推力用于克服飞行器气动阻力。
一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器的螺旋桨8-2可以为共轴双旋翼螺旋桨，其反转扭矩接近于0。螺旋桨8-2也可以为正桨或者反桨，第三动力***8的推力轴线与垂直尾翼3对称平面存在倾斜角，第三动力***8的推力相对飞行器重心产生的力矩与螺旋桨8-2的反转扭矩之和接近于0。螺旋桨8-2为正桨或反桨，通过驱动器带动第三动力***8左右倾转，使第三动力***8推力线倾斜，产生相对于飞行器重心的力矩抵消螺旋桨8-2的反转扭矩。
一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器的发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1可以为电动机，此时所述能源***9为电池组。发动机6-1和发动机7-1也可以为内燃机，发动机8-1为电动机，此时能源***9为燃油***和电池组的组合。发动机6-1和发动机7-1也可以为内燃机与电动机的组合动力，发动机8-1为内燃机与电动机的组合动力或电动机，此时能源***9为燃油***和电池组的组合，在飞行器垂直起飞和垂直降落阶段发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1的内燃机与电动机共同驱动螺旋桨，在飞行器水平飞行阶段发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1的电动机利用内燃机剩余功率发电，给能源***9的电池组充电。
一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器控制方法，其特征在于：在本发明高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器垂直起飞和降落阶段，通过升降副翼5反对称偏转控制飞行器偏航姿态，通过改变第一动力***6、第二动力***7和第三动力***8的推力与升降副翼5对称偏转组合控制飞行器俯仰姿态；在本发明高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器水平飞行阶段，通过升降副翼5反对称偏转控制飞行器滚转姿态，通过第一动力***6、第二动力***7和第三动力***8的推力与升降副翼5对称偏转组合配平飞行器纵向通道、控制俯仰姿态，并使升降副翼5下偏且偏转角较小，使飞行器处于高升阻比飞行状态。
本发明的优点在于：
(1)采用3个螺旋桨的布局，使得在飞行器展长尺寸有限的条件下螺旋桨桨盘总面积更大，使得飞行器起飞重量大，可以携带更多的能源，飞行器起降阶段功率消耗更小，对动力***总功率要求更低，因此更加高效。
(2)采用三个螺旋桨推力与升降副翼偏转组合的纵向配平及俯仰控制方案，使得起降阶段飞行器的抗风能力强，巡航阶段飞行器配平阻力较小，可以实现高升阻比飞行，因此飞行器巡航效率更高。
附图说明
图1：一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器三维图。
1.机身，2.机翼，3.垂直尾翼，4.起落架，5.升降副翼，6.第一动力***，7.第二动力***，8.第三动力***，9.能源***，10.飞行控制器。
图2：一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器侧视图。
1.机身，2.机翼，6.第一动力***，7.第二动力***，8.第三动力***。
图3：一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器飞行模式示意图。
具体实施方式
以发动机采用电动机、能源***采用电池组、螺旋桨8-2采用正桨的飞行器为例进一步说明。
在附图1中，第一动力***位于机翼下侧，并在机身左侧，第二动力***位于机翼下侧，并在机身右侧，第一动力***和第二动力***分别为正桨和反桨，使得反扭矩相互抵消。第一动力***和第二动力***分别安装于两侧机翼，螺旋桨直径大。第三动力***安装于垂直尾翼翼尖，该垂直尾翼位于机身正上方，与第一、二动力***的螺旋桨桨盘有一定距离，避免相互干扰。垂直尾翼的翼尖安装有起落架支点，使得飞行器起落架纵向宽度宽，起飞和着陆时飞行器更加稳定，且结构重量轻。
飞行器总推力为：
T＝T1+T2+T3
其中，T1为第一动力***产生的推力，T2为第二动力***7产生的推力，T3为第三动力***产生的推力。第一动力***、第二动力***产生的推力和第三动力***总的桨盘面积为：
A＝0.5*π*d1*d1+0.25*π*d2*d2
其中，d1为第一、二动力***螺旋桨直径，d2为第三动力***螺旋桨直径。在垂直起降飞行模式，第一动力***、第二动力***、第三动力***的推力之和与飞行器重力相当，第一、二动力***螺旋桨为大直径螺旋桨，桨盘载荷低，使得一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器起飞重量可以较大，携带更多的燃料，在垂直起飞和降落阶段具有高的效率。
在飞行器垂直起降过程中，通过改变第一动力***、第二动力***产生的推力和第三动力***的推力大小，可以实现总推力T不变的情况下产生俯仰操纵力矩：
M＝b*T3–a*(T1+T2)
其中，a为第一动力***和第二动力***的推力线与飞行器重心的距离，b为第三动力***推力线与飞行器重心的距离，如图2所示。
一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器的飞行过程如下：(1)垂直起飞。如附图3所示，飞行器机头竖直向上，起飞前飞行器通过起落架支撑在地面上，第一、二和三动***产生的推力平衡飞行器重力。飞行器离地后，通过升降副翼控制飞行器偏航姿态，通过第一、二动力***的推力差控制飞行器滚转姿态，通过调节第一、二和三动***产生的推力控制飞行器俯仰姿态。在飞行器达到安全高度时，控制飞行器俯逐渐前倾，此时动力***推力使得飞行器水平加速，当飞行器达到转换飞行速度时，即转为水平飞行。
(2)水平飞行。如附图3所示，该阶段飞行器水平飞行，通过机翼产生气动力平衡飞行器重力，通过升降副翼控制飞行器滚转姿态。通过第一、二动力***与第三动力***的推力差产生俯仰操纵力矩M配平飞行器纵向通道，使得气动舵面的配平偏转角很小，飞行器处于高升阻比飞行状态。
(3)垂直降落。如附图3所示，飞行器由水平飞行逐渐增加俯仰角，使得飞行器减速，同时动力学输出功率逐渐增加，部分推力用于支撑飞行器重力，动力***工作状态与垂直起飞模式一样。随着飞行器水平飞行速度减小，飞行器姿态转为竖直向上，通过升降副翼控制飞行器偏航姿态，通过第一、二动力***的推力差控制飞行器滚转姿态，通过调节第一、二和三动***产生的推力控制飞行器俯仰姿态。飞行器达到着陆点后，逐渐降低飞行高度，直至起落架着地，完成垂直降落。
以上所述的具体实施方法，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了详细说明，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 (9)
1.一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，其特征在于含有：机身1、机翼2、垂直尾翼3、起落架4、升降副翼5、第一动力***6、第二动力***7、第三动力***8、能源***9和飞行控制器10；
所述机翼2采用高效平飞的大展弦比机翼，对称安装在机身两侧，所述升降副翼5安装在机翼2后缘，所述垂直尾翼3安装在机身2上；
所述第一动力***6和第二动力***7对称安装在机身1左右两侧，且在机翼2下侧，推力线至飞行器重心有一定距离的偏移；
所述第三动力***8安装在垂直尾翼3上，推力线至飞行器重心有一定距离偏移；
所述第一动力***6的特征在于含有：发动机6-1和螺旋桨6-2；
所述第二动力***7的特征在于含有：发动机7-1和螺旋桨7-2；
所述第三动力***8的特征在于含有：发动机8-1和螺旋桨8-2；
所述螺旋桨6-2和螺旋桨7-2为大直径低桨盘载荷螺旋桨，所述螺旋桨6-2和螺旋桨7-2分别为正桨和反桨，螺旋桨6-2和螺旋桨7-2为反转扭矩相互抵消；
所述能源***9安装于机身1内部，为发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1提供能源；
所述飞行控制器10安装于机身1内部；
一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器具有三个飞行阶段：垂直起飞、垂直降落和水平飞行阶段；在垂直起飞和垂直降落阶段，飞行器机头竖直向上，第一动力***6、第二动力***7和第三动力***8的推力之和与飞行器重力相平衡；在平飞飞行阶段，一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器与一般固定翼飞行器一样，第一动力***6、第二动力***7和第三动力***8的推力用于克服飞行器气动阻力。
2.根据权利要求1所述的高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，其特征在于：螺旋桨8-2为共轴双旋翼螺旋桨，其反转扭矩接近于0。
3.根据权利要求1所述的高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，其特征在于：螺旋桨8-2为正桨或者反桨，第三动力***8的推力轴线与垂直尾翼3对称平面存在倾斜角，第三动力***8的推力相对飞行器重心产生的力矩与螺旋桨8-2的反转扭矩之和接近于0。
4.根据权利要求1所述的高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，其特征在于：螺旋桨8-2为正桨或反桨，通过驱动器带动第三动力***8左右倾转，使第三动力***8推力线倾斜，产生相对于飞行器重心的力矩抵消螺旋桨8-2的反转扭矩。
5.根据权利要求1-4任一项所述的高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，其特征在于：所述发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1为电动机，所述能源***9为电池组。
6.根据权利要求1-4任一项所述的高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，其特征在于：所述发动机6-1和发动机7-1为内燃机，所述发动机8-1为电动机，所述能源***9为燃油***和电池组的组合。
7.根据权利要求1-4任一项所述的高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，其特征在于：所述发动机6-1和发动机7-1分别为内燃机与电动机组合的动力装置，所述发动机8-1为电动机，所述能源***9为燃油***和电池组的组合，在飞行器垂直起飞和垂直降落阶段发动机6-1和发动机7-1的内燃机与电动机共同驱动螺旋桨，在飞行器水平飞行阶段发动机6-1和发动机7-1的电动机利用内燃机剩余功率发电，给能源***9的电池组充电。
8.根据权利要求1-4任一项所述的高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器，其特征在于：所述发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1分别为内燃机与电动机组合的动力装置，所述能源***9为燃油***和电池组的组合，在飞行器垂直起飞和垂直降落阶段发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1的内燃机与电动机共同驱动螺旋桨，在飞行器水平飞行阶段发动机6-1、发动机7-1和发动机8-1的电动机利用内燃机剩余功率发电，给能源***9的电池组充电。
9.一种高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器控制方法，其特征在于：在本发明高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器垂直起飞和降落阶段，通过升降副翼5反对称偏转控制飞行器偏航姿态，通过改变第一动力***6、第二动力***7和第三动力***8的推力与升降副翼5对称偏转组合控制飞行器俯仰姿态；
在本发明高效尾坐式垂直起降固定翼飞行器水平飞行阶段，通过升降副翼5反对称偏转控制飞行器滚转姿态，通过第一动力***6、第二动力***7和第三动力***8的推力与升降副翼5对称偏转组合配平飞行器纵向通道、控制俯仰姿态，并使升降副翼5下偏且偏转角较小，使飞行器处于高升阻比飞行状态。
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20190524 |
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |