CN111674545A - 一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法 - Google Patents

一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法 Download PDF

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贺庆
张云
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Abstract

本发明提供一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法，通过发动机矢量旋转***使得飞行器的所有动力电机参与飞行作业的全过程，降低单个动力电机平均负载，并利用其低负载时相对较高的螺旋桨力效和***力效，大幅增加固定翼模式下的任务负载与巡航时间。通过发动机的扭矩可以实现飞机姿态的细微调整。飞机靠后的两个动力电机的旋转方向是向后与向下，可以在不改变电机旋转方向的前提下尽可能缩短发动机矢量旋转***支撑杆与机翼的距离，使得飞行器机身得到进一步精简。四个矢量旋转电机的矢量旋转由两个舵机完成控制，减少控制舵机数量，进一步降低机身重量，能够提升垂直起降飞行器的能量利用效率与飞行稳定度。

Description

一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法
技术领域
本发明实施例涉及飞行器技术领域，具体涉及一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法。
背景技术
航空器的发展将人类活动的领域从平面变成了立体。进入二十世纪以来，无人航空器的快速发展使得机械，电子电气设备，复合材料得到了广泛的应用。主流航空器当中，固定翼航空器具有航程远、相对能耗低、负载能力强等优势。然而其不足之处也很明显，其对于飞行起降场地的要求较高，并且需要具有一定飞行技能的人员来进行操作。同样，四旋翼飞行器，具有操作简单，对起降场地要求低的优势，其不足为航程段，相对能耗高等缺陷。两类航空器优势互补，于是垂直起降的固定翼飞行器便开始逐渐进入大家的视野，并成为当前热门的发展趋势。
初期垂直起降的固定翼飞行器，采用多旋翼与固定翼直接结合的方式。无法在飞行时进行稳定的飞行模式转换，不稳定的飞行平台容易对机载设备的精度造成一定的影响并直接影响设备的使用寿命。同时，多旋翼与固定翼飞行器的直接结合会出现飞行过程中动力电机闲置不参与工作的情况。上述两方面的限制使得垂直起降的飞行器在航程与载重方面出现了无法避免的损失。
因此，如何提供一种飞行器方案，能够提升垂直起降飞行器的能量利用效率与飞行稳定度，是本领域技术人员系带解决的技术问题。
发明内容
为此，本发明实施例提供一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法，能够提升垂直起降飞行器的能量利用效率与飞行稳定度。
为了实现上述目的，本发明实施例提供如下技术方案：
一方面，本发明实施例提供一种倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，包括：飞行器控制***，发动机矢量旋转***，飞行器动力***；
所述飞行器控制***用于测量飞行器飞行状态信息并接收飞行员控制信息，然后控制所述飞行器动力***与发动机矢量旋转***实现飞行控制；
所述发动机矢量旋转***用于改变飞行器电机拉力的方向，通过接收飞行器控制***的信号，改变四枚发动机拉力相对于飞行器的角度；
所述飞行器动力***用于提供飞行器飞行时的动力来源，并根据接收飞行器控制***的指令改变发动机拉力或推力的大小。
优选地，所述飞行器控制***包括：遥控数据接收器，姿态传感器，空速传感器，GPS信号传感器，三轴陀螺仪传感器，飞行控制***整合所述姿态传感器、所述空速传感器、所述GPS信号传感器、所述三轴陀螺仪传感器获取的传感数据，并将所述传感数据打包处理分析，同时部分数据传向地面终端，以便通过地面控制台上的软件完成数据的查看和显示。
优选地，所述飞行器控制***还包括：对信号调理完成后输入发动机矢量旋转***和飞行器动力***，对发动机矢量旋转***和飞行器动力***完成控制。
优选地，所述发动机矢量旋转***还包括机身连接固定模块，支撑杆，旋转结构模块，旋转控制舵机，舵机固定结构，电机固定底座，且支撑杆横穿飞行器机身，同时平行于机翼，并垂直于机身对称轴，支撑杆由在机身内部的舵机驱动旋转，实现发动机拉力方向旋转的动作。
优选地，所述发动机矢量旋转***还包括在四旋翼模式下，前后发动机的矢量方向差距为180度，也就是说，靠近机头的两枚发动机动力向上，提供的是拉力，同时靠后的两枚发动机动力向上提供的是推力。
优选地，所述发动机矢量旋转***的前后所有发动机所提供的动力方向是一致的，但是，在飞行模式由多旋翼转为固定翼时，在矢量旋转过程中，将发动机的原始方向定义为朝上、方向值为0点钟方向，从飞机的右侧观察，则靠前的发动机方向从12点钟方向以顺时针旋转90度，同时动力方向一直是拉力；靠后的发动机从6点钟方向顺时针旋转90度，同时动力方向一直是推力。
优选地，所述飞行器动力***的所有的动力电机会全程参与工作一直处于提供拉力或推力的状态，同时根据接收飞行器控制***的指令改变发动机拉力或推力的大小。
另一方面，本发明实施例提供一种倾转式垂直起降飞行器控制方法，应用于上述任一种倾转式垂直起降飞行器，包括：
飞行器控制***测量飞行器飞行状态信息并接收飞行员控制信息，然后控制所述飞行器动力***与发动机矢量旋转***实现飞行控制；
发动机矢量旋转***改变飞行器电机拉力的方向，通过接收飞行器控制***的信号，改变四枚发动机拉力相对于飞行器的角度；
飞行器动力***提供飞行器飞行时的动力来源，并根据接收飞行器控制***的指令改变发动机拉力或推力的大小。
本发明实施例提供一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法，通过发动机矢量旋转***使得飞行器的所有动力电机参与飞行作业的全过程，降低单个动力电机平均负载，并利用其低负载时相对较高的螺旋桨力效和***力效，大幅增加固定翼模式下的任务负载与巡航时间。通过发动机的扭矩可以实现飞机姿态的细微调整。飞机靠后的两个动力电机的旋转方向是向后与向下，可以在不改变电机旋转方向的前提下尽可能缩短发动机矢量旋转***支撑杆与机翼的距离，使得飞行器机身得到进一步精简。四个矢量旋转电机的矢量旋转由两个舵机完成控制，减少控制舵机数量，进一步降低机身重量，能够提升垂直起降飞行器的能量利用效率与飞行稳定度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引申获得其它的实施附图。
本说明书所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。
图1是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器的一个视角的总体示意图。
图2是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器另一视角的总体示意图。
图3是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器的飞行器动力***的局部示意图。
图4是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器中发动机矢量旋转***的示意图。
图5是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器中飞行器控制***的逻辑结构框图。
图6是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器的简化程序原理框图。
附图标识如下：
1-机身；11-机翼；2-发动机矢量旋转***；21-舵机；22-舵机安装座；23-倾转传动机构；24-前旋翼支臂；25-后旋翼支臂；26-前旋翼支臂限位机构；27-后旋翼支臂限位机构；3-飞行器动力***；31-电机；32-电机安装座；4-飞行器控制***；5-起落架。
具体实施方式
以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参考图1，图2、、图3、图4、图5、图6，图1是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器的一个视角的总体示意图；图2是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器另一视角的总体示意图；图3是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器的飞行器动力***的局部示意图；图4是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器中发动机矢量旋转***的示意图；图5是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器中飞行器控制***的逻辑结构框图；图6是本发明一种倾转式固定翼垂直起降飞行器的简化程序原理框图。
在本发明实施例中，为了便于控制、震动较小，而且倾转旋翼无人机能够快速完成从垂直起降到水平巡航飞行状态的转换，如图1-图6所示，本发明提供一种倾转式垂直起降飞行器控制***，包括发动机矢量旋转***2，飞行器动力***3，飞行器控制***4，其中机身1的两侧分别连接有一个机翼11；发动机矢量旋转***2对称设置在机身1的两侧，每个发动机矢量旋转***2均连接于机身1；飞行器控制***4设置在机身1上，与发动机矢量旋转***2以及飞行器动力***3连接。
发动机矢量旋转***2能够相对机身1转动，具有第一状态、第二状态和第三状态，发动机矢量旋转***2转动至第一状态时，能够与飞行器动力***3相配合，为无人机的垂直起降提供动力；发动机矢量旋转***2转动至第二状态时，能够与飞行器动力***3相配合，为无人机的第一状态到第三状态以及第三状态到第一状态的飞行提供动力；发动机矢量旋转***2转动至第三状态时，能够与飞行器动力***3相配合，为无人机的水平巡航提供动力；通过上述设置，使得无人机能够快速稳定完成垂直起降与水平巡航飞行状态的相互转换，降低了控制难度。
进一步地，本无人机采用常规机翼加正常尾翼布局，机翼11展弦比较大，升阻特性良好；常规尾翼布局，能够提供较好的纵向和航向操稳特性；结构简单可靠，加工制造和装配相对简单，降低成本。本无人机还包括发动机矢量旋转***2，其中包括的前旋翼支臂24和后旋翼支臂25均相对机身1对称设置，且分别与机身1固定连接。
进一步地，发动机矢量旋转***2包括倾转组件、支臂组件和限位组件，倾转组件设机身1上，支臂组件与倾转组件连接，倾转组件能够驱动支臂组件在0-90°之间转动。具体地，倾转组件包括舵机21，舵机21设置在机身1内部。具体地，倾转组件包括倾转传动机构23，舵机21的输出轴与倾转传动机构23连接,倾转传动机构23与支臂组件连接，通过调控舵机21的输出角度，使得支臂组件相对机身1产生一定的旋转，从而为无人机飞行与姿态控制提供动力。为了便于将舵机21与机身1连接，可选地，倾转组件包括舵机安装座22，舵机安装座22与机身1连接，舵机21安装在舵机安装座22上，倾转组件转动连接于舵机安装座22。
所述发动机矢量旋转***的前后所有发动机所提供的动力方向是一致的，但是，在飞行模式由多旋翼转为固定翼时，在矢量旋转过程中，将发动机的原始方向定义为朝上、方向值为0点钟方向，从飞机的右侧观察，则靠前的发动机方向从12点钟方向以顺时针旋转90度，同时动力方向一直是拉力；靠后的发动机从6点钟方向顺时针旋转90度，同时动力方向一直是推力。
进一步地，支臂组件包括前旋翼支臂24和后旋翼支臂25。24和25分别以对称的布局固定于机身1上。并可以被倾转组件驱动在0-90°之间转动。
进一步的，限位组件包括前旋翼支臂限位机构26和后旋翼支臂限位机构27。26和27分别固定于前后支臂组件与机身连接处，可以使得支臂组件只拥有前后倾转的自由度。
进一步地，飞行器动力***3包括电机31、电机安装座32和旋翼，旋翼与电机32的输出轴连接，电机31安装在电机安装座32上，电机安装座32连接于支撑杆末梢。通过舵机21驱动前旋翼支臂25和后旋翼支臂26转动，从而带动电机31转动。当无人机处于所述第一状态升降过程时，前旋翼支臂24上的两个电机31保持竖直向上状态，提供向上拉力，后旋翼支臂25上的两个电机31保持竖直向下状态，提供向上推力，四个电机共同为无人机提供升力；当无人机处于所述第二状态飞行模式转换状态时，前旋翼支臂的方向由向上倾转为向前，后旋翼支臂的方向由向下倾转为向后，在旋翼转动方向与力矩方向不变的前提下完成姿态平稳过渡；当无人机处于所述第三状态水平巡航状态，电机31的拉力均保持水平状态，其中前旋翼支臂24上的电机31方向向前提供拉力，后旋翼支臂25上的电机31方向向后提供推力，四个电机31共同为无人机提供飞行动力。
进一步地，飞行器控制***4，其位置固定于机身1内部，并且与发动机矢量旋转***2和飞行器动力***3连接，通过对2和3的控制实现对飞行器姿态和速度的控制。
进一步地，机身1的下端设置有三个起落架5，起落架5采用常规前三点式布局，其中两个相对机身1的中轴线对称设置，位置在机翼下方，另一个位于机身1的中轴线下方位置在机头下方。起落架4与机身1之间采用融合设计，有效减小干扰阻力。机身1外形采用飞行阻力小的流线型设计，机头为钝头体，保证充足的机体内部空间，尾部按流线型轮廓收敛，能够有效减小机身1部分的压差阻力。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。

Claims (8)

1.一种倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，包括：飞行器控制***，发动机矢量旋转***，飞行器动力***；
所述飞行器控制***用于测量飞行器飞行状态信息并接收飞行员控制信息，然后控制所述飞行器动力***与发动机矢量旋转***实现飞行控制；
所述发动机矢量旋转***用于改变飞行器电机拉力的方向，通过接收飞行器控制***的信号，改变四枚发动机拉力相对于飞行器的角度；
所述飞行器动力***用于提供飞行器飞行时的动力来源，并根据接收飞行器控制***的指令改变发动机拉力或推力的大小。
2.根据权利要求1所述的倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器控制***包括：遥控数据接收器，姿态传感器，空速传感器，GPS信号传感器，三轴陀螺仪传感器，飞行控制***整合所述姿态传感器、所述空速传感器、所述GPS信号传感器、所述三轴陀螺仪传感器获取的传感数据，并将所述传感数据打包处理分析，同时部分数据传向地面终端，以便通过地面控制台上的软件完成数据的查看和显示。
3.根据权利要求1所述的倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器控制***还包括：对信号调理完成后输入发动机矢量旋转***和飞行器动力***，对发动机矢量旋转***和飞行器动力***完成控制。
4.根据权利要求1所述的倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，所述发动机矢量旋转***还包括机身连接固定模块，支撑杆，旋转结构模块，旋转控制舵机，舵机固定结构，电机固定底座，且支撑杆横穿飞行器机身，同时平行于机翼，并垂直于机身对称轴，支撑杆由在机身内部的舵机驱动旋转，实现发动机拉力方向旋转的动作。
5.根据权利要求4所述的倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，所述发动机矢量旋转***还包括在四旋翼模式下，前后发动机的矢量方向差距为180度，也就是说，靠近机头的两枚发动机动力向上，提供的是拉力，同时靠后的两枚发动机动力向上提供的是推力。
6.根据权利要求1所述的倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，所述发动机矢量旋转***的前后所有发动机所提供的动力方向是一致的，但是，在飞行模式由多旋翼转为固定翼时，在矢量旋转过程中，将发动机的原始方向定义为朝上、方向值为0点钟方向，从飞机的右侧观察，则靠前的发动机方向从12点钟方向以顺时针旋转90度，同时动力方向一直是拉力；靠后的发动机从6点钟方向顺时针旋转90度，同时动力方向一直是推力。
7.根据权利要求1至6任一项所述的倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，所述飞行器动力***的所有的动力电机会全程参与工作一直处于提供拉力或推力的状态，同时根据接收飞行器控制***的指令改变发动机拉力或推力的大小。
8.一种倾转式垂直起降飞行器控制方法，应用于如权利要求1至7任一项所述的倾转式垂直起降飞行器，其特征在于，包括：
飞行器控制***测量飞行器飞行状态信息并接收飞行员控制信息，然后控制所述飞行器动力***与发动机矢量旋转***实现飞行控制；
发动机矢量旋转***改变飞行器电机拉力的方向，通过接收飞行器控制***的信号，改变四枚发动机拉力相对于飞行器的角度；
飞行器动力***提供飞行器飞行时的动力来源，并根据接收飞行器控制***的指令改变发动机拉力或推力的大小。
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