CN113232838A - 基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器，由机尾坐立式垂直起降飞行器、支撑杆、尾撑及其控制***组成。支撑杆、尾撑及其控制***对称的设置在机身上下两侧，机尾坐立式垂直起降飞行器可主动控制机身、支撑杆与尾撑间的角度，进行起落架的分置与对接的变体运动，使起落架贴合机尾坐立式垂直起降飞行器的特点具有两种作业模式，同时支撑杆与尾撑构成的二段可控的起落架结构增加了机尾坐立式垂直起降飞行器自适应起降功能，双模式变体自适应起落架对于机尾坐立式垂直起降飞行器具备良好的通用性，结构简单。

Description

基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器

技术领域

本发明涉及航空技术领域中的无人机技术方向，尤其涉及基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器。

背景技术

机尾坐立式飞行器在国内外已经引起了足够的重视，但仍有部分关键问题没有解决，尚未形成成熟的型号，机尾坐立式飞行器由于机身竖立，其起降稳定性较差，而目前已推出的试验机或民用机均采用的固定起落架，起降约束已经成为制约机尾坐立式飞行器发展的关键技术之一。

目前存在的尾坐式垂直起降飞行器的方案中，对于可收放尾撑起落架的设计，主要是将主起落架安装于尾坐式垂直起降飞行器下方，用于飞行器在停放于地面时的主要支撑。这种实现起落架的可收放功能的设计，存在的问题在于：主体结构为直段式结构，由起落架结构重量进行配平和辅助操纵的能力差，且主起落架为轮式起落架，降落稳定性差更不具备自适应降落能力。因此，举例实际的产品化应用还有一定的距离。

发明内容

本发明的实施例提供基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器，具备良好的通用性可以应用于不平坦的着陆区域，且结构简单易于生产和维护。

为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：

基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器，其组成部分至少包括：动力***（1）、机身（2）、机翼（3）、副翼（5）和4个支撑子模块；在每一个支撑子模块中，包括：支撑杆控制***（4）、尾撑杆控制***（6）、支撑杆（7）、尾撑杆（8）和尾撑垂直尾翼（10）；支撑杆（7）的顶端通过支撑杆控制***（4）与机身（2）铰接，支撑杆（7）的尾端通过尾撑杆控制***（6）与尾撑杆（8）顶端铰接；尾撑杆（8）的末端安装有尾撑垂直尾翼（10）；支撑杆控制***（4）用于驱动支撑杆（7）转动，同时尾撑杆控制***（6）用于驱动尾撑杆（8）转动，以便于支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整。

4个支撑子模块按照机身（2）对称布置；其中，两个支撑子模块按照机身（2）的中轴线对称分布并组成一个支撑模块，在一个支撑模块中，单侧支撑杆（7）分左右两组对称安装在左右两侧机翼（3）上，并且在机身（2）上下两侧分别对称设置有2个支撑模块。在一个支撑模块中，两个支撑子模块各自的尾撑垂直尾翼（10）之间，还安装有尾撑水平尾翼（9）。

在起飞前或者降落后，所述垂直起降飞行器通过支撑杆（7）、尾撑杆（8）、尾撑水平尾翼（9）和尾撑垂直尾翼（10）支撑在着陆区域的表面，用于承担所述垂直起降飞行器的重量并且保持所述垂直起降飞行器的姿态平衡。

在所述垂直起降飞行器进行飞行模式的转换过程中，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）分别驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，使得支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整,以便于所述垂直起降飞行器配平；并在所述垂直起降飞行器稳定后，在机身（2）上下两侧分别对称设置的2个支撑模块开始合拢并最终闭合，在最终闭合后，尾撑水平尾翼（9）距所述垂直起降飞行器的重心的距离为支撑杆（7）与尾撑杆（8）的长度之和。

在所述垂直起降飞行器开始降落时，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，调整支撑杆（7）和尾撑杆（8）变化至与降落区域的表面匹配的姿态进行降落。

还提供基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器的控制方法，包括：

S1、动力***（1）启动，并为所述垂直起降飞行器提供升力；

S2、启动飞行模式的转换，在飞行模式的转换过程中，支撑杆控制***（4）驱动支撑杆（7）转动，同时尾撑杆控制***（6）驱动尾撑杆（8）转动,以便于支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整并保持所述垂直起降飞行器配平；

S3、在所述垂直起降飞行器的飞行姿态稳定后，触发机身（2）上下两侧分别对称设置的2个支撑模块开始合拢并最终闭合；

S4、当所述垂直起降飞行器开始降落时，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，并调整支撑杆（7）和尾撑杆（8）变化至与降落区域的表面匹配的姿态进行降落。

本发明实施例提供的基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器，由机尾坐立式垂直起降飞行器、支撑杆、尾撑及其控制***组成。支撑杆、尾撑及其控制***对称的设置在机身上下两侧，机尾坐立式垂直起降飞行器可主动控制机身、支撑杆与尾撑间的角度，进行起落架的分置与对接的变体运动，使起落架贴合机尾坐立式垂直起降飞行器的特点具有两种作业模式，同时支撑杆与尾撑构成的二段可控的起落架结构增加了机尾坐立式垂直起降飞行器自适应起降功能，具备良好的通用性可以应用于不平坦的着陆区域，且结构简单易于生产和维护。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例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本发明的一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明实施例提供的大致结构的立体图；

图2为本发明实施例提供的飞行器在平地工况下的降落状态示意图；

图3为本发明实施例提供的飞行器在非平地工况下的单侧内收自适应降落状态示意图；

图4为本发明实施例提供的飞行器在非平地工况下的单侧外扩自适应降落状态示意图；

图5为本发明实施例提供的飞行器在非平地工况下的两侧外扩自适应降落状态示意图；

图6为本发明实施例提供的飞行器模式转换状态下的起落架自适应调整示意图；

图7、8为本发明实施例提供的飞行器的局部示例的示意图；

图9、10为本发明实施例提供的方法流程示意图；其中，附图中的各个标号分别表示：1-动力***、2-机身、3-机翼、4-支撑杆控制***、5-副翼6-撑杆控制***、7-支撑杆、8-尾撑杆、9-尾撑水平尾翼、10-尾撑垂直尾翼、11-支撑杆驱动杆和12-尾撑杆驱动杆。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本实施例中所涉及的机尾坐立式飞行器的运行原理，通常是指推力方向固定在机身纵轴上，采用机尾坐地式起飞，达到一定高度后转入平飞，降落时先爬升并机头向上，随后减小推力垂直降落。在实现推力换向时，推力和机身同步转动。本实施例的设计思路在于，通过局部或整体改变飞行器的外形形状使飞行器能够实时适应多种任务需求且使飞行器能在多种环境下保持最优性能和效率。但目前主要的发展方向为变后(前) 掠飞行器、变展长飞行器、倾斜翼变体飞行器、卷弧翼飞行器以及组合式变体飞行器，针对起落架的变体技术还比较少，且实现目的多为起落架可收放功能设计。

本发明实施例提供基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器的控制方法，如图9、10所示的，包括：

S1、动力***（1）启动，并为所述垂直起降飞行器提供升力。

S2、启动飞行模式的转换，在飞行模式的转换过程中，支撑杆控制***（4）驱动支撑杆（7）转动，同时尾撑杆控制***（6）驱动尾撑杆（8）转动,以便于支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整并保持所述垂直起降飞行器配平。

S3、在所述垂直起降飞行器的飞行姿态稳定后，触发机身（2）上下两侧分别对称设置的2个支撑模块开始合拢并最终闭合。

S4、当所述垂直起降飞行器开始降落时，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，并调整支撑杆（7）和尾撑杆（8）变化至与降落区域的表面匹配的姿态进行降落。

本发明实施例还提供基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器，如图1所示，其组成部分至少包括：动力***（1）、机身（2）、机翼（3）、副翼（5）和4个支撑子模块。

在每一个支撑子模块中，包括：支撑杆控制***（4）、尾撑杆控制***（6）、支撑杆（7）、尾撑杆（8）和尾撑垂直尾翼（10）。

支撑杆（7）的顶端通过支撑杆控制***（4）与机身（2）铰接，支撑杆（7）的尾端通过尾撑杆控制***（6）与尾撑杆（8）顶端铰接。

尾撑杆（8）的末端安装有尾撑垂直尾翼（10）。

支撑杆控制***（4）用于驱动支撑杆（7）转动，同时尾撑杆控制***（6）用于驱动尾撑杆（8）转动，以便于支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整。

具体的，如图1、6所示的，4个支撑子模块按照机身（2）对称布置。其中，两个支撑子模块按照机身（2）的中轴线对称分布并组成一个支撑模块，在一个支撑模块中，单侧支撑杆（7）分左右两组对称安装在左右两侧机翼（3）上，并且在机身（2）上下两侧分别对称设置有2个支撑模块。在一个支撑模块中，两个支撑子模块各自的尾撑垂直尾翼（10）之间，还安装有尾撑水平尾翼（9）。

本实施例中，可以采用如图7、8所示的，支撑杆驱动杆（11）和尾撑杆驱动杆（11），来调整整个支撑子模块具体结构的内折或外翻。

实际应用中，如图2所示的，在起飞前或者降落后，所述垂直起降飞行器通过支撑杆（7）、尾撑杆（8）、尾撑水平尾翼（9）和尾撑垂直尾翼（10）支撑在着陆区域的表面，用于承担所述垂直起降飞行器的重量并且保持所述垂直起降飞行器的姿态平衡。

进一步的，如图3-5所示的，支撑杆（7）与机身间的旋转副可以内置在机身内部，支撑杆（7）与尾撑杆（8）之间同样采用旋转副，例如在支撑杆（7）内部安置连杆机构用于旋转副的驱动。

在所述垂直起降飞行器进行飞行模式的转换过程中，具体可以是进行悬停转平飞模式或者平飞转悬停模式的转换过程中，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）分别驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，使得支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整,以便于所述垂直起降飞行器配平。并在所述垂直起降飞行器稳定后，在机身（2）上下两侧分别对称设置的2个支撑模块开始合拢并最终闭合，在最终闭合后，尾撑水平尾翼（9）距所述垂直起降飞行器的重心的距离为支撑杆（7）与尾撑杆（8）的长度之和。

具体的，如图6所示的，尾撑水平尾翼（9）与副翼（5）配合调节适应气流方向，产生有助于机身（2）飞行的气动力，待机尾坐立式垂直起降飞行器稳定后，起落架逐渐闭合，整体结构位于机身（2）尾端，尾撑水平尾翼（9）距机尾坐立式垂直起降飞行器重心的距离为支撑杆（7）与尾撑杆（8）的长度之和，支撑杆（7）与尾撑杆（8）的长度参数需保证尾撑水平尾翼（9）具备良好的操纵性能。

在所述垂直起降飞行器开始降落时，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，调整支撑杆（7）和尾撑杆（8）变化至与降落区域的表面匹配的姿态进行降落。具体的，机尾坐立式垂直起降飞行器进行自适应降落时，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，调整支撑杆（7）和尾撑杆（8）变化至与降落区域环境高配合度的姿态进行降落。

本实施例中，所述动力***（1）用于为所述垂直起降飞行器提供升力并进行飞行姿态的操纵。其中，动力***（1）的运动包络体与起落架变体运动包络体不重叠。

本实施例中所提及的动力***（1）的组成部分至少包括：能源模块，与所述能源模块连接的至少2个动力模块，与动力模块连接的旋翼。其中，所述能源模块为电池，所述动力模块为通过输电线与电池连接的电机。或者，所述能源模块为油箱，所述动力模块为通过输油管与油箱连接的发动机。

现有技术中，尾撑和支撑杆分别安装于飞行器的机翼上下两侧，尾撑上安装有尾撑杆、垂尾、平尾和平尾驱动机构，尾撑支撑机构和支撑杆驱动机构对称安装于飞行器机身两侧，用于驱动尾撑和支撑杆张开、闭合，在飞行器停放于地面时可收放尾撑起落架起支撑作用，在飞行器水平飞行状态起操纵和配平飞行器的作用。虽然该发明已初步涉及起落架结构变体技术，但更多的只是实现起落架的可收放功能，其起落架主体结构为直段式结构，由起落架结构重量进行配平和辅助操纵的能力差，且主起落架为轮式起落架，降落稳定性差更不具备自适应降落能力。

本实施例提出了一种采用双模式变体自适应起落架的机尾坐立式垂直起降飞行器，由机尾坐立式垂直起降飞行器、支撑杆、尾撑及其控制***组成。支撑杆、尾撑及其控制***对称的设置在机身上下两侧，机尾坐立式垂直起降飞行器可主动控制机身、支撑杆与尾撑间的角度，进行起落架的分置与对接的变体运动，使起落架贴合机尾坐立式垂直起降飞行器的特点具有两种作业模式，同时支撑杆与尾撑构成的二段可控的起落架结构增加了机尾坐立式垂直起降飞行器自适应起降功能，双模式变体自适应起落架对于机尾坐立式垂直起降飞行器具备良好的通用性，结构简单，且具备功能柔性特点。

与现有技术相比，本实施例的主要优点在于：设计了一种双模式变体自适应起落架，在飞行器停放于地面时起落架起支撑作用，待飞行器转平飞的巡航状态下，起落架可主动控制进行折收，最终将两侧对称展开的尾撑与支撑杆相互对接，对接后的起落架降低了结构自身带来的附加阻力，由于主***于机身尾部，位于尾撑上的平尾和垂尾距离飞行器重心较远，用于配平和操纵的力臂长，操纵能力强，且配平附加阻力小，提高了飞行器在飞行时的控制能力和飞行效率，弥补了目前尾坐式垂直起降飞行器为降低飞行器的重心与地面的距离，提高飞行器支承于地面及起降过程中的稳定性，采用无水平尾翼布局而带来的水平飞行阶段纵向配平困难问题，当飞行器模式转换及降落时，对称二段可控的起落架可进行自适应辅助配平调整和着陆，增强了对未来复杂环境下的任务工作的适应性。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器，其特征在于，其组成部分至少包括：动力***（1）、机身（2）、机翼（3）、副翼（5）和4个支撑子模块；

在每一个支撑子模块中，包括：支撑杆控制***（4）、尾撑杆控制***（6）、支撑杆（7）、尾撑杆（8）和尾撑垂直尾翼（10）；

支撑杆（7）的顶端通过支撑杆控制***（4）与机身（2）铰接，支撑杆（7）的尾端通过尾撑杆控制***（6）与尾撑杆（8）顶端铰接；

尾撑杆（8）的末端安装有尾撑垂直尾翼（10）；

支撑杆控制***（4）用于驱动支撑杆（7）转动，同时尾撑杆控制***（6）用于驱动尾撑杆（8）转动，以便于支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整。

2.根据权利要求1所述的基于双模式变体起落架的机尾坐立式的垂直起降飞行器，其特征在于，4个支撑子模块按照机身（2）对称布置；

其中，两个支撑子模块按照机身（2）的中轴线对称分布并组成一个支撑模块，在一个支撑模块中，单侧支撑杆（7）分左右两组对称安装在左右两侧机翼（3）上，并且在机身（2）上下两侧分别对称设置有2个支撑模块。

3.根据权利要求2所述的垂直起降飞行器，其特征在于，在一个支撑模块中，两个支撑子模块各自的尾撑垂直尾翼（10）之间，还安装有尾撑水平尾翼（9）。

4.根据权利要求3所述的垂直起降飞行器，其特征在于，在起飞前或者降落后，所述垂直起降飞行器通过支撑杆（7）、尾撑杆（8）、尾撑水平尾翼（9）和尾撑垂直尾翼（10）支撑在着陆区域的表面，用于承担所述垂直起降飞行器的重量并且保持所述垂直起降飞行器的姿态平衡。

5.根据权利要求2所述的垂直起降飞行器，其特征在于，在所述垂直起降飞行器进行飞行模式的转换过程中，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）分别驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，使得支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整,以便于所述垂直起降飞行器配平；

并在所述垂直起降飞行器稳定后，在机身（2）上下两侧分别对称设置的2个支撑模块开始合拢并最终闭合，在最终闭合后，尾撑水平尾翼（9）距所述垂直起降飞行器的重心的距离为支撑杆（7）与尾撑杆（8）的长度之和。

6.根据权利要求2所述的垂直起降飞行器，其特征在于，在所述垂直起降飞行器开始降落时，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，调整支撑杆（7）和尾撑杆（8）变化至与降落区域的表面匹配的姿态进行降落。

7.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述动力***（1）用于为所述垂直起降飞行器提供升力并进行飞行姿态的操纵；

其中，动力***（1）的运动包络体与起落架变体运动包络体不重叠。

8.根据权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于，动力***（1）的组成部分至少包括：能源模块，与所述能源模块连接的至少2个动力模块，与动力模块连接的旋翼；

其中，所述能源模块为电池，所述动力模块为通过输电线与电池连接的电机；或者，所述能源模块为油箱，所述动力模块为通过输油管与油箱连接的发动机。

9.根据权利要求1至8中任意一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于，所述垂直起降飞行器的控制方式包括：

S1、动力***（1）启动，并为所述垂直起降飞行器提供升力；

S2、启动飞行模式的转换，在飞行模式的转换过程中，支撑杆控制***（4）驱动支撑杆（7）转动，同时尾撑杆控制***（6）驱动尾撑杆（8）转动,以便于支撑杆（7）和尾撑杆（8）相对机身（2）进行姿态调整并保持所述垂直起降飞行器配平；

S3、在所述垂直起降飞行器的飞行姿态稳定后，触发机身（2）上下两侧分别对称设置的2个支撑模块开始合拢并最终闭合；

S4、当所述垂直起降飞行器开始降落时，支撑杆控制***（4）和尾撑杆控制***（6）驱动支撑杆（7）和尾撑杆（8）转动，并调整支撑杆（7）和尾撑杆（8）变化至与降落区域的表面匹配的姿态进行降落。

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