CN114715392B - 一种变体飞翼式倾转旋翼无人机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的一种变体飞翼式倾转旋翼无人机，属于航空无人飞行器技术领域。本发明将旋翼飞行器与飞翼式固定翼飞行器优势相结合，具有旋翼飞行器起降环境要求低、自由悬停、停放面积小等优点的同时；在以固定翼姿态进行平飞过程中，由于其飞翼式布局，兼具气动效率高、飞行速度快、续航能力强等优势。此外，本发明使用蜗轮蜗杆机构作为变体机构，具有如下优点：(1)蜗轮蜗杆传动比高，保证无人机变体过程的快速、平稳、对称、可靠；(2)具有自锁性，保证无人机转变工作模式后实现变体机构锁定，形成稳定可靠适于飞行的气动外形；(3)蜗轮蜗杆设置于机身内部，结构紧凑，且无需改变无人机外形，提升飞行器气动效率、续航能力。
Description
技术领域
本发属于航空无人飞行器技术领域，涉及一种飞翼式可折叠倾转旋翼无人机。
技术背景
无人机是利用无线电遥控设备和程序控制装置等来操纵的不载人飞机，近年来，无人机已经得到广泛应用，其中固定翼无人机有场地要求，而垂直起降机没有较高的场地要求，但续航能力较低。
公开号为CN208731216U的中国实用新型专利文件中，公开了一种飞翼式倾转旋翼无人机，该无人机能够垂直起飞和降落，从而使得该无人机的起降过程不依托跑道，进而降低了对跑道的要求，且该无人机能够固定翼飞行姿态飞行，节约了动力，从而延长了续航时间，进而提高了续航能力；公开号为CN110271678A的中国发明专利文件中，公开了一种飞翼式倾转旋翼无人机，相较于前者改善了续航能力，提高了飞行效率。但上述两者都属于固定结构的无人机，不能折叠，不能适应多种任务需要，不便于携带和运输。对于无人机而言，不光要能够减弱场地限制、提高续航能力，还应当增强适应不同类型任务的能力。
发明内容
本发明主要目的是提供一种变体飞翼式倾转旋翼无人机，将旋翼飞行器与飞翼式固定翼飞行器优势相结合，具有旋翼飞行器起降环境要求低、自由悬停、停放面积小等优点的同时；在以固定翼姿态进行平飞过程中，由于其飞翼式布局，兼具气动效率高、飞行速度快、续航能力强等优势。此外，本发明使用蜗轮蜗杆机构作为变体机构，即使用蜗轮蜗杆机构实现无人机在旋翼与固定翼模式之间的高效转换，且具有如下优点：(1)蜗轮蜗杆传动比高，保证无人机变体过程的快速、平稳、对称、可靠；(2)利用蜗轮蜗杆机构具有自锁性，保证无人机转变工作模式后实现变体机构锁定，形成稳定可靠适于飞行的气动外形；(3)蜗轮蜗杆设置于机身内部，结构紧凑，且无需改变无人机外形，进而减少无人机的气动阻力，进一步提升飞行器气动效率、续航能力。
为达到上述目的，本发明主要提供如下技术方案：
本发明公开的一种飞翼式倾转旋翼无人机，包括机身、连接于所述机身两侧的两个机翼。
所述机翼与机身两端连接，机身中设有能够倾转的螺旋桨以及倾转机构。机身内部设有变体机构，机身两端与机翼连接处设有导轨与连接机构，机身腹部设有起落架；机翼中设有螺旋桨，机翼与机身连接一端设有对应的连接机构。
所述机身包括变体机构、倾转机构、连接机构、起落架、动力装置。
所述变体机构，包括滚珠轴承、导轨、一个蜗杆、两个对称布置的蜗轮。蜗杆能够通过转动带动两蜗轮对称转动。所述滚珠轴承用于辅助变体机构中的蜗轮转动，减小蜗轮与机身的摩擦。所述导轨用于辅助对称布置的机翼沿预设固定轨迹转动。通过蜗杆蜗轮啮合带动对称布置的蜗轮转动，蜗轮通过滚珠轴承、连接装置、导轨带动机翼展开或收拢，机翼展开状态对应平飞模式，机翼收拢状态对应四轴模式，即使用蜗轮蜗杆机构实现无人机在旋翼与固定翼模式之间的高效转换。
具体地，无人机的折叠通过蜗轮蜗杆机构控制。由电机驱动蜗杆旋转，带动蜗轮旋转，蜗轮与左右机翼固连，带动机翼沿导轨进行移动，实现变形功能。所述折叠机构中存在蜗轮与圆盘之间的摩擦的不利影响，故在两者之间设置有滚珠轴承，电机驱动蜗杆转动时，蜗杆带动蜗轮，蜗轮与机翼之间由于有滚珠轴承的存在能够大幅减小摩擦带来的影响。
作为优选，为了使变形过程更加顺利，减小摩擦，保证变形过程稳定可靠，采用左右各两组滚珠轴承。为了结构紧凑，便于携带，螺旋桨置于蜗轮内部。
所述倾转机构用于操控机身螺旋桨的倾转。机身中设有用于倾转的螺旋桨以及对应的倾转机构。螺旋桨固定于电机座上，电机座与倾转轴相连接，倾转轴两端连接舵机，舵机转动可带动倾转轴转动，从而控制螺旋桨倾转。所述螺旋桨能够倾转至其桨盘面与水平面垂直，以及复位至其桨盘面与水平面平行。
作为优选，为了便于实现飞行器姿态控制与变体过程控制，机身中设有两个螺旋桨，与机翼中的两个螺旋桨相配合。为了提高可靠性，降低倾转和变体过程控制难度，减少飞行器的活动结构和活动部件，仅设置四个螺旋桨，且仅有两个螺旋桨能够倾转。
所述连接机构，左右各若干组，每组包括机翼连接件以及对应的机身连接件，分别安装在机翼主梁和蜗轮上，并用插销进行固定。
作为优选，为了保证结构强度，保证变形过程中载荷传递合理可靠，增长飞行器使用寿命，同时减少结构冗余，便于维护，本实施例中左右各采用两组连接件，连接件材质选择碳纤维复合材料。
所述起落架，安装在机身腹部，且能够拆卸以适应不同起飞环境，应对多种任务需求。
所述机翼和机身分别装有动力装置，所述动力装置在机翼和机身上的布局根据气动需求和结构强度而定。动力装置包括螺旋桨、电机、电子调速器和电源，电源为电子调速器供电，电子调速器控制电机功率，螺旋桨随电机转动产生动力，从而实现对于动力的控制。
作为优选，根据现有技术条件，为了飞行器整体结构的复杂程度，提高飞行器有效载荷，机翼和机身共布局有四个螺旋桨机构。为了简化控制，置于机翼的螺旋桨不可倾转。为了便于实现变体过程中的控制以及旋翼和固定翼模式下飞行姿态控制，机身中的两个螺旋桨较大，提供飞行器飞行中的主要动力，机翼中的螺旋桨负责配平及辅助。
作为优选，所述机身上能够安装侦察摄像机、雷达探测装置侦察装备，用以敌情侦测、资源勘探、安全布控任务，也能够利用其垂直起降和高效平飞的优势在城市中执行物资运输、快递投送等任务，或是携带武器弹药直接对目标进行打击。由于该无人机的体型较小，能够实现单兵携带，增加使用灵活度，协助小规模突进和侦察。
本发明公开的一种飞翼式倾转旋翼无人机的工作方法为：
将旋翼飞行器与飞翼式固定翼飞行器优势相结合，具有旋翼飞行器起降环境要求低、自由悬停、停放面积小等优点；同时，在以固定翼姿态进行平飞过程中，由于其飞翼式布局，兼具气动效率高、飞行速度快、续航能力强等优势。此外，本发明使用蜗轮蜗杆机构作为变体机构，即使用蜗轮蜗杆机构实现无人机在旋翼与固定翼模式之间的高效转换，且具有如下优点：(1)蜗轮蜗杆传动比高，保证无人机变体过程的快速、平稳、对称、可靠；(2)利用蜗轮蜗杆机构具有自锁性，保证无人机转变工作模式后实现变体机构锁定，形成稳定可靠适于飞行的气动外形；(3)蜗轮蜗杆设置于机身内部，结构紧凑，且无需改变无人机外形，进而减少无人机的气动阻力，进一步提升飞行器气动效率、续航能力。
本发明提供的飞翼式倾转旋翼无人机，通过将螺旋桨设置在机身的左右两侧，且螺旋桨可倾转至其桨盘面与水平面垂直，以及复位至其桨盘面与水平面平行。当该无人机欲起飞或降落时，控制装置能够控制螺旋桨桨盘面与水平面平行，螺旋桨提供竖直方向上的推力，使得该飞行器能够垂直起飞和降落，从而使得该飞行器的起降过程不依托跑道，降低对跑道的要求；当该飞行器欲以固定翼姿态飞行时，控制装置能够控制螺旋桨倾转至其桨盘面与水平面垂直，螺旋桨提供水平方向上的推力，使得该飞行器能够固定翼飞行姿态飞行，节约动力，延长续航时间，获得优异的巡航能力与载运能力，具有更强的任务适应性。
在无人机起飞后位于空中时，能通过控制***驱动变体机构，实现两侧机翼沿导轨滑动向外展开，展开到适宜位置，能够在空中进行旋翼与固定翼模式的切换，兼顾上述旋翼与固定翼飞行器的优势，在恶劣条件下实现垂直起降，并通过变体过程，使得无人机兼具固定翼飞行器的飞行速度、续航及机动能力。
无人机变体过程及变体后的飞行姿态控制由机身和机翼上的螺旋桨辅助实现。具体地，分别对变体过程控制及变体后俯仰、滚转、偏航三通道的控制模式进行详述。
所述变体过程控制，即为从旋翼控制模式向固定翼控制模式转换，为保证在后续固定翼姿态控制过程中飞行姿态不受机身中螺旋桨倾转影响，需保证变体转换完成时无人机重心位于机身中螺旋桨分布的几何中心处，进一步简化控制因素，机翼上的螺旋桨转速为零，实现整个过程中螺旋桨所产生拉力随时间均匀变化。在旋翼阶段，对无人机姿态根据已有旋翼飞行模式进行控制，螺旋桨桨面保持在无人机所处平面。进一步，机身中螺旋桨同步发生倾转，由水平方向转为垂直方向，由向上提供升力转为向前提供拉力，完成向固定翼模式的转变，为保持此过程无人机垂直方向受力平衡，无人机受力关系需满足式(1)。
式中，F2为机身中螺旋桨产生总拉力，为机身中螺旋桨倾转的角度，为无人机气动提供的升力，与速度平方项成正比，k为相关气动参数，M为无人机重量，g为重力加速度，a为无人机水平飞行的加速度。
将式(1)中第一个等式对时间求导，并将式(1)中第二个等式代入其中，为简化模型可视M在该过程不随时间变化，经过整理，可进一步得到机身中螺旋桨拉力随时间的变化关系式满足
所述俯仰通道控制，即利用机翼上螺旋桨拉力、机身中螺旋桨拉力及其倾转角度三变量进行控制。对飞行器的动力学模型进行简化，建立机体坐标系下的运动方程组如式(3)。
式中，F1为机翼上螺旋桨产生的总拉力，ycp、yG分别为气动中心和重心的y轴坐标值，α、ξ分别为俯仰角、攻角、航迹倾斜角，Mfz为俯仰阻尼力矩，Iz为绕z轴的转动惯量。
简化上述动力学模型，取航迹倾斜角ξ＝0°，此时，俯仰角即为攻角，由式(3)可知，影响俯仰角的控制变量有三：F1、F1和/>通过三个控制变量对俯仰角进行控制。在PID控制回路中，利用角速度和角度参量进行反馈控制。
所述滚转通道控制，利用机翼上对称分布的螺旋桨差速提供滚转力矩，对称的螺旋桨拉力变化规律相同、趋势相反，并保持合力不变。机翼上两侧对称分布的螺旋桨提供的推力差值为ΔF1，其运动方程组即为在方程组(3)的基础上增加式(4)。
滚转通道的反馈控制方式与俯仰通道控制相似。
所述偏航通道控制，通过机身中对称分布的螺旋桨差速提供偏航力矩，对称的螺旋桨拉力变化规律相同、趋势相反，并保持合力不变，利用侧滑转弯(Slip to turn,STT)实现偏航运动。
有益效果：
1、本发明公开的一种飞翼式倾转旋翼无人机，结合了旋翼与固定翼的优势，飞行适应能力强，在起飞与降落的过程或执行特定任务时，无人机以旋翼模式飞行；而无人机当起飞后需要以较快速度飞行时，则以固定翼模式飞行。无人机具备垂直起降、低速游弋、高速巡航、机动性高的特点等。因此无人机在执行不同任务时都可以保持在较好的状态。
2、本发明公开的一种飞翼式倾转旋翼无人机，使用蜗轮蜗杆机构作为变体机构，即使用蜗轮蜗杆机构实现无人机在旋翼与固定翼模式之间的高效转换，且具有如下优点：(1)变体机构使得无人机的气动外形在旋翼与固定翼模式间顺利切换，并且均具有较高的气动效率；(2)蜗轮蜗杆传动比高，保证无人机变体过程的快速、平稳、对称、可靠；(3)利用蜗轮蜗杆机构具有自锁性，保证无人机转变工作模式后实现变体机构锁定，形成稳定可靠适于飞行的气动外形；(4)蜗轮蜗杆设置于机身内部，结构紧凑，且无需改变无人机外形，进而减少无人机的气动阻力，进一步提升飞行器气动效率、续航能力。
3、本发明公开的一种飞翼式倾转旋翼无人机，采用舵机控制实现螺旋桨倾转，具有以下优点：(1)使无人机在旋翼和固定翼模式下均能获得充足稳定的动力；(2)有效实现两种模式下的无人机姿态控制，保证高效可靠；(3)倾转结构简单可靠，响应迅速，能够在无人机受到扰动时迅速恢复平衡。
4、本发明公开的一种飞翼式倾转旋翼无人机，变体机构处设置有导轨和滚动轴承装置，辅助蜗轮带动机翼转动，保证机翼沿预设轨迹移动，减小移动过程中的摩擦，使变体过程高效、可靠、稳定，延长变体机构使用寿命。
5、本发明公开的一种飞翼式倾转旋翼无人机，能够保证无人机工作过程高效、可靠，飞行过程兼具机动性与稳定性，使得无人机能够应用到战场、灾区、城市等环境，满足随时代发展对于无人机日益增多的任务要求。
附图说明
图1是无人机折叠状态四轴模式示意图；
图2是无人机展开状态四轴模式示意图；
图3是无人机展开状态倾转模式示意图；
图4是无人机变体机构示意图；
图5是无人机变体机构与机身间滚珠轴承装置示意图；
图6是无人机螺旋桨倾转结构示意图；
图7是无人机起落架示意图；
图8是无人机变体过程中三状态示意图；
图9是无人机变体过程螺旋桨推力随时间变化曲线图；
图10是无人机变体过程控制计算简化流程图；
图11是无人机变体过程中机翼上螺旋桨拉力变化率曲线图；
图12是无人机变体过程中阶跃信号输入下机翼上螺旋桨拉力变化率曲线图；
图13是俯仰通道方案控制计算简化流程图；
图14是俯仰角零状态在输入指令为5°时的响应变化；
图15是俯仰角从0°变化至5°变化过程中三变量随时间变化曲线
图16是滚转通道控制方案计算简化流程图；
图17是滚转角零状态在输入指令为5°时的响应变化；
图18是机翼上螺旋桨拉力随时间变化曲线。
其中：1-机身，2-机翼。
对于机身，11-第一螺旋桨，12-第二螺旋桨，13-第一倾转机构，14-第二倾转机构，15-变体机构，16-导轨，17-连接结构，18-起落架。
对于倾转机构，131-动力组固定杆，132-舵机，133动力组。
对于变体机构，151-电机，152-蜗杆，153、154-蜗轮，155、156-圆盘结构，157、158-滚珠轴承。
对于机翼，21-第三螺旋桨，22-第四螺旋桨。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好的理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明所申请的变体飞翼式倾转旋翼无人机的结构、特征、具体实施方式进行清晰、完整地描述。显然，所描述实施例仅为本发明一部分的实施例，而不是全部实施例。在下述说明中，不同的“实施例”所指的不一定是同一实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有进行创造性劳动的情况下所获得所有其他实施例，都应属于本发明保护范围。
如图1所示，本实施例公开的一种变体飞翼式倾转旋翼无人机，包括机身1，与机身1两端连接的机翼2；机身1中设有可倾转的第一螺旋桨11和第二螺旋桨12以及对应的第一倾转机构13和第二倾转机构14，倾转机构如图6所示。机身1内部设有变体机构15，机身两端与机翼连接处设有导轨16与连接结构17，机身1腹部设有起落架18；机翼2中设有第三螺旋桨21和第四螺旋桨22，机翼2与机身1连接一端设有对应的连接结构17。
该变体倾转旋翼无人机，整机采用飞翼式布局，从而使得飞行过程中飞行效率更高，拥有更长的续航时间。参考图1所示，该姿态为无人机的四旋翼姿态，当该无人机执行起飞命令时，控制装置可通过控制倾转机构13、14，使得第一螺旋桨11、第二螺旋桨12保持其桨盘面保持与水平面平行，使得该无人机能够不依托跑道实现垂直起飞，同时尽可能的减少对于起飞场地空间大小的要求。转变为图2中展开状态后，无人机以固定翼模式飞行能够获得更加优异的飞行性能，控制***可驱动倾转机构13、14，使得第一螺旋桨11、第二螺旋桨12将盘面调整到与水平面垂直位置，调整后的姿态如图3所示，两个螺旋桨的倾转变换为无人机提供水平方向上的推力，使得无人机具备以固定翼姿态飞行的能力，延长续航时间。当无人机欲降落时，控制***可控制第一螺旋桨11、第二螺旋桨12桨盘面调整到与水平面平行位置，使得无人机能够不依托跑道实现垂直降落。倾转过程中，第一螺旋桨11、第二螺旋桨12、第三螺旋桨21、第四螺旋桨22能够由控制***同步控制，能够保证无人机在螺旋桨倾转过程中保持姿态稳定不受影响，能够平稳转化为固定翼飞行模式且不发生失速现象。同时，变体过程中控制***控制变体机构15，能够保证机翼2沿导轨16转动过程平稳连续，并且具有良好的对称性，保证两侧机翼位置在展开过程中同步，保证无人机姿态不受影响，不出现失速现象。
无人机的折叠通过蜗轮蜗杆机构控制，如图4所示。由于蜗轮蜗杆传动具有自锁特性，飞行时机翼所受沿翼弦方向向后的气动阻力不会使机翼进行折叠，只有当电机151转动时才能够控制机翼的展开和折叠。蜗杆152转动带动蜗轮153、154转动时，由于两蜗轮分别位于蜗杆两侧，蜗杆152转动时其转动方向相反，恰好与机翼的展开方向对应。
蜗轮153、154在飞机参考系中是运动的，而在旋翼***有一对用于连接螺旋桨与机身1的圆盘型结构155、156，由于圆盘在飞机参考系中是相对静止的，因此蜗轮153、154与圆盘155、156之间的摩擦在所难免。为避免这种不利的影响，在两者之间设置一套滚珠轴承157、158，如图5所示。蜗轮153、154上固定一个连接结构17，与侧段机翼连接结构17相固连，达到带动机翼2转动的目的。电机151驱动蜗杆152转动时，蜗杆152带动蜗轮153、154，由固连在蜗轮153、154上的连接结构17将蜗轮153、154的转动传给机翼上的连接结构17，使得机翼2能够绕蜗轮153、154中心转动，改变机翼后掠角，实现无人机在固定翼姿态与四旋翼姿态间的切换。
如图6所示，无人机的四个动力组均固定于倾转机构上，以第一螺旋桨为例，动力组133固定杆131与舵机132相连，能够通过控制***控制舵机132转动带动动力组固定杆131转动，实现控制***对于螺旋桨倾转角度的控制。
起落架18采用可拆卸结构，可与机身腹部连接，如图7所示。起落架能够拆卸，以应对不同的任务需求。当起飞条件良好，有跑道可供无人机直接以固定翼姿态进行滑跑起飞和降落时，利用起落架进行起落，不需要飞行姿态的转换，简化飞行过程，增加起飞时的有效承载能力。在起落条件不满足时，能够舍弃起落架，直接以四旋翼姿态进行垂直起降。
本实施例公开的一种飞翼式倾转旋翼无人机的工作方法为：
首先是无人机完成变体阶段。
无人机起飞后位于空中，可通过控制***驱动变体机构15，实现两侧机翼沿导轨16滑动向外展开，展开到适宜位置后，变体机构15停止工作进入自锁状态，实现机翼展开状态的位置固定，该姿态如图2所示。
如图8所示，以机身中两个螺旋桨所在位置连线的中点作为坐标原点，建立平面Oxy坐标系。变后掠过程可分为如图8所示的三个状态。状态1至状态2旋转18°，此时机翼上螺旋桨分别与机身中螺旋桨的x坐标相同；状态2至状态3旋转60°。经过计算可以发现，状态1至状态2机翼上螺旋桨的y坐标几乎不变化，所以此过程的姿态扰动可忽略不计，仅关心状态2至状态3间各螺旋桨拉力和转动角度的变化关系。
机翼上螺旋桨总拉力为F1(θ),机身中螺旋桨总拉力为F2(θ)，在θ∈(0°，60°)范围中，有如下等式。
无人机处于旋翼模式(状态2)时，平衡关系满足
式中，m1，m2分别为无人机机翼总质量和机身质量，状态2下，(x1,y1)为机翼上螺旋桨的坐标位置，机翼重心纵坐标为y1，(x2,y2)为机身重心坐标，(xG(θ),yG(θ))为转动过程中无人机重心坐标。
无人机机翼展开过程，即变体过程中(状态2至状态3)，无人机处于悬停状态，水平前进方向速度为零，满足平衡方程
转动结束后，机翼上螺旋桨拉力为零，飞行器重心位置与机身中螺旋桨位置纵坐标相同，即F1(60°)＝0，yG(60°)＝0。由式(5)、(6)可得机翼上螺旋桨拉力的变化规律满足
且由无人机处于状态2至状态3过渡过程和变体结束末时刻的重量与重心关系，可得
由式(8)可知，m1/m2可表达为y2/y1的函数，令y2/y1＝-0.5即可满足变体过程结束时(θ＝60°)机身中螺旋桨拉力为零的要求，此时有m1/m2＝1，代入式(7)可得
进一步得到机翼上螺旋桨拉力变化率为
控制F1随时间均匀变化，解得变体过程角度及角速度随时间变化关系为
式中，C1由机翼上螺旋桨拉力变化率及机翼重量决定。此处，考虑实际需求，确定变后掠整个过程所需时间为7s，计算可得
因此给电机151以kθ(t)的信号，由电机151驱动蜗杆152旋转，带动蜗轮153、154旋转，蜗轮153、154通过连接结构17与机翼2固连，带动机翼2沿导轨16进行移动，无人机的变体过程即可在不影响飞行姿态且发动机拉力变化均匀的要求下进行，如图9所示，机身中和机翼上螺旋桨拉力变化在0到7s内均匀变化。
控制计算简化流程如图10所示，对蜗杆152的转动角速度进行限幅处理，再根据蜗轮153、154蜗杆152机构传动比i＝45，对机翼展开角速度ω1进行限幅，幅值为20rad/s。此外，在展开过程中的第3s时引入幅值为0.018rad的阶跃信号，观察突增干扰对小发动机推力变化率的影响。其中PID控制模块比例项为20，积分项为0，微分项为0.01，机翼上螺旋桨拉力变化率理想值为
由仿真可知，如图11所示，机翼上螺旋桨拉力变化率在0.5s内能快速收敛于-0.7N/s，超调量控制在3％以内。如图12所示，阶跃干扰信号输入后，仅在0.005s内引起小发动机推力变化率的明显变化，影响时间短暂，且对稳态值的影响较小，误差仅为0.04N/s。
继而完成倾转阶段。
无人机的四个动力组均固定于如图6所示的倾转机构上，以第一螺旋桨为例，动力组133固定杆131与舵机132相连，能够通过控制***控制舵机132转动带动动力组固定杆131转动，进而实现控制***对于螺旋桨倾转角度的控制，同时能够有效保障两侧螺旋桨平稳对称地完成倾转过程，避免无人机在倾转过程中出现失速坠毁的情况。垂直起降时，控制***控制螺旋桨盘面保持在与水平面平行位置，当进入平飞模式时，通过控制***控制螺旋桨角度变化。
为简化模型可视M在该过程不随时间变化，经过整理，可进一步得到机身中螺旋桨拉力随时间的变化关系式满足
由此，经过该过程，将螺旋桨面改为与水平面垂直位置，提供水平方向上的推力，实现由四旋翼姿态到固定翼姿态的转换。
以下将对变体展开后的无人机进行姿态控制，分别就俯仰通道、偏航通道、滚转通道的控制方法进行分析，并利用Matlab进行数值仿真验证，相关参数见表1，表中y值均表示距无人机固定翼模式下头部位置的距离。
表1 展开状态后相关的仿真参数
针对俯仰通道，由机翼上的第三螺旋桨21和第四螺旋桨22差速来提供俯仰控制力矩。具体地，当需要抬头力矩时，位于机翼的第三螺旋桨21和第四螺旋桨22向下偏转，同时增大功率，产生所需的抬头力矩，当需要低头力矩时，位于机翼的第三螺旋桨21和第四螺旋桨22向上偏转，同时增大功率，产生所需的低头力矩。该过程对应的控制变量即为式(3)中F1、F1和三变量，根据图13所示的反馈控制对其进行模拟，在控制方案中分别选择控制参数K1＝-2000，K2＝0.4，并参考实际螺旋桨推力情况对F1进行限幅，|F1|≤8N。由仿真结果可知，如图14所示，俯仰角从0°变化至5°的变化过程，能够在0.25s内即可完成，充分体现了矢量力的直接控制明显优于气动舵的效率，且超调量为0。此外，如图15所示，三变量控制均在合理范围内变化，若想进一步优化，可考虑控制F1、F1变化率的变化规律，使其更加满足实际工况，此时变化过程可能会变长，但仍应满足快速响应的特点。
针对滚转通道，由机身中的第一螺旋桨11和第二螺旋桨12差速来提供滚转控制力矩。根据滚转方向不同，调整螺旋桨转速改变拉力，该过程对应的控制方案与俯仰控制方案同理，相关控制参数为K1＝-100，K2＝0.4，在考虑到机翼上螺旋桨的实际拉力情况，对其两侧拉力差ΔF1进行限幅，使得|ΔF1|≤1N，得到滚转通道控制方案的计算简化流程图，如图16所示。根据控制方案，得到滚转角从0°变化至5°的响应变化，如图17所示，滚转角的变化过程在1s左右完成，响应速度较快，效率较高。此外，如图18所示，推力差控制在1N以内，不需要很大即可完成滚转过程，若想进一步优化，可对小发动机推力差的变化率给出实际工况下的约束条件，从而顺利完成滚转。
针对偏航通道，利用侧滑完成转弯，由机身中的第一螺旋桨11和第二螺旋桨12差速来提供偏航控制力矩，具体地，当无人机需要向右偏航时，增大位于左侧的第一螺旋桨11的功率，同时减小第二螺旋桨12的功率，产生向右的偏航控制力矩，当无人机需要向左偏航时，增大位于右侧的第二螺旋桨12的功率，同时减小第一螺旋桨11的功率，产生向左的偏航控制力矩。具体控制变量分析如下，以向左转弯为例，设差速转弯时两侧螺旋桨输出的动力是F21(t)、F22(t)(其中，F21(t)＜F22(t)，两发动机相距x0，飞行器线速度为v且速度为常数，飞行器相对重心转动惯量J0，转弯半径R(t)，阻力矩Mf，则飞行器角加速度α满足：
在任意dt时间内，飞行器转角dφ满足：
易知，转弯半径R满足：
取R1＝R-1＝dφ/dt，由dω＝αdt，可得
假设两螺旋桨拉力变化规律相同，趋势相反，且合力大小与转弯前相同，即
若令即转弯半径保持不变，整理可得
解得
式中C1和C2根据转弯半径大小与转弯速度确定。
以上所述的具体描述，对发明的目的、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例而已，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)
1.一种飞翼式倾转旋翼无人机，其特征在于：包括机身、连接于所述机身两侧的两个机翼；
所述机翼与机身两端连接，机身中设有能够倾转的螺旋桨以及倾转机构；机身内部设有变体机构，机身两端与机翼连接处设有导轨与连接机构，机身腹部设有起落架；机翼中设有螺旋桨，机翼与机身连接一端设有对应的连接机构；
所述机身包括变体机构、倾转机构、连接机构、起落架、动力装置；
所述变体机构，包括滚珠轴承、导轨、一个蜗杆、两个对称布置的蜗轮；蜗杆能够通过转动带动两蜗轮对称转动；所述滚珠轴承用于辅助变体机构中的蜗轮转动，减小蜗轮与机身的摩擦；所述导轨用于辅助对称布置的机翼沿预设固定轨迹转动；通过蜗杆蜗轮啮合带动对称布置的蜗轮转动，蜗轮通过滚珠轴承、连接装置、导轨带动机翼展开或收拢，机翼展开状态对应平飞模式，机翼收拢状态对应四轴模式，即使用蜗轮蜗杆机构实现无人机在旋翼与固定翼模式之间的高效转换；
所述倾转机构用于操控机身螺旋桨的倾转；机身中设有用于倾转的螺旋桨以及对应的倾转机构；螺旋桨固定于电机座上，电机座与倾转轴相连接，倾转轴两端连接舵机，舵机转动可带动倾转轴转动，从而控制螺旋桨倾转；所述螺旋桨能够倾转至其桨盘面与水平面垂直，以及复位至其桨盘面与水平面平行；
所述连接机构，左右各若干组，每组包括机翼连接件以及对应的机身连接件，分别安装在机翼主梁和蜗轮上，并用插销进行固定；
所述起落架，安装在机身腹部，且能够拆卸以适应不同起飞环境，应对多种任务需求；
所述机翼和机身分别装有动力装置，所述动力装置在机翼和机身上的布局根据气动需求和结构强度而定；动力装置包括螺旋桨、电机、电子调速器和电源，电源为电子调速器供电，电子调速器控制电机功率，螺旋桨随电机转动产生动力，从而实现对于动力的控制；
无人机的折叠通过蜗轮蜗杆机构控制；由电机驱动蜗杆旋转，带动蜗轮旋转，蜗轮与左右机翼固连，带动机翼沿导轨进行移动，实现变形功能；
为了使变形过程更加顺利，减小摩擦，保证变形过程稳定可靠，采用左右各两组滚珠轴承；为了结构紧凑，便于携带，螺旋桨置于蜗轮内部；
为了便于实现飞行器姿态控制与变体过程控制，机身中设有两个螺旋桨，与机翼中的两个螺旋桨相配合；为了提高可靠性，降低倾转和变体过程控制难度，减少飞行器的活动结构和活动部件，仅设置四个螺旋桨，且仅有两个螺旋桨能够倾转；
根据现有技术条件，为了飞行器整体结构的复杂程度，提高飞行器有效载荷，机翼和机身共布局有四个螺旋桨机构；为了简化控制，置于机翼的螺旋桨不可倾转；为了便于实现变体过程中的控制以及旋翼和固定翼模式下飞行姿态控制，机身中的两个螺旋桨较大，提供飞行器飞行中的主要动力，机翼中的螺旋桨负责配平及辅助；
所述机身上能够安装侦察摄像机、雷达探测装置侦察装备，用以敌情侦测、资源勘探、安全布控任务，也能够利用其垂直起降和高效平飞的优势在城市中执行物资运输、快递投送任务，或是携带武器弹药直接对目标进行打击；由于该无人机的体型较小，能够实现单兵携带，增加使用灵活度，协助小规模突进和侦察。
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