本發(fā)明屬于飛行器技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器。

背景技術(shù)：

傳統(tǒng)的無(wú)人飛行器可分為固定翼飛行器和旋翼飛行器兩種。固定翼飛行器飛行速度快，航程和航時(shí)長(zhǎng)，根據(jù)機(jī)型的大小，可采用手拋、彈射或滑跑的方式進(jìn)行起飛，開(kāi)傘、撞網(wǎng)或滑跑的方式進(jìn)行降落，但通常起降條件要求嚴(yán)苛。旋翼飛行器飛行速度慢，但因其機(jī)身結(jié)構(gòu)規(guī)整和飛行原理簡(jiǎn)單的特點(diǎn)，可以利用旋翼進(jìn)行垂直起飛和降落，并在空中懸停且姿態(tài)穩(wěn)定。不論是固定翼飛行器還是旋翼飛行器都有其各自的缺點(diǎn)，無(wú)法充分滿足需求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提出一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器，解決現(xiàn)有技術(shù)中固定翼飛行器起降條件要求嚴(yán)苛以及旋翼飛行器飛行速度慢、飛行航程和航時(shí)短的問(wèn)題。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器包括：

固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，所述固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)包括采用集中連接方式連接在一起的機(jī)身、機(jī)翼和尾翼，兩個(gè)對(duì)稱設(shè)置的機(jī)翼上分別設(shè)置有旋翼支撐結(jié)構(gòu)，所述尾翼包括兩個(gè)垂尾及一個(gè)平尾，兩個(gè)垂尾分別和平尾的一端連接；

固定翼動(dòng)力系統(tǒng)，所述固定翼動(dòng)力系統(tǒng)包括固定在機(jī)身末端的單缸兩沖程發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳A，所述螺旋槳A安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力輸出端；

安裝在固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的機(jī)翼上端面的旋翼結(jié)構(gòu)與動(dòng)力系統(tǒng)，所述旋翼結(jié)構(gòu)與動(dòng)力系統(tǒng)包括電機(jī)、電調(diào)和螺旋槳B，所述螺旋槳B安裝在電機(jī)輸出端，四個(gè)電機(jī)分別安裝在兩個(gè)旋翼支撐結(jié)構(gòu)的上端面，所述螺旋槳A和螺旋槳B垂直；

以及飛行控制系統(tǒng)和航電系統(tǒng)，控制飛行器的飛行航跡和姿態(tài)。

所述飛行控制系統(tǒng)包括飛控計(jì)算機(jī)，所述飛控計(jì)算機(jī)分別與固定翼發(fā)動(dòng)機(jī)、舵機(jī)系統(tǒng)，旋翼電機(jī)系統(tǒng)連接。

所述航電系統(tǒng)包括地面航電系統(tǒng)和機(jī)載航電系統(tǒng)，所述地面航電系統(tǒng)包括地面站、地面數(shù)傳電臺(tái)和遙控器，所述地面站和數(shù)傳電臺(tái)通過(guò)串口形式連接；

所述機(jī)載航電系統(tǒng)包括遙控器接收器、機(jī)載數(shù)傳電臺(tái)、GPS接收機(jī)和飛行狀態(tài)傳感器；遙控器接收機(jī)接收遙控器指令，機(jī)載數(shù)傳電臺(tái)接收地面站指令，GPS接收機(jī)接收衛(wèi)星信號(hào)，飛行狀態(tài)傳感器實(shí)時(shí)感知測(cè)量飛行狀態(tài)，遙控器接收器、機(jī)載數(shù)傳電臺(tái)、GPS接收機(jī)和飛行狀態(tài)傳感器通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)IO接口與飛控計(jì)算機(jī)連接。

所述機(jī)翼包括標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼和為安裝旋翼支撐結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)而設(shè)計(jì)的機(jī)翼加長(zhǎng)段，所述機(jī)翼加長(zhǎng)段一端和機(jī)身固定連接，另一端和標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼連接形成完整機(jī)翼。

所述機(jī)身橫截面為圓形。

所述尾翼翼型為NACA0012。

所述機(jī)身為復(fù)合材料蜂窩結(jié)構(gòu)，機(jī)翼和尾翼為蜂窩蒙皮壁板單塊式結(jié)構(gòu)，旋翼支撐結(jié)構(gòu)為碳桿。

本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器由固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、固定翼動(dòng)力系統(tǒng)、四旋翼結(jié)構(gòu)與動(dòng)力系統(tǒng)、航電系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)組成。四旋翼控制采用旋翼快速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的拉力進(jìn)行姿態(tài)和航跡控制，固定翼升降舵完成巡航飛行高度控制，固定翼油門完成巡航飛行速度控制，固定翼副翼完成巡航飛行航跡側(cè)控制，固定翼方向舵完成航跡飛行協(xié)調(diào)控制。所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)可以使該新型飛行器完成四旋翼垂直起降，四旋翼與固定翼之間的相互切換，四旋翼滯空懸停和固定翼快速長(zhǎng)航時(shí)巡飛等任務(wù)。綜合了旋翼飛行器和固定翼飛行器各自的優(yōu)勢(shì)，即利用旋翼進(jìn)行垂直起飛、懸停和降落，利用固定翼進(jìn)行巡航工作，具有起降空間小、巡航速度大、航程遠(yuǎn)，航時(shí)長(zhǎng)等特點(diǎn)。

大展弦比機(jī)翼保證大升阻比，小長(zhǎng)細(xì)比機(jī)身減少氣動(dòng)阻力；動(dòng)力充足，保證起降飛行的需用動(dòng)力，耗電量小，備用時(shí)間充足，能夠保證巡飛、爬升飛行的需用動(dòng)力，油耗率小，航時(shí)大。由遙控器、地面站、地面數(shù)傳電臺(tái)、飛控計(jì)算機(jī)、飛行狀態(tài)傳感器、導(dǎo)航GPS等執(zhí)行機(jī)構(gòu)組成的航電系統(tǒng)與飛行控制系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)一鍵自主垂直起飛，空中定點(diǎn)懸停，航跡巡飛和自主垂直降落等功能，具有起降迅速、切換平穩(wěn)、巡飛快速與航時(shí)長(zhǎng)等特點(diǎn)。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器中固定翼NACA4415翼型圖；

圖3為本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器中固定翼機(jī)翼外形圖；

圖4為本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器中固定翼機(jī)身外形圖；

圖5為本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器中旋翼支撐結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)及與機(jī)翼連接示意圖；

圖6為本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器飛行控制示意圖；

其中：1、機(jī)身，2、機(jī)翼，3、旋翼支撐結(jié)構(gòu)，4、尾翼，5、螺旋槳A，6、螺旋槳B，7、結(jié)構(gòu)支撐件。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方式作進(jìn)一步說(shuō)明。

參見(jiàn)附圖1-附圖6，本發(fā)明的一種垂直起降固定翼無(wú)人飛行器包括：

固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，所述固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)包括采用集中連接方式連接在一起的機(jī)身1、機(jī)翼2和尾翼4，兩個(gè)對(duì)稱設(shè)置的機(jī)翼2上分別安裝有旋翼支撐結(jié)構(gòu)3，所述尾翼4包括兩個(gè)垂尾以及一個(gè)平尾，兩個(gè)垂尾分別和平尾的一端連接，兩個(gè)垂尾分別通過(guò)一個(gè)連桿和機(jī)翼2螺紋連接固定；

固定翼動(dòng)力系統(tǒng)，所述固定翼動(dòng)力系統(tǒng)包括固定在機(jī)身1末端的單缸兩沖程發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳A5，所述的螺旋槳A5安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力輸出端；

設(shè)置在固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)上的旋翼結(jié)構(gòu)與動(dòng)力系統(tǒng)，旋翼結(jié)構(gòu)與動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)為支旋翼支撐結(jié)構(gòu)套件，安裝在固定翼機(jī)翼上端，所述旋翼機(jī)構(gòu)與動(dòng)力系統(tǒng)包括電機(jī)、電調(diào)和螺旋槳B6，所述電機(jī)和電調(diào)三相電路連接，所述螺旋槳B6安裝在電機(jī)輸出端，四個(gè)螺旋槳B6分別設(shè)置在兩個(gè)旋翼支撐結(jié)構(gòu)3的上端面，所述螺旋槳A5和螺旋槳B6垂直；

固定在固定翼結(jié)構(gòu)機(jī)翼上端面的結(jié)構(gòu)支撐件7；

以及飛行控制系統(tǒng)和航電系統(tǒng)，控制飛行器的飛行航跡和姿態(tài)。

所述飛行控制系統(tǒng)包括飛控計(jì)算機(jī)，所述飛控計(jì)算機(jī)分別與固定翼發(fā)動(dòng)機(jī)，舵機(jī)系統(tǒng)和旋翼電機(jī)系統(tǒng)電連接。

所述航電系統(tǒng)包括地面航電系統(tǒng)和機(jī)載航電系統(tǒng)，所述地面航電系統(tǒng)包括地面站、地面數(shù)傳電臺(tái)和遙控器，所述地面站和數(shù)傳電臺(tái)通過(guò)串口形式連接；

所述機(jī)載航電系統(tǒng)包括遙控器接收器、機(jī)載數(shù)傳電臺(tái)、GPS接收機(jī)和飛行狀態(tài)傳感器；遙控器接收機(jī)接收遙控器指令，機(jī)載數(shù)傳電臺(tái)接收地面站指令，GPS接收機(jī)接收衛(wèi)星信號(hào)，飛行狀態(tài)傳感器實(shí)時(shí)感知測(cè)量飛行狀態(tài)，遙控器接收器、機(jī)載數(shù)傳電臺(tái)、GPS接收機(jī)和飛行狀態(tài)傳感器通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)IO接口與飛控計(jì)算機(jī)連接。

所述機(jī)翼2包括標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼和為安裝旋翼支撐結(jié)構(gòu)3而設(shè)計(jì)的機(jī)翼加長(zhǎng)段，所述加長(zhǎng)段一端和機(jī)身1固定連接，另一端和標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼連接形成完整機(jī)翼2。所述旋翼支撐結(jié)構(gòu)3包括位于機(jī)翼2上部和下部的上部支撐和下部支撐，所述上部支撐和下部支撐固定連接，所述上部支撐和下部支撐與機(jī)翼2接觸的位置的面形和機(jī)翼2對(duì)應(yīng)的面形相適應(yīng)。

所述機(jī)身1橫截面為圓形。

所述尾翼4翼型為NACA0012。

所述機(jī)身1為復(fù)合材料蜂窩結(jié)構(gòu)，機(jī)翼2和尾翼4為蜂窩蒙皮壁板單塊式結(jié)構(gòu)，旋翼支撐結(jié)構(gòu)3為碳桿。

垂直起降固定翼無(wú)人飛行器由固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、固定翼動(dòng)力系統(tǒng)、四旋翼結(jié)構(gòu)與動(dòng)力系統(tǒng)、航電系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)組成，起飛重量不小于50Kg，巡航速度100km/h，升限2000m，續(xù)航時(shí)間不小于3h，有效載荷5kg。全機(jī)采用大展弦比低翼載、雙尾撐氣動(dòng)布局，后置單缸活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，四旋翼結(jié)構(gòu)與動(dòng)力系統(tǒng)布局在以機(jī)身1質(zhì)心為中心的矩形旋翼支撐結(jié)構(gòu)3上，安裝在機(jī)翼上端，航電系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)位于機(jī)艙內(nèi)部。全機(jī)采用成熟復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，機(jī)身1為復(fù)合材料蜂窩結(jié)構(gòu)，機(jī)翼2和尾翼4為蜂窩蒙皮壁板單塊式結(jié)構(gòu)，旋翼支撐結(jié)構(gòu)3為碳桿。機(jī)體結(jié)構(gòu)各部件之間應(yīng)采用集中連接方式。結(jié)構(gòu)安全系數(shù)1.25，特殊受力部件結(jié)構(gòu)安全系數(shù)1.5。

固定翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的機(jī)身1結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)應(yīng)留有足夠大的內(nèi)部容積，滿足內(nèi)部裝載和與外部連接的空間要求。同時(shí)機(jī)身1設(shè)計(jì)要求氣動(dòng)阻力盡可能小，以減輕動(dòng)力消耗。因此機(jī)身1結(jié)構(gòu)橫截面設(shè)計(jì)為圓形。機(jī)身1長(zhǎng)細(xì)比代表了機(jī)身1幾何外形最主要的特征，對(duì)機(jī)身1的氣動(dòng)阻力和機(jī)身1結(jié)構(gòu)等方面的特性都有直接的影響。選取機(jī)身1長(zhǎng)度為1.47m(不含尾撐段)，機(jī)身1最大高度為0.4m，最大寬度為0.35m，機(jī)身1尾部截面積為0.04m²，機(jī)頭位置布置導(dǎo)引頭式吊艙。

大展弦比機(jī)翼2結(jié)構(gòu)受到翼尖渦的影響小，翼尖渦強(qiáng)度弱，誘導(dǎo)阻力小，對(duì)亞音速巡航有利。同時(shí)選擇低速層流翼型，對(duì)常規(guī)的NACA翼型，一般當(dāng)翼型相對(duì)厚度為12％～15％時(shí)將得到最高的最大升力系數(shù)，增加彎度和前移最大彎度位置都可以提高最大升力系數(shù)，常用的彎度約為2％～6％之間。設(shè)計(jì)固定翼狀態(tài)下，最小飛行速度80km/h，機(jī)翼2面積1.5m²，機(jī)翼加長(zhǎng)段面積0.3m²。

尾翼4主要用來(lái)保證無(wú)人機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性，包括平尾和垂尾兩部分。尾翼4結(jié)構(gòu)要求保證尾翼4在機(jī)翼2所有可能的迎角下都有較高的效率。尾翼4翼型選為NACA0012。平尾的主要作用是平衡機(jī)翼2產(chǎn)生的縱向力矩，尾翼4效率與其面積和尾力臂的乘積成正比，該乘積定義為尾容量選擇尾容量0.4，平尾外露面積0.216m²。

由于是雙尾撐、H尾布局，即有兩個(gè)垂尾，每個(gè)垂尾的面積為0.1m²。每個(gè)垂尾采用兩段翼。展長(zhǎng)選0.5米，安裝角0°。第一段翼：根弦長(zhǎng)0.16m，尖弦長(zhǎng)0.24m，長(zhǎng)度0.16m。第二段翼：根弦長(zhǎng)0.24m，尖弦長(zhǎng)0.16m，長(zhǎng)度0.34m。

固定翼動(dòng)力系統(tǒng)采用3W-85單缸兩沖程活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)最大功率9.4HP。選配26×12螺旋槳A5，平均耗油率3.2L/h。

四旋翼結(jié)構(gòu)系統(tǒng)安裝在以機(jī)身1質(zhì)心為中心的矩形旋翼支撐結(jié)構(gòu)3上，動(dòng)力系統(tǒng)采用由雙捷A5-2電機(jī)和17S-250A電調(diào)，選配26×12螺旋槳B6，采用格式12s-1000mah電池供電。

飛行控制系統(tǒng)由飛控計(jì)算機(jī)和機(jī)載程序組成。機(jī)載計(jì)算機(jī)采用開(kāi)源飛控板Pixhawk，機(jī)載程序包括飛行控制邏輯和飛行控制律。飛行控制系統(tǒng)與固定翼和四旋翼動(dòng)力系統(tǒng)相連，四旋翼模式下通過(guò)電調(diào)驅(qū)動(dòng)電機(jī)旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生動(dòng)力，固定翼模式下，通過(guò)舵機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)控制飛行航跡和姿態(tài)。

四旋翼系統(tǒng)通過(guò)旋翼旋轉(zhuǎn)的速變化完成飛行控制，旋翼按旋轉(zhuǎn)方向可以分為兩組，一組逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)(1&2)，另一組順時(shí)針旋轉(zhuǎn)(3&4)，1號(hào)電機(jī)安裝于右側(cè)旋翼支撐結(jié)構(gòu)3前段，2號(hào)電機(jī)安裝于左側(cè)旋翼支撐結(jié)構(gòu)3后段，3號(hào)電機(jī)安裝于左側(cè)旋翼支撐結(jié)構(gòu)3前段，4號(hào)電機(jī)安裝于右側(cè)旋翼支撐結(jié)構(gòu)3后段。通過(guò)調(diào)節(jié)四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，可以改變飛行器的飛行模式。當(dāng)四旋翼處于懸停狀態(tài)時(shí)，4個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速相同，4個(gè)旋翼產(chǎn)生的拉力抵消重力，1、2號(hào)電機(jī)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣動(dòng)反扭力矩與3、4號(hào)電機(jī)相抵消。當(dāng)四旋翼處于垂直上升/下降狀態(tài)時(shí)，在懸停狀態(tài)的基礎(chǔ)上需同時(shí)增加/減小4個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速。當(dāng)四旋翼處于滾轉(zhuǎn)/左右運(yùn)動(dòng)時(shí)，在懸停的基礎(chǔ)上需同時(shí)減小/增加1、4號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，增加/減小2、3號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速。當(dāng)四旋翼處于俯仰/前后運(yùn)動(dòng)時(shí)，在懸停的基礎(chǔ)上需同時(shí)減小/增加1、3號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，增加/減小2、4號(hào)電機(jī)的轉(zhuǎn)速。

固定翼控制解耦為縱向控制和橫向控制?？v向控制分為高度控制和速度控制，高度控制通過(guò)升降舵實(shí)現(xiàn)，最內(nèi)環(huán)為俯仰角速率控制，增加系統(tǒng)俯仰阻尼，改善系統(tǒng)縱向動(dòng)態(tài)特性。次外環(huán)為俯仰角控制，穩(wěn)定縱向俯仰姿態(tài)。外環(huán)為高度控制，穩(wěn)定縱向高度或爬升率/下沉率。速度控制通過(guò)油門實(shí)現(xiàn)，增加速度反饋回路系數(shù)，達(dá)到速度響應(yīng)穩(wěn)定快速的效果。

橫向控制分為橫向航跡控制和協(xié)調(diào)控制。航跡控制通過(guò)副翼調(diào)整航向和航跡側(cè)偏距，內(nèi)環(huán)為滾轉(zhuǎn)角速率控制，增加系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)阻尼，改善系統(tǒng)縱向動(dòng)態(tài)特性。次外環(huán)為滾轉(zhuǎn)角控制，穩(wěn)定橫向滾轉(zhuǎn)姿態(tài)。外環(huán)為航跡橫偏距和航向誤差角組成的雙輸入系統(tǒng)，同時(shí)控制航跡和航向誤差。協(xié)調(diào)控制通過(guò)方向舵穩(wěn)定機(jī)體，減小飛行過(guò)程中產(chǎn)生的側(cè)滑角。