本發(fā)明涉及無(wú)人飛機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種垂直起降無(wú)人機(jī)。

背景技術(shù)：

垂直起降無(wú)人機(jī)因?qū)ζ痫w和降落場(chǎng)地要求小，具有巨大的應(yīng)用前景?，F(xiàn)有的無(wú)人機(jī)實(shí)現(xiàn)垂直起降主要通過以下幾種形式：一是采用多旋翼(如四旋翼無(wú)人機(jī))實(shí)現(xiàn)垂直起降，這種方式存在飛機(jī)氣動(dòng)效率低，攜帶飛行載荷小，飛行時(shí)間短等問題；二是采用旋翼直升機(jī)的方式實(shí)現(xiàn)垂直起降，這種方式需要功率較大的主旋翼系統(tǒng)，為平衡旋翼產(chǎn)生的扭矩，需要專門設(shè)計(jì)尾槳或共軸旋翼系統(tǒng)，整體結(jié)構(gòu)復(fù)雜，機(jī)體自由度較多，飛行控制困難；三是采用傾轉(zhuǎn)旋翼(如美國(guó)V-22飛機(jī))實(shí)現(xiàn)垂直起降，這種方式需要設(shè)計(jì)復(fù)雜的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，傳動(dòng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，存在較大的結(jié)構(gòu)死重，傾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)換控制過程復(fù)雜，可靠性較低。

此外，目前已經(jīng)出現(xiàn)了一些新型垂直起降無(wú)人機(jī)，典型的有涵道式無(wú)人機(jī)(如霍尼韋爾T-Hawk無(wú)人機(jī))、多旋翼與固定翼組合式無(wú)人機(jī)(如成都縱橫公司的“大鵬”無(wú)人機(jī))、采用螺旋槳滑流控制垂直起降的無(wú)人機(jī)(如中航611所VD200無(wú)人機(jī))等。這些新型垂直起降無(wú)人機(jī)也存在著一些技術(shù)上的問題，如涵道式無(wú)人機(jī)受地面效應(yīng)影響明顯，垂直起降時(shí)振動(dòng)強(qiáng)烈，且水平飛行時(shí)完全靠涵道發(fā)動(dòng)機(jī)提供升力和前進(jìn)的推力，飛行速度較低；多旋翼與固定翼組合式無(wú)人機(jī)通常依靠固定安裝的四個(gè)旋翼產(chǎn)生的拉力抬起無(wú)人機(jī)實(shí)現(xiàn)垂直起降，但在水平飛行時(shí)四個(gè)旋翼無(wú)法提供前進(jìn)動(dòng)力，無(wú)人機(jī)必須安裝推進(jìn)馬達(dá)和螺旋槳，增加了機(jī)體結(jié)構(gòu)死重，且四個(gè)旋翼及安裝結(jié)構(gòu)大幅增加了氣動(dòng)阻力，無(wú)人機(jī)的整體氣動(dòng)效率較低；而采用螺旋槳滑流控制的無(wú)人機(jī)在垂直起降時(shí)，由于飛行速度低，主要依靠機(jī)翼前端的螺旋槳提供的滑流增加舵面控制效率，進(jìn)行無(wú)人機(jī)的姿態(tài)控制，這就要求無(wú)人機(jī)必須安裝較大直徑的螺旋槳和較大功率的發(fā)動(dòng)機(jī)。此外，螺旋槳提供的滑流受環(huán)境條件(如陣風(fēng))和機(jī)體表面突出部件影響明顯，導(dǎo)致滑流不穩(wěn)定，給飛行控制帶來(lái)困難，易造成飛行事故。由于以上技術(shù)問題難以解決，導(dǎo)致現(xiàn)有的垂直起降無(wú)人機(jī)飛行穩(wěn)定性和可操縱性、有效載荷質(zhì)量、水平飛行速度、最大飛行距離等關(guān)鍵性能指標(biāo)都受到極大限制，影響了其實(shí)際的工程應(yīng)用。因此，突破現(xiàn)有垂直起降無(wú)人機(jī)的技術(shù)限制，創(chuàng)新發(fā)展適合于垂直起降的新型無(wú)人機(jī)氣動(dòng)布局是實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)垂直起降技術(shù)獲得突破的關(guān)鍵。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有垂直起降無(wú)人機(jī)技術(shù)中普遍存在的氣動(dòng)效率低、傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)復(fù)雜、飛行時(shí)間短、飛行速度低、模態(tài)轉(zhuǎn)換復(fù)雜等問題，本發(fā)明首次提出一種新概念尾座式垂直起降無(wú)人機(jī)。

該無(wú)人機(jī)的機(jī)體采用高升阻比類飛翼氣動(dòng)布局，并在機(jī)身上以“十”字形布置的方式安裝有四個(gè)電機(jī)和螺旋槳。該無(wú)人機(jī)可以利用機(jī)身上下螺旋槳產(chǎn)生的推力差形成俯仰控制力矩，利用機(jī)身左右螺旋槳產(chǎn)生的推力差形成偏航控制力矩，以及利用四個(gè)螺旋槳不同轉(zhuǎn)速形成的滾轉(zhuǎn)控制力矩，進(jìn)行無(wú)人機(jī)機(jī)體的姿態(tài)控制，實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)在狹小地域中的垂直起降以及在飛行過程中在任意位置的定點(diǎn)懸停。該無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)換到平飛狀態(tài)后，類飛翼布局機(jī)體可以產(chǎn)生較大的巡航升阻比，大幅提高無(wú)人機(jī)的有效載荷水平和飛行距離。該無(wú)人機(jī)水平飛行時(shí)，可以只使用左右水平螺旋槳進(jìn)行推進(jìn)，進(jìn)行較低速度飛行，也可以同時(shí)使用四個(gè)螺旋槳同時(shí)推進(jìn)，進(jìn)行快速飛行。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

所述一種垂直起降無(wú)人機(jī)，包括中間機(jī)體1、左機(jī)翼17、右機(jī)翼3、左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18、右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2，所述左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18安裝在左機(jī)翼17前端，右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2安裝在右機(jī)翼3前端；其特征在于：還包括上部電機(jī)及螺旋槳8、下部電機(jī)及螺旋槳19；上部電機(jī)及螺旋槳8安裝在上后支架9前端，下部電機(jī)及螺旋槳19安裝在下后支架12前端，上后支架9通過上支架10安裝在中間機(jī)體1上部，下后支架12通過下支架20安裝在中間機(jī)體1下部；左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18、右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2、上部電機(jī)及螺旋槳8、下部電機(jī)及螺旋槳19相對(duì)于中間機(jī)體縱向中心軸線呈“十”字形布置；左機(jī)翼17后部安裝有左后支架14，右機(jī)翼3后部安裝有右后支架6，左后支架14、右后支架6、上后支架9和下后支架12相對(duì)于中間機(jī)體縱向中心軸線呈“十”字形布置，且后端平齊。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種垂直起降無(wú)人機(jī)，其特征在于：左機(jī)翼17外端安裝左翼梢小翼16，左方向舵15安裝在左翼梢小翼16后部，右機(jī)翼3外端安裝右翼梢小翼4，右方向舵5安裝在右翼梢小翼4后部；左副翼13安裝在左機(jī)翼17后部，右副翼7安裝在右機(jī)翼3后部；升降舵11安裝在中間機(jī)體1后部。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種垂直起降無(wú)人機(jī)，其特征在于：中間機(jī)體1采用了類升力體氣動(dòng)布局；上支架10和下支架20橫截面采用對(duì)稱翼型。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種垂直起降無(wú)人機(jī)，其特征在于：左機(jī)翼17、右機(jī)翼3、上支架10、下支架20、上后支架9、下后支架12、左后支架14和右后支架6為能夠拆卸的模塊化結(jié)構(gòu)。

有益效果

本發(fā)明提出的垂直起降無(wú)人機(jī)采用在高升阻比機(jī)體上安裝“十”字形布置方式的電機(jī)和螺旋槳，通過調(diào)節(jié)機(jī)體四個(gè)螺旋槳的推力大小，產(chǎn)生俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航力矩進(jìn)行無(wú)人機(jī)的姿態(tài)控制，實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的垂直起降，有效解決了傳統(tǒng)垂直起降無(wú)人機(jī)傾轉(zhuǎn)或旋翼系統(tǒng)復(fù)雜、模態(tài)轉(zhuǎn)換控制復(fù)雜、氣動(dòng)效率低等缺陷。該垂直起降無(wú)人機(jī)，可以實(shí)現(xiàn)在狹小地域內(nèi)的垂直起降、定點(diǎn)懸停和水平高效飛行。該垂直起降無(wú)人機(jī)，機(jī)體結(jié)構(gòu)可以方便快速進(jìn)行拆卸和組裝，搭載不同功能載荷后，可以應(yīng)用于電力巡線、資源勘測(cè)、環(huán)境保護(hù)、物流輸送等多種民用和軍用領(lǐng)域。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實(shí)踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點(diǎn)從結(jié)合下面附圖對(duì)實(shí)施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1是本發(fā)明一種垂直起降無(wú)人機(jī)布局側(cè)視示意圖；

圖2是本發(fā)明一種垂直起降無(wú)人機(jī)布局前視示意圖；

圖3是本發(fā)明一種垂直起降無(wú)人機(jī)布局俯視示意圖；

圖4是一種垂直起降無(wú)人機(jī)所示的分解示意圖；

附圖中各部件的標(biāo)記如下：1、中間機(jī)體；2、右側(cè)電機(jī)及螺旋槳；3、右機(jī)翼；4、右翼梢小翼；5、右方向舵；6、右后支架；7、右副翼；8、上部電機(jī)及螺旋槳；9、上后支架；10、上支架；11、升降舵；12、下后支架；13、左副翼；14、左后支架；15、左方向舵；16、左翼梢小翼；17、左機(jī)翼；19、下部電機(jī)及螺旋槳；18、左側(cè)電機(jī)及螺旋槳；20、下支架。

圖5是一種垂直起降無(wú)人機(jī)所示的垂直起降過程示意圖。

具體實(shí)施方式

下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施例，所述實(shí)施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語(yǔ)“中心”、“縱向”、“橫向”、“長(zhǎng)度”、“寬度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”、“順時(shí)針”、“逆時(shí)針”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。

如圖1～4所示，本實(shí)施例中的垂直起降無(wú)人機(jī)包括中間機(jī)體1、左機(jī)翼17、右機(jī)翼3、左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18、右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2，所述左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18安裝在左機(jī)翼17前端，右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2安裝在右機(jī)翼3前端，左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18與右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2在機(jī)體水平面內(nèi)左右對(duì)稱。

還包括上部電機(jī)及螺旋槳8、下部電機(jī)及螺旋槳19；上部電機(jī)及螺旋槳8安裝在上后支架9前端，下部電機(jī)及螺旋槳19安裝在下后支架12前端，上后支架9通過上支架10安裝在中間機(jī)體1上部，下后支架12通過下支架20安裝在中間機(jī)體1下部，上部電機(jī)及螺旋槳8與下部電機(jī)及螺旋槳19在機(jī)體垂直平面內(nèi)上下對(duì)稱。左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18、右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2、上部電機(jī)及螺旋槳8、下部電機(jī)及螺旋槳19相對(duì)于中間機(jī)體縱向中心軸線呈“十”字形布置，可以實(shí)現(xiàn)垂直起降過程中的控制。

左機(jī)翼17后部安裝有左后支架14，右機(jī)翼3后部安裝有右后支架6，左后支架14、右后支架6、上后支架9和下后支架12相對(duì)于中間機(jī)體縱向中心軸線呈“十”字形布置，且后端平齊，在地面可以以“尾坐”的形式立于地面。

左機(jī)翼17外端安裝左翼梢小翼16，左方向舵15安裝在左翼梢小翼16后部，右機(jī)翼3外端安裝右翼梢小翼4，右方向舵5安裝在右翼梢小翼4后部，左方向舵15與右方向舵5可以左右偏轉(zhuǎn)進(jìn)行無(wú)人機(jī)水平飛行時(shí)的航向控制；左副翼13安裝在左機(jī)翼17后部，右副翼7安裝在右機(jī)翼3后部，左副翼13與右副翼7可以差動(dòng)偏轉(zhuǎn)進(jìn)行無(wú)人機(jī)水平飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)控制；升降舵11安裝在中間機(jī)體1后部，升降舵11可以上下偏轉(zhuǎn)進(jìn)行無(wú)人機(jī)水平飛行時(shí)的俯仰控制。

本實(shí)施例中的中間機(jī)體1采用了類升力體氣動(dòng)布局，中間機(jī)體1、左機(jī)翼13和右機(jī)翼3組成的主機(jī)體采用了類飛翼的氣動(dòng)布局，機(jī)身和機(jī)翼截面采用高升阻比翼型，左翼梢小翼16和右翼梢小翼4能夠減小巡航飛行時(shí)的誘導(dǎo)阻力，機(jī)身上支架10和下支架20采用低阻對(duì)稱翼型，減小了無(wú)人機(jī)水平飛行時(shí)的氣動(dòng)阻力，整個(gè)無(wú)人機(jī)機(jī)體氣動(dòng)效率高，巡航升阻比在10以上。

本實(shí)施例中的垂直起降無(wú)人機(jī)采用模塊化設(shè)計(jì)，左機(jī)翼17、右機(jī)翼3、上支架10、下支架20、上后支架9、下后支架12、左后支架14和右后支架6都可以實(shí)現(xiàn)快速拆卸和組裝，電機(jī)和支架采用標(biāo)準(zhǔn)法蘭聯(lián)結(jié)，方便根據(jù)不同任務(wù)載荷進(jìn)行快速更換。

上述垂直起降無(wú)人機(jī)的控制方式為：

所述垂直起降無(wú)人機(jī)起飛前，通過上后支架9、下后支架12、左后支架14和右后支架6以尾座形式垂直立于地面；起飛時(shí)，通過四個(gè)螺旋槳的拉力將機(jī)體帶離地面，當(dāng)機(jī)體離地一定距離后，通過調(diào)節(jié)機(jī)體上、下螺旋槳的轉(zhuǎn)速(上部電機(jī)及螺旋槳8的轉(zhuǎn)速大于下部電機(jī)及螺旋槳19的轉(zhuǎn)速)形成推力差產(chǎn)生低頭的俯仰力矩，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)由垂直向水平飛行的模態(tài)轉(zhuǎn)換，當(dāng)飛機(jī)達(dá)到一定速度后實(shí)現(xiàn)水平飛行。

降落時(shí)，通過調(diào)節(jié)機(jī)體上、下螺旋槳的轉(zhuǎn)速(下部電機(jī)及螺旋槳19的轉(zhuǎn)速大于上部電機(jī)及螺旋槳8的轉(zhuǎn)速)形成推力差產(chǎn)生抬頭的俯仰力矩，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)由水平飛行向垂直降落的模態(tài)轉(zhuǎn)換，當(dāng)水平飛行速度為零后，通過調(diào)節(jié)四個(gè)螺旋槳的拉力逐漸降低飛機(jī)高度，通過四個(gè)后支架以尾坐的形式垂直降落在地面上。

垂直起降時(shí)，左、右螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相同，上、下螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相同，左、右螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向與上、下螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相反。同時(shí)調(diào)整左、右螺旋槳轉(zhuǎn)速，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩，平衡機(jī)體上、下螺旋槳產(chǎn)生的反扭力矩并進(jìn)行機(jī)體的滾轉(zhuǎn)控制；分別調(diào)整左、右螺旋槳轉(zhuǎn)速，形成左右推力差產(chǎn)生偏航控制力矩，進(jìn)行機(jī)體的偏航控制。

在垂直起降時(shí)，由四個(gè)螺旋槳產(chǎn)生的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三個(gè)通道的控制力矩較大，且受陣風(fēng)、機(jī)體表面結(jié)構(gòu)等因素的影響較小，無(wú)人機(jī)的操縱性較好，抗干擾能力強(qiáng)，可以實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)在任意位置的定點(diǎn)懸停。

而在水平飛行時(shí)，通過機(jī)體后部的升降舵11偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)俯仰控制控制，通過機(jī)翼上左副翼13和右副翼7的差動(dòng)偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩，實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)控制，通過翼梢小翼后部的左方向舵15和右方向舵5的協(xié)同偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生偏航控制力矩，實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的偏航控制。在較大側(cè)風(fēng)時(shí)，可以通過調(diào)節(jié)左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18與右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2的轉(zhuǎn)速不同，形成航向上的拉力差，產(chǎn)生較大偏航力矩，實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)的偏航控制。

此外，在在水平飛行時(shí)有高速和低速兩種飛行狀態(tài)：低速飛行狀態(tài)時(shí)，只用左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18和右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2工作，以節(jié)省能量，實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)長(zhǎng)時(shí)間飛行；高速飛行狀態(tài)時(shí)，左側(cè)電機(jī)及螺旋槳18、右側(cè)電機(jī)及螺旋槳2、上部電機(jī)及螺旋槳8、下部電機(jī)及螺旋槳19同時(shí)工作，產(chǎn)生較大推力，實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的快速飛行。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實(shí)施例，可以理解的是，上述實(shí)施例是示例性的，不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對(duì)上述實(shí)施例進(jìn)行變化、修改、替換和變型。