本發(fā)明屬于飛行器，具體涉及了螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器及其控制方法。

背景技術(shù)：

1、常見的垂直起降固定翼飛行器有復(fù)合翼、傾轉(zhuǎn)翼式。

2、其中，傾轉(zhuǎn)式垂直起降固定翼飛行器在垂直起降和平飛過(guò)程中按需求對(duì)旋翼進(jìn)行向上或向前的傾轉(zhuǎn)，活動(dòng)部件多，操控性差。由于傾轉(zhuǎn)旋翼既要作為垂直起降時(shí)的直升旋翼使用，又要作為固定翼拉力/推進(jìn)螺旋槳使用，多模態(tài)綜合效能低。垂直轉(zhuǎn)平飛困難，面臨著嚴(yán)重的氣動(dòng)干擾分離問(wèn)題，安全性低。

3、復(fù)合翼垂直起降固定翼飛行器大多直接在固定翼的基礎(chǔ)上加裝多旋翼，在垂直起降階段由多旋翼提供升力，在平飛階段則換回固定翼模式，由前拉動(dòng)力提供拉力，由機(jī)翼提供升力。雖然技術(shù)成熟度較高，但是在垂直起降或巡航平飛時(shí)，其垂直、水平兩套升力/推力裝置之一需要停止工作，完全成為廢重，致使全機(jī)氣動(dòng)效率較低。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中所存在的不足，本發(fā)明提供了螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器及其控制方法，以解決現(xiàn)有的垂起固定翼飛行器垂直轉(zhuǎn)平飛困難、轉(zhuǎn)換時(shí)氣動(dòng)干擾分離嚴(yán)重，安全性低、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、垂直起降效率低的問(wèn)題。

2、根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例，本發(fā)明采用了如下的技術(shù)方案：

3、螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼、操控系統(tǒng)以及前拉螺旋槳，所述機(jī)翼為多排，每排機(jī)翼由對(duì)稱分布在機(jī)身兩側(cè)的左右機(jī)翼構(gòu)成，多排機(jī)翼沿機(jī)身軸線排列并按飛行器重心力矩對(duì)稱方式分布在機(jī)身上；

4、所述前拉螺旋槳為多個(gè)，各個(gè)前拉螺旋槳安裝在機(jī)翼前下方，前拉螺旋槳的槳盤中心線與機(jī)翼翼弦成夾角α的迎角布置；

5、操控系統(tǒng)用于控制飛行器各舵面舵量和前拉螺旋槳轉(zhuǎn)速及轉(zhuǎn)向。

6、本方案中，前拉螺旋槳吹出的高速氣流以迎角α流向機(jī)翼，與機(jī)翼產(chǎn)生氣動(dòng)耦合增升效應(yīng)，對(duì)飛行器產(chǎn)生向前和向上的拉力；操控系統(tǒng)用于控制飛行器各舵面舵量和各螺旋槳轉(zhuǎn)速及轉(zhuǎn)向；通過(guò)操控系統(tǒng)控制增加前排機(jī)翼上的前拉螺旋槳的轉(zhuǎn)速，使機(jī)身向后傾轉(zhuǎn)θ抬頭，通過(guò)操控系統(tǒng)控制各前拉電機(jī)轉(zhuǎn)速和襟翼、副翼的下放角度，使飛行器所受各向力平衡以實(shí)現(xiàn)懸停，使合力垂直向上實(shí)現(xiàn)垂直起飛，使合力垂直向下實(shí)現(xiàn)垂直降落，使合力向前實(shí)現(xiàn)平飛巡航。

7、根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施例，本發(fā)明還采用了如下的技術(shù)方案：

8、包括垂直起飛模式、垂直降落模式及懸停模式控制，控制方法如下：

9、前拉螺旋槳同時(shí)處于工作狀態(tài)，操控機(jī)身前部的前拉螺旋槳轉(zhuǎn)速高于機(jī)身后部的前拉螺旋槳，機(jī)身處于抬頭向后傾斜的姿態(tài)，形成傾轉(zhuǎn)角θ；

10、懸停模式控制：保持前拉螺旋槳拉力f1、機(jī)翼升力f2在水平方向上的分力處于平衡狀態(tài)，前拉螺旋槳拉力f1、機(jī)翼升力f2在垂直方向上的分力之和與飛行器重力g平衡，即滿足式(1)控制算法方程

11、式(1)：

12、f1sinθ+f2cosθ＝g

13、f1cosθ＝f2sinθ

14、垂直起飛模式控制：增大前拉螺旋槳轉(zhuǎn)速，保持前拉螺旋槳拉力f1、機(jī)翼升f2力在垂直方向上的分力之和大于飛行器重力g，即滿足式(2)控制算法方程：

15、式(2)：

16、f1sinθ+f2cosθ＞g

17、f1cosθ＝f2sinθ

18、垂直降落模式控制：降低前拉螺旋槳的轉(zhuǎn)速，保持前拉螺旋槳拉力f1、機(jī)翼升力f2在水平方向上的分力處于平衡狀態(tài)，保持前拉螺旋槳拉力f1、機(jī)翼升力f2在垂直方向上的分力之和小于飛行器重力g，使飛行器所受合力垂直向下，滿足式(3)控制算法方程。

19、式(3)：

20、f1sinθ+f2cosθ＜g

21、f1cosθ＝f2sinθ。

22、相比于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明具有如下有益效果：

23、本方案中，飛行器在垂直起降或懸停時(shí)，通過(guò)調(diào)整前、后排前拉螺旋槳轉(zhuǎn)速差使機(jī)身抬頭向后傾轉(zhuǎn)θ角度后，前拉螺旋槳拉力在水平和垂直方向上均產(chǎn)生分力，同時(shí)，前拉螺旋槳盤吹出的高速氣流流過(guò)機(jī)翼時(shí)產(chǎn)生氣動(dòng)耦合增升作用，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)緊靠前拉螺旋槳及機(jī)身后傾轉(zhuǎn)即可實(shí)現(xiàn)垂直起降和懸停。相比傳統(tǒng)的復(fù)合翼垂直起降固定翼飛行器，本方案完全省去了垂起螺旋槳?jiǎng)恿ε渲茫档推斤w死重，提高有效載荷能力。另外，相比傳統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)翼垂直起降固定翼飛行器，本方案靠轉(zhuǎn)速差實(shí)現(xiàn)整機(jī)傾轉(zhuǎn)，沒有復(fù)雜的動(dòng)力傾轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)。因此，本發(fā)明的結(jié)構(gòu)緊湊簡(jiǎn)潔，功率載荷大、效率高、重量輕、速度快、航時(shí)長(zhǎng)，垂轉(zhuǎn)平順暢，安全可靠。

24、另外，本方案中，無(wú)論飛行器處于何種飛行模式(垂直起降狀態(tài)、平飛模式或兩者轉(zhuǎn)換的過(guò)渡狀態(tài))時(shí)，均有前拉螺旋槳的高速氣流吹向機(jī)翼，使得飛行器在各模態(tài)下受外界氣象條件影響小，受氣流干擾分離小，可以更加絲滑的過(guò)渡，并具有更好的抗風(fēng)性能，能在超低空、峽谷等復(fù)雜地形及復(fù)雜氣流環(huán)境下安全可靠飛行。

技術(shù)特征：

1.螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼、操控系統(tǒng)以及前拉螺旋槳，其特征在于：所述機(jī)翼包含多排，每排機(jī)翼由對(duì)稱分布在機(jī)身兩側(cè)的左右機(jī)翼構(gòu)成；多排機(jī)翼沿機(jī)身軸線按飛行器重心力矩對(duì)稱方式布置在機(jī)身上；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：位于機(jī)身前排的機(jī)翼為常規(guī)機(jī)翼或鴨翼，位于機(jī)身后排的機(jī)翼為常規(guī)機(jī)翼、鴨翼或后平小翼中任意一種；所述后平小翼為安裝在機(jī)身后部的小平翼，后平小翼的尺寸小于機(jī)翼的尺寸。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：所述前拉螺旋槳為前拉普通螺旋槳或前拉涵道螺旋槳，所述前拉普通螺旋槳包括螺旋槳、馬達(dá)；所述前拉涵道螺旋槳是用涵道包裹前拉普通螺旋槳而成。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：所述前拉涵道螺旋槳為單涵道螺旋槳、雙涵道螺旋槳中任意一種或組合，所述單涵道螺旋槳由一個(gè)涵道包裹螺旋槳及馬達(dá)而成，所述雙涵道螺旋槳由單涵道螺旋槳和平凸涵道串聯(lián)而成，平凸涵道由倒置的u型曲面體與對(duì)應(yīng)的機(jī)翼的上凸翼面共同構(gòu)成，從機(jī)翼的前緣延伸到機(jī)翼的上翼面。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：所述雙涵道螺旋槳為單流雙涵道螺旋槳、分流雙涵道螺旋槳、可分流雙涵道螺旋槳中任意一種，所述單流雙涵道螺旋槳的前、后兩個(gè)涵道的連接處完全密封，流過(guò)前涵道的氣流全部流入后面的平凸涵道；所述分流雙涵道螺旋槳的前、后兩個(gè)涵道的連接處設(shè)有開口，流過(guò)前涵道的氣流分流，一部分流入后面的平凸涵道，另一部分從連接處的開口流向機(jī)翼的下翼面；所述可分流雙涵道螺旋槳的前、后兩個(gè)涵道的連接處設(shè)有開口，開口處設(shè)置可開合的擋板，打開擋板，流過(guò)前涵道的氣流分流，一部分流入后面的平凸涵道，另一部分從連接處的開口流向機(jī)翼的下翼面；合上擋板，流過(guò)前涵道的氣流全部流入后面的平凸涵道。

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：所述單涵道螺旋槳與平凸涵道之間為直接連接或通過(guò)導(dǎo)管連接。

7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：所述雙涵道螺旋槳的平凸涵道的尾部上端連接有減速增壓齒，所述減速增壓齒設(shè)為一個(gè)或多個(gè)，沿平凸涵道的氣流方向分布。

8.根據(jù)權(quán)利要求4所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：所述前拉涵道螺旋槳的涵道頂部沿氣流方向?yàn)槠叫忻嫘螤罨蛏贤姑嫘螤睢?/p>

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：所述夾角α的角度為0～20°。

10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器，其特征在于：所述機(jī)翼包括機(jī)翼本體以及活動(dòng)連接在機(jī)翼本體上的襟翼、副翼；所述襟翼為前緣襟翼、前緣縫翼、后緣襟翼任意一種或組合。

11.根據(jù)權(quán)利要求1--10任意一項(xiàng)所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器的控制方法，其特征在于：包括垂直起飛模式、垂直降落模式及懸停模式控制，控制方法如下：

12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器的控制方法，其特征在于：還包括平飛過(guò)渡模式控制，所述平飛過(guò)渡模式控制方式如下：

13.根據(jù)權(quán)利要求11所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器的控制方法，其特征在于：所述傾轉(zhuǎn)角θ角度小于45°。

14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器的控制方法，其特征在于：

15.根據(jù)權(quán)利要求11所述的螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器的控制方法，其特征在于：還包括所述飛行器的俯仰、前后平移、左右平移、滾轉(zhuǎn)、旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)控制，調(diào)整前后排前拉螺旋槳的轉(zhuǎn)速差使飛行器實(shí)現(xiàn)俯仰機(jī)動(dòng)、前后平移機(jī)動(dòng)；調(diào)整左右副翼偏轉(zhuǎn)角度差實(shí)現(xiàn)左右平移機(jī)動(dòng)；調(diào)整左右前拉螺旋槳轉(zhuǎn)速差實(shí)現(xiàn)飛行器滾轉(zhuǎn)、旋轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬飛行器領(lǐng)域，公開了一種螺旋槳吹翼增升式多翼飛行器及其控制方法，包括機(jī)身、機(jī)翼、操控系統(tǒng)以及前拉螺旋槳，機(jī)翼包含多排，每排機(jī)翼由對(duì)稱分布在機(jī)身兩側(cè)的左右機(jī)翼構(gòu)成；多排機(jī)翼沿機(jī)身軸線按飛行器重心力矩對(duì)稱方式布置在機(jī)身上；所述前拉螺旋槳為多個(gè)，各個(gè)前拉螺旋槳安裝在機(jī)翼前下方，前拉螺旋槳的槳盤中心線與機(jī)翼翼弦成夾角α的迎角布置；操控系統(tǒng)用于控制飛行器各舵面舵量和前拉螺旋槳轉(zhuǎn)速及轉(zhuǎn)向。前拉螺旋槳吹出的高速氣流以迎角α流向機(jī)翼，與機(jī)翼產(chǎn)生氣動(dòng)耦合增升效應(yīng)，對(duì)飛行器產(chǎn)生向前和向上的拉力；通過(guò)操控系統(tǒng)控制增加前排機(jī)翼上的前拉螺旋槳的轉(zhuǎn)速，使機(jī)身向后傾轉(zhuǎn)θ抬頭，通過(guò)操控系統(tǒng)控制各前拉電機(jī)轉(zhuǎn)速和襟翼、副翼的下放角度，使飛行器所受各向力平衡以實(shí)現(xiàn)懸停，使合力垂直向上實(shí)現(xiàn)垂直起飛，使合力垂直向下實(shí)現(xiàn)垂直降落，使合力向前實(shí)現(xiàn)平飛巡航。

技術(shù)研發(fā)人員：田貴川,張振,曾憲鵬,祝明,劉東方,郭虓,蒲葦,陳順杰,馬浩然,江國(guó)輝,官平,劉倩,吳靚,金龍,張小俊,耿長(zhǎng)盈,肖維,周明,郭爾奇
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)人民解放軍第六九O五工廠
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/19