本發(fā)明涉及無人機(jī)，尤其是涉及一種傾轉(zhuǎn)多旋翼無人機(jī)及傾轉(zhuǎn)過渡方法。

背景技術(shù)：

1、目前的無人機(jī)主要分為旋翼無人機(jī)和固定翼無人機(jī)。旋翼無人機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)不依靠滑跑跑道和其他地面輔助設(shè)施垂直起降，可以適應(yīng)多種起飛環(huán)境，但由于其較短的續(xù)航能力和較低的飛行速度，使用場(chǎng)景受到一定限制。固定翼無人機(jī)能夠高速和遠(yuǎn)距離飛行，然而其需要依靠跑道或地面發(fā)射回收設(shè)備來輔助起降，這也在一定程度上限制了其適用范圍。傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)融合了兩者的優(yōu)點(diǎn)，不僅能垂直起降，也能高速度和長(zhǎng)距離飛行，其可應(yīng)用于短途運(yùn)送、醫(yī)療救護(hù)、航拍、農(nóng)業(yè)植保、觀察野生動(dòng)物、測(cè)繪、電力巡檢以及航空搜救等任務(wù)，因此傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)被視為未來無人機(jī)發(fā)展的趨勢(shì)之一。

2、現(xiàn)在傳統(tǒng)的垂直起降技術(shù)大多起降的動(dòng)力裝置在起飛后就會(huì)收縮折疊，造成動(dòng)力系統(tǒng)冗余，增加無人機(jī)的自重?，F(xiàn)有的常規(guī)布局無人機(jī)翼尖效應(yīng)較大，會(huì)使翼面升力受到影響。

3、目前，傳統(tǒng)傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)過渡對(duì)飛控系統(tǒng)要求較高，在傾轉(zhuǎn)過程中依舊依靠旋翼提供升力，在傾轉(zhuǎn)過程中飛行姿態(tài)難以調(diào)控，且傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)扭轉(zhuǎn)載荷較大，扭轉(zhuǎn)桿所受應(yīng)力較大，傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)一旦出現(xiàn)問題無法繼續(xù)飛行，在過渡過程中極易發(fā)生問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的是提供一種傾轉(zhuǎn)多旋翼無人機(jī)及傾轉(zhuǎn)過渡方法，解決上述背景技術(shù)中提出的問題。

2、為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種傾轉(zhuǎn)多旋翼無人機(jī)，包括機(jī)身，機(jī)身的兩側(cè)對(duì)稱設(shè)置有機(jī)翼，機(jī)翼的末端設(shè)置有帶有方向舵的翼尖小翼，機(jī)身上前端設(shè)置有關(guān)于機(jī)身對(duì)稱設(shè)置的前傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，機(jī)身上后端設(shè)置有關(guān)于機(jī)身對(duì)稱設(shè)置的后傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，機(jī)身上后端的中間設(shè)置有推進(jìn)槳；

3、前傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)包括前螺旋槳，前螺旋槳通過傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)與機(jī)身連接，后傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)包括后螺旋槳，后螺旋槳通過傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)與機(jī)身連接。

4、優(yōu)選的，機(jī)身內(nèi)部設(shè)置有起支撐作用的機(jī)身骨架。

5、優(yōu)選的，機(jī)翼的后端設(shè)置有副翼和襟翼，副翼用于無人機(jī)的橫滾機(jī)動(dòng)，襟翼用于無人機(jī)的起降。

6、優(yōu)選的，機(jī)翼的內(nèi)部設(shè)置有機(jī)翼骨架，機(jī)翼骨架包括主碳纖維管梁架、輔助碳纖維管梁架以及若干機(jī)翼翼肋，主碳纖維管梁架、輔助碳纖維管梁架分別沿機(jī)翼長(zhǎng)度方向設(shè)置，機(jī)翼翼肋設(shè)置于主碳纖維管梁架、輔助碳纖維管梁架之間，并沿機(jī)翼長(zhǎng)度方向間隔排列設(shè)置。

7、優(yōu)選的，方向舵設(shè)置于翼尖小翼的后端，翼尖小翼的內(nèi)部設(shè)置有翼尖小翼骨架，翼尖小翼骨架包括翼尖小翼翼肋和翼尖小翼碳纖維梁架，翼尖小翼碳纖維梁架沿翼尖小翼的長(zhǎng)度方向設(shè)置，翼尖小翼翼肋沿翼尖小翼的寬度方向設(shè)置。

8、優(yōu)選的，機(jī)身設(shè)置有傾轉(zhuǎn)裝置固定架，前螺旋槳、后螺旋槳分別通過傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)與傾轉(zhuǎn)裝置固定架連接，前螺旋槳、后螺旋槳的前端均設(shè)置有整流罩；傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)包括傾轉(zhuǎn)架，傾轉(zhuǎn)架的安裝面上設(shè)置有伺服電機(jī)，伺服電機(jī)的輸出端與前螺旋槳或后螺旋槳連接，傾轉(zhuǎn)架兩側(cè)的架板通過傾轉(zhuǎn)連接組件與盒體連接，盒體與傾轉(zhuǎn)裝置固定架連接。

9、優(yōu)選的，傾轉(zhuǎn)連接組件包括設(shè)置于盒體內(nèi)部的蝸桿，蝸桿一端與傾轉(zhuǎn)電機(jī)的輸出軸連接，盒體內(nèi)設(shè)置有用于固定傾轉(zhuǎn)電機(jī)的固定盒，蝸桿的另一端通過軸承與盒體轉(zhuǎn)動(dòng)連接，蝸桿中部與傾轉(zhuǎn)齒輪桿的中部連接，傾轉(zhuǎn)齒輪桿的兩端分別穿過盒體與傾轉(zhuǎn)架兩側(cè)的架板連接。

10、優(yōu)選的，機(jī)身的底部前端設(shè)置有前起落架，機(jī)身的底部?jī)蓚?cè)對(duì)稱設(shè)置有左起落架和右起落架，機(jī)身的內(nèi)部設(shè)置有飛控設(shè)備、任務(wù)載荷以及電池，機(jī)身上后端設(shè)置有推進(jìn)電機(jī)，推進(jìn)電機(jī)的輸出軸與推進(jìn)槳連接，飛控設(shè)備內(nèi)集成有位移傳感器、相位傳感器、加速度傳感器、陀螺儀。

11、本發(fā)明還提供了一種傾轉(zhuǎn)多旋翼無人機(jī)的傾轉(zhuǎn)過渡方法，包括以下步驟：

12、步驟一，實(shí)時(shí)并依次進(jìn)行信號(hào)處理：以無人機(jī)的重心為坐標(biāo)原點(diǎn)o，以無人機(jī)弦線方向?yàn)閤軸，以與無人機(jī)前進(jìn)方向水平的經(jīng)過弦線的平面為弦線平面，以垂直于無人機(jī)弦線平面的方向?yàn)閥軸，以與x軸、y軸均垂直的方向?yàn)閦軸；

13、根據(jù)加速度傳感器獲取無人機(jī)的x軸加速度u、y軸加速度v、z軸加速度w，陀螺儀獲取無人機(jī)飛行狀態(tài)的俯仰角速度ω3和俯仰角θ3、滾轉(zhuǎn)角速度ω1、滾轉(zhuǎn)角θ1，偏航角速度ω2、偏航角θ2；計(jì)算無人機(jī)飛行時(shí)所受的合力在x軸、y軸、z軸上的分量fx、fy、fz和旋翼拉力與飛行氣動(dòng)力之和產(chǎn)生的俯仰合力矩m3、滾轉(zhuǎn)合力矩m1、偏航合力矩m2；前螺旋槳和后螺旋槳為旋翼；

14、通過對(duì)加速度進(jìn)行積分，進(jìn)一步得到水平方向前飛速度vx、豎直方向速度vy、偏航速度vz；

15、步驟二，根據(jù)上述計(jì)算調(diào)整無人機(jī)姿態(tài)，通過調(diào)整四個(gè)傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)上的伺服電機(jī)進(jìn)而調(diào)整豎直方向速度vy和俯仰合力矩m3，使無人機(jī)在未進(jìn)行水平方向飛行時(shí)，前飛速度vx趨于0，直到達(dá)到飛行高度50m處；

16、步驟三，根據(jù)上述飛行過程達(dá)到50m處后啟動(dòng)推進(jìn)電機(jī)，通過改變推力改變無人機(jī)水平方向前飛速度vx，隨著vx的提高，逐漸降低四個(gè)傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)上的伺服電機(jī)的轉(zhuǎn)速，通過飛行水平方向前飛速度vx的變化來判斷無人機(jī)的升力變化，根據(jù)飛控設(shè)備控制翼尖小翼上的方向舵、機(jī)翼上的副翼和四個(gè)傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)上伺服電機(jī)的轉(zhuǎn)速調(diào)整無人機(jī)整體y軸z軸方向上的平衡，直至四個(gè)傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)上伺服電機(jī)的轉(zhuǎn)速降至0；

17、步驟四，通過蝸桿帶動(dòng)傾轉(zhuǎn)架轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而調(diào)整前螺旋槳和后螺旋槳位置，使無人機(jī)從垂直態(tài)過渡到水平態(tài)，通過飛控設(shè)備重新啟動(dòng)四個(gè)傾轉(zhuǎn)動(dòng)力結(jié)構(gòu)上的伺服電機(jī)，通過二拉三推共五個(gè)動(dòng)力源帶動(dòng)無人機(jī)飛行。

18、優(yōu)選的，步驟一中，采用以下公式計(jì)算獲得無人機(jī)的各飛行參數(shù)：

19、fx＝f推+mgsin(θ3)+f阻cos(β)；

20、fy＝f升+mgcos(θ3)+f阻sin(β)；

21、

22、u＝fx/m；

23、v＝fy/m；

24、w＝fz/m；

25、vx＝∫ucos(θ3)+vsin(θ3)dt；

26、vy＝∫u?sin(θ3)+vcos(θ3)dt；

27、vz＝∫w?cos(θ1)+v?sin(θ1)dt；

28、

29、h＝∫vydt；

30、

31、

32、其中，m偏為偏航力矩，fx、fy、fz分別表示無人機(jī)垂直起降所受的合力在x軸、y軸、z軸上的分量，上述公式中的三角函數(shù)內(nèi)的角度均為隱函數(shù)，f推為無人機(jī)沿弦線方向推力；f升為垂直弦線平面方向升力；f阻為實(shí)際來流方向阻力，β角為實(shí)際來流方向與弦線的夾角，i1、i2、i3分別為機(jī)體在x軸、y軸、z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，為無人機(jī)在vx方向上的前進(jìn)量，h為無人機(jī)在vy方向上的前進(jìn)量即飛行高度，為無人機(jī)在vz方向上的前進(jìn)量，是與的和，s是的模，代表實(shí)際飛行距離；r為機(jī)翼升力中心與重心的實(shí)際距離在x軸的投影，無人機(jī)中升力中心在x軸的負(fù)半軸；

33、步驟二中，推進(jìn)電機(jī)未啟動(dòng)，無人機(jī)垂直起降所受除重力外的合力在y軸上的分量為重力mg和受到的向下阻力f阻之和，進(jìn)而得到此時(shí)無人機(jī)的垂向加速度v，公式如下：

34、f阻＝kvy2；

35、fy＝mg+kvy2；

36、

37、其中m為機(jī)身質(zhì)量，k代表阻力常數(shù)；

38、根據(jù)經(jīng)典力學(xué)中的牛頓-歐拉方法，構(gòu)建合適的動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)模型：

39、

40、上述式中,無人機(jī)操控依賴于橫滾俯仰和偏航角速度，及其對(duì)姿態(tài)的影響，前螺旋槳和后螺旋槳均為相同結(jié)構(gòu)的螺旋槳，螺旋槳的轉(zhuǎn)速ω(t)＝-ω1(t)+ω2(t)-ω3(t)+ω4(t)，決定升力和扭矩，驅(qū)動(dòng)扭矩t1(t)、t2(t)、t3(t)決定無人機(jī)水平、垂直移動(dòng)和轉(zhuǎn)向，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量ir反映螺旋槳抗旋轉(zhuǎn)能力；

41、根據(jù)以上動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)模型，在步驟二調(diào)整兩個(gè)前螺旋槳和兩個(gè)后螺旋槳的轉(zhuǎn)速ω1(t)、ω2(t)、ω3(t)、ω4(t)，通過改變前螺旋槳和后螺旋槳轉(zhuǎn)速調(diào)整飛行姿態(tài)；

42、步驟三中，推進(jìn)電機(jī)啟動(dòng)，伺服電機(jī)的速度最終為0，無人機(jī)受到的升力為重力，得到此時(shí)無人機(jī)的飛行水平方向速度vx，公式如下：

43、f升＝mg；

44、

45、其中ρ為大氣密度,s為機(jī)翼面積，cy為升力系數(shù)，cos(β)中的(β)為β角對(duì)時(shí)間t的隱函數(shù)。

46、因此，本發(fā)明采用上述一種傾轉(zhuǎn)多旋翼無人機(jī)及傾轉(zhuǎn)過渡方法，具有以下有益效果：

47、(1)本發(fā)明能夠平穩(wěn)的對(duì)起飛過程進(jìn)行過渡，在無人機(jī)傾轉(zhuǎn)過程中前螺旋槳和后螺旋槳沒有旋轉(zhuǎn)，使傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)故障率最高的傾轉(zhuǎn)環(huán)節(jié)的應(yīng)力大大降低，從而使傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的故障率大大降低，同時(shí)通過蝸桿結(jié)構(gòu)旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)齒輪旋轉(zhuǎn)的設(shè)計(jì)具備自鎖效果，不會(huì)在傾轉(zhuǎn)前后因?yàn)閿_動(dòng)導(dǎo)致傾轉(zhuǎn)過程受到影響。

48、(2)與傳統(tǒng)無人機(jī)相比增加了動(dòng)力源，具有更強(qiáng)的載重能力和更遠(yuǎn)的航程，同時(shí)提高了飛行器平飛可靠性。假設(shè)一個(gè)螺旋槳在平飛過程中出事故也可通過其他螺旋槳的配合處理，如左前螺旋槳出問題可通過關(guān)閉右前螺旋槳平衡偏航力矩并通過后端兩傾轉(zhuǎn)螺旋槳和推進(jìn)電機(jī)完成無人機(jī)的控制，繼續(xù)完成飛行任務(wù)。

49、(3)本發(fā)明通過兩個(gè)前螺旋槳和兩個(gè)后螺旋槳設(shè)計(jì)，可以使無人機(jī)同時(shí)具備垂直起降和水平起降兩種起降方法，使無人機(jī)在具備跑道的情況下可以選擇能耗較少的水平起降的方式，載重量大幅提升，相較于傳統(tǒng)無人機(jī)能夠做到高速平飛，具有更強(qiáng)的空中機(jī)動(dòng)性。

50、(4)本發(fā)明在翼尖小翼處設(shè)置方向舵，可在無尾翼的情況下對(duì)無人機(jī)擾動(dòng)進(jìn)行修正，不但可以通過調(diào)整前螺旋槳和兩個(gè)后螺旋槳轉(zhuǎn)速調(diào)整飛行姿態(tài)還可以通過翼尖舵面對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行修正，提高了飛行穩(wěn)定性，采用翼尖小翼設(shè)計(jì)可有效降低緩解翼尖效應(yīng)，保障翼尖升力損失較小。

51、(5)本發(fā)明采用無尾翼設(shè)計(jì)和特有的前傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)和后傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，相比起傳統(tǒng)傾轉(zhuǎn)無人機(jī)傾轉(zhuǎn)整個(gè)翼面，機(jī)翼面積減少，減少了幾何截面面積，使得飛機(jī)具有較低的雷達(dá)截面積，有利于隱身性能，降低了被敵方探測(cè)的可能性，隱身效果好。

52、下面通過附圖和實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)描述。