一種復(fù)合翼垂直起降飛行器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及一種固定翼飛行器，特別是涉及一種復(fù)合翼垂直起降飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]復(fù)合翼布局是一種將固定翼布局與多旋翼布局相結(jié)合的垂直起降飛行器解決方案，既能夠像多旋翼飛行器一樣通過多個螺旋槳拉力克服重力和氣動阻力實(shí)現(xiàn)垂直起降、懸停和垂直爬升下降等飛行功能，又能夠像固定翼飛行器一樣通過氣動升力克服重力，動力系統(tǒng)克服氣動阻力實(shí)現(xiàn)高速巡航飛行。由于復(fù)合翼無人機(jī)具有結(jié)構(gòu)形式可靠、力學(xué)模型成熟、垂直飛行和水平飛行轉(zhuǎn)換過程中的控制導(dǎo)航相對容易，它成為一種技術(shù)風(fēng)險小、可行性高的長航時垂直起降飛行器方案。
[0003]由于上述技術(shù)特點(diǎn)，復(fù)合翼垂直起降飛行器從概念提出以來一直是實(shí)用化固定翼垂直起降飛行器的研發(fā)熱點(diǎn)，然而，這種解決方案卻遲遲無法成為工業(yè)無人機(jī)產(chǎn)品。究其原因有二:第一，較低的偏航控制能力和較大的慣量之間的矛盾，多旋翼飛行方式通過多個轉(zhuǎn)動方向相反的螺旋槳的轉(zhuǎn)動阻力矩提供偏航控制力矩，其量值低于通過螺旋槳拉力差和力臂產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)控制力矩和俯仰控制力矩；由于多旋翼飛行方式的螺旋槳轉(zhuǎn)速同時改變拉力和轉(zhuǎn)動阻力矩，因此滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三軸控制存在耦合，控制能力最差的偏航軸擠占電機(jī)轉(zhuǎn)速余量最高，容易導(dǎo)致至少一個電機(jī)轉(zhuǎn)速飽和，三軸控制精度均受到影響，直至控制發(fā)散，雖然通過改變控制律的參數(shù)或結(jié)構(gòu)能夠在一定程度上緩解這種控制飽和，但卻無法從根本上解決問題。復(fù)合翼垂直起降飛行器是在多旋翼飛行器的基礎(chǔ)上增加機(jī)翼、尾翼等部件，導(dǎo)致飛行器的轉(zhuǎn)動慣量和氣動阻力增加，偏航控制能力的短板更為顯著。第二，結(jié)構(gòu)重量占起飛總重的比例較高，制約了飛行器性能提升。相比常規(guī)固定翼飛行器，復(fù)合翼飛行器增加了將多旋翼連接到機(jī)體上的結(jié)構(gòu)，為克服全機(jī)重力，多旋翼所需拉力較大，對連接結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度要求較高；另外，旋翼是高速轉(zhuǎn)動部件，是復(fù)合翼飛行器主要的振動源，為保證全機(jī)結(jié)構(gòu)可靠，多旋翼連接結(jié)構(gòu)的剛度要求也較高;這兩方面導(dǎo)致了連接結(jié)構(gòu)的尺寸和重量都較大，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，多旋翼連接結(jié)構(gòu)占全機(jī)結(jié)構(gòu)的比例5%至10%，如果考慮其它機(jī)體結(jié)構(gòu)的增強(qiáng)，那么這個比例更高，這對于飛行器而言是“死重”，增加了飛行器的總重和氣動阻力，減少航時、航程和最大飛行速度等性能指標(biāo)。
【實(shí)用新型內(nèi)容】
[0004]針對上述現(xiàn)有技術(shù)中復(fù)合翼飛行器飛行姿態(tài)的控制問題，本實(shí)用新型提供了一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，用于解決現(xiàn)有技術(shù)中復(fù)合翼垂直起降飛行器低速狀態(tài)下偏航控制能力差和結(jié)構(gòu)利用率低的問題。
[0005]為解決上述問題，本實(shí)用新型提供的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器通過以下技術(shù)要點(diǎn)來解決問題:一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼、尾撐桿、尾翼、垂直動力單元及水平動力單元，所述機(jī)翼固定于機(jī)身中段，機(jī)翼相對于機(jī)身的長度方向?qū)ΨQ；
[0006]尾撐桿為兩根，不同尾撐桿分別固定于機(jī)身不同側(cè)的機(jī)翼上；
[0007]水平動力單元固定于機(jī)身上，尾翼的左、右端分別與不同尾撐桿的尾部固定連接，
[0008]所述垂直動力單元為四個，各根尾撐桿上均設(shè)置有兩個垂直動力單元，機(jī)身同側(cè)的兩個垂直動力單元位于飛行器長度方向的不同位置，且機(jī)身同側(cè)的兩個垂直動力單元中，前方的垂直動力單元位于飛行器重心的前方，后方的垂直動力單元位于飛行器重心的后方；
[0009]所述垂直動力單元包括垂直動力螺旋槳、電機(jī)和電子調(diào)速器，所述電子調(diào)速器用于控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速，所述電機(jī)用于制動垂直動力螺旋槳轉(zhuǎn)動；
[0010]所述垂直動力單元的垂直動力螺旋槳軸線具有非零的安裝傾角，垂直動力螺旋槳軸線的傾斜方向?yàn)橄蝻w行器的前方或后方傾斜，以在垂直動力螺旋槳工作的過程中，垂直動力單元可產(chǎn)生向飛行器前方或后方的分力;所述水平動力單元包括可產(chǎn)生沿著機(jī)身長度方向拉力的平飛螺旋槳。
[0011 ]以上技術(shù)方案中，尾翼在飛行器上的固定形式使得尾翼呈雙尾撐倒“V”形尾翼，垂直動力單元通過尾撐桿固定于機(jī)翼上，即在機(jī)翼上形成“X”形四旋翼布局形式。飛行器上所具有的諸如能源裝置、航電設(shè)備和任務(wù)設(shè)備等機(jī)載設(shè)備，可安裝于機(jī)身內(nèi)部的空間內(nèi)。機(jī)翼相對于機(jī)身的長度方向?qū)ΨQ，即機(jī)翼在飛行器上左右對稱。
[0012]本案中，該飛行器具有兩種飛行狀態(tài)，固定翼狀態(tài)和多旋翼狀態(tài)。固定翼狀態(tài)下垂直動力單元不工作，水平動力單元的拉力向前的平飛螺旋槳克服氣動阻力，機(jī)翼產(chǎn)生氣動升力，克服重力；多旋翼狀態(tài)下，由于垂直動力單元有非零的前后安裝傾角，垂直動力單元的垂直動力螺旋槳拉力具有向上的分量和向前后方向的垂直分量。拉力的垂直分量克服全機(jī)重力，同時，飛行器在設(shè)計時，需要將飛行器設(shè)計為線對稱，即飛行器的重心在機(jī)身上，這樣，四個垂直動力單元的位置與飛行器的重心有前后方向和左右方向的距離，也就是滾轉(zhuǎn)力臂和俯仰力臂，通過改變四個垂直動力螺旋槳的拉力產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和俯仰方向的拉力差，即可提供所需的滾轉(zhuǎn)控制力矩和俯仰控制力矩;通過以上方案，偏航方向有以下途徑提供控制力矩:四個垂直動力單元的垂直動力螺旋槳拉力具有水平分量和相對于重心的偏航力臂，能夠產(chǎn)生偏航控制力矩，而垂直動力螺旋槳的轉(zhuǎn)動阻力矩也基本沿偏航方向，因此，協(xié)調(diào)的改變這四個垂直動力螺旋槳的轉(zhuǎn)速，能夠改變偏航力矩。
[0013]更進(jìn)一步的技術(shù)方案為:
[0014]所述尾翼的后緣上還鉸接連接有兩片相互之間呈左右對稱關(guān)系的氣動舵面。所述氣動舵面為升降方向舵，以在飛行器以固定翼姿態(tài)飛行的狀態(tài)下，可通過氣動舵面，對飛行器的飛行姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整。
[0015]機(jī)身兩側(cè)的機(jī)翼上均設(shè)置有偏航控制單元，所述偏航控制單元包括偏航螺旋槳，所述偏航螺旋槳用于向機(jī)翼提供方向平行于機(jī)身長度方向的拉力，且偏航控制單元靠近機(jī)翼的端部。
[0016]以上方案中，偏航控制單元用于提供偏航力矩，提供機(jī)制如下:飛行器左右兩個偏航控制單元均具有相對于飛行器重心的左右距離，也就是偏航力臂，因此當(dāng)左右兩個螺旋槳具有轉(zhuǎn)速差的情況下，就能夠提供偏航控制力矩。
[0017]通過垂直動力單元和偏航控制單元這兩種途徑，保證了本實(shí)用新型提供的飛行器最大偏航控制力矩相比現(xiàn)有技術(shù)大幅度提高，避免了偏航控制飽和對于飛行器姿態(tài)控制的負(fù)面影響，提高了飛行器的魯棒性，這種有益效果在偏航轉(zhuǎn)動慣量相對較大的復(fù)合翼垂直起降飛行器上體現(xiàn)的更為顯著。
[0018]為使得盡可量為偏航控制單元提供長的偏航力臂，以在偏航螺旋槳輸出功率一定的情況下，得到盡可能大的偏航控制力矩，兩個偏航控制單元分別位于機(jī)身不同側(cè)機(jī)翼的翼梢上。
[0019]由于偏航控制單元在飛行器工作時，擁有兩種不同的工作狀態(tài):偏航螺旋槳轉(zhuǎn)動或不轉(zhuǎn)動，為實(shí)現(xiàn)偏航螺旋槳在不轉(zhuǎn)動時，通過前飛時產(chǎn)生的阻力使偏航螺旋槳自發(fā)折疊，減小飛行器飛行的氣動阻力，所述偏航螺旋槳為折疊螺旋槳。
[0020]為便于改變偏航控制單元對飛行器偏航控制力矩的大小，所述偏航螺旋槳為變槳距螺旋槳。作為本領(lǐng)域技術(shù)人員，偏航控制單元的變槳距螺旋槳具有相對于重心的偏航力臂，為變槳距螺旋槳提供的電機(jī)、電子調(diào)速器以及舵機(jī)中，通過協(xié)調(diào)改變電子調(diào)速器和舵機(jī)的指令可以調(diào)整變槳距螺旋槳的轉(zhuǎn)速和螺距，相應(yīng)改變偏航控制力矩。
[0021]所述尾撐桿的下表面位置低于飛行器其他部件。本案所提供的飛行器中，尾撐桿在本飛行器垂直升起時受力較大，故要求尾撐桿要具有足夠的強(qiáng)度以及剛度，本案中，尾撐桿作為垂直起降和地面?？康闹巍Ｒ虼?，這種結(jié)構(gòu)形式取消了起落架、簡化了垂直動力單元的連接形式，通過功能合并提高了結(jié)構(gòu)效率，提升了飛行器總體性能。尾撐桿在本飛行器中，實(shí)現(xiàn)了將尾翼與機(jī)翼和機(jī)身連接;將垂直動力單元與機(jī)翼和機(jī)身連接，也具有通過功能合并提高了結(jié)構(gòu)效率，提升了飛行器總體性能的有益效果。
[0022]為便于改變機(jī)翼在飛行器高速飛行狀態(tài)下，通過機(jī)翼輸出偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩，同時便于上述偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩的大小調(diào)整，機(jī)身各側(cè)的機(jī)翼上均鉸接連接有一片副翼，兩片副翼相對于機(jī)身的長度方向?qū)ΨQ，所述副翼與機(jī)翼的傾角，以及副翼與機(jī)身的傾角均可調(diào)。
[0023]作為用于制動平飛螺旋槳轉(zhuǎn)動的驅(qū)動裝置的具體實(shí)現(xiàn)形式，所述平飛螺旋槳采用內(nèi)燃機(jī)或電機(jī)驅(qū)動。優(yōu)選設(shè)置為驅(qū)動裝置包括內(nèi)燃機(jī)和電機(jī)，以使得對平飛螺旋槳具有兩種驅(qū)動形式，利于本無人機(jī)高速飛行下的安全性。
[0024]本實(shí)用新型具有以下