片副翼相對(duì)于機(jī)身I的長(zhǎng)度方向?qū)ΨQ，所述副翼與機(jī)翼2的傾角，以及副翼與機(jī)身I的傾角均可調(diào)。
[0055]作為用于制動(dòng)平飛螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)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(dòng)。優(yōu)選設(shè)置為驅(qū)動(dòng)裝置包括內(nèi)燃機(jī)和電機(jī)，以使得對(duì)平飛螺旋槳具有兩種驅(qū)動(dòng)形式，利于本無(wú)人機(jī)高速飛行下的安全性。
[0056]實(shí)施例4:
[0057]本實(shí)施例提供了本實(shí)用新型所述方案的一種具體實(shí)現(xiàn)形式:一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，由機(jī)身1、機(jī)翼2、尾撐桿3、尾翼4、垂直動(dòng)力單元5、水平動(dòng)力單元6和偏航控制單元7組成。飛行器的起飛總重70kg，巡航飛行速度35m/s，固定翼的幾何參數(shù)如下:機(jī)翼2面積1.9m2，展長(zhǎng)4.3m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)0.435m，根梢比0.75，根弦長(zhǎng)0.5m，梢弦長(zhǎng)0.375m;采用雙尾撐倒“V”形尾翼4，等效水平尾翼4尾容量0.5，等效垂直尾翼4尾容量0.06，則倒“V”形尾翼4上反角40度，尾翼4面積0.3m2，等效水平尾翼4面積0.23m2，等效垂直尾翼4面積0.19m2,尾力臂2.0m，尾翼4展長(zhǎng)0.5m，尾翼4平均弦長(zhǎng)0.3m，根梢比0.65，根弦長(zhǎng)0.375m，梢弦長(zhǎng)0.225m。飛行器機(jī)翼2和尾翼4參數(shù)保證了高速固定翼飛行模式的飛行，同時(shí)也成為確定垂直動(dòng)力單元5尺寸和安裝位置的基本依據(jù)。
[0058]由于飛行器采用雙尾撐布局，且起飛總重較大，因此其慣量較大，三軸慣量分別為17.5 kgm2，24.5kgm2，47.3kgm2，可見(jiàn)在這種布局形式下，偏航方向慣量達(dá)到滾轉(zhuǎn)和俯仰的慣量2倍以上，這就導(dǎo)致偏航方向的控制能力需要超過(guò)另外兩個(gè)方向。
[0059]下面確定垂直動(dòng)力單元5的垂直動(dòng)力螺旋槳、電機(jī)的參數(shù)，用于說(shuō)明現(xiàn)有技術(shù)和本實(shí)用新型通過(guò)垂直動(dòng)力單元5傾角提供附加偏航控制力矩的控制能力，同時(shí)機(jī)翼2上安裝“X”形四旋翼的布局形式，則尾撐桿3的左右距離為0.Sm，則垂直動(dòng)力單元5的垂直動(dòng)力螺旋槳直徑0.6m，保證不會(huì)出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)干涉，垂直動(dòng)力螺旋槳幾何螺距0.25m，電機(jī)供電電壓50V，KV值150，最大拉力235N，最大轉(zhuǎn)速6000rpm，最大功率5000W，最大轉(zhuǎn)動(dòng)阻力矩3.22Nm;懸停情況下拉力175N，懸停轉(zhuǎn)速5100rpm，懸停功率3200W，懸停PffM信號(hào)為61%。
[0060]現(xiàn)有技術(shù)，左前電機(jī)和右后電機(jī)在俯視方向逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生正的偏航力矩;右前電機(jī)和左后電機(jī)在俯視方向順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩。首先需要保證全機(jī)拉力，左前電機(jī)和右后電機(jī)轉(zhuǎn)速最大時(shí)拉力235N，另外兩個(gè)垂直動(dòng)力螺旋槳的拉力115N，需用轉(zhuǎn)速4200rpm，轉(zhuǎn)動(dòng)阻力矩1.79Nm。則現(xiàn)有技術(shù)通過(guò)四個(gè)垂直動(dòng)力單元5轉(zhuǎn)動(dòng)阻力矩的差值產(chǎn)生偏航控制力矩，則能夠產(chǎn)生的最大偏航控制力矩為1.14 Nm，能產(chǎn)生的最大偏航角加速率
0.024rad/s2，而滾轉(zhuǎn)和俯仰方向能夠產(chǎn)生的最大角加速率分別為8.75Nm和6.12Nm，控制能力相差100倍。
[0061]4套垂直動(dòng)力單元5均有非零的前后安裝傾角，且傾斜方向均為內(nèi)傾，傾斜角度為15度，S卩左前垂直動(dòng)力單元5后傾，則左后垂直動(dòng)力單元5前傾，以此類推。則懸停拉力181N，懸停轉(zhuǎn)速5300rpm，則為提供最大偏航控制力矩同時(shí)保證拉力的分量抵消重力，左后電機(jī)和右前電機(jī)的需用轉(zhuǎn)速4550rpm，則水平分力差值27.2N，則最大偏航控制力矩為21.8Nm，提供的最大偏航角加速率0.467rad/s2，與現(xiàn)有技術(shù)相比，其偏航控制能力提高了近20倍。
[0062]下面考慮通過(guò)偏航控制單元7產(chǎn)生偏航控制力矩的能力，機(jī)翼2翼展4.3m，兩個(gè)偏航控制單元7相對(duì)于重心的左右距離均為4.2m，偏航控制單元7的偏航螺旋槳為0.25m，電機(jī)供電電壓32V，電機(jī)KV值270，偏航螺旋槳最大轉(zhuǎn)速8000rpm，最大拉力12N，最大功率160W，則能夠提供的最大偏航角加速率0.54rad/s2，其低速飛行狀態(tài)下的偏航控制能力達(dá)到現(xiàn)有技術(shù)的近20倍。而且，通過(guò)改變飛行器起飛總重以及尺寸、垂直動(dòng)力單元5參數(shù)的數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，起飛重量越大，復(fù)合翼垂直起降飛行器的偏航控制能力相比滾轉(zhuǎn)和俯仰控制能力的差異越明顯，現(xiàn)有技術(shù)的基本無(wú)法實(shí)現(xiàn)有效的偏航控制，而本實(shí)用新型提供的增加偏航控制能力的技術(shù)方案的效果更顯著，因此，本實(shí)用新型技術(shù)方案在起飛總重較大的復(fù)合翼垂直起降飛行器上更為必要。
[0063]作為本領(lǐng)域技術(shù)人員，本案中所采用的技術(shù)術(shù)語(yǔ):垂直動(dòng)力螺旋槳、平飛螺旋槳、偏航螺旋槳實(shí)質(zhì)上均為螺旋槳，技術(shù)術(shù)語(yǔ)表達(dá)上的差異僅用于區(qū)別飛行器不同部位的螺旋槳。
[0064]以上內(nèi)容是結(jié)合具體的優(yōu)選實(shí)施方式對(duì)本實(shí)用新型作的進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明，不能認(rèn)定本實(shí)用新型的【具體實(shí)施方式】只局限于這些說(shuō)明。對(duì)于本實(shí)用新型所屬技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本實(shí)用新型的技術(shù)方案下得出的其他實(shí)施方式，均應(yīng)包含在本實(shí)用新型的保護(hù)范圍內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，包括機(jī)身(I)、機(jī)翼(2)、尾撐桿(3)、尾翼(4)、垂直動(dòng)力單元(5)及水平動(dòng)力單元(6)，所述機(jī)翼(2)固定于機(jī)身(I)中段，機(jī)翼(2)相對(duì)于機(jī)身(I)的長(zhǎng)度方向?qū)ΨQ； 尾撐桿(3)為兩根，不同尾撐桿(3)分別固定于機(jī)身(I)不同側(cè)的機(jī)翼(2)上； 水平動(dòng)力單元(6)固定于機(jī)身(I)上，尾翼(4)的左、右端分別與不同尾撐桿(3)的尾部固定連接， 其特征在于，所述垂直動(dòng)力單元(5)為四個(gè)，各根尾撐桿(3)上均設(shè)置有兩個(gè)垂直動(dòng)力單元(5)，機(jī)身(I)同側(cè)的兩個(gè)垂直動(dòng)力單元(5)位于飛行器長(zhǎng)度方向的不同位置，且機(jī)身(1)同側(cè)的兩個(gè)垂直動(dòng)力單元(5)中，前方的垂直動(dòng)力單元(5)位于飛行器重心的前方，后方的垂直動(dòng)力單元(5)位于飛行器重心的后方； 所述垂直動(dòng)力單元(5)包括垂直動(dòng)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(dòng)垂直動(dòng)力螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)； 所述垂直動(dòng)力單元(5)的垂直動(dòng)力螺旋槳軸線具有非零的安裝傾角，垂直動(dòng)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(dòng)力螺旋槳工作的過(guò)程中，垂直動(dòng)力單元(5)可產(chǎn)生向飛行器前方或后方的分力;所述水平動(dòng)力單元(6)包括可產(chǎn)生沿著機(jī)身(I)長(zhǎng)度方向拉力的平飛螺旋槳。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述尾翼(4)的后緣上還鉸接連接有兩片相互之間呈左右對(duì)稱關(guān)系的氣動(dòng)舵面。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，其特征在于，機(jī)身(I)兩側(cè)的機(jī)翼(2)上均設(shè)置有偏航控制單元(7 )，所述偏航控制單元(7 )包括偏航螺旋槳，所述偏航螺旋槳用于向機(jī)翼(2 )提供方向平行于機(jī)身(I)長(zhǎng)度方向的拉力，且偏航控制單元(7 )靠近機(jī)翼(2)的端部。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，其特征在于，兩個(gè)偏航控制單元(7)分別位于機(jī)身(I)不同側(cè)機(jī)翼(2)的翼梢上。5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述偏航螺旋槳為折疊螺旋槳。6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述偏航螺旋槳為變槳距螺旋槳。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述尾撐桿(3)的下表面位置低于飛行器其他部件。8.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任意一項(xiàng)所述的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，其特征在于，機(jī)身(I)各側(cè)的機(jī)翼(2)上均鉸接連接有一片副翼，兩片副翼相對(duì)于機(jī)身(I)的長(zhǎng)度方向?qū)ΨQ，所述副翼與機(jī)翼(2)的傾角，以及副翼與機(jī)身(I)的傾角均可調(diào)。9.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任意一項(xiàng)所述的一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，其特征在于，所述平飛螺旋槳采用內(nèi)燃機(jī)或電機(jī)驅(qū)動(dòng)。
【專利摘要】本實(shí)用新型公開(kāi)了一種復(fù)合翼垂直起降飛行器，采用特定形式的垂直動(dòng)力單元以及整體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)：本案提供的飛行器的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(duì)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；同時(shí)尾撐桿的技術(shù)方案，有利于提升飛行器的總體性能。
【IPC分類】B64C27/24, B64C27/22
【公開(kāi)號(hào)】CN205293086
【申請(qǐng)?zhí)枴?br>【發(fā)明人】任斌, 王陳, 王利光
【申請(qǐng)人】成都縱橫自動(dòng)化技術(shù)有限公司
【公開(kāi)日】2016年6月8日
【申請(qǐng)日】2016年1月18日