垂降無人機及其控制方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種垂降無人機及其控制方法。垂降無人機，包括機頭螺旋槳、機身、機翼及尾翼，機頭螺旋槳連接在機頭發(fā)動機上，兩只機翼的下方分別對稱固定有一臺翼吊發(fā)動機，每臺翼吊發(fā)動機的前方分別連接有機翼螺旋槳。垂降無人機的控制方法，包括以下步驟：（1）獲得垂降地點具體的坐標信息；（2）基于飛機的飛行狀態(tài)信息，將航跡劃分成巡航飛行、俯沖加速、爬升抬頭、垂直上升及下降四個階段；（3）設計以航跡與飛行姿態(tài)這兩個參數(shù)為變量的控制回路，并對因氣流擾動或控制誤差引起的軌跡偏差即時做出校正，輸出氣動舵面偏轉(zhuǎn)控制量及各發(fā)動機拉力控制量，控制飛機完成整個垂降過程。本發(fā)明可使無人機進行垂降，提高了飛機的使用性能及工作能力。
【專利說明】垂降無人機及其控制方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及無人飛行平臺，具體地說是一種垂降無人機及其控制方法，屬于航空工程【技術領域】。
【背景技術】
[0002]垂直降落(簡稱為“垂降”)技術是指飛機不需要滑跑就可以著陸的技術。通常，常規(guī)布局飛機的降落方式是滑跑降落，所以需要跑道。而垂降主要指飛機可以不借助跑道就能在原地垂降，沒有對跑道的要求，所以一直是航空人士追求的目標。
[0003]常規(guī)布局飛機的垂降技術起始于二戰(zhàn)后的五六十年代，人們擔心核戰(zhàn)對機場跑道造成損壞導致常規(guī)飛機無法出動，因而催生了這項航空技術。現(xiàn)有垂降技術主要用在戰(zhàn)斗機(如英國的鷂式、蘇聯(lián)的雅克、美國的F-35B等)以及特技航模上，由于量級及任務的差異，現(xiàn)有垂降技術不可能移植到各類螺旋槳拉進式常規(guī)布局飛機上。
[0004]螺旋槳拉進式常規(guī)布局無人機，包含機頭螺旋槳、機身、機翼及尾翼等，在機頭發(fā)動機的拉進下克服機身阻力前進，機翼在來流作用下產(chǎn)生升力克服重力飛行，通過各氣動舵面的偏轉(zhuǎn)完成機身的偏航、翻轉(zhuǎn)、俯仰等。由于任務需要，這種無人機經(jīng)常需要在一些沒有足夠空域可作為起降跑道的環(huán)境下工作，所以對該型飛機的垂降技術的需求極為迫切。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明針對上述問題，提供一種降落時對跑道無依賴的垂降無人機，另外還提供一種該垂降無人機的控制方法。
[0006]按照本發(fā)明的技術方案:一種垂降無人機，包括機頭螺旋槳、機身、機翼及尾翼，所述機頭螺旋槳連接在機頭發(fā)動機上，兩只所述機翼的下方分別對稱固定有一臺翼吊發(fā)動機，每臺所述翼吊發(fā)動機的前方分別連接有機翼螺旋槳。
[0007]各發(fā)動機采用電動動力系統(tǒng)。
[0008]所述尾翼包括水平尾翼及垂直尾翼。
[0009]所述機翼螺旋槳的槳葉為順風收起結構。
[0010]所述機身內(nèi)安裝有飛機姿態(tài)測量系統(tǒng)，所述飛機姿態(tài)測量系統(tǒng)包括機載風速儀、速率陀螺、加速度計、磁航向計及GPS傳感器。
[0011]垂降無人機的控制方法，包括以下步驟:
(1)獲得垂降地點具體的坐標信息；
(2)基于飛機的飛行狀態(tài)信息，對飛機的航跡進行規(guī)劃，將航跡劃分成巡航飛行、俯沖加速、爬升抬頭、垂直上升及下降四個階段；
在巡航飛行階段，機翼螺旋槳的槳葉順風向后收起以減小阻力；
在俯沖加速階段，飛機飛近將要降落的區(qū)域，啟動翼吊發(fā)動機，俯沖加速進入待降區(qū)域上空;
在爬升抬頭階段，當有足夠的富余升力來提供向心力時，飛機開始爬升上仰； 在垂直上升及下降階段，在上仰過程中，當飛機速度方向變?yōu)榇怪毕蛏蠒r及時調(diào)整舵面，使得飛機升力為零，從而向心力消失，只存在垂直于地面的機身軸向力，飛機沿原來的方向運動，進入垂直上升狀態(tài)；接著，調(diào)整各發(fā)動機動力使飛機減速上升然后再勻速下降；
(3)設計以航跡與飛行姿態(tài)這兩個參數(shù)為變量的控制回路，并對因氣流擾動或控制誤差引起的軌跡偏差即時做出校正，輸出氣動舵面偏轉(zhuǎn)控制量及各發(fā)動機拉力控制量，控制飛機完成整個垂降過程。
[0012]垂降地點具體的坐標信息為事先指定或者臨時采集。
[0013]臨時采集坐標信息的方法為:飛機飛臨欲垂降地點上方，通過機身上的光學成像器件確定待降地點的具體光學信息，并由機身上的激光測距儀模塊結合機載氣壓定高計及GPS定位模塊獲得待降地點及飛機機身具體的坐標信息。
[0014]本發(fā)明的技術效果在于:本發(fā)明可使無人機進行垂降，降低了飛機對跑道的要求，大大提高了飛機的使用性能及工作能力。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0015]圖1為本發(fā)明的結構示意圖。
[0016]圖2為本發(fā)明的航跡圖。
【具體實施方式】
[0017]下面結合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】作進一步的說明。
[0018]圖1中，包括機頭螺旋槳1、機頭發(fā)動機2、機身3、機翼螺旋槳4、翼吊發(fā)動機5、機翼6、水平尾翼7、垂直尾翼8等。
[0019]如圖1所示，是一種垂降無人機，機體采用螺旋槳拉進式常規(guī)布局，包括機頭螺旋槳1、機身3、機翼6及尾翼，機頭螺旋槳I連接在機頭發(fā)動機2上，尾翼包括水平尾翼7及垂直尾翼8。本發(fā)明在兩只機翼6的下方分別對稱固定有一臺翼吊發(fā)動機5，每臺翼吊發(fā)動機5的前方分別連接有機翼螺旋槳4，從而形成三臺螺旋槳拉進形式。
[0020]機頭發(fā)動機2主要做巡航飛行用，兩臺翼吊發(fā)動機5配合機頭發(fā)動機2在垂降時使用。巡航飛行時兩臺翼吊發(fā)動機5關閉，垂降時翼吊發(fā)動機5打開提供加力，通過對發(fā)動機及舵面的控制完成垂降動作。
[0021]巡航飛行時翼吊發(fā)動機5為死重，機翼螺旋槳4的槳葉采用順風收起結構，可減小飛行阻力，對飛機的飛行性能影響不大。
[0022]各發(fā)動機采用電動動力系統(tǒng)。
[0023]機身3內(nèi)安裝有飛機姿態(tài)測量系統(tǒng)，飛機姿態(tài)測量系統(tǒng)包括機載風速儀、速率陀螺、加速度計、磁航向計及GPS傳感器。
[0024]上述垂降無人機的控制方法，包括以下步驟:
(I)獲得垂降地點具體的坐標信息。垂降地點具體的坐標信息為事先指定或者臨時采集。
[0025]臨時采集坐標信息的方法為:飛機飛臨欲垂降地點上方，通過機身上的光學成像器件確定待降地點的具體光學信息，并由機身上的激光測距儀模塊結合機載氣壓定高計及GPS定位模塊獲得待降地點及飛機機身具體的坐標信息。[0026](2)基于飛機的飛行狀態(tài)信息，對飛機的航跡進行規(guī)劃，將航跡劃分成巡航飛行、俯沖加速、爬升抬頭、垂直上升及下降四個階段；如圖2所示，圖中的直線I表示巡航飛行階段，曲線2表示俯沖加速階段，曲線3表示爬升抬頭階段，直線4表示垂直上升及下降階段。
[0027]在巡航飛行階段，機翼螺旋槳的槳葉順風向后收起以減小阻力。
[0028]在俯沖加速階段，飛機飛近將要降落的區(qū)域，啟動翼吊發(fā)動機，俯沖加速進入待降區(qū)域上空。由于飛機的平飛速度一般較低，即使在調(diào)整舵面增大機翼升力系數(shù)的情況下也不足以產(chǎn)生足夠的富余升力來提供向心力，所以需通過俯沖的方式來積累速度。此時發(fā)動機全開，將發(fā)動機做功以及重力勢能全部轉(zhuǎn)化為飛機動能。
[0029]在爬升抬頭階段，當有足夠的富余升力來提供向心力時，飛機開始爬升上仰。飛機抬頭爬升的過程中受到的力的變化是復雜的，但通過姿態(tài)控制可以有效地控制軌跡偏差。在爬升時需保證速度以保證舵面效率，在動力及舵面效率均滿足需求的情況下，通過對控制舵面及動力的調(diào)整是可以實現(xiàn)飛機按設定的軌跡飛行的。爬升過程中，當飛機速度方向變?yōu)榇怪毕蛏蠒r及時調(diào)整舵面，使得飛機升力為零，從而向心力消失，只存在垂直于地面的機身軸向力，飛機沿原來的方向運動，進入垂直上升狀態(tài)，此時爬升抬頭過程結束。
[0030]在垂直上升階段，氣動舵面須起到保持機身縱向合力為零，且在陣風作用下可即時偏轉(zhuǎn)舵面抗機身俯仰及橫滾。調(diào)整各發(fā)動機動力使全機減速上升然后再勻速下降。首先是飛機減速，發(fā)動機合力應小于機身重力。在向下的加速度作用下速度方向由向上變?yōu)橄蛳?，由于垂降過程中飛機須是緩慢勻速下降的(否則飛機可能因快速沖擊受到損傷)，當速率陀螺感知到機身速率達到額定值時須控制發(fā)動機動力使其和全機重力平衡，從而完成垂降。
[0031](3)設計以航跡與飛行姿態(tài)這兩個參數(shù)為變量的控制回路，并對因氣流擾動或控制誤差引起的軌跡偏差即時做出校正，輸出氣動舵面偏轉(zhuǎn)控制量及各發(fā)動機拉力控制量，控制飛機完成整個垂降過程。
[0032]本發(fā)明可使無人機進行垂降，降低了飛機對跑道的要求，大大提高了飛機的使用性能及工作能力；本發(fā)明可在多種常規(guī)布局螺旋槳拉進式飛機上應用，可移植性強。
【權利要求】
1.一種垂降無人機，包括機頭螺旋槳(I)、機身(3)、機翼(6)及尾翼，所述機頭螺旋槳(I)連接在機頭發(fā)動機(2)上，其特征是:兩只所述機翼(6)的下方分別對稱固定有一臺翼吊發(fā)動機(5)，每臺所述翼吊發(fā)動機(5)的前方分別連接有機翼螺旋槳(4)。
2.按照權利要求1所述的垂降無人機，其特征是:各發(fā)動機采用電動動力系統(tǒng)。
3.按照權利要求1所述的垂降無人機，其特征是:所述尾翼包括水平尾翼(7)及垂直尾翼(8)。
4.按照權利要求1所述的垂降無人機，其特征是:所述機翼螺旋槳(4)的槳葉為順風收起結構。
5.按照權利要求1所述的垂降無人機，其特征是:所述機身(3)內(nèi)安裝有飛機姿態(tài)測量系統(tǒng)，所述飛機姿態(tài)測量系統(tǒng)包括機載風速儀、速率陀螺、加速度計、磁航向計及GPS傳感器。
6.按照權利要求1所述的垂降無人機的控制方法，其特征是，包括以下步驟: (O獲得垂降地點具體的坐標信息； (2)基于飛機的飛行狀態(tài)信息，對飛機的航跡進行規(guī)劃，將航跡劃分成巡航飛行、俯沖加速、爬升抬頭、垂直上升及下降四個階段； 在巡航飛行階段，機翼螺旋槳的槳葉順風向后收起以減小阻力； 在俯沖加速階段，飛機飛近將要降落的區(qū)域，啟動翼吊發(fā)動機，俯沖加速進入待降區(qū)域上空； 在爬升抬頭階段，當有足夠的富余升力來提供向心力時，飛機開始爬升上仰； 在垂直上升及下降階段，在上仰過程中，當飛機速度方向變?yōu)榇怪毕蛏蠒r及時調(diào)整舵面，使得飛機升力為零，從而向心力消失，只存在垂直于地面的機身軸向力，飛機沿原來的方向運動，進入垂直上升狀態(tài)；接著，調(diào)整各發(fā)動機動力使飛機減速上升然后再勻速下降； (3)設計以航跡與飛行姿態(tài)這兩個參數(shù)為變量的控制回路，并對因氣流擾動或控制誤差引起的軌跡偏差即時做出校正，輸出氣動舵面偏轉(zhuǎn)控制量及各發(fā)動機拉力控制量，控制飛機完成整個垂降過程。
7.按照權利要求6所述的垂降無人機的控制方法，其特征是:垂降地點具體的坐標信息為事先指定或者臨時采集。
8.按照權利要求7所述的垂降無人機的控制方法，其特征是:臨時采集坐標信息的方法為:飛機飛臨欲垂降地點上方，通過機身上的光學成像器件確定待降地點的具體光學信息，并由機身上的激光測距儀模塊結合機載氣壓定高計及GPS定位模塊獲得待降地點及飛機機身具體的坐標信息。
【文檔編號】B64C27/02GK103640696SQ201310643358
【公開日】2014年3月19日 申請日期:2013年12月5日 優(yōu)先權日:2013年12月5日
【發(fā)明者】黃敏杰, 李海龍 申請人:新譽集團有限公司