本發(fā)明涉及無人飛機(jī)領(lǐng)域，特別是涉及一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)及控制方法。

背景技術(shù)：

尾坐式垂直起降無人機(jī)因其可以在狹小空間內(nèi)實現(xiàn)起飛和降落，減少了對機(jī)場等起降條件的限制，具有巨大的應(yīng)用前景。當(dāng)前尾坐式無人機(jī)主要有以下幾種形式：一是采用四旋翼+固定翼的混合形式(如谷歌的快遞無人機(jī))，這種布局方式無人機(jī)在起降過程中以四旋翼模式飛行，氣動舵面效率低，無人機(jī)由垂直飛行狀態(tài)向水平飛行狀態(tài)的飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換控制難度大；二是采用大尺寸螺旋槳+固定翼的混合形式(如中航工業(yè)的vd200無人機(jī)、美國“鷗燕”艦載無人機(jī))，這種布局形式無人機(jī)需要在機(jī)體前部安裝有大尺寸的螺旋槳，依靠螺旋槳轉(zhuǎn)動時產(chǎn)生的滑流增加無人機(jī)后部氣動舵面的效率，實現(xiàn)對無人機(jī)垂直起降飛行的控制，但滑流受發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速和側(cè)風(fēng)等因素的影響較大，無人機(jī)在垂直起降時氣動舵面極易失效；三是采用單涵道風(fēng)扇+固定翼的混合形式(如美國v-bat無人機(jī))，這種布局方式無人機(jī)主要依靠涵道后部的氣動舵面產(chǎn)生的控制力矩進(jìn)行無人機(jī)垂直起降的控制，但無人機(jī)的單涵道會產(chǎn)生反扭力矩，在涵道體內(nèi)必需安裝有平衡反扭力矩的導(dǎo)流片，導(dǎo)致涵道的氣動設(shè)計十分復(fù)雜；而且單涵道在機(jī)體后部，導(dǎo)致飛行器壓心過度靠后，使得無人機(jī)的靜穩(wěn)定度偏大，通常需要采用多片并聯(lián)舵面，以增加控制能力，增加了無人機(jī)的飛行阻力；此外，單涵道舵面產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)控制力臂較小，需要在無人機(jī)機(jī)體上增加副翼，進(jìn)行水平飛行時的滾轉(zhuǎn)控制，增加了機(jī)體結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性和控制系統(tǒng)設(shè)計的難度。由于以上技術(shù)問題的限制，導(dǎo)致現(xiàn)有的尾坐式垂直起降無人機(jī)發(fā)展受到了極大限制，影響了其實際的工程應(yīng)用。新概念的無人機(jī)氣動布局及控制方式是實現(xiàn)尾坐式無人機(jī)技術(shù)獲得突破的關(guān)鍵。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有尾坐式垂直起降無人機(jī)普遍存在的舵面氣動效率低、垂直到水平飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換控制復(fù)雜等問題，本發(fā)明提出了一種新概念尾坐式垂直起降無人機(jī)氣動布局和控制方法。該無人機(jī)機(jī)體采用大展弦比常規(guī)氣動布局，具有較大的升阻比。無人機(jī)機(jī)翼后部左右對稱安裝有兩個涵道風(fēng)扇，兩個涵道的螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相反，無人機(jī)飛行時，兩個涵道產(chǎn)生的反扭力矩相互抵消，涵道內(nèi)無需安裝導(dǎo)流片，簡化了涵道結(jié)構(gòu)。通過調(diào)節(jié)兩個涵道在機(jī)身后部的位置，可以控制機(jī)體壓心在合理范圍內(nèi)，減小了無人機(jī)的靜穩(wěn)定度，改善了無人機(jī)的操縱性能。兩側(cè)涵道產(chǎn)生的氣流對前部機(jī)翼有抽吸作用，能夠增加無人機(jī)的飛行升阻比。在涵道后部分別以“十”字形安裝有四片氣動舵面，由于涵道可產(chǎn)生穩(wěn)定的氣流，所以氣動舵面效率較高。另外涵道左右布置，使得涵道后部氣動舵面具有較大的控制力臂，所以機(jī)體上無需布置專門的氣動舵面，簡化了機(jī)體結(jié)構(gòu)。當(dāng)左右涵道水平舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時，可產(chǎn)生俯仰控制力矩；差動偏轉(zhuǎn)時，可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩。當(dāng)涵道后部上下舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時，可產(chǎn)生偏航控制力矩。因此，可實現(xiàn)該尾坐式無人機(jī)在狹小地域中的垂直起降。該無人機(jī)轉(zhuǎn)換到平飛狀態(tài)后，大展弦比機(jī)體可以產(chǎn)生較大的巡航升阻比，實現(xiàn)無人機(jī)長時間、遠(yuǎn)距離飛行。

基于上述原理性描述，本發(fā)明的技術(shù)方案為：

所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)，其特征在于：包括中間機(jī)體、機(jī)翼和涵道；左涵道和右涵道通過涵道聯(lián)接桿左右對稱安裝于中間機(jī)體后部，左涵道和右涵道內(nèi)安裝有螺旋槳發(fā)動機(jī)，左涵道和右涵道的螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相反；在左涵道和右涵道后部，各自以“十”字形安裝有四片氣動舵面；在左涵道和右涵道后部還安裝有尾部支撐架，尾部支撐架后端平齊，無人機(jī)能夠通過尾部支撐架以尾坐形式立于地面。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)，其特征在于：中間機(jī)體以及機(jī)翼上無氣動控制舵面。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)，其特征在于：左涵道和右涵道分別位于左機(jī)翼和右機(jī)翼后側(cè)，且涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)帶動螺旋槳旋轉(zhuǎn)時，能夠形成對機(jī)翼有抽吸作用的氣流。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)，其特征在于：螺旋槳發(fā)動機(jī)通過發(fā)動機(jī)支撐桿安裝在涵道中間，所述發(fā)動機(jī)支撐桿采用“十”字形安裝在涵道內(nèi)，且發(fā)動機(jī)支撐桿桿體橫截面為翼型截面，用于減小阻力。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)，其特征在于：涵道螺旋槳采用變距螺旋槳，在垂直起降時采用小槳距，水平飛行時采用大槳距。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)，其特征在于：中間機(jī)體采用無尾布局；中間機(jī)體縱向截面為前端圓滑、后端成尖角形的翼型截面。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)，其特征在于：左涵道和右涵道形成環(huán)形機(jī)翼，能夠增加無人機(jī)航向穩(wěn)定性。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)，其特征在于：中間機(jī)體、左機(jī)翼、右機(jī)翼、左涵道、右涵道和尾部支撐架采用模塊化設(shè)計，能夠拆卸和組裝。

所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)的控制方法，其特征在于：

起飛前，無人機(jī)通過尾部支撐架以尾坐方式垂直立于地面；

起飛階段，通過左右涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)拉力將無人機(jī)帶離底面，且左右涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相反；當(dāng)無人機(jī)離地一定距離后，通過涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生低頭的俯仰控制力矩，實現(xiàn)飛機(jī)由垂直向水平飛行的模態(tài)轉(zhuǎn)換；

水平飛行階段，左右涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生俯仰控制力矩，差動偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩；左右涵道后部垂直舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生偏航控制力矩；

降落階段，通過涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生抬頭的俯仰控制力矩，實現(xiàn)飛機(jī)由水平飛行向垂直降落的模態(tài)轉(zhuǎn)換，當(dāng)水平飛行速度為零后，控制螺旋槳轉(zhuǎn)速，逐漸降低飛行高度，直至通過尾部支撐架以尾坐方式垂直立于地面。

進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機(jī)的控制方法，其特征在于：起飛階段和降落階段，涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)螺旋槳采用小槳距，水平飛行階段，涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)螺旋槳采用大槳距。

有益效果

本發(fā)明提出的尾坐式垂直起降無人機(jī)在機(jī)體后部左右對稱安裝兩個涵道風(fēng)扇，在涵道后部形成穩(wěn)定的氣流，通過涵道后部氣動舵面的偏轉(zhuǎn)，可以產(chǎn)生俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)控制力矩，實現(xiàn)無人機(jī)的垂直起降，有效解決了當(dāng)前尾坐式垂直起降無人機(jī)存在的舵面氣動效率低、垂直到水平飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換控制復(fù)雜、機(jī)體結(jié)構(gòu)復(fù)雜等問題，可以實現(xiàn)在狹小地域內(nèi)的垂直起降和水平高效飛行。該尾坐式垂直起降無人機(jī)，機(jī)體結(jié)構(gòu)可以方便快速進(jìn)行拆卸和組裝，搭載不同功能載荷后，可以應(yīng)用于電力巡線、資源勘測、環(huán)境保護(hù)、物流輸送等多種民用和軍用領(lǐng)域。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點從結(jié)合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機(jī)布局側(cè)視示意圖；

圖2：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機(jī)布局前視示意圖；

圖3：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機(jī)布局俯視示意圖；

圖4：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機(jī)分解示意圖；

其中：中間機(jī)體1、右機(jī)翼2、右涵道3、發(fā)動機(jī)支撐桿4、發(fā)動機(jī)5、涵道聯(lián)接桿6、螺旋槳7、尾部支撐架8、左涵道9、舵面10、左機(jī)翼11。

圖5：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機(jī)垂直起降過程示意圖。

具體實施方式

下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“長度”、“寬度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”、“順時針”、“逆時針”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明的限制。

請參閱圖1-圖5，圖1、圖2、圖3和圖4給出了本發(fā)明提出的尾坐式垂直起降無人機(jī)的一個實例。從圖中可以看出，本發(fā)明提出的尾坐式垂直起降無人機(jī)包括中間機(jī)體、機(jī)翼和涵道。左涵道9和右涵道3通過涵道聯(lián)接桿6對稱安裝在中間機(jī)體后部。左涵道9和右涵道3內(nèi)安裝有螺旋槳發(fā)動機(jī)5，左涵道9和右涵道3的螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相反，因此左右涵道螺旋槳產(chǎn)生的反扭力矩大小相等，方向相反，可以相互抵消，涵道體內(nèi)無需安裝抵消反扭力矩的導(dǎo)流片，同時也無需舵面差動偏轉(zhuǎn)來抵消反扭力矩。

螺旋槳發(fā)動機(jī)5通過發(fā)動機(jī)支撐桿4安裝在涵道中間，發(fā)動機(jī)支撐桿4采用“十”字形安裝在涵道內(nèi)，且發(fā)動機(jī)支撐桿桿體橫截面為低阻翼型截面，用于減小阻力。

在左涵道9和右涵道3后部，各自以“十”字形安裝有四片氣動舵面，通過此種布局方式，當(dāng)螺旋槳旋轉(zhuǎn)時可在涵道后部形成穩(wěn)定的氣流，氣動舵面10可以實現(xiàn)垂直起降以及水平飛行過程中的控制。而水平飛行時，左右涵道相當(dāng)于環(huán)形機(jī)翼，也提高了無人機(jī)的航向穩(wěn)定性，因此中間機(jī)體以及左右機(jī)翼無需安裝氣動控制舵面，簡化了機(jī)體結(jié)構(gòu)。

另外，左涵道9和右涵道3分別位于左機(jī)翼和右機(jī)翼后側(cè)，當(dāng)涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)帶動螺旋槳旋轉(zhuǎn)時，能夠形成對機(jī)翼有抽吸作用的氣流，能夠增加機(jī)翼的升力。而中間機(jī)體采用無尾布局，其縱向截面為前端圓滑、后端成尖角形的翼型截面，使得中間機(jī)體自身也為升力體，提高了無人機(jī)整體的升阻比。

在左涵道9和右涵道3后部還安裝有尾部支撐架8，尾部支撐架后端平齊，無人機(jī)能夠通過尾部支撐架以尾坐形式立于地面。

為了便于使用，該尾坐式垂直起降無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)采用模塊化設(shè)計，中間機(jī)體、左機(jī)翼、右機(jī)翼、左涵道、右涵道和尾部支撐架都可以實現(xiàn)快速拆卸和組裝，方便根據(jù)不同任務(wù)載荷進(jìn)行快速更換。

如圖5所示，該無人機(jī)的控制方法為：

起飛前，無人機(jī)通過尾部支撐架以尾坐方式垂直立于地面；

起飛階段，通過左右涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)拉力將無人機(jī)帶離底面，且左右涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相反；當(dāng)無人機(jī)離地一定距離后，通過涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生低頭的俯仰控制力矩，實現(xiàn)飛機(jī)由垂直向水平飛行的模態(tài)轉(zhuǎn)換；

水平飛行階段，左右涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生俯仰控制力矩，差動偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩；左右涵道后部垂直舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生偏航控制力矩；

降落階段，通過涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生抬頭的俯仰控制力矩，實現(xiàn)飛機(jī)由水平飛行向垂直降落的模態(tài)轉(zhuǎn)換，當(dāng)水平飛行速度為零后，控制螺旋槳轉(zhuǎn)速，逐漸降低飛行高度，直至通過尾部支撐架以尾坐方式垂直立于地面。

而在起飛階段和降落階段，涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)螺旋槳采用小槳距，水平飛行階段，涵道內(nèi)發(fā)動機(jī)螺旋槳采用大槳距，提高涵道的氣動效率，增加無人機(jī)的飛行時間和巡航飛行距離。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對上述實施例進(jìn)行變化、修改、替換和變型。