一种机尾坐立式的垂直起降飞行器及其控制方法与流程

专利2022-05-09  2


本发明涉及航空技术领域中的无人机技术方向,尤其涉及一种机尾坐立式的垂直起降飞行器及其控制方法。



背景技术:

机尾坐立式飞行器的推力方向固定在机身纵轴上,采用机尾坐地式起飞,达到一定高度后转入平飞,降落时先爬升并机头向上,随后减小推力垂直降落。在实现推力换向时,推力和机身同步转动。机尾坐立式飞行器具有可基本完全覆盖典型旋翼飞机和固定翼飞机的大范围的飞行包线,同机尾坐立式飞行器具有良好的悬停效率并能达到较高的巡航速度,并且所需螺旋桨功率较低。具有以上特性的机尾坐立式飞行器构型拥有着广泛的发展前景和未来潜力,也成了目前的研究热门。然而目前在研的机尾坐立式飞行器构型在小速度飞行时均存在一定的控制问题,如起降阶段,机尾坐立式无人机飞行速度低,气动舵面当地动压较小,因此气动舵面操纵效能不足,容易出现执行器饱和现象,悬停时由于螺旋桨滑流损失和抵消反扭矩后副翼剩余舵偏有限易造成滚转控制力矩不足,并且普遍采用的前置螺旋桨气流作用在机身上会引起一部分的推力损失,加之距离舵面较远,滑流损失大,更易导致控制力矩不足。因此与大规模的产品化应用还有一定的距离。



技术实现要素:

本发明的实施例提供一种机尾坐立式的垂直起降飞行器及其控制方法,具备良好的通用性可以应用于不平坦的着陆区域,且结构简单易于生产和维护。

为达到上述目的,本发明的实施例采用如下技术方案:

前拉式螺旋桨动力系统(1)安装在可移动机头(2)的前缘;可移动机头(2)与机身(3)组合成为垂直起降飞行器的翼身一体化机体结构,翼身一体化机体结构的剖面为翼型形状,方向舵(4)设置在机身(3)尾缘;起落架(5)对称设置在机身(3)的上下两侧,在垂直起降飞行器起飞后,两侧的起落架(5)靠拢对接。

以及改垂直起降飞行器的控制方法,包括:

s1、在静止状态中,在机身(3)的上下两侧,分别安装有两组起落架机构,两组起落架机构相互成人字形展开,并支撑所述垂直起降飞行器树立在地面上,其中,在每一组的落架机构中,尾撑水平尾翼(10)设置在这一侧的起落架(5)的两个尾撑垂直尾翼(9)间,尾撑垂直尾翼(9)设置在起落架(5)的尾端。

s2、所述垂直起降飞行器起飞后,两组起落架机构相互合拢。

s3、在所述垂直起降飞行器进行低速和/或大迎角飞行时,机头推杆(13)向可移动机头(2)运动,并通过与机头连接杆(11)和机身对接滑槽(12)的连接关系,带动可移动机头(2)向前缘推出从而与机身(3)分离形成一条缝隙,其中,机头连接杆(11)顶端与可移动机头(2)固连,机身对接滑槽(12)固连在机身(3)顶端,机头连接杆(11)的尾端与机身对接滑槽(12)铰接,以便于机头连接杆(11)沿机身对接滑槽(12)滑动,机头推杆(13)的顶端与可移动机头(2)铰接,机头推杆(13)的尾端与机身(3)铰接,以便于机头推杆(13)沿机身(3)滑道伸出和收回。

s4、在所述垂直起降飞行器进入高速巡航模式时,机头推杆(13)向机身(3)运动,并通过与机头连接杆(11)和机身对接滑槽(12)的连接关系,带动可移动机头(2)向机身(3)回收并对接,使得分离形成的缝隙闭合。

本发明实施例提供的机尾坐立式的垂直起降飞行器及其控制方法,可移动机头、机身、前拉和后推进式螺旋桨动力系统、机身盖、方向舵及起落架。前拉式螺旋桨动力系统安装在机头,为飞行器提供主要升力,方向舵安装在机身尾部,后推进式螺旋桨动力系统设置在方向舵上方,在起降、悬停等传统舵面操纵效能不足时为方向舵提供有效来流速度,同时可移动机头向前缘推出与机身分离形成一条缝隙,以延缓气流层的分离,提高升力系数,高速巡航时,可移动机头与机身对接,同时机身盖闭合,将后推进式螺旋桨动力系统封闭在机身内形成与机身的随型结构,本发明结合变体尾撑式的起落架结构,具备三种气动调节方式,有效的提高了飞行器的飞行性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案,下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明实施例提供的可调节气动效能的机尾坐立式垂直起降飞行器地面停放轴侧视图;

图2为本发明实施例提供的可调节气动效能的机尾坐立式垂直起降飞行器地面停放侧视图;

图3为本发明实施例提供的机头与机身连接关系侧视图;

图4为本发明实施例提供的可调节气动效能的机尾坐立式垂直起降飞行器巡航机身盖闭合状态示意图;

图5为本发明实施例提供的可调节气动效能的机尾坐立式垂直起降飞行器巡航机身盖打开状态示意图;

图6为本发明实施例提供的机头与机身连接关系轴侧视图;

图7、8为本发明实施例提供的方法流程示意图;

其中,1-前拉式螺旋桨动力系统、2-可移动机头、3-机身、4-方向舵、5-起落架、6-后推进式螺旋桨动力系统、7-机身盖、8-机身盖驱动机构、9-尾撑垂直尾翼、10-尾撑水平尾翼、11-机头连接杆、12-机身对接滑槽和13-机头推杆。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案,下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式,所述实施方式的示例在附图中示出,其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的,仅用于解释本发明,而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解,除非特意声明,这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是,本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件,但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解,当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时,它可以直接连接或耦接到其他元件,或者也可以存在中间元件。此外,这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解,除非另外定义,这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是,诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义,并且除非像这里一样定义,不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本发明实施例提供一种机尾坐立式的垂直起降飞行器的控制方法,如图7、8所示的,包括:

s1、在静止状态中,在机身(3)的上下两侧,分别安装有两组起落架机构,两组起落架机构相互成人字形展开,并支撑所述垂直起降飞行器树立在地面上,其中,在每一组的落架机构中,尾撑水平尾翼(10)设置在这一侧的起落架(5)的两个尾撑垂直尾翼(9)间,尾撑垂直尾翼(9)设置在起落架(5)的尾端。

s2、所述垂直起降飞行器起飞后,两组起落架机构相互合拢。

s3、在所述垂直起降飞行器进行低速和/或大迎角飞行时,机头推杆(13)向可移动机头(2)运动,并通过与机头连接杆(11)和机身对接滑槽(12)的连接关系,带动可移动机头(2)向前缘推出从而与机身(3)分离形成一条缝隙,其中,机头连接杆(11)顶端与可移动机头(2)固连,机身对接滑槽(12)固连在机身(3)顶端,机头连接杆(11)的尾端与机身对接滑槽(12)铰接,以便于机头连接杆(11)沿机身对接滑槽(12)滑动,机头推杆(13)的顶端与可移动机头(2)铰接,机头推杆(13)的尾端与机身(3)铰接,以便于机头推杆(13)沿机身(3)滑道伸出和收回。

s4、在所述垂直起降飞行器进入高速巡航模式时,机头推杆(13)向机身(3)运动,并通过与机头连接杆(11)和机身对接滑槽(12)的连接关系,带动可移动机头(2)向机身(3)回收并对接,使得分离形成的缝隙闭合。

本发明实施例还提供一种机尾坐立式的垂直起降飞行器,如图1所示,包括:

前拉式螺旋桨动力系统(1)安装在可移动机头(2)的前缘,为飞行器提供起降与悬停阶段的升力及巡航状态的拉力。

具体如图2、4、5所示的,可移动机头(2)与机身(3)组合成为垂直起降飞行器的翼身一体化机体结构,翼身一体化机体结构的剖面为翼型形状,方向舵(4)设置在机身(3)尾缘。

如图4、5所示的,起落架(5)对称设置在机身(3)的上下两侧,起降及停放时,起落架(5)分置为飞行器提供支撑和保护。在垂直起降飞行器起飞后,两侧的起落架(5)靠拢对接。巡航状态起落架(5)向机身(3)靠拢对接,减少起落架(5)结构带来的气动损失。

本实施例中,后推进式螺旋桨动力系统(6)设置在方向舵(4)与机身(3)之间,以便于在起降、悬停等传统舵面操纵效能不足时为方向舵(4)提供有效来流速度。

如图1、4、5所示的,机身盖(7)通过机身盖驱动机构(8)与机身(3)铰接,机身盖(7)安装在后推进式螺旋桨动力系统(6)上下两侧。

其中,在进入高速巡航状态时,机身盖驱动机构(8)控制机身盖(7)闭合,将后推进式螺旋桨动力(6)系统封闭在机身(3)内形成与机身(3)的随型结构。具体的,机身盖(7)与安装位置部分的机身(3)随型一致,高速巡航状态,为避免气动损失,机身盖驱动机构(8)控制机身盖(7)闭合,将后推进式螺旋桨动力(6)系统封闭在机身(3)内形成与机身(3)的随型结构。其中,随型结构指的是一个结构定下来后,另一个结构与之匹配,比如脑袋是圆的,帽子为了和脑袋随型也是圆的,本实施例中,推进式螺旋桨动力(6)系统嵌入机身(3)内且不突出于机身(3),从而保障了机身整体的气动外形,因此可以称之为推进式螺旋桨动力(6)系统封闭在机身(3)内形成与机身(3)的随型结构。

尾撑垂直尾翼(9)设置在起落架(5)的尾端。在每一侧的起落架(5)中,尾撑水平尾翼(10)设置在这一侧的起落架(5)的两个尾撑垂直尾翼(9)间,尾撑水平尾翼(10)与方向舵(4)配合调节适应气流方向,产生有助于飞行器飞行的气动力。

进一步的,如图3、6所示的,机头连接杆(11)顶端与可移动机头(2)固连,机身对接滑槽(12)固连在机身(3)顶端,机头连接杆(11)的尾端与机身对接滑槽(12)铰接,以便于机头连接杆(11)沿机身对接滑槽(12)滑动。

机头推杆(13)的顶端与可移动机头(2)铰接,机头推杆(13)的尾端与机身(3)铰接,以便于机头推杆(13)沿机身(3)滑道伸出和收回。

实际应用中,在所述垂直起降飞行器进行低速和/或大迎角飞行时,机头推杆(13)向可移动机头(2)运动,并通过与机头连接杆(11)和机身对接滑槽(12)的连接关系,带动可移动机头(2)向前缘推出从而与机身(3)分离形成一条缝隙,以延缓气流层的分离,提高升力系数。

在所述垂直起降飞行器进行高速飞行时,机头推杆(13)向机身(3)运动,并通过与机头连接杆(11)和机身对接滑槽(12)的连接关系,带动可移动机头(2)向机身(3)回收并对接,使得分离形成的缝隙闭合。

现有技术中,通常将一对机翼分别设置在机身两侧,所述机翼上设置有螺旋桨和副翼,所述机翼翼梢设置有垂尾装置,所述垂尾装置为一呈倒型的支撑板所述机身尾部还设置有尾撑装置,所述尾撑装置包括有一对对称设置的尾撑板,所述一对尾撑板分别位于机翼两侧,所述尾撑板与机翼垂直,该发明虽然在机身尾部设置有尾撑装置,但为固定式尾撑结构,同时尾撑结构高度较低,能提供的防侧翻角度较小,两侧设置的无水平尾翼结构降低了飞行器的操纵性能,前置螺旋桨与机身耦合推力损失较大,加之与方向舵面距离较远,加剧了滑流损失,更易导致控制力矩不足,一体化机身无法开缝,增大了大迎角机机动失速的可能。

本发明实施例公开了一种可调节气动效能的机尾坐立式垂直起降飞行器,包括:可移动机头、机身、前拉和后推进式螺旋桨动力系统、机身盖、方向舵及起落架。前拉式螺旋桨动力系统安装在机头,为飞行器提供主要升力,方向舵安装在机身尾部,后推进式螺旋桨动力系统设置在方向舵上方,在起降、悬停等传统舵面操纵效能不足时为方向舵提供有效来流速度,同时可移动机头向前缘推出与机身分离形成一条缝隙,以延缓气流层的分离,提高升力系数,高速巡航时,可移动机头与机身对接,同时机身盖闭合,将后推进式螺旋桨动力系统封闭在机身内形成与机身的随型结构,本发明结合变体尾撑式的起落架结构,具备三种气动调节方式,有效的提高了飞行器的飞行性能。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述,各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可,每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其,对于设备实施例而言,由于其基本相似于方法实施例,所以描述得比较简单,相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述,仅为本发明的具体实施方式,但本发明的保护范围并不局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内,可轻易想到的变化或替换,都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此,本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

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