[发明专利]一种垂直起降无人机及其控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及无人飞机技术领域，特别是涉及一种垂直起降无人机及其控制方法。

背景技术

垂直起降无人机因对起飞和降落场地要求小，具有巨大的应用前景。现有的无人机实现垂直起降主要通过以下几种形式：一是采用多旋翼(如四旋翼无人机)实现垂直起降，这种方式存在飞机气动效率低，携带飞行载荷小，飞行时间短等问题；二是采用旋翼直升机的方式实现垂直起降，这种方式需要功率较大的主旋翼系统，为平衡旋翼产生的扭矩，需要专门设计尾桨或共轴旋翼系统，整体结构复杂，机体自由度较多，飞行控制困难；三是采用倾转旋翼(如美国V-22飞机)实现垂直起降，这种方式需要设计复杂的倾转机构，传动系统结构复杂，存在较大的结构死重，倾转转换控制过程复杂，可靠性较低。

此外，目前已经出现了一些新型垂直起降无人机，典型的有涵道式无人机(如霍尼韦尔T-Hawk无人机)、多旋翼与固定翼组合式无人机(如成都纵横公司的“大鹏”无人机)、采用螺旋桨滑流控制垂直起降的无人机(如中航611所VD200无人机)等。这些新型垂直起降无人机也存在着一些技术上的问题，如涵道式无人机受地面效应影响明显，垂直起降时振动强烈，且水平飞行时完全靠涵道发动机提供升力和前进的推力，飞行速度较低；多旋翼与固定翼组合式无人机通常依靠固定安装的四个旋翼产生的拉力抬起无人机实现垂直起降，但在水平飞行时四个旋翼无法提供前进动力，无人机必须安装推进马达和螺旋桨，增加了机体结构死重，且四个旋翼及安装结构大幅增加了气动阻力，无人机的整体气动效率较低；而采用螺旋桨滑流控制的无人机在垂直起降时，由于飞行速度低，主要依靠机翼前端的螺旋桨提供的滑流增加舵面控制效率，进行无人机的姿态控制，这就要求无人机必须安装较大直径的螺旋桨和较大功率的发动机。此外，螺旋桨提供的滑流受环境条件(如阵风)和机体表面突出部件影响明显，导致滑流不稳定，给飞行控制带来困难，易造成飞行事故。由于以上技术问题难以解决，导致现有的垂直起降无人机飞行稳定性和可操纵性、有效载荷质量、水平飞行速度、最大飞行距离等关键性能指标都受到极大限制，影响了其实际的工程应用。因此，突破现有垂直起降无人机的技术限制，创新发展适合于垂直起降的新型无人机气动布局是实现无人机垂直起降技术获得突破的关键。

发明内容

为了克服现有垂直起降无人机技术中普遍存在的气动效率低、倾转机构复杂、飞行时间短、飞行速度低、模态转换复杂等问题，本发明首次提出一种新概念尾座式垂直起降无人机及其控制方法。

该无人机的机体采用高升阻比类飞翼气动布局，并在机身上以“十”字形布置的方式安装有四个电机和螺旋桨。该无人机可以利用机身上下螺旋桨产生的推力差形成俯仰控制力矩，利用机身左右螺旋桨产生的推力差形成偏航控制力矩，以及利用四个螺旋桨不同转速形成的滚转控制力矩，进行无人机机体的姿态控制，实现无人机在狭小地域中的垂直起降以及在飞行过程中在任意位置的定点悬停。该无人机转换到平飞状态后，类飞翼布局机体可以产生较大的巡航升阻比，大幅提高无人机的有效载荷水平和飞行距离。该无人机水平飞行时，可以只使用左右水平螺旋桨进行推进，进行较低速度飞行，也可以同时使用四个螺旋桨同时推进，进行快速飞行。

本发明的技术方案为：

所述一种垂直起降无人机，包括中间机体1、左机翼17、右机翼3、左侧电机及螺旋桨18、右侧电机及螺旋桨2，所述左侧电机及螺旋桨18安装在左机翼17前端，右侧电机及螺旋桨2安装在右机翼3前端；其特征在于：还包括上部电机及螺旋桨8、下部电机及螺旋桨19；上部电机及螺旋桨8安装在上后支架9前端，下部电机及螺旋桨19安装在下后支架12前端，上后支架9通过上支架10安装在中间机体1上部，下后支架12通过下支架20安装在中间机体1下部；左侧电机及螺旋桨18、右侧电机及螺旋桨2、上部电机及螺旋桨8、下部电机及螺旋桨19相对于中间机体纵向中心轴线呈“十”字形布置；左机翼17后部安装有左后支架14，右机翼3后部安装有右后支架6，左后支架14、右后支架6、上后支架9和下后支架12相对于中间机体纵向中心轴线呈“十”字形布置，且后端平齐。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机，其特征在于：左机翼17外端安装左翼梢小翼16，左方向舵15安装在左翼梢小翼16后部，右机翼3外端安装右翼梢小翼4，右方向舵5安装在右翼梢小翼4后部；左副翼13安装在左机翼17后部，右副翼7安装在右机翼3后部；升降舵11安装在中间机体1后部。

进一步的优选方案，所述一种垂直起降无人机，其特征在于：中间机体1采用了类升力体气动布局；上支架10和下支架20横截面采用对称翼型。