一种横列式双涵道垂直起降飞行器姿态控制方法 |
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| 申请号 | CN201610497580.9 | 申请日 | 2016-06-29 | 公开(公告)号 | CN106114852A | 公开(公告)日 | 2016-11-16 |
| 申请人 | 饶大林; | 发明人 | 饶大林; 松会虎; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及一种横列式双涵道垂直起降 飞行器 姿态 控制方法，飞行器包括 机体 、动 力 装置、 动力 传动系统 、沿飞行器前进方向的左右两侧对称布置的涵道、分别安装在左右两个所述涵道内部的螺旋桨、分别安装在左右两个涵道出口端的空气 舵 、空气舵偏转驱动装置、连接所述机体和左右涵道的连接轴；所述螺旋桨旋转，驱使空气从所述涵道的上端向下端高速流动，气流作用在所述空气舵上产生 气动 力，空气舵偏转驱动装置驱动所述空气舵的舵片偏转，通过调整气动力的大小和方向，相应地调整飞行器姿态控制力矩，从而控制飞行器的姿态。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种横列式双涵道垂直起降飞行器姿态控制方法，其特征在于： |
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| 说明书全文 | 一种横列式双涵道垂直起降飞行器姿态控制方法技术领域[0001] 本发明涉及一种横列式双涵道垂直起降飞行器姿态控制方法。 背景技术[0003] 2、相比于传统直升飞机来说，涵道式垂直起降飞行器螺旋桨尺寸和飞行器尺寸更小，且有涵道保护螺旋桨，具有安全性好、适于复杂环境作业的特点。 [0005] 如何提供涵道式垂直起降飞行器姿态稳定所需的力和力矩，从而实现起飞、降落、悬停和机动飞行过程中的姿态稳定，是该飞行器需要重点解决的问题之一。固定翼飞机和直升飞机的姿态控制方法难以在涵道式垂直起降飞行器上直接应用，原因如下：1、固定翼飞机的副翼、平尾和垂尾无法在飞行器垂直起飞、垂直降落和悬停时提供姿态控制力和力矩，且涵道式垂直起降飞行器相比于固定翼飞机来说飞行速度较低，约在 100km/h~300km/h之间，低速飞行时副翼、平尾和垂尾的控制效率低。 [0006] 2、直升飞机用于姿态控制的周期变距系统和尾桨结构复杂、结构重量大，且结构复杂还带来可靠性降低的问题。 发明内容[0007] 本发明所要解决的技术问题是提出了一种基于空气舵的横列式双涵道垂直起降飞行器姿态控制方法，为飞行器提供俯仰、偏航及滚转姿态控制所需的力和力矩，为飞行控制系统设计奠定基础以及为飞行器稳定飞行提供解决方案。 [0008] 为解决上述问题，本发明所采取的技术方案是：一种横列式双涵道垂直起降飞行器姿态控制方法，所述飞行器包括机体、动力装置、动力传动系统，在沿飞行器前进方向的左右两侧对称布置的涵道，在左右两个所述涵道内部分别安装螺旋桨、在左右两个涵道出口端分别安装空气舵、空气舵偏转驱动装置、连接所述机体和左右涵道的连接轴； 所述动力装置通过所述动力传动系统驱动所述螺旋桨旋转，产生升力； 所述空气舵包括一层以上，每一层空气舵包括多个相互平行的舵片，所述舵片的两端通过安装轴可转动地设置在所述涵道上，且所述舵片通过所述空气舵偏转驱动装置驱动其绕所述安装轴偏转； 旋转螺旋桨，驱使空气从所述涵道的上端向下端高速流动，气流作用在所述空气舵上产生气动力，空气舵偏转驱动装置驱动所述空气舵的舵片偏转，通过调整气动力的大小和方向，调整飞行器姿态控制力矩，从而控制飞行器的姿态。 [0009] 涵道与机体之间的连接方式分为涵道可绕连接轴转动和涵道不可绕连接轴转动两种情况。下面分别描述获得并调整姿态控制力矩的具体方法。 [0010] 1、对于所述涵道可绕所述连接轴转动的情况，左右两个所述涵道出口端各设置一层空气舵，其中，空气舵的舵片的安装轴平行于飞行器的前进方向，并且飞行器的螺旋桨桨盘平面在飞行器质心所在的水平面之上，且涵道偏转轴在飞行器质心所在水平面与所述桨盘平面之间。通过以下操作控制飞行器的姿态：（1）左涵道和右涵道同时向前或向后转动，使飞行器获得俯仰力矩，同时获得向前飞或向后飞的动力； （2）左涵道和右涵道同时向相反方向转动，使飞行器获得偏航力矩； （3）左侧的空气舵或右侧的空气舵偏转时，使飞行器获得滚转力矩，同时获得向左飞或向右飞的动力。 [0011] 2、对于所述涵道不可绕所述连接轴转动的情况，左右两个所述涵道出口端各设置两层空气舵，其中，第一层空气舵的舵片的安装轴平行于飞行器的前进方向，第二层空气舵的舵片的安装轴垂直于飞行器的前进方向，通过以下操作控制飞行器的姿态：（1）左侧第二层空气舵和右侧第二层空气舵同时向相同方向偏转，使飞行器获得俯仰力矩，同时获得向前飞或向后飞的动力； （2）左侧第二层空气舵和右侧第二层空气舵同时向相反方向偏转，或者其中一侧的第二层空气舵偏转，使飞行器获得偏航力矩； （3）左侧第一层空气舵或右侧第一层空气舵偏转，使飞行器获得滚转力矩，同时获得向左或向右飞行的动力。 [0012] 采用上述技术方案所产生的有益效果在于：1、本发明提出了一种可以垂直起降的飞行器方案，该飞行器相比于传统固定翼飞机和直升机，起飞和降落时不需要跑道、涵道式螺旋桨尺寸小且有涵道保护，具有起降灵活、任务适应性强的特点，可以在复杂地形环境下机动飞行，为火灾救援、地震等自然灾害救援、战场救援、复杂地形物资及人员投送、常规交通等提供一种有益的解决方案。 [0013] 2、本发明提出了一种用于横列式垂直起降飞行器的姿态控制方法，能够为飞行器起飞、降落、悬停和机动飞行过程中提供姿态控制力矩，该方法的结构简单，不需要额外增加专门用于姿态控制的动力系统。附图说明 [0014] 为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。 [0015] 图1为实施例一的俯视结构示意图。 [0016] 图2为实施例一的侧视结构示意图。 [0017] 图3为实施例一的后视结构示意图。 [0018] 图4为实施例一的俯仰力矩结构示意图。 [0019] 图5为实施例一的偏航力矩侧视结构示意图。 [0020] 图6为实施例一的偏航力矩侧视结构示意图。 [0021] 图7为实施例一的偏航力矩俯视结构示意图。 [0022] 图8为实施例一的滚转力矩结构示意图。 [0023] 图9为实施例二的俯视结构示意图。 [0024] 图10为实施例二的侧视结构示意图。 [0025] 图11为实施例二的后视结构示意图。 [0026] 图12为实施例二的俯仰力矩结构示意图。 [0027] 图13为实施例二的偏航力矩俯视结构示意图。 [0028] 图14为实施例二的偏航力矩侧视结构示意图。 [0029] 图15为实施例二的偏航力矩侧视结构示意图。 [0030] 图16为实施例二的滚转力矩结构示意图。 [0031] 其中：1机体、2涵道、3螺旋桨、4连接轴、5空气舵、5-1舵片、5-2安装轴。 具体实施方式[0032] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图和具体实施例对发明进行清楚、完整的描述。 [0033] 实施例一：涵道可绕连接轴转动如图1-3所示为涵道可绕连接轴转动的情况。飞行器主要包括机体1、动力装置、动力传动系统、沿飞行器前进方向的左右两侧对称布置的涵道2、分别安装在左右两个涵道2内部的螺旋桨3、分别安装在左右两个涵道2出口端的空气舵5、空气舵偏转驱动装置、连接机体1和左右涵道2的连接轴4。 [0034] 为便于说明。首先建立坐标系：以飞行器质心O为原点；以两个涵道2轴线组成的平面的法线方向为飞行器的Y轴方向，且以飞行器前进方向为Y轴的正向；以两个涵道2轴线组成的平面内的平行于涵道轴线的方向为Z轴方向，且以向上的方向为Z轴的正向；以两个涵道轴线组成的平面内的垂直于涵道轴线的方向为X轴方向，且以当Z轴向上、从机尾看向机头时的右侧为X轴的正向。图中，机身1右侧的箭头表示机头方向。 [0035] 左右空气舵5各为一层，各舵片5-1的安装轴5-2平行于Y轴（飞行器的前进方向，纵向安装）。飞行器安装布局时，使机体1和左右涵道2的连接轴4不通过质心O。 [0036] 姿态控制力矩获取及调整方法如下：（1）左涵道和右涵道同时向前或向后转动，飞行器将获得俯仰力矩，同时获得向前飞或向后飞的动力。 [0037] 如图4所示，当左右涵道同时绕连接轴4向前或向后转动某个角度a11时，螺旋桨3的升力的合力所在的直线与X轴的距离将发生变化（即力臂大小发生变化），设此距离为L11，并设此时两螺旋桨的升力大小均为F11，则飞行器获得绕质心的俯仰力矩大小为：M11=2（F11×L11）。 [0038] （2）左涵道和右涵道同时绕连接轴4向相反方向转动，飞行器将获得偏航力矩。 [0039] 如图5-7所示，图5为左侧涵道的转动示意图，图6为右侧涵道的转动示意图，图7为偏航力矩的力臂示意图，当左右涵道分别向前和向后转动（即绕X轴偏转）某个角度a12时，螺旋桨3的升力的合力所在的直线与Z轴的距离不变（即滚转力臂不变），设此距离为L12，但螺旋桨升力在垂直于Z轴方向的分力大小将发生变化，设此时两螺旋桨的升力大小均为F12，则飞行器的总偏航力矩为：M12=2[F12×Sin（a12）×L12]。 [0040] （3）左侧的空气舵或右侧的空气舵偏转时，飞行器将获得滚转力矩，同时获得向左或向右飞行的动力。 [0041] 如图8所示，当左侧的空气舵绕舵片安装轴向左偏转某个角度a13时，气流（图中涵道2上方的方向向下的箭头表示气流方向）作用在左侧空气舵上的气动力的合力所在的直线与Y轴的距离将发生变化（即力臂大小发生变化），设此距离为L13，并设此时左侧空气舵上的气动力在XZ平面内的分力大小为F13，则飞行器获得的绕Y轴逆时针方向的滚转力矩为：M13=F13×L13；当右侧的空气舵偏转时，滚转力矩的计算方法与上述类似。当左右空气舵同时偏转时，飞行器获得的总滚转力矩是左右两侧空气舵提供的滚转力矩的矢量和。 [0042] （4）同时控制左右两侧涵道的转动角度、方向以及左右两侧空气舵的偏转角度、方向，将能获得飞行器在复杂飞行环境及姿态下的各个方向的控制力矩。 [0043] 实施例二：涵道不可绕连接轴转动如图9-11所示为涵道不可绕连接轴转动的情况。飞行器主要包括机体1、动力装置、动力传动系统、沿飞行器前进方向的左右两侧对称布置的涵道2、分别安装在左右两个涵道内部的螺旋桨3、分别安装在左右两个涵道出口端的各两层空气舵5、空气舵偏转驱动装置、连接机体和左右涵道的连接轴。图中，位于上方的为第一层空气舵，位于下方的为第二层空气舵。 [0044] 为便于说明。首先建立坐标系：以飞行器质心O为原点；以两个涵道轴线组成的平面的法线方向为飞行器的Y轴方向，且以飞行器前进方向为Y轴的正向；以两个涵道轴线组成的平面内的平行于涵道轴线的方向为Z轴方向，且以向上的方向为Z轴的正向；以两个涵道轴线组成的平面内的垂直于涵道轴线的方向为X轴方向，且以当Z轴向上、从机尾看向机头时的右侧为X轴的正向。 [0045] 第一层空气舵的舵片安装轴平行于Y轴（纵向安装），第二层空气舵的舵片安装轴平行于X轴（横向安装）。 [0046] 姿态控制力矩获取及调整方法如下：（1）左侧第二层空气舵和右侧第二层空气舵同时向相同方向偏转时，飞行器将获得俯仰力矩，同时获得向前或向后飞行的动力。如图12所示，以右侧进行说明，当右侧第二层空气舵向前或向后偏转（即绕Z轴偏转）某个角度a21时，空气流作用在右侧第二层空气舵上的气动力的合力所在的直线与X轴的距离将发生变化（即力臂大小发生变化），设此距离为L21，并且此时空气流作用在右侧第二层空气舵上的气动力的合力大小也将发生变化，并设此力大小均为F21，则右侧空气舵提供绕质心的俯仰力矩大小为：M21=F21×L21。左右两侧第二层空气舵同时向相同方向偏转时，飞行器获得总俯仰力矩由左右两侧空气舵提供的俯仰力矩进行叠加。 [0047] （2）左侧第二层空气舵和右侧第二层空气舵同时向相反方向偏转时，飞行器将获得偏航力矩。如图13-15所示，以左侧进行说明，当左第二层空气舵偏转（即绕Z轴偏转）某个角度a22时，空气流作用在左侧第二层空气舵上的气动力的合力所在的直线与Z轴的距离不会改变（即力臂大小不变），设此距离均为L22，但是此时空气流作用在左侧第二层空气舵上的气动力的合力大小将发生变化，并设此力在X轴方向的分力大小为F22，则左侧第二层空气舵提供的绕质心的偏航力矩大小为：M22=F22×L22。左右两侧第二层空气舵同时向相反方向偏转时，飞行器获得的总偏航力矩由左右两侧第二层空气舵提供的偏航力矩进行叠加。 [0048] （3）左侧第一层空气舵或右侧第一层空气舵偏转时，飞行器将获得滚转力矩，同时获得向左或向右飞行的动力。如图16所示，以左侧进行说明，当左侧第一层空气舵向左偏转某个角度a23时，空气流作用在左侧第一层空气舵上的气动力的合力所在的直线与Y轴的距离将发生变化（即力臂大小发生变化），设此距离为L23，并设此时左侧第一层空气舵上的气动力的合力大小为F23，则飞行器获得的绕Y轴的滚转力矩大小为：M23=F23×L23。当左右两侧第一层空气舵同时偏转时，飞行器获得的总滚转力矩由左右两侧第一层空气舵提供的滚转力矩进行叠加。 [0049] （4）同时控制左右两侧空气舵的偏转角度、方向，将能获得飞行器在复杂飞行环境及姿态下的各个方向的控制力矩。 [0050] 最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围。 |
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