一种可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器 |
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| 申请号 | CN201710091597.9 | 申请日 | 2017-02-21 | 公开(公告)号 | CN106927040A | 公开(公告)日 | 2017-07-07 |
| 申请人 | 西安爱生技术集团公司; 西北工业大学; | 发明人 | 张琳; 张子健; 龚军峰; 其他发明人请求不公开姓名; | ||||
| 摘要 | 本 发明 公开了一种可垂直起降的 尾座 式四旋翼无尾布局 飞行器 ，由 机身 、机翼、垂直 尾翼 和动 力 装置组成，机身两侧设置有机翼，机身尾部的上方和下方分别设置垂直尾翼，且上下方垂直尾翼的中心线与机身轴线位于同一竖直平面内。机翼翼尖部位和垂直尾翼翼尖部位分别设置有动力装置，且动力装置的 转轴 与机身的轴线平行。机翼 后缘 安装有升降副翼，垂直尾翼后缘安装有方向 舵 。机翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖共同构成四个 支撑 点，在飞行器 起飞 前和降落后状态时，四个支撑点使飞行器竖直向上地停靠在地面。飞行器垂直起降响应速度快，垂直起降时具有良好的 操纵性 、 稳定性 以及抗 风 性能。飞行器能以固定翼方式高速平飞，具有良好的机动性。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器，其特征在于:包括机身、机翼、垂直尾翼、动力装置,所述机身两侧设置有机翼，机身尾部的上方和下方分别设置有垂直尾翼，且上方垂直尾翼和下方垂直尾翼的中心线与机身轴线位于同一竖直平面内，机翼翼尖部位和垂直尾翼翼尖部位分别设置有动力装置；机翼后缘安装有升降副翼，垂直尾翼后缘安装有方向舵；机翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖共同构成四个支撑点，在飞行器起飞前和降落后状态时，四个支撑点使飞行器竖直向上地停靠在地面； |
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| 说明书全文 | 一种可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器技术领域[0001] 本发明涉及一种垂直起降飞行器，具体地说，涉及一种可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器。 背景技术[0002] 飞行器设计专家和研究人员一直在尝试设计一种能够短距离或垂直起降的飞行器。以解决固定翼飞行器受起降场地限制和倾转旋翼机存在飞行速度慢、续航时间短的缺陷，以及现有尾坐式垂直起降固定翼无人驾驶飞行器操纵效率低、抗风性差的问题。 [0003] 目前在实际应用中，无人飞行器一般分为固定翼飞行器与旋翼飞行器两种类型，常规的固定翼无人飞行器虽然具有速度快、航程远和巡航时间长的特点，但起降距离长，要求高质量的跑道，起降受到地理环境的限制，无法进行空中悬停，因而应用受到限制；而旋翼无人飞行器可以在复杂狭小的场地垂直起降，不受起降场地的限制，但旋翼效率远不如固定翼飞机的机翼，功耗大，飞行阻力大，因而影响飞行速度以及续航时间。 [0004] 随着无人飞行器的广泛应用，对无人飞行器的起降性能和续航性能要求大幅提高，由于可垂直起降的固定翼飞行器兼有固定翼飞行器速度快、航程远、巡航时间长的特点和旋翼飞行器可在山地、丛林、舰船甲板等复杂狭小区域进行全地形起降的能力，因此，可垂直起降的固定翼无人飞行器已经成为研究的热点。 [0005] 现有可垂直起降的固定翼无人飞行器包括倾转动力式和尾座式两类。倾转动力式垂直起降固定翼无人飞行器,通过倾转旋翼或喷气发动机使动力实现从水平到垂直的相互转换，动力方向变为垂直时通过克服重力进行垂直起降和悬停，变为水平时通过克服空气阻力进行水平前飞。这种垂直起降方式的缺点是动力倾转机构会增加结构重量和复杂程度、降低可靠性。如美国的V-22“鱼鹰”倾转旋翼机控制难度大，频繁发生飞行事故，机构复杂且结构重量大，降低了其飞行性能。 [0006] 尾座式垂直起降固定翼无人飞行器的动力方向固定，无需动力倾转机构，但现有的尾坐式垂直起降固定翼飞行器存在明显缺陷。专利CN 204822068U公开了“一种尾坐式垂直起降飞行器”，该尾坐式垂直起降飞行器采用的技术方案是其飞行器本体包括主机身翼板，主机身翼板相对的两侧边上各套接有机身翼板组件；主机身翼板的前部设置有两个电机，每个电机通过驱动轴连接一个螺旋桨，主机身翼板的尾部连接有两组舵面组件。其不足之处是垂直起降与悬停阶段，在螺旋桨滑流作用下，通过气动舵面偏转产生操纵力矩，操纵效率低，抗风性差。 发明内容[0007] 为了避免现有技术中尾坐式垂直起降固定翼无人机操纵效率低、抗风性差的问题，本发明提出一种可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器。 [0008] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括机身、机翼、垂直尾翼、动力装置,所述机身两侧设置有机翼，机身尾部的上方和下方分别设置有垂直尾翼，且上方垂直尾翼和下方垂直尾翼的中心线与机身轴线位于同一竖直平面内，机翼翼尖部位和垂直尾翼翼尖部位分别设置有动力装置；机翼后缘安装有升降副翼，垂直尾翼后缘安装有方向舵；机翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖共同构成四个支撑点，在飞行器起飞前和降落后状态时，四个支撑点使飞行器竖直向上地停靠在地面； [0009] 所述动力装置为四组，四组动力装置均为变距螺旋桨，其中两组动力装置对称安装在机身两侧机翼翼尖部位，且动力装置旋转方向相同；另外两组动力装置分别设置在上垂直尾翼和下垂直尾翼翼尖部位，上下垂直尾翼上的动力装置旋转方向相同；机翼上的动力装置与垂直尾翼上的动力装置的旋转方向相反，四组动力装置的转轴分别与机身的轴线相平行。 [0011] 可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器在垂直起降、悬停和低速飞行阶段的特点是依靠动力装置一起工作来平衡飞行器重力，保持总拉力不变，通过增加下部垂直尾翼上的螺旋桨转速/桨距，同时减小上部垂直尾翼上螺旋桨转速转速/桨距，使飞行器上仰，反之亦然；保持总拉力不变，增加左侧机翼上的螺旋桨转速/桨距，同时减小右侧机翼上的螺旋桨转速/桨距，可使飞行器向右滚转，反之亦然；保持总拉力不变，增加左右机翼上的螺旋桨转速/桨距，同时减小上下垂直尾翼上的螺旋桨转速/桨距，如果左右机翼上螺旋桨旋转方向为逆时针、上下垂直尾翼上螺旋桨旋转方向为顺时针，使飞行器向右偏航，若螺旋桨旋转方向与此相反，则飞行器向左偏航，反之亦然。水平飞行阶段的特点是依靠机翼产生的气动升力平衡重力，依靠动力装置产生的推进力克服空气阻力高速前飞，可进行久航、远航飞行，机翼上的升降副翼进行俯仰和滚转控制，垂直尾翼上的方向舵进行偏航控制。 [0012] 有益效果 [0013] 本发明提出的可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器，由机身、机翼、垂直尾翼和动力装置组成，机身两侧设置有机翼，机身尾部的上方和下方分别设置垂直尾翼，且上下方垂直尾翼的中心线与机身轴线位于同一竖直平面内。机翼翼尖部位和垂直尾翼翼尖部位分别设置有动力装置，且动力装置的转轴与机身的轴线平行。机翼后缘安装有升降副翼，垂直尾翼后缘安装有方向舵。机翼的翼尖、垂直尾翼的翼尖共同构成四个支撑点，在飞行器起飞前和降落后状态时，四个支撑点使飞行器竖直向上地停靠在地面。飞行器垂直起降响应速度快，具有良好的操纵性。 [0014] 可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器在起飞前和降落后状态时，对起降场地的要求减小。飞行器采用四旋翼加变距螺旋桨，响应速度更高，具有良好的稳定性以及抗风性能。 [0016] 下面结合附图和实施方式对本发明一种可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器作进一步详细说明。 [0017] 图1为本发明可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器结构示意图。 [0018] 图2为本发明可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器竖直状态示意图。 [0019] 图中: [0020] 1.机身 2.机翼 3.垂直尾翼 4.动力装置 具体实施方式[0021] 本实施例是一种可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器。 [0022] 参阅图1、图2，本实例可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器，包括飞行状态呈水平位置的机身1，机身1呈长条流线型结构，在机身1的两侧设置有机翼2，机翼2后缘安装有升降副翼，在机身1尾部上方和下方设置有垂直尾翼3，且上方垂直尾翼3和下方垂直尾翼3的中心线与机身1轴线位于同一竖直平面内，垂直尾翼3后缘安装有方向舵。 [0023] 机翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖共同构成四个支撑点，或机翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖以及机身1尾端共同构成五个支撑点，在停飞状态时，四个或五个支撑点使飞行器竖直向上地停靠在地面。通过四个或五个支撑点作为飞行器起降的支点，无需额外安装起落架。在本实施例中，机翼2的翼尖、垂直尾翼3的翼尖共同构成四个支撑点。 [0024] 在机翼2翼尖或机翼2上和垂直尾翼3翼尖分别设置有动力装置4，根据飞行器的重量可增加动力装置4的数量。 [0025] 本实施例中，动力装置4为四组，四组动力装置4均为变距螺旋桨，其中两组动力装置4对称安装在机身1两侧机翼2翼尖部位，且动力装置4旋转方向相同；另外两组动力装置4分别设置在上垂直尾翼3和下垂直尾翼3翼尖部位，上3和下垂直尾翼3下垂直尾翼3上的动力装置4旋转方向相同；机翼2上的动力装置4与垂直尾翼3上的动力装置4的旋转方向相反，四组动力装置4的转轴分别与机身1的轴线相平行。 [0026] 机身1内安装有蓄电池或内燃机，蓄电池驱动电机带动动力装置，或内燃机通过机械传动驱动动力装置。 [0027] 本实施例中，可垂直起降的尾座式四旋翼无尾布局飞行器各飞行状态的控制方式如下: [0028] 地面停靠阶段:机翼2翼尖和垂直尾翼3翼尖共同构成四个支撑点，使飞行器竖直向上停靠在地面。 [0029] 垂直起降、悬停和低速飞行阶段:是依靠动力装置4一起工作来平衡飞行器重力，保持总拉力不变，通过增加下部垂直尾翼3上的螺旋桨转速/桨距，同时减小上部垂直尾翼3上螺旋桨转速转速/桨距，使飞行器上仰，反之亦然；保持总拉力不变，增加左侧机翼2上的螺旋桨转速/桨距，同时减小右侧机翼2上的螺旋桨转速/桨距，使飞行器向右滚转，反之亦然；保持总拉力不变，增加左右机翼2上的螺旋桨转速/桨距，同时减小上下垂直尾翼3上的螺旋桨转速/桨距，如果左右机翼2上螺旋桨旋转方向为逆时针、上下垂直尾翼3上螺旋桨旋转方向为顺时针，使飞行器向右偏航，若螺旋桨旋转方向与此相反，则飞行器向左偏航，反之亦然。 [0030] 水平飞行阶段:是依靠机翼2产生的气动升力平衡重力，依靠动力装置4产生的推进力克服空气阻力高速前飞，可进行久航、远航飞行，机翼2上的升降副翼进行滚转控制和俯仰控制，垂直尾翼3上的方向舵进行偏航控制。 |
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