[實用新型]一種復合翼飛行器

有效

• 申請號: 201620090840.6
• 申請日: 2016-01-29
• 公開（公告）號: CN205327411U
• 公開（公告）日: 2016-06-22
• 發明（設計）人: 任斌
• 申請（專利權）人: 成都縱橫自動化技術有限公司
• 主分類號: B64C27/22
• 分類號: B64C27/22;B64C27/28;B64C27/26;B64C27/08
• 代理公司: 成都行之專利代理事務所(普通合伙) 51220
• 代理人: 王記明

技術領域

本實用新型涉及一種固定翼飛行器，特別是涉及一種復合翼飛行器。

背景技術

復合翼布局是一種將固定翼布局與多旋翼布局相結合的垂直起降飛行器解決方案，既能夠像多旋翼飛行器一樣通過多個螺旋槳拉力克服重力和氣動阻力實現垂直起降、懸停和垂直爬升下降等飛行功能，又能夠像固定翼飛行器一樣通過氣動升力克服重力，動力系統克服氣動阻力實現高速巡航飛行。由于復合翼無人機具有結構形式可靠、力學模型成熟、垂直飛行和水平飛行轉換過程中的控制導航相對容易，它成為一種技術風險小、可行性高的長航時垂直起降飛行器方案。

由于上述技術特點，復合翼垂直起降飛行器從概念提出以來一直是實用化固定翼垂直起降飛行器的研發熱點，然而，這種解決方案卻遲遲無法成為工業無人機產品。究其原因有二：第一，較低的偏航控制能力和較大的慣量之間的矛盾，多旋翼飛行方式通過多個轉動方向相反的螺旋槳的轉動阻力矩提供偏航控制力矩，其量值低于通過螺旋槳拉力差和力臂產生的滾轉控制力矩和俯仰控制力矩；由于多旋翼飛行方式的螺旋槳轉速同時改變拉力和轉動阻力矩，因此滾轉、俯仰和偏航三軸控制存在耦合，控制能力最差的偏航軸擠占電機轉速余量最高，容易導致至少一個電機轉速飽和，三軸控制精度均受到影響，直至控制發散，雖然通過改變控制律的參數或結構能夠在一定程度上緩解這種控制飽和，但卻無法從根本上解決問題。復合翼垂直起降飛行器是在多旋翼飛行器的基礎上增加機翼、尾翼等部件，導致飛行器的轉動慣量和氣動阻力增加，偏航控制能力的短板更為顯著。第二，結構重量占起飛總重的比例較高，制約了飛行器性能提升。相比常規固定翼飛行器，復合翼飛行器增加了將多旋翼連接到機體上的結構，為克服全機重力，多旋翼所需拉力較大，對連接結構的強度要求較高；另外，旋翼是高速轉動部件，是復合翼飛行器主要的振動源，為保證全機結構可靠，多旋翼連接結構的剛度要求也較高；這兩方面導致了連接結構的尺寸和重量都較大，根據經驗，多旋翼連接結構占全機結構的比例5%至10%，如果考慮其它機體結構的增強，那么這個比例更高，這對于飛行器而言是“死重”，增加了飛行器的總重和氣動阻力，減少航時、航程和最大飛行速度等性能指標。

實用新型內容

針對上述現有技術中復合翼飛行器飛行姿態的控制問題，本實用新型提供了一種復合翼飛行器，用于解決現有技術中復合翼垂直起降飛行器低速狀態下偏航控制能力差和結構利用率低的問題。

為解決上述問題，本實用新型提供的一種復合翼飛行器通過以下技術要點來解決問題：一種復合翼飛行器，包括機身、機翼、尾撐桿、尾翼、垂直動力單元及水平動力單元，所述機翼固定于機身中段，機翼相對于機身的長度方向對稱；

尾撐桿為兩根，不同尾撐桿分別固定于機身不同側的機翼上；

水平動力單元固定于機身上，尾翼的左、右端分別與不同尾撐桿的尾部固定連接；

所述垂直動力單元固定于機翼和/或尾撐桿上；

所述水平動力單元包括可產生沿著機身長度方向拉力的平飛螺旋槳；

各根尾撐桿上均設置有偏航控制單元，所述偏航控制單元包括偏航螺旋槳，所述偏航螺旋槳用于向飛行器提供偏航力矩。

具體的，以上方案中，飛行器上所具有的諸如能源裝置、航電設備和任務設備等機載設備，可安裝于機身內部的空間內。機翼相對于機身的長度方向對稱，即機翼在飛行器上左右對稱。本案中，該飛行器具有兩種飛行狀態，固定翼狀態和多旋翼狀態。固定翼狀態下垂直動力單元不工作，水平動力單元的拉力向前的平飛螺旋槳克服氣動阻力，機翼產生氣動升力，克服重力；多旋翼狀態下，垂直動力單元產生的拉力用于克服重力。

現有技術中，為獲得足夠的偏航控制力矩，與本案最為接近的現有技術為：在飛行器的機翼上設置偏航控制單元，然而，在偏航控制單元提供偏航力矩的同時，機翼受偏航力矩的作用會產生一定的變形，以上變形直接影響飛行器的飛行姿態，不利于飛行姿態的控制精度。同時，為獲得較大的偏航力臂，通常會將偏航控制單元設置于翼梢位置，這樣，在飛行器設計時，需要考慮因為偏航控制單元給機翼帶來的受力，機翼的強度和剛度設計要求均有一定程度的提升。故現有技術中設置有偏航控制單元的飛行器的機翼部分一般較為笨重。