[發(fā)明專利]一種機(jī)尾坐立式的垂直起降飛行器及其控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110495109.7
• 申請日: 2021-05-07
• 公開（公告）號: CN113232826B
• 公開（公告）日: 2022-06-17
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 魏小輝;齊浩;曹世杰;李青洋;彭一明;聶宏
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué);南京飛起科技有限公司
• 主分類號: B64C1/00
• 分類號: B64C1/00;B64C1/06;B64C25/10;B64C29/00
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務(wù)所 32237
• 代理人: 蘇一幟

本發(fā)明實(shí)施例公開了一種機(jī)尾坐立式的垂直起降飛行器及其控制方法，涉及航空技術(shù)領(lǐng)域中的無人機(jī)技術(shù)方向，具備良好的通用性可以應(yīng)用于不平坦的著陸區(qū)域，且結(jié)構(gòu)簡單易于生產(chǎn)和維護(hù)。本發(fā)明包括：前拉式螺旋槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)（1）安裝在可移動(dòng)機(jī)頭（2）的前緣；可移動(dòng)機(jī)頭（2）與機(jī)身（3）組合成為垂直起降飛行器的翼身一體化機(jī)體結(jié)構(gòu)，翼身一體化機(jī)體結(jié)構(gòu)的剖面為翼型形狀，方向舵（4）設(shè)置在機(jī)身（3）尾緣；起落架（5）對稱設(shè)置在機(jī)身（3）的上下兩側(cè)，在垂直起降飛行器起飛后，兩側(cè)的起落架（5）靠攏對接。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航空技術(shù)領(lǐng)域中的無人機(jī)技術(shù)方向，尤其涉及一種機(jī)尾坐立式的垂直起降飛行器及其控制方法。

背景技術(shù)

機(jī)尾坐立式飛行器的推力方向固定在機(jī)身縱軸上，采用機(jī)尾坐地式起飛，達(dá)到一定高度后轉(zhuǎn)入平飛，降落時(shí)先爬升并機(jī)頭向上，隨后減小推力垂直降落。在實(shí)現(xiàn)推力換向時(shí)，推力和機(jī)身同步轉(zhuǎn)動(dòng)。機(jī)尾坐立式飛行器具有可基本完全覆蓋典型旋翼飛機(jī)和固定翼飛機(jī)的大范圍的飛行包線，同機(jī)尾坐立式飛行器具有良好的懸停效率并能達(dá)到較高的巡航速度，并且所需螺旋槳功率較低。具有以上特性的機(jī)尾坐立式飛行器構(gòu)型擁有著廣泛的發(fā)展前景和未來潛力，也成了目前的研究熱門。然而目前在研的機(jī)尾坐立式飛行器構(gòu)型在小速度飛行時(shí)均存在一定的控制問題，如起降階段，機(jī)尾坐立式無人機(jī)飛行速度低，氣動(dòng)舵面當(dāng)?shù)貏?dòng)壓較小，因此氣動(dòng)舵面操縱效能不足，容易出現(xiàn)執(zhí)行器飽和現(xiàn)象，懸停時(shí)由于螺旋槳滑流損失和抵消反扭矩后副翼剩余舵偏有限易造成滾轉(zhuǎn)控制力矩不足，并且普遍采用的前置螺旋槳?dú)饬髯饔迷跈C(jī)身上會(huì)引起一部分的推力損失，加之距離舵面較遠(yuǎn)，滑流損失大，更易導(dǎo)致控制力矩不足。因此與大規(guī)模的產(chǎn)品化應(yīng)用還有一定的距離。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的實(shí)施例提供一種機(jī)尾坐立式的垂直起降飛行器及其控制方法，具備良好的通用性可以應(yīng)用于不平坦的著陸區(qū)域，且結(jié)構(gòu)簡單易于生產(chǎn)和維護(hù)。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明的實(shí)施例采用如下技術(shù)方案：

前拉式螺旋槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)（1）安裝在可移動(dòng)機(jī)頭（2）的前緣 ；可移動(dòng)機(jī)頭（2）與機(jī)身（3）組合成為垂直起降飛行器的翼身一體化機(jī)體結(jié)構(gòu)，翼身一體化機(jī)體結(jié)構(gòu)的剖面為翼型形狀，方向舵（4）設(shè)置在機(jī)身（3）尾緣；起落架（5）對稱設(shè)置在機(jī)身（3）的上下兩側(cè)，在垂直起降飛行器起飛后，兩側(cè)的起落架（5）靠攏對接。

以及改垂直起降飛行器的控制方法，包括：

S1、在靜止?fàn)顟B(tài)中，在機(jī)身（3）的上下兩側(cè)，分別安裝有兩組起落架機(jī)構(gòu)，兩組起落架機(jī)構(gòu)相互成人字形展開，并支撐所述垂直起降飛行器樹立在地面上，其中，在每一組的落架機(jī)構(gòu)中，尾撐水平尾翼（10）設(shè)置在這一側(cè)的起落架（5）的兩個(gè)尾撐垂直尾翼（9）間，尾撐垂直尾翼（9）設(shè)置在起落架（5）的尾端。

S2、所述垂直起降飛行器起飛后，兩組起落架機(jī)構(gòu)相互合攏。

S3、在所述垂直起降飛行器進(jìn)行低速和/或大迎角飛行時(shí)，機(jī)頭推桿（13）向可移動(dòng)機(jī)頭（2）運(yùn)動(dòng)，并通過與機(jī)頭連接桿（11）和機(jī)身對接滑槽（12）的連接關(guān)系，帶動(dòng)可移動(dòng)機(jī)頭（2）向前緣推出從而與機(jī)身（3）分離形成一條縫隙，其中，機(jī)頭連接桿（11）頂端與可移動(dòng)機(jī)頭（2）固連，機(jī)身對接滑槽（12）固連在機(jī)身（3）頂端，機(jī)頭連接桿（11）的尾端與機(jī)身對接滑槽（12）鉸接，以便于機(jī)頭連接桿（11）沿機(jī)身對接滑槽（12）滑動(dòng)，機(jī)頭推桿（13）的頂端與可移動(dòng)機(jī)頭（2）鉸接，機(jī)頭推桿（13）的尾端與機(jī)身（3）鉸接，以便于機(jī)頭推桿（13）沿機(jī)身（3）滑道伸出和收回。

S4、在所述垂直起降飛行器進(jìn)入高速巡航模式時(shí)，機(jī)頭推桿（13）向機(jī)身（3）運(yùn)動(dòng)，并通過與機(jī)頭連接桿（11）和機(jī)身對接滑槽（12）的連接關(guān)系，帶動(dòng)可移動(dòng)機(jī)頭（2）向機(jī)身（3）回收并對接，使得分離形成的縫隙閉合。