[發明專利]姿態可控模塊單元、飛行器及姿態控制方法

在審

• 申請號: 202210237621.6
• 申請日: 2022-03-10
• 公開（公告）號: CN114572384A
• 公開（公告）日: 2022-06-03
• 發明（設計）人: 趙杰;劉本山;高良;朱延河;張俊明;高永生
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: B64C15/02
• 分類號: B64C15/02
• 代理公司: 哈爾濱華夏松花江知識產權代理有限公司 23213
• 代理人: 高志光

姿態可控模塊單元、飛行器及姿態控制方法，姿態可控模塊單元包含噴氣推力裝置、方向調控裝置、彎管和機架；噴氣推力裝置安裝在機架上，彎管與噴氣推力裝置的噴氣口相連，氣流可沿彎管噴出，彎管可由設置在機架上的方向調控裝置驅動，彎管可繞與噴氣口對接的端面軸線旋轉，姿態控制方法包含俯仰運動控制：使第一彎管和第二彎管同時向前或向后偏轉；橫滾運動控制：使第一彎管和第四彎管分別向兩側偏轉；偏航運動控制：使第一彎管和第四彎管同時向后偏轉，第二彎管和第三彎管同時向前偏轉。本發明降低了對驅動的需求，不會破壞機身的流線型，以新的方式實現俯仰、偏航、橫滾三軸姿態控制，既可以實現垂直起降階段時快速機動，也可以實現高速巡航。

技術領域

本發明涉及姿態可控裝置及飛行器，具體涉及姿態可控模塊單元、飛行器及姿態控制方法，屬于飛行器技術領域。

背景技術

傳統飛行器在垂直起降階段時多依靠發動機的推力差實現姿態的控制，而部分發動機如渦噴發動機的推力響應速度無法滿足飛行器的位姿控制需求；螺旋槳能量密度低，且體積大，布置于機身外圍，而常用的渦噴發動機尾噴管旋轉范圍小，如若旋轉發動機會破壞機身流線型。

發明內容

本發明為克服現有技術不足，提供一種姿態可控模塊單元、飛行器及姿態控制方法。

姿態可控模塊單元包含噴氣推力裝置、方向調控裝置、彎管和機架；噴氣推力裝置安裝在機架上，彎管與噴氣推力裝置的噴氣口相連，氣流可沿彎管噴出，彎管可由設置在機架上的方向調控裝置驅動，彎管可繞與噴氣口對接的端面軸線旋轉。

飛行器包含機體和四個姿態可控模塊單元；四個姿態可控模塊單元陣列布置在機體上，每個姿態可控模塊單元的機架固定在機體上。

姿態控制方法包含：俯仰運動控制：控制方向調控裝置使得第一彎管和第二彎管同時向前或向后偏轉，控制方向調控裝置使得第三彎管和第四彎管出口向下，此時第三彎管和第四彎管沿Z軸上的力為F3和F4，第一彎管和第二彎管沿Z軸上的力為F21，F1＝F2＝F3＝F4＞F21，所以合力產生一個低頭力矩，飛行器低頭；同理當控制方向調控裝置使得第三彎管和第四彎管同時向前或后偏轉時，合力會產生抬頭力矩，飛行器抬頭，實現俯仰運動；

橫滾運動控制：控制方向調控裝置使得第一彎管和第四彎管分別向兩側偏轉，此時第一彎管和第四彎管沿Z軸上的力為F11和F41，控制方向調控裝置使得第二彎管和第三彎管的出口向下，此時第二彎管和第三彎管沿Z軸上的力為F2和F3，F2＝F3＞F11＞F41，合力產生一個左滾翻力矩，飛行器向左滾轉；同理當控制方向調控裝置使得第二彎管和第三彎管分別向兩側偏轉時，控制方向調控裝置使得第一彎管和第四彎管的出口向下，合力會產生右滾翻力矩，飛行器向右滾轉，實現橫滾運動；

偏航運動控制：控制方向調控裝置使得第一彎管和第四彎管同時向后偏轉，控制方向調控裝置使得第二彎管和第三彎管同時向前偏轉時，其合力產生一個左偏航力矩，飛行器向左偏航；同理當控制方向調控裝置使得第一彎管和第四個彎管同時向前偏轉，控制方向調控裝置使得第二彎管和第三彎管同時向后偏轉時，其合力會產生右偏航力矩，飛行器向右偏航，實現偏航運動。

本發明相比現有技術的有益效果是：

本發明的姿態可控模塊單元為一維矢量結構，對力的方向調節最高可實現不超過180°的范圍調節，調節范圍較大；一維矢量姿態可控模塊單元可降低對發動機推力調節速度的依賴，可以使發動機轉速固定；一維矢量姿態可控模塊單元的彎管外露，降低了對驅動的需求，同時只有彎管露在機身外側，不會破壞機身的流線型。一維矢量姿態可控模塊單元搭配固定翼機身可以完成垂直起降、過渡轉快速平飛，既可以擁有普通旋翼飛機的快速機動能力，也擁有高速巡航的能力，同時體積小負載大續航能力強。