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CN120096803A - 垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器的飞行控制方法 - Google Patents

垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器的飞行控制方法 Download PDF

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CN120096803A
CN120096803A CN202510217421.8A CN202510217421A CN120096803A CN 120096803 A CN120096803 A CN 120096803A CN 202510217421 A CN202510217421 A CN 202510217421A CN 120096803 A CN120096803 A CN 120096803A
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黎威
时松波
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Abstract

本申请提供了一种垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器及其飞行控制方法(eVTOL)。飞行器包括机身、机翼、垂直尾翼、水平尾翼、左可倾转动力总成、右可倾转动力总成等。机身的前部左右两侧分别设置有左机翼、右机翼、且机身的尾部设置有可在一定角度内全动的水平尾翼，左可倾转动力总成安装于左机翼，可绕机体的前进、后退及上升方向倾转，右可倾转动力总成安装于右机翼，可绕机体的前进、后退及上升方向倾转。结合左/右可倾转动力总成的同步/差转，配合调整全动水平尾翼的迎角角度大小，可实现垂直起降飞行模式及固定翼飞行模式下的切换和保证双模式飞行过程的稳定性，是一种优秀的、经济及结构可靠的eVTOL方案。

Description

垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器的飞行控制方法
技术领域
本申请属于飞行器技术领域，具体地讲，涉及一种垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器的飞行控制方法。
背景技术
飞行器(VTOL)是一种可以实现直升机模式和固定翼模式两种飞行模式切换的一类飞行器，其可以分为有人驾驶型和无人驾驶型。现有的倾转旋翼类型的VTOL类飞行器大多采用三轴以上动力，不倾转类型的VTOL类飞行器是把多轴垂起和固定翼融合在一体。目前多轴类VTOL主要存在的问题是：由于动力系统数量多，导致成本高、重量大、使用效率低。因此，减少动力系统的数量是解决上述的问题的其中一个途径。
目前市面上已有两轴VTOL，其可以实现：在垂直起降模式下，飞机可以像直升机一样左右飞行、左右转弯、向前飞行，但向后飞行和向前飞行时，向后操控刹车时，飞机会出现震荡，俯仰时出现钟摆状态，导致状态混乱而坠毁。
发明内容
本申请解决的技术问题是：如何解决两轴类飞行器在垂直起降飞行过程中的稳定性问题。
本申请提供了一种垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，所述飞行器包括：
机身；
机翼，所述机翼包括分别设置于所述机身的左右两侧的左机翼、右机翼；
尾翼总成，所述尾翼总成包括机身尾部及垂直尾翼、水平尾翼，水平尾翼倾转角度为0-45°；
左可倾转动力总成，所述左可倾转动力总成安装于左机翼，且所述左可倾转动力总成可绕机体的前进、后退及上升方向倾转，倾转角度为0-180°；
右可倾转动力总成，所述右可倾转动力总成安装于右机翼，且所述右可倾转动力总成可绕机体的前进、后退及上升方向倾转，倾转角度为0-180°。
可选地，在所述左机翼的翼梢设置有左动固定杆，所述左动固定杆与所述机身连接，所述左可倾转动力总成安装于所述左动固定杆上并实现转动。
可选地，所述左可倾转动力总成包括：
左倾转基座，所述左倾转基座安装于所述左动固定杆，并可实现0-180°可控转动；
左驱动电机，所述左驱动电机安装于所述左倾转基座；
左螺旋桨，所述左螺旋桨与所述左驱动电机的输出轴连接；
左伺服器，所述左伺服器安装于所述左倾转基座；
左转动齿轮，所述左传动齿轮与所述左伺服器的输出轴连接，所述左动固定杆安装有左固定齿轮，所述左传动齿轮与所述左固定齿轮啮合。
可选地，所述左驱动电机安装于所述左倾转基座的上部，所述左倾转基座的中部可转动地安装于所述左动固定杆，所述左伺服器安装于所述左倾转基座的下部。
可选地，在所述右机翼的翼梢设置有右动固定杆，所述右动固定杆与所述机身连接，所述右可倾转动力总成安装于所述右动固定杆上并实现转动。
可选地，所述右可倾转动力总成包括：
右倾转基座，所述右倾转基座安装于所述右动固定杆，并可实现0-180°可控转动；
右驱动电机，所述右驱动电机安装于所述右倾转基座；
右螺旋桨，所述右螺旋桨的转轴与所述右驱动电机的输出轴连接；
右伺服器，所述右伺服器安装于所述右倾转基座；
右主动齿轮，所述右主动齿轮与所述右伺服器的输出轴连接，所述右动固定杆安装有右固定齿轮，所述右主动齿轮与所述右固定齿轮啮合。
可选地，所述右驱动电机安装于所述右倾转基座的上部，所述右倾转基座的中部可转动地安装于所述右动固定杆，所述右伺服器安装于所述右倾转基座的下部。
可选地，所述水平尾翼包括对称地设置于所述机身的尾部的左右两侧的左水平尾翼、右水平尾翼。
本申请还公开了一种垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器的飞行控制方法，所述飞行控制方法包括：
确定所述飞行器的飞行模式；
根据所述飞行模式调整所述水平尾翼的正迎角的角度大小以及左可倾转动力总成和右可倾转动力总成的倾斜角度，实现垂直起降模式和固定翼模式下的切换和飞行。
可选地，当所述飞行模式为垂直起降模式时，所述左可倾转动力总成和所述右可倾转动力总成的倾斜角度为0-180°自主可变角度，所述水平尾翼的正迎角的角度大小的范围为0-45°自主可变角度；当所述飞行模式为固定翼模式时，所述水平尾翼处于水平状态，锁定0°，所述左可倾转动力总成和所述右可倾转动力总成的倾斜角度为0-45°自主可变角度。
本申请提供的一种垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器及其飞行控制方法，具有如下技术效果：
该飞行器用最少(最少2轴)的可倾转动力总成实现垂直起降，既具备了直升机对起降场地高求不高的特性，又具备了固定翼飞行时间长、飞行距离远的性能，从而使飞行器的使用效率得到大幅提升。与现有的垂直起降固定翼相比，动力系统使用量少，成本低，耗能低，重量轻，所以飞行效率更高。同时具备固定翼起降能力，在动力源低不足以支撑垂直降落或出现故障时，可使用固定翼滑翔降落，从而完成降落或降低风险，并可通过结构和控制系统的调整，拓展成更多可倾转动力轴的飞行器，解决大负载下的飞行需求，是一种实现中小型飞器运载多样化、经济性、便携性的优秀方案。
附图说明
图1为根据一个或多个实施例的垂直起降模式下飞行器的立体结构图；
图2为根据一个或多个实施例的垂直起降模式下飞行器的立体结构图；
图3为根据一个或多个实施例的飞行器的机身示意图；
图4为根据一个或多个实施例的左机翼和右机翼的示意图；
图5为根据一个或多个实施例的左动的示意图；
图6为根据一个或多个实施例的右动的示意图；
图7为根据一个或多个实施例的左动与左机翼的连接示意图；
图8为根据一个或多个实施例的左动的示意图；
图9为根据一个或多个实施例的右动与右机翼的连接示意图；
图10为根据一个或多个实施例的右动的示意图；
图11为根据一个或多个实施例的飞行器的飞行控制方法的原理图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
在详细描述本申请的各个实施例之前，首先简单描述本申请的技术构思：目前已有的两轴型飞行器在垂直起降模式下容易出现震荡摆动等不稳定问题，为此，本申请提供了一种垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器及其飞行控制方法，通过在机身尾部设置可转动的水平尾翼，在左右机翼设置可倾转的左右动，通过调整水平尾翼的正迎角和左右动的倾斜角，可提高垂直起降飞行模式下飞行过程的稳定性。下面结合更多的实施例来描述本申请的飞行器及其飞行控制方法的具体原理。
具体地，如图1和图2所示，本实施例一垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器(后文统一简称“飞行器”)包括机身10、机翼、尾翼总成、左可倾转动力总成(后文统一简称“左动”)20、右可倾转动力总成(后文统一简称“右动”)30。机翼包括分别设置于机身10的左右两侧的左机翼11、右机翼12；尾翼总成包括机身尾部及垂直尾翼、水平尾翼13，水平尾翼13倾转角度为0-45°；左可倾转动力总成20安装于左机翼11，且左可倾转动力总成20可绕机体的前进、后退及上升方向倾转，倾转角度为0-180°；右可倾转动力总成30安装于右机翼12，且右可倾转动力总成30可绕机体的前进、后退及上升方向倾转，倾转角度为0-180°。通过调整水平尾翼13的正迎角、左动20和右动30的倾转角度，来实现不同飞行模式下的飞行稳定性。
如图3所示，机身10是本飞行器的主体结构，内置飞控控制、动力源、通讯等设备，也是飞行器的主体强度基础。如图4所示，左机翼11和右机翼12是可倾转动力总成的安装平台及固定翼飞行时的升力来源。左可倾转动力总成20和右可倾转动力总成30的整体结构分别如图5和图6所示。
在一个或多个实施例中，如图7所示，在左机翼11的翼梢设置有左动固定杆11a，左动固定杆11a与机身10连接，左动20安装于左动固定杆11a上并实现转动。示例性地，左动固定杆11a的延伸方向为左机翼11的长度方向。
其中，如图8所示，左动20包括左倾转基座21、左驱动电机22、左螺旋桨23、左伺服器24、左主动齿轮25，左倾转基座21可转动地安装于左动固定杆11a，并可实现0-180°可控转动。左驱动电机22安装于左倾转基座21，左螺旋桨23的转轴与左驱动电机22的输出轴连接，左伺服器24安装于左倾转基座21，左主动齿轮25与左伺服器24的输出轴连接，左动固定杆11a安装有左固定齿轮11b，左主动齿轮11b与左固定齿轮11b啮合。左驱动电机22驱动左螺旋桨23转动，提供飞行驱动力；左伺服器24驱动左主动齿轮25相对于左固定齿轮11b转动，从而调整左动20的倾角，以调整飞行器的飞行方向。
示例性地，左驱动电机22安装于左倾转基座21的上部，左倾转基座21的中部可转动地安装于左动固定杆11a，左伺服器24安装于左倾转基座21的下部。该布局方式可以保证左动20各部件的正常运作而不相互干涉。
在一个或多个实施例中，如图9所示，右机翼12的翼梢设置有右动固定杆12a，右动固定杆12a与机身10连接，右动30可转动地安装于右动固定杆12a，。示例性地，右动固定杆12a的延伸方向为右机翼12的长度方向。
其中，如图10所示，右动30包括右倾转基座31、右驱动电机32、右螺旋桨33、右伺服器34、右主动齿轮35，右倾转基座31可转动地安装于右动固定杆12a，右驱动电机32安装于右倾转基座31，右螺旋桨33的转轴与右驱动电机32的输出轴连接，右伺服器34安装于右倾转基座31，右主动齿轮35与右伺服器32的输出轴连接，右动固定杆12a安装有右固定齿轮12b，右主动齿轮35与右固定齿轮12b啮合。右驱动电机32驱动右螺旋桨33转动，提供飞行驱动力；右伺服器34驱动右主动齿轮35相对于右固定齿轮12b转动，从而调整右动30的倾角，以调整飞行器的飞行方向。
示例性地，右驱动电机32安装于右倾转基座31的上部，右倾转基座31的中部可转动地安装于右动固定杆12a，右伺服器34安装于右倾转基座31的下部。
在一个或多个实施例中，水平尾翼13包括对称地设置于机身的尾部的左右两侧的左水平尾翼13a、右水平尾翼13b。左水平尾翼13a和右水平尾翼13b，均具包括顶板和侧板，该水平尾翼13起到空气阻尼作用，减少震荡摆动。
进一步地，机身10的尾部设置有方向舵14，方向舵14位于左水平尾翼13a和右水平尾翼13b之间。左机翼11还设置有左副翼15，右机翼12还设置有右副翼16。
在一个或多个实施例中，飞行器的飞行控制方法包括：确定飞行器的飞行模式，根据飞行模式调整水平尾翼13的正迎角的角度大小以及左可倾转动力总成和右可倾转动力总成的倾斜角度，实现垂直起降模式和固定翼模式下的切换和飞行。当飞行模式为垂直起降模式时，左可倾转动力总成20和右可倾转动力总成30的倾斜角度为0-180°自主可变角度，水平尾翼13的正迎角的角度大小的范围为0-45°自主可变角度；当飞行模式为固定翼模式时，水平尾翼13处于水平状态，锁定0°，左可倾转动力总成20和右可倾转动力总成30的倾斜角度为0-45°自主可变角度。如图11所示，下面结合具体的飞行模式来说明垂直起降模式下的飞行控制原理。
(1)上升模式：右动30和左动20均处于竖直姿态(分别保持在箭头A、箭头D方向)，且同时加力。
(2)下降模式：右动30和左动20均处于竖直姿态(分别保持在箭头A、箭头D方向)，且同时减力。
(3)前飞模式：右动30和左动20均向前倾斜(分别沿箭头B、箭头E倾转)，且同时加力。
(4)后飞模式：右动30和左动20均向后倾斜(分别沿箭头C、箭头F倾转)，且同时加力。
(5)左飞模式：左动20均处于竖直姿态且减力(保持在箭头A方向)，右动30处于竖直姿态且加力(保持在箭头D方向)。
(6)右飞模式：左动20均处于竖直姿态且加力(保持在箭头A方向)，右动30处于竖直姿态且减力(保持在箭头D方向)。
(7)左转模式：左动20向后倾斜且加力或减力(沿箭头C倾转)，右动30向前倾斜且加力或减力(沿箭头E倾转)。
(8)右转模式：左动20向前倾斜且加力或减力(沿箭头B倾转)，右动30向后倾斜且减力或加力(沿箭头F倾转)。
本实施例提供的飞行器及其飞行控制方法，
该飞行器用最少(最少2轴)的可倾转动力总成实现垂直起降，既具备了直升机对起降场地高求不高的特性，又具备了固定翼飞行时间长、飞行距离远的性能，从而使飞行器的使用效率得到大幅提升。与现有的垂直起降固定翼相比，动力系统使用量少，成本低，耗能低，重量轻，所以飞行效率更高。同时具备固定翼起降能力，在动力源低不足以支撑垂直降落或出现故障时，可使用固定翼滑翔降落，从而完成降落或降低风险。并可通过结构和控制系统的调整，拓展成更多可倾转动力轴的飞行器，解决大负载下的飞行需求，是一种实现中小型飞器运载多样化、经济性、便携性的优秀方案。
上面对本申请的具体实施方式进行了详细描述，虽然已表示和描述了一些实施例，但本领域技术人员应该理解，在不脱离由权利要求及其等同物限定其范围的本申请的原理和精神的情况下，可以对这些实施例进行修改和完善，这些修改和完善也应在本申请的保护范围内。

Claims (10)

1.垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：
机身；
机翼，所述机翼包括分别设置于所述机身的左右两侧的左机翼、右机翼；
尾翼总成，所述尾翼总成包括机身尾部及垂直尾翼、水平尾翼，水平尾翼倾转角度为0-45°；
左可倾转动力总成，所述左可倾转动力总成安装于左机翼，且所述左可倾转动力总成可绕机体的前进、后退及上升方向倾转，倾转角度为0-180°；
右可倾转动力总成，所述右可倾转动力总成安装于右机翼，且所述右可倾转动力总成可绕机体的前进、后退及上升方向倾转，倾转角度为0-180°。
2.根据权利要求1所述的垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，其特征在于，在所述左机翼的翼梢设置有左动固定杆，所述左动固定杆与所述机身连接，所述左可倾转动力总成安装于所述左动固定杆上并实现转动。
3.根据权利要求2所述的垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，其特征在于，所述左可倾转动力总成包括：
左倾转基座，所述左倾转基座安装于所述左动固定杆，并可实现0-180°可控转动；
左驱动电机，所述左驱动电机安装于所述左倾转基座；
左螺旋桨，所述左螺旋桨与所述左驱动电机的输出轴连接；
左伺服器，所述左伺服器安装于所述左倾转基座；
左转动齿轮，所述左传动齿轮与所述左伺服器的输出轴连接，所述左动固定杆安装有左固定齿轮，所述左传动齿轮与所述左固定齿轮啮合。
4.根据权利要求3所述的垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，其特征在于，所述左驱动电机安装于所述左倾转基座的上部，所述左倾转基座的中部可转动地安装于所述左动固定杆，所述左伺服器安装于所述左倾转基座的下部。
5.根据权利要求1所述的垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，其特征在于，在所述右机翼的翼梢设置有右动固定杆，所述右动固定杆与所述机身连接，所述右可倾转动力总成安装于所述右动固定杆上并实现转动。
6.根据权利要求5所述的垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，其特征在于，所述右可倾转动力总成包括：
右倾转基座，所述右倾转基座安装于所述右动固定杆，并可实现0-180°可控转动；
右驱动电机，所述右驱动电机安装于所述右倾转基座；
右螺旋桨，所述右螺旋桨的转轴与所述右驱动电机的输出轴连接；
右伺服器，所述右伺服器安装于所述右倾转基座；
右主动齿轮，所述右主动齿轮与所述右伺服器的输出轴连接，所述右动固定杆安装有右固定齿轮，所述右主动齿轮与所述右固定齿轮啮合。
7.根据权利要求6所述的垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，其特征在于，所述右驱动电机安装于所述右倾转基座的上部，所述右倾转基座的中部可转动地安装于所述右动固定杆，所述右伺服器安装于所述右倾转基座的下部。
8.根据权利要求1所述的垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器，其特征在于，所述全动水平尾翼包括对称地设置于所述机身的尾部的左右两侧的左水平尾翼、右水平尾翼。
9.一种根据权利要求1至8任一项所述的垂直起降/固定翼双模式飞行的飞行器的飞行控制方法，其特征在于，所述飞行控制方法包括：
确定所述飞行器的飞行模式；
根据所述飞行模式调整所述水平尾翼的正迎角的角度大小以及左可倾转动力总成和右可倾转动力总成的倾斜角度，实现垂直起降模式和固定翼模式下的切换和飞行。
10.根据权利要求9所述的飞行器的飞行控制方法，其特征在于，当所述飞行模式为垂直起降模式时，所述左可倾转动力总成和右可倾转动力总成的倾斜角度为0-180°自主可变角度，所述水平尾翼的正迎角的角度大小的范围为0-45°自主可变角度；当所述飞行模式为固定翼模式时，所述水平尾翼处于水平状态，锁定0°，所述左可倾转动力总成和所述右可倾转动力总成的倾斜角度为0-45°自主可变角度。
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