一種復合翼垂直起降無人機的制作方法
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及垂直起降飛機技術領域，特別是涉及一種復合翼垂直起降無人機。
【背景技術】
[0002]固定翼垂直起降無人機兼顧固定翼無人機的高速飛行能力、久航能力和多軸無人機的垂直起降能力，因此，因為其實用價值，在工業無人機領域固定翼垂直起降無人機得到了的廣泛推崇。
[0003]現有固定翼垂直起降無人機大體分為三種形式:傾轉動力式，尾座式和復合翼式。其中，復合翼垂直起降方案是以常規固定翼飛行器為基礎，增加多軸動力單元，在垂直起降及低速狀態下按照多軸模式飛行，通過多個螺旋槳產生向上的拉力克服重力和氣動阻力進行飛行；而在高速狀態下，按照固定翼模式飛行，通過機翼氣動升力克服重力，通過拉力向前的螺旋槳克服氣動阻力。與其他方式相比，復合翼垂直起降方案無需額外機構，結構簡單;不存在大幅度飛行姿態變化，導航解算容易。因此，復合翼垂直起降方案是目前可靠性最高，技術風險最低的長航時垂直起降無人機方案，成為工業無人機研發領域的熱點。
[0004]然而，多軸模式的偏航控制是制約復合翼垂直起降無人機實用化的難點。大部分多軸無人機的控制是通過同時調整多個電機轉速完成的，滾轉、俯仰和偏航存在控制耦合，當三個方向指令值和測量值的偏差同時達到較高水平時，至少一個電機轉速飽和，造成控制能力下降。多軸無人機的偏航控制力矩源于螺旋槳的轉動阻力矩，其量值低于通過螺旋槳拉力與力臂產生的滾轉控制力矩和俯仰控制力矩，當三個方向或兩個方向(包括偏航方向)的指令值與測量值的偏差較大時，偏航方向將首先失去控制能力。
[0005]由于復合翼無人機相比多軸無人機增加了機身、機翼等相對尺寸和重量較大的部件，其偏航轉動慣量增量較大，偏航控制能力偏低的問題更為尖銳，輕者姿態控制精度下降，重者控制發散導致飛行事故。雖然調整控制器的參數和結構能在一定程度上延緩偏航控制飽和，但無法從根本上消除偏航控制能力的短板。
【實用新型內容】
[0006]針對上述現有技術中復合翼無人機飛行姿態的控制問題，本實用新型提供了一種復合翼垂直起降無人機，用于解決現有復合翼垂直起降無人機垂直起降和低速飛行狀態下的偏航控制能力問題。
[0007]為解決上述問題，本實用新型提供的一種復合翼垂直起降無人機通過以下技術要點來解決問題:一種復合翼垂直起降無人機，包括機身、固定于機身上且相對于機身的長度方向對稱的機翼、固定于機翼上的垂直動力單元及固定于機身上的平飛動力單元，還包括固定于機身上的垂直尾翼，所述垂直尾翼上還設置有偏航控制單元和水平尾翼；
[0008]所述機翼固定于機身中段，所述機翼的后緣上鉸接有兩片副翼，兩片副翼位于機身的不同側；
[0009]所述垂直動力單元為四個，垂直動力單元包括垂直動力螺旋槳、電機和電子調速器，所述電子調速器用于控制電機的轉速，所述電機用于制動垂直動力螺旋槳轉動；
[0010]機身兩側的機翼上均設置有兩個垂直動力單元，且位于機身同側的兩個垂直動力單元位于機身長度方向的不同位置，四個垂直動力單元相對于機身兩兩對稱；
[0011 ]所述垂直尾翼固定于機身后端的上側，所述垂直尾翼上開有通孔，所述偏航控制單元安裝于所述通孔中，所述偏航控制單元包括可產生拉力向機身長度方向左側或右側的變槳距螺旋槳;所述水平尾翼相對于機身的長度方向對稱，水平尾翼的后緣上還鉸接有升降舵;所述平飛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。
[0012]具體的，本實用新型提供的無人機在飛行時，具有多種飛行狀態:高速狀態、垂直起降及低速狀態。高速狀態下垂直動力單元不工作，平飛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。副翼提供滾轉控制力矩，升降舵提供俯仰控制力矩。
[0013]垂直起降和低速狀態下垂直動力單元的垂直動力螺旋槳提供的拉力的用于克服全機重力，4個垂直動力單元均有相對于無人機重心的滾轉力臂和俯仰力臂，通過改變4個螺旋槳拉力提供所需的滾轉控制力矩和俯仰控制力矩;偏航方向有通過如下途徑提供控制力矩:偏航控制單元的變槳距螺旋槳具有相對于無人機重心的偏航力臂。
[0014]本實用新型的提供的復合翼垂直起降無人機采用垂直尾翼上安裝的變槳距螺旋槳提供偏航力矩，由于螺距響應速度高于轉速響應速度，因此變槳距螺旋槳改變偏航力矩更快，與現有技術通過螺旋槳轉動阻力矩控制偏航相比，本實用新型的偏航控制單元提高了偏航指令的響應速率，提高偏航控制效果。
[0015]更進一步的技術方案為:
[0016]作為具體的垂直動力單元在機翼上的連接方案，還包括用于垂直動力單元與機翼固定連接的兩根動力單元安裝桿，兩根動力單元安裝桿分別固定于機身的不同側，且安裝桿的長度方向與機身的長度方向平行，各動力單元安裝桿的端部均固定有一個垂直動力單
J L ο
[0017]以上結構中，便于實現在不改變機翼尺寸的情況下，將位于機身同側的兩個垂直動力單元設置得間距較遠，以在改變單個垂直動力單元運行狀態的情況下，獲得更為基準的無人機飛行狀態控制效果。
[0018]由于本實用新型提供的無人機在垂直起降時，特別是在起飛時，垂直動力單元提供的拉力需克服無人機的重力，為利于動力單元安裝桿與機翼連接點的受力情況，所述動力單元安裝桿與機翼的底面固定連接。
[0019]為使得垂直動力單元能夠為本無人機提供偏航力矩，所述垂直動力單元的垂直動力螺旋槳軸線具有非零的安裝傾角，垂直動力螺旋槳軸線的傾斜方向為相對于機身的長度方向向左或向右傾斜，以在垂直動力螺旋槳工作的過程中，垂直動力單元可產生向無人機左側或右側的分力。
[0020]本方案中，本復合翼垂直起降無人機采用的偏航控制單元可以通過改變變槳距螺旋槳轉速改變偏航力矩，而垂直動力單元的安裝傾角使4個垂直動力單元產生的拉力具有水平分量，即向本無人機左側或者右側的水平分力，也能夠提供偏航控制力矩;這兩種途徑保證了本實用新型的無人機最大偏航控制力矩相比現有技術大幅度提高，避免了偏航控制飽和對于無人機姿態控制的負面影響，提高了無人機的魯棒性，這種有益效果在偏航轉動慣量相對較大的復合翼垂直起降無人機上體現的更為顯著。
[0021]本方案提供的復合翼垂直起降無人機采用偏航控制單元和垂直動力單元的傾角一起控制偏航，使得偏航、滾轉和俯仰控制解耦成為可能;通過控制力矩分配，可將垂直動力單元完全用于滾轉和俯仰控制，而其產生的偏航力矩由偏航控制單元進行抵消，這樣降低了無人機的控制難度，提高了復合翼垂直起降無人機的控制精度。
[0022]本方案中，4個垂直動力單元的螺旋槳拉力具有水平分量和相對于重心的偏航力臂，能夠產生偏航控制力矩，而垂直動力螺旋槳的轉動阻力矩也基本沿偏航方向，因此，協調的改變這4個螺旋槳的轉速，能夠改變偏航力矩。
[0023]所述垂直尾翼的后緣上還鉸接有方向舵。所述方向舵用于實現本無人機在高速飛行狀態下的偏航控制，該技術方案中，通過垂直動力單元、偏航控制單元以及偏航舵，便于獲得對無人機更大的偏航控制力矩。即方向舵、垂直動力單元和偏航控制單元均可獨立提供偏航控制力矩，也可以同時提供偏航力矩。
[0024]作為用于制動平飛螺旋槳轉動的驅動裝置的具體實現形式，用于制動平飛螺旋槳轉動的驅動裝置為內燃機或電機。優選設置為驅動裝置包括內燃機和電機，以使得對平飛螺旋槳具有兩種驅動形式，利于本無人機高速飛行下的安全性。
[0025]作為偏航控制單元的具體實現形式，所述偏航控制單元還包括偏航電機、偏航電子調速器和偏航舵機，所述偏航電子調速器用于控制偏航電機的轉速，所述偏航電機用于制動變槳距螺旋槳轉動，所述偏航舵機用于改變變槳距螺旋槳的螺距。本方案中，偏航控制單元的變槳距螺旋槳具有相對于重心的偏航力臂，協調改變偏航電子調速器和偏航舵機的指令可以調整變槳距螺旋槳的轉速和螺距，相應改變偏航控制力矩。
[0026]為便于改變機翼在無人機高速飛行狀態下，對無人機產生的偏航力矩和滾轉力矩的大小，所述副翼與機翼的傾角，以及副翼與機身的傾角均可調。
[0027]本實用新型具