阅读说明：本技术 一种倾转旋翼飞行器及其驱动方法 (Tilt rotor aircraft and driving method thereof ) 是由 吴玉虎 张平跃 吕宗阳 申翔宇 孙希明 于 2020-05-13 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种倾转旋翼飞行器及其驱动方法,属于小型飞行器技术领域。该倾转旋翼飞行器包括三个旋翼轴、五个旋翼、电机和混控器,三个旋翼轴呈倒三角形布置,且均能绕机身平面旋转；尾部旋翼轴上安装一个升力旋翼；位于前方的两个旋翼轴上分别安装一对共轴的倾转旋翼,即在同一旋翼轴上安装上、下两个旋翼,上、下两个旋翼旋转方向相反,旋转速度相同；且两对倾转旋翼中,位于同一层的两旋翼旋转方向相反,位于不同层的两旋翼旋转方向相同。本发明中飞行器在动力学性能变化的条件下仍能稳定工作；本发明采用共轴结构,只要不发生单侧的两个倾转旋翼同时失效就依然可控；减少了飞行器体积及关键的动力单元着弹面积,只需两套倾转机构。(The invention discloses a tilt rotor aircraft and a driving method thereof, and belongs to the technical field of small aircrafts. The tilt rotor aircraft comprises three rotor shafts, five rotors, a motor and a mixing controller, wherein the three rotor shafts are arranged in an inverted triangle and can rotate around the plane of an aircraft body; a lifting rotor wing is arranged on the tail rotor wing shaft; a pair of coaxial tilt rotors are respectively arranged on two rotor shafts positioned in front, namely an upper rotor and a lower rotor are arranged on the same rotor shaft, the rotation directions of the upper rotor and the lower rotor are opposite, and the rotation speeds are the same; and in two pairs of tilt rotors, the rotating directions of the two rotors on the same layer are opposite, and the rotating directions of the two rotors on different layers are the same. The aircraft can still stably work under the condition of changing dynamic performance; the invention adopts a coaxial structure, and can still be controlled as long as two tilting rotors on one side do not lose effectiveness at the same time; the size of the aircraft and the impact area of a key power unit are reduced, and only two sets of tilting mechanisms are needed.)

一种倾转旋翼飞行器及其驱动方法

技术领域

本发明属于小型飞行器技术领域，具体涉及一种倾转旋翼飞行器及其驱动方法。

背景技术

倾转旋翼飞行器是一种将固定翼飞机和直升机融为一体的新型飞行器，它既具有普通直升机垂直起降和空中悬停的能力，又具有固定翼飞机的高速巡航飞行的能力。

倾转旋翼机是一种性能独特的旋翼飞行器。它是在类似固定翼飞机机翼的两翼尖处，各装一套可在水平位置与垂直位置之间转动的旋翼倾转系统组件。当飞机垂直起飞和着陆时，旋翼轴垂直于地面，呈横列式直升机飞行状态，并可在空中悬停、前后飞行和侧飞。在倾转旋翼机起飞达到一定速度后，旋翼轴可向前倾转90°角，呈水平状态，旋翼当作拉力螺旋桨使用，此时倾转旋翼机能像固定翼飞机那样以较高的速度作远程飞行。

倾转旋翼机采用了新的思维方法来设计直升机的旋翼和总体布局，设计思想已突破了传统直升机的范畴，属于新原理旋翼构型，是直升机技术突破性、跨越性的、是直升机行业革命性的一项高技术，也是直升机技术发展的必然结果。它结合了固定翼飞机和直升机各自的优点，然而其仍有较多缺点：

1.从垂直起降模式到水平飞行模式的倾转过渡过程中飞行器本身的动力学性能在改变，对飞行器本身的稳定性产生一定的影响，使得该类型飞行器安全上存在一定隐患。

2.目前存在的倾转旋翼飞行器还存在飞机重量大、功率消耗大的问题，有进一步改进的空间。

3.传统的倾转旋翼飞行器在一侧的倾转旋翼失效后对飞行器稳定影响严重，大概率会失去控制，而补装补偿系统后传动效率损失又会增大。

发明内容

针对以上问题，本发明设计了一种倾转旋翼飞行器，该飞行器采用三旋翼轴五旋翼的布局，三个旋翼轴呈倒三角布置，前方两旋翼轴上分别安装一对共轴的倾转旋翼，尾部安装一个升力旋翼。

本发明采用的技术方案为：

一种倾转旋翼飞行器，包括三个旋翼轴、五个旋翼、电机和混控器。所述的三个旋翼轴分别为位于前方的第一旋翼轴和第二旋翼轴，及位于尾部的尾部旋翼轴；三个旋翼轴呈倒三角形布置，且均能绕机身平面旋转。其中，尾部旋翼轴上安装一个升力旋翼，其由安装在尾部旋翼轴上的一个电机来驱动。第一旋翼轴和第二旋翼轴上分别安装一对共轴的倾转旋翼，每对倾转旋翼均通过一对共轴的电机来驱动，所述共轴的电机的转速相同，转向相反；即在同一旋翼轴上安装上、下两个旋翼，上、下两个旋翼旋转方向相反，旋转速度相同；且两对倾转旋翼中，位于同一层的两旋翼旋转方向相反，位于不同层的两旋翼旋转方向相同。所述的混控器安装在飞行器上，用于接收飞行器的位姿信息，并在内部进行控制运算，再对三个旋翼轴(尾部旋翼轴的转速、第一旋翼轴和第二旋翼轴的转速及倾角共五个自由度)进行驱动，从而完成对飞行器的控制。

所述的倾转旋翼飞行器有三种模式，分别为垂直起降模式、平飞模式和倾转过渡模式。其中，垂直起降模式和平飞模式之间通过倾转过渡模式切换：当倾转旋翼飞行器处于垂直起降模式时，三个旋翼轴均垂直于机身平面，五个旋翼均提供升力，帮助飞行器快速起飞或降落；当倾转旋翼飞行器处于平飞模式时，第一旋翼轴和第二旋翼轴平行于机身平面，提供水平前进的动力；尾部旋翼轴垂直于机身平面，提供升力，保证飞行器平稳向前飞行。

以前进方向为X轴方向、起降方向为Z轴方向、垂直于X轴方向为Y轴方向建立坐标系；在垂直起降模式下飞行器绕三轴旋转的工作过程为：令前方同一旋翼轴上的一对倾转旋翼转速提升，打破X轴方向的力矩平衡，使得飞行器绕X轴滚转；尾部旋翼提供Y轴方向的力矩，使得飞行器绕Y轴俯仰；两对倾转旋翼中各选择一个旋翼，两旋翼的旋转方向相反，当它们的旋转速度增加时，打破Z轴方向的力矩平衡，使得飞行器绕Z轴偏航。在平飞模式下飞行器绕三轴旋转的工作过程为：令第一旋翼轴和第二旋翼轴处于合适的角度，其旋翼有合适的速度时，产生X轴的力矩(其他轴方向的力矩相互平衡)，使飞行器绕X 轴滚转；尾部旋翼提供Y轴方向的力矩，使得飞行器绕Y轴俯仰；令第一旋翼轴和第二旋翼轴处于合适的角度，其旋翼有合适的速度时，产生Z轴的力矩(其他轴方向的力矩相互平衡)，使飞行器绕Z轴偏航。

上述倾转旋翼飞行器的驱动方法，包括以下步骤：

步骤一：给定目标位姿，通过计算目标位姿与当前位姿的偏差值，再经混控器(如PID控制器)运算后，计算出一组当前位姿所需的力和扭矩向量 [F_x F_z τ_Φ τ_θ τ_ψ]^T；其中，F_x是三个旋翼轴在x方向的合力；F_z是三个旋翼轴在z方向的合力；τ_Φ是三个旋翼轴绕x方向的合扭矩；τ_θ是三个旋翼轴绕y 方向的合扭矩；τ_ψ是三个旋翼轴绕z方向的合扭矩；

步骤二：通过混控器方程组(1)，计算出三个旋翼轴在当前位姿下所需的力[F_5zF_2z F_2x F_1z F_1x]^T；

其中，F_5z是尾部旋翼轴提供的升力；F_2z、F_2x分别是第二旋翼轴在z方向、x方向的分力；F_1z、F_1x分别是第一旋翼轴在z方向、x方向的分力；L₁是飞行器第一旋翼轴与第二旋翼轴之间距离的一半，L₂飞行器第一旋翼轴与第二旋翼轴间连线的中点到飞行器质心的距离，L₃是飞行器尾部旋翼轴到飞行器质心的距离；

步骤三：再通过方程组(2)计算出各旋翼轴电机需要的转速和前方第一旋翼轴、第二旋翼轴的倾斜角。方程组(2)中，各旋翼所提供的力与角速度成正比；

其中，F₁是第一旋翼轴提供的力，ω₁是第一旋翼轴上共轴电机的转速，θ₁是第一旋翼轴的倾斜角；F₂是第二旋翼轴提供的力，ω₂是第二旋翼轴上共轴电机的转速，θ₂是第二旋翼轴的倾斜角；ω₅是尾部旋翼轴电机的转速；k₅、k₂、k₁分别是尾部旋翼轴、第二旋翼轴、第一旋翼轴对应的比例系数；

步骤四：通过步骤三得到的ω₅、ω₂、θ₂、ω₁、θ₁这组数据直接控制飞行器，使飞行器的尾部旋翼轴的转速、第一旋翼轴和第二旋翼轴的转速和倾角共五个自由度发生改变，进而使飞行器的运动状态改变，逼近目标位姿。

本发明的有益效果：

(1)在倾转过渡模式中，飞行器的动力学性能如质心、转动惯量、升力方向、旋翼扭矩、空气流场对机身机翼作用等发生了变化，本发明提出的倾转旋翼飞行器在这些动力学性能变化的条件下仍能稳定工作。

(2)相同推力的悬停飞行，共轴式直升机比单旋翼带尾桨直升机所需的功率要少5％-10％。

(3)传统倾转翼机其中一侧的倾转旋翼失效后必定发生失控，而本发明所述的倾转旋翼飞行器采用共轴结构，只要不发生单侧的两个倾转旋翼同时失效的情况，就依然可控。

(4)相对于传统倾转翼机的布局，本发明倾转旋翼重合布置，使得飞行器结构更加紧凑，减少了关键的动力单元着弹面积，且只需要两套较为复杂的倾转机构。

附图说明

图1是本发明设计的倾转旋翼飞行器的结构图。

图2是本发明所述倾转旋翼飞行器的三种模式示意图；其中，(a)为垂直起降模式示意图，(b)为平飞模式示意图，(c)为倾转过渡模式示意图。

图3是在垂直起降模式下的飞行器绕三轴旋转的工作示意图，其中，(a)为绕x轴滚转的工作示意图，(b)为绕y轴俯仰的工作示意图，(c)为绕z轴偏航的工作示意图。

图4是在平飞模式下的飞行器绕三轴旋转的工作示意图，其中，(a)为绕x 轴滚转的工作示意图，(b)为绕y轴俯仰的工作示意图，(c)为绕z轴偏航的工作示意图。

图5是本发明所述倾转旋翼飞行器在单侧的一对倾转旋翼中有一个旋翼发生故障时的工作示意图。

图6是本发明所述飞行器的驱动原理示意图；其中COM是飞行器的质心。

图7是本发明第一旋翼轴和第二旋翼轴安装的共轴电机示意图。

图中：1.旋翼A；2.旋翼B；3.旋翼C；4.旋翼D；5.旋翼E。

具体实施方式

以下内容结合说明书附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

如图1所示，是本发明设计的三轴五旋翼飞行器的结构图。具体为：一种倾转旋翼飞行器，包括三个旋翼轴、五个旋翼、电机和混控器。所述的三个旋翼轴呈倒三角形布置，且均能绕机身平面旋转。其中，前方的两旋翼轴上分别安装一对共轴的倾转旋翼，每对倾转旋翼均通过一对共轴电机来驱动，所述共轴电机的转速相同，转向相反。如图1所示：旋翼D 4和旋翼A1是同一旋翼轴上的上、下两个旋翼：旋翼A1在下层、旋翼D4在上层，且旋翼A1和旋翼D4 的旋转方向相反、旋转速度相同；旋翼C3和旋翼B2是另一个旋翼轴上的上、下两个旋翼：旋翼B2在下层、旋翼C3在上层，且旋翼B2和旋翼C3的旋转方向相反、旋转速度相同。旋翼A1、旋翼B2、旋翼C3和旋翼D4中位于同一层的旋翼旋转方向相反，位于不同层的旋翼旋转方向相同(即旋翼A1与旋翼C3 的转向相同，旋翼B2与旋翼D4的转向相同)。尾部轴上安装一个通过尾部电机驱动的升力旋翼，如图1中的旋翼E5。

如图2所示，本发明所述的倾转旋翼飞行器有三种模式，分别为垂直起降模式、平飞模式和倾转过渡模式。如图2中(a)所示，当飞行器处于垂直起降模式时，两对倾转旋翼的轴垂直于机身平面，尾部旋翼轴也垂直于机身平面，五个旋翼均提供升力，帮助飞行器快速起飞或降落。如图2中(b)所示，当飞行器处于平飞模式时，两对倾转旋翼的轴平行于机身平面，提供水平前进的动力，尾部旋翼轴垂直于机身平面，提供升力，保证飞行器可以平稳向前飞行。垂直起降模式和平飞模式间通过倾转过渡模式切换。

如图3所示，是在垂直起降模式下的飞行器绕三轴旋转的工作示意图。如图3中(a)所示，是在垂直起降模式下，飞行器绕X轴滚转的工作示意图，令前方同一轴上的一对倾转旋翼转速提升，便可以打破X轴方向的力矩平衡，使得飞行器绕X轴滚转。如图3中(b)所示，是在垂直起降模式下，飞行器绕Y轴俯仰的工作示意图，尾部旋翼可以提供Y轴方向的力矩，使得飞行器绕Y轴俯仰。如图3中(c)所示，是在垂直起降模式下，飞行器绕Z轴偏航的工作示意图，在两对倾转旋翼中各选择一个旋翼，两旋翼的旋转方向相反，当它们的旋转速度增加时，便可以打破Z轴方向的力矩平衡，使得飞行器绕Z轴偏航。

如图4所示，是在平飞模式下的飞行器绕三轴旋转的工作示意图。如图4 中(a)所示，是在平飞模式下，飞行器绕X轴滚转的工作示意图，使得前方两对倾转旋翼的轴处于合适的角度，其旋翼有合适的速度时，便可产生X轴的力矩 (其他轴方向的力矩相互平衡)，使得飞行器绕X轴滚转。如图4中(b)所示，是在平飞模式下，飞行器绕Y轴俯仰的工作示意图，尾部旋翼可以提供Y轴方向的力矩，使得飞行器绕Y轴俯仰。如图4中(c)所示，是在平飞模式下，飞行器绕Z轴偏航的工作示意图，使得两对倾转旋翼的轴处于合适的角度，其旋翼有合适的速度时，便可产生Z轴的力矩(其他轴方向的力矩相互平衡)，使得飞行器绕Z轴偏航。

如图5所示，是本发明所述的倾转旋翼飞行器在单侧的一对倾转旋翼中有一个旋翼发生故障时的工作示意图。此时，令另一侧的一对倾转旋翼中与故障旋翼的旋转方向相同的旋翼停止工作，则该飞行器便工作于三轴三旋翼模式，仍可控。只有当单侧的一对倾转旋翼全部故障时，该飞行器才会进入不可控状态。

如图6为本发明的驱动原理示意图。在每一个采样周期，都通过以下步骤来驱动飞行器：

步骤一：给定目标位姿，通过计算目标位姿与当前位姿的偏差值，再经混空器(如PID控制器)运算后，计算出一组当前位姿所需的力和扭矩向量 [F_x F_z τ_Φ τ_θ τ_ψ]^T；其中，F_x是三个旋翼轴在x方向的合力；F_z是三个旋翼轴在z方向的合力；τ_Φ是三个旋翼轴绕x方向的合扭矩；τ_θ是三个旋翼轴绕y 方向的合扭矩；τ_ψ是三个旋翼轴绕z方向的合扭矩；

步骤二：通过混空器方程组(1)，计算出一组三个旋翼轴在当前位姿下所需的力[F_5z F_2z F_2x F_1z F_1x]^T；

其中，F_5z是尾部旋翼轴提供的升力；F_2z、F_2x分别是第二旋翼轴在z方向、x方向的分力；F_1z、F_1x分别是第一旋翼轴在z方向、x方向的分力；L₁是飞行器第一旋翼轴与第二旋翼轴之间距离的一半，L₂飞行器第一旋翼轴与第二旋翼轴间连线的中点到飞行器质心的距离，L₃是飞行器尾部旋翼轴到飞行器质心的距离；

步骤三：再通过方程组(2)计算出各旋翼轴电机需要的转速和前方第一旋翼轴、第二旋翼轴的倾斜角。方程组(2)中，各旋翼所提供的力与角速度成正比；

其中，F₁是第一旋翼轴提供的力，ω₁是第一旋翼轴上共轴电机的转速，θ₁是第一旋翼轴的倾斜角；F₂是第二旋翼轴提供的力，ω₂是第二旋翼轴上共轴电机的转速，θ₂是第二旋翼轴的倾斜角；ω₅是尾部旋翼轴电机的转速；k₅、k₂、k₁分别是尾部旋翼轴、第二旋翼轴、第一旋翼轴对应的比例系数；

步骤四：通过步骤三得到的ω₅、ω₂、θ₂、ω₁、θ₁这组数据直接控制飞行器，使飞行器的尾部旋翼轴的转速、第一旋翼轴和第二旋翼轴的转速和倾角共五个自由度发生改变，进而使飞行器的运动状态改变，逼近目标位姿。

如图7为本发明第一旋翼轴和第二旋翼轴上安装的共轴电机示意图。在飞行器前方的两个旋翼轴上分别安装两个共轴的电机，在同一个轴上的两个电机始种保持转速相同，转向相反。