阅读说明：本技术 一种垂直起降无人机及其控制方法 (Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle and control method thereof ) 是由 杨靖宇 张峻渤 唐寅峰 于 2020-04-02 设计创作，主要内容包括：一种垂直起降无人机及其控制方法,无人机包括翼身融合体机身、动力系统及起落架,动力系统包括涡扇发动机和升力风扇发动机；翼身融合体机身采用沿俯视平面的纵轴和横轴均对称的结构；两台涡扇发动机对称外接在翼身融合体机身左右两侧,涡扇发动机通过倾转传动机构与翼身融合体机身相连；两台升力风扇发动机对称埋设在翼身融合体机身前后两端。控制方法包括五个阶段,阶段一：垂直起飞→空中悬停；阶段二：空中悬停→平飞；阶段三：平飞；阶段四：平飞→空中悬停；阶段五：空中悬停→垂直降落。无人机垂直起降时,由四台发动机提供升力及辅助平衡,飞行器控制难度低且机身内部空间大,解决了现有垂直起降无人飞行器的控制困难与载重量小的问题。(A vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle and a control method thereof are provided, the unmanned aerial vehicle comprises a wing body fusion body, a power system and a landing gear, wherein the power system comprises a turbofan engine and a lift fan engine; the wing body fusion body adopts a structure that the longitudinal axis and the transverse axis along the top plan are symmetrical; the two turbofan engines are symmetrically externally connected to the left side and the right side of the wing body fusion body, and the turbofan engines are connected with the wing body fusion body through a tilting transmission mechanism; two lifting force fan engines are symmetrically embedded at the front end and the rear end of the body of the wing body fusion body. The control method comprises five stages, namely: vertical takeoff → hovering in the air; and a second stage: hovering → flat flying; and a third stage: flat flying; and a fourth stage: level flight → hovering in the air; and a fifth stage: hovering in the air → vertical landing. When unmanned aerial vehicle VTOL, provide lift and supplementary balance by four engines, the aircraft control degree of difficulty is low and fuselage inner space is big, has solved current VTOL unmanned aerial vehicle's the control difficulty and the little problem of loading capacity.)

一种垂直起降无人机及其控制方法

技术领域

本发明属于航空飞行器技术领域，特别是涉及一种垂直起降无人机及其控制方法。

背景技术

近年来，无人机技术得到飞速发展，在民用方面，无人机在航拍、运输、巡检、植保等领域有着极大的应用价值；在军用方面，无人机可用于运输、加油、侦察、打击等作战任务。

垂直起降无人机作为一类特殊的无人机，能以零速度起飞并着陆，无需开辟专门的起降跑道，与常规无人机相比，垂直起降无人机不但具有起降方式灵活、发射回收方便、机动性好等优点，同时也具备常规无人机的一般功能。因此，研发新型垂直起降无人机，对于赢得未来战场的主动权具有较高的实用价值。

目前，垂直起降技术主要有三种，第一种是倾转旋翼，通过倾转发动机和旋翼实现垂直起降和平飞的转换，但倾转旋翼机的悬停能力、低速能力及经济性还远不如同档次直升机，倾转旋翼机的前飞能力又远不如同档次固定翼飞机，尽管如此，倾转旋翼机的存在却填补了两者之间的空白，给航空界带来了新的思路；第二种是复合式布局，既具有旋翼无人机可垂直起降、空中悬停的功能，又具备常规无人机出色的巡航功能，二者合二为一地体现在同一架无人机身上，使用中不但具有便捷性和灵活性，而且平飞速度、续航力、升限、巡航性能、航程等项技术指标均优于旋翼无人机，但其载重量很有限，只适用于中小型无人机；第三种是倾转发动机喷口或搭配升力风扇实现垂直起降，通过倾转发动机喷口，将其推力从平行方向引向其它方向，推力矢量技术除了可以提供垂直起降或短距起降能力外，还能在空战中为飞机提供额外的机动力，但其对控制系统要求较高，不仅控制硬件众多，控制软件也非常复杂。因此，有必要设计一种全新的垂直起降飞行器，用以解决现有技术存在的问题。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提供一种垂直起降无人机及其控制方法，在无人机垂直起降时，由升力风扇发动机和可倾转的涡扇发动机提供升力及辅助平衡，并且在飞行过程中控制飞机姿态，同时通过对飞机结构和气动布局的设计，降低飞行器的控制难度，增大飞行器的内部空间，有效解决现有垂直起降无人飞行器的控制困难与载重量小的问题，具有飞行灵活平稳、适用范围广、载重量大的优点。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种垂直起降无人机，包括翼身融合体机身、动力系统及起落架；所述翼身融合体机身采用沿俯视平面的纵轴和横轴均对称的结构，且翼身融合体机身的横向翼展大于纵向总长；所述动力系统包括涡扇发动机和升力风扇发动机；所述涡扇发动机数量为两台，两台涡扇发动机对称外接在翼身融合体机身的左右两侧，涡扇发动机通过倾转传动机构与翼身融合体机身相连，涡扇发动机借助倾转传动机构可进行360°倾转调姿；所述涡扇发动机进行倾转调姿时，左右两台涡扇发动机的推力方向相同且平行于翼身融合体机身的纵向对称面；所述升力风扇发动机数量为两台，两台升力风扇发动机对称埋设在翼身融合体机身的前后两端，升力风扇发动机的几何中心位于翼身融合体机身的纵向对称面内，且升力风扇发动机的几何中心与翼身融合体机身的几何中心的间距大于翼身融合体机身的纵向总长的75％；所述起落架数量为四支，在所述翼身融合体机身的左右翼根处各设置有一支起落架，且左右两支起落架相对于翼身融合体机身的几何中心左右对称分布；在所述翼身融合体机身的前端点与无人机前方的升力风扇发动机之间、在翼身融合体机身的后端点与无人机后方的升力风扇发动机之间各设置有一支起落架，且前后两支起落架相对于翼身融合体机身的几何中心前后对称分布。

一种垂直起降无人机的控制方法，包括五个阶段，具体如下：

阶段一：垂直起飞→空中悬停

先调整两台涡扇发动机的倾转角度，使两台涡扇发动机垂直于地面，然后同时启动左右两台涡扇发动机和前后两台升力风扇发动机，此时四台发动机全部产生垂直向下的推力，当四台发动机产生的总推力超过无人机的自重力时，无人机将垂直离开地面，当接近预设高度后，逐渐降低四台发动机产生的总推力，直到四台发动机产生的总推力等于无人机的自重力时，无人机将悬停在预设高度；

阶段二：空中悬停→平飞

在设定倾转角速度下调整两台涡扇发动机的倾转角度，直至两台涡扇发动机平行于地面，同时调整两台升力风扇发动机的推力，保证无人机的飞行高度不变，直到翼身融合体机身产生的气动升力等于无人机的自重力时，关闭两台升力风扇发动机，无人机将水平飞行在预设高度；

阶段三：平飞

当无人机需要进行滚转运动时，调整左侧涡扇发动机向上倾转且右侧涡扇发动机向下倾转，或者调整左侧涡扇发动机向下倾转且右侧涡扇发动机向上倾转，可使无人机获得向左滚转力矩或向右滚转力矩，进而实现无人机的滚转运动；当无人机需要进行俯仰运动时，启动无人机前方的升力风扇发动机，或者启动无人机后方的升力风扇发动机，可使无人机获得仰升力矩或俯降力矩，进而实现无人机的俯仰运动；当无人机需要进行偏航运动时，调整左右两台涡扇发动机的推力，使左右两台涡扇发动机产生推力差，可使无人机获得左偏力矩或右偏力矩，进而实现无人机的偏航运动；

阶段四：平飞→空中悬停

在设定倾转角速度下调整两台涡扇发动机的倾转角度，直至两台涡扇发动机垂直于地面，同时启动升力风扇发动机，调整两台升力风扇发动机的推力，保证无人机的飞行高度不变，当左右两台涡扇发动机和前后两台升力风扇发动机产生的总推力等于无人机的自重力时，且直到无人机的飞行速度降为零，无人机将悬停在预设高度；

阶段五：空中悬停→垂直降落

控制左右两台涡扇发动机和前后两台升力风扇发动机产生的总推力逐渐降低，无人机在重力作用下逐渐下降，直到无人机完全降落在地面上，关闭左右两台涡扇发动机和前后两台升力风扇发动机，无人机完成垂直降落。

本发明的有益效果：

(一)、垂直起降能力：本发明的无人机可以实现稳定的垂直起飞和降落，缩小了飞行场地面积，可以满足军舰甲板或地面状况复杂环境下的起飞和降落，增加了无人机的适用范围；无人机由两台升力风扇发动机和两台可倾转的涡扇发动机提供升力及辅助平衡，相比于复合式布局，大大增加了无人机的最大起飞重量。

(二)、气动外形优势：本发明的无人机采用了翼身融合体机身，相比于传统机身类型，翼身融合能够降低自重以及增升减阻，大幅度提高了空气动力效率和结构效率，机身内部使用空间也更大；此外，由于翼身融合体机身的翼身连接处以平滑曲面进行过渡，无明显折角，因而消除了二面体反射效应，有效减少雷达波反射面积，进而提高了无人机的隐身性能。

(三)高机动性：本发明的无人机采用了两台升力风扇发动机和两台可倾转的涡扇发动机，可使无人机在任何飞行状态进行多种复杂的飞行动作；此外，由于翼身融合体机身前后对称，只需两台涡扇发动倾转180°，就省去了无人机在起飞和停放时的掉头过程，有效节省了时间。

附图说明

图1为本发明的一种垂直起降无人机的立体图；

图2为本发明的一种垂直起降无人机的主视图；

图3为本发明的一种垂直起降无人机的侧视图；

图4为本发明的一种垂直起降无人机的俯视图；

图中，1—翼身融合体机身，2—起落架，3—涡扇发动机，4—升力风扇发动机。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的详细说明。

如图1～4所示，一种垂直起降无人机，包括翼身融合体机身1、动力系统及起落架2；所述翼身融合体机身1采用沿俯视平面的纵轴和横轴均对称的结构，且翼身融合体机身1的横向翼展大于纵向总长；所述动力系统包括涡扇发动机3和升力风扇发动机4；所述涡扇发动机3数量为两台，两台涡扇发动机3对称外接在翼身融合体机身1的左右两侧，涡扇发动机3通过倾转传动机构与翼身融合体机身1相连，涡扇发动机3借助倾转传动机构可进行360°倾转调姿；所述涡扇发动机3进行倾转调姿时，左右两台涡扇发动机3的推力方向相同且平行于翼身融合体机身1的纵向对称面；所述升力风扇发动机4数量为两台，两台升力风扇发动机4对称埋设在翼身融合体机身1的前后两端，升力风扇发动机4的几何中心位于翼身融合体机身1的纵向对称面内，且升力风扇发动机4的几何中心与翼身融合体机身1的几何中心的间距大于翼身融合体机身1的纵向总长的75％；所述起落架2数量为四支，在所述翼身融合体机身1的左右翼根处各设置有一支起落架2，且左右两支起落架2相对于翼身融合体机身1的几何中心左右对称分布；在所述翼身融合体机身1的前端点与无人机前方的升力风扇发动机4之间、在翼身融合体机身1的后端点与无人机后方的升力风扇发动机4之间各设置有一支起落架2，且前后两支起落架2相对于翼身融合体机身1的几何中心前后对称分布。

本实施例中，基于本发明的技术方案制作了一台模型机，该模型机的基本参数为：翼身融合体机身1的长度为6.4米，翼身融合体机身1的高度为1.4米，翼身融合体机身1的翼展为7.6米，翼身融合体机身1的机翼面积为17.46平方米，无人机总重为1500千克，最大起飞重量为3500千克，涡扇发动机3的最大推力为9.1千牛，升力风扇发动机4的最大推力为9.1千牛；另外，涡扇发动机3选用具有反推装置的发动机型号，以便在无人机减速时提供更大的阻力。该模型机经飞行测试，最大速度为0.6马赫，垂直起降有效载荷为2000千克，实用升限为4000米，最大航程为300千米，推重比为4.5:1。

一种垂直起降无人机的控制方法，包括五个阶段，具体如下：

阶段一：垂直起飞→空中悬停

先调整两台涡扇发动机3的倾转角度，使两台涡扇发动机3垂直于地面，然后同时启动左右两台涡扇发动机3和前后两台升力风扇发动机4，此时四台发动机全部产生垂直向下的推力，当四台发动机产生的总推力超过无人机的自重力时，无人机将垂直离开地面，当接近预设高度后，逐渐降低四台发动机产生的总推力，直到四台发动机产生的总推力等于无人机的自重力时，无人机将悬停在预设高度；

阶段二：空中悬停→平飞

在设定倾转角速度下调整两台涡扇发动机3的倾转角度，直至两台涡扇发动机3平行于地面，同时调整两台升力风扇发动机4的推力，保证无人机的飞行高度不变，直到翼身融合体机身1产生的气动升力等于无人机的自重力时，关闭两台升力风扇发动机4，无人机将水平飞行在预设高度；

阶段三：平飞

当无人机需要进行滚转运动时，调整左侧涡扇发动机3向上倾转且右侧涡扇发动机3向下倾转，或者调整左侧涡扇发动机3向下倾转且右侧涡扇发动机3向上倾转，可使无人机获得向左滚转力矩或向右滚转力矩，进而实现无人机的滚转运动；当无人机需要进行俯仰运动时，启动无人机前方的升力风扇发动机4，或者启动无人机后方的升力风扇发动机4，可使无人机获得仰升力矩或俯降力矩，进而实现无人机的俯仰运动；当无人机需要进行偏航运动时，调整左右两台涡扇发动机3的推力，使左右两台涡扇发动机3产生推力差，可使无人机获得左偏力矩或右偏力矩，进而实现无人机的偏航运动；

阶段四：平飞→空中悬停

在设定倾转角速度下调整两台涡扇发动机3的倾转角度，直至两台涡扇发动机3垂直于地面，同时启动升力风扇发动机4，调整两台升力风扇发动机4的推力，保证无人机的飞行高度不变，当左右两台涡扇发动机3和前后两台升力风扇发动机4产生的总推力等于无人机的自重力时，且直到无人机的飞行速度降为零，无人机将悬停在预设高度；

阶段五：空中悬停→垂直降落

控制左右两台涡扇发动机3和前后两台升力风扇发动机4产生的总推力逐渐降低，无人机在重力作用下逐渐下降，直到无人机完全降落在地面上，关闭左右两台涡扇发动机3和前后两台升力风扇发动机4，无人机完成垂直降落。

实施例中的方案并非用以限制本发明的专利保护范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均包含于本案的专利范围中。