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 王鹏 于 2019-01-14 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种垂直起降无人机及其控制方法,涉及无人机领域。该无人机包括倾转支架；成对的旋翼支架,分别设置在所述倾转支架的两端；至少两个旋翼,所述至少两个旋翼分为两组,每组所述旋翼分别通过旋翼转轴可旋转地安装在成对的旋翼支架上；和升力翼,设置在所述倾转支架上,并相对于所述成对的旋翼支架所在的旋翼支架平面角度可调。该无人机控制方法包括在巡航过程中,调整所述升力翼与所述旋翼支架平面的角度,以便在所述升力翼保持基本水平的条件下,使所述旋翼支架平面与所述升力翼呈设定角度。本发明通过控制升力翼的倾转角度,减少无人机在巡航状态及起降过程中的死重,解决了现有技术中普遍存在的额外功耗过高的技术问题。(The invention discloses a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle and a control method thereof, and relates to the field of unmanned aerial vehicles. The unmanned aerial vehicle comprises a tilting bracket; the paired rotor wing brackets are respectively arranged at two ends of the tilting bracket; the rotor wing structure comprises at least two rotor wings, wherein the at least two rotor wings are divided into two groups, and each group of rotor wings are rotatably arranged on paired rotor wing brackets through rotor wing rotating shafts respectively; and the lift wings are arranged on the tilting supports and are adjustable relative to the plane angles of the rotor supports where the paired rotor supports are located. The unmanned aerial vehicle control method comprises the step of adjusting the angle between the lifting wing and the plane of the rotor wing bracket during cruising so as to enable the plane of the rotor wing bracket and the lifting wing to form a set angle under the condition that the lifting wing is kept basically horizontal. According to the invention, through controlling the tilting angle of the lifting wing, the dead weight of the unmanned aerial vehicle in the cruising state and the taking-off and landing processes is reduced, and the technical problem of overhigh extra power consumption commonly existing in the prior art is solved.)

一种垂直起降无人机及其控制方法

技术领域

本发明涉及无人机领域，尤其涉及一种垂直起降无人机及其控制方法。

背景技术

目前，无人机通过固定翼和多个旋翼的配合使用，可实现垂直起降(VTOL)的技术要求。在起飞、降落与悬停状态，由旋翼提供升力与姿态控制。而在巡航状态下，由固定翼提供升力来减少飞行系统的功耗，使无人机兼具高航程、可悬停与低起降条件等优点。相关技术中的垂直起降无人机具有两种典型结构：

第一种垂直起降无人机的固定翼与旋翼组件分别固定安装于无人机机体，由起降旋翼将无人机提升至一定高度后，关闭起降旋翼，通过固定翼及巡航动力源提供巡航飞行的升力与推力。这种垂直起降无人机的旋翼无倾转运动，具有较高的可靠性与低操作难度，但是无法避免死重(不参与工作的部件重量)对功耗的不利影响。具体而言：在巡航状态下，旋翼不参与工作，而且会影响无人机的气动布局，产生额外的空气阻力。而在垂直起降与悬停状态，固定翼是死重，会大幅增加系统功耗。

第二种垂直起降无人机通过在固定翼上设置具有一定倾转能力的旋翼，在起降及悬停状态时，使旋翼在水平面旋转以提供向上的动力；而在巡航状态，控制旋翼向无人机飞行方向倾转，使旋翼在竖直面旋转以提供向前的动力。这种结构的垂直起降无人机通过对每个旋翼倾转角度进行控制，使无人机无额外死重；但是在巡航平飞状态下需要通过尾翼进行姿态控制，而在垂直起降时，固定翼会产生较大的迎风阻力，导致无人机起飞重量大而负载能力不足，并且控制旋翼倾转的机械结构复杂，可靠性低，制造成本较高。

发明内容

本发明的至少一个目的是提出一种垂直起降无人机及其控制方法，解决了现有技术中无人机无效功耗占比大、控制难度高的技术问题。本发明提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

一种垂直起降无人机，其特征在于，包括：

倾转支架；

成对的旋翼支架，分别设置在所述倾转支架的两端；

至少两个旋翼，所述至少两个旋翼分为两组，每组所述旋翼分别通过旋翼转轴可旋转地安装在成对的旋翼支架上；和

升力翼，设置在所述倾转支架上，并相对于所述成对的旋翼支架所在的旋翼支架平面角度可调。

在一些实施例中，所述旋翼包括两个旋翼，分别安装在所述旋翼支架的两端。

在一些实施例中，所述倾转支架包括沿所述升力翼的长度方向设置的转轴，所述升力翼能够相对于所述转轴旋转预设角度。

在一些实施例中，所述转轴的轴线位于与所述升力翼的长度方向垂直的平面内。

在一些实施例中，所述升力翼为平直翼。

在一些实施例中，所述升力翼的气动中心位于所述倾转支架的转轴的轴线上。

在一些实施例中，所述升力翼为后掠翼型的飞翼。

在一些实施例中，所述倾转支架的转轴的轴线经过所述升力翼翼型前缘与气动中心之间。

在一些实施例中，无人机还包括：

副翼，设置在所述升力翼的翼型后缘，且所述副翼的舵面相对于升力翼可偏转。

在一些实施例中，无人机还包括：

升力翼驱动机构，用于驱动所述升力翼相对于所述旋翼支架旋转，以改变所述升力翼与所述旋翼支架平面之间的角度。

在一些实施例中，无人机还包括：

控制器，与所述升力翼驱动装置和所述旋翼的驱动机构通信连接，用于根据无人机的飞行状态及环境因素，控制所述升力翼驱动机构调节所述升力翼的角度，并控制所述旋翼的驱动机构调节所述旋翼的转速。

在一些实施例中，无人机还包括：

无线遥控器，与所述控制器无线通信连接，用于向所述控制器发送控制指令，以便所述控制器根据所述控制指令对所述升力翼的角度和所述旋翼的转速进行控制。

在一些实施例中，所述旋翼转轴相对于所述旋翼支架的角度可调。

本发明还提供了一种根据上述垂直起降无人机的控制方法，其特征在于，包括：

在巡航过程中，调整所述升力翼与所述旋翼支架平面的角度，以便在所述升力翼保持基本水平的条件下，使所述旋翼支架平面与所述升力翼呈设定角度。

在一些实施例中，所述控制方法还包括：

在所述无人机的起飞过程和/或落地过程中，如果本地风速超过预设风速阈值，则调整升力翼，以使所述升力翼保持水平状态，否则将所述升力翼保持在竖直状态。

在一些实施例中，所述控制方法还包括：

在所述无人机起飞之后，控制所述旋翼的转速，为所述旋翼支架平面提供相对于水平面的俯仰力矩，使所述旋翼支架平面相对于水平面发生偏转并达到设定角度；

在所述旋翼支架平面与水平面间的夹角达到设定角度后，控制所述旋翼的转速，使所述旋翼支架平面维持在设定角度。

在一些实施例中，所述控制方法还包括：

在所述无人机落地之前，控制所述旋翼的转速，为所述旋翼支架平面提供相对于水平面的俯仰力矩，使所述旋翼支架平面相对于水平面发生偏转并达到基本水平；

在所述旋翼支架平面达到基本水平后，控制所述旋翼的转速，使所述旋翼支架平面保持基本水平。

基于上述技术方案，本发明提供的无人机实施例至少可以产生如下技术效果：在巡航状态下，控制升力翼绕倾转支架倾转，使升力翼保持基本水平，并与旋翼支架平面保持在设定的夹角上，使升力翼提供部分升力，降低无人机功耗；而在起降的过程中，将升力翼旋转至竖直方向，减少无人机总体空气阻力，提高能量利用率。

本发明提供的无人机控制方法实施例除过相应地具有上述的有益效果外，还具有以下技术效果：在巡航状态下，根据无人机巡航速度和当地风速确定升力翼与旋翼支架平面之间的偏转角度，使升力翼能够尽可能地为无人机提供升力，降低总体功耗；而当无人机起降过程中，根据风力状况控制升力翼的角度，如在风速大于设定阈值时，调整升力翼呈水平状态，以减少横风对无人机稳定性的影响，避免偏离航线。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明无人机一个实施例等轴侧结构示意图；

图2为图1所示实施例俯视角度示意图；

图3为图1所示实施例正视角度示意图；

图4为图1所示实施例垂直起降状态示意图；

图5为图1所示实施例巡航状态示意图；

图6为图1所示实施例巡航状态前飞侧视角度示意图；

图7为本发明另一实施例俯视角度示意图；

图8为图7所示实施例侧视角度示意图；

图9为图7所示实施例垂直起降状态示意图；

图10为图7所示实施例巡航状态示意图；

图11为图7所示实施例巡航状态侧视角度示意图；

图12为本发明再一实施例俯视角度示意图；

图13为图12所示实施例巡航状态示意图；

图14为图12所示实施例垂直起降状态示意图；

附图标记：1、旋翼；2、升力翼；3、旋翼支架；4、倾转支架；5、旋翼转轴；6、副翼。

具体实施方式

下面可以参照附图以及文字内容理解本发明的内容以及本发明与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本发明的一些可选实施例的方式，对本发明的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。

需要说明的是：本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本发明的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓：可以将本发明提供的任一技术手段进行替换或将本发明提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。

本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本发明的保护范围，本发明的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本发明提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。

如图1-4所示为本发明的一个实施例，一种垂直起降无人机，包括倾转支架；成对的旋翼支架，分别设置在所述倾转支架的两端；至少两个旋翼，所述至少两个旋翼分为两组，每组所述旋翼分别通过旋翼转轴可旋转地安装在成对的旋翼支架上；和升力翼，设置在所述倾转支架上，并相对于所述成对的旋翼支架所在的旋翼支架平面角度可调。

所述升力翼2是指在无人机前飞过程中，能够通过升力翼上下气流压差产生升力的翼型横截面形状。典型的升力翼型具有来流方向更长的上翼面与更短的下翼面，通过气流经过升力翼上下面时所具有速度差而产生压力差，以此提供前飞过程中的升力。此外本发明中升力翼还可以采取其他种类的升力翼型结构，以提供无人机前飞过程中的升力。

本实施例中成对的旋翼支架3分别设置在所述倾转支架4的两端，并一同构成旋翼支架平面，并且所述至少两个旋翼1与所述旋翼支架平面基本平行，保证了绕倾转支架4的升力翼2在倾转过程中并不会影响到无人机其他组件的相对位置关系，使无人机整体更易操控，稳定性更高。此外，所述旋翼支架3之间可以引入其他支架用以连接两个旋翼支架，以增强无人机结构的稳定性；还可以引入起落架等框架结构，以增强无人机适应不同地面环境的能力。

所述每组所述旋翼包括两个旋翼，分别安装在所述旋翼支架的两端，以更好地实现无人机的控制。实际上，旋翼1的数量只需大于两个，并且其提供动力可使无人机整体保持基本稳定即可。例如：旋翼1的数量可以选择为六个，分为两组后，每组的三个旋翼可分别位于所述旋翼支架3的两端与中点；旋翼1的数量也可以为奇数个，例如可以选择为三个，分为两组后，只需保证其中一组的两个旋翼对无人机的升力与力矩与另一组单个旋翼的升力与力矩相应保持一致即可。

如图5、图6所示为上述实施例巡航状态的示意图，此时所述倾转支架包括沿所述升力翼的长度方向设置的转轴，所述升力翼能够相对于所述转轴旋转预设角度。

在巡航状态下，通过旋转升力翼2，使升力翼2保持基本水平的前提下与旋翼支架平面保持在一个设定的角度。此时旋翼1能够提供无人机部分升力以及前进的动力，而升力翼2在有一定平飞速度的情况下，能够为无人机提供另一部分升力，有效降低旋翼的功耗，使无人机具有更长的航程。此外，升力翼2可在转轴的限制下改变俯仰角度，在不影响旋翼动力的情况下，辅助无人机完成爬升或下降的技术动作。而在起飞或落地过程中，可以控制升力翼2倾转至竖直方向，降低升力翼2在无人机竖直方向飞行过程中产生的额外阻力与干扰，使无人机的起降过程更迅捷、更平稳。

相应的，倾转支架也可包括沿所述升力翼的宽度方向设置的转轴，通过合理设置升力翼2与旋翼所在平面之间的夹角，在巡航状态下升力翼2同样能产生部分升力以降低无人机的功耗；此外，以上述方式设置的升力翼2还可以通过其倾转作用，使无人机在空中较快转向，以适应复杂飞行环境的任务。

为了达到较好的控制效果，升力翼2可选为平直翼，此时为了使无人机在控制升力翼2旋转的时候不受空气动力的影响而失去平衡，倾转支架应与所述升力翼气动中心所在的直线重合。所述气动中心是指：当翼型迎角改变时，翼型所受到的空气动力对于此点的合力矩不变，那么这一点就称为该翼型在当前雷诺数下的气动中心，又称作焦点。而所述气动中心所在的直线是翼型全部横截面气动中心的连线，当升力翼为平直翼时，此连线为直线，此时使倾转支架4与该连线重合能够使升力翼在任何角度下都能保证无人机整体所受空气动力不偏移多个旋翼的中心，从而控制无人机整体平衡。

如图7-11所示的另一实施例，其中升力翼也可以为后掠翼型的飞翼。与平直翼不同，后掠翼型飞翼结构的升力翼的各横截面重心连线并非直线，此时倾转支架4应经过所述升力翼2对称轴处翼型前缘与气动中心之间，以获得更佳的控制效果与飞行稳定性。与平直翼相比，采取后掠翼飞翼构型的升力翼具有更小的气动阻力，更大的升力以及更高的结构强度，使无人机在前飞过程中，在相同的速度下能够获得更大的升力，因此旋翼所在的平面与水平面之间能够保持在更大的夹角下，以获得更高的飞行速度，这将进一步降低了无人机功耗，并提供更高额度的负载重量。

如图12-14所示的再一实施例，其中无人机还包括：副翼，设置在所述升力翼的翼型后缘，且所述副翼的舵面相对于升力翼可偏转，能够为无人机提供旋转、翻滚或者俯仰力矩。例如所述副翼有两个，并分别对称地铰接在升力翼2后缘的左右两侧，当无人机需要转向时，只需抬起其中一侧的副翼6，就可以在全部旋翼1动力不做调整的情况下完成无人机的快速转向；而当无人机要完成俯仰角度变化或是翻滚动作时，只需同时抬起左右两侧的副翼6，并控制其相对于升力翼2偏转的角度即可在不改变旋翼1动力的情况下改变无人机的飞行姿态。

为了更好地控制无人机的飞行姿态，所述无人机还包括：升力翼驱动机构，用于驱动所述升力翼相对于所述旋翼支架旋转，以改变所述升力翼与所述旋翼支架平面之间的夹角，并使升力翼保持在一个特定的旋转角度上。在整个飞行过程中，可以通过升力翼驱动机构正向与反向驱动，方便地完成升力翼向不同方向旋转的任务。

在一些实施例中，为了驱动所述升力翼2相对于所述旋翼支架3旋转，所述升力翼驱动机构可以被配置为使所述升力翼2相对于所述倾转支架4旋转。使所述倾转支架4沿长度方向铰接于所述升力翼2，并与所述旋翼支架3固定连接，即可通过所述升力翼2相对于所述倾转支架4的旋转运动，完成所述升力翼2相对于所述旋翼支架平面的角度可调。

为实现所述倾转支架4与所述升力翼2的铰接，所述升力翼2可以内部设置通孔，以使所述倾转支架4以通轴的形式与所述升力翼2可转动地连接；所述升力翼2靠近于所述旋翼支架3的两个侧面也可以设置一对盲孔，以使所述倾转支架4以一对短轴的形式与所述升力翼2可转动连接。进一步的，所述升力翼驱动机构可以采用独立的转动装置，例如转动电机，设置于所述升力翼2的内部，以尽可能降低空气阻力并保证无人机的平衡。

相应地，在另外一些实施例中，所述升力翼驱动机构也可以被配置为使所述倾转支架4相对于所述旋翼支架3旋转。此时，所述倾转支架4与所述升力翼2固定设置，而与所述旋翼支架3铰接，以实现所述升力翼2相对于所述旋翼支架平面的角度可调。所述倾转支架4与所述升力翼2可通过一体化成型工艺或固定连接的方式彼此固定设置。进一步的，由于发生倾转运动的区域位于所述倾转支架4与所述旋翼支架3之间，靠近于所述旋翼1，因此所述升力翼驱动机构可以从所述旋翼1的相关运动组件中获取动力，实现所述倾转支架4与所述旋翼支架3之间的旋转运动，以简化无人机的运动机构并减少结构重量。

此外，为了实现对不同风力条件的适应，本发明实施例中还包括控制器，与所述升力翼驱动装置和所述旋翼的驱动机构通信连接，用于根据无人机的飞行状态及环境因素，控制所述升力翼驱动机构调节所述升力翼的角度，并控制所述旋翼的驱动机构调节所述旋翼的转速。

为了实现认为远程通信与控制，本发明实施例中还包括无线遥控器，与所述控制器无线通信连接，用于向所述控制器发送控制指令，以便所述控制器根据所述控制指令对所述升力翼的角度和所述旋翼的转速进行控制。

为了更加直接，更加快捷地控制无人机姿态，本发明实施例中所述旋翼转轴相对于所述旋翼支架的角度可调。可调方向的旋翼转轴5可大大加强无人机的操控性，配合以可倾转的升力翼2以及可相对于升力翼翻转的副翼6，使无人机能够在较小的回转半径下实现转向运动，增强无人机对复杂空域环境的适应能力。

在一些实施例中，无人机的多个所述旋翼1分别由对应的电机驱动。此时，为实现所述旋翼转轴5相对于所述旋翼支架3的角度可调，可以使电机相对于所述旋翼支架3角度可调，进而带动在所述电机上设置的旋翼转轴5；也可以使所述电机相对于所述旋翼支架3角度固定，而使所述旋翼转轴5相对于所述电机角度可调，以实现对所述旋翼1提供动力方向的控制。本发明还提供了一种垂直起降无人机控制方法，所述控制方法包括：

在巡航过程中，调整所述升力翼与所述旋翼支架平面的角度，以便在所述升力翼保持基本水平的条件下，使所述旋翼支架平面与所述升力翼呈设定角度。

在所述无人机的起飞过程和/或落地过程中，如果本地风速超过预设风速阈值，则调整升力翼，以使所述升力翼保持水平状态，否则将所述升力翼保持在竖直状态。

在所述无人机起飞之后，控制所述旋翼1的转速，为所述旋翼支架平面提供相对于水平面的俯仰力矩，使所述旋翼支架平面相对于水平面发生偏转并达到设定角度；

在所述旋翼支架平面与水平面间的夹角达到设定角度后，控制所述旋翼1的转速，使所述旋翼支架平面维持在设定角度。

在所述无人机落地之前，控制所述旋翼1的转速，为所述旋翼支架平面提供相对于水平面的俯仰力矩，使所述旋翼支架平面相对于水平面发生偏转并达到基本水平；

在所述旋翼支架平面达到基本水平后，控制所述旋翼1的转速，使所述旋翼支架平面保持基本水平。

在无人机的整个飞行周期中，控制器以200～400hz的频率向旋翼的驱动器发送转速指令，不断的调整各个驱动器的转速，并由旋翼的转速差产生的力矩稳定飞行姿态。并且在旋翼支架平面达到设定角度后，控制器继续控制旋翼的驱动器，使旋翼各自具有特定的转速，以使无人机维持在特定的飞行姿态下。

例如无人机起飞后，在控制所述旋翼支架平面的俯仰角从0°到低头30°的变化过程中，首先控制沿飞行方向靠后的旋翼转速变大，同时靠前的旋翼转速变小，以产生无人机低头的俯仰力矩。俯仰力矩使得无人机开始具有角加速度，而随着角速度不断变大并达到设定值后，角速度便逐渐减小，并在无人机俯仰角接近30°时，由控制器控制旋翼的驱动器产生反向的俯仰力矩，减小角速度到0并使所述旋翼支架平面保持在30°姿态角下。而无人机的降落过程则与所述起飞过程的控制方式相对应，通过控制所述旋翼的转速来调整无人机的俯仰姿态变化。

上述无人机控制方法只通过改变旋翼的转速以及升力翼的倾转即可达到，操作过程简单可靠；并且在无人机飞行的全过程中均有效减少死重，使无人机的功耗显著降低；还能能根据当地的风力条件改变升力翼的倾转角度，以减少在起降过程中横向侧风对无人机的干扰。此外，无人机整体俯仰、转向与翻滚动作则可以通过调整副翼角度，调整旋翼转轴的角度比较方便的实现，提高了无人机适应复杂飞行环境的能力。

同时，上述本发明如果公开或涉及了互相固定连接的零部件或结构件，那么，除另有声明外，固定连接可以理解为：能够拆卸地固定连接(例如使用螺栓或螺钉连接)，也可以理解为：不可拆卸的固定连接(例如铆接、焊接)，当然，互相固定连接也可以为一体式结构(例如使用铸造工艺一体成形制造出来)所取代(明显无法采用一体成形工艺除外)。

另外，上述本发明公开的任一技术方案中所应用的用于表示位置关系或形状的术语除另有声明外其含义包括与其近似、类似或接近的状态或形状。本发明提供的任一部件既可以是由多个单独的组成部分组装而成，也可以为一体成形工艺制造出来的单独部件。

在本发明的描述中如果使用了术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等，那么上述术语指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备、机构、部件或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。