本發(fā)明涉及無人飛機領域，特別是涉及一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機及控制方法。

背景技術：

尾坐式垂直起降無人機因其可以在狹小空間內實現起飛和降落，減少了對機場等起降條件的限制，具有巨大的應用前景。當前尾坐式無人機主要有以下幾種形式：一是采用四旋翼+固定翼的混合形式(如谷歌的快遞無人機)，這種布局方式無人機在起降過程中以四旋翼模式飛行，氣動舵面效率低，無人機由垂直飛行狀態(tài)向水平飛行狀態(tài)的飛行模態(tài)轉換控制難度大；二是采用大尺寸螺旋槳+固定翼的混合形式(如中航工業(yè)的vd200無人機、美國“鷗燕”艦載無人機)，這種布局形式無人機需要在機體前部安裝有大尺寸的螺旋槳，依靠螺旋槳轉動時產生的滑流增加無人機后部氣動舵面的效率，實現對無人機垂直起降飛行的控制，但滑流受發(fā)動機轉速和側風等因素的影響較大，無人機在垂直起降時氣動舵面極易失效；三是采用單涵道風扇+固定翼的混合形式(如美國v-bat無人機)，這種布局方式無人機主要依靠涵道后部的氣動舵面產生的控制力矩進行無人機垂直起降的控制，但無人機的單涵道會產生反扭力矩，在涵道體內必需安裝有平衡反扭力矩的導流片，導致涵道的氣動設計十分復雜；而且單涵道在機體后部，導致飛行器壓心過度靠后，使得無人機的靜穩(wěn)定度偏大，通常需要采用多片并聯舵面，以增加控制能力，增加了無人機的飛行阻力；此外，單涵道舵面產生的滾轉控制力臂較小，需要在無人機機體上增加副翼，進行水平飛行時的滾轉控制，增加了機體結構的復雜性和控制系統(tǒng)設計的難度。由于以上技術問題的限制，導致現有的尾坐式垂直起降無人機發(fā)展受到了極大限制，影響了其實際的工程應用。新概念的無人機氣動布局及控制方式是實現尾坐式無人機技術獲得突破的關鍵。

技術實現要素：

為了克服現有尾坐式垂直起降無人機普遍存在的舵面氣動效率低、垂直到水平飛行模態(tài)轉換控制復雜等問題，本發(fā)明提出了一種新概念尾坐式垂直起降無人機氣動布局和控制方法。該無人機機體采用大展弦比常規(guī)氣動布局，具有較大的升阻比。無人機機翼后部左右對稱安裝有兩個涵道風扇，兩個涵道的螺旋槳旋轉方向相反，無人機飛行時，兩個涵道產生的反扭力矩相互抵消，涵道內無需安裝導流片，簡化了涵道結構。通過調節(jié)兩個涵道在機身后部的位置，可以控制機體壓心在合理范圍內，減小了無人機的靜穩(wěn)定度，改善了無人機的操縱性能。兩側涵道產生的氣流對前部機翼有抽吸作用，能夠增加無人機的飛行升阻比。在涵道后部分別以“十”字形安裝有四片氣動舵面，由于涵道可產生穩(wěn)定的氣流，所以氣動舵面效率較高。另外涵道左右布置，使得涵道后部氣動舵面具有較大的控制力臂，所以機體上無需布置專門的氣動舵面，簡化了機體結構。當左右涵道水平舵面協(xié)同偏轉時，可產生俯仰控制力矩；差動偏轉時，可產生滾轉控制力矩。當涵道后部上下舵面協(xié)同偏轉時，可產生偏航控制力矩。因此，可實現該尾坐式無人機在狹小地域中的垂直起降。該無人機轉換到平飛狀態(tài)后，大展弦比機體可以產生較大的巡航升阻比，實現無人機長時間、遠距離飛行。

基于上述原理性描述，本發(fā)明的技術方案為：

所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機，其特征在于：包括中間機體、機翼和涵道；左涵道和右涵道通過涵道聯接桿左右對稱安裝于中間機體后部，左涵道和右涵道內安裝有螺旋槳發(fā)動機，左涵道和右涵道的螺旋槳旋轉方向相反；在左涵道和右涵道后部，各自以“十”字形安裝有四片氣動舵面；在左涵道和右涵道后部還安裝有尾部支撐架，尾部支撐架后端平齊，無人機能夠通過尾部支撐架以尾坐形式立于地面。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機，其特征在于：中間機體以及機翼上無氣動控制舵面。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機，其特征在于：左涵道和右涵道分別位于左機翼和右機翼后側，且涵道內發(fā)動機帶動螺旋槳旋轉時，能夠形成對機翼有抽吸作用的氣流。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機，其特征在于：螺旋槳發(fā)動機通過發(fā)動機支撐桿安裝在涵道中間，所述發(fā)動機支撐桿采用“十”字形安裝在涵道內，且發(fā)動機支撐桿桿體橫截面為翼型截面，用于減小阻力。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機，其特征在于：涵道螺旋槳采用變距螺旋槳，在垂直起降時采用小槳距，水平飛行時采用大槳距。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機，其特征在于：中間機體采用無尾布局；中間機體縱向截面為前端圓滑、后端成尖角形的翼型截面。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機，其特征在于：左涵道和右涵道形成環(huán)形機翼，能夠增加無人機航向穩(wěn)定性。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機，其特征在于：中間機體、左機翼、右機翼、左涵道、右涵道和尾部支撐架采用模塊化設計，能夠拆卸和組裝。

所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機的控制方法，其特征在于：

起飛前，無人機通過尾部支撐架以尾坐方式垂直立于地面；

起飛階段，通過左右涵道內發(fā)動機拉力將無人機帶離底面，且左右涵道內發(fā)動機螺旋槳旋轉方向相反；當無人機離地一定距離后，通過涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉產生低頭的俯仰控制力矩，實現飛機由垂直向水平飛行的模態(tài)轉換；

水平飛行階段，左右涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉時，產生俯仰控制力矩，差動偏轉時，產生滾轉控制力矩；左右涵道后部垂直舵面協(xié)同偏轉時，產生偏航控制力矩；

降落階段，通過涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉產生抬頭的俯仰控制力矩，實現飛機由水平飛行向垂直降落的模態(tài)轉換，當水平飛行速度為零后，控制螺旋槳轉速，逐漸降低飛行高度，直至通過尾部支撐架以尾坐方式垂直立于地面。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種利用涵道的尾坐式垂直起降無人機的控制方法，其特征在于：起飛階段和降落階段，涵道內發(fā)動機螺旋槳采用小槳距，水平飛行階段，涵道內發(fā)動機螺旋槳采用大槳距。

有益效果

本發(fā)明提出的尾坐式垂直起降無人機在機體后部左右對稱安裝兩個涵道風扇，在涵道后部形成穩(wěn)定的氣流，通過涵道后部氣動舵面的偏轉，可以產生俯仰、偏航和滾轉控制力矩，實現無人機的垂直起降，有效解決了當前尾坐式垂直起降無人機存在的舵面氣動效率低、垂直到水平飛行模態(tài)轉換控制復雜、機體結構復雜等問題，可以實現在狹小地域內的垂直起降和水平高效飛行。該尾坐式垂直起降無人機，機體結構可以方便快速進行拆卸和組裝，搭載不同功能載荷后，可以應用于電力巡線、資源勘測、環(huán)境保護、物流輸送等多種民用和軍用領域。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點從結合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機布局側視示意圖；

圖2：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機布局前視示意圖；

圖3：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機布局俯視示意圖；

圖4：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機分解示意圖；

其中：中間機體1、右機翼2、右涵道3、發(fā)動機支撐桿4、發(fā)動機5、涵道聯接桿6、螺旋槳7、尾部支撐架8、左涵道9、舵面10、左機翼11。

圖5：本發(fā)明一種尾坐式垂直起降無人機垂直起降過程示意圖。

具體實施方式

下面詳細描述本發(fā)明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“長度”、“寬度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內”、“外”、“順時針”、“逆時針”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明的限制。

請參閱圖1-圖5，圖1、圖2、圖3和圖4給出了本發(fā)明提出的尾坐式垂直起降無人機的一個實例。從圖中可以看出，本發(fā)明提出的尾坐式垂直起降無人機包括中間機體、機翼和涵道。左涵道9和右涵道3通過涵道聯接桿6對稱安裝在中間機體后部。左涵道9和右涵道3內安裝有螺旋槳發(fā)動機5，左涵道9和右涵道3的螺旋槳旋轉方向相反，因此左右涵道螺旋槳產生的反扭力矩大小相等，方向相反，可以相互抵消，涵道體內無需安裝抵消反扭力矩的導流片，同時也無需舵面差動偏轉來抵消反扭力矩。

螺旋槳發(fā)動機5通過發(fā)動機支撐桿4安裝在涵道中間，發(fā)動機支撐桿4采用“十”字形安裝在涵道內，且發(fā)動機支撐桿桿體橫截面為低阻翼型截面，用于減小阻力。

在左涵道9和右涵道3后部，各自以“十”字形安裝有四片氣動舵面，通過此種布局方式，當螺旋槳旋轉時可在涵道后部形成穩(wěn)定的氣流，氣動舵面10可以實現垂直起降以及水平飛行過程中的控制。而水平飛行時，左右涵道相當于環(huán)形機翼，也提高了無人機的航向穩(wěn)定性，因此中間機體以及左右機翼無需安裝氣動控制舵面，簡化了機體結構。

另外，左涵道9和右涵道3分別位于左機翼和右機翼后側，當涵道內發(fā)動機帶動螺旋槳旋轉時，能夠形成對機翼有抽吸作用的氣流，能夠增加機翼的升力。而中間機體采用無尾布局，其縱向截面為前端圓滑、后端成尖角形的翼型截面，使得中間機體自身也為升力體，提高了無人機整體的升阻比。

在左涵道9和右涵道3后部還安裝有尾部支撐架8，尾部支撐架后端平齊，無人機能夠通過尾部支撐架以尾坐形式立于地面。

為了便于使用，該尾坐式垂直起降無人機機體結構采用模塊化設計，中間機體、左機翼、右機翼、左涵道、右涵道和尾部支撐架都可以實現快速拆卸和組裝，方便根據不同任務載荷進行快速更換。

如圖5所示，該無人機的控制方法為：

起飛前，無人機通過尾部支撐架以尾坐方式垂直立于地面；

起飛階段，通過左右涵道內發(fā)動機拉力將無人機帶離底面，且左右涵道內發(fā)動機螺旋槳旋轉方向相反；當無人機離地一定距離后，通過涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉產生低頭的俯仰控制力矩，實現飛機由垂直向水平飛行的模態(tài)轉換；

水平飛行階段，左右涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉時，產生俯仰控制力矩，差動偏轉時，產生滾轉控制力矩；左右涵道后部垂直舵面協(xié)同偏轉時，產生偏航控制力矩；

降落階段，通過涵道后部水平舵面協(xié)同偏轉產生抬頭的俯仰控制力矩，實現飛機由水平飛行向垂直降落的模態(tài)轉換，當水平飛行速度為零后，控制螺旋槳轉速，逐漸降低飛行高度，直至通過尾部支撐架以尾坐方式垂直立于地面。

而在起飛階段和降落階段，涵道內發(fā)動機螺旋槳采用小槳距，水平飛行階段，涵道內發(fā)動機螺旋槳采用大槳距，提高涵道的氣動效率，增加無人機的飛行時間和巡航飛行距離。

盡管上面已經示出和描述了本發(fā)明的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本發(fā)明的限制，本領域的普通技術人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內可以對上述實施例進行變化、修改、替換和變型。