專利名稱：一種旋定翼復合式飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實用新型涉及一種飛行器，尤其涉及一種旋定翼復合式飛行器，屬于航空航天技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
1.國外研究背景 MIT研究的Draper小型自動飛行器(Draper Small Autonomous AerialVehicle，or DSAAV)。機身長1514毫米，旋翼直徑1455毫米，Draper是通過無線電遙控控制，Draper上的設(shè)備主要有差分GPS，六自由度的慣性測量單元，兩軸的磁羅盤，超聲高度聲納等傳感器，系統(tǒng)同時使用了卡爾曼過濾器提高導航的精度，并改善系統(tǒng)的可靠性以及容錯能力。
德國等國家聯(lián)合研制的Seamos海上偵察無人駕駛直升機。其機上采用共軸反轉(zhuǎn)雙槳葉雙旋翼系統(tǒng)，由渦輪發(fā)動機驅(qū)動。其機長2.85米任務(wù)載荷有海上監(jiān)視雷達、紅外探測儀、電子對抗設(shè)備等，負載重量最大可達150公斤。該機采用先進的數(shù)字航空電子設(shè)備，以及INS/GPS等系統(tǒng)實現(xiàn)自主飛行。
TAG公司推出全復合材料機體無人直升機。TAG-M65和TAG-M80無人機的有效載荷能力20千克、續(xù)航時間8小時，故可攜帶監(jiān)視、通信、傳感器、干擾或其他幾十種有效載荷，在近800千米距離內(nèi)遙控或自主完成各項任務(wù)。AG-M80正在全速生產(chǎn)，也可提供民用和商用其他改型，如執(zhí)法、檢查服務(wù)、公共巡邏、農(nóng)業(yè)查看以及攝影與媒體應(yīng)用。
上面介紹的三種飛行器前飛速度較慢，而且載荷較小，抗風能力差。
V-22等傾轉(zhuǎn)旋翼飛機既具備直升機特有的“樹梢高度”的機動性和垂直起落帶來的戰(zhàn)術(shù)使用上的靈活性，又具備固定翼螺旋槳飛機的速度和航程。然而，對于這種飛機，渦流環(huán)是一個大得多的問題。直升機在下降過程中旋翼和氣流的相對速度減小，旋翼的氣動效率下降。當直升機下降速度過快，旋翼進入自己的下洗氣流時，旋翼產(chǎn)生的升力會驟然減小，好像汽車輪子打滑一樣。這時，加大旋翼功率也不頂用，直升機會不可控制地急速下滑。有時可以不是一路下滑，而是劇烈地起伏，發(fā)動機功率保持不變，旋翼升力變化可以達到正負30％以上。如果有一定的高度的話，應(yīng)該減小旋翼功率，并設(shè)法壓機頭以獲取一定的前進速度，改出渦流環(huán)狀態(tài)。但直升機大多是在降落過程中進入渦流環(huán)狀態(tài)的，所以很少有成功改出的。不同的直升機和大氣狀況有不同的進入渦流環(huán)的下降速度，但若是下降過快，所有直升機都可能進入渦流環(huán)狀態(tài)。MV-22可以將發(fā)動機前傾，增加前進速度，可以相對容易地改出渦流環(huán)狀態(tài)。但MV-22的問題出在橫列雙槳布局上，往往一側(cè)進入渦流環(huán)，或兩側(cè)進入渦流環(huán)的程度不均勻，導致不可控橫滾。橫滾使得上抬的一側(cè)脫離渦流環(huán)，而下沉的一層更深地進入渦流環(huán)，進一步加劇了兩側(cè)升力的不均勻，最終導致傾覆和墜毀。MV-22的機翼在急速下降時，在機翼上方形成低壓區(qū)，也對誘發(fā)渦流環(huán)有不利影響。即使是輕度的不對稱的渦流環(huán)，兩側(cè)發(fā)動機的升力也可能不同步(out of phase)，造成不可控的橫滾。兩側(cè)不對稱的渦流環(huán)可以由強烈的局部氣流引起，也可以由附近別的直升機的下洗氣流引起，這對MV-22以密集隊形在兩棲攻擊艦甲板和登陸場起降很不利。
這種飛行器可以垂直升降、懸停，高速前飛，而且有效載荷大。但是在下降時容易造成渦流環(huán)現(xiàn)象。
“蜻蜓”無人機計劃由美國防高級研究計劃局(DARPA)提出，波音公司負責研制樣機，這種復合式飛機稱之為鴨式旋翼/機翼(CanardRotor/Wing，CRW)無人機，“蜻蜓”設(shè)計有類似直升機的寬旋翼，當飛機起飛降落時旋翼就是無人機上的螺旋槳，當飛機平飛時，旋翼被鎖定在機身上，它就成為固定機翼，從而使飛機既具有直升機一樣的垂直起降和空中懸停能力，又能像固定翼飛機那樣高速巡航飛行，這種設(shè)計不僅融合了兩種不同種類飛機的飛行性能，提高了各自的飛行包線，而且還具有較低的信號特征值和很好的高速飛行生存性。
1998年，DARPA/波音共同出資研制2架基于CRW的無人機“蜻蜓”。然而，兩架都已經(jīng)失事了。
位于加利福尼亞州蒙羅維亞(Monrovia)的航空環(huán)境公司(AeroVironment)和美國空間研究室(AFRL)正研制一種名為SkyTote的新型無人機。所研究的SkyTote可垂直起落、懸停和高速前飛，并可在懸停和前飛狀態(tài)之間互相轉(zhuǎn)換的UAV設(shè)計，目前尚未作為裝備型號、要求其達到某種確定的性能指標。該機采用共軸反轉(zhuǎn)槳葉，起落和懸停時如同直升機的旋翼一樣產(chǎn)生升力，而平飛時則產(chǎn)生拉力，此時升力由機翼提供。
SkyTote的最大前飛速度可達200海里/小時(370千米/小時)，而直升機通常只能達到100～105海里/小時(185～194千米/小時)。該機重208磅(94.3千克)，采用1臺無人機發(fā)動機有限公司(UAV Engine)功率38.22千瓦的發(fā)動機，全機較大的功重比使其飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計難度降低，飛行包線也較大。該機可自主飛行，大多數(shù)試飛也將是自主的，但在必要時可由1名駕駛員遙控。但是，這種飛行器在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中機翼前撲，迎角過大，容易造成不必要的側(cè)滑和滾轉(zhuǎn)。
2.國內(nèi)研究背景 重慶造無人直升機發(fā)動機采用52cc雙缸；燃料/油箱汽油/4升；機長1.5米，機高0.56米；主旋翼直徑1.8米；尾旋翼直徑0.34米；續(xù)航時間60～120分鐘(可根據(jù)需要加裝油箱)；巡航速度100公里/小時；空重10公斤。該機只進行過遙控飛行。
北京航空航天大學研制的“海鷗”垂直起降無人機是一種共軸反槳式多用途小型無人駕駛直升機。該機結(jié)構(gòu)緊湊，可在較小的陸地和甲板上起飛和降落，陸地和海上運載方便。該機機體為軸對稱橢球體，無尾翼。機上有兩組轉(zhuǎn)向相反的旋翼，產(chǎn)生的扭矩相互平衡。飛行中氣流對稱，懸停和中速飛行效率高，易于操縱，不存在來自尾槳的故障率。
該機起飛重量350公斤，載荷50-100公斤，升限3000米，最大平飛速度132千米/小時，作戰(zhàn)半徑50千米，旋翼直徑4.8米，發(fā)動機功率100馬力。這種無人直升機已經(jīng)過試驗驗證，并且完成了50千米的超視距自動控制飛行，能夠?qū)崿F(xiàn)自動駕駛、自穩(wěn)定。
南京航空航天大學的“翔鳥”無人直升機，它的旋翼直徑7.07米，升限達到3000千米，巡航速度每小時150公里，有效載重是50公斤，續(xù)航時間四個小時。其實現(xiàn)的是陀螺增穩(wěn)(阻尼)，采用遙控形式，仍然沒有實現(xiàn)自主飛行。
總結(jié)上述介紹的各種無人飛行器看出，無人直升機普遍存在的問題是前飛速度慢，有效載荷較小，而且續(xù)航航程短，而且在抗風能力上也存在著不足。同時，我們也發(fā)現(xiàn)，目前國內(nèi)無人飛行器的研究水平要比美國等國在技術(shù)上存在著一定的差距。其主要表現(xiàn)在美國等國已經(jīng)在提高無人飛行器綜合性能上做出了重大的進步。比如SkyTote的研究已經(jīng)突破了傳統(tǒng)無人飛行器的設(shè)計思路。通過一些建模和控制方案等技術(shù)的改進，使得無人飛行器的穩(wěn)定性、機動性、飛行速度和航程等指標都有顯著提高。
3、無人飛行器建模與控制 目前，已經(jīng)有許多無人飛行器的研究工作，主要有基于非線性建模的等級控制方法；基于線性建模的多環(huán)控制；基于非線性建模的自適應(yīng)控制；基于辨識技術(shù)的非線性建模。
加州大學伯克利分校研究者在飛行器盤旋階段設(shè)計一個有效的線性時變模型。通過試驗獲得系統(tǒng)的響應(yīng)數(shù)據(jù)，并利用時間域分析方法，得到一個線性定常系統(tǒng)。用所得到的模型設(shè)計了一個反饋控制，具有多環(huán)的單輸入單輸出控制結(jié)構(gòu)(忽略了系統(tǒng)各通道之間的耦合性)，包括內(nèi)環(huán)姿態(tài)反饋控制、中環(huán)速度反饋控制和外環(huán)位置反饋控制。這種方法的好處是結(jié)構(gòu)簡單，可直接進行設(shè)計過程，而且計算負荷小。我們知道無人直升機是一個很難進行辨識的系統(tǒng)，由于其不穩(wěn)定性、強非線性、時變性、多輸入多輸出(而且是相互耦合的)的特性，模型隨著飛行模態(tài)的變換而改變，如盤旋、前飛模態(tài)等。而且由于機械振動使得傳感器的測量值受到了很大的影響，直接應(yīng)用傳感器會造成很大的誤差。另外，忽略耦合的方法會引起整個閉環(huán)系統(tǒng)不穩(wěn)定。
研究者對于無人飛行器設(shè)計了非線性模型預(yù)測跟蹤控制方案。在輸入和狀態(tài)受約束的條件下，利用這種方法進行路徑規(guī)劃，進行輸出跟蹤，并利用梯度下降法實現(xiàn)一個在線最優(yōu)化控制器。所設(shè)計的非線性模型預(yù)測跟蹤控制器要比通常的多環(huán)比例微分控制器具有更好的軌跡跟蹤能力，尤其是當非線性和耦合在飛行動態(tài)中起主導作用時。對于參數(shù)不確定性具有更好的魯棒性，并且輸入飽和控制很容易被融入其中，這種算法更有實用性。當目標函數(shù)包含可能的移動障礙或者介質(zhì)的狀態(tài)信息時，這種方法能夠在短時間內(nèi)解決軌跡規(guī)劃和控制問題。這包括對飛行器軌跡的產(chǎn)生和管理求解，這些是在各種不確定性和環(huán)境影響的條件下進行操作的。同時，這種方法的計算負荷也比較小，因此可以對自主控制的飛行器進行實時的應(yīng)用。但是這種飛行器前飛速度較慢，而且要求飛行器的運動軌跡不能變換太大。
提供了一個可以垂直升降、懸停、快速前飛的無人飛行器的構(gòu)造思想和飛行研制結(jié)果的介紹，并沒有給出具體建模的方法，而且由于其固定翼大范圍的迎角變化，容易產(chǎn)生不必要的滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑。從研究的進展來看，目前的難點是飛行器懸停與前飛切換快速過渡階段的建模與控制，其解決方案既要滿足快速過渡，又要保持很強的穩(wěn)定性和魯棒性。這種具有綜合優(yōu)秀性能的飛行器設(shè)計正是當前研究的趨勢。
直升機或者固定翼飛機由于其自身動力學結(jié)構(gòu)和控制方法的限制，很難具有全面的優(yōu)良特性。具有多模式快速轉(zhuǎn)換飛行能力的飛行器是當前研究的熱點和難點問題，這也成為飛行器建模和控制的新概念。在這種新概念下，可垂直起降、懸停和高速前飛，并可在懸停和前飛狀態(tài)之間互相轉(zhuǎn)換的飛行器設(shè)計對于實現(xiàn)優(yōu)良特性具有重要的推動作用。目前，實現(xiàn)上述目標有兩種方案1)改變機翼外形的辦法，如采用輔助動力伸縮機翼或傾轉(zhuǎn)旋翼；2)采用控制方法，升力在旋翼和固定翼之間切換提供，不傾轉(zhuǎn)旋翼和固定翼。第一種方案輔助了另外的機械結(jié)構(gòu)，控制復雜很難實現(xiàn)，容易造成渦流環(huán)現(xiàn)象。第二種方法相對于前者結(jié)構(gòu)簡單，具有廣泛的實用價值。目前美國正在大力致力于這方面的研究，但是由于模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，固定翼大范圍的迎角變化，容易產(chǎn)生不必要的滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑。
4、飛行器姿態(tài)控制及軌跡跟蹤 飛行器軌跡跟蹤控制中，控制的難點在于飛行器本身是非線性非最小相位的。美國的NASA對這方面理論和技術(shù)問題給予了更多的關(guān)注和支持。傳統(tǒng)的控制方案是在局部范圍內(nèi)用最小相位系統(tǒng)來逼近原有的非最小相位系統(tǒng)。這種控制方案魯棒性較差。采用動態(tài)逆的方法進行飛行控制。這種控制方法要求被跟蹤軌跡是由給定的一個外部子系統(tǒng)產(chǎn)生，而且軌跡動態(tài)模型的特征根在虛上。這限制了被跟蹤軌跡的機動性。
綜上所述，飛行姿態(tài)(非線性非最小相位系統(tǒng))控制的研究仍然具有重要的學術(shù)價值和實際應(yīng)用價值。

發(fā)明內(nèi)容
1、目的本實用新型的目的是提供一種旋定翼復合式飛行器及其設(shè)計的方法，它克服了現(xiàn)有技術(shù)的不足，既能保證飛行器能夠垂直起降，又能使其高速前飛，兩者交互進行，互不沖突。
2、技術(shù)方案 1)本實用新型是一種旋定翼復合式飛行器，該飛行器的轉(zhuǎn)換過程如圖1所示。
該飛行器由共軸反槳、反向傳動裝置、發(fā)動機輸出軸、帶起動發(fā)電機的發(fā)動機、機翼、尾部槳葉、著陸架、涵道、舵機、整流片、機身、電機、電機驅(qū)動軸、機翼小迎角控制機構(gòu)、副翼舵面、尾翼舵面組成。共軸反槳位于該飛行器上端部，它與發(fā)動機輸出軸相連；反向傳動裝置安裝在共軸反槳之間；電機與電機驅(qū)動軸連接，由發(fā)動機的起動發(fā)電機供電；機翼位于飛行器中部兩側(cè)，與機身連接；尾部槳葉位于飛行器下部，它被安裝在電機驅(qū)動軸下端部；著陸架位于機身下端部并與之固接；涵道與著陸架連接；整流片安裝在涵道內(nèi)、與舵機連接；機翼小迎角控制機構(gòu)安裝在機翼上。副翼舵面、尾翼舵面分別安裝在機翼和尾部涵道上。
所述共軸反槳，是由上螺旋槳和下螺旋槳組成，上螺旋槳安裝在發(fā)動機輸出軸上端部，下螺旋槳安裝在反向傳動裝置的外連接架上。
所述反向傳動裝置，是由內(nèi)、外連接架和齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)組成，內(nèi)、外連接架安裝在發(fā)動機輸出軸上，齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)安裝在外連接架內(nèi)；其中，齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)是由齒輪架、正向輸出齒輪、四個增速齒輪、增速上齒輪、增速下齒輪、增速齒輪軸組成，它們互相嚙合，起反向傳動作用。
所述發(fā)動機輸出軸是一根直徑不等的多臺階軸，上螺旋槳、內(nèi)、外連接架、發(fā)動機都安裝在發(fā)動機輸出軸上。尾部槳葉安裝在電機驅(qū)動軸上，由電機驅(qū)動，動力來源于發(fā)動機配置的起動發(fā)電機。發(fā)動機規(guī)格為35KW全鋁活塞發(fā)動機； 所述電機是該飛行器尾部槳葉的動力來源，其型號規(guī)格是6KW起動發(fā)電機及直流無刷電機； 所述機翼的斷面形狀是對稱翼型(NACA0212)；它位于飛行器中部兩側(cè)與機身連接。
所述尾部槳葉是三片扇葉，它安裝在電機驅(qū)動軸下端部，被涵道包圍；它轉(zhuǎn)動時，產(chǎn)生向后的力，通過俯仰舵機和偏航舵機分別控制俯仰控制整流片和偏航控制整流片產(chǎn)生俯仰和偏航力矩； 所述著陸架是鋼結(jié)構(gòu)支架，它有四個支腳，連接在機身下部，供飛行器著陸用。
所述涵道是圓筒形構(gòu)件，它與著陸架固接在飛行器底部； 所述整流片是由俯仰控制整流片和偏航控制整流片組成，它們安裝在涵道內(nèi)，受受俯仰舵機和偏航舵機操控偏轉(zhuǎn)，而分別產(chǎn)生俯仰力矩和偏航力矩，從而使得飛行器發(fā)生俯仰變化和偏航變化； 所述機身是飛行器的一個殼體，它呈流線型態(tài)，機翼、著陸架安裝其上。
所述機翼小迎角控制機構(gòu)，它由小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪、小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪和小迎角控制電機組成；小迎角控制電機連接并驅(qū)動小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪，小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪與小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪嚙合，小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪與機翼連接，從而帶動機翼旋轉(zhuǎn)角度而改變飛行器的飛行狀態(tài)。
所述副翼舵面包括左副翼舵面、右副翼舵面，分別由左副翼舵機和右副翼舵機控制；所述尾翼舵面包括上左尾翼舵面、上右尾翼舵面、下左尾翼舵面、下右尾翼舵面，分別由上左尾翼舵機、上右尾翼舵機、下左尾翼舵機、下右尾翼舵機控制。副翼舵面、尾翼舵面受相應(yīng)舵機的控制并且在滑流的作用下，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機滾轉(zhuǎn)動態(tài)。
本專利設(shè)計了一種旋定翼復合式飛行器，它把固定翼飛機與直升機的特點結(jié)合起來，實現(xiàn)優(yōu)勢互補、揚長避短，使該飛行器同時具有垂直起降、懸停和高速前飛的能力。
該種飛行器采用共軸反轉(zhuǎn)槳翼，起降和懸停時如同直升機的旋翼一樣產(chǎn)生升力，槳翼作直升機的旋翼用。而平飛時則產(chǎn)生拉力，槳翼作推進螺旋槳用，此時升力由固定翼提供。在飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，機翼始終保持小迎角，避免了不必要的滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑。這種飛行器可以象直升機一樣垂直起降，又可象固定翼飛機一樣高速前飛，具有兩種飛行模態(tài)，而且可以從懸停到前飛再從前飛到懸停的狀態(tài)轉(zhuǎn)換，給飛行器飛行帶來了極大的方便。
飛行器前面有共軸反槳1。該共軸反槳1由反向傳動裝置2驅(qū)動。上螺旋槳10安裝在發(fā)動機輸出軸3上端部，下螺旋槳11安裝在反向傳動裝置2的外連接架25上。外連接架25包含著傳動齒輪，內(nèi)連接架26支撐著這些齒輪。外連接架25固連于下螺旋槳11，并且隨著相應(yīng)的軸轉(zhuǎn)動。內(nèi)連接架26是固定的，并且外連接架25與軸12轉(zhuǎn)向相反。通過傳動，外連接架25與發(fā)動機輸出軸3轉(zhuǎn)向相反。外連接架25的內(nèi)側(cè)壁裝配一個固定的齒輪架27。四個增速齒輪29與齒輪架27嚙合。增速齒輪29包含一個增速上齒輪30和一個增速下齒輪31，安裝在增速齒輪軸32上。增速下齒輪31與齒輪架27嚙合。發(fā)動機輸出軸在外部連接架25的中間轉(zhuǎn)軸位置。正向輸出齒輪28固定于發(fā)動機輸出軸3上，并且兩者轉(zhuǎn)軸相同。大驅(qū)動齒輪28與配合式齒輪29的增速上齒輪30嚙合。在發(fā)動機輸出軸3轉(zhuǎn)向選定的情況下，跟蹤齒輪28、29、30的轉(zhuǎn)向，發(fā)動機輸出軸3與外連接架25始終轉(zhuǎn)向相反。上螺旋槳10固連于發(fā)動機輸出軸3上，并且下螺旋槳11固定在外連接架25上。兩個螺旋槳轉(zhuǎn)向相反，并且與發(fā)動機輸出軸3共軸。通過選擇齒輪28、30、31的尺寸和齒數(shù)，兩個螺旋槳的轉(zhuǎn)速相同，方向相反，抵消了反向扭矩。飛行器垂直起降、懸停時，共軸反槳1提供升力，在由前飛到懸停模態(tài)轉(zhuǎn)換時除了提供升力還提供拉力。機身21上安裝有機翼5。飛行器垂直起降、懸停時，機翼5不起作用；飛行器在前飛和懸停間進行模態(tài)轉(zhuǎn)換或者前飛過程中，機翼5提供升力作用。機翼小迎角控制機構(gòu)17使得機翼5在模態(tài)轉(zhuǎn)換及前飛過程中始終保持小迎角。小迎角驅(qū)動電機20驅(qū)動小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18，而小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18帶動小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19轉(zhuǎn)動，從而調(diào)節(jié)和保持機翼5的迎角(初級方案如果采用圖2所示的飛行器設(shè)計結(jié)構(gòu)，機翼5固定于飛行器機身21上，飛行器在進行前飛和懸停模態(tài)轉(zhuǎn)換時，機翼5有大迎角的變化，會產(chǎn)生不必要的滾轉(zhuǎn)和偏航)。整流片9由俯仰控制整流片15和偏航控制整流片16組成，分別由俯仰舵機23和偏航舵機24控制。飛行器的俯仰動態(tài)由俯仰控制整流片15來控制。尾部槳葉6轉(zhuǎn)動產(chǎn)生向后的力，通過俯仰舵機23控制俯仰控制整流片15，產(chǎn)生俯仰力矩，使得機身發(fā)生俯仰變化。飛行器的偏航動態(tài)由偏航控制整流片16來控制。尾部槳葉6轉(zhuǎn)動產(chǎn)生向后的力，通過偏航舵機24控制偏航控制整流片16，產(chǎn)生偏航力矩，使得機身發(fā)生偏航變化。尾部槳葉6由涵道8包圍。涵道8上安裝有著陸架7。
旋定翼復合式飛行器具有如下模態(tài)及模態(tài)轉(zhuǎn)換。
(1)旋定翼復合式飛行器垂直起降、懸停如圖11所示，與通常的固定翼飛機需要跑道或者彈射裝置不同，這種飛行器豎直放置，機身21尾部有四個著陸架7。飛行器起飛時，共軸反槳1轉(zhuǎn)動，起升力作用。機翼5豎直，與機體軸平行，不產(chǎn)生升力。隨著共軸反槳1轉(zhuǎn)速增加，升力增大，克服重力，飛行器離開地面。飛行器姿態(tài)由機身21尾部槳葉6和整流片9來調(diào)節(jié)。整流片9由俯仰控制整流片15和偏航控制整流片16組成。改變俯仰控制整流片15和偏航控制整流片16的偏角，可以控制機身21保持豎直。當飛行器達到預(yù)定高度，調(diào)節(jié)槳速，使得升力和飛行器重力相等，并且使得飛行器速度為0，實現(xiàn)懸停。飛行器降落與起飛類似，調(diào)整共軸反槳1轉(zhuǎn)速，使得飛行器勻速或者變速降落，并且在降落過程中，通過調(diào)整整流片9，控制飛行器姿態(tài)為豎直方向。在接近地面時，飛行器速度和加速度趨于0，完成著陸。
(2)旋定翼復合式飛行器由懸停到前飛，機翼5保持小迎角變換如圖12所示，由機翼小迎角控制機構(gòu)17調(diào)節(jié)機翼5保持小迎角(機翼小迎角控制機構(gòu)示意圖見圖10)。小迎角控制電機20轉(zhuǎn)動，驅(qū)動小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18，帶動小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19。而小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19固連于機翼5，使得機翼5到達規(guī)定小迎角位置。
(3)旋定翼復合式飛行器由懸停到前飛轉(zhuǎn)換如圖13所示，機身尾部槳葉6轉(zhuǎn)動，俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，機身21發(fā)生俯仰變化，調(diào)節(jié)偏航控制整流片16，保持飛行器飛行方向向前。飛行器機身21發(fā)生俯仰變化，共軸反槳1除了提供升力，開始提供前飛拉力。隨著俯仰力矩的作用，飛行器迎角逐漸減小，共軸反槳1在保持升力大小以抵消重力的同時，前飛拉力隨著機身21俯仰角的變小逐漸增大，飛行器前飛速度逐漸增加，機翼5提供的升力也逐漸加大。隨著機身轉(zhuǎn)到規(guī)定的小迎角(與機翼迎角相同)，飛行器前飛速度增加到機翼能完全提供升力，此時共軸反槳1只提供前飛拉力，完成由懸停到前飛的轉(zhuǎn)換，如圖14所示。
(4)旋定翼復合式飛行器由前飛到懸停轉(zhuǎn)換如圖14所示，飛行器在前飛過程中，俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)，使得機身21產(chǎn)生由小迎角向大迎角轉(zhuǎn)換的力矩，結(jié)合偏航控制整流片16，控制其滾轉(zhuǎn)和偏航動態(tài)，使得偏航角和滾轉(zhuǎn)角為0。共軸反槳1除了提供前飛拉力，開始提供升力，如圖13所示。共軸反槳1隨著機身21俯仰角由小變大，所提供前飛的拉力逐漸減小，和空氣阻力相減，其合力逐漸變?yōu)樽枇?，對飛行器前飛起阻力作用，飛行器前飛速度逐漸減小。當俯仰控制整流片15使得飛行器俯仰角大于90度，共軸反槳1除了提供升力還提供飛行器前飛的反向阻力。飛行器機身21在俯仰角90度左右擺動若干次后，結(jié)合俯仰控制整流片15的調(diào)節(jié)，飛行器前飛速度為0，機身變?yōu)榇怪蔽恢茫瓿捎汕帮w到懸停轉(zhuǎn)換，如圖12所示。
(5)飛行器在垂直起降過程中，靠水平上左尾翼舵面35、上右尾翼舵面37及下左尾翼舵面39、下右尾翼舵面41的差動偏轉(zhuǎn)，改變旋翼滑流的旋轉(zhuǎn)速度，從而提供滾轉(zhuǎn)力矩。四個舵面分別由上左尾翼舵機36、上右尾翼舵機38、下左尾翼舵機40、下右尾翼舵機42控制。在高速飛行時，靠機翼5的副翼差動偏轉(zhuǎn)提供滾轉(zhuǎn)力矩。副翼舵面包括左副翼舵面12、右副翼舵面13，分別由左副翼舵機33和右副翼舵機34控制。四個尾翼舵面差動結(jié)合，提供俯仰和偏航力矩。
2)一種旋定翼復合式飛行器設(shè)計的方法，該方法具體步驟如下 步驟一旋定翼復合式飛行器數(shù)學模型的建立； 旋定翼復合式飛行器的數(shù)學模型受力圖如圖16所示。其中，(i，j，k)為地球坐標系；(ib，jb，kb)是機體坐標系；T為由共軸反槳1產(chǎn)生的拉力；θ為機身21俯仰角；α為機身21迎角；θ1為機翼5俯仰角；α1為機翼5迎角；γ為軌跡傾斜角；L1為機翼5產(chǎn)生的升力；D1為空氣阻力；mg為飛行器重力；C為飛行器質(zhì)心；V為飛行器質(zhì)心速度；

為由機身21尾槳6結(jié)合俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的力；f1和f2分別為由尾槳6結(jié)合俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的力沿著機體軸

方向和垂直機體軸

方向的投影；M為機身尾部槳葉6和整流片9對機身21產(chǎn)生反作用力的作用點。
步驟二旋定翼復合式飛行器力學方程的建立； 由圖16，作用在飛行器上的力為 其中φ俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)角度。重力

作用在質(zhì)量中心C；力

作用在點M，并且 由圖16，飛行器的運動方程可以寫為 其中

是點C的速度，

是相對于點C的角動量，

和

分別為由固定翼產(chǎn)生的舉力和阻力。

為固定翼轉(zhuǎn)動的角動量。
結(jié)合圖17，映射動力學方程到各坐標軸上，得到 令 u1＝(T+f1)/mg，u2＝f2h/J ε＝J/(hmg)，ε1＝J1/J，u3＝M/J1(6) 動力學方程簡寫為 可以發(fā)現(xiàn)，即使角φ是時變的，耦合系數(shù)ε也是恒定不變的。令x和y表示分別表示實際的飛行器橫向和縱向位置除以重力加速度的標稱值，因此，標稱長度1表示表示實際長度10米。
令 在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，要求飛行高度保持不變，所以變量x1不被考慮。因此，方程(8)在變換(9)下可寫為 由于機翼5在機翼小迎角控制機構(gòu)17控制下，升力與阻力動態(tài)關(guān)系被限制在固定翼飛機飛行模式下，因此，可以使用下面通常的表達式 α1＝θ1-tan-1(y2/x2)，γ＝tan-1(y2/x2)(12) 當飛行器垂直起降、懸停時，由于起降速度通常較慢，作用于機翼5上的升力和阻力可以被忽略。因此，飛行器動力學方程為 步驟三分離控制器設(shè)計； 選擇控制器為 u1＝v1cosθ-v2sinθ-sinθ+Lsinα+Dcosα u2＝ε-1[v1sinθ+v2cosθ+cosθ-Lcosα+Dsinα] (14) 其中，v1和v2為輔助控制器，后面進行設(shè)計。因此，方程(10)可寫為 引入坐標變換 其中vΓ是飛行器質(zhì)心理想速度，并且hc是質(zhì)心理想高度。因此，可得 并且令 η1＝θ-θc，η2＝εω-e2sinθ+e4cosθ (18) 其中，θc為理想的俯仰角?？傻忙龋溅?+θc。由(18)，可得 ω＝ε-1(η2+e2sinθ-e4cosθ) (20) 因此，可得 其中 因此，得到跟蹤誤差系統(tǒng)為 及(22)和(23). 步驟四由懸停到前飛模態(tài)控制； 在該模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，并且vΓ為常值。系統(tǒng)(24)可以分解為最小相位部分(高度方向動態(tài)及機翼小迎角控制機構(gòu)17控制動態(tài)) 和一個非最小相位部分(水平方向動態(tài)和俯仰動態(tài)) 其中 α1＝μ1+θc-tan-1(e4/(e2+vΓ)) α＝η1+θc-tan-1(e4/(e2+vΓ))(29) 在(27)中，由(28)和(29)，能夠得到如下(30)和(31)式，即 方程(27)的驅(qū)動動態(tài)可以寫成 其中η＝[η1 η2]T。對(32)進行線性部分分離，可寫為 其中 g(η，e2，e3，e4，μ1)＝f(η，e2，e3，e4，μ1)-A11η-A12e2(36) 定義 z＝[η1 η2 e2]T，B＝[0 0 1]T， g(z，e3，e4，μ1)＝[gT(η，e2，e3，e4，μ1，μ2)0]T， 那么方程(27)可以寫為 選擇輔助控制器 vs1＝Kz+vNm (38) 其中vNm后面進行設(shè)計。如果選取K使得A+BK的特征根實部均為負值，那么對于任何給定的對稱正定矩陣Q，存在一個唯一的對稱正定陣P滿足Lyapunov方程 (A+BK)TP+P(A+BK)＝-Q(39) 因此，方程(37)在控制器(38)作用下可寫為 對于方程(40)，選擇Lyapunov函數(shù)為 V＝zTPz (41) 那么V沿著方程(40)軌跡的時間導數(shù)為 令
其中ρ是激勵幅值限制的上界。
因此，可得 可以知道，對變量z，g相對于時間t是全局一致穩(wěn)定的。對于一類有約束的參考輸出軌跡，g對變量z和所有的t≥0是有界的。
最小相位部分(25)和(26)可以獨立地設(shè)計控制器。選擇控制器 vs2＝-k1e3-k2e4，u3＝k1μ1+k2μ2 (45) 其中k1，k2＞0。這樣可以使得(25)和(26)是穩(wěn)定的。實現(xiàn)了飛行器由懸停到前飛模態(tài)轉(zhuǎn)換。
步驟五前飛模式控制； 對于這種飛行模態(tài)，θ＝θ1。因此，飛行器動力學方程(10)可以寫為 其中 α＝θ-tan-1(y2/x2)，γ＝tan-1(y2/x2) (48) 控制器選為(14)，(38)，(43)和(45)，實現(xiàn)固定翼飛機的前飛模態(tài)。
步驟六由前飛到懸停模態(tài)控制。
對于這種模態(tài)轉(zhuǎn)換，可以知道 vΓ＝0，θc＝π/2 (49) 并且 控制選為(14)，(38)，(43)和(45)，實現(xiàn)飛行器由前飛到懸停模態(tài)轉(zhuǎn)換。
為了獲得更平穩(wěn)的模式轉(zhuǎn)換，可以選取有限個俯仰角序列，即 其中 控制器使得 3、優(yōu)點及功效 該種旋定翼復合式飛行器采用共軸反轉(zhuǎn)槳翼，起降和懸停時如同直升機的旋翼一樣產(chǎn)生升力，槳翼作直升機的旋翼用。而平飛時槳翼則產(chǎn)生拉力，槳翼作推進螺旋槳用，此時升力由固定翼提供。在飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，機翼始終保持小迎角，機身發(fā)生俯仰變化，避免了不必要的滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑。這種旋定翼復合式飛行器可以象直升機一樣垂直起降，又可象固定翼飛機一樣高速前飛，具有兩種飛行模態(tài)，并且可以進行由懸停到前飛或由前飛到懸停的模態(tài)轉(zhuǎn)換功能，有較大的有效載荷。飛行器在垂直起降過程中，靠水平及垂直尾翼上的舵面差動偏轉(zhuǎn)，改變旋翼滑流的旋轉(zhuǎn)速度，從而提供滾轉(zhuǎn)力矩。在高速飛行時，靠機翼的副翼差動偏轉(zhuǎn)提供滾轉(zhuǎn)力矩。水平尾翼和垂直尾翼分別提供俯仰和偏航力矩。該種旋定翼復合式飛行器，構(gòu)思科學，結(jié)構(gòu)新穎，具有廣泛的實用價值和應(yīng)用前景。

圖1旋定翼復合式飛行器模態(tài)轉(zhuǎn)換過程示意圖 圖2旋定翼復合式飛行器初級設(shè)計示意圖 圖3垂直起降時共軸反槳示意圖 圖4懸停-前飛轉(zhuǎn)換或前飛時共軸反槳示意圖 圖5反向傳動裝置剖視圖 圖6反向傳動裝置俯視圖 圖7飛行器尾部槳葉示意圖 圖8飛行器尾部方向控制片(整流片)示意圖 圖9改進的旋定翼復合式飛行器示意圖 圖10機翼小迎角控制機構(gòu)示意圖 圖11飛行器垂直起降、懸停狀態(tài)示意圖 圖12旋定翼復合式飛行器懸停時機翼轉(zhuǎn)到前方小迎角位置示意圖 圖13旋定翼復合式飛行器飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程示意圖 圖14旋定翼復合式飛行器前飛示意圖 圖15使得飛行器發(fā)生俯仰和偏航控制機構(gòu)示意圖 圖16旋定翼復合式飛行器數(shù)學模型示意圖 圖17旋定翼復合式飛行器俯仰力矩關(guān)系示意圖。
圖中符號說明如下 a懸停；b懸停到前飛轉(zhuǎn)換；c前飛；d前飛到懸停轉(zhuǎn)換 e懸停；1共軸反槳；2反向傳動裝置；3發(fā)動機輸出軸；4帶起動發(fā)電機的發(fā)動機；5機翼；6尾部槳葉；7著陸架；8涵道；9整流片；10上螺旋槳；11下螺旋槳；12左副翼舵面；13右副翼舵面；14電機驅(qū)動軸；15俯仰控制整流片；16偏航控制整流片；17機翼小迎角控制機構(gòu)；18小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪；19小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪；20小迎角驅(qū)動電機；21機身；22電機；23俯仰舵機；24偏航舵機；25外連接架；26內(nèi)連接架；27齒輪架；28正向輸出齒輪；29增速齒輪；30增速上齒輪；31增速下齒輪；32增速齒輪軸；33左副翼舵機；34右副翼舵機；35上左尾翼舵面；36上左尾翼舵機；37上右尾翼舵面；38上右尾翼舵機；39下左尾翼舵面；40下左尾翼舵機；41下右尾翼舵面；42下右尾翼舵機。
(i，j，k)為地球坐標系；(ib，jb，kb)是機體坐標系；T為由共軸反槳產(chǎn)生的拉力；θ為機身俯仰角；α為機身迎角；θ1為機翼俯仰角；α1為機翼迎角；γ為軌跡傾斜角；L1為機翼產(chǎn)生的升力；D1為空氣阻力；mg為飛行器重力；C為飛行器質(zhì)心；V為飛行器質(zhì)心速度；F為由機身尾槳6結(jié)合俯仰整流片15產(chǎn)生的力，可以產(chǎn)生機身的俯仰力矩；f1和f2分別為由機身尾槳6結(jié)合俯仰控制整流片15產(chǎn)生的力在沿著機體軸方向和垂直機體軸方向的投影；M為機身尾部槳葉6和整流片9對機身產(chǎn)生反作用力的作用點。
具體實施方式
1)本實用新型是一種旋定翼復合式飛行器，該飛行器的轉(zhuǎn)換過程如圖1所示。
該飛行器由共軸反槳1、反向傳動裝置2、發(fā)動機輸出軸3、帶起動發(fā)電機的發(fā)動機4、機翼5、尾部槳葉6、著陸架7、涵道8、舵機、整流片9、機身21、電機22、電機驅(qū)動軸14、機翼小迎角控制機構(gòu)17、副翼舵面、尾翼舵面組成。共軸反槳1位于該飛行器上端部，它與發(fā)動機輸出軸3相連；反向傳動裝置2安裝在共軸反槳1之間；帶起動發(fā)電機的發(fā)動機4為電機22供電，電機22與電機驅(qū)動軸14連接；機翼5位于飛行器中部兩側(cè)，與機身21連接；尾部槳葉6位于飛行器下部，它被安裝在電機驅(qū)動軸14下端部；著陸架7位于機身21下端部并與之固接；涵道8與著陸架7連接；整流片9安裝在涵道8內(nèi)，與舵機連接；機翼小迎角控制機構(gòu)17安裝在機翼5上。副翼舵面、尾翼舵面分別安裝在機翼5與尾部涵道8上。
所述共軸反槳1，是由上螺旋槳10和下螺旋槳11組成，上螺旋槳10安裝在發(fā)動機輸出軸3上端部，下螺旋槳11安裝在反向傳動裝置2的外連接架25上； 所述反向傳動裝置2，是由內(nèi)連接架26、外連接架25和齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)組成，內(nèi)、外連接架26、25安裝在發(fā)動機輸出軸3上，齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)安裝在外連接架25內(nèi)；其中，齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)是由齒輪架27、正向輸出齒輪28、四個增速齒輪29、增速上齒輪30、增速下齒輪31、增速齒輪軸32組成，它們互相嚙合，起反向傳動作用； 所述發(fā)動機輸出軸3是一根直徑不等的多臺階軸，上螺旋槳10、內(nèi)、外連接架26、25、帶起動發(fā)電機的發(fā)動機4都安裝在發(fā)動機輸出軸3上。尾部槳葉6安裝在電機驅(qū)動軸14上，動力來源于發(fā)動機配置的起動發(fā)電機；帶起動發(fā)電機的發(fā)動機4為35KW全鋁活塞發(fā)動機； 所述電機22是該飛行器尾部槳葉6的動力來源，其電機型號規(guī)格是6KW起動發(fā)電機及直流無刷電機； 所述機翼5的斷面形狀是對稱翼型(NACA0212)；它位于飛行器中部兩側(cè)與機身21連接； 所述尾部槳葉6是三片金屬扇葉，它安裝在電機驅(qū)動軸14下端部，被涵道8包圍；它轉(zhuǎn)動時，產(chǎn)生向后的力，受整流片9控制后，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和偏航控制力矩，同時部分產(chǎn)生向前的推力； 所述著陸架7是鋼結(jié)構(gòu)支架，它有四個支腳，連接在機身21下部，供飛行器著陸用； 所述涵道8是圓筒形構(gòu)件，它與著陸架7固接在飛行器底部； 所述整流片9是由俯仰控制整流片15和偏航控制整流片16組成，分別由俯仰舵機23和偏航舵機24控制，它們安裝在涵道8內(nèi)，舵機操控整流片9而分別產(chǎn)生俯仰力矩和偏航力矩，從而使得飛行器發(fā)生俯仰變化和偏航變化； 所述機身21是飛行器的一個金屬殼體，它呈流線型態(tài)，機翼5、著陸架7安裝其上； 所述機翼小迎角控制機構(gòu)17，它由小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18、小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19和小迎角控制電機20組成；小迎角控制電機20連接并驅(qū)動小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18，小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18與小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19嚙合，小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19與機翼5連接，從而帶動機翼5旋轉(zhuǎn)角度而改變飛行器的飛行狀態(tài)； 所述副翼舵面包括左副翼舵面12、右副翼舵面13，分別由左副翼舵機33和右副翼舵機34控制；所述尾翼舵面包括上左尾翼舵面35、上右尾翼舵面37、下左尾翼舵面39、下右尾翼舵面41，分別由上左尾翼舵機36、上右尾翼舵機38、下左尾翼舵機40、下右尾翼舵機控制42。副翼舵面、尾翼舵面受相應(yīng)舵機的控制并且在滑流的作用下，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機滾轉(zhuǎn)動態(tài)。
旋定翼復合式飛行器具有如下模態(tài)及模態(tài)轉(zhuǎn)換。
(1)旋定翼復合式飛行器垂直起降、懸停如圖11所示，與通常的固定翼飛機需要跑道或者彈射裝置不同，這種飛行器豎直放置，機身21尾部有四個著陸架7。飛行器起飛時，共軸反槳1轉(zhuǎn)動，起升力作用。機翼5豎直，與機體軸平行，不產(chǎn)生升力。隨著共軸反槳1轉(zhuǎn)速增加，升力增大，克服重力，飛行器離開地面。飛行器姿態(tài)由機身21尾部槳葉6和整流片9來調(diào)節(jié)。整流片9由俯仰控制整流片15和偏航控制整流片16組成。改變俯仰控制整流片15和偏航控制整流片16的偏角，可以控制機身21保持豎直。當飛行器達到預(yù)定高度，調(diào)節(jié)槳速，使得升力和飛行器重力相等，并且使得飛行器速度為0，實現(xiàn)懸停。飛行器降落與起飛類似，調(diào)整共軸反槳1轉(zhuǎn)速，使得飛行器勻速或者變速降落，并且在降落過程中，通過調(diào)整整流片9，控制飛行器姿態(tài)為豎直方向。在接近地面時，飛行器速度和加速度趨于0，完成著陸。
(2)旋定翼復合式飛行器由懸停到前飛，機翼5保持小迎角變換如圖12所示，由機翼小迎角控制機構(gòu)17調(diào)節(jié)機翼5保持小迎角(機翼小迎角控制機構(gòu)示意圖見圖10)。小迎角控制電機20轉(zhuǎn)動，驅(qū)動小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18，帶動小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19。而小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19固連于機翼5，使得機翼5到達規(guī)定小迎角位置。
(3)旋定翼復合式飛行器由懸停到前飛轉(zhuǎn)換如圖13所示，機身尾部槳葉6轉(zhuǎn)動，俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，機身21發(fā)生俯仰變化，調(diào)節(jié)偏航控制整流片16，保持飛行器飛行方向向前。飛行器機身21發(fā)生俯仰變化，共軸反槳1除了提供升力，開始提供前飛拉力。隨著俯仰力矩的作用，飛行器迎角逐漸減小，共軸反槳1在保持升力大小以抵消重力的同時，前飛拉力隨著機身21俯仰角的變小逐漸增大，飛行器前飛速度逐漸增加，機翼5提供的升力也逐漸加大。隨著機身轉(zhuǎn)到規(guī)定的小迎角(與機翼迎角相同)，飛行器前飛速度增加到機翼能完全提供升力，此時共軸反槳1只提供前飛拉力，完成由懸停到前飛的轉(zhuǎn)換，如圖14所示。
(4)旋定翼復合式飛行器由前飛到懸停轉(zhuǎn)換如圖14所示，飛行器在前飛過程中，俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)，使得機身21產(chǎn)生由小迎角向大迎角轉(zhuǎn)換的力矩，結(jié)合偏航控制整流片16，控制其滾轉(zhuǎn)和偏航動態(tài)，使得偏航角和滾轉(zhuǎn)角為0。共軸反槳1除了提供前飛拉力，開始提供升力，如圖13所示。共軸反槳1隨著機身21俯仰角由小變大，所提供前飛的拉力逐漸減小，和空氣阻力相減，其合力逐漸變?yōu)樽枇?，對飛行器前飛起阻力作用，飛行器前飛速度逐漸減小。當俯仰控制整流片15使得飛行器俯仰角大于90度，共軸反槳1除了提供升力還提供飛行器前飛的反向阻力。飛行器機身21在俯仰角90度左右擺動若干次后，結(jié)合俯仰控制整流片15的調(diào)節(jié)，飛行器前飛速度為0，機身變?yōu)榇怪蔽恢?，完成由前飛到懸停轉(zhuǎn)換，如圖12所示。
(5)飛行器在垂直起降過程中，靠水平上左尾翼舵面35、上右尾翼舵面37及下左尾翼舵面39、下右尾翼舵面41的差動偏轉(zhuǎn)，改變旋翼滑流的旋轉(zhuǎn)速度，從而提供滾轉(zhuǎn)力矩。四個舵面分別由上左尾翼舵機36、上右尾翼舵機38、下左尾翼舵機40、下右尾翼舵機42控制。在高速飛行時，靠機翼5的副翼差動偏轉(zhuǎn)提供滾轉(zhuǎn)力矩。副翼舵面包括左副翼舵面12、右副翼舵面13，分別由左副翼舵機33和右副翼舵機34控制。四個尾翼舵面差動結(jié)合，提供俯仰和偏航力矩。
2)一種旋定翼復合式飛行器設(shè)計的方法，該方法具體步驟如下 步驟一旋定翼復合式飛行器數(shù)學模型的建立； 旋定翼復合式飛行器的數(shù)學模型受力圖如圖16所示。其中，(i，j，k)為地球坐標系；(ib，jb，kb)是機體坐標系；T為由共軸反槳1產(chǎn)生的拉力；θ為機身21俯仰角；α為機身21迎角；θ1為機翼5俯仰角；α1為機翼5迎角；γ為軌跡傾斜角；L1為機翼5產(chǎn)生的升力；D1為空氣阻力；mg為飛行器重力；C為飛行器質(zhì)心；V為飛行器質(zhì)心速度；

為由機身21尾槳6結(jié)合俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的力；f1和f2分別為由尾槳6結(jié)合俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的力沿著機體軸

方向和垂直機體軸

方向的投影；M為機身尾部槳葉6和整流片9對機身21產(chǎn)生反作用力的作用點。
步驟二旋定翼復合式飛行器力學方程的建立； 由圖16，作用在飛行器上的力為 其中φ俯仰控制整流片15偏轉(zhuǎn)角度。重力

作用在質(zhì)量中心C；力

作用在點M，并且 由圖16，飛行器的運動方程可以寫為 其中

是點C的速度，

是相對于點C的角動量，

和

分別為由固定翼產(chǎn)生的舉力和阻力。

為固定翼轉(zhuǎn)動的角動量。
結(jié)合圖17，映射動力學方程到各坐標軸上，得到 令 u1＝(T+f1)/mg，u2＝f2h/J ε＝J/(hmg)，ε1＝J1/J，u3＝M/J1(6) 動力學方程簡寫為 可以發(fā)現(xiàn)，即使角φ是時變的，耦合系數(shù)ε也是恒定不變的。令x和y表示分別表示實際的飛行器橫向和縱向位置除以重力加速度的標稱值，因此，標稱長度1表示表示實際長度10米。
令 在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，要求飛行高度保持不變，所以變量x1不被考慮。因此，方程(8)在變換(9)下可寫為 由于機翼5在機翼小迎角控制機構(gòu)17控制下，升力與阻力動態(tài)關(guān)系被限制在固定翼飛機飛行模式下，因此，可以使用下面通常的表達式 α1＝θ1-tan-1(y2/x2)，γ＝tan-1(y2/x2)(12) 當飛行器垂直起降、懸停時，由于起降速度通常較慢，作用于機翼5上的升力和阻力可以被忽略。因此，飛行器動力學方程為 步驟三分離控制器設(shè)計； 選擇控制器為 u1＝v1cosθ-v2sinθ-sinθ+Lsinα+Dcosα u2＝ε-1[v1sinθ+v2cosθ+cosθ-Lcosα+Dsinα] (14) 其中，v1和v2為輔助控制器，后面進行設(shè)計。因此，方程(10)可寫為 引入坐標變換 其中vΓ是飛行器質(zhì)心理想速度，并且hc是質(zhì)心理想高度。因此，可得 并且令 η1＝θ-θc，η2＝εω-e2sinθ+e4cosθ(18) 其中，θc為理想的俯仰角。可得θ＝η1+θc。由(18)，可得 ω＝ε-1(η2+e2sinθ-e4cosθ) (20) 因此，可得 其中 因此，得到跟蹤誤差系統(tǒng)為 及(22)和(23). 步驟四由懸停到前飛模態(tài)控制； 在該模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，并且vΓ為常值。系統(tǒng)(24)可以分解為最小相位部分(高度方向動態(tài)及機翼小迎角控制機構(gòu)17控制動態(tài)) 和一個非最小相位部分(水平方向動態(tài)和俯仰動態(tài)) 其中 α1＝μ1+θc-tan-1(e4/(e2+vΓ)) α＝η1+θc-tan-1(e4/(e2+vΓ))(29) 在(27)中，由(28)和(29)，能夠得到如下(30)和(31)式，即 方程(27)的驅(qū)動動態(tài)可以寫成 其中η＝[η1 η2]T。對(32)進行線性部分分離，可寫為 其中 g(η，e2，e3，e4，μ1)＝f(η，e2，e3，e4，μ1)-A11η-A12e2(36) 定義 z＝[η1 η2 e2]TB＝[0 0 1]T， g(z，e3，e4，μ1)＝[gT(η，e2，e3，e4，μ1，μ2)0]T， 那么方程(27)可以寫為 選擇輔助控制器 vs1＝Kz+vNm (38) 其中vNm后面進行設(shè)計。如果選取K使得A+BK的特征根實部均為負值，那么對于任何給定的對稱正定矩陣Q，存在一個唯一的對稱正定陣P滿足Lyapunov方程 (A+BK)TP+P(A+BK)＝-Q(39) 因此，方程(37)在控制器(38)作用下可寫為 對于方程(40)，選擇Lyapunov函數(shù)為 V＝zTPz (41) 那么V沿著方程(40)軌跡的時間導數(shù)為 令
其中ρ是激勵幅值限制的上界。
因此，可得 可以知道，對變量z，g相對于時間t是全局一致穩(wěn)定的。對于一類有約束的參考輸出軌跡，g對變量z和所有的t≥0是有界的。
最小相位部分(25)和(26)可以獨立地設(shè)計控制器。選擇控制器 vs2＝-k1e3-k2e4，u3＝k1μ1+k2μ2(45) 其中k1，k2＞0。這樣可以使得(25)和(26)是穩(wěn)定的。實現(xiàn)了飛行器由懸停到前飛模態(tài)轉(zhuǎn)換。
步驟五前飛模式控制； 對于這種飛行模態(tài)，θ＝θ1。因此，飛行器動力學方程(10)可以寫為 其中 α＝θ-tan-1(y2/x2)，γ＝tan-1(y2/x2)(48) 控制器選為(14)，(38)，(43)和(45)，實現(xiàn)固定翼飛機的前飛模態(tài)。
步驟六由前飛到懸停模態(tài)控制。
對于這種模態(tài)轉(zhuǎn)換，可以知道 vΓ＝0，θc＝π/2(49) 并且 控制選為(14)，(38)，(43)和(45)，實現(xiàn)飛行器由前飛到懸停模態(tài)轉(zhuǎn)換。
為了獲得更平穩(wěn)的模式轉(zhuǎn)換，可以選取有限個俯仰角序列，即 其中 控制器使得 表1為飛行器參數(shù)設(shè)計，表2為設(shè)計結(jié)構(gòu)及指標實現(xiàn)的情況對照。
圖1是旋定翼復合式飛行器從懸停、懸停到前飛轉(zhuǎn)換、前飛、前飛到懸停轉(zhuǎn)換的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程；圖2是旋定翼復合式飛行器初級設(shè)計結(jié)構(gòu)圖(不具有機翼小迎角控制機構(gòu)17)共軸反槳1在飛行器垂直起降和懸停的過程中提供升力，共軸反轉(zhuǎn)的特性可以消除反向扭矩；在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中(由前飛到懸停、由懸停到前飛)，共軸反槳除了提供升力，還提供前飛拉力；固定翼在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中有一個大迎角的變化過程，其氣動沒有固定的變化規(guī)律，而且容易造成不必要的側(cè)滑和滾轉(zhuǎn)。機身尾部槳葉6和俯仰控制整流片15產(chǎn)生俯仰力矩，機身5發(fā)生俯仰變化。飛行器在垂直起降過程中的升力由共軸反槳1和尾部槳葉6提供。共軸反槳1可以克服反向扭矩，通過反向傳動裝置2來實現(xiàn)。共軸反槳1包括上螺旋槳10和下螺旋槳11。機翼5在飛行器前飛過程中提供升力。飛行器尾部(垂直起降為下部)裝置中，槳葉6產(chǎn)生的力經(jīng)過涵道8和整流片9產(chǎn)生俯仰和偏航力矩。整流片9分前后兩層，俯仰控制整流片15和偏航控制整流片16。圖3、圖4是共軸反槳1在模態(tài)轉(zhuǎn)換中工作情況在飛行器垂直起降、懸停時提供升力，如圖3所示；在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中提供升力和前飛拉力，并且不產(chǎn)生反向扭矩，如圖4所示。圖5、圖6分別是共軸反向裝置剖視圖和俯視圖上螺旋槳10安裝在發(fā)動機輸出軸3上端部，下螺旋槳11安裝在反向傳動裝置2的外連接架25上。外連接架25包含著傳動齒輪，內(nèi)連接架26支撐著這些齒輪。外連接架25固連于下螺旋槳11，并且隨著相應(yīng)的軸轉(zhuǎn)動。內(nèi)連接架26是固定的，并且外連接架25與軸12轉(zhuǎn)向相反。通過傳動，外連接架25與發(fā)動機輸出軸3轉(zhuǎn)向相反。外連接架25的內(nèi)側(cè)壁裝配一個固定的齒輪架27。四個增速齒輪29與齒輪架27嚙合。增速齒輪29包含一個增速上齒輪30和一個增速下齒輪31，安裝在增速齒輪軸32上。增速下齒輪31與齒輪架27嚙合。發(fā)動機輸出軸在外部連接架25的中間轉(zhuǎn)軸位置。正向輸出齒輪28固定于發(fā)動機輸出軸3上，并且兩者轉(zhuǎn)軸相同。正向驅(qū)動齒輪28與增速齒輪29的增速上齒輪30嚙合。在發(fā)動機輸出軸3轉(zhuǎn)向選定的情況下，跟蹤正向輸出齒輪28、增速齒輪29、增速上齒輪30的轉(zhuǎn)向，發(fā)動機輸出軸3與外連接架25始終轉(zhuǎn)向相反。上螺旋槳10固連于發(fā)動機輸出軸3上，并且下螺旋槳11固定在外連接架25上。兩個上、下螺旋槳10、11轉(zhuǎn)向相反，并且與發(fā)動機輸出軸3共軸。通過選擇正向輸出齒輪28、增速上齒輪30、增速下齒輪31的尺寸和齒數(shù)，兩個上、下螺旋槳10、11的轉(zhuǎn)速相同，方向相反，抵消了反向扭矩。圖7是飛行器尾部槳葉裝置結(jié)構(gòu)情況電機22帶動尾部槳葉6轉(zhuǎn)動，對機身21產(chǎn)生推力；圖8是飛行器尾部方向控制片(整流片)結(jié)構(gòu)情況涵道8，俯仰整流片15和偏航整流片16，與尾部槳葉6結(jié)合，對機身21產(chǎn)生俯仰力矩和偏航力矩；圖9是改進的帶有機翼小迎角控制機構(gòu)17的旋定翼復合式飛行器模型，使得機翼5在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中始終保持小迎角，因此可以采用通常的小迎角下固定翼升力與阻力公式來計算機翼產(chǎn)生的升力和阻力，而且不會產(chǎn)生由于氣流分離帶來的不必要的側(cè)滑和滾轉(zhuǎn)，其它部件與圖2相同；圖10是機翼小迎角控制機構(gòu)17示意圖機翼小迎角控制機構(gòu)17使得機翼5在模態(tài)轉(zhuǎn)換及前飛過程中始終保持小迎角。小迎角驅(qū)動電機20驅(qū)動小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18，而小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪18帶動小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪19轉(zhuǎn)動，從而調(diào)節(jié)和保持機翼5的迎角。圖11是飛行器垂直起降、懸停狀態(tài)；圖12是旋定翼復合式飛行器懸停時機翼5轉(zhuǎn)到前方小迎角位置(用于模態(tài)轉(zhuǎn)換)；圖13是旋定翼復合式飛行器飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程由懸停到前飛或由前飛到懸停；圖14是旋定翼復合式飛行器前飛(機翼5與飛行器機身21相對固定，具有相同的迎角)。圖15是使得飛行器發(fā)生俯仰和偏航控制機構(gòu)的工作情況靠近機身尾部槳葉6的俯仰控制整流片15在俯仰舵機23控制下產(chǎn)生俯仰力矩，外面的偏航控制整流片16在偏航舵機24控制下產(chǎn)生偏航力矩。為了避免大迎角變化所帶來的不期望側(cè)滑、滾轉(zhuǎn)等現(xiàn)象，機翼小迎角控制機構(gòu)17控制機翼5保持小迎角，機身21發(fā)生俯仰變化，并且使得飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，機翼5始終保持小迎角。圖16是旋定翼復合式飛行器數(shù)學模型(f，j，k)為地球坐標系，(ib，jb，kb)是機體坐標系；T為由共軸反槳1產(chǎn)生的拉力；θ為機身俯仰角；α為機身迎角；θ1為機翼俯仰角；α1為機翼迎角；γ為軌跡傾斜角；L1為機翼產(chǎn)生的升力；D1為空氣阻力；mg為飛行器重力；c為飛行器質(zhì)心；V為飛行器質(zhì)心速度；F為由機身尾槳6和俯仰控制整流片15產(chǎn)生的力，可以產(chǎn)生機身21的俯仰力矩；f1和f2分別為由尾槳6和俯仰控制整流片15產(chǎn)生的力在沿著機體軸

方向和垂直機體軸

方向的投影；M為機身尾部槳葉6和整流片9對機身21產(chǎn)生反作用力的作用點；圖17是旋定翼復合式飛行器俯仰力矩關(guān)系力F在平面ib-M-kb內(nèi)的投影圖。
表1飛行器參數(shù)設(shè)計
表2設(shè)計結(jié)構(gòu)及指標實現(xiàn)

權(quán)利要求1、一種旋定翼復合式飛行器，其特征在于該飛行器由共軸反槳、反向傳動裝置、發(fā)動機輸出軸、帶起動發(fā)電機的發(fā)動機、機翼、尾部槳葉、著陸架、涵道、舵機、整流片、機身、電機、電機驅(qū)動軸、機翼小迎角控制機構(gòu)、副翼舵面、尾翼舵面組成。共軸反槳位于該飛行器上端部，它與發(fā)動機輸出軸相連；反向傳動裝置安裝在共軸反槳之間；電機與電機驅(qū)動軸連接；機翼位于飛行器中部兩側(cè)，與機身連接；尾部槳葉位于飛行器下部，它被安裝在電機驅(qū)動軸下端部；著陸架位于機身下端部并與之固接；涵道與著陸架連接；整流片安裝在涵道內(nèi)、與舵機連接；機翼小迎角控制機構(gòu)安裝在機翼上；副翼舵面、尾翼舵面分別安裝在機翼和尾部涵道上；
所述共軸反槳，是由上螺旋槳和下螺旋槳組成，上螺旋槳安裝在發(fā)動機輸出軸上端部，下螺旋槳安裝在反向傳動裝置的外連接架上；
所述反向傳動裝置，是由內(nèi)、外連接架和齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)組成，內(nèi)、外連接架安裝在發(fā)動機輸出軸上，齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)安裝在外連接架內(nèi)；其中，齒輪反向驅(qū)動機構(gòu)是由齒輪架、正向輸出齒輪、四個增速齒輪、增速上齒輪、增速下齒輪、增速齒輪軸組成，它們互相嚙合；
所述發(fā)動機輸出軸是一根直徑不等的多臺階軸，上螺旋槳、內(nèi)、外連接架、發(fā)動機都安裝在發(fā)動機輸出軸上；尾部槳葉安裝在電機驅(qū)動軸上，發(fā)動機規(guī)格為35KW全鋁活塞發(fā)動機；
所述電機其型號規(guī)格是6KW起動發(fā)電機及直流無刷電機；
所述機翼的斷面形狀是對稱翼型即NACA0212；它位于飛行器中部兩側(cè)與機身連接；
所述尾部槳葉是三片扇葉，它安裝在電機驅(qū)動軸下端部，被涵道包圍；所述著陸架是鋼結(jié)構(gòu)支架，它有四個支腳，連接在機身下部，供飛行器著陸用；
所述涵道是圓筒形構(gòu)件，它與著陸架固接在飛行器底部；
所述整流片是由俯仰控制整流片和偏航控制整流片組成，它們安裝在涵道內(nèi)，受俯仰舵機和偏航舵機操控偏轉(zhuǎn)；
所述機身是飛行器的一個殼體，它呈流線型態(tài)，機翼、著陸架安裝其上；
所述機翼小迎角控制機構(gòu)，它由小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪、小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪和小迎角控制電機組成；小迎角控制電機連接并驅(qū)動小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪，小迎角調(diào)節(jié)驅(qū)動齒輪與小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪嚙合，小迎角調(diào)節(jié)傳動齒輪與機翼連接；
所述副翼舵面包括左副翼舵面、右副翼舵面，分別由左副翼舵機和右副翼舵機控制；所述尾翼舵面包括上左尾翼舵面、上右尾翼舵面、下左尾翼舵面、下右尾翼舵面，分別由上左尾翼舵機、上右尾翼舵機、下左尾翼舵機、下右尾翼舵機控制。
專利摘要一種旋定翼復合式飛行器，它由共軸反槳、反向傳動裝置、發(fā)動機輸出軸、帶起動發(fā)電機的發(fā)動機、機翼、尾部槳葉、著陸架、涵道、舵機、整流片、機身、電機、電機驅(qū)動軸、機翼小迎角控制機構(gòu)、副翼舵面、尾翼舵面組成。共軸反槳位于該飛行器上部，它與發(fā)動機輸出軸相連；反向傳動裝置安裝在共軸反槳之間；電機與電機驅(qū)動軸連接，由發(fā)動機上的起動發(fā)電機供電；機翼位于飛行器中部兩側(cè)與機身連接；尾部槳葉位于飛行器尾部，它安裝在電機驅(qū)動軸后部；著陸架位于機身下部并與之固接；涵道與著陸架連接；整流片裝在涵道內(nèi)，與舵機相連；機翼小迎角控制機構(gòu)裝在機翼上。本實用新型結(jié)構(gòu)新穎，構(gòu)思科學，它具有廣泛的實用價值和應(yīng)用前景。
文檔編號B64C27/59GK201376669SQ20092010780
公開日2010年1月6日 申請日期2009年4月29日 優(yōu)先權(quán)日2009年4月29日
發(fā)明者王新華, 張瑞峰, 樊鵬輝, 蔡開元 申請人:北京航空航天大學