一种倾转旋翼无人机

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一种倾转旋翼无人机
申请号	CN201610650153.X	申请日	2016-08-06	公开(公告)号	CN106218885B	公开(公告)日	2018-11-23
申请人	陕西沃德航空科技有限公司;			发明人	郭庆; 李陶; 郭英南; 袁昌盛;
摘要	本发明公开了一种倾转旋翼无人机，包括机翼、副翼、尾翼、机身、动力系统、控制系统、地空数据链系统，所述动力系统包括动力倾转机构、电机及螺旋桨，机翼中部设计安装了压带轮及自由转向导环，机身采用承力隔框及全蒙皮形式，隔框间用碳管连接定位，机身中段采用圆截面，向前向后收缩为导圆，中段机身设置起落架安装隔板、设备舱地板，与机身中段隔框用榫头榫槽连接，机身中部上缘开平台槽，平台上用层板做出碳管梁槽与机翼梁用螺丝连接，机身尾部上缘开平台槽，与平尾用螺丝连接。本发明具有结构紧凑，提高了可靠性，适合推广应用。
权利要求	1.一种倾转旋翼无人机，其特征在于，包括机翼、副翼、尾翼、机身、动力系统、控制系统、地空数据链系统，所述动力系统包括动力倾转机构、电机及螺旋桨，机翼中部设计安装了压带轮及自由转向导环，机身采用承力隔框及全蒙皮形式，隔框间用碳管连接定位，机身中段采用圆截面，向前向后收缩为导圆，中段机身设置起落架安装隔板、设备舱地板，与机身中段隔框用榫头榫槽连接，机身中部上缘开平台槽，平台上用层板做出碳管梁槽与机翼梁用螺丝连接，机身尾部上缘开平台槽，与平尾用螺丝连接；两组动力系统采用两旋翼布局方式，两组动力系统分别位于机翼左右翼尖延伸出的转轴上，两组动力系统位置的连线穿过飞机重心，与飞机纵轴距离800mm；两旋翼系统最大推重比1.5，即最大推力15kg，单套动力系统需要最大推力7.5kg，平飞动力系统采用拉进式安装方式；所述机翼的几何参数为：机翼参考面积SW，机翼展弦比A，机翼展长b，机翼梢根比λ，机翼平均气动弦cA，cA＝300mm；弦线后掠角ΛLE，ΛLE＝0°；机翼安装角iW＝2°，上反角ΓW＝0°；所述副翼参数为：副翼面积Sa，0.2375m2；副翼相对面积副翼展长ba，1.0261m；副翼相对展长副翼弦长ca，cA＝0.111m；副翼相对弦长所述机身长度由经验值选定为： Lf＝1.5m 机身截面形状为圆形，前后渐收以减小机身阻力，截面尺寸协调起落架及任务装载的需要确定；机身在中央直径为250mm，向前向后收缩为导圆，设备舱长度600mm；所述尾翼使用平板翼型，升降舵展长0.72m，弦长0.055m，占平尾面积0.2724；方向舵展长0.4m，弦长0.035m，占垂尾面积0.25；机身总长1.5m，其中机头部分200mm，中段机身0.6m，机身尾端0.7m；机身隔框用2mm航空层板，机身中段圆截面直径250mm，定位碳管选择MX3K斜纹碳管，蒙板用1.5mm轻木，翼身连接平台用4mm航空层板；隔框均打减轻孔用作设备舱和电子线路通道；所述电机为无刷电机；所述螺旋桨采用550mm碳纤维复合桨；所述控制系统包括MCU及其信号处理电路系统、图像传输模块、数据传输模块、倾转驱动模块、指示灯驱动模块、动力模式切换驱动模块、各飞行模式下相应功能舵机驱动模块、双端转速测量模块、倾转角速度/角度模块、GPS高度/速度模块、接收机信号模块和三个单轴陀螺仪；所述地空数据链系统主要由数据传输设备、图像传输设备和地面站组成。
说明书全文	一种倾转旋翼无人机技术领域 [0001] 本发明涉及一种无人机，具体地说，涉及一种倾转旋翼无人机。背景技术 [0002] 倾转旋翼飞机将固定翼飞机和直升机特点融为一体，被形象地称为空中“混血儿”，它兼具直升机垂直起降，可悬停，前、后和侧飞以及固定翼飞机高速巡航、远航程的特点，表现出极为优越的机动性能，在军事和民用领域都有广泛的应用前景，同时也为飞行器今后向智能空中机器人和灵巧飞行器方向发展奠定了技术基础。以美军V-22“鱼鹰”飞机进入服役为标志，多模式飞行器的研究取得了突破性进展，并初步在实战中发挥了重要作用。 [0003] 倾转翼飞机在悬停飞行时就像是一架横列式双旋翼直升机，由“螺旋桨旋翼”提供了全部升力，而飞行控制则通过周期变距和总距杆来实现。由于倾转旋翼飞机在动力装置、结构布局等方面的独特设计，尤其是它的动力倾转角速度对飞机在稳定性、控制特性等方面的影响，较传统飞行器有明显不同，因此，倾转旋翼飞行器的数学建模与控制问题比传统的飞行器要复杂得多。目前的理论研究尤其是对动力倾转动态过程的研究仍不完善，导致目前倾转旋翼类飞机的可靠性和维修性明显不足，飞行安全性设计方法有待提高。 [0004] 在使用两个相互独立的发动机同时工作的方案的工作模式下，很可能会因为一端发动机事故而导致整架飞机坠毁。因此，在两个相对独立的动力输出之间设置左右动力传输机构机构当单端动力失效时，由另一端发动机提供双端旋翼动力，以保障飞机在单端动力失效的情况下继续稳定飞行完成任务，或平安返航的条件从而大大提升双短舱倾转旋翼飞机的生存能力和可靠性。因此十分有必要对倾转旋翼飞机的动力做冗余设计。发明内容 [0005] 本发明的目的在于克服上述技术存在的缺陷，提供一种倾转旋翼无人机。 [0006] 其具体技术方案为： [0007] 一种倾转旋翼无人机，包括机翼、副翼、尾翼、机身、动力系统、控制系统、地空数据链系统，所述动力系统包括动力倾转机构、电机及螺旋桨，机翼中部设计安装了压带轮及自由转向导环，机身采用承力隔框及全蒙皮形式，隔框间用碳管连接定位，机身中段采用圆截面，向前向后收缩为导圆，中段机身设置起落架安装隔板、设备舱地板，与机身中段隔框用榫头榫槽连接，机身中部上缘开平台槽，平台上用层板做出碳管梁槽与机翼梁用螺丝连接，机身尾部上缘开平台槽，与平尾用螺丝连接；动力系统采用两旋翼布局方式，动力短舱的倾转轴与飞机机体横轴重合，且分别位于机翼左、右翼尖处，与飞机纵轴距离800mm；两旋翼系统最大推重比1.5，即最大推力15kg，单套动力系统需要最大推力7.5kg，平飞动力系统采用拉进式安装方式。 [0008] 所述机翼的几何参数为： [0009] 机翼参考面积SW， [0010] 机翼展弦比A， [0011] 机翼展长b， [0012] 机翼梢根比λ， [0013] 机翼平均气动弦长cA，cA＝300mm； [0014] 弦线后掠角ΛLE，ΛLE＝0°； [0015] 机翼安装角iW，iW＝2°； [0016] 上反角ΓW，ΓW＝0°； [0017] 所述副翼参数为： [0018] 副翼面积Sa，0.2375m2； [0019] 副翼相对(机翼)面积 [0020] 副翼展长ba，1.0261m： [0021] 副翼相对展长 [0022] 副翼弦长ca，cA＝0.111m； [0023] 副翼相对弦长 [0024] 所述机身长度由经验值选定为： [0025] Lf＝1.5m [0026] 机身截面形状为圆形，从前至后尺寸渐收，以减小机身阻力，截面尺寸协调起落架及任务装载的需要确定；机身在中央直径为250mm，向前向后收缩为导圆，设备舱长度600mm。 [0027] 机身总长1.5m，其中机头部分200mm，中段机身0.6m，机身尾端0.7m。机身隔框用 2mm航空层板，机身中段圆截面直径250mm，定位碳管选择MX3K斜纹碳管，蒙板用1.5mm 轻木，翼身连接平台用4mm航空层板。隔框均打减轻孔用作设备舱和电子线路通道。 [0028] 尾翼使用平板翼型。升降舵展长0.72m，弦长0.055m，占平尾面积0.2724；方向舵展长0.4m，弦长0.035m，占垂尾面积0.25。 [0029] 电机为无刷电机。 [0030] 所述螺旋桨采用550mm碳纤维复合桨。 [0031] 所述控制系统包括MCU及其信号处理电路系统、图像传输模块、数据传输模块、倾转驱动模块、指示灯驱动模块、动力模式切换驱动模块、各飞行模式下相应功能舵机驱动模块、双端转速测量模块、倾转角速度/角度模块、GPS高度/速度模块、接收机信号模块和三个单轴陀螺仪。 [0032] 所述地空数据链系统主要由数据传输设备、图像传输设备和地面站组成。 [0033] 与现有技术相比，本发明的有益效果为： [0034] 本发明的控制系统实现垂直起降模式下的稳定飞行，实现了转速数据传输功能，完成动力传输机构和短舱倾转机构的机械部分，论证了原理可行性。倾转短舱可实现平稳垂直起降、倾转、平飞的动力供给及短舱倾角、旋翼转速的测量控制任务，同时简化了结构复杂度，结构紧凑，提高了可靠性。附图说明 [0035] 图1为倾转旋翼无人机的结构示意图，其中图1a为倾转旋翼无人机左视图，图1b为倾转旋翼无人机前视图，图1c为倾转旋翼无人机俯视图； [0036] 图2为机翼三视图，其中，图2a为倾转旋翼无人机机翼前视图，图2b为倾转旋翼无人机机翼左视图，图2c为倾转旋翼无人机机翼俯视图(含副翼)； [0037] 图3为倾转机构三视图，其中，图3a为倾转旋翼无人机倾转机构前视图，图3b为倾转旋翼无人机倾转机构左视图，图3c为倾转旋翼无人机倾转机构俯视图； [0038] 图4为机身三视图，其中，图4a为倾转旋翼无人机机身前视图，图4b为倾转旋翼无人机机身左视图，图4c为倾转旋翼无人机机身俯视图。 [0039] 图5为尾翼三视图，其中，图5a为尾翼前视图，图5b为尾翼左视图，图5c为尾翼俯视图； [0040] 图6为动力输出控制和动力倾转控制系统结构图。具体实施方式 [0041] 下面结合附图和具体实施例对本发明的技术方案作进一步详细地说明。 [0042] 如图1至图6所示，一种倾转旋翼无人机，包括机翼、副翼、尾翼、机身、动力系统、控制系统、地空数据链系统，所述动力系统包括动力倾转机构、电机及螺旋桨，机翼中部设计安装了压带轮及自由转向导环，机身采用承力隔框及全蒙皮形式，隔框间用碳管连接定位，机身中段采用圆截面，向前向后收缩为导圆，中段机身设置起落架安装隔板、设备舱地板，与机身中段隔框用榫头榫槽连接，机身中部上缘开平台槽，平台上用层板做出碳管梁槽与机翼梁用螺丝连接，机身尾部上缘开平台槽，与平尾用螺丝连接；动力系统采用两旋翼布局方式，动力短舱的倾转轴与飞机机体横轴重合，且分别位于机翼左、右翼尖处，与飞机纵轴距离800mm；两旋翼系统最大推重比1.5，即最大推力15kg，单套动力系统需要最大推力7.5kg；平飞动力系统采用拉进式安装方式， [0043] 所述机翼的几何参数为： [0044] 机翼参考面积SW， [0045] 机翼展弦比A， [0046] 机翼展长b， [0047] 机翼梢根比λ， [0048] 机翼平均气动弦cA，cA cA＝300mm； [0049] 弦线后掠角ΛLE，ΛLE＝0°； [0050] 机翼安装角iW，iW＝2°； [0051] 上反角ΓW，ΓW＝0°； [0052] 所述副翼参数为： [0053] 副翼面积Sa，0.2375m2； [0054] 副翼相对(机翼)面积 [0055] 副翼展长ba，1.0261m； [0056] 副翼相对展长 [0057] 副翼弦长ca，cA＝0.111m； [0058] 副翼相对弦长 [0059] 所述机身长度由经验值选定为： [0060] Lf＝1.5m [0061] 机身截面形状为圆形，从前至后尺寸渐收，以减小机身阻力，截面尺寸协调起落架及任务装载的需要确定；机身在中央直径为250mm，向前向后收缩为导圆，设备舱长度600mm。 [0062] 机身总长1.5m，其中机头部分200mm，中段机身0.6m，机身尾端0.7m。机身隔框用 2mm航空层板，机身中段圆截面直径250mm，定位碳管选择MX3K斜纹碳管，蒙板用1.5mm 轻木，翼身连接平台用4mm航空层板。隔框均打减轻孔用作设备舱和电子线路通道。 [0063] 尾翼使用平板翼型。升降舵展长0.72m，弦长0.055m，占平尾面积0.2724；方向舵展长0.4m，弦长0.035m，占垂尾面积0.25。 [0064] 电机为无刷电机。 [0065] 所述螺旋桨采用550mm碳纤维复合桨。 [0066] 所述控制系统包括MCU及其信号处理电路系统、图像传输模块、数据传输模块、倾转驱动模块、指示灯驱动模块、动力模式切换驱动模块、各飞行模式下相应功能舵机驱动模块、双端转速测量模块、倾转角速度/角度模块、GPS高度/速度模块、接收机信号模块和三个单轴陀螺仪。 [0067] 所述地空数据链系统主要由数据传输设备、图像传输设备和地面站组成。 [0068] 左右动力传输机构由皮带、卡带轮、动力传输主齿组成，使两端动力不再完全独立，当一段发动机失效后，通过左右动力传输机构可使单发带动双发工作。 [0069] 减速器：此动力系统采用两级齿轮减速系统。 [0070] 旋翼主轴：采用直径12mm，的旋翼主轴套在二级减速齿轮上，与旋翼系统连接，电机通过旋翼主轴输出动力。 [0071] 以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，本发明的保护范围不限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明披露的技术范围内，可显而易见地得到的技术方案的简单变化或等效替换均落入本发明的保护范围内。