一种旋定翼复合式飞行器制造技术

一种旋定翼复合式飞行器，它由共轴反桨、反向传动装置、发动机输出轴、带起动发电机的发动机、机翼、尾部桨叶、着陆架、涵道、舵机、整流片、机身、电机、电机驱动轴、机翼小迎角控制机构、副翼舵面、尾翼舵面组成。共轴反桨位于该飞行器上部，它与发动机输出轴相连；反向传动装置安装在共轴反桨之间；电机与电机驱动轴连接，由发动机上的起动发电机供电；机翼位于飞行器中部两侧与机身连接；尾部桨叶位于飞行器尾部，它安装在电机驱动轴后部；着陆架位于机身下部并与之固接；涵道与着陆架连接；整流片装在涵道内，与舵机相连；机翼小迎角控制机构装在机翼上。本实用新型专利技术结构新颖，构思科学，它具有广泛的实用价值和应用前景。（*该技术在2019年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及一种飞行器，尤其涉及一种旋定翼复合式飞行器，属于航空航天

技术介绍
1.国外研究背景 MIT研究的Draper小型自动飞行器(Draper Small Autonomous AerialVehicle，or DSAAV)。机身长1514毫米，旋翼直径1455毫米，Draper是通过无线电遥控控制，Draper上的设备主要有差分GPS，六自由度的惯性测量单元，两轴的磁罗盘，超声高度声纳等传感器，系统同时使用了卡尔曼过滤器提高导航的精度，并改善系统的可靠性以及容错能力。 德国等国家联合研制的Seamos海上侦察无人驾驶直升机。其机上采用共轴反转双桨叶双旋翼系统，由涡轮发动机驱动。其机长2.85米任务载荷有海上监视雷达、红外探测仪、电子对抗设备等，负载重量最大可达150公斤。该机采用先进的数字航空电子设备，以及INS/GPS等系统实现自主飞行。 TAG公司推出全复合材料机体无人直升机。TAG-M65和TAG-M80无人机的有效载荷能力20千克、续航时间8小时，故可携带监视、通信、传感器、干扰或其他几十种有效载荷，在近800千米距离内遥控或自主完成各项任务。AG-M80正在全速生产，也可提供民用和商用其他改型，如执法、检查服务、公共巡逻、农业查看以及摄影与媒体应用。 上面介绍的三种飞行器前飞速度较慢，而且载荷较小，抗风能力差。 V-22等倾转旋翼飞机既具备直升机特有的“树梢高度”的机动性和垂直起落带来的战术使用上的灵活性，又具备固定翼螺旋桨飞机的速度和航程。然而，对于这种飞机，涡流环是一个大得多的问题。直升机在下降过程中旋翼和气流的相对速度减小，旋翼的气动效率下降。当直升机下降速度过快，旋翼进入自己的下洗气流时，旋翼产生的升力会骤然减小，好像汽车轮子打滑一样。这时，加大旋翼功率也不顶用，直升机会不可控制地急速下滑。有时可以不是一路下滑，而是剧烈地起伏，发动机功率保持不变，旋翼升力变化可以达到正负30％以上。如果有一定的高度的话，应该减小旋翼功率，并设法压机头以获取一定的前进速度，改出涡流环状态。但直升机大多是在降落过程中进入涡流环状态的，所以很少有成功改出的。不同的直升机和大气状况有不同的进入涡流环的下降速度，但若是下降过快，所有直升机都可能进入涡流环状态。MV-22可以将发动机前倾，增加前进速度，可以相对容易地改出涡流环状态。但MV-22的问题出在横列双桨布局上，往往一侧进入涡流环，或两侧进入涡流环的程度不均匀，导致不可控横滚。横滚使得上抬的一侧脱离涡流环，而下沉的一层更深地进入涡流环，进一步加剧了两侧升力的不均匀，最终导致倾覆和坠毁。MV-22的机翼在急速下降时，在机翼上方形成低压区，也对诱发涡流环有不利影响。即使是轻度的不对称的涡流环，两侧发动机的升力也可能不同步(out of phase)，造成不可控的横滚。两侧不对称的涡流环可以由强烈的局部气流引起，也可以由附近别的直升机的下洗气流引起，这对MV-22以密集队形在两栖攻击舰甲板和登陆场起降很不利。 这种飞行器可以垂直升降、悬停，高速前飞，而且有效载荷大。但是在下降时容易造成涡流环现象。 “蜻蜓”无人机计划由美国防高级研究计划局(DARPA)提出，波音公司负责研制样机，这种复合式飞机称之为鸭式旋翼/机翼(CanardRotor/Wing，CRW)无人机，“蜻蜓”设计有类似直升机的宽旋翼，当飞机起飞降落时旋翼就是无人机上的螺旋桨，当飞机平飞时，旋翼被锁定在机身上，它就成为固定机翼，从而使飞机既具有直升机一样的垂直起降和空中悬停能力，又能像固定翼飞机那样高速巡航飞行，这种设计不仅融合了两种不同种类飞机的飞行性能，提高了各自的飞行包线，而且还具有较低的信号特征值和很好的高速飞行生存性。 1998年，DARPA/波音共同出资研制2架基于CRW的无人机“蜻蜓”。然而，两架都已经失事了。 位于加利福尼亚州蒙罗维亚(Monrovia)的航空环境公司(AeroVironment)和美国空间研究室(AFRL)正研制一种名为SkyTote的新型无人机。所研究的SkyTote可垂直起落、悬停和高速前飞，并可在悬停和前飞状态之间互相转换的UAV设计，目前尚未作为装备型号、要求其达到某种确定的性能指标。该机采用共轴反转桨叶，起落和悬停时如同直升机的旋翼一样产生升力，而平飞时则产生拉力，此时升力由机翼提供。 SkyTote的最大前飞速度可达200海里/小时(370千米/小时)，而直升机通常只能达到100～105海里/小时(185～194千米/小时)。该机重208磅(94.3千克)，采用1台无人机发动机有限公司(UAV Engine)功率38.22千瓦的发动机，全机较大的功重比使其飞行控制系统的设计难度降低，飞行包线也较大。该机可自主飞行，大多数试飞也将是自主的，但在必要时可由1名驾驶员遥控。但是，这种飞行器在模态转换过程中机翼前扑，迎角过大，容易造成不必要的侧滑和滚转。 2.国内研究背景 重庆造无人直升机发动机采用52cc双缸；燃料/油箱汽油/4升；机长1.5米，机高0.56米；主旋翼直径1.8米；尾旋翼直径0.34米；续航时间60～120分钟(可根据需要加装油箱)；巡航速度100公里/小时；空重10公斤。该机只进行过遥控飞行。 北京航空航天大学研制的“海鸥”垂直起降无人机是一种共轴反桨式多用途小型无人驾驶直升机。该机结构紧凑，可在较小的陆地和甲板上起飞和降落，陆地和海上运载方便。该机机体为轴对称椭球体，无尾翼。机上有两组转向相反的旋翼，产生的扭矩相互平衡。飞行中气流对称，悬停和中速飞行效率高，易于操纵，不存在来自尾桨的故障率。 该机起飞重量350公斤，载荷50-100公斤，升限3000米，最大平飞速度132千米/小时，作战半径50千米，旋翼直径4.8米，发动机功率100马力。这种无人直升机已经过试验验证，并且完成了50千米的超视距自动控制飞行，能够实现自动驾驶、自稳定。 南京航空航天大学的“翔鸟”无人直升机，它的旋翼直径7.07米，升限达到3000千米，巡航速度每小时150公里，有效载重是50公斤，续航时间四个小时。其实现的是陀螺增稳(阻尼)，采用遥控形式，仍然没有实现自主飞行。 总结上述介绍的各种无人飞行器看出，无人直升机普遍存在的问题是前飞速度慢，有效载荷较小，而且续航航程短，而且在抗风能力上也存在着不足。同时，我们也发现，目前国内无人飞行器的研究水平要比美国等国在技术上存在着一定的差距。其主要表现在美国等国已经在提高无人飞行器综合性能上做出了重大的进步。比如SkyTote的研究已经突破了传统无人飞行器的设计思路。通过一些建模和控制方案等技术的改进，使得无人飞行器的稳定性、机动性、飞行速度和航程等指标都有显著提高。 3、无人飞行器建模与控制 目前，已经有许多无人飞行器的研究工作，主要有基于非线性建模的等级控制方法；基于线性建模的多环控制；基于非线性建模的自适应控制；基于辨识技术的非线性建模。 加州大学伯克利分校研究者在飞行器盘旋阶段设计一个有效的线性时变模型。通过试验获得系统的响应数据，并利用时间域分析方法，得到一个线性定常系统。用所得到的模型设计了一个反馈控制，具有多环的单输入单输出控制结构(忽略了系统各通道之间的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种旋定翼复合式飞行器，其特征在于：该飞行器由共轴反桨、反向传动装置、发动机输出轴、带起动发电机的发动机、机翼、尾部桨叶、着陆架、涵道、舵机、整流片、机身、电机、电机驱动轴、机翼小迎角控制机构、副翼舵面、尾翼舵面组成。共轴反桨位于该飞行器上端部，它与发动机输出轴相连；反向传动装置安装在共轴反桨之间；电机与电机驱动轴连接；机翼位于飞行器中部两侧，与机身连接；尾部桨叶位于飞行器下部，它被安装在电机驱动轴下端部；着陆架位于机身下端部并与之固接；涵道与着陆架连接；整流片安装在涵道内、与舵机连接；机翼小迎角控制机构安装在机翼上；副翼舵面、尾翼舵面分别安装在机翼和尾部涵道上；　所述共轴反桨，是由上螺旋桨和下螺旋桨组成，上螺旋桨安装在发动机输出轴上端部，下螺旋桨安装在反向传动装置的外连接架上；　所述反向传动装置， 是由内、外连接架和齿轮反向驱动机构组成，内、外连接架安装在发动机输出轴上，齿轮反向驱动机构安装在外连接架内；其中，齿轮反向驱动机构是由齿轮架、正向输出齿轮、四个增速齿轮、增速上齿轮、增速下齿轮、增速齿轮轴组成，它们互相啮合；　所述发动 机输出轴是一根直径不等的多台阶轴，上螺旋桨、内、外连接架、发动机都安装在发动机输出轴上；尾部桨叶安装在电机驱动轴上，发动机规格为３５ＫＷ全铝活塞发动机；　所述电机其型号规格是６ＫＷ起动发电机及直流无刷电机；　所述机翼的断面形状是 对称翼型即ＮＡＣＡ０２１２；它位于飞行器中部两侧与机身连接；　所述尾部桨叶是三片扇叶，它安装在电机驱动轴下端部，被涵道包围；所述着陆架是钢结构支架，它有四个支脚，连接在机身下部，供飞行器着陆用；　所述涵道是圆筒形构件，它与着陆架 固接在飞行器底部；　所述整流片是由俯仰控制整流片和偏航控制整流片组成，它们安装在涵道内，受俯仰舵机和偏航舵机操控偏转；　所述机身是飞行器的一个壳体，它呈流线型态，机翼、着陆架安装其上；　所述机翼小迎角控制机构，它由小迎角调 节驱动齿轮、小迎角调节传动齿轮和小迎角控制电机组成；小迎角控制电机连接并驱动小迎角调节驱动齿轮，小迎角调节驱动齿轮与小迎角调节传动齿轮啮合，小迎角调节传动齿轮与机翼连接；　所述副翼舵面包括左副翼舵面、右副翼舵面，分别由左副翼舵机和右副 翼舵机控制；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，分别由上左尾翼舵机、上右尾翼舵机、下左尾翼...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王新华，张瑞峰，樊鹏辉，蔡开元，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：实用新型
国别省市：11[中国|北京]