一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机的制作方法

本发明属于微型无人机技术领域，具体是一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机。

背景技术：

近期，随着无人机市场需求的不断扩大及无人机技术的不断发展，无人机的微型化已经成为该领域的重要发展方向之一。

微型飞行器(microairvehicle简称mav)作为无人机的一个类别，1992年首次在未来军事大会上被美国国防高级研究计划局(darpa)提出。当时darpa对微型飞行器的定义为：微型飞行器的飞行速度约在5～20m/s，其机身最大设计长度在10～15cm之间，大约为一个成年人手掌大小。

随着科技的发展以及对实际使用情况的深入研究，美军对微型飞行器的尺寸限制渐渐放宽，对无人机的功能以及实用性有了更高要求。按照美军最新的微型飞行器研究成果，例如灰山鹑无人机，尺寸已经放宽到30-40cm。

微型无人机体积小，重量轻，操作简单，便于携带和隐蔽性好，在未来单兵作战领域将会有广阔的使用空间，可以作为单兵随身携带的一种战场侦察设备，以满足部队连、排、班级近程战术侦察的需求。因为体积小的天生优势，它可以承担特殊任务，甚至能探测到大型建筑物和大型设施的内部情况。

为了保证无人机在狭小空间飞行的能力，具有良好的机动性，也就是悬停能力是非常必要的，如今在固定翼微小飞行器领域实现悬停的无人机多采用尾座式构型，尾座式构型具有重量轻和阻力小的特点，非常适用于微小飞行器；然而抗风性能一直是其致命的弱点。同时，这类微小飞行器往往具有极强的抗摔能力，但是这类飞行器一旦落在地上，即使没有任何损坏，飞行器依然难以再次起飞继续执行任务。

因此解决抗风能力以及自由起降的难题变得至关重要。

技术实现要素：

针对上述问题，本发明提出了一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机，采用的是新型可自由起降的尾座式微型无人机，具有悬停，平飞以及工况转换三种飞行模式，同时无人机正反面着陆后均可以快速起飞，使得无人机执行任务具有更高的生存能力。

所述的倾转动力微型固定翼无人机包括：主机身，左右两侧各有一个主机翼，主机翼顶端各安装一个微型动力系统；主机翼底端为气动舵面；同时，在每个主机翼顶端均安有倾转动力系统；

微型动力系统包括微型无刷电机和微型螺旋桨；倾转动力系统包括伺服机构和倾转机构；微型无刷电机安装在微型螺旋桨的下方，给微型螺旋桨提供旋转的动力；同时，微型无刷电机固定在倾转机构上，倾转机构通过连杆连接伺服机构的输出摇臂；伺服机构安装在主机翼前缘。

当无人机在地面停放时，伺服机构控制倾转机构进行转动，从而控制螺旋桨拉力的方向，当螺旋桨轴线和无人机机体轴线之间的夹角且矢量控制力臂lv≥4cm，无人机从地面原地起飞。

具体动力学分析过程如下：

对于无人机起飞过程，无人机主要受力包括重力，螺旋桨拉力和地面支持力。其中，地面支持力可以简化为两点受力，即支持力作用在前支撑点和机尾部分。

地面起飞过程中无人机动力学方程如下：

其中x为无人机质心的前后位移，t为螺旋桨拉力，θ为无人机的俯仰角度(竖直悬停状态为0°，无人机前倾为负，后仰为正)，为螺旋桨轴线和无人机机体轴线之间的角度(与无人机机体轴线平行为0，倾转机构前倾(下偏)为负，后仰(抬头)为正)，h为无人机的高度，m为无人机的质量，iy为无人机的俯仰转动惯量，q为无人机的俯仰角速度，lv为无人机的矢量控制力臂。fg1为无人机前支撑点的地面支持力，d1为无人机前支撑点到无人机质心的水平距离，fg2为无人机机尾的地面支持力，d2为无人机机尾到无人机质心的水平距离。

倾转机构的旋转能带动螺旋桨轴线和无人机机体轴线之间的夹角达到正负60度，因此无人机通过正面着地或者反面着地后，均能实现从原地起飞。

进一步，在平飞过程中，通过分别控制左右微型无刷电机的转速，带动两个螺旋桨的拉力不同，通过两个螺旋桨的差速控制无人机的偏航航向运动。

进一步，主机身舱内部放置各种电子设备；

进一步，所述的倾转动力微型固定翼无人机采用尾座式，无尾飞翼布局和后掠梯形机翼，翼展为150-500mm，机长为150-400mm，无人机作战重量约270-600g；

所述的倾转动力微型固定翼无人机的飞行过程具体为：

首先，通过遥控器的摇杆解锁无人机，微型无刷电机开始转动，带动螺旋桨旋转，产生拉力；此时拨动起飞开关，在螺旋桨拉力的作用下，无人机的姿态会从“平躺”逐渐转为竖直，质心位置不断升高，转为悬停模式，并在预定高度位置定点悬停，完成起飞任务。

然后，拨动转换开关，无人机将在高度保持的状态下自动转为平飞模式，倾转机构和气动舵面一起偏转，产生低头力矩和向前的推力，无人机速度开始增加，并将俯仰姿态逐渐放平，直到速度达到预定速度，完成了转换过程，进入平飞模式。

在任务完成后需要降落，或是需要在某处进行精确作业，再次拨动转换开关，无人机将自动进入悬停模式，进入悬停模式后，倾转机构在小角度范围内转动，用于维持无人机姿态稳定。

当无人机从正面着地或者反面着地后，由于长时间不在竖直状态，倾转机构自动转至最大偏转角度，保证螺旋桨不会和地面发生干涉，同时拨动开关，螺旋桨拉力的向上分量超过重力，在螺旋桨拉力的作用下，无人机由“平躺”渐渐转为竖直，达到悬停状态；此时气动舵面和倾转机构均回复到正常位置，无人机完成再次从地面起飞，进行后续任务即可。

本发明与现有技术相比，具有以下明显优势：

1.一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机，体积小重量轻，隐蔽性好，成本低廉，携带简便，适应于单兵作战进行侦察等任务。

2.一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机，倾转动力系统使得无人机具备自由起降能力，当无人机降落进行侦察，或者当无人机出现坠机时候，无论正面或者背面接触地面，均可以通过倾转动力系统，实现无人机自由起降，扩大作业使用范围，同时提高无人机复杂环境的生存能力。

3.一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机，采用无尾飞翼布局，通过差速进行偏航航向控制，这使得无人机体积包络大大减小，便于在单兵背包中携带。同时，在飞行过程中，具有良好的抗侧风能力，从而较好的解决了微型无人机的抗风问题。

4.一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机，与普通的无人机相比，普通的无人机悬停状态一般通过底部的舵面进行姿态控制，底部舵面的气动力较小，所以控制力矩不强；本发明通过倾转机构，直接改变螺旋桨拉力的方向，控制力矩会更强，偏航控制力矩可以达到舵面的5倍左右，使得无人机具有良好的抗风性能，可以更好的适应复杂的战场环境。

附图说明

图1为本发明一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机腹部视角结构示意图；

图2为本发明一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机顶部视角结构示意图；

图3为本发明一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机基本视面示意图；

图4为本发明一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机的主机翼顶端局部放大图；

图5为本发明微型无人机飞行状态从悬停→过渡转换→平飞的切换过程示意图；

图6为本发明微型无人机在正面着地后从地面起飞到达悬停状态的过程示意图；

图7为本发明微型无人机在反面着地后从地面起飞到达悬停状态的过程示意图；

图中：1-微型动力系统；2-主机翼；3-主机身(任务载荷舱)；4-气动舵面；5-伺服机构；6-倾转机构；7-连杆；8-摇臂；

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细说明。

在各种复杂条件下，无人机落地可能成为司空见惯的事情，再次起飞继续执行任务则十分重要。因此本发明提出了一款新型可自由起降的尾座式微型无人机，适用于各类复杂战场环境进行侦察作业，具有悬停，平飞以及工况转换三种飞行模式，当遇到各类突发情况导致降落或坠机后，可以在任何角度着地后快速起飞，使得无人机执行任务具有更高的生存能力。

所述的一种自由起降的倾转动力微型固定翼无人机，是一款尾座式，具有悬停能力的微型固定翼无人机；典型翼展为150-500mm，典型机长为150-400mm，无人机作战重量约270-600g，无人机尺寸小，重量轻，可以轻松的装进军用背包中，在战场上随身携带。无人机悬停续航时间大于20分钟，平飞续航时间可以达到40分钟，无人机巡航速度12m/s，载重量可以超过150g，较大的载重量使得其可以被扩展各种功能，或延长续航时间。

如图1，图2和图3所示，包括：主机身3(任务载荷舱)，左右两侧各有一个主机翼2，主机翼2顶端各安装一个微型动力系统1；主机翼2底端为气动舵面4；同时，在每个主机翼1顶端均安有倾转动力系统；

无人机的电子设备主要放置在机身设备舱内部，巨大的空间使得她可以有更广阔的开发应用前景。

如图4所示，微型动力系统1包括一对微型无刷电机带动的微型螺旋桨；被安装在无人机的左右两侧；倾转动力系统包括伺服机构5和倾转机构6；微型无刷电机安装在微型螺旋桨的下方，给微型螺旋桨提供旋转的动力；通过分别控制左右微型无刷电机的转速，带动两个螺旋桨的拉力不同，通过两个螺旋桨的差速控制无人机的偏航航向运动。同时，微型无刷电机固定在倾转机构6上，倾转机构6通过连杆7连接伺服机构5的输出摇臂；伺服机构5安装在主机翼前缘。

当无人机在地面停放时，伺服机构5的输出摇臂通过连杆拉动倾转机构6进行转动，从而控制螺旋桨的角度，改变螺旋桨拉力的方向，在悬停和平飞过程中，倾转机构6为无人机提供强大的控制力矩，使得无人机可以更好的抵御外界大气扰动。当螺旋桨轴线和无人机机体轴线之间的夹角且矢量控制力臂lv≥4cm，无人机从地面原地起飞。

具体计算过程如下：

对于无人机起飞过程，无人机主要受力包括重力，螺旋桨拉力和地面支持力。其中，地面支持力可以简化为两点受力，即支持力作用在前支撑点和机尾部分。

地面起飞过程中无人机动力学方程如下：

其中x为无人机质心的前后位移，t为螺旋桨拉力，θ为无人机的俯仰角度(竖直悬停状态为0°，无人机前倾为负，后仰为正)，为螺旋桨轴线和无人机机体轴线之间的角度(与无人机机体轴线平行为0，倾转机构前倾(下偏)为负，后仰(抬头)为正)，h为无人机的高度，m为无人机的质量，iy为无人机的俯仰转动惯量，q为无人机的俯仰角速度，lv为无人机的矢量控制力臂。fg1为无人机前支撑点的地面支持力，d1为无人机前支撑点到无人机质心的水平距离，fg2为无人机机尾的地面支持力，d2为无人机机尾到无人机质心的水平距离。

从中可以看出，当无人机动力系统的倾转角度较大，且无人机的矢量控制力臂lv较大时候，无人机在起飞过程中会有较强的俯仰控制力矩，从而可以实现由水平进入悬停模式的控制能力，同时由于无人机姿态角度θ通常接近90°，当倾转角度较大时候，无人机像前滑行的加速度较小，可以让无人机几乎不向前滑行的实现原地自由起飞，当本发明的动力系统的倾转角度且矢量控制力臂lv≥4cm，经过计算与实验，足以满足无人机地面原地起飞要求。

进一步，所述的倾转动力微型固定翼无人机采用尾座式，无尾飞翼布局和后掠梯形机翼，在无人机机翼前缘初安装一对倾转机构，旋转能带动螺旋桨轴线和无人机机体轴线之间的夹角达到正负60度，因此无人机通过正面着地或者反面着地后，均能实现从原地起飞。

所述的倾转动力微型固定翼无人机的飞行过程具体为：

如图5所示，首先，通过遥控器的摇杆解锁无人机，微型无刷电机开始转动，带动螺旋桨旋转，产生拉力；此时拨动起飞开关，在螺旋桨拉力的作用下，无人机的姿态会从“平躺”逐渐转为竖直，质心位置不断升高，转为悬停模式，并在预定高度位置定点悬停，完成起飞任务。

然后，拨动转换开关，无人机将在高度保持的状态下自动转为平飞模式，倾转机构和气动舵面一起偏转，产生低头力矩和向前的推力，无人机速度开始增加，并将自己的俯仰姿态逐渐放平，直到速度达到预定速度，完成了飞行模式转换过程，进入平飞模式。

在任务完成后需要降落，或是需要在某处进行精确作业，再次拨动转换开关，无人机将自动进入悬停模式，进入悬停模式后，倾转机构在小角度范围内转动，用于维持无人机姿态稳定。

如图6和图7所示，当无人机从正面着地或者反面着地后，由于长时间不在竖直状态，倾转机构自动转至最大偏转角度，保证螺旋桨不会和地面发生干涉，同时拨动开关，螺旋桨拉力的向上分量超过重力，在螺旋桨拉力的作用下，无人机由“平躺”渐渐转为竖直，在飞控系统的增稳控制下，达到悬停状态；此时气动舵面和倾转机构均回复到正常位置，无人机完成再次从地面起飞，进行后续任务即可。此过程大大提升了无人机的生存能力，使得在遭遇各种意外导致坠机的情况下，不会因为无法起飞而丧失战斗力。

本发明所述的无人机可以按照固定翼模式长距离飞行，到预定目标附近后，无人机转换为悬停模式，进入狭小空间进行侦察/打击作业，也可以选择在较为隐蔽的地方进行着陆并进行侦察，在完成任务后，可以在任何姿态下完成起飞任务，随后进行返航。如果无人机在飞行过程中遇到突风等特殊情况出现坠机，由于微小飞行器的特性，大概率将不会出现较大损坏，此时无人机可以再次起飞，继续完成后续的作业任务。

无人机采用无尾飞翼布局，因此无人机在平面降落后只有两种可能的姿态，即正面或者背面着地，当无人机准备从地面起飞时，两套动力系统会倾转至最大角度，保证此时螺旋桨旋转起来将不会与地面产生干涉。此时拨动开关，无人机即可自动起飞至悬停状态，开始执行任务。

无人机在悬停状态时，当无人机受到侧风等较大的扰动时，无人机的倾转动力系统将会协助保持无人机姿态的平稳，使得无人机悬停状态的抗风性能可以达到4-5级，高于同级别尾座式飞行器。

在平飞过程中，无人机无垂尾，因此将没有风标静稳定性，无人机通过两个螺旋桨差速进行航向控制，这使得当无人机在大侧风条件下可以更好的保持巡航姿态以及飞行航线，提高巡航效率，从而更好的完成任务。