一种多旋翼集成飞行器与飞行控制方法与流程
本发明涉及飞行器，具体涉及一种多旋翼集成飞行器与飞行控制方法。
背景技术：
1、传统的多旋翼无人机虽然能够实现垂直起降与空中悬停，但因没有固定翼产生升力，全靠电机功率克服其自身重量，因此没有充分利用空气动力学伯努利原理提高升力，故大部分四旋翼飞行器功效比只有20％左右，因圆管支撑架体废阻较高难以实现高速飞行，依靠电池储能密度低，留空时间短，续航力与经济性都不高；固定翼飞行器虽然提高了功效比，但需要机场跑道才能起飞和降落；复合翼飞行器虽具备了上述结合的优势，但是数量众多、自重又大的多旋翼电机大都是只在垂直起降和悬停阶段短时间使用，旋翼电机是固定在几根圆管支撑上，不但增加了飞行器的自重，高速飞行时阻力迅速增大，也降低了功效比，又大幅度减少了有效载荷，美国鱼鹰v22倾转翼飞行器虽然也解决了旋翼在固定翼外端口的垂直与水平方向的转换功能，但是对固定翼结构强度要求高，转换机械和电动伺服结构复杂，生产工艺难度大，造价高，固定翼端口振动幅度大，破坏力严重，同时在垂直起飞阶段螺旋桨的下洗气流在邻近的固定翼面和机体上部面积上产生较大的下沉风荷载,也减低了飞机的起飞重量与有效荷载，常常因为两种工况转换造成的气流紊乱出现机体整体失稳。
2、针对上述技术难题，迫切需要设计一种功效比高、又能满足垂直起降的多旋翼飞行器，并创新设计一种多旋翼集成飞行器及飞行控制方法，既能满足垂直起降、低速飞行、空中悬停的需求，也能够在无需跑道的情况下实现类似固定翼飞行器的高速飞行，还需解决旋翼与固定翼飞行状态的平稳转换，使得旋翼推进器在固定翼飞行状态也能发挥作用，并且在旋翼工况条件下能克服下洗气流对机翼或机体上部面积产生下沉荷载的问题，提高飞行的安全可靠性等，同时考虑到了经济性与储存、运输等的便捷性，以及适应不同环境的起落架配置，优化的动力分配系统和舵机控制，应急安全的系统保护措施，以确保在各种飞行状态下都能维持良好的稳定性和操控性。
技术实现思路
1、为解决背景技术中存在的问题，本发明提供一种多旋翼集成飞行器，其包括机体、集成机翼、飞控系统、动力系统，其中：
2、集成机翼是将舵翼、推进器、方向舵和舵翼传动轴接口集成的一个统一标准部件，由升降舵机通过舵翼传动轴控制整个集成机翼仰角α变化；由方向舵机控制每个集成机翼上的方向舵舵角β变化；推进器和方向舵均安装在舵翼上；
3、升降舵机与舵翼传动轴连接，舵翼传动轴通过舵翼传动轴接口与舵翼相连接；
4、每个集成机翼上至少设置一个舵翼、一个推进器和一个方向舵；每个集成机翼至少有一个升降舵机控制；
5、沿机体左右对称设置的两个集成机翼为一组，左右对称的两个集成机翼的推进器规格一致，产生的扭矩方向相反，左右对称的两个集成机翼的升降舵机规格一致；
6、在机体上前后至少设置两组集成机翼；每两组集成机翼对角线的推进器产生的扭矩方向一致且功率相同。
7、优选的方案中，所述方向舵是设置在推进器气流顺向居中且以舵翼为基准的双向对称舵面结构。
8、优选的方案中，所述集成机翼设置有机翼折叠机构。
9、优选的方案中，所述机体上设置有固定翼。
10、优选的方案中，所述机体上设置有直升机旋翼结构。
11、优选的方案中，在所述机体上设置有矢量推进器。
12、优选的方案中，在所述飞行器上设置两层或多层纵向连体雷达天线罩。
13、优选的方案中，在所述飞行器上设置外挂姿态平衡推进器，为成对设置，设置一对时沿机体x中心线左右对称分布，两对时沿机体y中心线前后对称分布。
14、优选的方案中，在所述飞行器上设置可遥控自动脱离的电源外接口，由机载电源接口和机载接口解脱器组成，机载电源接口设置有多线头电源连接线、地面指令控制信号线；这种电源外接口通过配套地面电源接口、专用抗拉电缆线与地面供电系统连接。
15、一种多旋翼集成飞行器的飞行控制方法，集成机翼的推进器的位置设置使飞行器在多旋翼飞行工况下螺旋桨盘面低于飞行器机体上部面，且螺旋桨的下洗气流不构成对飞行器机体上部面积产生下沉风荷载；该飞行器有旋翼工作状态和固定翼飞行状态，在多旋翼飞行工况与固定翼飞行工况的飞行控制是通过改变舵翼水平舵角α、方向舵舵角β和推进器功率组合控制完成的；所述升降舵机设置在机体内部；舵机设置超限安全保护装置，在旋翼飞行状态，集成机翼舵翼仰角α控制在75°～+105°之间；在固定翼飞行状态，集成机翼舵翼仰角α控制在-15°～+25°之间，旋翼与固定翼飞行状态相互转换α控制在+25°～+75°之间进行；这种小角度设计主要是控制旋翼飞行状态和固定翼飞行状态的稳定性，防止大角度操作产生过载发生飞行事故，数据来源于结构设计与大数据统计后的修正值，在此范围既可保证飞行器的操纵性能，又能最大限度的降低飞行事故率，是一个优化组合参数；
16、两组集成机翼分别为右前舵翼，左前舵翼，左后舵翼，右后舵翼；方向舵分别命名右前方向舵，左前方向舵，左后方向舵，右后方向舵，舵角β方向就是方向舵尾部偏转方向，向右为正，向左为负；
17、螺旋桨分别命名右前桨；左前桨；左后桨；右后桨；其中右前桨和左后桨均为逆时针旋转，反向扭矩为顺时针方向，左前桨和右后桨为顺时针旋转，则反向扭矩为逆时针方向，飞行器自重为w；推进器均设定为电动机，分别命名为右前推进器、左前推进器、左后推进器、右后推进器，拉力用f表示，加力为正，减力为负；由于各螺旋桨实行同步总功率控制，各螺旋桨的功率也一致，因此产生的扭矩相互抵消，总扭矩为零，升降舵机内置机体中，右前升降舵机和左前升降舵机设置在机身靠近机头的方向，左后升降舵机和右后升降舵机设置在机身靠近机尾的方向；
18、飞行控制主要是靠升降舵机、方向舵与总功率调整实现的，具体步骤如下：
19、s1、系统启动前检查：首先将飞行器移至起飞区域并展开，检查各系统处于完好状态，通电将各系统恢复到初始状态，两组集成机翼翼面仰角α与方向舵舵角β都恢复到统一的初始基准零位状态,未到零位应进行微调到零位，再按下复位机翼按钮,此时飞控系统自动记忆机翼基准零位，作为整个飞行过程的控制基准面；通过飞控系统遥控舵机检查两组集成机翼翼面仰角α在-15°～+105°之间和方向舵舵角β在设定区间运行灵活，超界限位控制准确；
20、旋翼工作状态：是指通过升降舵机控制集成机翼翼面仰角α在75°～+105°之间、方向舵舵角β在设定区间和动力系统整体改变推进器输出的功率对飞行器不同方向产生作用力的变化完成的飞行操纵，在此飞行状态推进器产生的升力主要是克服飞行器的重力；
21、s2、垂直起降与悬停：
22、①启动复位：由飞控系统通过舵机驱动使两组集成机翼翼面都处于垂直状态，仰角α≈90度,舵角β＝0度,此状态设置专用按键实现一步到位，螺旋桨桨盘面都处于垂直向上状态,若是变矩推进器再将总桨矩变小到垂直起降启动状态；
23、②启动：由飞控系统通过动力系统向集成机翼的各个推进器电机小电流启动通电，并保证每组螺旋桨转速相同，旋转方向相反；
24、③垂直起飞：预热两分钟观察工作稳定后同步加大输出功率，若是变矩推进器还需同步将总桨矩变大到垂直起飞状态，当所有推进器产生的总升力大于飞行器的起飞重量时就处于垂直起飞升高状态；
25、④悬停：起飞一定高度后，同步减少各推进器输出功率，若是变矩推进器还需同步将总桨矩变小到悬停状态，当所有推进器产生的总升力等于飞行器的现有重量时就处于悬停状态；
26、⑤下降：同步再减少输出功率，若是变矩推进器还需同步将总桨矩变小到下降状态，当所有推进器产生的总升力小于飞行器的现有重量时就处于垂直下降状态；
27、⑥前后移动：起飞一定高度后，飞行器由飞控系统通过同步控制舵机改变两组集成机翼翼面仰角α实现前后平移，当机头方向一组左右两个集成机翼翼面仰角α同步由垂直的90°向75°减小时，推进器在水平方向就产生了向机头方向的分力，飞行器就向前移动；反之，当机尾一组左右两个集成机翼翼面仰角α同步由垂直的90°向105°增大时，推进器在水平方向就产生了向机尾方向的分力，飞行器就向后移动；当前后两组机翼翼面仰角α都前倾时机体会加速前移，反之前后两组机翼翼面仰角α都后倾时机体会加速后移；
28、⑦左右侧向移动：起飞一定高度后，将两组舵翼上的方向舵舵角β都向右同步偏转，由于螺旋桨产生的气流使得所有舵面都受到由右向左的推力使得机体整体向左平移，同样将两组舵翼上的方向舵舵角β都向左同步偏转，所有舵面都受到由左向右的推力使得机体整体向右平移，当方向舵舵角β为最佳舵效时其机体侧向平移效率最高；
29、⑧左右转向：起飞一定高度后，飞行器由飞控系统通过同步控制前后两组方向舵舵角β变化产生绕z轴的旋转力矩，使机头发生绕z轴偏转发生转向；右转向控制方法，当机尾方向一组左右两个集成机翼舵翼上的方向舵舵角β都向右同步偏转，舵角β为正值或机头方向一组左右两个集成机翼舵翼上的方向舵舵角β都向左同步偏转，舵角β为负值时，根据舵面迎风受力原理可以分析出分别在机尾和机头方向就产生了绕z轴顺时针方向的扭矩，使得机头方向向右偏转转向，反之就向左转向；
30、固定翼工作状态：是指通过舵机控制集成机翼翼面仰角α在-20°～+30°之间、方向舵舵角β在设定区间和动力分配系统改变推进器输出的功率对飞行器不同方向产生作用力的变化完成的飞行操纵，在此飞行状态推进器产生的动力主要是牵引飞行器向前飞行克服空气阻力；
31、⑨由旋翼工作状态转换为固定翼工作状态：在旋翼工作状态处在向前移动飞行时，同步将前后两组两个集成机翼方向舵舵角β归零、翼面仰角α同步由垂直的90°向75°减小时并增大各推进器功率，加快前进飞行速度，同时继续将集成机翼翼面仰角α同步由75°向0°改变，推进器就产生了更大的向机头方向的分力，飞行器就加速向前移动，两组两个集成机翼产生的升力逐步增大，当集成机翼产生的总升力与机体重力相等时，飞行器就处于平飞状态，从而完成了由旋翼工作状态转换为固定翼工作状态；
32、⑩固定翼工作状态的平飞、爬升、俯冲与滑降：
33、平飞：在固定翼工作状态时当集成机翼产生的总升力与机体重力相等时，飞行器就处于平飞状态；
34、爬升：将机头方向前一组左右一对集成机翼翼面仰角α同步由0°向25°增大或将机尾方向后一组左右一对集成机翼翼面仰角α同步由0°向-15°减小时，集成机翼翼面受到气流的阻力而使得机体绕y轴向后旋转，机头抬起后就是处于爬升过程，
35、俯冲：将将机头方向前一组左右一对集成机翼翼面仰角α同步由0°向-15°改变或将机尾方向后一组左右一对集成机翼翼面仰角α同步由0°向25°增大时，集成机翼翼面受到气流的阻力而使得机体绕y轴向前旋转，机头下探后就是处于俯冲过程；
36、滑降：在保持平飞状态，同步降低各推进器的功率，使得平飞速度变小，集成机翼产生的总升力小于机体重力时，飞行器就处于滑降状态；
37、固定翼工作状态的左右转向：飞行器由飞控系统通过同步控制前后两组方向舵舵角β变化产生绕z轴的旋转力矩，使机头发生绕z轴偏转发生转向；左转向控制方法，当机尾方向一组左右两个集成机翼舵翼上的方向舵舵角β都向左同步偏转，舵角β为负值或机头方向一组左右两个集成机翼舵翼上的方向舵舵角β都向右同步偏转，舵角β为正值时，根据舵面迎风受力原理可以分析出分别在机尾和机头方向就产生了绕z轴逆时针方向的扭矩，使得机头方向向左偏转转向，反之就向右转向；
38、固定翼工作状态的滚转与侧移：通过差动改变机体左右两侧一对集成机翼翼面仰角α，产生绕x轴旋转的力矩，使得机体发生左右滚转，并向滚转一侧偏移，如将右侧集成机翼翼面仰角α增大，同步将左侧集成机翼翼面仰角α变小，则产生左滚转，同时产生向左侧移，反之就向右滚转，同步向右侧移；
39、水平侧移：将两组舵翼上的方向舵舵角β都向右同步偏转，舵角β为正值，所有舵面都受到由右向左的推力使得机体整体向左平移，同样将两组舵翼上的方向舵舵角β都向左同步偏转，舵角β为负值，所有舵面都受到由左向右的推力使得机体整体向右平移，当方向舵舵角β为最佳舵效时其机体侧向平移效率最高；
40、由固定翼工作状态转换为旋翼工作状态：在固定翼平飞工作状态通过同步改变集成机翼翼面仰角α由0°向75°～+105°之间转换的同时加大各推进器的功率，使得推进器产生的升力不低于飞行器的重力，待各项指标飞行稳定后就视为转换成功。
41、对比现有技术本发明所达到的有益效果为：
42、本发明通过集成机翼的设计，飞行器能够在保持多旋翼垂直起降的优势的同时，实现固定翼飞行器的高速飞行能力，设计了飞行器在不同的飞行阶段灵活切换工作状态的方法，满足多样化的飞行需求。在平飞状态下，原本作为旋翼支架的结构能够转变为固定翼，提供额外的升力，从而降低废阻并提高飞行效率。
43、本发明通过优化的推进器和机翼设计，克服了多旋翼机型在高速飞行中遇到的气流干扰和稳定性问题，使得飞行器能够实现更高速的巡航飞行。
44、通过精确的动力分配和控制，飞行器在不同飞行状态下都能实现能源的高效利用，显著提高了能源利用率和整体功效比。
45、在旋翼和固定翼工况之间的转换过程中，通过精细的控制策略和结构设计，飞行器能够保持飞行的稳定性，减少了转换过程中可能出现的不稳定现象。
46、多旋翼与固定翼、直升机旋翼的优势互补：通过集成不同类型旋翼的优势，飞行器在垂直起降、悬停和高速飞行等方面都表现出色，实现了多种飞行模式的有机结合。
47、通过独特的机翼和旋翼布局，飞行器在旋翼工况下避免了下洗气流对机体上部的不利影响，提高了起飞重量和有效载荷。
48、一体化、标准化的旋翼系统通过标准化设计，飞行器的旋翼、推进器和方向舵等关键部件具有高度的通用性和互换性，简化了生产和维护流程，降低了成本，提高了在航率。
49、采用分层布局的雷达罩设计，使得飞行器能够装配多种雷达系统，实现全方位的探测覆盖，增强了飞行器的态势感知能力。
50、过设置电源外接口，飞行器在起飞阶段可以获得地面电源的支持，提高了起飞重量和初始载荷能力，增加了任务的灵活性。
51、旋翼和机翼的可折叠设计，使得飞行器在储存和运输过程中更加方便，同时也简化了现场的部署流程。
52、飞行器提供多种动力系统选项，包括电动机、油机、新能源等，以适应不同的环境和任务需求。
53、飞行器在设计上考虑了多种安全辅助手段，提高了系统的冗余度，确保了飞行的安全性。
54、通过先进的飞行控制系统，飞行器能够实现动态飞行和悬停的精准控制，满足了高精度执飞任务的需求。
55、综上所述，本发明的多旋翼集成飞行器及其飞行控制方法在提升飞行性能的同时，还显著提高了飞行器的使用便捷性、经济性和安全性，具有广泛的应用前景和市场潜力，为航空领域提供了一种高效、灵活、安全、创新的飞行解决方案。
技术特征：
1.一种多旋翼集成飞行器，其特征在于，其包括机体、集成机翼、飞控系统、动力系统，其中：
2.根据权利要求1所述的一种多旋翼集成飞行器，其特征在于：所述方向舵是设置在推进器气流顺向居中且以舵翼为基准的双向对称舵面结构。
3.根据权利要求1所述的一种多旋翼集成飞行器，其特征在于：所述集成机翼设置有机翼折叠机构。
4.根据权利要求1所述的一种多旋翼集成飞行器，其特征在于：所述机体上设置有固定翼。
5.根据权利要求1所述的一种多旋翼集成飞行器，其特征在于：所述机体上设置有直升机旋翼结构。
6.根据权利要求1所述的一种多旋翼集成飞行器，其特征在于：在所述机体上设置有矢量推进器。
7.根据权利要求1所述的一种多旋翼集成飞行器，其特征在于：在所述飞行器上设置两层或多层纵向连体雷达天线罩。
8.根据权利要求1所述的一种多旋翼集成飞行器，其特征在于：在所述飞行器上设置外挂姿态平衡推进器，为成对设置，设置一对时沿机体x中心线左右对称分布，两对时沿机体y中心线前后对称分布。
9.根据权利要求1所述的一种多旋翼集成飞行器，其特征在于：在所述飞行器上设置可遥控自动脱离的电源外接口，由机载电源接口和机载接口解脱器组成，机载电源接口设置有多线头电源连接线、地面指令控制信号线；这种电源外接口通过配套地面电源接口、专用抗拉电缆线与地面供电系统连接。
10.一种多旋翼集成飞行器的飞行控制方法，其特征在于：集成机翼的推进器的位置设置使飞行器在多旋翼飞行工况下螺旋桨盘面低于飞行器机体上部面，且螺旋桨的下洗气流不构成对飞行器机体上部面积产生下沉风荷载；该飞行器有旋翼工作状态和固定翼飞行状态，在多旋翼飞行工况与固定翼飞行工况的飞行控制是通过改变舵翼水平舵角α、方向舵舵角β和推进器功率组合控制完成的；所述升降舵机设置在机体内部；舵机设置超限安全保护装置，在旋翼飞行状态，集成机翼舵翼仰角α控制在75°～+105°之间；在固定翼飞行状态，集成机翼舵翼仰角α控制在-15°～+25°之间，旋翼与固定翼飞行状态相互转换α控制在+25°～+75°之间进行；这种小角度设计主要是控制旋翼飞行状态和固定翼飞行状态的稳定性，防止大角度操作产生过载发生飞行事故，数据来源于结构设计与大数据统计后的修正值，在此范围既可保证飞行器的操纵性能，又能最大限度的降低飞行事故率，是一个优化组合参数；
技术总结
本发明属于航空飞行器技术领域，公开了一种多旋翼集成飞行器与飞行控制方法，飞行器由机体、集成机翼、飞控系统、动力系统组成，在机体上至少设置两组纵列式集成机翼，既可以像多旋翼飞行器一样解决飞行器垂直起降、低速飞行与空中悬停，也可以像固定翼一样飞行，通过对集成机翼的仰角控制完成多旋翼飞行与固定翼飞行状态转换，通过加装大型可折叠固定翼提高续航力提高其经济性能，加装矢量推进器改善其操纵性能，把集成机翼设计成可折叠结构，方便于储存与运输，通过在每个集成机翼上增加方向舵的设计在单个集成机翼没有功率适配器的情况下也可控制飞行器进行升降、左右转向、前后、左右平移等运动。
技术研发人员：张鸿翎,周波,祖继宏,江华,张正,齐放,李怡霏,孙瑞,周福杨
受保护的技术使用者：青岛军英装备科技有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/9/23