垂直起降翼尖铰接组合式无人飞行器

技术领域

本发明涉及一种垂直起降翼尖铰接组合式无人飞行器。

背景技术

高空长航时无人机是一种能够长时间在高空(一般在海拔1万米以上)驻空飞行的飞行器，典型代表有美国的“太阳神”号无人机，英国的“西风”系列无人机等，以及Facebook公司正在研制中的“Aquila”无人机。高空长航时无人机通常采用太阳能电池/储能电源混合能源提供动力，可实现数十个小时的不间断飞行。这类飞行器结构通常为常规布局或者飞翼布局，为了实现持久飞行，高升阻比和低结构质量是此类飞行器最为重要的两个技术特点。为了提高全机升阻比，高空长航时无人机的机翼展弦比较大，如美国“太阳神”号无人机机翼展长达75.3m，展弦比高达31；同时为了节省结构质量，此类飞行器结构多采用轻质结构。

大展弦比机翼和轻质结构的使用在提升高空长航时无人机整体性能的同时也会带来一些问题：

1)在常规飞行载荷作用下，机翼变形大，带来几何非线性问题，需要精准有效的非线性理论建模手段；同时，由于机翼展弦比大，机翼在气动载荷作用下要承受很大的翼根弯矩，这就需要增加结构质量来提供足够的强度，也就是说追求高升阻比和降低结构质量是存在矛盾的；

2)结构大变形会对飞行动力学产生直接影响，尤其是低空抗风能力较低。2003年6月，Helios无人机在低空遭遇湍流导致全机解体坠毁。

上述问题限制了高空长航时无人机的性能提升，使得当下太阳能电池供能或者常规动力下的高空长航时无人机仍无法实现真正意义的长期驻空飞行(持续飞行大于30天)。

美国于1950年试验了翼间组合体B-29和两架F-84有人机的翼尖对接/拖带技术，为组合式无人机提供了思路。将多个单体飞行器在翼尖进行铰接组合形成组合式飞行平台是提高飞机续航性能的一种有效方式。相对于传统飞行器，其显著优势在于多个飞机通过翼尖并联连接可增大展弦比，有效改善巡航飞行中的气动特性；采用铰接连接方式可以只传递剪力不传递弯矩，进而降低结构载荷水平，减轻整体结构质量；同时单体飞行器独立起降也可以有效避免大展弦比飞行器低空抗风特性差的问题。此外，多个单体飞行器可以携带不同任务载荷，满足执行任务的机动性和灵活性要求。

现阶段，已经有针对翼尖连接组合式飞行器的概念设计，如公开的CN102658866A中的平直布局联体飞机，CN103963972A中的翼尖对接并联飞翼无人机系统。但其中采用的单体飞行器均为传统构型的固定翼飞机，而固定翼飞机无法定点悬停，带来了复杂的气动问题，包括：

1)当侧后方飞机接近前方飞机时，前方飞机的尾流必然对后方飞机气动力产生影响，最终反映在后方飞机的纵向、横航向稳定性和操稳特性等方面。

2)在相邻两架无人机的空中对接过程中，两个翼尖涡相互靠近，影响了涡流的不稳定性，加速了涡流失稳，最终导致机翼气动力变化，给精准的翼尖对接带来了困难。

上述问题的存在要求固定翼飞行器必须有精准的航线控制以及精准的对接控制，这在复杂的气流干扰作用下无疑是很难实现的。因此，需要从飞行器设计的角度出发，降低翼尖对接难度，提高组合式飞行器的可行性。

发明内容

为了克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种垂直起降翼尖铰接组合式无人飞行器。本无人飞行平台由若干模块化的单体飞行器为复合式飞行器，即在传统固定翼飞机的基础上增加多旋翼装置，可实现垂直起降，并在组合时调整飞行姿态实现精准对接；各单体飞行器通过翼尖的对接装置，实现空中组合和空中分解。

与现有技术相比，本发明的有益效果是单体飞行器可通过旋翼提供的升力实现垂直起降，没有了起飞降落时对跑道的限制，在任何复杂地面条件下实现起飞降落；低空抗风特性好，可解决大展弦比机翼无人机低空抗风特性差的问题；相邻两架无人机进行组合时，旋翼由巡航平飞时的停机状态变为工作状态，实现升降、前后和左右运动，并通过俯仰、滚转等对飞机姿态进行调整，抵消涡流失稳带来的不利影响，实现翼尖精准对接；多个单体飞行器组合后的飞行平台可在提高升阻比的同时节省结构质量，解决常规构型下高升阻比和结构质量之间的固有矛盾；同时，各单体飞行器可携带不同任务载荷，实现整体飞行平台的任务多功能化；通过飞行平台的不断组合、分离或再重组等，可极大提升续航能力。

根据本发明的一个方面，提供了一种组合式无人飞行器，其包括多个单体飞行器，其特征在于：

每个单体飞行器包括：

平直机翼，

机身，

起落架，

设置在机身前方的动力系统，用于提供平飞时的动力，

在平直飞翼布局的基础上对称设置的多旋翼装置，用于提供垂直起降和对接分离时的姿态控制动力，

设置在平直机翼的翼尖处的翼尖铰接机构，

设置在机翼的后缘的控制面，用于进行巡航飞行时的俯仰、偏航等操纵，

其中：

所述组合式无人飞行器具有下列典型工作模式：

a)单体飞行器从地面独立垂直起飞到空中一定高度，

b)单体飞行器之间通过翼尖铰接机构依次进行空中组合，形成飞行平台，

c)飞行平台进入巡航状态实现高空长航时飞行，

d)单体飞行器逐个与飞行平台空中分离，

e)单体飞行器独自执行任务和/或降落，

在单体飞行器起降过程中，启动多旋翼装置，前飞动力系统的螺旋桨不工作，由多旋翼装置的旋翼提供的升力实现垂直起降，

进行空中组合的过程中，原有的单体飞行器和/或组合式无人飞行器通过多旋翼装置进行悬停留空飞行，待组合的单体飞行器首先利用定位系统抵近留空的飞行平台或单体飞行器后，经机载图像识别装置实现定位，并通过多旋翼转置进行姿态和高度控制，利用翼尖铰接机构实现空中翼尖对接，

在空中分离过程中，在翼尖铰接机构放开约束后，待脱离的单体飞行器通过加速飞行脱离原飞行平台；当待脱离的单体飞行器出现故障并需要分离时，在翼尖铰接机构放开约束后，原飞行平台加速飞行，与待脱离的单体飞行器脱离。

附图说明

图1为根据本发明的一个实施例的垂直起降固定翼组合式无人飞行器的结构示意图；

图2为根据本发明的一个实施例的单体飞行器的结构示意图；

图3为根据本发明的一个实施例的单体飞行器的垂直起降过程示意图；

图4为根据本发明的一个实施例的的单体飞行器的空中组合和空中分解过程示意图。

图5为根据本发明的一个实施例的组合式无人飞行器的空中分离过程示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施例做进一步说明。

图1所示为根据本发明的一个实施例的具有垂直起降翼尖铰接的组合式无人飞行器，由多架单体飞行器组合而成。组合后的飞行器展弦比得到极大提升，获得高升阻比，具备高空长航时能力。组合巡航飞行过程中，各单体飞行器旋翼装置不工作，仅由机身前方的螺旋桨提供前飞动力。通过对各个单体飞机的操纵面进行同向操纵，实现整个组合式无人飞行器的俯仰运动，继而实现稳定的爬升或下降；进行偏航操作时，调节各单体飞行器前飞螺旋桨转速，通过差速控制提供偏航所需的偏航力矩，进而实现偏航运动。完成转弯后，协调各飞机动力一致，恢复平飞。

图2所示为组合式无人飞行器的单体飞行器示意图，包含平直机翼1，机身2，起落架3，多旋翼装置4，前飞动力系统5，翼尖铰接机构7。单体飞行器在平直飞翼布局的基础上对称设置有多旋翼装置4，用于提供垂直起降和对接分离时的姿态控制动力；机身前方的动力系统5提供平飞时的动力。机翼1的后缘设置有控制面6，进行巡航飞行时的俯仰、偏航等操纵。翼尖铰接机构7布置于机翼两侧翼尖，其中一侧(例如，图2中的左侧)为对接端，可沿机翼展向伸缩，正常飞行状态收于机翼内部；另一侧(例如，图2中的右侧)为捕获和锁定装置，用于将对接端捕获，并通过移动弦向后端的基座实现锁定；对接时，对接端先伸出，被捕获并锁定后，再拉回至正常飞行状态。

图3所示为单体飞行器的垂直起降过程示意图。单体飞行器起降过程中，启动多旋翼装置4，前飞动力系统5的螺旋桨不工作，由多旋翼装置4的旋翼提供的升力实现垂直起降。

图4所示为如图1所示的组合式无人飞行器的空中组合过程。原有的单体飞行器或组合式无人飞行器通过多旋翼装置4进行悬停留空飞行，待组合的单体飞行器首先利用诸如差分GPS定位系统抵近留空的飞行平台后，经机载图像识别装置实现精准定位，并通过多旋翼转置4进行精准姿态和高度控制，实现空中翼尖对接。

图5所示为空中分离过程。在翼尖铰接机构(7)放开约束后，待脱离的单体飞行器通过加速飞行脱离原飞行平台；如因故障需要分离，待翼尖铰接机构放开约束后，原飞行平台加速飞行，使故障飞行器脱离。(翼尖铰接机构可采用如中国专利申请201810382774.3号“一种空中翼尖对接/分离的机构”或中国专利申请201810409267.4号“一种抓取式翼尖对接/分离机构”公布的已有方案。)

根据本发明的具有垂直起降翼尖铰接的组合式无人飞行器具有下列典型工作模式：

(1)单体飞行器从地面独立垂直起飞到空中一定高度；

(2)单体飞行器之间通过翼尖铰接机构依次进行空中组合，形成飞行平台；

(3)飞行平台进入巡航状态实现高空长航时飞行；(4)单体飞行器逐个与飞行平台分离；

(5)单体飞行器独自执行任务和/或降落。

通过以上工作模式，飞行平台可以实现不断组合、分离、和/或重组等。能源不足的单体飞行器可自行降落，由其他单体飞行器替代参与飞行平台的搭建，从而这样的飞行平台在理论上可实现“永久驻空”。