本發(fā)明涉及一種航空，具體涉及一種垂直起降地效飛行器及其控制方法。

背景技術：

1、當前地效飛行技術已經(jīng)比較成熟，傳統(tǒng)的地效飛行器在起飛與降落階段，波浪對飛行器姿態(tài)的影響很大，乘員能感受到明顯的顛簸，乘坐舒適性很差。情況嚴重時，還會影響到飛行器起降階段的姿態(tài)控制，甚至出現(xiàn)飛行安全事故。

2、在地效巡航階段，飛行員操縱飛行器滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)彎時，容易出現(xiàn)操縱過量，導致飛行器一側翼尖過于接近水面，影響到飛行安全，甚至出現(xiàn)翼尖入水，導致機毀人亡的事故。

3、同時，現(xiàn)有地效飛行器上下乘客貨物需要船塢，無法到達某些無條件建立船塢的峭壁島嶼。

4、傳統(tǒng)的垂直起降飛行器前飛時，是通過飛行器低頭使旋翼槳盤產(chǎn)生前飛拉力，飛得越快，低頭的角度越大，高速飛行時，乘客的視野和舒適性均變的很差。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明解決的技術問題是提供一種垂直起降地效飛行器及其控制方法。

2、本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案是：

3、一種垂直起降地效飛行器，包括：機身、涵道地效翼、外翼、垂尾、浮筒、嵌入式涵道旋翼系統(tǒng)和推進旋翼動力系統(tǒng)；

4、所述機身的其內(nèi)部用于布置機載電子設備、以及乘員或者貨物等其他設備或載荷；

5、所述涵道地效翼左右對稱設置并固接于機身的中后段上側，所述涵道地效翼上左右對稱規(guī)則設置有若干涵道；

6、所述浮筒于所述機身左右對稱布置，并安裝于所述涵道地效翼的左右翼梢處，形成左右浮筒；

7、所述外翼于所述機身左右對稱并向外傾斜布置，所述外翼安裝于所述左右浮筒的外側，形成左右外翼；或者，所述外翼通過鉸鏈部件轉(zhuǎn)動安裝于所述左右浮筒的外側，形成可折疊的左右外翼；

8、所述垂尾于所述機身左右對稱布置，形成左右垂尾，所述左右垂尾通過尾翼浮筒布置安裝于所述涵道地效翼的后部上側，所述尾翼浮筒于所述機身左右對稱布置，并安裝于所述涵道地效翼的后部；所述推進旋翼動力系統(tǒng)通過撐桿向前傾斜布置，安裝于所述左右垂尾之間；

9、或者，所述垂尾直接布置安裝于所述機身的尾部上側，所述推進旋翼動力系統(tǒng)通過所述撐桿向前傾斜布置，安裝于所述垂尾的左右兩側，形成左右推進旋翼動力系統(tǒng)；

10、所述嵌入式涵道旋翼動力系統(tǒng)包括若干旋翼動力裝置，所述若干旋翼動力裝置通過旋翼動力安裝支架嵌入布置于所述涵道地效翼的若干涵道中，形成若干嵌入式涵道旋翼動力裝置；所述旋翼動力安裝支架固接于所述涵道地效翼的下部或者上部，所述若干旋翼動力裝置安裝在所述旋翼動力安裝支架上，并嵌入布置于所述涵道中；

11、所述若干嵌入式涵道旋翼動力裝置向外傾斜布置，所述嵌入式涵道旋翼動力裝置向外傾斜布置的角度為5～10°。

12、進一步的，所述涵道地效翼采用拱形翼結構，所述左右浮筒通過所述涵道地效翼的翼梢左右對稱并水平布置，所述尾翼浮筒也左右對稱水平布置安裝于所述涵道地效翼的后部。

13、進一步的，所述推進旋翼動力系統(tǒng)通過撐桿向前傾斜布置，并固定安裝于所述左右垂尾之間或者所述垂尾的左右兩側，所述推進旋翼動力系統(tǒng)向前的傾斜夾角為25°～35°；或者通過撐桿和傾轉(zhuǎn)機構配合布置在所述左右垂尾之間或者所述垂尾的左右兩側，所述推進旋翼動力系統(tǒng)通過所述傾轉(zhuǎn)機構進行傾轉(zhuǎn)，其傾轉(zhuǎn)角范圍為-5°～100°。

14、進一步的，所述涵道地效翼前段的嵌入式涵道旋翼動力裝置的槳盤面積大于或者等于其后段的嵌入式涵道旋翼動力裝置的槳盤面積。

15、進一步的，所述嵌入式涵道旋翼動力系統(tǒng)包括四個、六個或者八個等呈偶數(shù)量級的嵌入式涵道旋翼動力裝置，并通過旋翼動力安裝支架左右對稱的布置安裝于所述涵道地效翼的涵道中。

16、進一步的，所述垂直起降地效飛行器的全機重心設置在氣動焦點前0～0.05倍平均氣動弦長，其旋翼中心設置在所述全機重心之后0.02～0.08倍平均氣動弦長。

17、一種垂直起降地效飛行器的控制方法，包括縱向姿態(tài)控制方法，橫向姿態(tài)控制方法，水面上運動控制方法和應急動力躍升控制方法；

18、所述縱向姿態(tài)控制方法包括懸停模式和地效巡航模式下的俯仰姿態(tài)控制，所述俯仰姿態(tài)控制通過所述嵌入式涵道旋翼動力系統(tǒng)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)所組成的組合旋翼系統(tǒng)共同完成；

19、在所述地效巡航模式下，位于重心之后的所述組合旋翼系統(tǒng)的合力的低頭力矩平衡了絕大部分氣動抬頭力矩，各個旋翼均工作在最佳狀態(tài)附近；從所述的懸停模式到地效巡航模式飛行中，通過增加所述的推進旋翼動力系統(tǒng)的固定傾斜角或者增加可傾轉(zhuǎn)的推進旋翼動力系統(tǒng)動力，提供前飛的推力同時抑制飛行器的抬頭氣動力矩，使所述飛行器的俯仰角控制在5°以內(nèi)，以實現(xiàn)所述飛行器由所述懸停模式到所述地效巡航模式下的姿態(tài)轉(zhuǎn)換控制；

20、在所述懸停模式下，其俯仰姿態(tài)控制通過增加所述涵道地效翼上靠前的嵌入式涵道旋翼動力裝置的功率，減小所述推進旋翼動力系統(tǒng)的功率；

21、所述橫向姿態(tài)控制方法包括地效巡航模式下的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制和航向轉(zhuǎn)彎控制；

22、所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制通過將所述飛行器與滾轉(zhuǎn)角相關的高度補充指令補償?shù)礁叨瓤刂仆ǖ乐?，使所述涵道地效翼左右翼梢處的所述浮筒距離水面或者地面的距離大于安全高度；

23、或者，所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法通過在所述浮筒的上安裝用于測量水面或者地面距離的位置傳感器，通過所述位置傳感器實時測量出在所述飛行器的滾轉(zhuǎn)過程中，所述浮筒距離所述水面或者所述地面的距離變化量，并將所述距離變化量補償?shù)剿龈叨瓤刂仆ǖ乐校?/p>

24、所述航向轉(zhuǎn)彎控制通過所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制方法建立期望的滾轉(zhuǎn)角，使得所述飛行器在運動水平面上產(chǎn)生合適的向心力；

25、所述水面上運動控制方法包括水面上的航向控制和前向運動控制；

26、所述水面上的航向控制通過控制所述嵌入式涵道旋翼動力系統(tǒng)中的若干嵌入式涵道旋翼動力裝置上的旋翼的差動轉(zhuǎn)速，通過增加所述逆時針旋轉(zhuǎn)的旋翼轉(zhuǎn)速，同時減少所有順時針旋轉(zhuǎn)的旋翼轉(zhuǎn)速，以實現(xiàn)所述飛行器的順時針旋轉(zhuǎn)；或者減少所有逆時針旋轉(zhuǎn)的旋翼轉(zhuǎn)速，同時增加所有順時針旋轉(zhuǎn)的旋翼轉(zhuǎn)速，以實現(xiàn)所述飛行器的逆時針旋轉(zhuǎn)；

27、所述水面上的前向運動控制通過所述推進旋翼動力系統(tǒng)的正向旋轉(zhuǎn)，以實現(xiàn)所述飛行器的向前運動；通過所述推進旋翼動力系統(tǒng)的反向旋轉(zhuǎn)，以實現(xiàn)所述飛行器的向后運動；

28、所述應急動力躍升控制方法通過增加所述嵌入式涵道旋翼系統(tǒng)的動力，同時增加所述飛行器的飛行迎角，以增加所述飛行器的全機氣動升力，實現(xiàn)所述飛行器的躍升機動能力。

29、進一步的，在所述俯仰姿態(tài)控制中，還包括以下步驟：

30、步驟s101：計算旋翼中心xtx，

31、

32、其中，sa、sb、sc、sd、sf分別為所述嵌入式涵道旋翼動力裝置(a～d)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)(f)的旋翼在水平面上的投影面積，xa、xb、xc、xd、xf分別為所述嵌入式涵道旋翼動力裝置(a～d)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)(f)的旋翼在x軸上的位置；

33、步驟s102：計算所述俯仰姿態(tài)控制下所述嵌入式涵道旋翼動力裝置(a～d)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)(f)中各個旋翼的俯仰操縱能效系數(shù)fa_z、fb_z、fc_z、fd_z、ff_z，計算公式分別為：

34、

35、進一步的，所述俯仰角的控制方法采用串級pid完成所述俯仰角的控制，并包括以下步驟：

36、步驟s1：俯仰角外環(huán)(所述俯仰角到俯仰角速率)采用pd控制，根據(jù)所述俯仰角控制策略得到期望俯仰角期望俯仰角θg以及當前俯仰角θ和俯仰角速率ωz，計算得到期望的俯仰角速率ωzgz，

37、ωzgz＝kp1(θg-θ)-kd1×wx，

38、其中，kp1為比例系數(shù)，kd1微分控制系數(shù)；

39、步驟s2：根據(jù)所述飛行器性能要求，設定俯仰角速率限幅值ωzmax，并對步驟s1計算的期望俯仰角速率ωzgz限幅，得到俯仰角速率期望值ωzg，

40、

41、步驟s3：俯仰角內(nèi)環(huán)(所述俯仰角速率到俯仰通道旋翼電機油門)采用pid控制，根據(jù)俯仰角速率期望值ωzg、當前角速率ωz和當前的角加速度εz，計算俯仰通道旋翼電機油門信號，并根據(jù)所述飛行器的使用要求，需要對俯仰角內(nèi)環(huán)的積分環(huán)節(jié)進行限幅，設定的幅值為dpitch_i_max，

42、

43、其中，ki2積分控制系數(shù)；

44、步驟s4：在步驟s3的基礎上，計算俯仰控制信號值dpitch_z，

45、dpitch_z＝kp2(wzg-wz)-kd2×εz+dpitch_i，

46、其中，kp2為比例系數(shù)，kd2微分控制系數(shù)；

47、步驟s5：根據(jù)所述飛行器的使用要求，需要對俯仰角內(nèi)環(huán)的總控制信號進行限幅，設定的幅值為dpitch_max，

48、

49、步驟s6：需要根據(jù)所述飛行器使用要求，并結合飛行器各個旋翼的俯仰操縱效能系數(shù)(fa_z、fb_z、fc_z、fd_z、ff_z)，將俯仰角內(nèi)環(huán)的總控制信號dpitch轉(zhuǎn)換為俯仰通道各個旋翼電機油門信號；各個旋翼電機俯仰通道的油門信號分別為dtha_z、dthb_z、dthc_z、dthd_z、dthf_z，

50、

51、其中，ζ為俯仰通道控制分配系數(shù)，約為0.7～0.8，fa_z、fb_z、fc_z、fd_z、ff_z分別為所述嵌入式涵道旋翼動力裝置(a～d)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)(f)各個旋翼俯仰操縱效能系數(shù)。

52、進一步的，在所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制中，還包括以下步驟：

53、步驟s201：計算旋翼中心ztx，

54、在所述滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制中，所述嵌入式涵道旋翼動力裝置(a～d)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)(f)的旋翼在水平面上的投影面積分別為sa、sb、sc、sd、sf，在z軸上的位置分別為za、zb、zc、zd、zf，所述嵌入式涵道旋翼動力系統(tǒng)(a～d)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)(f)均采用對稱布置，旋翼中心位于對稱面上，ztx＝0；

55、步驟s202：計算所述嵌入式涵道旋翼動力系統(tǒng)(a～d)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)(f)各個旋翼的滾轉(zhuǎn)操作效能系數(shù)fa_x、fb_x、fc_x、fd_x、ff_x，

56、

57、進一步的，所述滾轉(zhuǎn)角控制方法采用串級pid完成所述滾轉(zhuǎn)角的控制，并包括以下步驟：

58、步驟s1：滾轉(zhuǎn)角外環(huán)(所述滾轉(zhuǎn)角到滾轉(zhuǎn)角速率)采用pd控制，根據(jù)滾轉(zhuǎn)角控制策略得到的期望滾轉(zhuǎn)角γg以及當前滾轉(zhuǎn)角γ和滾轉(zhuǎn)角速率ωx，計算期望的滾轉(zhuǎn)角速率ωxgz，

59、ωxgz＝kp1(γg-γ)-kd1×wx,

60、其中，kp1為比例系數(shù)，kd1微分控制系數(shù)；

61、步驟s2：并根據(jù)所述飛行器性能要求，設定滾轉(zhuǎn)角速率限幅值ωxmax，并對步驟s1計算的滾轉(zhuǎn)角速率ωxgz限幅，得到滾轉(zhuǎn)角速率期望值ωxg，

62、

63、步驟s3：滾轉(zhuǎn)角內(nèi)環(huán)(所述滾轉(zhuǎn)角速率到滾轉(zhuǎn)通道旋翼電機油門)采用pid控制，根據(jù)滾轉(zhuǎn)角速率期望值ωxg和當前角速率ωx和當前的角加速度εx，計算滾轉(zhuǎn)通道旋翼電機油門信號dthx，根據(jù)所述飛行器的使用要求，需要對滾轉(zhuǎn)角內(nèi)環(huán)的積分環(huán)節(jié)進行限幅，設定的幅值為droll_i_max，

64、

65、其中，ki2積分控制系數(shù)；

66、步驟s4：在步驟s3的基礎上，計算滾轉(zhuǎn)控制信號值droll_z，

67、droll_z＝kp2(wxg-wx)-kd2×εx+droll_i,

68、其中，kp2為比例系數(shù)，kd2微分控制系數(shù)；

69、步驟s5：根據(jù)所述飛行器的使用要求，需要對滾轉(zhuǎn)角內(nèi)環(huán)的總控制信號進行限幅，設定的幅值為droll_max，

70、

71、步驟s6：需要根據(jù)所述飛行器使用要求，結合飛行器各個旋翼的滾轉(zhuǎn)操縱效能系數(shù)，將滾轉(zhuǎn)角內(nèi)環(huán)的總控制信號droll轉(zhuǎn)換為滾轉(zhuǎn)通道各個旋翼電機油門信號，各個旋翼電機滾轉(zhuǎn)通道的油門信號分別為dtha_x、dthb_x、dthc_x、dthd_x、dthf_x，

72、

73、其中，ζ為滾轉(zhuǎn)通道控制分配系數(shù)，約為0.7～0.8，fa_x、fb_x、fc_x、fd_x、ff_x分別為所述嵌入式涵道旋翼動力裝置(a～d)和所述推進旋翼動力系統(tǒng)(f)各個旋翼滾轉(zhuǎn)操縱效能系數(shù)；

74、步驟s7：為了保障飛行器的滾轉(zhuǎn)機動的飛行安全，需要對高度控制通道進行高度補償，在所述地效巡航模式下滾轉(zhuǎn)機動的高度補償量hg與期望的滾轉(zhuǎn)角γg相關，

75、hg＝k×lz×γg，

76、其中，lz為所述涵道地效翼的翼梢布置浮筒到對稱面的展向距離，k一個系數(shù)，k為0.9～1.1。

77、本發(fā)明的有益效果是：

78、1、本發(fā)明的垂直起降地效飛行器，采用垂直起飛/降落的方式，相比傳統(tǒng)的地效飛行器，無滑跑過程，大幅度改善了起飛降落階段乘員的乘坐舒適性，可以在平地到淺灘到水面可無縫銜接飛行。

79、2、本發(fā)明的垂直起降地效飛行器，通過采用自動控制輔助駕駛，在轉(zhuǎn)彎等橫向操縱中，降低了翼梢碰撞水面/地面的風險，提高了安全性。同時具備動力躍升能力，大幅度提高了飛行安全性；可直接在無船塢的建筑、島嶼起降，大幅提高應用領域。