一种电动式涵道旋翼无人机技术领域
本发明涉及一种无人机，属于航天航空技术领域。
背景技术
无人驾驶飞机简称无人机，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的
不载人飞机。从技术角度定义可以分为：无人固定翼机、无人垂直起降机、无人飞艇、无人直
升机、无人多旋翼飞行器、无人伞翼机等。
无人机按应用领域，可分为军用与民用。军用方面，无人机分为侦察机和靶机。民
用方面，是无人机真正的刚需；目前在航拍、农业、植保、自拍、快递运输、灾难救援、观察野
生动物、监控传染病、测绘、新闻报道、电力巡检、救灾、影视拍摄、制造浪漫等等领域的应
用，大大的拓展了无人机本身的用途，发达国家也在积极扩展行业应用与发展无人机技术。
随着无人机的应用范围越来越广泛，其使用过程中的缺点也日渐突显，比如传统涵道无人
机质量重，结构固定，成本高，几乎无法调整涵道整体结构，加工之后结构固定，很难设计成
结构合理的涵道。同时油动的涵道模型的驱动方式落后，比如装有涵道涡轮喷射发动机的
模型就是其中一种，涡轮发动机是高档模型用的，一般价格比较昂贵，油动涵道由于故障率
高现在除了少数需要远程飞行的场合很少使用。
发明内容
为了有效解决传统涵道式无人机使用缠绕机缠绕式涵道，这种类型的涵道式无人
机的质量重、结构固定、成本高且结构设计不合理的问题，进而提供了一种电动式涵道旋翼
无人机。
本发明提供了一种电动式涵道旋翼无人机，它包括上支撑架、电机、螺旋桨、导流
片用支架、舵机用支架、涵道、多个导流片和多个舵片；
所述涵道包括多个第一塑料圆环、多个第二塑料圆环和多个轴向支架，所述多个
第一塑料圆环和多个第二塑料圆环同轴设置且交替连接形成涵道本体，所述多个轴向支架
均竖直设置在涵道本体上，上支撑架设置在涵道本体的正上方，每个轴向支架的顶部与上
支撑架相连接，电机位于涵道本体内且其顶部设置在上支撑架上，电机的输出轴与涵道本
体的中心轴线相重合，螺旋桨、导流片用支架和舵机用支架从上至下依次套装在电机的输
出轴上，多个导流片均匀设置在导流片用支架上，每个导流片的两端分别与导流片用支架
和涵道本体的内壁可拆卸连接，多个舵片均匀设置在舵机用支架上，每个舵片的两端分别
与舵机用支架和涵道本体的内壁可拆卸连接。
第一塑料圆环为聚丙烯材料制成的圆环，第二塑料圆环为发泡聚丙烯材料制成的
圆环。
多个轴向支架均匀设置在涵道本体上，每个轴向支架包括上连接头、下连接头和
两个碳纤维板，两个碳纤维板中的一个碳纤维板设置在涵道本体的外壁上，两个碳纤维板
中的另一个碳纤维板设置在涵道本体的内壁上，两个碳纤维板在第一塑料圆环处可拆卸连
接，下连接头位于两个碳纤维板的顶部，下连接头的两端分别与两个碳纤维板可拆卸连接，
上连接头可拆卸连接在下连接头的顶部，上连接头上加工有与上支撑架相配合的通孔。
与现有技术相比，本发明具有如下优点：
1、本发明通过上支撑架、电机、螺旋桨、导流片用支架、舵机用支架、涵道、多个导
流片和多个舵片之间的相互配合以及碳纤维材料和塑料相结合的方式确保本发明的结构
设计合理且质量轻便，整体稳定性好。与传统涵道式无人机相比，制造成本至少降低30％。
2、本发明改进了驱动方式，采用电动的驱动方式，相比于油动电机优点突出，具有
质量轻，体积小，推重比高，飞行稳定，转速高，易于调试，噪声低，便于携带，不易出现故障
导致空中停车的优点。
3、本发明通过经样品试飞后显示试飞效果良好。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实
施例共同用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：
图1为本发明的主视结构半剖图；
图2为本发明的俯视结构示意图；
图3为涵道7的主视结构示意图；
图4为涵道7的立体结构示意图；
图5为电机2的主视结构示意图；
图6为电机2和螺旋桨4之间连接关系的立体结构示意图；
图7为本发明的控制系统的流程框图。
具体实施方式
以下将结合附图和实施例来详细说明本发明的实施方式，借此对本发明如何应用
技术手段来解决技术问题，并达到实现效果的技术过程能够充分理解并据以实施，需要说
明的是，只要不构成冲突，本发明的各个实施例以及各个实施例中的各个特征可以相互结
合，所形成的技术方案均在本发明的保护范围之内。
具体实施方式一：结合图1、图2、图3、图4、图5和图6说明本实施方式，本实施方式
包括上支撑架1、电机2、螺旋桨4、导流片用支架5、舵机用支架6、涵道7、多个导流片8和多个
舵片9；
所述涵道7包括多个第一塑料圆环7-1、多个第二塑料圆环7-2和多个轴向支架7-
3，所述多个第一塑料圆环7-1和多个第二塑料圆环7-2同轴设置且交替连接形成涵道本体，
所述多个轴向支架7-3均竖直设置在涵道本体上，上支撑架1设置在涵道本体的正上方，每
个轴向支架7-3的顶部与上支撑架1相连接，电机2位于涵道本体内且其顶部设置在上支撑
架1上，电机2的输出轴与涵道本体的中心轴线相重合，螺旋桨4、导流片用支架5和舵机用支
架6从上至下依次套装在电机2的输出轴上，多个导流片8均匀设置在导流片用支架5上，每
个导流片8的两端分别与导流片用支架5和涵道本体的内壁可拆卸连接，多个舵片9均匀设
置在舵机用支架6上，每个舵片9的两端分别与舵机用支架6和涵道本体的内壁可拆卸连接。
本实施方式中上支撑架1包括管夹14、电机用支座15和四根连接管16，所述管夹14
设置在电机用支座15的正上方，用于定位四根连接管16，电机用支座15的底面用于定位电
机2，每根连接管16的一端设置在管夹14处，每根连接管16的另一端可拆卸连接在轴向支架
7-3上。
本实施方式中多个第一塑料圆环7-1和多个第二塑料圆环7-2依次上下交替设置。
本发明中采用电机2实现电动驱动方式，本领域中的涵道模型目前大部分是电动
的，一个是因为电动航模制作方便，另外一个就是因为油动无人机转速低，达不到涵道的高
速要求。电动相比于油动有多种优点，比如可以直接用接收机直接控制动力输出，无需油门
舵机，发热小模型外壳可以接受，能量转换效率比油动的内燃机高的优点。
本发明跟现有油动涵道无人机的性能相比，具有的优势为与油动涵道相比噪声更
小，具有更好的隐蔽性，在战场环境中的具有更高的生存能力；同样由于本发明比油动发动
机的发热小，涵道对电机热辐射的阻挡也可以降低整机的热辐射特性；本发明具有极高载
重比，油动涵道无人机的电机就比较重，同样的载重消耗更多的燃料，对于无人机整体结构
的要求也比较多；本发明无需特殊维护：油动涵道的电机需要特殊维护，而且出现故障的机
率比较大。而本发明的结构设计有效省去特殊维护的工作。
具体实施方式二：本实施方式为具体实施方式一的进一步限定，本实施方式中第
一塑料圆环7-1为聚丙烯材料制成的圆环，第二塑料圆环7-2为发泡聚丙烯材料制成的圆
环。
具体实施方式三：本实施方式为具体实施方式一或二的进一步限定，本实施方式
中多个轴向支架7-3均匀设置在涵道本体上，每个轴向支架7-3包括上连接头7-3-1、下连接
头7-3-2和两个碳纤维板7-3-3，两个碳纤维板7-3-3中的一个碳纤维板7-3-3设置在涵道本
体的外壁上，两个碳纤维板7-3-3中的另一个碳纤维板7-3-3设置在涵道本体的内壁上，两
个碳纤维板7-3-3在第一塑料圆环7-1处可拆卸连接，下连接头7-3-2位于两个碳纤维板7-
3-3的顶部，下连接头7-3-2的两端分别与两个碳纤维板7-3-3可拆卸连接，上连接头7-3-1
可拆卸连接在下连接头7-3-2的顶部，上连接头7-3-1上加工有与上支撑架1相配合的通孔。
本实施方式中上连接头7-3-1上加工的通孔是用于与上支撑架1中的连接管16相
配合。
具体实施方式四：本实施方式为具体实施方式三的进一步限定，本实施方式中导
流片用支架5上均匀加工有多个与导流片8一一对应设置的长孔，每个导流片8对应有一个
第一转动支座10和一个第二转动支座11，每个导流片8与涵道本体的中心轴线之间的夹角
为α，夹角α的取值范围为0°至15°，每个导流片8的一端通过第一转动支座10与其对应的长
孔转动配合，每个导流片8的另一端通过其对应的第二转动支座11与涵道本体的内壁转动
配合。
本实施方式中导流片用支架5、第一转动支座10、第二转动支座11和多个导流片8
之间相互配合起到加固涵道本体内部强度的效果，并形成一定的偏转角提供反扭矩作用，
以提高舵片9的控制裕量。导流片用支架5采用镂空式设计以减轻重量，第一转动支座10和
第二转动支座11均为铝合金连接部件，第一转动支座10与导流片用支架5相连接，第二转动
支座11与涵道机身相连，导流片8为厚度为0.5mm的碳纤维导流片，可通过激光切割碳纤维
板材的方式加工为特定形状。此方案既加固了涵道内部的强度，又可调整导流片8的角度提
供合适的偏转角。
具体实施方式五：本实施方式为具体实施方式四的进一步限定，本实施方式中每
个舵片9对应有一个第一连接支座12和一个第二连接支座13，每个舵片9的一端通过其对应
的第一连接支座12与其舵机用支架6相连接，每个舵片9的另一端通过其对应的第二连接支
座13与涵道本体的内壁相连接。
具体实施方式六：本实施方式为具体实施方式一、二、四或五的进一步限定，本实
施方式中所述涵道7还包括外皮，所述外皮为碳纤维布，所述碳纤维布缠绕在涵道本体的外
壁上。涵道本体的外壁上利用碳纤维布进行缠绕包裹，在碳纤维布外再刷一层胶是使涵道
本体和碳纤维布形成整体，增强为涵道板体的强度。此种方案是通过较少结构材料完成机
身设计，降低了涵道7的重量，减少了模具开发所需的高额经济成本和时间成本，且便于进
行本发明结构的调整和优化。
本发明通过仿真实验和样品试验，能够实现稳定飞行的效果，本发明中的螺旋桨4
靠近涵道7设置，如此设置的效果为通过螺旋桨4靠近涵道7设置，能够为本发明提供足够且
有效地升力。
本发明能够适用于多种复杂环境，其中包括复杂的城市和山区起降环境，在各种
环境中均能够实现垂直起降和悬停，具有快速飞行及精确定位的能力。由于依靠涵道7的多
个导流片8形成的风扇能够为涵道7提供气动力，有效节省整体结构所占空间，使本发明飞
行过程稳定且结构紧凑，同时机动性能良好，具有较强的适应能力和较广的应用范围。
结合图1至图7说明本发明的控制方法如下：
本发明的姿态控制主要靠操纵舵面偏转形成的气动力矩实现，本发明中当多个舵
片9的个数为四个时，每个舵片9的外端面为舵面，四个舵片9分别形成四个舵面，依次为1号
舵面、2号舵面、3号舵面和4号舵面，看看蓝色这段话我写的有没有错误当舵机控制1号舵面
和3号舵面发生偏转时，无人机进行滚转运动，当2号舵面和4号舵面发生偏转时，无人机进
行俯仰运动，无人机的偏航运动由4组舵面协同控制。由此可知，本发明的姿态控制问题可
归结为非线性系统的伺服控制问题。
本发明设计了双回路姿态稳定控制器，其中传感器输出参数主要为无人机的姿态
角和姿态角速度信息；外回路将姿态偏差角转换到机体坐标系并进行姿态控制输出指令角
速度；内回路主要进行角速度闭环控制以提高系统的动态特性和稳定性能；力矩分配环节
负责对控制系统进行解耦。本发明的控制方法具体设计过程如下：
本控制方法的特征在于，所述不能随便用，放在这里有错误，需要删除预定姿态角
通过以下方式获得：
首先进行外回路设计，以θ*，ψ*表示指令姿态角，表示估计姿态角，则
姿态角偏差向量可表示为：
姿态角偏差向量由地理坐标系到机体坐标系的转换关系为：
外回路为角度回路，采用比例控制，其控制方程可描述如下：
式中kpout_p、kpout_q、kpout_r——分别为比例控制参数；
p*、q*、r*——分别为指令姿态角速度。
本发明的控制方法中的预定姿态角速度通过以下方式获得：
将指令姿态角速度和估计姿态角速度作为内回路的输入，对内回路控制器进行设
计，各通道的角速度偏差可表示为：
内回路为增稳回路，在其控制器中加入微分环节以改善系统动态特性，加入积分
环节以消除角速度静态误差，则内回路的控制方程可由式5表示。
式中ur、up、uy——分别为滚转、俯仰、偏航通道的控制输出；
kp、ki、kd——分别为各通道PID控制参数。
本发明的控制方法是根据力矩分配方案通过舵机偏置产生的力与力矩，获得姿态
控制输出：
力矩分配环节负责将姿态通道的控制输出转换为4组控制舵面的指令偏置角，本
文采用线性分配方案作为力矩分配策略，将滚转、俯仰控制输出分别分配到1、3号和2、4号
控制舵片中，将偏航控制输出均分到4组舵控制片上，其分配公式如式6所示，仿真实验表明
此种分配方案可以达到期望控制效果。
本发明的控制方法采用双回路姿态稳定控制的方法，与传统飞行器姿态稳定控制
算法不同，本控制算法由外到内的设计原则，原理简单，易于实现，且在工程实践中取得了
很好的应用效果，外回路比例回路，内回路增稳回路，线性力矩分配的方式很好的达到了期
望的控制效果。本控制方法适合电动涵道无人机，通过实验证明，具有很好的姿态阶跃控制
跟踪效果，较强的抗干扰能力，具有一定的鲁棒性。