CN105217044B - 多轴飞行器直流电机并联调速法及产品 - Google Patents

Abstract

直流电源供电的多轴飞行器，采用多轴飞行器直流电机并联调速法，其特征是包括机身、多个电动旋翼、飞行状态计算机控制系统、遥控器和直流电源，直流电源通过输电线从外部引入。将所有驱动直流电机两个一组分组，令电机的定子绕组串联成支路，对各支路采取串联或者并联的方式与电源连接；对各电机的定子绕组或定子绕组的一部分并联多功能模块；多功能模块包括飞行控制电路、直流降压电路、充电电池、用电负载及假负载；通过改变多功能模块的状态来改变控制所述各电机的状态。本发明提供一种适用于多轴旋翼飞行器的调速/运行控制方案，无需复杂的算法，电机与电源之间只需一个开关，可靠性高；状态控制耗用的少量电能也被高效地利用。

Description

多轴飞行器直流电机并联调速法及产品

技术领域

本发明涉及多轴飞行器直流电机并联调速法及产品。

背景技术

现有的多轴飞行器采用多轴旋翼对称布置，当初始状态为悬停，此时令其中一个或者相邻2至3个旋翼的转速适当变慢且保持总的升力不变，由于速度变慢的旋翼升力相应的变小导致飞行器轴心线倾斜，从而各旋翼的风力产生一个水平方向的分量推动飞行器沿减慢速度的旋翼所在位置方向作水平移动。现有的多轴飞行器多采用电池供电，其滞空时间与电池容量有关而比较短。鉴于我们提出采用外部电源有线供电，因此需要开发适合多轴飞行器的新调速技术。

发明内容

本发明的目的是要提供多轴飞行器直流电机并联调速法及产品。

本发明的多轴飞行器直流电机并联调速法：制造一台直流电源供电的多轴飞行器，包括机身、多个电动旋翼、飞行器负荷、飞行状态计算机控制系统、遥控器和直流电源，飞行状态计算机控制系统包括卫星定位终端、加速计、磁力计、气压传感器、陀螺仪和通讯模块，直流电源包括采用输电线从外部引入的直流电源以及在飞行器内的直流电源；

将所有驱动电动旋翼的各直流电机按照空间轴对称分布两个一组分为一个以上的电机组，令每个电机组的电机形成一条支路，对各个电机组形成的所有支路采取串联或者并联的方式；对每台电机并联一个多功能模块；

多功能模块包括飞行控制电路、斩波电路、充电电池、用电负载及假负载；斩波电路通过改变整流器件的开通时间来调节其电能输出；用电负载包括稳压滤波电路、飞行状态计算机控制系统、飞行控制电路、用于检测各多功能模块电流和电压的检测器件、无线电接收发射电路和其他所有可能的用电器件；假负载包括可变电阻，也包括固定电阻器件和与其串接的可控硅，假负载用于消耗电能以影响其所并联的旋翼电机及所有旋翼电机的状态；飞行控制电路正常工作时也可以完全从充电电池取电而不从斩波电路取电，这意味着飞行器升力的增加；飞行控制电路作为飞行状态计算机控制系统的一部分与飞行状态计算机控制系统主机信号连接并接受其控制；

通过改变多功能模块的状态来改变控制所述各电机的状态，包括：根据需要，当飞行器的状态控制要求向某个方向飞行，可在陀螺仪的指南下，令与位于所述方向的旋翼电机并联的多功能模块多耗用一些电流，具体包括令相关多功能模块的假负载支路的可控硅的开通时间长一些；或者令可变电阻的阻值变小一些，因此该旋翼因为电机的旁路电流增加自身输入功率减小升力也减小导致飞行器轴心线发生倾斜从而飞行器的升力产生一个向所述方向的水平分量推动飞行器向所述方向移动；与假负载串接的可控硅作为飞行控制电路的一个执行部件，确保飞行控制电路对各多功能模块的功率控制；对于因为所述多功能模块增加使用电能而可能导致飞行器升力不足的问题，可以通过其他方式解决，包括增加直流电源的电压。属性合适的用电负荷还可以与所有所述电机组成的支路串联或者并联。

本发明根据上述方法实现其目的的技术方案：制造一台直流电源供电的多轴飞行器，包括机身、多个电动旋翼、飞行器负荷、飞行状态计算机控制系统、遥控器和直流电源，飞行状态计算机控制系统包括卫星定位终端、加速计、磁力计、气压传感器、陀螺仪和通讯模块，直流电源包括采用输电线从外部引入的直流电源以及在飞行器内的直流电源；

将所有驱动电动旋翼的各直流电机按照空间轴对称分布两个一组分为一个以上的电机组，令每个电机组的电机的定子绕组串联连接形成一条支路，对各个电机组形成的支路采取串联或者并联的方式，与电源连接；

对所述各电机的定子绕组或者定子绕组的一部分并联一个多功能模块；定子绕组的一部分是指采用抽头取得，采用定子绕组的一部分并联一根多功能模块增加获取电压的自由度以适应作为弱电电路的多功能模块；多功能模块包括飞行控制电路、直流降压电路、充电电池、用电负载及假负载；直流降压电路通过改变二极管的开通时间调节其电能输出的方式提供较低的电压；用电负载包括飞行状态计算机控制系统、飞行控制电路、用于检测各多功能模块电流和电压的检测器件、无线电接收发射电路和其他所有可能的用电器件；假负载包括可变电阻，也包括固定电阻器件和与其串接的可控硅；飞行控制电路正常工作时可以完全从充电电池取电而不从斩波电路取电；飞行控制电路作为飞行状态计算机控制系统的一部分与飞行状态计算机控制系统主机信号连接并接受其控制；通过改变多功能模块的状态来改变控制所述各电机的状态。

还可以采用一根输电线与外部直流电源连接；在输电线与所述飞行器之间串接有一个自动接线器，自动接线器包括一个接线器插座和一个接线器插头；接线器插头与输电线连接；并含有一个输电线自动锁定器件；接线器插座和输电线自动锁定器件设置于机身上；输电线自动锁定器件作为飞行状态计算机控制系统的执行部件；输电线自动锁定器件包括一个电动压舌；电动压舌包括电磁压舌；电动压舌常闭压住输电线；当电动压舌的状态由常闭变为打开时，接线器插头在自身及输电线重力作用下脱离机身掉落，或者：

飞行器含有一个自动卷线装置，用于收放位于下面的输电线，或者；

在飞行器上以及外部电源处均含有一个与输电线信号连接的电力线载波通讯模块，利用输电线实现有线信号传输。

还可以令接线器插头和/或机身连接一个降落伞，当向接线器插头发出脱离机身的指令后0.2秒钟，降落伞开始打开。

本文所说的调速包括用于对飞行器的状态控制。

旋翼飞行器包括一柱和多轴旋翼飞行器，一柱包括单翼和双翼。

本发明的有益效果：提供一种适用于多轴旋翼飞行器的调速/运行控制方案，其无需复杂的算法，电机与电源之间只需要一个开关，可靠性高；状态控制耗用的少量电能也被高效地利用。

附图说明

图1是一个外部直流电源供电旋翼遥控飞行器的空中编组与外部电源连接的结构示意图。

图2和图3分别是一个两端双插自动接线器从双插到单插的状态改变结构示意图，其可以看作是图1实施例中的两端双插自动接线器的放大。

图4是一个利用下面的飞行器为上面的飞行器分担输电线负荷的结构示意图。

图5是一个4轴旋翼飞行器的4台直流电机串接的电路框图。

图6是一个4轴旋翼遥控飞行器的上视结构示意图。

图7是一个多功能模块的原理框图。

图8是一个4台电动旋翼直流电机串联并且电机并接多功能模块的框图。

图9是一个利用输电线进行有线信号传输的原理图。

图中1.飞行器；2.机身；4.遥控器；5.外部电源；6.输电线；7.自动卷线装置；13.两端双插自动接线器；14.无人驾驶船；15.水面；16.插座；17.插头；18.自动插头锁定器；19.电动旋翼；21.弹簧；22.抵块；23.电动压舌；24.电动卷筒；25.基座；26.分叉接线端；27.监控器；28.加速度传感器；29.自动卷线装置； 42、43、44、45.电动旋翼；42.1、43.1、44.1、45.1电机；46.降落伞；48-51.多功能模块；53.斩波电路；54.充电电池；55.用电负载；56.假负载；68.喷药飞行器；69.辅助飞行器；70.起降平台；71.农药罐；72.跟踪小车；73.喷洒端口；74.输送管；75.播种飞行器；76.种子仓；77.播种模块；78.种子输送管；79.负荷。

具体实施方式

图1给出实施例1。

实施例1中，用两架多轴旋翼遥控飞行器1组成一个空中编组。飞行器1包括机身2、电动旋翼19、飞行状态计算机控制系统、无线电信号接收处理发射设施、飞行器负荷和遥控器4。两架飞行器1通过一个多路自动插座器13共用一组输电线6与无人驾驶船14上的自动卷线装置7连接并从外部电源5取电。

采用两架飞行器1中的一架用于分担部分输电线的重量，称作辅助飞行器，其担当的任务包括拉起输电线6以避免另外一架飞行距离较远的飞行器——主飞行器上的输电线6容易接触到水面15的不利工况。

图2和图3给出实施例2。

实施例2中，两端双插自动接线器包括两个插座16、两个插头17和两个自动插头锁定器18。插头17为同心双线结构并与输电线6电气连接。同心双线结构具体内容可以参考现有技术包括手机耳机的双芯插头。弹簧21滑动配合套在输电线6上。自动插头锁定器18包括抵块22和电动压舌23，并与飞行状态计算机控制系统采用信号连接或者电气连接。自动插头锁定器18为常闭即电动压舌23向外伸出并将插头17压在抵块22上从而锁定插头17；这时弹簧21处于压缩状态。插座17也与输电线6电气连接。

一旦自动插头锁定器18根据飞行状态计算机控制系统主机的指令得电打开，则电动压舌23缩回，插头17在弹簧21推动下弹出，实现插头17的自动拔出，输电线6与飞行器脱离。

实施例2的两端双插自动接线器13去掉一组插座和插头，并图片上下旋转后将余下的插座16与飞行器的机身连接，就构成一个两端单插自动接线器。其可用于飞行器与外部电源的电气连接，并可以在紧急情况下自动甩掉输电线。甩掉输电线后的无人机可以依靠蓄电池的电能返航。

本发明各种自动接线器中的弹簧也可以不用。这时可以依靠重力实现自动拔出插头。有关这些插头的技术可以参考现有技术。通常要求这些插头的插拔力接近于零。运载火箭上已经在使用零插拔力的电气插头。图4给出实施例3。

实施例3中，两架外部电源供电多轴旋翼遥控飞行器1通过共用一组输电线6串接与地面的自动卷线装置7连接并从外部电源5取电。自动卷线装置7包括一个电动卷筒24和两个与电动卷筒24连接的基座25。并且在上面的飞行器1内部，也设置有一个自动卷线装置29，包括一个电动卷筒24。用于收放位于下面的输电线6。这种串接方式和输电线布置方式由于下面的飞行器承担很大一部分输电线的重量，有利于上面的飞行器飞得更高、更自由。

单架飞行器采用自动卷线装置29，适合贴地飞行而无需拖拉输电线，可以避免或者大大减轻输电线的磨损和羁绊，并能够收起输电线实现重复利用。

实施例3中，下面一个飞行器采用三根裸钢线作为输电线，并且采用一个分叉接线端26引出三根输电线6，每根输电线各自采用一个自动卷线装置单独进行收纳。裸钢线不用绝缘层、有利于散热、分量轻、没有绝缘层磨损的问题。

还可以对三根裸钢线输电线靠近上面分叉接线端26处的表面设置绝缘层，因为一旦三根输电线发生缠绕上面部分会先相碰。

还可以在所述飞行器上设置一个与飞行状态计算机控制系统主机信号连接的监控器27，当了解到三根输电线处于危险状态时，监控器27向飞行状态计算机控制系统报告，以便及时切断电源避免事故。

还可以在所述飞行器上设置一个与飞行状态计算机控制系统主机信号连接的加速度传感器28，当了解到所述飞行器的状态出现问题包括水平旋转超过100度使三根输电线有可能缠绕时，向飞行状态计算机控制系统报告，以便及时切断电源避免事故。

自动卷线装置还可以包括收放线控制电路和收放线执行部件。收放线执行部件含有与收放线控制电路信号连接的接口电路，自动卷线装置的状态根据所述控制电路状态的改变而改变；所述控制电路与飞行状态计算机控制系统联网。

实施例3中，令电动卷筒24的内表面与一台压缩机制冷装置的吸热盘管传热连接，使紧贴电动卷筒24内表面的两层输电线的温度大幅度降低，以保持良好的工况。当大部分输电线存留在电动卷筒表面时，飞行器负荷的输电线少、其负荷轻、输电线的电流也较小。

在一个长1米、外径0.67米的电动卷筒上卷绕两层直径为2毫米的输电线，则输电线的长度达2千米。

实施例4中，包括一个电动卷筒和两个基座的自动卷线装置还可以简化为一个输电线线仓，即仅仅用于存放输电线。并且所述线仓也可以与一台压缩机制冷装置的吸热盘管传热连接，用于降温。

图5至7给出实施例4。

实施例4中，外部电源供电4轴旋翼飞行器1包括机身2、电动旋翼42、43、44和45由4台直流电机42.1、43.1、44.1、45.1驱动。采用自动接线器。所述电机42.1、43.1、44.1、45.1的定子线圈分别两两串接形成如图中左右两个虚线框所示的两个支路，所述两个支路串联并通过输电线6、自动卷线装置7和外部电源5构成一个回路。由于所有电机42.1、43.1、44.1、45.1定子绕组的电压和电流相等，这些电机的状态也相等，但要求它们的旋转方向两正两反。4台所述电机分为两组，令每组所述电机在空间以飞行器的轴心线对称布置，旋转方向相反与相互抵消电机转子和旋翼的旋转反作用力。从图6平面直角坐标系中可见：电动旋翼42、43、44、45分别处于第1、2、3、4，四个象限。对电机42.1、43.1、44.1、45.1并联连接总共4个多功能模块48、49、50、51。

多功能模块48、49、50、51包括飞行控制电路、斩波电路53、可充电电池54、用电负载55及假负载56。斩波电路53通过改变二极管的开通时间来调节其电能输出。用电负载55包括稳压滤波电路、飞行状态计算机控制系统、飞行控制电路、无线电接收发射电路和其他所有可能的用电器件；假负载56包括电阻器件并串接一个可控硅。充电电池54也有稳压滤波作用；当每次飞行任务结束后都对其剩余电能进行检测并充放电至设定范围譬如满电量的62%至65%。飞行控制电路的功能包括对所述电机的控制。飞行控制电路正常工作时可以完全从充电电池54取电而不从斩波电路取电。飞行控制电路作为飞行状态计算机控制系统的一部分与飞行状态计算机控制系统主机信号连接并接受其控制。根据需要，当飞行器的状态控制要求向某个方向飞行，可在陀螺仪的指南下，令与位于所述方向的旋翼电机并联的多功能模块多耗用一些电流，具体包括令相关多功能模块的假负载支路的可控硅的开通时间长一些，因此该旋翼因为电机的旁路电流增加自身输入功率减小升力也减小导致飞行器轴心线发生倾斜从而飞行器的升力产生一个向所述方向的水平分量推动飞行器向所述方向移动。与假负载串接的可控硅作为飞行控制电路的一个执行部件，确保飞行控制电路对各多功能模块的功率控制。

当流过多功能模块48、49、50、51的电流从零到最大时，异步电机42、43、44、45的功率从最大到最小。

飞行器的状态控制包括：

通过对外部可控三相交流电源的电压和/或频率进行调节，以及调节各可变电阻52，可实现所述电机的功率控制和/或转速控制从而实现对飞行器1的状态控制包括上升、空中静止、下降和停止。

利用多功能模块48、49、50、51调节飞行状态的原理可简述为：在飞行器1处于悬停状态时，通过同步调节多功能模块48、49、50、51中的一个或者数个的功率来改变所述某一台或者数台电机的状态，从而实现对飞行器状态的控制。譬如：

令与处于第1、4象限的两台电动旋翼42、45的电机绕组并接的多功能模块48、51的电功率大于与另外两个多功能模块49、50的电功率，这将减小电动旋翼45、42相关电机的功率同时增加电动旋翼43、44相关电机的功率，并导致电动旋翼45、42的空间高度略微低于电动旋翼43、44的空间高度，这种状态使得飞行器1开始向Y轴箭头方向或者说正北方向飞行。此时，通过同步平衡4个多功能模块48、49、50、51的电功率，将恢复电动旋翼45、42的功率，并导致电动旋翼42、43、44、45处于同一高度，飞行器恢复处于空中静止状态。

同样道理，减小4个象限中右面两个象限两台电动旋翼相关电机的功率，会导致飞行器向正东面方向飞行。……并且，因为这种改变飞行器飞行的机制可以叠加，从而能够实现飞行器能够向任意方向飞行。控制飞行器状态的技术还可参考利用既有技术。

即使三个以上多功能模块都处于满功率和充电状态，因为可以增加外部电源的输入，飞行器仍然可以正常飞行。

当外部电源5不能正常供电时，通过自动接线器拔出输电线6并打开各降落伞46，飞行器1在降落伞46的作用下以足够慢的速度下降。

实施例4的有益效果包括：由于电源电压高，输电线的电流相应减小，与电流呈平方关系的热损耗大幅减小，方便采用更细更轻的输电线；通过对外部可控直流电源的供电电压进行调节实现飞行功率控制很方便。

虽然高压电源对电机的绝缘要求有所提高，但电流减小至四分之一，有利于采用外部电源的情况。

实施例4中的所述两个支路也可以采用并联的方式连接，与适合电压较低的情况。

图8 给出实施例5。

实施例5，喷洒机组包括两架多轴飞行器喷药飞行器68、辅助飞行器69和跟踪小车72，跟踪小车72装载有自动卷线装置7、水输送管74的自动收放装置、外部电源5、起降平台70和农药罐71。用输电线6连接外部电源5和飞行器机组上的用电负荷、喷洒飞行器上含有喷洒端口73、采用一根两端分别与喷洒端口73和农药罐71连通的输送管74。农药罐71配置有药液提升设施，包括增压泵。跟踪小车72自动跟踪辅助飞行器69。喷洒端口73为一根横置、其一侧开有排孔的管状物，喷洒端口73等有关内容可以参考现有技术。

实施例5的工作原理简介为：系统开机自检包括辅助飞行器69和喷药飞行器68先后从起降平台70上升空悬停；然后跟踪小车72跟随喷洒机组到达现场，农药罐71启动药液提升设施实施喷药作业。并采用补给车适时对农药罐加药。作业过程中，自动卷线装置7和水输送管74的自动收放装置自动收放输电线6和水输送管74。作业完成，令药液提升设施反向吸回药液至农药罐71。然后两架飞行器降落在起降平台70上并撤回库房。

由于可以长时间连续作业，本发明比现有只能工作数分钟的喷药飞行器工作效率高3倍、不用配置更换电池的员工。又由于喷药作业不被打断，既不漏喷也不多喷。效率高还意味着可以在数小时内杀灭蝗虫而不让其逃跑。旋翼机的风有助于药剂到达植物叶子的背面，这是独到的优点。

辅助飞行器69分担了水输送管74和输电线6的重量，实现喷药飞行器68从其机身上面连接输电线6增加了喷药的自由度；辅助飞行器69的支持还可以增加喷药飞行器68作业的距离和面积。

图9给出实施例6。

实施例6，播种机组包括两架多轴飞行器播种飞行器75、辅助飞行器69和跟踪小车72，跟踪小车72装载有自动卷线装置7、外部电源5、种子输送管78的自动收放装置、起降平台70和种子仓76。用输电线6连接外部电源5和飞行器机组上的用电负荷、播种飞行器75上含有播种模块77、采用一根两端分别与播种模块77和种子仓76连通的种子输送管78。种子仓76配置有种子提升设施和种子输送管78的自动收放装置，包括气流输送设施，具体可以参考相关现有技术。跟踪小车72自动跟踪辅助飞行器69。播种模块77根据不同的种子设计，有关内容可以参考现有技术。

实施例6的工作原理简介为：系统开机自检包括辅助飞行器69和播种飞行器75先后从起降平台70上升空悬停；然后跟踪小车72跟随播种机组到达现场，种子仓76启动种子提升设施实施播种作业。并采用补给车适时对种子仓76进行补给。作业过程中，自动卷线装置7和种子输送管78的自动收放装置自动收放输电线6和种子输送管78。作业完成，令种子提升设施反向吸回种子至种子仓76。然后两架飞行器降落在起降平台70上并撤回库房。

由于可以长时间连续作业，本发明播种飞行机组工作效率高。

辅助飞行器69分担了种子输送管78和输电线6的重量，辅助飞行器69的支持还可以增加播种飞行器75的作业距离和面积。

Claims (4)

1.多轴飞行器直流电机并联调速法：制造一个直流电源供电的多轴飞行器，包括机身、多个电动旋翼、飞行器负荷、飞行状态计算机控制系统、遥控器和直流电源，飞行状态计算机控制系统包括卫星定位终端、加速计、磁力计、气压传感器、陀螺仪和通讯模块，直流电源包括采用输电线从外部引入的直流电源以及在飞行器内的直流电源；

将所有驱动电动旋翼的各直流电机按照空间轴对称分布两个一组分为一个以上的电机组，令每个电机组的电机形成一条支路，对各个电机组形成的所有支路采取串联或者并联的方式；对每台电机并联一个多功能模块；

多功能模块包括飞行控制电路、斩波电路、充电电池、用电负载及假负载；斩波电路通过改变整流器件的开通时间来调节其电能输出；用电负载包括稳压滤波电路、飞行状态计算机控制系统、飞行控制电路、用于检测各多功能模块电流和电压的检测器件、无线电接收发射电路；假负载包括可变电阻，也包括固定电阻器件和与其串接的可控硅；飞行控制电路正常工作时可以完全从充电电池取电而不从斩波电路取电；飞行控制电路作为飞行状态计算机控制系统的一部分与飞行状态计算机控制系统主机信号连接并接受其控制；

通过改变多功能模块的状态来改变控制所述各电机的状态，包括：根据需要，当飞行器的状态控制要求向某个方向飞行，令与某个方向的旋翼电机并联的多功能模块多耗用一些电流，具体包括令相关多功能模块的假负载支路的可控硅的开通时间长一些；或者令可变电阻的阻值变小一些，因此该旋翼因为电机的旁路电流增加自身输入功率减小升力也减小导致飞行器轴心线发生倾斜从而飞行器的升力产生一个向所述方向的水平分量推动飞行器向所述方向移动；与假负载串接的可控硅作为飞行控制电路的一个执行部件，确保飞行控制电路对各多功能模块的功率控制；当所述多功能模块增加使用电能而导致飞行器升力不足时，增加直流电源的电压。

2.直流电源供电的多轴飞行器，采用权利要求1所述的多轴飞行器直流电机并联调速法，其特征是包括机身、多个电动旋翼、飞行器负荷、飞行状态计算机控制系统、遥控器和直流电源，飞行状态计算机控制系统包括卫星定位终端和通讯模块，直流电源包括采用输电线从外部引入的直流电源以及在飞行器内的直流电源；

将所有驱动电动旋翼的各直流电机按照空间轴对称分布两个一组分为一个以上的电机组，令每个电机组的电机的定子绕组串联连接形成一条支路，对各个电机组形成的支路采取串联或者并联的方式，与电源连接；

对所述各电机的定子绕组或者定子绕组的一部分并联一个多功能模块；多功能模块包括飞行控制电路、直流降压电路、充电电池、用电负载及假负载；飞行控制电路作为飞行状态计算机控制系统的一部分与飞行状态计算机控制系统主机信号连接并接受其控制；通过改变多功能模块的状态来改变控制所述各电机的状态。

3.按照权利要求2所述的直流电源供电的多轴飞行器，其特征是采用一根输电线与外部直流电源连接；在输电线与所述飞行器之间串接有一个自动接线器，自动接线器包括一个接线器插座和一个接线器插头；接线器插头与输电线连接；并含有一个输电线自动锁定器件；接线器插座和输电线自动锁定器件设置于机身上；输电线自动锁定器件作为飞行状态计算机控制系统的执行部件；输电线自动锁定器件包括一个电动压舌；电动压舌包括电磁压舌；电动压舌常闭压住输电线；当电动压舌的状态由常闭变为打开时，接线器插头在自身及输电线重力作用下脱离机身掉落，或者：

飞行器含有一个自动卷线装置，用于收放位于下面的输电线，或者；

在飞行器上以及外部电源处均含有一个与输电线信号连接的电力线载波通讯模块，利用输电线实现有线信号传输。

4.按照权利要求3所述的直流电源供电的多轴飞行器，其特征是接线器插头和/或机身连接一个降落伞，当向接线器插头发出脱离机身的指令后0.2秒钟，降落伞开始打开。