CN105836108A - 飞行器、飞行控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器、飞行控制方法及系统,所述飞行器的升力旋翼的气流入口和/或气流出口处转动连接有舵叶,所述飞行控制方法包括以下步骤:获取所述飞行器的飞行参数;根据所述飞行参数计算出所述舵叶的转动角度和角速度;根据所述转动角度和角速度控制所述舵叶运转。本发明提供的飞行器的飞行控制方法,升力旋翼的气流入口和/或气流出口处转动连接有舵叶,通过转动舵叶到合适的倾斜角度,从而通过升力旋翼为机体提供足够的侧向力,使得仅凭升力旋翼即可完成飞行器的转向和翻滚,如此为飞行器的动力旋翼的布置类型提供一额外的可选方案。
Description
技术领域
本发明涉及飞行技术,具体涉及一种飞行器、飞行控制方法及系统。
背景技术
飞行器因为能够垂直升降和空中悬停的优势而区别于战斗机,单旋翼飞行器依靠升力旋翼实现升降,依靠尾部的尾浆实现转向和翻滚的辅助。
现有技术中,单升力旋翼的飞行器,其升力旋翼转动能为飞行器提供足够的竖直向的升力,但在飞行器的转向过程中,升力旋翼无法提供转向的动力,如此飞行器必须配备尾浆以提供辅助的侧向动力,由此使得现有技术中飞行器的动力旋翼的布置类型较为单一。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行器、飞行控制方法及系统,为飞行器的三姿态角的控制提供一种新的方法。
为了实现上述目的,本发明提供如下技术方案:
一种飞行器的飞行控制方法,所述飞行器的升力旋翼的气流入口和/或气流出口处转动连接有舵叶,所述飞行控制方法包括以下步骤:
获取所述飞行器的飞行参数;
根据所述飞行参数计算出所述舵叶的转动角度和角速度;
根据所述转动角度和角速度控制所述舵叶运转。
一种飞行器的飞行控制系统,包括控制器,还包括:
飞行参数获取模块,与所述处理器电连接,用于获取所述飞行器的飞行参数;
飞行参数计算模块,与所述处理器电连接,根据所述飞行参数计算所述舵叶的转动角度和角速度;
舵叶控制模块,与所述处理器电连接,控制所述舵叶的转动。
一种飞行器,包括机体,所述机体上设置有竖直涵道,所述竖直涵道内设置有升力旋翼,还包括驱动单元和舵叶,所述竖直涵道的气流入口和/或气流出口处转动连接有所述舵叶,所述驱动单元驱动所述舵叶。
上述的飞行器,所述飞行器为无人机。
上述的飞行器,所述竖直涵道的气流入口和气流出口处均转动连接有舵叶。
上述的飞行器,所述竖直涵道有两个,两个竖直涵道呈纵向布置于所述机体上。
上述的飞行器,所述竖直涵道有一个,所述舵叶分为前段和后段,所述驱动单元包括第一驱动单元和第二驱动单元,前段的所述舵叶接收所述第一驱动单元的驱动,后段的所述舵叶接收所述第二驱动单元的控制。
上述的飞行器,一个所述竖直涵道内包括两组相互垂直的所述舵叶,两组所述舵叶处于所述竖直涵道内同一轴向高度上。
上述的飞行器,所述机体的尾部两侧均设置有推进涵道,所述推进涵道内设置有推进旋翼,所述推进涵道的轴线与所述竖直涵道的轴线不平行。
上述的飞行器,还包括尾翼,所述尾翼的两端分别连接两个所述推进涵道。
在上述技术方案中,本发明提供的飞行器的飞行控制方法,升力旋翼的气流入口和/或气流出口处转动连接有舵叶,通过转动舵叶到合适的倾斜角度,从而通过升力旋翼为机体提供足够的侧向力,使得仅凭升力旋翼即可完成飞行器的转向和翻滚,如此为飞行器的动力旋翼的布置类型提供一额外的可选方案。
由于上述飞行控制方法具有上述的技术效果,实现该飞行控制方法的飞行控制系统自然具有上述技术效果。
由于上述飞行控制方法具有上述的技术效果,实现该飞行控制方法的飞行器自然具有上述技术效果。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案,下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的飞行控制方法的流程框图;
图2为本发明实施例提供的飞行器的结构示意图;
图3为本发明实施例提供的飞行器的主视图;
图4为本发明实施例提供的飞行器的俯视图;
图5为本发明施例提供的竖直涵道的结构示意图。
附图标记说明:
1、机体;2、驱动单元;3、升力旋翼;4、竖直涵道;5、推进涵道;6、推进旋翼;7、舵叶;8、尾翼。
具体实施方式
为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案,下面将结合附图对本发明作进一步的详细介绍。
本发明中,竖直、纵向等方向词汇均按照本领域以及日常生活的一般观念理解,即当飞行器放置于水平面上时,垂直于水平面的为竖直方向,从机头到机尾的机体轴线方向为纵向,纵向与水平面平行,与竖直面垂直,纵向、竖直向以及横向组成三维直角坐标系。上述方向描述仅为飞行器放置于水平面时的相对位置描述,而非对飞行器结构的绝对限定。
如图1和5所示,本发明实施例提供的一种飞行器的飞行控制方法,飞行器的升力旋翼的气流入口和/或气流出口处转动连接有舵叶,飞行控制方法包括以下步骤:
101、获取飞行器的飞行参数。
具体的,飞行器的飞行参数包括下一预定时间段飞机的目标飞行方向,匀速直行、滚转、俯仰、偏航等等,如目前的瞬时飞行器为匀速直行,同时飞行器自动驾驶或者驾驶员操纵飞行器左转10度,飞行器的控制器实时获取这些飞行参数。
102、根据所述飞行参数计算出舵叶的转动角度和角速度。
具体的,根据未来一定时间段的飞行参数,计算出飞行器在每一时刻所需的力矩,如滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩等等,飞行器滚转时需要滚转力矩,俯仰时需要俯仰力矩,偏航时需要偏航力矩,如左转10度需要的偏航力矩为X,同时结合升力旋翼的转速可计算出舵叶所需的转动角度,根据一段时间内所需的转动角度即可计算出舵叶转动时的角速度,如此获取了舵叶的转动角度和角速度。
上述计算过程为动力学和高等数学的现有知识,本实施例不对具体计算过程展开叙述。
103、根据转动角度和角速度控制舵叶运转。
具体的,由于转动角度和角速度是按照飞行参数计算获取的,如此当舵叶按照该转动角度和角速度转动时,飞行器即按照飞行参数飞行。
实际应用中,由于控制原因、结构传动效率或者机械老化等原因,实际飞行效果与理论飞行参数具有一定的差距,上述步骤应是一个不断反馈修正的过程,即飞行器本身的飞行状态不停通过传感器由控制器获取,控制器根据实时的飞行状态数据修正飞行参数。
本实施例提供的飞行器的飞行控制方法,升力旋翼的气流入口和/或气流出口处转动连接有舵叶,通过转动舵叶到合适的倾斜角度,从而通过升力旋翼为机体提供足够的侧向力,使得仅凭升力旋翼即可完成飞行器的转向和翻滚,如此为飞行器的动力旋翼的布置类型提供一额外的可选方案。
本发明实施例还提供一种飞行器的飞行控制系统,包括控制器,还包括飞行参数获取模块与处理器电连接,用于获取飞行器的飞行参数;飞行参数计算模块与处理器电连接,根据飞行参数计算舵叶的第一角度;舵叶控制模块与处理器电连接,控制舵叶的转动。
由于上述飞行控制方法具有上述的技术效果,实现该飞行控制方法的飞行控制系统自然具有上述技术效果。
如图2-5所示,本发明实施例还提供一种飞行器,包括机体1,机体1上设置有竖直涵道4,竖直涵道4内设置有升力旋翼3,还包括驱动单元2和舵叶7,竖直涵道4的气流入口和/或气流出口处转动连接有舵叶7,驱动单元2驱动舵叶7。
本实施例中的飞行器,可以是航模、无人机、直升机或者其它能够布置竖直涵道的飞行机械。
具体的,机体1为飞行器的主体结构,其为各类组件提供安装基准,机体1包括机头、机身以及机尾,其具体结构可参见现有技术中各类的飞行器结构,机体1上布置有竖直涵道4,竖直涵道4内设置有升力旋翼3,升力旋翼3为机体1提供上升力,优选的,从飞行器的发动机输出的动力经过两组直齿轮传到竖直涵道,并通过斜齿轮实现对升力旋翼的驱动。
本实施例中,舵叶7为叶片状结构,竖直涵道4的入口或出口处并列设置有多片叶片状结构,如二十片叶片,驱动单元驱动舵叶7,通过舵叶7的转动,使得进入和排出竖直涵道4的气流给予机体一个侧向力,如当排气口的舵叶7转动到与竖直方向呈45度夹角时,升力旋翼3竖直向下的上升气流通过45度的舵叶7给予机体1一个反作用力,该作用力垂直于舵叶7,如此升力旋翼3的升力将使得机体1翻滚。现有技术中的飞行器在单升力旋翼3的基础上必须具有一个提供侧向力以使得机体1能够转向和翻滚,本实施例通过舵叶7额外提供一个侧向力使得机体1能够转向和翻滚。
由于上述飞行控制方法具有上述的技术效果,实现该飞行控制方法的飞行器自然具有上述技术效果。
本实施例中,可选的,飞行器为无人机,本实施例的各结构及实现方法均可直接移植到无人机上。
本实施例中,优选的,竖直涵道4有两个,两个竖直涵道4呈纵向布置于机体1上,多个竖直涵道4实现动力的均衡布置。
本实施例中,进一步的,机体1的尾部两侧还分别设置有推进涵道5,推进涵道5内设置有推进旋翼6,推进涵道5的轴线与竖直涵道4的轴线不平行,即推进涵道能够提供除竖直向以外的其它方向的动力,如横向力和纵向力,例如推进涵道5的轴线处于水平方向,或者与水平方向的夹角处于0-30度之间,如此,推进旋翼6为机体1至少提供一个水平方向的侧向力,当推进涵道5的轴线与纵向的夹角为锐角时,其还将为机体1提供一个横向的侧向力,推进旋翼6一方面提升机体1的稳定性,另一方面为机体1的空中特技动作提供助力。
本实施例中,还包括尾翼8,尾翼8的两端分别连接两个推进涵道5,尾翼8一方面优化无人机的空气动力性能,另一方面提升推进涵道5的固定性能,使得推进涵道5与机体1的连接更为稳固。
本实施例中,可选的,竖直涵道4有一个,舵叶7分为前段和后段,驱动单元包括第一驱动单元和第二驱动单元,前段的舵叶7接收第一驱动单元的驱动,后段的舵叶7接收第二驱动单元的控制,如此前段的舵叶7和后段的舵叶7受到独立控制,通过两者的差动与联动实现飞行器的滚转、俯仰和偏航。
本实施例中,优选的,一个竖直涵道4内包括两组相互垂直的舵叶7,两组舵叶7处于竖直涵道4内同一轴向高度上,两组相互垂直的舵叶7提供不同方向的力矩,两组舵叶7布置于同一轴向高度上的优点在于,尽量减少不同向气流之间的絮乱,同一高度上的两组舵叶几可完全消除气流絮乱现象。
以上只通过说明的方式描述了本发明的某些示范性实施例,毋庸置疑,对于本领域的普通技术人员,在不偏离本发明的精神和范围的情况下,可以用各种不同的方式对所描述的实施例进行修正。因此,上述附图和描述在本质上是说明性的,不应理解为对本发明权利要求保护范围的限制。
Claims (10)
1.一种飞行器的飞行控制方法,其特征在于,所述飞行器的升力旋翼的气流入口和/或气流出口处转动连接有舵叶,所述飞行控制方法包括以下步骤:
获取所述飞行器的飞行参数;
根据所述飞行参数计算出所述舵叶的转动角度和角速度;
根据所述转动角度和角速度控制所述舵叶运转。
2.一种飞行器的飞行控制系统,包括控制器,其特征在于,还包括:
飞行参数获取模块,与所述处理器电连接,用于获取所述飞行器的飞行参数;
飞行参数计算模块,与所述处理器电连接,根据所述飞行参数计算所述舵叶的转动角度和角速度;
舵叶控制模块,与所述处理器电连接,控制所述舵叶的转动。
3.一种飞行器,包括机体,所述机体上设置有竖直涵道,所述竖直涵道内设置有升力旋翼,其特征在于,还包括驱动单元和舵叶,所述竖直涵道的气流入口和/或气流出口处转动连接有所述舵叶,所述驱动单元驱动所述舵叶。
4.根据权利要求3所述的飞行器,其特征在于,所述飞行器为无人机。
5.根据权利要求4所述的飞行器,其特征在于,所述竖直涵道的气流入口和气流出口处均转动连接有舵叶。
6.根据权利要求4所述的飞行器,其特征在于,所述竖直涵道有两个,两个竖直涵道呈纵向布置于所述机体上。
7.根据权利要求4所述的飞行器,其特征在于,所述竖直涵道有一个,所述舵叶分为前段和后段,所述驱动单元包括第一驱动单元和第二驱动单元,前段的所述舵叶接收所述第一驱动单元的驱动,后段的所述舵叶接收所述第二驱动单元的控制。
8.根据权利要求4所述的飞行器,其特征在于,一个所述竖直涵道内包括两组相互垂直的所述舵叶,两组所述舵叶处于所述竖直涵道内同一轴向高度上。
9.根据权利要求4所述的飞行器,其特征在于,所述机体的尾部两侧均设置有推进涵道,所述推进涵道内设置有推进旋翼,所述推进涵道的轴线与所述竖直涵道的轴线不平行。
10.根据权利要求9所述的飞行器,其特征在于,还包括尾翼,所述尾翼的两端分别连接两个所述推进涵道。
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