CN107176299B - 固定翼磁动力无人机的控制系统 - Google Patents

Abstract

一种固定翼磁动力无人机的控制系统，其用于控制驱动无人机的螺旋桨旋转的驱动器，其特征在于，所述驱动器为磁动力驱动器，磁动力驱动器至少包括一个定子和一个转子，旋定子设置于转子外周，所述定子交错设置有呈N极性和S极性的永久磁铁，所述定子至少包括第一定子绕组、第二定子绕组和第三定子绕组，通过第一定子绕组输入交变电流，通过第二定子绕组输出交变电能；第二定子定子绕组输出的部分能源经转换施加于第三定子绕组，通过控制施加于第三定子绕组的电能的相对施加于第一定子绕组的交变电流的相角而改变转子的转速。本发明提供的控制系统可灵活地控制无人机的飞行速度并能够节省能源。

Description

固定翼磁动力无人机的控制系统

技术领域

本发明涉及一种固定翼磁动力无人机的控制系统，尤其涉及一种可灵活地控制无人机的飞行速度并能够节省能源的固定翼磁动力无人机的控制系统,属于航行器技术领域。

背景技术

小型无人机由于成本低、易于使用等特点，在消费和工业领域得到越来越广泛的使用。目前国内外无人机主要有三类，第一类为固定翼无人机，第二类为传统类型无人直升飞机，第三类为电动多轴无人机。第一类的固定翼无人机飞行效率高但无法垂直起降，使用场地受限；第二类的传统无人直升机可垂直起降，但机械及动力传动结构复杂，成本高、安全性低且操作难度大；第三类电动多轴无人机操作简单，但多数采用蓄电池组提供能源，由于蓄电池的所存储的电能有限，造成无人机飞行时间受限，一般为半小时左右。

发明内容

为克服现有技术中存在的缺点，本发明的发明目的是提供一种固定翼磁动力无人机的控制系统，其飞行时间长。

为实现所述发明目的，本发明提供一种固定翼磁动力无人机的控制系统，其用于控制驱动无人机螺旋桨旋转的驱动器，其特征在于，所述驱动器为磁动力驱动器，磁动力驱动器至少包括一个定子和一个转子，定子设置于转子外周，所述定子交错设置有呈N极性和S极性的永久磁铁，所述定子至少包括第一定子绕组、第二定子绕组第三定子绕组，通过第一定子绕组输入交变电流，通过第二定子绕组输出交变电能；第二定子绕组输出的部分能源经转换施加于第三定子绕组，通过控制施加于第三定子绕组的电能的相对施加于第一定子绕组的交变电流的相角而改变转子的转速。

优选地，控制系统至少包括第一蓄电池组、第二蓄电池组和第一DC/AC转换器，第一DC/AC转换器用于将交替将第一蓄电池组和第二蓄电池组提供的电能转换为第一三相交流电并施加于第一定子绕组。

优选地，控制系统还包括第一充电器，其用于将供电源提供的能源交替存储于第一蓄电池组和第二蓄电池组中。

优选地，控制系统至少包括整流器和第二DC/AC转换器，整流器用于对第二定子绕组输出的电能进行整流；第二DC/AC转换器用于将整流器提供的电能转换为第二三相交流电并施加于第二定子绕组。

优选地，控制系统还包括第二充电器、第三蓄电池组和第四蓄电池组，第二充电器用于整流器提供的能源交替存储于第三蓄电池组和第四蓄电池组中，第二DC/AC转换器交替将第三蓄电池组和第四蓄电池组提供的能源转换为第二三相交流电。

优选地，控制系统还包括发动机控制器，其用于控制第一DC/AC转换器和第二DC/AC转换器输出的交流电的相角差。

优选地，所述供电源为光伏能源。

优选地，所述光伏能源来源于贴附于无人机表面的光伏电池膜。

与现有技术相比，本发明提供的固定翼磁动力无人机的控制系统，可灵活地控制无人机的飞行速度并能够节省能源。

附图说明

图1是本发明一个实施例提供的磁动力固定翼无人机的示意图；

图2是本发明一个实施例提供的用于无人机的光伏电源模块的电路图；

图3是本发明一个实施例提供的固定翼无人机的控制系统的组成示意图；

图4是本发明提供的磁动力驱动器的组成示意图；

图5是本发明一个实施例提供的发动机模块的控制流程图；

图6是本发明一个实施例提供的无人机无线发射机的组成框图；

图7是本发明一个实施例提供的无线发射机高频功率放大器的电路图；

图8是本发明一个实施例提供的无线发射机载波产生器的电路图。

具体实施方式

以下，参照附图详细说明本发明的实施方式。此外，对图中相同或者相当的部分赋予相同符号，不再进行反复的说明。

图1是本发明提供的磁动力固定翼无人机的示意图。如图1所示，本发明提供的无人机20至少包括机壳21、螺旋浆、设置在机壳内的控制系统和由控制系统控制的用于驱动螺旋浆进行旋转的磁动力驱动器，所述机壳21上粘附有太阳能电池膜23，所述太阳能电池膜与无人机的壳体非平面表面贴附设置，如此设置，可减小无人机飞行过程中，太阳能电池膜对风的阻力。太阳能电池膜主要包括窗层以及设置在窗层上的光伏电池，光伏电池依次包括n+发射极层、p型基极层、背表面场层以及重掺杂的p型和n型层，其中，n+型发射极层由InGA(Al)构成，p型基极层由InGa(Al)构成；背表面场层用于降低复合损耗，背表面场层驱动来自基极层界面表面附近的区域的少数载流子，以使复合损耗的影响最小化；重掺杂的p型和n型层形成隧道二极管。该太阳能电池膜可以被成形在符合具有非平面配置的支撑件的表面上，可以利用粘合剂将支撑件附接到无人机顶部及固定翼的上表面上。

图2是本发明一个实施例提供的用于无人机的光伏电源模块的电路图，如图2所示，根据本发明的一个实施例提供的用于无人机的光伏电源模块包括N行和M列光伏电池桥单元；每行彼此相邻的两个光伏电池桥单元相并联，每列彼此相邻的两个光伏电池桥单元相串联，且每行的位于第1列的光伏电池桥单元与位于第M列的光伏电池桥单元相连接。每个光伏电池桥单元包括第一光伏电池(例如11A、12A、1MA、21A、22A、2MA、N1A、N2A，…，NMA)，第二光伏电池(例如11B、12B、1MB、21B、22B、2MB、N1A、N2B，…，NMB)、第三光伏电池(例如11C、12C、1MC、21C、22C、2MC、N1C、N2C，…，NMC)和第四光伏电池(例如11D、12D、1MD、21D、22D、2MD、N1D、N2D，…，NMD)，第一光伏电池的正极端与第二光伏电池的正极端相连，并作为列相连的第一引出端子；第一光伏电池的负极端与第三光伏电池的正极端相连，并作为行相连的第一引出端子；第二光伏电池的负极端与第四光伏电池的正极端相连并作为行相连的第二引出端子；第三光伏电池的负极端与第四光伏电池的负极端相连并作为列相连的第四引出端子。彼此相邻的两个光伏电池桥单元的列相连的第二引出端子和列相连的第一引出端子首尾相连，第一行的列相连的第一引出端子相连接并向外提供正极性电压，第N行的列相连的第二引出端子相连接并向外提供负极性电压；彼此相邻的两个光伏电池桥单元的行相连的第二引出端子和行相连的第一引出端子首尾相连，第1列的行相连的第一引出端子与第M行的行相连的第二引出端子相连，如此形成立体供电的结构，如果某一块或者几块光伏电池处于阴影中，其内阻增大，并不影响其它光伏电池向外供电，从而提高了光伏电源的利用率。根据本发明的一个实施例，光伏电池桥单元中的第一光伏到第四光伏电池应该粘接于无人机顶和机翼的不同部位触，如此配置，均衡光伏电池桥单元向外供电的性能。

图3是本发明一个实施例提供的固定翼无人机的控制系统的组成示意图；如图3所示，驱动器利用第一蓄电池组或第二蓄电池组所存储的电能驱动螺旋浆旋转，从而使无人机进行飞行。本发明中，驱动器优选磁动力驱动器，磁动力驱动器至少包括一个定子5和一个转子4，定子4设置于转子5外周，所述转子5至少包括交错设置有呈N极性和S极性的永久磁铁，所述定子至少包括第一定子绕组U1、V1和W1，它们分别设置于三个绕线柱或者三个线槽中；定子还至少包括第二定子绕组U2、V2和W2，第二定子绕组U2、V2和W2分别设置于另三个绕线柱或者三个线槽中，定子还至少包括第三定子绕组U3、V3和W3，它们分别与第一定子绕组设置于相同的三个绕线柱或者三个线槽中。后续结合图4详细说明。

根据本发明的一个实施例，无人机的控制系统包括第一充放电模块，其包括充电器1、第一电池组E1、第二电池组E2、第一转换开关K1、第二转换开关K2、第一电池组采样电路、第二电池组采样电路和第一蓄电池控制模块7，其中，第一电池组E1采样电路由电阻R3和R4组成，电阻R3和R4相串联后并联在第一电池组两端，其中间节点对地电压为；第二电池组E2采样电路由电阻R5和R6组成，电阻R5和R6相串联后并联在第一电池组两端，其中间节点对地电压为。第一蓄电池控制模块7根据采样电路所采样的电池组的值控制第一转换开关K1和第二转换开关K2的工作状态，以使充电器1通过第一转换开关K1交替给第一电池组E1和第二电池组E2充电；以使第一电池组E1和第二电池组E2充电交替给第一DC/AC转换器15提供直流电能。本实施例中，由于在无人机的机壳上粘附了太阳能电池膜，其将太阳能转换为电能，无人机在飞行的过程中，第一充电器1将太阳能转换的电能交替存储于第一电池组E1或者第二电池组E2，如此，补充了第一电池组E1或者第二电池组E2能源的消耗，从而延长了无人机的续航时间。

无人机的控制系统还包括MPPT控制模块，其依据光伏电池输出电压、输出电流的采样值，调节充电器1功率，在环境温度、光强发生变化时，使太阳能电池总处于最大功率输出状态，提高太阳能电池的使用效率。如图3所示，电阻R1和R2相串联而后并联到光伏电源两端，其中间节点用于取出光伏电源的取样电压；光伏电源的负极通过电阻R7接地，R7为电流采样电阻，MPPT控制模块根据采样电压和采样电流的值给DC/AC转换器1提供控制信号。第二开关K2和DC/AC转换器15之间还有设置有二极管D1，二极管D1用于控制电流的方向。

无人机的控制系统还包括第二充放电模块，其包括充电器11、第三电池组E3、第四电池组E4、第三转换开关K3、第四转换开关K4、第三电池组采样电路、第四电池组采样电路、第二DC/AC转换器12和第二蓄电池控制模块14，其中，第三电池组采样电路由电阻R8和R9组成，电阻R8和R9相串联后并联在第三电池组E3两端，其中间节点对地电压为；第四电池组采样电路由电阻R10和R11组成，电阻R10和R11相串联后并联在第二电池组两端，其中间节点对地电压为。第二蓄电池控制模块14根据采样电路所采样的电池组的值控制第三转换开关K3和第四转换开关K4的工作状态，以使第二充电器11通过第三转换开关K3交替给第三电池组E3和第四电池组E4充电；以使第三电池组E3和第四电池组E4充电交替给第二DC/AC转换器12提供直流电能。第四开关K4和DC/AC转换器12之间还有设置有二极管D2，二极管D2用于控制电流的方向。由于在定子绕组中设置了第二定子绕组U2、V2和W2，在无人机飞行的过程中，转子转动，从而在第二定子绕组U2、V2和W2产生感应电流，该感应电流经整流器整流转换为直流电，第二充电器将该直流电能交替存储于第三电池组或者第四电池组，将第三电池组或者第四电池组输出的直流电转换为与第一三相交流电同频的交流电，从而产生旋转磁场，以进一步驱动转子旋转，改变第一三相交流电的每一相与第一三相交流的每一相的相角差，就可改变转子转速，从而节省了第一电池组和第二电池组的能源。

根据本发明的一个实施例提供的无人机的控制系统还包括发动机控制模块、第一采样电路16和第二采样电路13，其中第一采样电路16用于采样DC/AC转换器15所输出的第一三相交流电的每一相的电压和电流，第二采样电路13用于采样DC/AC转换器12所输出的第二相交流电电的每一相的电压和电流，发动机控制模块根据电压和电流的采样值分别控制第DC/AC转换器15和DC/AC转换器12输出的交流信号的相角。本发明的一个实施例中，可控制DC/AC转换器15和DC/AC转换器12输出的三相交流电，使它们中的每一相同频同相，如此，进一步地节省蓄电池组的电能。后续结合图6详细说明其工作过程。

本发明提供的一个实施例中，在有微风的情况下，微风驱动无人机的螺旋浆旋转，螺旋浆带动转子旋转，优选地在第二定子绕组U2、V2和W2产生感应电能，该电能补充存储于第三电池组E3或者第四电池组E4中。在有光的情况下，将光伏能存储于第一电池组E1或者第二电池组E2中，如此，使得无人机携带的第一电池组、第二电池组、第三电池组和第四电池组的容量不必太大，从而减轻了无人机的载荷，也进一步的延长了无人机的续航时间。

固定翼无人机的磁动力驱动器还包括本地控制器，其包括人机接口和通信控制接口，所述人机接口用连接按键和显示器；通信控制接口用于与本地个人计算机和/或网络进行连接。

图4是本发明提供的磁动力驱动器的组成示意图，如图4所示，磁动力驱动器的包括转子5和设置于转子外周的定子4，所述转子5包括转子磁铁保持架18和交错设置并呈N极性和S极性的永久磁铁。磁铁保持架由非磁性材料制作。只要是非磁性材料，则磁铁保持件的材质没有特别限定。在一个实施方式中，磁铁保持件由非磁性金属(例如铝、钛合金等)形成。如果永久磁铁的温度太高，则永久磁铁有可能减磁。即，永久磁铁的磁力有可能变弱。通过利用非磁性金属来形成磁铁保持件，能够将永久磁铁所产生的热量高效地向外部释放，因此，能够降低产生这样的问题的可能性。在另一实施方式中，磁铁保持件由树脂材料形成。通过由树脂材料形成磁铁保持件，能够减轻磁铁保持件的重量。进而能够获得容易进行磁铁保持件的成形这样的优点。

永久磁铁优选使用稀土类磁铁。一般而言，与相同大小的铁素体磁铁相比，稀土类磁铁具有较强的磁力。作为稀土类磁铁可以使用例如钐钴磁铁或者钕磁铁。本发明的实施方式中特别优选钕磁铁。钕磁铁与钐钴磁铁相比，相同大小时具有较强的磁力。因此，可以使用例如小型的永久磁铁。与使用相同尺寸的钐钴磁铁的情况相比，通过使用钕磁铁能够提高能量转换装置的输出(能够取出较大的能量)。但是，本发明的实施方式并不排除稀土类磁铁以外的永久磁铁。永久磁铁使用铁素体磁铁当然也是可以的。

所述定子至少包括线圈保持件，线圈保持件形成为环状，沿其径向至少均匀设置有六个绕线柱或者线槽。定子还至少包括第一定子绕组，其三个线圈U1、V1和W1分别设置于三个绕线柱或者三个线槽中；定子绕组中设置了第二定子绕组，其三个线圈U2、V2和W2分别设置于另三个绕线柱或者三个线槽中，设置第一定子绕组的三个线圈U1、V1和W1的三个线柱或者线槽与设置第二定子绕组的三个线圈U2、V2和W2的三个线柱或者线槽交错设置并相隔等间距，定子绕组中设置有第三定子绕组，其三个线圈U3、V3和W3分别与第一定子绕组的三个线圈U1、V1和W1同柱或者同槽设置，如此，使第一定子绕组的三个线圈与第三定子线圈的三个线圈分别紧耦合。

图5是本发明提供的发动机模块的控制流程图；如图5所示，发动机模块的控制过程如下：

步骤1：检测第一采样电路所采样DC/AC转换器15所输出第一三相交流电每一相的电流信号和电压信号；检测第二采样电路所采样DC/AC转换器12所输出第二三相交流电每一相的电流信号和电压信号；

步骤2：判断，如果第一三相交流的每一相和第二三相交流电的每一相的电流和电压信号的相位分别达到本地控制器指定的相角或相差，则执行步骤3；否则执行步骤4；

步骤3：使DC/AC转换器12输出的三相交流电分别接入第三定子绕组；

步骤4：给DC/AC转换器15和DC/AC转换器12关发送控制信号，以分别调整DC/AC转换器15所输出第一三相交流电每一相的电流信号和电压信号和DC/AC转换器12所输出第二三相交流电每一相的电流信号和电压信号，而后返回步骤1。

发动机的发动机模块至少包括处理器及存储器，其控制流程可以编成计算机程序并存储于存储器中，处理器能够调用存储器的存储程序并进行执行。该存储程序可以存储于其它存储介质中，并在数据网中进行传送。

本发明的实施方式涉及的磁动力驱动器构成为能够将电能(电力)和机械能(动能)中的一方转换为另一方。在一个实施方式中，磁动力驱动器用作发电机。此时，由于无人机的固定翼旋转，转子旋转的动能被赋予给磁动力驱动器。第二定子线圈产生电压。磁动力驱动器将机械能转换为电能。

在另一实施方式中，磁动力驱动器用作电动机。对第一定子线圈和第三定子线圈施加电能，并以规定的电角配置。对第一定子和/或第三定线圈的每一个施加的电压的极性与电角同步被切换。由此，转子旋转。即、磁动力驱动器将电能转换为机械能。

本发明虽然以第一定子绕组、第二定子绕组和第三定子绕组均三个线圈为例进行了说明，但并不限于三个，分别可以一个以上的任意个。

根据本发明一个实施例，无人机控制系统还包括无线发射机，本发控制器9通过无线发射机与地面控制站进行通信。下面结给图6-8详细说明本发明提供的无线发射机。

图6是本发明一个实施例提供的无人机无线发射机的组成框图，如图6所示，无线发射机包括调制器400、载波产生器600、高频功率放大器500和功放电源，所述调制器400用于将本地控制器9所提供的信号调制到振荡器所产生的载波以产生调制波，所述高频功率放大电路500用于对调制器产生的调制波进行功率放大，本发明提供的无线发射机包括延迟器300，所述延迟器300用于调制信号产生器所产生的调制信号进行延迟而后提供给调制器400；功放电源包括：幅度检测器200、处理器700和可变电源800，，所述幅度检波器200用于提取调制信号产生器所产生的调制信号的幅值并提供给处理器700，所述处理器700根据该幅值控制可变电源800的输出电压，以供给高频功率放大器500。

所述可变电源800包括n级直流电压单元，各直流电压单元相级联，每个直流电压单元包括一个电池组，如E1、E2和En、一个续流二极管,如D1、D2和Dn和一个电子开关,如T1、T2和Tn，电池组的正极连接到续流二极管的负极；续流二极管的正极连接到电子开关的第一端，电子开关的第二端连接到电池组的负极，电子开关的控制端连接到处理器，处理器根据幅度检测器提供的信号控制电子开关的通断,所述n为大于或者等于2的整数。

更具体地，第一个直流电压单元包括一个电池组E1、一个续流二极管D81和一个电子开关T1，电子开关为CMOS管，所述电池组E1的正极连接于续流二极管D81的负极；续流二极管D81的正极连接到CMOS管T1的漏极，CMOS管T1的源极连接到所述电池组E1的负极，CMOS管T1的栅极连接到处理器700的一个输出端，处理器700控制CMOS管T1通断。CMOS管T1工作于开关状态，当CMOS管T1的栅极输入一个高电位时，CMOS管T1导通，电池组E1的负极相当于接到续流二极管D81的正极。续流二极管D1两端的电压为，上端为正，下端为负。当CMOS管T1的栅极输入一个低电位时，CMOS管T1截止。续流二极管D81两端的电压为二极管结电压。

第二个直流电压单元包括一个电池组E2、一个续流二极管D82和一个电子开关T2，电子开关为CMOS管，所述电池组E2的正极连接于续流二极管D2的负极；续流二极管D82的正极连接到CMOS管T2的漏极，CMOS管T2的源极连接到所述电池组E2的负极，CMOS管T2的栅极连接到处理器700的一个输出端，处理器700控制CMOS管T2通断。CMOS管T2工作于开关状态，当CMOS管T2的栅极输入一个高电位时，CMOS管T2导通，电池组E2的负极相当于接到续流二极管D2的正极。续流二极管D82两端的电压为，上端为正，下端为负。当CMOS管T2的栅极输入一个低电位时，CMOS管T2截止。续流二极管D82两端的电压为二极管结电压。

依次类推，第n个直流电压单元包括一个电池组En、一个续流二极管D8n和一个电子开关Tn，电子开关为CMOS管，所述电池组En的正极连接于续流二极管Dn的负极；续流二极管Dn的正极连接到CMOS管Tn的漏极，CMOS管Tn的源极连接到所述电池组En的负极，CMOS管Tn的栅极连接到处理器700的一个输出端，处理器700控制CMOS管Tn通断。CMOS管Tn工作于开关状态，当CMOS管Tn的栅极输入一个高电位时，CMOS管Tn导通，电池组En的负极相当于接到续流二极管D8n的正极。续流二极管Dn两端的电压为，上端为正，下端为负。当CMOS管Tn的栅极输入一个低电位时，CMOS管Tn截止。续流二极管D8n两端的电压为二极管结电压。

如此，如果每个直流电压单元的电子开关均同时导通的情况下，直流调制电源总的输出总电压为Vcc1＝E1+E2+…+En。本发明中各个直流电压单元输出的电压值相同。

本发明中，处理器700根据幅度检波器提供的信号控制各个电子开关的通断，当幅度大时，使多个电子开关导通，给功率放大器提供高的供电电源，当幅度小时，使其中的几个电子开关导通，给功率放大器提供小的共电电源。只要使相应个的输出电源之和略大于所检测的幅度值就可，如此配置功放电源大大节省了能源，从而延长了无人机的飞行时间。

图7是本发明一个实施例提供的无线发射机中高频功率放大器的电路图，如图7所示，本发明提供的高频功率放大器包括高频信号输入端IN、输入匹配网络520、高频放大器510、输出匹配网络530、高频信号输出端OUT和偏置电路540，其中，高频放大器510包括：晶体管T501和高频扼流圈L2，所述偏置电路540连接于晶体管T501的基极并用于根据控制电压Vcon1给晶体管T501的基极提供偏置电流；晶体管T501的发射极接地，集电极经高频扼流圈L2连接于电源Vcc1，还连接于输出匹配网络530。优选地，电源Vcc1还通过滤波电容C3接地。

根据参考电压给晶体管T501提供偏置电压的偏置电路540包括晶体管T11，所述晶体管T11的集电极连接于电源Vcc1，发射极依次经电阻R11和高频扼流圈L11连接于晶体管T501的基极。参考电压由电源电路550提供，其用于控制晶体管T501的偏置量，电源电路550包括电阻R14、晶体管T12和晶体管T13，晶体管T5012连接成二极管的结构，即晶体管T12的集电极和基极短路连接；晶体管T13连接成二极管的结构，即晶体管T13的集电极和基极短路连接。电阻R14的第一端连接于控制电压Vcon1，第二端连接于晶体管T12的基极，晶体管T12和晶体管T13串联连接，并连接于电阻R14和过冲控制电路之间。控制信号Vcon1用于控制偏置电路540的启动和停止。电源电路550中，设置电阻R14、晶体管T12和T13是为了在温度变化时由于温度偏移，引起的调制精度降低，上述部件起到温度补偿的作用。本发明中，电阻R11和高频扼流圈L11相串联的节点还经旁通电容C12接地。

在控制电压Vcon1上升期间，加速电路用于临时性地提高从电源电路550输出的参考电压，从而提高了由偏置电路540给晶体管T501的增加量。加速电路包括电容C11，时间常数控制电路、放电电路和过冲控制电路，电容C11的第一端连接于控制电压Vcon1，第二端连接于时间常数控制电路，放电电路与电容C11并联联系。放电电路包括晶体管T16，其栅极连接于地，源极连接于晶体管T14的基极，漏极连接于控制电压Vcon1。时间常数控制电路包括晶体管T14、电阻R12和晶体管T15，晶体管T14的基极连接于电容C11的第二端，集电极连接于电压Vcc1，发射极连接于电阻R12的端；电阻R12的第二端连接于晶体管T5015的基极；晶体管T15的集电极连接于电压Vcon1，发射极经电阻R13连接于地。时间常数控制电路用于确定在电容C11充电和放电的时间常数。过冲电路用于确定从电源电路550输出的参考电压的量，根据电容C11的放电量，参考电压临时性地增加。例如，过冲电路可以是仅包括电阻的R13的电路，电阻R13的第一端连接于地，第二端连接于电源电路110。

图7所示的高频功率放大器中，高频信号从输入端IN输入，而后经输入匹配网络520进行阻抗匹配输入到包括晶体管T501的共射放大器的基极，经功率放大从晶体管T501的集电极输出，而后经输出匹配网络530与天线(图1中未示)进行阻抗匹配到输出端OUT。

在控制电压Vcon1上升期间，对电容C11进行充电，充电电流依次从晶体管T14的基极到发射极，电阻R12，晶体管T15的基极到发射极，流入到电阻R13。偏置晶体管T11的基极电位临时性的升高，使放大晶体管T501的基极偏压升高，从而使晶体管T501的增益临时性地升高。在控制电压Vcon1下降期间，电容C11上的充电电荷由晶体管T16放电。本发明中由于配置了加速电路，进一步抑制了由于放大器产生的热量对调制精度的降低。

图8是本发明一个实施例提供的无线发射机中载波产生器的电路图，如图8所示，本发明提供的载波产生器中：场效应管T601的源极接地，漏极连接于电感L601的第一端和变容二极管D601的正极端，栅极连接于电感L601的第二端；场效应管T602的源极接地，漏极连接于电感L601的第二端和变容二极管D602的正极端，栅极连接于电感L601的第一端；变容二极管D602的负极端和变容二极管D601的负极端相连，并连接于控制电压ctrl，其用于控制两个变容二极管的电容量，进而控制工作频率。场效应管T603的源极接地，漏极连接于电感L602的第一端和变容二极管D603的正极端，栅极连接于电感L602的第二端；场效应管T604的源极接地，漏极连接于电感L602的第二端和变容二极管D604的正极端，栅极连接于电感L602的第一端；变容二极管D603的负极端和变容二极管D604的负极端相连，并连接于控制电压ctrl，其用于控制两个变容二极管的电容量，进而控制工作频率。与电感L601相耦合的电感L603的第一端和与电感L602相耦合的电感L604的第一端之间连接电容C601，通过电容C601耦合；电感L603的第二端与电感L604的第二端之间连接电容C602，通过电容C602耦合；电感L601的中间抽头和电感L602的中间抽头连接于电流源S601；电感L603的中间抽头N1和电感L604的中间抽头N2连接于地。当电流源中的电流流入到电感L601中时，产生一个振荡信号S1，电感L601与电感L603耦合，从而产生一个与振荡信号S1相位差为90度的振荡信号S2，振荡信号S2经电容C601和电容C602耦合，在电感L604上产生一个与振荡信号S2相位差为90度的振荡信号S3，电感L604与电感L602耦合，在电感L602上具有与振荡信号S3相位差为90度的振荡信号S4。本发明提供的压控振荡器(VCO)能够产生相互正交的I、Q两路信号，便于对本地控制器9产生的信号经延迟后进行正交调制。

本发明中，由于采用了光伏电池桥单元的立体结构，节约了成本，减轻了无人机的载荷；由于采用了磁动力驱动器，所以提高了电源的利用效率。如此，大大延长了无人机的飞行时间。

以上结合附图详细说明了本发明的工作原理，但是具体实施方式仅是用于示范地说明本发明。说明书仅是用于解释权利要求书。但本发明的保护范围并不局限于说明书。任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明批露的技术范围内，可轻易想到的变化或者替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种固定翼磁动力无人机的控制系统，其用于控制驱动无人机的螺旋桨旋转的驱动器，其特征在于，所述驱动器为磁动力驱动器，磁动力驱动器至少包括一个定子和一个转子，定子设置于转子外周，所述定子交错设置有呈N极性和S极性的永久磁铁，所述定子至少包括第一定子绕组、第二定子绕组第三定子绕组，通过第一定子绕组输入交变电流，通过第二定子绕组输出交变电能；第二定子绕组输出的部分能源经转换施加于第三定子绕组，通过控制施加于第三定子绕组的电能的相对施加于第一定子绕组的交变电流的相角而改变转子的转速。

2.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，至少包括第一蓄电池组、第二蓄电池组和第一DC/AC转器，第一DC/AC转换器用于将交替将第一蓄电池组和第二蓄电池组提供的电能转换为第一三相交流电并施加于第一定子绕组。

3.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，还包括第一充电器，其用于将供电源提供的能源交替存储于第一蓄电池组和第二蓄电池组中。

4.根据权利要求3所述的控制系统，其特征在于，至少包括整流器和第二DC/AC转换器，整流器用于对第二定子绕组输出的电能进行整流；第二DC/AC转换器用于将整流器提供的电能转换为第二三相交流电并施加于第二定子绕组。

5.根据权利要求4所述的控制系统，其特征在于，还包括第二充电器、第三蓄电池组和第四蓄电池组，第二充电器用于整流器提供的能源交替存储于第三蓄电池组和第四蓄电池组中，第二DC/AC转换器交替将第三蓄电池组和第四蓄电池组提供的能源转换为第二三相交流电。

6.根据权利要求5所述的控制系统，其特征在于，还包括发动机控制器，其用于控制第一DC/AC转换器和第二DC/AC转换器输出的交流电的相角。

7.根据权利要求3-6任一所述的控制系统，其特征在于，所述供电源为光伏能源。

8.根据权利要求7所述的控制系统，其特征在于，所述光伏能源来源于贴附于无人机表面的光伏电池膜。