CN110182352A - 一种气浮式无动力长航时飞行器及其控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明为一种气浮式无动力长航时飞行器及其控制方法，所述飞行器由氦气囊体、空气囊体、气压调节模块、导航控制计算机、操纵舵面、数据链路、太阳能电池等部分构成。氦气囊体为飞行器提供主要浮力，空气囊体用于调节飞行器重量，从而产生上升与下降运动；气压调节模块用于调节空气囊体的压力，从而改变其重量；导航控制计算机用于导航与控制算法的运算，并操纵舵面对飞行器的运动状态进行控制；数据链路用于飞行器与地面站之间的数据传输；太阳能电池将太阳能转化为电能并存储在电池内，供气压调节模块、导航与控制模块使用。本发明设计的气浮式无动力长航时飞行器可以通过空气来调整飞行器重量，产生并控制其飞行动作，大幅提高续航能力。
Description
技术领域
本发明涉及无人飞行器领域，尤其涉及一种利用空气浮力产生运动，利用太阳能实现长久续航的领域，属于无人飞行器、新能源等技术领域。
背景技术
无人飞行器的续航时间与有效载荷是其任务能力的重要基础，因此高能量密度储能、低能耗电子器件、高效率气动外形设计等技术已成为无人飞行器领域的几个重要关注点，研究人员纷纷致力于长航时无人飞行器的研究，试图综合利用各方面技术手段，开源节流，提高飞行器滞空能力。近年来，氢燃料、太阳能等新型能源已广泛应用于各行业，太阳能长航时固定翼无人机可以充分发挥低阻力、高效率气动外形与太阳能充电电池的优势，在滞空能力方面较为突出，颇受重视。然而，这种依靠电机或发动机推动飞行器产生空速进而形成气动力的留空方式依然具有较高的能耗。气球可以产生长时间稳定的浮力而不需要额外做功，飞艇正是利用了浮力原理，将气球与固定翼飞行器相结合，在高空长航时作业方面优势明显，而目前可有效控制飞行状态的飞艇都携带有动力装置，同样需要额外做功，因此续航时间依然有限。目前迫切需要研制一种无动力、可长时间稳定驻空的飞行器，为通信、测绘、监控等军民各领域提供技术支撑。
发明内容
本发明提出了一种气浮式无动力长航时飞行器及其控制方法，该飞行器可以通过调节空气压力产生运动，实现无动力长时间稳定驻空，为通信、测绘、监控等提供新的平台与方案。
本发明采用的技术方案为：
一种气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：用于为飞行器提供主要浮力的氦气囊体；用于调节飞行器重量，从而产生上升与下降运动的空气囊体；用于调节空气压力，从而改变飞行器重量的气压调节模块；用于导航与控制算法解算的导航控制计算机；用于对飞行器的运动状态进行控制的操纵舵面；用于飞行器与地面站之间数据传输的数据链路；用于将太阳能转化为电能并进行存储和对外供电的太阳能电池。
作为优选，所述氦气囊体可采用弹性系数较大的复合材料，为了减小阻力，形状设计为左右对称的流线型或纺锤型。囊体的体积需要根据飞行器的起飞重量和作业高度进行迭代计算。氦气囊体下部设有一个充气孔，可通过充气孔向囊体注入氦气。氦气囊体内部置有一个空气囊体，空气囊体与氦气囊体之间相互隔离，气体不互通。氦气囊体重心位置水平方向左右各设置一个水平翼面，为飞行器提供升力。氦气囊体的尾部设置两个水平安定面和两个垂直安定面，两个水平安定面的端部分别设置左右两个升降舵面；两个垂直安定面的端部分别设置上下两个方向舵面；升降舵面与方向舵面分别由对应的舵机驱动进行偏转，用于控制飞行器的运动方向。
作为优选，所述空气囊体可采用弹性系数较小的材料，可设计为多种对称体，空气囊体位于所述氦气囊体内部的前端，空气囊体的前部设有一个充放气管路，充放气管路穿过氦气囊体通向外部并接入压缩泵，充放气管路与氦气囊体之间做密封处理，以保证氦气囊体的密封性。
作为优选，所述气压调节模块，可由前置通气管路、后置通气管路、压缩泵、前置电磁阀、后置电磁阀组成，压缩泵一端与从空气囊体引出的充放气管路相连，另一端连接一个三通，三通另外两端分别连接至前置通气管路与后置通气管路，前置通气管路上设置一个前置电磁阀，后置通气管路上设置一个后置电磁阀。前置/后置通气管路经由氦气囊体底部，延伸并分别与前置/后置通气口连接，前置/后置通气口与飞行器的中心轴平行并分别指向正前方与正后方,前置/后置通气口末端需要有一定长度的平直段(如10cm)，以保持气流方向稳定。压缩泵可由导航控制计算机进行控制，并可改变气体流动方向。前置/后置电磁阀由导航控制计算机控制其开关状态。通过电磁阀与压缩泵运转方向的协调操作，可以对空气囊体的压力和体积进行调节，进而改变飞行器的重量。
作为优选，所述导航控制计算机集成有MEMS惯性导航器件、GNSS接收机、气压传感器、计算单元等模块，主要用于测量飞行器的位置与姿态，进行组合导航解算，并操纵舵面、阀门、压缩机等设备，对飞行状态进行控制。导航控制计算机可由嵌入式硬件系统构成，如ARM、DSP或FPGA等，通过数据链路将飞行器的位置、速度、姿态、加速度、角速率和机载设备工作状态等信息传输至地面站，同时根据飞行任务或地面站的操控指令进行动作规划，实现位姿控制。GNSS天线经延长线延长并固定于空气囊体正上方。导航控制计算机通过对气压调节模块与操纵舵面的控制，实现飞行器的爬升与下滑动作。
爬升动作控制方法为：打开后置电磁阀，关闭前置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向外排气，空气囊体内的空气被抽出并从飞行器尾部的后置通气口排出，致使飞行器重量减小，且重心向后移动(空气囊体重心在飞行器重心前部，空气囊体重力减小导致飞行器重心后移)。飞行器抬头，俯仰角逐渐增大。当重力小于囊体产生的浮力时，飞行器开始向上加速。在飞行器向上运动的过程中，会产生垂直于翼面的气动力，由于水平翼面的法向与空气来流方向存在夹角，故而该气动力存在一个向前的分量，推动飞行器向前运动。此外，后置通气口的喷流可以产生反推力，辅助推动飞行器向前运动。向前运动的过程中，通过升降舵面对飞行器的俯仰角与飞行高度进行控制。
下滑动作控制方法为：打开前置电磁阀，关闭后置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向内充气，空气从飞行器头部的前置通气口流入空气囊体，致使飞行器重量增加，且重心向前移动(空气囊体重心在飞行器重心前部，空气囊体重力增加导致飞行器重心前移)。飞行器低头，俯仰角逐渐降低。当重力大于囊体产生的浮力时，飞行器开始向下加速。在飞行器向下运动的过程中，会产生垂直于翼面的气动力，由于水平翼面的法向与空气来流方向存在夹角，故而该气动力存在一个向前的分量，推动飞行器向前运动。此外，前后通气管路在吸入空气时可以产生一定的反推力，辅助推动飞行器向前运动。向前运动的过程中，通过升降舵面对飞行器的俯仰角与飞行高度进行控制。
垂直上升/下降运动控制方法为：同时打开前置电磁阀与后置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向外排气(上升)/向内充气(下降)，飞行器重力减小/增加，同时飞行器重心向后/向前移动，当重力小于/大于囊体产生的浮力时，飞行器开始向上/向下加速。为了防止重心移动带来的俯仰角变化，通过导航控制计算机操纵升降舵面，以保持俯仰角稳定，并尽可能使飞行器主翼面垂直于空气来流方向，以减小气动力的水平分量。
作为优选，所述操纵舵面由左右两个升降舵面与上下两个方向舵面构成，舵面可由刚性较强的复合材料制成，舵面转动轴通过刚性传动螺杆连接至舵机输出轴，导航控制计算机控制舵机旋转，进而通过舵面转动轴带动舵面发生偏转，在飞行器向前移动的过程中，升降舵与方向舵可分别产生俯仰力矩与偏航力矩，通过设计控制器，可实现俯仰角与偏航角速率的闭环控制。
作为优选，所述数据链路用于飞行器与地面站之间的数据传输，分为机载数据终端和地面数据终端两部分，两者之间通过无线电进行信息传输。地面数据终端将地面站发出的控制指令打包后调制为无线电信号发出，机载数据终端收到无线电信号后，解调为有效数据并传输给导航控制计算机；同时，机载数据终端将导航控制计算机发出的下行数据打包后调制为无线电信号发出，地面数据终端收到无线电信号后，解调为有效数据并传输给地面站；通过双向数据传输实现地面站对飞行器的实时监测与遥控操作。
作为优选，所述太阳能电池主要由柔性太阳能板、储能电池、及控制模块组成。太阳能板通过光电效应或光化学效应将光能转化成电能。太阳能板可采用以光电效应工作的晶硅太阳能板或以光化学效应工作的薄膜电池板。储能电池将太阳能板转换的电能储存起来，供机载设备使用。控制模块对充放电过程及电池状态进行监控，并与导航控制计算机通信。
本发明的有益效果主要表现在：本发明可以通过氦气囊体产生的浮力平衡重力，从而实现飞行器长时间驻空；通过压力调节模块对空气的注入与排出进行控制，调整飞行器的重心与重力，从而产生动力，实现飞行器的运动控制。本发明为通信、测绘、监控等应用领域提供了一种崭新的低能耗飞行平台与解决方案。
附图说明
图1是一种气浮式无动力长航时飞行器的结构图。
图2是一种气压调节模块工作原理图。
图3是一种气浮式无动力长航时飞行器爬升运动时的受力示意图。
图4是一种气浮式无动力长航时飞行器爬升运动时的受力分析图。
图5是一种气浮式无动力长航时飞行器下滑运动时的受力示意图。
图6是一种气浮式无动力长航时飞行器下滑运动时的受力分析图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步阐述和说明。本发明中各个实施方式的技术特征在没有相互冲突的前提下，均可进行相应组合。
本发明提供了一种新的无动力长航时飞行器设计方案，可以实现无动力长时间稳定驻空，为通信、测绘、监控等提供新的飞行平台。本发明充分利用氦气囊体产生的浮力，通过空气囊体对飞行器的姿态和重力进行调整，产生气动升力和水平分力，从而控制飞行器进行运动。而充放气所需要的能量由太阳能电池提供，如此可大幅度提高飞行器的续航能力。具体实施方法如下：
具体实施方式如下：
一种气浮式无动力长航时飞行器的结构图如附图1所示，主要由以下几个主要部分组成：用于为飞行器提供主要浮力的氦气囊体；用于调节飞行器重量，从而产生上升与下降运动的空气囊体；用于调节空气压力，从而改变飞行器重量的气压调节模块；用于导航与控制算法解算的导航控制计算机；用于对飞行器的运动状态进行控制的操纵舵面；用于飞行器与地面站之间数据传输的数据链路；用于将太阳能转化为电能并进行存储和对外供电的太阳能电池。
首先确定飞行器的作业高度、载荷重量、囊体的材料，并确定起飞重量，据此计算氦气囊体的体积，经多次迭代优化后得出精确的氦气囊体的尺寸；然后根据飞行器的使用高度范围与飞行速度要求，确定空气囊体的体积，并进行动力学仿真计算，经多次迭代优化后得出空气囊体的尺寸。
根据氦气囊体的尺寸与外形，在底部设置充气孔，以通过充气孔向囊体注入氦气。并在氦气囊体内部设置空气囊体，空气囊体与氦气囊体之间相互隔离，气体不互通。氦气囊体重心位置水平方向左右各设置一个水平翼面，为飞行器提供升力。氦气囊体的尾部设置两个水平安定面和两个垂直安定面，用于保持俯仰角与偏航角稳定，安定面端部分别设置升降舵与方向舵，用于调节俯仰角与偏航角，控制飞行器的运动方向。空气囊体位于氦气囊体内部的前端。空气囊体的前部设有一个充放气管路，充放气管路穿过氦气囊体通向外部并接入压缩泵，充放气管路与氦气囊体之间做密封处理，以保证氦气囊体的密封性。
按照附图2所示的方法，将前置通气管路、后置通气管路、压缩泵、前置电磁阀、后置电磁阀组合成气压调节模块，压缩泵一端与从空气囊体引出的充放气管路相连，另一端连接一个三通，三通另外两端分别连接至前置通气管路与后置通气管路，前置通气管路上设置一个前置电磁阀，后置通气管路上设置一个后置电磁阀。前置/后置通气管路经由氦气囊体底部，延伸并分别与前置/后置通气口连接，前置/后置通气口与飞行器的中心轴平行并分别指向正前方与正后方,前置/后置通气口末端需要有一定长度的平直段(如10cm)，以保持气流方向稳定。压缩泵由导航控制计算机进行控制，并可改变气体流动方向。前置/后置电磁阀由导航控制计算机控制其开关状态。通过电磁阀与压缩泵运转方向的协调操作，可以对空气囊体的压力和体积进行调节，进而改变飞行器的重量。
按照附图3、4的原理进行爬升动作控制：打开附图2中的后置电磁阀，关闭前置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向外排气，空气囊体内的空气被抽出并从飞行器尾部的后置通气口排出，致使飞行器重量减小，且重心向后移动(空气囊体重心在飞行器重心前部，空气囊体重力减小导致飞行器重心后移)。飞行器抬头，俯仰角逐渐增大。当重力小于囊体产生的浮力时，飞行器开始向上加速。在飞行器向上运动的过程中，会产生垂直于翼面的气动力，由于水平翼面的法向与空气来流方向存在夹角，故而该气动力存在一个向前的分量，推动飞行器向前运动。此外，后置通气口的喷流可以产生反推力，辅助推动飞行器向前运动。向前运动的过程中，通过升降舵面对飞行器的俯仰角与飞行高度进行控制。
按照附图5、6的原理进行下滑动作控制：打开附图2中的前置电磁阀，关闭后置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向内充气，空气从飞行器头部的前置通气口流入空气囊体，致使飞行器重量增加，且重心向前移动(空气囊体重心在飞行器重心前部，空气囊体重力增加导致飞行器重心前移)。飞行器低头，俯仰角逐渐降低。当重力大于囊体产生的浮力时，飞行器开始向下加速。在飞行器向下运动的过程中，会产生垂直于翼面的气动力，由于水平翼面的法向与空气来流方向存在夹角，故而该气动力存在一个向前的分量，推动飞行器向前运动。此外，前后通气管路在吸入空气时可以产生一定的反推力，辅助推动飞行器向前运动。向前运动的过程中，通过升降舵面对飞行器的俯仰角与飞行高度进行控制。
垂直上升/下降运动控制方法为：同时打开前置电磁阀与后置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向外排气(上升)/向内充气(下降)，飞行器重力减小/增加，同时飞行器重心向后/向前移动，当重力小于/大于囊体产生的浮力时，飞行器开始向上/向下加速。为了防止重心移动带来的俯仰角变化，通过导航控制计算机操纵升降舵面，以保持俯仰角稳定，并尽可能使飞行器主翼面垂直于空气来流方向，以减小气动力的水平分量。
以上所述的实施例只是本发明的一种较佳的方案，然其并非用以限制本发明。有关技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变化和变型。因此凡采取等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。
Claims (9)
1.一种气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于，所述飞行器包括：氦气囊体、空气囊体、气压调节模块、用于导航与控制算法解算的导航控制计算机；用于对飞行器的运动状态进行控制的操纵舵面、用于飞行器与地面站之间数据传输的数据链路和用于将太阳能转化为电能并进行存储和对外供电的太阳能电池；
所述的氦气囊体内部置有空气囊体，空气囊体与氦气囊体之间相互隔离，空气囊体位于所述氦气囊体内部的前端；空气囊体的前部设有一个充放气管路，充放气管路穿过氦气囊体通向外部并接入气压调节模块的压缩泵，充放气管路与氦气囊体之间做密封处理；
所述气压调节模块由前置通气管路、后置通气管路、压缩泵、前置电磁阀、后置电磁阀组成；压缩泵一端与充放气管路相连，另一端连接一个三通，三通另外两端分别连接至前置通气管路与后置通气管路；前置通气管路上设置一个前置电磁阀，后置通气管路上设置一个后置电磁阀；前置通气管路和后置通气管路经由氦气囊体底部，延伸并分别与前置通气口和后置通气口连接，前置通气口和后置通气口与飞行器的中心轴平行并分别指向正前方与正后方；
所述操纵舵面包括左右两个升降舵面和上下两个方向舵面；升降舵面由升降舵驱动进行偏转；方向舵面由方向舵驱动进行偏转。
2.根据权利要求1所述的气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于所述的氦气囊体形状设计为左右对称的流线型或纺锤型，氦气囊体下部设有一个充气孔；氦气囊体重心位置水平方向左右各设置一个水平翼面；氦气囊体的尾部设置两个水平安定面和两个垂直安定面，左右两个升降舵面分别设置在两个水平安定面的端部；上下两个方向舵面分别设置在两个垂直安定面的端部。
3.根据权利要求1所述的气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于所述的前置通气口末端和后置通气口末端均设置有一定长度的平直段。
4.根据权利要求1所述的气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于所述的压缩泵由导航控制计算机进行控制，并可改变气体流动方向；前置电磁阀和后置电磁阀由导航控制计算机控制其开关状态；通过前置电磁阀、后置电磁阀与压缩泵运转方向的协调操作，可以对空气囊体的压力和体积进行调节，进而改变飞行器的重量。
5.根据权利要求1所述的气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于所述导航控制计算机通过数据链路将飞行器的位置、速度、姿态、加速度、角速率和机载设备工作状态信息传输至地面站，同时根据飞行任务或地面站的操控指令进行动作规划，实现位姿控制。
6.根据权利要求1所述的气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于所述操纵舵面的升降舵和方向舵由导航控制计算机控制；舵机输出轴通过刚性传动螺杆连接至舵面转动轴；舵面转动轴带动舵面发生偏转；在飞行器向前移动的过程中，升降舵与方向舵分别产生俯仰力矩与偏航力矩。
7.根据权利要求1所述的气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于所述数据链路分为机载数据终端和地面数据终端两部分，两者之间通过无线电进行信息传输；地面数据终端将地面站发出的控制指令打包后调制为无线电信号发出，机载数据终端收到无线电信号后，解调为有效数据并传输给导航控制计算机；同时，机载数据终端将导航控制计算机发出的下行数据打包后调制为无线电信号发出，地面数据终端收到无线电信号后，解调为有效数据并传输给地面站。
8.根据权利要求1所述的气浮式无动力长航时飞行器，其特征在于所述太阳能电池主要由太阳能板、储能电池、及控制模块组成；太阳能板通过光电效应或光化学效应将光能转化成电能；太阳能板采用以光电效应工作的晶硅太阳能板或以光化学效应工作的薄膜电池板；储能电池将太阳能板转换的电能储存起来，供机载设备使用；控制模块对充放电过程及电池状态进行监控，并与导航控制计算机通信。
9.一种权利要求1所述的气浮式无动力长航时飞行器的控制方法，其特征在于包括对飞行器进行爬升、下滑、垂直上升或垂直下降中的一种或多种动作的组合进行控制；其中：
爬升动作控制方法为：
打开后置电磁阀，关闭前置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向外排气，空气囊体内的空气被抽出并从飞行器尾部的后置通气口排出，致使飞行器重量减小，且重心向后移动；飞行器抬头，俯仰角逐渐增大；当重力小于囊体产生的浮力时，飞行器开始向上加速；在飞行器向上运动的过程中，会产生垂直于翼面的气动力，由于水平翼面的法向与空气来流方向存在夹角，故而该气动力存在一个向前的分量，推动飞行器向前运动；此外，后置通气口的喷流可以产生反推力，辅助推动飞行器向前运动；向前运动的过程中，通过升降舵面对飞行器的俯仰角与飞行高度进行控制；
下滑动作控制方法为：
打开前置电磁阀，关闭后置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向内充气，空气从飞行器头部的前置通气口流入空气囊体，致使飞行器重量增加，且重心向前移动；飞行器低头，俯仰角逐渐降低；当重力大于囊体产生的浮力时，飞行器开始向下加速；在飞行器向下运动的过程中，会产生垂直于翼面的气动力，由于水平翼面的法向与空气来流方向存在夹角，故而该气动力存在一个向前的分量，推动飞行器向前运动；此外，前后通气管路在吸入空气时可以产生一定的反推力，辅助推动飞行器向前运动。向前运动的过程中，通过升降舵面对飞行器的俯仰角与飞行高度进行控制；
垂直上升动作控制方法为：
同时打开前置电磁阀与后置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向外排气，飞行器重力减小，同时飞行器重心向后移动，当重力小于囊体产生的浮力时，飞行器开始向上/加速；为了防止重心移动带来的俯仰角变化，通过导航控制计算机操纵升降舵面，以保持俯仰角稳定，并使飞行器主翼面垂直于空气来流方向，以减小气动力的水平分量。
垂直下降动作控制方法为：
同时打开前置电磁阀与后置电磁阀，将压缩泵的运转方向设置为向内充气，飞行器重力增加，同时飞行器重心向前移动，当重力大于囊体产生的浮力时，飞行器开始向下加速；为了防止重心移动带来的俯仰角变化，通过导航控制计算机操纵升降舵面，以保持俯仰角稳定，并使飞行器主翼面垂直于空气来流方向，以减小气动力的水平分量。
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