CN113277076B - 垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置及其控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置及其控制方法，其特征在于，包括：垂直起降螺旋桨、线性霍尔电机位置感知单元、电机驱动单元、运算处理单元以及风速传感器单元；所述运算处理单元根据接收到的感知结果值，向所述线性霍尔电机位置感知单元输出计算分析后得到的调整指令，最终实现减小垂直起降固定翼无人机飞行中产生的旋翼阻力，本发明可实现巡航状态下全时段的旋翼风阻最小化，大大降低了能源消耗，延长了无人机的整体续航时间；计算方法简便，结构设计科学合理，采用PID控制非常易于实现，降低了无人机的整体结构复杂度；且PID方案响应及时，易于后期的维护和管理。

Description

垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置及其控制方法
技术领域
本发明专利涉及无人机技术领域，尤其是垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置及其控制方法。
背景技术
无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“UAV”，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，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。
与有人驾驶飞机相比，无人机往往更适合那些太“愚钝，肮脏或危险”的任务。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，无人机+行业应用，是无人机真正的刚需；目前在航拍、农业、植保、微型自拍、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。
现有的固定翼无人机因为巡航距离远，飞行速度快，越来越多的进入民用和军用领域，但固定翼无人机相比较垂直起降的螺旋桨无人机，具有几个不足之处，限制了其应用和推广，其不足之处如下：
1、需要较长的滑行跑道或起飞弹射装置，固定翼无人机巡航时容易，但起飞和降落要求较高，整体设计较为复杂；
2、现有技术出现了一种垂直起降的固定翼无人机，例如：专利号为：CN201720690129.9，名称为一种垂直起降固定翼无人机；这种无人机通过设置垂直起降装置，配合固定翼结构，达到起飞和降落时，采用螺旋桨实现升降，巡航时采用固定翼的飞行结构，有效的解决了固定翼飞机对起飞降落的要求过于复杂的不足，但由于在固定翼旁加设了螺旋桨（一般为四组、六组或八组旋翼），使得这类飞机在巡航时，受到螺旋桨带来的阻力增大，不利于固定翼无人机飞行时的姿态掌控，巡航飞行的阻力增大，同时也带来固定翼无人机能耗的增加，降低了其有效的巡航时间；
3、现有技术还出现了一种垂直起飞的固定翼无人机，其螺旋桨整体结构可以转动，转动后可将起飞时上升的动力转化为固定翼巡航的前进推力；例如：专利号为201810380948.2的发明专利，名称为：飞行控制方法及相关装置；解决了旋翼的动力仅仅用于辅助固定翼垂直起降，却未能为固定翼提供强劲的动力的问题；该发明机体结构发生较大改变，大大增加了飞机的不稳定因素，控制系统的算法难度成倍增大，不利于推广应用；
4、现有技术还存在一种军用无人机，例如美国军用鱼鹰直升机，其固定翼旁设计的双旋翼结构，作为起飞，降落和巡航前进的动力装置，因为设计过于复杂，旋翼在起飞后进行角度旋转时，以及巡航结束旋翼旋转准备降落时，频繁发生坠机事故，这与机体结构发生较大改变，导致飞机整体结构不稳定，控制系统的算法难度受环境干扰较大有着密切关联；
5、现有技术还存在一种垂直起降的固定翼无人机关联技术，例如专利号为：CN202110128143.0，发明名称为一种垂直起降固定翼无人机旋翼螺旋桨的锁定装置，通过锁定装置的加入，将旋翼固定在锁道的圆孔球中，达到降低风阻的目的，但该型结构控制过于简单，只能够保证旋翼朝向一个方向锁定，例如垂直于固定翼的方向（详见本发明说明书附图4所示），这在巡航直线飞行时，的确降低了风阻，但固定翼无人机的锁定跟踪，大多是盘旋巡航，复杂天气的巡航，其巡航路线也不是直线，要求旋翼不能一直垂直于固定翼，否则无法起到真正的降低旋翼风阻的目的。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供了垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置及其控制方法，通过简单的算法逻辑结构设计，实时控制螺旋桨朝向风速方向，最终实现全时段的旋翼风阻最小化，计算方法简便，结构设计科学合理，易于实现，大大提高了固定翼无人机的飞行航时，降低了无人机的整体结构复杂度。
为解决上述技术问题，本发明提供一种垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置及其控制方法，其中：
垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置，包括：垂直起降螺旋桨、线性霍尔电机位置感知单元、电机驱动单元、运算处理单元以及风速传感器单元；
所述垂直起降螺旋桨能够产生向上或向下的动力，用于无人机的起飞和降落；
作为一种举例说明，所述垂直起降螺旋桨的数量为2组、4组、6组或8组；
作为一种优选举例说明，所述垂直起降螺旋桨的数量为4组；
作为一种举例说明，所述每组垂直起降螺旋桨均设置有2个对称的旋翼；
所述线性霍尔电机位置感知单元用于接收所述运算处理单元发出的调整指令后，精密控制电机驱动单元输出轴的转动量；
所述电机驱动单元用于接收线性霍尔电机位置感知单元输出的角度调整信号，调整输出轴上的螺旋桨转动幅度；
所述运算处理单元根据接收到的感知结果值，向所述线性霍尔电机位置感知单元输出计算分析后得到的调整指令，最终实现减小垂直起降固定翼无人机飞行中产生的旋翼阻力，大大提升了飞行航时；所述运算处理单元设置有状态封锁系统，当无人机处于巡航状态时，运算处理单元才会工作；
作为一种举例说明，所述运算处理单元内置有实时测量计算机（RTMC）；
作为一种举例说明，当无人机处于起飞和降落状态时，所述运算处理单元在状态封锁系统的控制下不工作；
所述风速传感器单元用于感知飞行中的风向参数，并将感知结果实时传送至所述运算处理单元；
进一步的，所述风速传感器单元包括：风速管、压力传感器，所述压力传感器内置在风速管的内侧；
作为一种举例说明，所述无人机的飞行状态包括：起飞、降落和巡航；
作为一种举例说明，所述风速管的数量为四组，东、南、西、北方向各一组。
垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置的控制方法，包括：
步骤一、当无人机进入巡航状态时，空气气流流经风速管，风速管中内置的压力传感器感应到空气气流，同时将测量的感知结果实时传输至运算处理单元；
作为一种举例说明，为了保证所述感知结果不失真，可对感知结果进行降噪和放大处理后，再传输至运算处理单元；
步骤二、所述运算处理单元根据感知结果，实时计算出调整指令
Figure 584248DEST_PATH_IMAGE001
，发送至线性 霍尔电机位置感知单元处；
进一步的，所述运算处理单元采用PID调节方案，大大简化了复杂算法所占用的计算时效，特别方便了操作者对后台数据的升级与维护；所述感知结果进行PID调节方案操作前，需将感知结果进行模数转换；
作为一种举例说明，所述模数转换采用20位A/D;
进一步的，所述PID调节方案包括：比例单元P，积分单元I，和微分单元D，其中：
比例单元P=
Figure 318985DEST_PATH_IMAGE002
；
积分单元I=
Figure 117702DEST_PATH_IMAGE003
；
微分单元D=
Figure 228877DEST_PATH_IMAGE004
；
基于PID调节方案下的调整指令：
Figure 426509DEST_PATH_IMAGE005
式中：
Figure 66569DEST_PATH_IMAGE001
为调整指令，
Figure 615231DEST_PATH_IMAGE006
为比例系数，
Figure 264518DEST_PATH_IMAGE007
是希望的旋翼角度值和实际旋翼角度 值的当前角度误差值，即：当前角度误差值=当前期望角度值-当前实际角度值；
Figure 519919DEST_PATH_IMAGE008
为积分系 数，
Figure 596459DEST_PATH_IMAGE009
为微分系数，
Figure 363908DEST_PATH_IMAGE010
为控制周期，
Figure 348045DEST_PATH_IMAGE011
为电机驱动单元调速所用的基础量；
Figure 520269DEST_PATH_IMAGE012
为上一次 角度误差值；
作为一种举例说明，PID的总输出即调整指令就可以简化为：
PIDout= PID_P项 + PID_I项 + PID_D项+基础量 ;
作为一种举例说明，调整指令
Figure 767711DEST_PATH_IMAGE001
中的微分架构部分，等同于换一个角度来讲角度 的微分，就是角速度；通过陀螺仪结构替代调整指令
Figure 25386DEST_PATH_IMAGE001
中的微分架构部分，通过陀螺仪的 参数传递代替角度的微分求解；
作为一种举例说明，基础量是根据旋翼处于无人机的不同位置提前预设；
步骤三、霍尔电机位置感知单元通过调整指令，采用FOC电调方式控制电机驱动单元，进行旋翼的角度调整；
进一步的，所述霍尔电机位置感知单元采用磁场定向控制方式，即FOC，所述FOC可以精确控制电机驱动单元的输出轴转动，且FOC具备高速的动态响应，可以实时完成旋翼的动态调整；
作为一种举例说明，所述电机驱动单元采用无刷直流电机，即BLDC；
步骤四、当无人机处于起飞和降落状态时，所述运算处理单元在状态封锁系统的控制下不工作；垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置处于待机状态。
本发明的有益效果：
1.本发明可实现巡航状态下全时段的旋翼风阻最小化，大大降低了能源消耗，延长了无人机的整体续航时间；
2.计算方法简便，结构设计科学合理，采用PID控制非常易于实现，降低了无人机的整体结构复杂度；
3.PID方案响应及时，易于后期的维护和管理。
附图说明
图1是本发明垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置的控制方法之PID调节方案的设计架构图；
图2是本发明垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置之整体结构示意图；
图3是本发明垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置之旋翼结构示意图；
图4是本发明背景技术中举例的专利号为：CN202110128143.0的现有技术，其旋翼垂直固定翼设计结构的参考图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的优选实施例进行详细说明。
参照图1至图3所示，一种垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置及其控制方法，其中：
垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置，包括：垂直起降螺旋桨101、线性霍尔电机位置感知单元102、电机驱动单元103、运算处理单元104以及风速传感器单元105；
所述垂直起降螺旋桨101能够产生向上或向下的动力，用于无人机的起飞和降落；
作为一种举例说明，所述垂直起降螺旋桨101的数量为2组、4组、6组或8组；
作为一种优选举例说明，所述垂直起降螺旋桨101的数量为4组；
作为一种举例说明，所述每组垂直起降螺旋桨101均设置有2个对称的旋翼201；
所述线性霍尔电机位置感知单元102用于接收所述运算处理单元104发出的调整指令后，精密控制电机驱动单元103输出轴的转动量；
所述电机驱动单元103用于接收线性霍尔电机位置感知单元102输出的角度调整信号，调整输出轴上的螺旋桨转动幅度；
所述运算处理单元104根据接收到的感知结果值，向所述线性霍尔电机位置感知单元102输出计算分析后得到的调整指令，最终实现减小垂直起降固定翼无人机飞行中产生的旋翼201阻力，大大提升了飞行航时；所述运算处理单元104设置有状态封锁系统，当无人机处于巡航状态时，运算处理单元104才会工作；
作为一种举例说明，所述运算处理单元104内置有实时测量计算机（RTMC）；
作为一种举例说明，当无人机处于起飞和降落状态时，所述运算处理单元104在状态封锁系统的控制下不工作；
所述风速传感器单元105用于感知飞行中的风向参数，并将感知结果实时传送至所述运算处理单元104；
进一步的，所述风速传感器单元105包括：风速管、压力传感器，所述压力传感器内置在风速管的内侧；
作为一种举例说明，所述无人机的飞行状态包括：起飞、降落和巡航；
作为一种举例说明，所述风速管的数量为四组，东、南、西、北方向各一组。
垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置的控制方法，包括：
步骤一、当无人机进入巡航状态时，空气气流流经风速管，风速管中内置的压力传感器感应到空气气流，同时将测量的感知结果实时传输至运算处理单元104；
作为一种举例说明，为了保证所述感知结果不失真，可对感知结果进行降噪和放大处理后，再传输至运算处理单元104；
步骤二、所述运算处理单元104根据感知结果，实时计算出调整指令
Figure 16475DEST_PATH_IMAGE001
，发送至线 性霍尔电机位置感知单元102处；
进一步的，所述运算处理单元104采用PID调节方案，大大简化了复杂算法所占用的计算时效，特别方便了操作者对后台数据的升级与维护；所述感知结果进行PID调节方案操作前，需将感知结果进行模数转换；
作为一种举例说明，所述模数转换采用20位A/D;
进一步的，所述PID调节方案包括：比例单元P，积分单元I，和微分单元D，其中：
比例单元P=
Figure 43206DEST_PATH_IMAGE002
；
积分单元I=
Figure 195970DEST_PATH_IMAGE003
；
微分单元D=
Figure 222832DEST_PATH_IMAGE004
；
基于PID调节方案下的调整指令：
Figure 269810DEST_PATH_IMAGE013
式中：
Figure 636200DEST_PATH_IMAGE001
为调整指令，
Figure 474712DEST_PATH_IMAGE006
为比例系数，
Figure 457712DEST_PATH_IMAGE007
是希望的旋翼角度值和实际旋翼角度 值的当前角度误差值，即：当前角度误差值=当前期望角度值-当前实际角度值；
Figure 836609DEST_PATH_IMAGE008
为积分系 数，
Figure 323085DEST_PATH_IMAGE009
为微分系数，
Figure 598078DEST_PATH_IMAGE010
为控制周期，
Figure 537215DEST_PATH_IMAGE011
为电机驱动单元调速所用的基础量；
Figure 920136DEST_PATH_IMAGE012
为上一次 角度误差值；
作为一种举例说明，PID的总输出即调整指令就可以简化为：
PIDout= PID_P项 + PID_I项 + PID_D项+基础量 ;
作为一种举例说明，调整指令
Figure 526698DEST_PATH_IMAGE001
中的微分架构部分，等同于换一个角度来讲角度 的微分，就是角速度；通过陀螺仪结构替代调整指令
Figure 707012DEST_PATH_IMAGE001
中的微分架构部分，通过陀螺仪的 参数传递代替角度的微分求解；
作为一种举例说明，基础量是根据旋翼201处于无人机的不同位置提前预设；
步骤三、霍尔电机位置感知单元102通过调整指令，采用FOC电调方式控制电机驱动单元103，进行旋翼201的角度调整；
进一步的，所述霍尔电机位置感知单元102采用磁场定向控制方式，即FOC，所述FOC可以精确控制电机驱动单元103的输出轴转动，且FOC具备高速的动态响应，可以实时完成旋翼201的动态调整；
作为一种举例说明，所述电机驱动单元103采用无刷直流电机，即BLDC；
步骤四、当无人机处于起飞和降落状态时，所述运算处理单元104在状态封锁系统的控制下不工作；垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置处于待机状态。
本发明可实现巡航状态下全时段的旋翼风阻最小化，大大降低了能源消耗，延长了无人机的整体续航时间；计算方法简便，结构设计科学合理，采用PID控制非常易于实现，降低了无人机的整体结构复杂度；PID方案响应及时，易于后期的维护和管理。
以上所述的仅为本发明的优选实施例，所应理解的是，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的思想和原则之内所做的任何修改、等同替换等等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置，其特征在于，包括：垂直起降螺旋桨、线性霍尔电机位置感知单元、电机驱动单元、运算处理单元以及风速传感器单元；
所述垂直起降螺旋桨能够产生向上或向下的动力，用于无人机的起飞和降落；无人机的飞行状态包括：起飞、降落和巡航；
所述线性霍尔电机位置感知单元用于接收所述运算处理单元发出的调整指令后，精密控制电机驱动单元输出轴的转动量；
所述电机驱动单元用于接收线性霍尔电机位置感知单元输出的角度调整信号，调整输出轴上的螺旋桨转动幅度；
所述运算处理单元根据接收到的感知结果值，向所述线性霍尔电机位置感知单元输出计算分析后得到的调整指令，最终实现减小垂直起降固定翼无人机飞行中产生的旋翼阻力，大大提升了飞行航时；所述运算处理单元设置有状态封锁系统，当无人机处于巡航状态时，运算处理单元才会工作；
所述风速传感器单元用于感知飞行中的风向参数，并将感知结果实时传送至所述运算处理单元。
2.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置，其特征在于，所述垂直起降螺旋桨的数量为4组，所述每组垂直起降螺旋桨均设置有2个对称的旋翼。
3.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置，其特征在于，所述运算处理单元内置有实时测量计算机RTMC。
4.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置，其特征在于，当无人机处于起飞和降落状态时，所述运算处理单元在状态封锁系统的控制下不工作。
5.根据权利要求1所述的垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置，其特征在于，所述风速传感器单元包括：风速管、压力传感器，所述压力传感器内置在风速管的内侧。
6.根据权利要求5所述的垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置，其特征在于，所述风速管的数量为四组，东、南、西、北方向各一组。
7.垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置的控制方法，其特征在于，包括：
步骤一、当无人机进入巡航状态时，空气气流流经风速管，风速管中内置的压力传感器感应到空气气流，同时将测量的感知结果实时传输至运算处理单元；
步骤二、所述运算处理单元根据感知结果，实时计算出调整指令
Figure DEST_PATH_IMAGE001
，发送至线性霍尔 电机位置感知单元处；
所述运算处理单元采用PID调节方案，大大简化了复杂算法所占用的计算时效，特别方便了操作者对后台数据的升级与维护；所述感知结果进行PID调节方案操作前，需将感知结果进行模数转换；
所述PID调节方案包括：比例单元P，积分单元I，和微分单元D，其中：
比例单元P=
Figure 343929DEST_PATH_IMAGE002
；
积分单元I=
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；
微分单元D=
Figure 136436DEST_PATH_IMAGE004
；
基于PID调节方案下的调整指令：
Figure DEST_PATH_IMAGE005
式中：
Figure 791539DEST_PATH_IMAGE001
为调整指令，
Figure 121502DEST_PATH_IMAGE006
为比例系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE007
是希望的旋翼角度值和实际旋翼角度值的当 前角度误差值，即：当前角度误差值=当前期望角度值-当前实际角度值；
Figure 545661DEST_PATH_IMAGE008
为积分系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为 微分系数，
Figure 243490DEST_PATH_IMAGE010
为控制周期，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为电机驱动单元调速所用的基础量；
Figure 182627DEST_PATH_IMAGE012
为上一次角度误 差值；基础量是根据旋翼处于无人机的不同位置提前预设；
步骤三、霍尔电机位置感知单元通过调整指令，采用FOC电调方式控制电机驱动单元，进行旋翼的角度调整；
所述霍尔电机位置感知单元采用磁场定向控制方式，即FOC，所述FOC可以精确控制电机驱动单元的输出轴转动，且FOC具备高速的动态响应，可以实时完成旋翼的动态调整；
步骤四、当无人机处于起飞和降落状态时，所述运算处理单元在状态封锁系统的控制下不工作；垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置处于待机状态。
8.根据权利要求7所述的垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置的控制方法，其特征 在于，调整指令
Figure 319211DEST_PATH_IMAGE001
中的微分架构部分，等同于换一个角度来讲角度的微分，就是角速度；通 过陀螺仪结构替代调整指令
Figure 922843DEST_PATH_IMAGE001
中的微分架构部分，通过陀螺仪的参数传递代替角度的微 分求解。
9.根据权利要求7所述的垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置的控制方法，其特征在于，感知结果进行降噪和放大处理后，再传输至运算处理单元。
10.根据权利要求7所述的垂直起降固定翼无人机螺旋桨减阻装置的控制方法，其特征在于，所述模数转换采用20位A/D，所述电机驱动单元采用无刷直流电机。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114510083B (zh) * 2022-04-20 2022-09-09 沃飞长空科技(成都)有限公司 一种螺旋桨位置控制系统、无人机及控制方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017172448A1 (en) * 2016-03-29 2017-10-05 Amazon Technologies, Inc. Convertible lifting propeller for unmanned aerial vehicle
CN111152921A (zh) * 2020-01-08 2020-05-15 北京建筑大学 一种可垂直起降的无人机的控制系统
CN111332465A (zh) * 2019-12-09 2020-06-26 湖北航天飞行器研究所 一种螺旋桨与涵道风扇复合式倾转旋翼无人飞行器及飞行方式
CN111674545A (zh) * 2020-06-01 2020-09-18 北京信息科技大学 一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法
CN112379685A (zh) * 2020-11-30 2021-02-19 中国科学院沈阳自动化研究所 一种基于风速风向传感器的旋翼无人机控制系统及方法

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6655631B2 (en) * 2000-07-28 2003-12-02 John Frederick Austen-Brown Personal hoverplane with four tiltmotors
US20130092799A1 (en) * 2011-10-17 2013-04-18 Yu Tian Fixed-wing and electric multi-rotor composite aircraft
CN106800089A (zh) * 2015-11-25 2017-06-06 中航贵州飞机有限责任公司 一种电动倾转三旋翼无人机
CN105629996A (zh) * 2016-03-22 2016-06-01 昆明天龙经纬电子科技有限公司 一种无人飞行器的定点降落指引方法及系统
US20180057163A1 (en) * 2016-08-24 2018-03-01 Princess Sumaya University For Technology Unmanned aerial vehicle
CN107200123B (zh) * 2017-04-21 2019-09-06 北京航空航天大学 一种复合式飞行器中多旋翼电动螺旋桨顺桨方式的控制系统及方法
US10336443B2 (en) * 2017-06-19 2019-07-02 Bell Helicopter Textron Inc. Retractable and deployable flight rotor system
CN208149601U (zh) * 2018-03-02 2018-11-27 深圳智航无人机有限公司 具有多种飞行模式的无人飞行器
US11708157B2 (en) * 2018-09-11 2023-07-25 Eve Uam, Llc Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with cruise rotor positioning control for minimum drag
CN112660368A (zh) * 2019-10-15 2021-04-16 上海峰飞航空科技有限公司 垂直起降无人机的飞行阻力的控制方法及系统
CN111413997B (zh) * 2020-04-14 2023-08-22 中国人民解放军32180部队 高抗风倾转旋翼系留无人机及其飞行控制方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017172448A1 (en) * 2016-03-29 2017-10-05 Amazon Technologies, Inc. Convertible lifting propeller for unmanned aerial vehicle
CN111332465A (zh) * 2019-12-09 2020-06-26 湖北航天飞行器研究所 一种螺旋桨与涵道风扇复合式倾转旋翼无人飞行器及飞行方式
CN111152921A (zh) * 2020-01-08 2020-05-15 北京建筑大学 一种可垂直起降的无人机的控制系统
CN111674545A (zh) * 2020-06-01 2020-09-18 北京信息科技大学 一种倾转式垂直起降飞行器及其控制方法
CN112379685A (zh) * 2020-11-30 2021-02-19 中国科学院沈阳自动化研究所 一种基于风速风向传感器的旋翼无人机控制系统及方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
不同分布式螺旋桨转向组合下的机翼滑流效应研究;杨晓川等;《空气动力学学报》;20190215;全文 *
多涵道无人机总体设计及气动特性分析;贺兴柱;《工程科技II辑》;20140501;全文 *
民用无人机飞控系统现状及发展趋势;杜伟，王金辉;《第六届中国航空学会青年科技论文集》;20140624;全文 *

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