CN113306702B - 一种喷气式无人机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种喷气式无人机及其控制方法，包括机身和设置在机身侧面可转动的机臂，机身上设置有空气动力模块，空气动力模块包括：空气动力源和动力臂单元，动力臂单元包括：喷气悬管，其设置在机臂上且一端连接空气动力源，转向组件，其设置在机臂上并连接喷气悬管；转向组件包括：旋转机构Y,其设置在机臂中部并与喷气悬管连接，控制喷气悬管上升下落；旋转机构X，其设置在机臂远离机身的一端并与喷气悬管连接，控制喷气悬管转动。本发明提高了无人机的灵活性和鲁棒性，能够实现基于机身倾斜的悬停功能和基于机身水平的平移功能，拥有更强的适应复杂、狭窄空间的能力，能够更灵活地完成勘测救援等任务。

Description

一种喷气式无人机及其控制方法

技术领域

本发明具体涉及一种喷气式无人机，本发明还具体涉及一种喷气式无人机的控制方法。

背景技术

四旋翼飞行器飞行时其桨叶转速极高，一旦故障发生飞行器失控将会对使用者造成不同程度的危险。同时桨叶高转速时，其产生的噪声极大，给环境造成噪声污染。另外，传统四旋翼飞行器当机身倾斜时无法实现悬停，但是在某些特殊情况和地形飞行器机身倾斜保持悬停的功能显得尤其重要。例如，在狭窄的地形根具地形空间大小更换飞行器不太现实，飞行器进行救援勘测任务时，机身倾斜能保证飞行器适应更复杂的地形，在这种飞行模式下保持悬停对完成救援任务是至关重要的。

对比文件1：中国发明专利公开说明书CN112298609A，公开日20210202，公开了一种喷气式火星探测无人机，包括机体、电源模块、控制模块、气动模块以及传感器模块；所述气动模块包括气体喷射装置、正常供气装置和应急供气装置，正常供气装置在正常飞行中为气体喷射装置提供喷射用气体，应急供气装置在正常供气装置中的气体不足时，为气体喷射装置提供喷射用气体。

对比文件2：中国实用新型专利公开说明书CN208165247U，公开日20181130，公开了一种基于喷气技术转弯的无人机，包括机体、压缩机和四个通气管，所述机体的中部开设有安装腔，所述压缩机安装于所述安装腔内，四个所述通气管沿所述机体的周向均匀分布且两两相对设置，各所述通气管的进气口均与所述压缩机的出气口相通，且各所述通气管的侧部设有若干个出气嘴。

但是对比文件1和2依然难以解决无人机无法在机身倾斜时悬停的问题，因此需要一种喷气式无人机及其控制方法来解决这一问题。

发明内容

本发明提供一种喷气式无人机及其控制方法，具有在机身倾斜时保持悬停的特点，以及出色的安全性、环保性和适应复杂地形的能力。从而弥补了现有技术中的不足。

一种喷气式无人机，包括机身和设置在机身侧面可转动的机臂，所述机身上设置有空气动力模块，所述空气动力模块包括：空气动力源和动力臂单元，所述机身由上下碳纤维板组成，中间由螺柱将上下碳纤维板连接，机身上端与空气动力源连接，机身下端与机载电源连接；机臂安装于机身上下矩形碳纤维板中间，并且与螺柱连接固紧；着陆支架连接在机臂的下端；

所述动力臂单元包括：

喷气悬管，其设置在机臂上且一端连接空气动力源，

转向组件，其设置在机臂上并连接喷气悬管；

所述转向组件包括：

旋转机构Y,其设置在机臂中部并与喷气悬管连接，控制喷气悬管上升下落；

旋转机构X，其设置在机臂远离机身的一端并与喷气悬管连接，控制喷气悬管转动。

本发明通过对喷气悬管的气流流量、旋转机构Y和旋转机构X的控制来完成对无人机的姿态、高度、速度等控制。这样的结构提高了无人机的灵活性和鲁棒性，能够实现传统四旋翼飞行器不具有的飞行模式，例如基于机身倾斜的悬停功能和基于机身水平的平移功能，使本发明的无人机拥有更强的适应复杂、狭窄空间的能力，能够更灵活地完成勘测救援等任务。

本发明通过控制喷气悬管上旋转机构Y的转动角度可实现间接升力控制，可以有效的避免因为喷气悬管流量无法控制而造成飞行器失控。

本发明采用喷气悬管代替传统四旋翼飞行器的电机桨叶，避免了高速旋转桨叶接近人而带来的危险，极大地提升运行稳定性和安全性。并且，本发明解决了使用者误操作诸如电机接线顺序错误、桨叶安装位置和方向错误等以及其他因素造成的运行故障和事故的问题；另一方面，传统四旋翼飞行器电子调速器的工作电流极大，当飞行器飞行时遇到故障导致桨叶卡死或者电机堵转，则电子调速器将会因电流过高急剧发热而燃烧，而本发明不需要接入电子调速器，进一步地解决了传统四旋翼飞行器电子调速器的问题。

进一步的，所述喷气悬管包括：

薄壁直圆管，其设置在机臂上并与机臂平行，所述薄壁直圆管的一端连接空气动力源，

薄壁弯圆管，其可转动地连接所述薄壁直圆管的另一端，所述薄壁弯圆管与薄壁直圆管的连接处呈光滑台阶状，所述薄壁弯圆管外侧设置有外凸滑槽。

采用这样的结构，喷气悬管均为刚性材料不会因气流变化而产生巨大变形；满足连接了强度要求、足够的气密性。

进一步的，所述旋转机构Y包括：

舵机Y，其设置在机臂上，

从动机构Y，其包括凸轮和环形件，所述凸轮与环形件可转动地连接，所述凸轮与舵机Y的输出轴连接，所述环形件套设在薄壁直圆管上。

所述舵机Y的力矩最大值为一套喷气悬管的整体重量的1.5倍，从而使旋转机构Y承载喷气悬管的全部重量并克服气流的作用力。通过控制舵机Y的转动角度进而使得从动机构Y将喷气悬管进行抬升或者下拉，实现对喷气悬管的高度方向旋转角度的控制。

进一步的，所述旋转机构X包括：

舵机X，其固定在机臂远离机身的一端，

从动机构X，其包括Z形机械臂和滑块，所述Z形机械臂的一端与滑块可转动的连接，另一端与舵机X的输出轴连接；所述滑块在所述薄壁弯圆管的外凸滑槽中滑动，带动薄壁弯圆管转动。

所述旋转机构X不承载喷气悬管的重量但需要克服气流的作用力，因此所述舵机X的力矩最大值为一套喷气悬管的整体重量的0.5倍。滑块和Z形机械臂末端可在其轴线方向产生相对转动，通过控制舵机X的旋转角度，进而使得从动机构X改变其对应喷气悬管上薄壁弯圆管绕薄壁直圆管的轴线方向的旋转角度。

进一步的，所述空气动力源包括：

气压供给元件，其设置于空气动力源的内部中心，

降噪元件，其设置于空气动力源内，

喷气悬管连接口，其连通对应的薄壁直圆管和气压供给元件，所述喷气悬管连接口的内径小于对应的薄壁直圆管的外径，满足喷气悬管的转动量且不与喷气悬管连接口产生干涉，

调节阀，其设置在气压供给元件和喷气悬管连接口之间，用于控制气流输出，

采用这样的结构，本发明从一定程度上降低了无人机实际飞行所产生的噪声，传统四旋翼飞行器因其动力结构的原因，在实际飞行时桨叶高速旋转导致强大的气流变化和桨叶与空气的摩擦而产生的噪声极大，而且这类噪声从结构上或外加降噪元件进行处理的难度很大，这对环境造成了噪声污染。本发明通过降噪元件有效地降低其噪声。

另一方面，一种上述喷气式无人机的控制方法，无人机的倾斜悬停方法包括：

通过飞行控制器解算，得到无人机实时的倾斜状态，然后给定期望的倾斜状态，

然后结合期望的倾斜状态和实时的倾斜状态，通过飞行控制器的算法进行控制，改变每个喷气悬管对应的旋转机构X和/或旋转机构Y的角度；使无人机在水平方向的分力抵消；

同时控制每个喷气悬管对应的调节阀开度，调节其重力方向的分力；使无人机悬停；

最终使无人机达到期望的倾斜状态。

通过飞行控制器控制不同的喷气悬管，转动其对应的旋转机构X和/或旋转机构Y，使无人机的机身倾斜，同时通过控制不同的喷气悬管形成不同的角度，最终使所有喷气悬管在水平方向的分力相抵消；同时调节每个喷气悬管对应的调节阀开度，使其在重力方向的分力之和等于重力；最终使无人机倾斜悬停。采用这样的方法，在狭窄的空间地形如果需要完成飞行器救援、勘测任务，那么飞行器无法避免的需要定点悬停才能完成特殊的救援、勘测任务，而传统四旋翼飞行器因其结构限制无法完成该飞行模式，只能根据不同的空间大小选择不同的飞行器，显然极大地降低了任务执行效率，然而本发明能很好的解决该问题。扩展了本发明的应用场景，增加了本发明的普适性和实用性。

进一步的，还包括无人机的偏航角控制方法：

通过飞行控制器解算得到实时偏航角，结合给定的期望偏航角，通过飞行控制器算法得到控制量Y_yaw，

通过飞行控制器发送PWM信号到所有的旋转机构X,使其同时转动角度β_yaw，同时增加所有调节阀的开度补充重力方向的损失分力，从而飞行器实现偏航角的控制。

进一步的，还包括无人机的俯仰角控制方法：

通过飞行控制器的姿态解算得到实时的姿态角，并给定无人机俯仰角的期望值；

然后通过实时的姿态角和无人机俯仰角的期望值，通过飞行控制器的算法得到控制量Y_pitch2，由飞行控制器发送控制量Y_pitch2对应的PWM信号到旋转机构Y上，所述旋转机构Y为相对的两个喷气悬管所对应的旋转机构Y；然后控制所述两个旋转机构Y同时达到相同的转动角度β_pitch，进而改变其俯仰角；

同理，可使无人机滚转，并调节其滚转角。

优选的，还包括另一种无人机的俯仰角控制方法：

通过飞行控制器的姿态解算得到实时的姿态角，并给定无人机俯仰角的期望值；

然后，通过实时的姿态角和无人机俯仰角的期望值，利用算法得到空气动力源的调节阀的开度Y_pitch1，所述调节阀为机身相对两端喷气悬管对应的调节阀；然后通过飞行控制器将控制信号发送到所述调节阀上并控制其开度；机身一端的调节阀开度增加，另一端的调节阀开度减小，无人机向调节阀开度减小的一端旋转，进而改变其俯仰角；

同理，可使无人机滚转，并调节其滚转角。

进一步的，还包括无人机的高度控制方法：

给定期望高度值H_t，通过飞行控制器和IMU模块实时检测并计算当前无人机的实时高度值H₀，

然后通过期望高度值H_t和实时高度值H₀计算出所有调节阀的开度Y_h1，然后根据Y_h1控制所有调节阀同时进行调节，改变所有喷气悬管的流量。

优选的，还包括另一种无人机的高度控制方法：

给定期望高度值H_t，通过飞行控制器和IMU模块实时检测并计算当前无人机的实时高度值H₀，

然后通过期望高度值H_t和实时高度值H₀计算出无人机的高度控制量Y_h2，然后通过飞行控制器将高度控制量Y_h2对应的PWM信号发送到所有的旋转机构Y中，使所有的旋转机构Y转动对应高度控制量Y_h2的角度β_Yh；通过旋转机构Y改变喷气悬管的角度，最终实现无人机高度的调节。

此时各喷气悬管的流量不改变，故无人机在重力方向的升力降低而水平方向的合力为零，从而飞行器高度下降，虽然此方法仅能实现高度下降控制，但如果空气动力源的气流流量无法正常控制，则通过第二种方法完成飞行器的安全降落，然而传统的四旋翼飞行器一旦无法控制电机转速则会导致飞行器的失控和坠毁。使本发明更具安全性。

本发明的有益效果如下：

1.本发明通过对喷气悬管的气流流量、旋转机构Y和旋转机构X的控制来完成对无人机的姿态、高度、速度等控制。这样的结构提高了无人机的灵活性和鲁棒性，能够实现传统四旋翼飞行器不具有的飞行模式，例如基于机身倾斜的悬停功能和基于机身水平的平移功能，使本发明的无人机拥有更强的适应复杂、狭窄空间的能力，能够更灵活地完成勘测救援等任务。使本发明的应用场景、普适性和实用性增加。显著提高本发明中无人机适应复杂地形的能力并极大地降低故障率。

2.本发明通过控制喷气悬管上旋转机构Y的转动角度可实现间接升力控制，可以有效的避免因为喷气悬管流量无法控制而造成飞行器失控。更具安全性。

3.本发明采用喷气悬管代替传统四旋翼飞行器的电机桨叶，避免了高速旋转桨叶接近人而带来的危险，极大地提升运行稳定性和安全性。并且，本发明解决了使用者误操作诸如电机接线顺序错误、桨叶安装位置和方向错误等以及其他因素造成的运行故障和事故的问题；另一方面，传统四旋翼飞行器电子调速器的工作电流极大，当飞行器飞行时遇到故障导致桨叶卡死或者电机堵转，则电子调速器将会因电流过高急剧发热而燃烧，而本发明不需要接入电子调速器，进一步地解决了传统四旋翼飞行器电子调速器的问题。

4.本发明从一定程度上降低了无人机实际飞行所产生的噪声，传统四旋翼飞行器因其动力结构的原因，在实际飞行时桨叶高速旋转导致强大的气流变化和桨叶与空气的摩擦而产生的噪声极大，而且这类噪声从结构上或外加降噪元件进行处理的难度很大，这对环境造成了噪声污染。本发明通过降噪元件有效地降低其噪声。

附图说明

图1为本发明中一种喷气式无人机的结构示意图；

图2为本发明中喷气悬管的结构示意图；

图3为本发明中转动机构X的结构示意图；

图4为本发明中转动机构Y的结构示意图；

图5为本发明中本发明中一种喷气式无人机的俯视图；

附图标记：

1、空气动力源；2、第一喷气悬管；3、第一从动机构；5、第五从动机构；7、机身上碳纤维板；8、第六从动机构；9、第二从动机构；10、第二喷气悬管；11、机身下碳纤维板；12、第三从动机构；13、第七从动机构；14、第三喷气悬管；15、第四从动机构；16、第八从动机构；17、第四喷气悬管。

具体实施方式

显然，下面所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例1

一种喷气式无人机，包括机身和设置在机身侧面可转动的机臂，所述机身上设置有空气动力模块，所述空气动力模块包括：空气动力源1和动力臂单元，所述机身由上下碳纤维板组成，中间由螺柱将上下碳纤维板连接，机身上端与空气动力源1连接，机身下端与机载电源连接；机臂安装于机身上下矩形碳纤维板中间，并且与螺柱连接固紧；着陆支架连接在机臂的下端；

所述动力臂单元包括：

喷气悬管，其设置在机臂上且一端连接空气动力源1，

转向组件，其设置在机臂上并连接喷气悬管；

所述转向组件包括：

旋转机构Y,其设置在机臂中部并与喷气悬管连接，控制喷气悬管上升下落；

旋转机构X，其设置在机臂远离机身的一端并与喷气悬管连接，控制喷气悬管转动。

本发明通过对喷气悬管的气流流量、旋转机构Y和旋转机构X的控制来完成对无人机的姿态、高度、速度等控制。这样的结构提高了无人机的灵活性和鲁棒性，能够实现传统四旋翼飞行器不具有的飞行模式，例如基于机身倾斜的悬停功能和基于机身水平的平移功能，使本发明的无人机拥有更强的适应复杂、狭窄空间的能力，能够更灵活地完成勘测救援等任务。

本发明通过控制喷气悬管上旋转机构Y的转动角度可实现间接升力控制，可以有效的避免因为喷气悬管流量无法控制而造成飞行器失控。

本发明采用喷气悬管代替传统四旋翼飞行器的电机桨叶，避免了高速旋转桨叶接近人而带来的危险，极大地提升运行稳定性和安全性。并且，本发明解决了使用者误操作诸如电机接线顺序错误、桨叶安装位置和方向错误等以及其他因素造成的运行故障和事故的问题；另一方面，传统四旋翼飞行器电子调速器的工作电流极大，当飞行器飞行时遇到故障导致桨叶卡死或者电机堵转，则电子调速器将会因电流过高急剧发热而燃烧，而本发明不需要接入电子调速器，进一步地解决了传统四旋翼飞行器电子调速器的问题。

所述喷气悬管包括：

薄壁直圆管，其设置在机臂上并与机臂平行，所述薄壁直圆管的一端连接空气动力源1，

薄壁弯圆管，其可转动地连接所述薄壁直圆管的另一端，所述薄壁弯圆管与薄壁直圆管的连接处呈光滑台阶状，所述薄壁弯圆管外侧设置有外凸滑槽。

采用这样的结构，喷气悬管均为刚性材料不会因气流变化而产生巨大变形；满足连接了强度要求、足够的气密性。

所述旋转机构Y包括：

舵机Y，其设置在机臂上，

从动机构Y，其包括凸轮和环形件，所述凸轮与环形件可转动地连接，所述凸轮与舵机Y的输出轴连接，所述环形件套设在薄壁直圆管上。

所述舵机Y的力矩最大值为一套喷气悬管的整体重量的1.5倍，从而使旋转机构Y承载喷气悬管的全部重量并克服气流的作用力。通过控制舵机Y的转动角度进而使得从动机构Y将喷气悬管进行抬升或者下拉，实现对喷气悬管的高度方向旋转角度的控制。

所述旋转机构X包括：

舵机X，其固定在机臂远离机身的一端，

从动机构X，其包括Z形机械臂和滑块，所述Z形机械臂的一端与滑块可转动的连接，另一端与舵机X的输出轴连接；所述滑块在所述薄壁弯圆管的外凸滑槽中滑动，带动薄壁弯圆管转动。

所述旋转机构X不承载喷气悬管的重量但需要克服气流的作用力，因此所述舵机X的力矩最大值为一套喷气悬管的整体重量的0.5倍。滑块和Z形机械臂末端可在其轴线方向产生相对转动，通过控制舵机X的旋转角度，进而使得从动机构X改变其对应喷气悬管上薄壁弯圆管绕薄壁直圆管的轴线方向的旋转角度。

所述空气动力源1包括：

气压供给元件，其设置于空气动力源1的内部中心，

降噪元件，其设置于空气动力源1内，

喷气悬管连接口，其连通对应的薄壁直圆管和气压供给元件，所述喷气悬管连接口的内径小于对应的薄壁直圆管的外径，满足喷气悬管的转动量且不与喷气悬管连接口产生干涉，

调节阀，其设置在气压供给元件和喷气悬管连接口之间，用于控制气流输出，

采用这样的结构，本发明从一定程度上降低了无人机实际飞行所产生的噪声，传统四旋翼飞行器因其动力结构的原因，在实际飞行时桨叶高速旋转导致强大的气流变化和桨叶与空气的摩擦而产生的噪声极大，而且这类噪声从结构上或外加降噪元件进行处理的难度很大，这对环境造成了噪声污染。本发明通过降噪元件有效地降低其噪声。

实施例2

一种实施例1中喷气式无人机的控制方法，无人机的倾斜悬停方法包括：

通过飞行控制器解算，得到无人机实时的倾斜状态，然后给定期望的倾斜状态，

然后结合期望的倾斜状态和实时的倾斜状态，通过飞行控制器的算法进行控制，改变每个喷气悬管对应的旋转机构X和/或旋转机构Y的角度；使无人机在水平方向的分力抵消；

同时控制每个喷气悬管对应的调节阀开度，调节其重力方向的分力；使无人机悬停；

最终使无人机达到期望的倾斜状态。

通过飞行控制器控制不同的喷气悬管，转动其对应的旋转机构X和/或旋转机构Y，使无人机的机身倾斜，同时通过控制不同的喷气悬管形成不同的角度，最终使所有喷气悬管在水平方向的分力相抵消；同时调节每个喷气悬管对应的调节阀开度，使其在重力方向的分力之和等于重力；最终使无人机倾斜悬停。采用这样的方法，在狭窄的空间地形如果需要完成飞行器救援、勘测任务，那么飞行器无法避免的需要定点悬停才能完成特殊的救援、勘测任务，而传统四旋翼飞行器因其结构限制无法完成该飞行模式，只能根据不同的空间大小选择不同的飞行器，显然极大地降低了任务执行效率，然而本发明能很好的解决该问题。扩展了本发明的应用场景，增加了本发明的普适性和实用性。

还包括无人机的偏航角控制方法：

通过飞行控制器解算得到实时偏航角，结合给定的期望偏航角，通过飞行控制器算法得到控制量Y_yaw，

通过飞行控制器发送PWM信号到所有的旋转机构X,使其同时转动角度β_yaw，同时增加所有调节阀的开度补充重力方向的损失分力，从而飞行器实现偏航角的控制。

还包括无人机的俯仰角控制方法：

通过飞行控制器的姿态解算得到实时的姿态角，并给定无人机俯仰角的期望值；

然后通过实时的姿态角和无人机俯仰角的期望值，通过飞行控制器的算法得到控制量Y_pitch2，由飞行控制器发送控制量Y_pitch2对应的PWM信号到旋转机构Y上，所述旋转机构Y为相对的两个喷气悬管所对应的旋转机构Y；然后控制所述两个旋转机构Y同时达到相同的转动角度βpitch，进而改变其俯仰角；

同理，可使无人机滚转，并调节其滚转角。

还包括另一种无人机的俯仰角控制方法：

通过飞行控制器的姿态解算得到实时的姿态角，并给定无人机俯仰角的期望值；

然后，通过实时的姿态角和无人机俯仰角的期望值，利用算法得到空气动力源(1)的调节阀的开度Y_pitch1，所述调节阀为机身相对两端喷气悬管对应的调节阀；然后通过飞行控制器将控制信号发送到所述调节阀上并控制其开度；机身一端的调节阀开度增加，另一端的调节阀开度减小，无人机向调节阀开度减小的那一端旋转，进而改变其俯仰角；

同理，可使无人机滚转，并调节其滚转角。

还包括无人机的高度控制方法：

给定期望高度值H_t，通过飞行控制器和IMU模块实时检测并计算当前无人机的实时高度值H₀，

然后通过期望高度值H_t和实时高度值H₀计算出所有调节阀的开度Y_h1，然后根据Y_h1控制所有调节阀同时进行调节，改变所有喷气悬管的流量。

还包括另一种无人机的高度控制方法：

给定期望高度值H_t，通过飞行控制器和IMU模块实时检测并计算当前无人机的实时高度值H₀，

然后通过期望高度值H_t和实时高度值H₀计算出无人机的高度控制量Y_h2，然后通过飞行控制器将高度控制量Y_h2对应的PWM信号发送到所有的旋转机构Y中，使所有的旋转机构Y转动对应高度控制量Y_h2的角度β_Yh；通过旋转机构Y改变喷气悬管的角度，最终实现无人机高度的调节。

此时各喷气悬管的流量不改变，故无人机在重力方向的升力降低而水平方向的合力为零，从而飞行器高度下降，虽然此方法仅能实现高度下降控制，但如果空气动力源1的气流流量无法正常控制，则通过第二种方法完成飞行器的安全降落，然而传统的四旋翼飞行器一旦无法控制电机转速则会导致飞行器的失控和坠毁。使本发明更具安全性。

本发明的有益效果如下：

1.本发明通过对喷气悬管的气流流量、旋转机构Y和旋转机构X的控制来完成对无人机的姿态、高度、速度等控制。这样的结构提高了无人机的灵活性和鲁棒性，能够实现传统四旋翼飞行器不具有的飞行模式，例如基于机身倾斜的悬停功能和基于机身水平的平移功能，使本发明的无人机拥有更强的适应复杂、狭窄空间的能力，能够更灵活地完成勘测救援等任务。使本发明的应用场景、普适性和实用性增加。显著提高本发明中无人机适应复杂地形的能力并极大地降低故障率。

2.本发明通过控制喷气悬管上旋转机构Y的转动角度可实现间接升力控制，可以有效的避免因为喷气悬管流量无法控制而造成飞行器失控。更具安全性。

3.本发明采用喷气悬管代替传统四旋翼飞行器的电机桨叶，避免了高速旋转桨叶接近人而带来的危险，极大地提升运行稳定性和安全性。并且，本发明解决了使用者误操作诸如电机接线顺序错误、桨叶安装位置和方向错误等以及其他因素造成的运行故障和事故的问题；另一方面，传统四旋翼飞行器电子调速器的工作电流极大，当飞行器飞行时遇到故障导致桨叶卡死或者电机堵转，则电子调速器将会因电流过高急剧发热而燃烧，而本发明不需要接入电子调速器，进一步地解决了传统四旋翼飞行器电子调速器的问题。

4.本发明从一定程度上降低了无人机实际飞行所产生的噪声，传统四旋翼飞行器因其动力结构的原因，在实际飞行时桨叶高速旋转导致强大的气流变化和桨叶与空气的摩擦而产生的噪声极大，而且这类噪声从结构上或外加降噪元件进行处理的难度很大，这对环境造成了噪声污染。本发明通过降噪元件有效地降低其噪声。

实施例3

本实施例与实施例1的区别在于，包括四个机臂和分别与其对应动力臂单元。其余与实施例1相同。

所述四个动力臂单元分别为：第一动力臂单元、第二动力臂单元、第三动力臂单元和第四动力臂单元。

如图1所示，所述第一动力臂单元包括：第一喷气悬管2、设置在对应机臂三分之二处的第一旋转机构Y以及设置在对应机臂一端的第一旋转机构X；

所述第一旋转机构Y包括第一舵机Y和第一从动机构3，所述第一旋转机构X包括第一舵机X和第五从动机构5。其余第二动力臂单元、第三动力臂单元和第四动力臂单元结构与第一动力臂单元相同。

所述第二动力臂单元包括：第二喷气悬管10、第二旋转机构Y和第二旋转机构X，所述第二旋转机构Y包括第二舵机Y和第二从动机构9，所述第二旋转机构X包括第二舵机X和第六从动机构8。

所述第三动力臂单元包括：第三喷气悬管14、第三旋转机构Y和第三旋转机构X，所述第三旋转机构Y包括第三舵机Y和第三从动机构12，所述第三旋转机构X包括第三舵机X和第七从动机构13。

所述第四动力臂单元包括：第四喷气悬管17、第四旋转机构Y和第四旋转机构X，所述第四旋转机构Y包括第四舵机Y和第四从动机构15，所述第四旋转机构X包括第四舵机X和第八从动机构16。

如图1所示，空气动力源1与机身上碳纤维板7连接，机身下碳纤维板11通过螺柱与机身上碳纤维板7连接，空气动力源附加降噪元件对噪声进行一定程度的降低，且第一喷气悬管2、第二喷气悬管10、第三喷气悬管14和第四喷气悬管17分别于空气动力源的四个气流输出口连接，气流输出口的直径皆大于与其相接通的喷气悬管的外径，以确保喷气悬管做抬升和下拉的运动不会与气流输出接口产生干涉。

实施例4

本实施例为实施例3中喷气式无人机的控制方法。

如图5所示，建立坐标系，飞行器机体坐标系OXoYo，四套喷气悬管的坐标系分别为第一喷气悬管2坐标系AXaYa，第二喷气悬管10坐标系BXbYb，第三喷气悬管14坐标系CXcYc和第四喷气悬管17坐标系DXdYd。

无人机高度控制方法如下：

无人机通过飞行控制器和IMU模块实时检测并计算当前飞行器的高度值H₀，当给定一高度期望值H_t,此时通过闭环控制算法得到空气动力源1的一进四出流量调节阀的各出口阀的开度Y_h1，此时四个阀口的开度同时增加或减少Y_h1完成四套喷气悬管流量控制，从而实现了该飞行器升力的控制，进一步地完成飞行器的高度控制。

无人机高度的另一种控制方法如下：

飞行控制器经过闭环控制算法得到飞行器的高度控制量Y_h2，此时不再对空气动力源1的流量调节阀进行控制，通过飞行控制器发送控制量Y_h2对应的PWM信号到第一从动机构3、第二从动机构9、第三从动机构12和第四从动机构15，控制第一从动机构3和第三从动机构12绕Yo旋转对应于控制量Y_h2角度β_Yh，同时控制第二从动机构9和第四从动机构15绕Xo旋转对应于控制量Y_h2角度β_Yh，完成上述控制后四套喷气悬管气流出口的方向于重力方向的夹角为β_Yh，又此时各喷气悬管的流量不改变，故飞行器在重力方向的升力降低而水平方向的合力为零，从而飞行器高度下降。

虽然第二种控制方法仅能实现高度下降控制，但其意义在于如果空气动力源1的气流流量无法正常控制，则通过第二种方法完成无人机的安全降落，然而传统的四旋翼飞行器一旦无法控制电机转速则会导致飞行器的失控和坠毁。

无人机俯仰角的控制方法如下，

首先定义Xo正方向为飞行器的机头方向，飞行器机身绕Xo旋转为滚转运动，对应的飞行器机身绕Xo旋转为俯仰运动，以下控制流程都是飞行器悬停状态下所做调整，首先通过飞行控制器姿态解算得到实时的姿态角，并给定俯仰角期望值，通过闭环控制算法得到输出控制空气动力源1的调节阀的开度Y_pitch1，由飞行控制器发送控制信号到流量调节阀并控制对应第二喷气悬管10和第四喷气悬管17的阀口开度，当第二喷气悬管10流量增加Y_pitch1且第四喷气悬管17流量减少Y_pitch1，此时飞行器绕Xo顺时针旋转进而飞行器的俯仰角减小，相应地由飞行控制器发送控制信号到流量调节阀并控制对应第二喷气悬管10和第四喷气悬管17的阀口开度，当第二喷气悬管10流量减少Y_pitch1且第四喷气悬管17流量增加Y_pitch1此时飞行器绕Xo逆时针时针旋转进而飞行器的俯仰角增加。

无人机俯仰角的另一种控制方法如下，

不对调节阀的开度大小进行控制，通过飞行控制器的闭环控制算法得到控制量Y_pitch2，由飞行控制器发送对应的PWM信号到第四从动机构15绕Xo转动角度β_pitch且第二从动机构9绕Xo转动相同角度β_pitch，经过上述控制调整飞行器完成俯仰角度控制。滚转角的控制方法于俯仰角控制原理相同。

无人机偏航角的控制方法如下，

通过飞行控制器实时解算得到偏航角，结合给定的期望偏航角度，借助飞行控制器闭环控制算法得到控制量Y_yaw，通过飞行控制器发送PWM信号到对应的第五从动机构5、第六从动机构8、第七从动机构13和第八从动机构16，并且同时转动角度β_yaw，完成上述控制后四个喷气悬管水平方向的力对机体产生转动力矩，从而飞行器实现偏航角的控制，另外调节阀的阀口同时相应增加开度以补充重力方向的损失分力。

无人机的倾斜悬停方法如下：

首先定义Xo正方向为无人机的机头方向，无人机机身绕Xo旋转为滚转运动，对应的无人机机身绕Xo旋转为俯仰运动，以下控制流程都是无人机悬停状态下所做调整。以该无人机基于机身滚转倾斜状态下的悬停飞行模式做控制策略分析，如图5所示规定转向绕Xo逆时针旋转为俯仰角正方向，在初始时喷气悬管的薄壁弯圆管出口轴线方向与重力方向重合，空气动力源1的气流流量可以通过内部的流量调节阀进行实时调控，通过对喷气悬管的气流流量控制进而实现对无人机喷气悬管处作用力的控制，为实现无人机滚转运动。

首先由飞行控制器发送PWM信号到第五从动机构5的第一舵机X，控制其绕Xo正方向转动角度θ，相应地控制第七从动机构13的第三舵机X绕Xo的正方向转动相同角度θ，进一步地带动第三喷气悬管14的薄壁弯圆管绕Xo的正方向转动相同角度θ，此时第一喷气悬管2的第一从动机构3和第三喷气悬管14的第三从动机构12角度保持稳定不变，同时无人机控制器发送PWM信号到第二喷气悬管10的第二从动机构9的第二舵机Y，控制其绕Xo的负方向转动角度θ；相应地与第二喷气悬管10同轴的第四喷气悬管17的第四从动机构15绕Xo的负方向转动相同角度θ，进一步地带动对应的薄壁直圆管绕Xo的负方向转动相同角度θ。同时第四喷气悬管17的第八从动机构16和第二喷气悬管10的第六从动机构8的角度保持稳定不变。

所有喷气悬管经过上述调整之后每个喷气悬管的薄壁弯圆管的轴线和机体的重力方向夹角相同为θ，进一步地通过飞行控制器对气流调节阀的控制从而实现喷气悬管的流量控制，当所有喷气悬管的气流流量分别调整到合适流量时，虽然机体处于倾斜状态，但所有喷气悬管的薄壁弯圆管轴线方向恰好与重力方向重合，进一步地无人机因为所有喷气悬管的升力完全抵消机体重力，并且在水平X、Y方向无分力，此时无人机保持悬停，进一步地完成了该无人机的基于机身倾斜状态下的悬停飞行模式。

相应的其他方向倾斜角度下的悬停飞行模式原理一致，这种飞行模式有着巨大优势，在狭窄的空间地形如果需要完成无人机救援、勘测任务，那么无人机无法避免的需要定点悬停才能完成特殊的救援、勘测任务，而传统四旋翼无人机因其结构限制无法完成该飞行模式，只能根据不同的空间大小选择不同的无人机，显然极大地降低了任务执行效率，然而四悬管喷气式无人机能很好的解决该问题。

无人机的水平移动方法如下，

定义Xo正方向为无人机的机头方向，以无人机沿Yo正方向水平运动为例，以下控制流程都是无人机悬停状态下所做调整，首先控制第二喷气悬管10的第二从动机构9绕Xo的正方向旋转角度β，第二喷气悬管10被下拉，同时飞行控制器控制气流调节阀适当增大第二喷气悬管10的流量，以满足其绕Xo的正方向旋转角度β后的重力方向的分力和之前相同，此时第二喷气悬管10在Yo方向会产生分力，从而无人机在重力方向合力为零，进一步地无人机会沿Yo正方向做机体水平的平移运动。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (6)

1.一种喷气式无人机，包括机身和设置在机身侧面可转动的机臂，所述机身上设置有空气动力模块，其特征在于，所述空气动力模块包括：空气动力源(1)和动力臂单元，

所述动力臂单元包括：

喷气悬管，其设置在机臂上且一端连接空气动力源(1)，

转向组件，其设置在机臂上并连接喷气悬管；

所述转向组件包括：

旋转机构Y,其设置在机臂中部并与喷气悬管连接，控制喷气悬管上升下落；

旋转机构X，其设置在机臂远离机身的一端并与喷气悬管连接，控制喷气悬管转动；

所述喷气悬管包括：

薄壁直圆管，其设置在机臂上方并与机臂平行，所述薄壁直圆管的一端连接空气动力源(1)，

薄壁弯圆管，其可转动地连接所述薄壁直圆管的另一端，所述薄壁弯圆管与薄壁直圆管的连接处呈光滑台阶状，所述薄壁弯圆管外侧设置有外凸滑槽；

所述旋转机构Y包括：

舵机Y，其设置在机臂上，

从动机构Y，其包括凸轮和环形件，所述凸轮与环形件可转动地连接，所述凸轮与舵机Y的输出轴连接，所述环形件套设在薄壁直圆管上；

所述旋转机构X包括：

舵机X，其固定在机臂远离机身的一端，

从动机构X，其包括Z形机械臂和滑块，所述Z形机械臂的一端与滑块可转动的连接，另一端与舵机X的输出轴连接；所述滑块在所述薄壁弯圆管的外凸滑槽中滑动，带动薄壁弯圆管转动；

所述空气动力源(1)包括：

气压供给元件，其设置于空气动力源(1)内，

降噪元件，其设置于空气动力源(1)内，

喷气悬管连接口，其连通对应的薄壁直圆管和气压供给元件，所述喷气悬管连接口的内径小于对应的薄壁直圆管的外径，

调节阀，其设置在气压供给元件和喷气悬管连接口之间，用于控制气流输出。

2.一种权利要求1所述的喷气式无人机的控制方法，其特征在于，无人机的倾斜悬停方法包括：

通过飞行控制器解算，得到无人机实时的倾斜状态，然后给定期望的倾斜状态，

然后结合期望的倾斜状态和实时的倾斜状态，通过飞行控制器的算法进行控制，改变每个喷气悬管对应的旋转机构X和/或旋转机构Y的角度；使无人机在水平方向的分力抵消；

同时控制每个喷气悬管对应的调节阀开度，调节其重力方向的分力；使无人机悬停；

最终使无人机达到期望的倾斜状态。

3.根据权利要求2所述的一种喷气式无人机的控制方法，其特征在于，还包括无人机的偏航角控制方法：

通过飞行控制器解算得到实时偏航角，结合给定的期望偏航角，通过飞行控制器算法得到控制量Y_yaw，

通过飞行控制器发送PWM信号到所有的旋转机构X,使其同时转动角度β_yaw，同时增加所有调节阀的开度补充重力方向的损失分力，从而飞行器实现偏航角的控制。

4.根据权利要求2所述的一种喷气式无人机的控制方法，其特征在于，还包括无人机的俯仰角控制方法：

通过飞行控制器的姿态解算得到实时的姿态角，并给定无人机俯仰角的期望值；

然后通过实时的姿态角和无人机俯仰角的期望值，通过飞行控制器的算法得到控制量Y_pitch2，由飞行控制器发送控制量Y_pitch2对应的PWM信号到旋转机构Y上，所述旋转机构Y为相对的两个喷气悬管所对应的旋转机构Y；然后控制所述两个旋转机构Y同时达到相同的转动角度β_pitch，进而改变其俯仰角；

同理，可使无人机滚转，并调节其滚转角。

5.根据权利要求2所述的一种喷气式无人机的控制方法，其特征在于，还包括无人机的高度控制方法：

给定期望高度值Ht，通过飞行控制器和IMU模块实时检测并计算当前无人机的实时高度值H0，

然后通过期望高度值Ht和实时高度值H0计算出所有调节阀的开度Yh1，然后根据Yh1控制所有调节阀同时进行调节，改变所有喷气悬管的流量。

6.根据权利要求2所述的一种喷气式无人机的控制方法，其特征在于，还包括无人机的俯仰角控制方法：

通过飞行控制器的姿态解算得到实时的姿态角，并给定无人机俯仰角的期望值；

然后，通过实时的姿态角和无人机俯仰角的期望值，利用算法得到空气动力源(1)的调节阀的开度Ypitch1，所述调节阀为机身相对两端喷气悬管对应的调节阀；然后通过飞行控制器将控制信号发送到所述调节阀上并控制其开度；机身一端的调节阀开度增加，另一端的调节阀开度减小，无人机向调节阀开度减小的那一端旋转，进而改变其俯仰角；

同理，可使无人机滚转，并调节其滚转角。

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