CN114291273A - 一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，包括涡喷发动机、矢量喷口和控制分配策略模块，所述涡喷发动机和矢量喷口连接，所述控制分配策略模块分别和涡喷发动机和矢量喷口连接；所述涡喷发动机包括第一涡喷发动机、第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机。即可实现单人穿戴式飞行器的效果，使得飞行控制更加高效，极大地提高控制的灵活性和适应性，而且适用于喷气背包、垂直起降飞行器、变构型飞行器等多种穿戴式飞行器领域，提高该类穿戴飞行器的易用性，便于通过配备的自动控制系统对该类飞行器进行高效控制，缩减了控制使用的限制条件，极大地便于进行大规模的推广。
Description
技术领域
本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法。
背景技术
四轴飞行器又称四旋翼飞行器、四旋翼直升机，简称四轴、四旋翼，这四轴飞行器是一种多旋翼飞行器，四轴飞行器的四个螺旋桨都是电机直连的简单机构，十字形的布局允许飞行器通过改变电机转速获得旋转机身的力，从而调整自身姿态，具体的技术细节在“基本运动原理”中讲述，因为它固有的复杂性，历史上从未有大型的商用四轴飞行器，近年来得益于微机电控制技术的发展，稳定的四轴飞行器得到了广泛的关注，应用前景十分可观。
为提高单人机动性，多种便捷式的单人穿戴喷气背包、垂直起降飞行器、变构型飞行器等被发明以用于多种场合，为实现较高的推重比，一般采用涡喷发动机作为动力源。
现有的该类穿戴飞行器的易用性较差，在配备自动控制系统进行辅助控制时，难以高效地实现对该类飞行器的有效控制，难以高效地控制使用限制条件，使得该类穿戴式飞行器难以进行大规模的推广。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供了一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，解决了现有的该类穿戴飞行器的易用性较差，在配备自动控制系统进行辅助控制时，难以高效地实现对该类飞行器的有效控制，难以高效地控制使用限制条件，使得该类穿戴式飞行器难以进行大规模的推广的问题。
为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，包括涡喷发动机、矢量喷口和控制分配策略模块，所述涡喷发动机和矢量喷口连接，所述控制分配策略模块分别和涡喷发动机和矢量喷口连接；
所述涡喷发动机包括第一涡喷发动机、第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机，所述第一涡喷发动机、第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机均设置在飞行器的内部；
所述矢量喷口采用双向偏转设计，各向偏转范围大于°；
所述控制分配策略模块通过涡喷发动机油门进行控制，飞行器的姿态通过矢量喷口协同偏转进行控制。
优选的，所述第一涡喷发动机、第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机均为kg推力的涡喷发动机。
优选的，所述第一涡喷发动机、第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机共计提供最大kg的垂直起降升力。
优选的，所述第一涡喷发动机和第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机均向右偏转，即可使整个飞行器向右滚转。
优选的，所述第一涡喷发动机和第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机均向左偏转，即可使整个飞行器向左滚转。
优选的，所述第一涡喷发动机、第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机均向后偏转，即可使整个飞行器俯仰抬头偏转。
优选的，所述第一涡喷发动机、第二涡喷发动机、第三涡喷发动机和第四涡喷发动机均向前偏转，即可使整个飞行器俯仰低头偏转。
优选的，所述第一涡喷发动机和第二涡喷发动机向左偏转，且第三涡喷发动机和第四涡喷发动机向右偏转，即可使整个飞行器右偏航偏转。
优选的，所述第一涡喷发动机和第二涡喷发动机向右偏转，且第三涡喷发动机和第四涡喷发动机向左偏转，即可使整个飞行器左偏航偏转。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：该基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，通过设置控制分配策略模块以对涡喷发动机油门进行控制，使飞行器姿态通过矢量喷口协同偏转进行控制，通过分别地对第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4进行驱动，即可实现单人穿戴式飞行器的效果，使得飞行控制更加高效，极大地提高控制的灵活性和适应性，而且适用于喷气背包、垂直起降飞行器、变构型飞行器等多种穿戴式飞行器领域，提高该类穿戴飞行器的易用性，便于通过配备的自动控制系统对该类飞行器进行高效控制，缩减了控制使用的限制条件，极大地便于进行大规模的推广。
附图说明
图1为本发明飞行背包发动机分布示意图；
图2为本发明垂直起降飞行器发动机示意图；
图3为本发明涡喷矢量喷口示意图；
图4为本发明飞行器右滚转矢量喷口偏转示意图；
图5为本发明飞行器左滚转矢量喷口偏转示意图；
图6为本发明飞行器俯仰抬头矢量喷口偏转示意图；
图7为本发明飞行器俯仰低头矢量喷口偏转示意图；
图8为本发明飞行器右偏航喷口偏转示意图；
图9为本发明飞行器左偏航矢量喷口偏转示意图；
图10为本发明倒立摆结构等轴侧示意图；
图11为本发明倒立摆结构俯视图；
图12为本发明飞行器绕重心左侧图；
图13为本发明飞行器右滚转矢量喷口偏转示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。
实施例1：参照图1-7、10-13，一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，包括涡喷发动机、矢量喷口和控制分配策略模块，涡喷发动机和矢量喷口连接，控制分配策略模块分别和涡喷发动机和矢量喷口连接；
涡喷发动机包括第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均设置在飞行器的内部；
矢量喷口采用双向偏转设计，各向偏转范围大于20°；
控制分配策略模块通过涡喷发动机油门进行控制，飞行器姿态，通过矢量喷口协同偏转进行控制。
本发明中，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均为40kg推力的涡喷发动机。
本发明中，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4共计提供最大160kg的垂直起降升力。
本发明中，第一涡喷发动机1和第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均向右偏转，即可使整个飞行器向右滚转。
本发明中，第一涡喷发动机1和第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均向左偏转，即可使整个飞行器向左滚转。
本发明中，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均向后偏转，即可使整个飞行器俯仰抬头偏转。
本发明中，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均向前偏转，即可使整个飞行器俯仰低头偏转。
实施例2：参照图1-13，一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，包括涡喷发动机、矢量喷口和控制分配策略模块，涡喷发动机和矢量喷口连接，控制分配策略模块分别和涡喷发动机和矢量喷口连接；
涡喷发动机包括第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均设置在飞行器的内部；
矢量喷口采用双向偏转设计，各向偏转范围大于20°；
控制分配策略模块通过涡喷发动机油门进行控制，飞行器姿态，通过矢量喷口协同偏转进行控制。
本发明中，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均为40kg推力的涡喷发动机。
本发明中，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4共计提供最大160kg的垂直起降升力。
本发明中，第一涡喷发动机1和第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均向右偏转，即可使整个飞行器向右滚转。
本发明中，第一涡喷发动机1和第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均向左偏转，即可使整个飞行器向左滚转。
本发明中，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均向后偏转，即可使整个飞行器俯仰抬头偏转。
本发明中，第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4均向前偏转，即可使整个飞行器俯仰低头偏转。
本发明中，第一涡喷发动机1和第二涡喷发动机2向左偏转，且第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4向右偏转，即可使整个飞行器右偏航偏转。
本发明中，第一涡喷发动机1和第二涡喷发动机2向右偏转，且第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4向左偏转，即可使整个飞行器左偏航偏转。
综上所述，通过设置控制分配策略模块以对涡喷发动机油门进行控制，使飞行器姿态通过矢量喷口协同偏转进行控制，通过分别地对第一涡喷发动机1、第二涡喷发动机2、第三涡喷发动机3和第四涡喷发动机4进行驱动，即可实现单人穿戴式飞行器的效果，使得飞行控制更加高效，极大地提高控制的灵活性和适应性，而且适用于喷气背包、垂直起降飞行器、变构型飞行器等多种穿戴式飞行器领域，提高该类穿戴飞行器的易用性，便于通过配备的自动控制系统对该类飞行器进行高效控制，缩减了控制使用的限制条件，极大地便于进行大规模的推广，解决了现有的该类穿戴飞行器的易用性较差，在配备自动控制系统进行辅助控制时，难以高效地实现对该类飞行器的有效控制，难以高效地控制使用限制条件，使得该类穿戴式飞行器难以进行大规模的推广的问题。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (9)
1.一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，包括涡喷发动机、矢量喷口和控制分配策略模块，所述涡喷发动机和矢量喷口连接，所述控制分配策略模块分别和涡喷发动机和矢量喷口连接；
所述涡喷发动机包括第一涡喷发动机(1)、第二涡喷发动机(2)、第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)，所述第一涡喷发动机(1)、第二涡喷发动机(2)、第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)均设置在飞行器的内部；
所述矢量喷口采用双向偏转设计，各向偏转范围大于20°；
所述控制分配策略模块通过涡喷发动机油门进行控制，飞行器的姿态通过矢量喷口协同偏转进行控制。
2.根据权利要求1所述的一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，所述第一涡喷发动机(1)、第二涡喷发动机(2)、第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)均为40kg推力的涡喷发动机。
3.根据权利要求1所述的一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，所述第一涡喷发动机(1)、第二涡喷发动机(2)、第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)共计提供最大160kg的垂直起降升力。
4.根据权利要求1所述的一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，所述第一涡喷发动机(1)和第二涡喷发动机(2)、第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)均向右偏转，即可使整个飞行器向右滚转。
5.根据权利要求1所述的一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，所述第一涡喷发动机(1)和第二涡喷发动机(2)、第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)均向左偏转，即可使整个飞行器向左滚转。
6.根据权利要求1所述的一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，所述第一涡喷发动机(1)、第二涡喷发动机(2)、第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)均向后偏转，即可使整个飞行器俯仰抬头偏转。
7.根据权利要求1所述的一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，所述第一涡喷发动机(1)、第二涡喷发动机(2)、第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)均向前偏转，即可使整个飞行器俯仰低头偏转。
8.根据权利要求1所述的一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，所述第一涡喷发动机(1)和第二涡喷发动机(2)向左偏转，且第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)向右偏转，即可使整个飞行器右偏航偏转。
9.根据权利要求1所述的一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法，其特征在于，所述第一涡喷发动机(1)和第二涡喷发动机(2)向右偏转，且第三涡喷发动机(3)和第四涡喷发动机(4)向左偏转，即可使整个飞行器左偏航偏转。
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