CN118306583A - 单一动力源驱动的多旋翼航空器、控制方法、系统及介质 - Google Patents

单一动力源驱动的多旋翼航空器、控制方法、系统及介质 Download PDF

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CN118306583A CN202410407202.1A CN202410407202A CN118306583A CN 118306583 A CN118306583 A CN 118306583A CN 202410407202 A CN202410407202 A CN 202410407202A CN 118306583 A CN118306583 A CN 118306583A
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温永泰
艾军卓
刘金龙
邵琪涵
张诗雨
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Central South University
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Abstract

本申请公开了一种单一动力源驱动的多旋翼航空器、控制方法、系统及介质，所属技术领域为多旋翼航空器技术。所述单一动力源驱动的多旋翼航空器包括：机架、主控芯片、中央发动机、差速器组件、转向电机和多个旋翼；所述差速器组件分别与所述中央发动机和多个所述旋翼连接，所述差速器组件用于将所述中央发动机输出的轴功传递至所述旋翼，所述转向电机设置于所述机架，所述转向电机与所述中央发动机的主轴重合；所述主控芯片分别与所述中央发动机和所述转向电机连接，用于控制所述中央发动机和所述转向电机的转速。本申请能够提高单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制性能，实现航空器姿态的灵活调整。

Description

单一动力源驱动的多旋翼航空器、控制方法、系统及介质
技术领域
本申请涉及多旋翼航空器技术领域，特别涉及一种单一动力源驱动的多旋翼航空器、控制方法、系统及介质。
背景技术
多旋翼航空器因其机动性强、控制灵活、可垂直起降等优点在诸多领域得到广泛应用。单一动力源驱动的多旋翼航空器是一种具有潜力和挑战并存的航空器设计，但是单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制性能较差，无法在工作过程中即使调整航空器的姿态。
因此，如何提高单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制性能，实现航空器姿态的灵活调整是本领域技术人员目前需要解决的技术问题。
发明内容
本申请的目的是提供一种单一动力源驱动的多旋翼航空器、一种航空器控制方法、一种航空器控制系统及一种存储介质，能够提高单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制性能，实现航空器姿态的灵活调整。
为解决上述技术问题，本申请提供一种航空器控制方法，该航空器控制方法包括：机架、主控芯片、中央发动机、差速器组件、转向电机和多个旋翼；
所述差速器组件分别与所述中央发动机和多个所述旋翼连接，所述差速器组件用于将所述中央发动机输出的轴功传递至所述旋翼，所述转向电机设置于所述机架，所述转向电机与所述中央发动机的主轴重合；
所述主控芯片分别与所述中央发动机和所述转向电机连接，用于控制所述中央发动机和所述转向电机的转速。
可选的，还包括：
设置于所述机架且与所述主控芯片连接的制动器，用于根据所述主控芯片的指令对所述旋翼进行制动减速。
可选的，所述差速器组件包括中央差速器、右侧差速器和左侧差速器，所述旋翼包括第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼和第四旋翼；
所述中央差速器的输入轴与所述中央发动机连接，用于将所述中央发动机输出的轴功传递至所述右侧差速器和所述左侧差速器的输入轴；
所述右侧差速器的第一输出轴与所述第一旋翼连接，用于驱动所述第一旋翼转动；
所述右侧差速器的第二输出轴与所述第二旋翼连接，用于驱动所述第二旋翼转动；
所述左侧差速器的第一输出轴与所述第三旋翼连接，用于驱动所述第三旋翼转动；
所述左侧差速器的第二输出轴与所述第四旋翼连接，用于驱动所述第四旋翼转动。
可选的，还包括设置于所述机架的第一励磁制动器、第二励磁制动器、第三励磁制动器和第四励磁制动器；
其中，所述第一励磁制动器的转子铰接于所述右侧差速器的第一输出轴并同步转动；所述第二励磁制动器的转子铰接于所述右侧差速器的第二输出轴并同步转动；所述第三励磁制动器的转子铰接于所述左侧差速器的第一输出轴并同步转动；所述第四励磁制动器的转子铰接于所述左侧差速器的第二输出轴并同步转动。
可选的，所述第一励磁制动器、所述第二励磁制动器、所述第三励磁制动器和所述第四励磁制动器的定子均固定于所述机架。
本申请还提供一种航空器控制方法，应用于上述的单一动力源驱动的多旋翼航空器中的主控芯片，包括：
接收控制指令，并根据所述控制指令确定所述多旋翼航空器的目标运动状态；
若所述目标运动状态为垂直运动状态，则确定中央发动机的当前力矩，并根据所述中央发动机的当前力矩调节转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为0；其中，所述垂直运动状态包括升降运动状态或悬停状态；
若所述目标运动状态为偏航运动状态，则确定目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩，并根据所述目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩调节所述转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为所述目标偏航力矩。
可选的，若所述多旋翼航空器包括每一所述旋翼对应的制动器，则所述航空器控制方法还包括：
若所述目标运动状态为俯仰运动状态或翻滚运动状态，则确定被控旋翼，并向被控旋翼对应的制动器发送制动指令，以使所述多旋翼航空器进行俯仰运动或翻滚运动。
本申请还提供了一种航空器控制系统，应用于上述的单一动力源驱动的多旋翼航空器中的主控芯片，包括：
指令分析模块，用于接收控制指令，并根据所述控制指令确定所述多旋翼航空器的目标运动状态；
垂直运动控制模块，用于若所述目标运动状态为垂直运动状态，则确定中央发动机的当前力矩，并根据所述中央发动机的当前力矩调节转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为0；其中，所述垂直运动状态包括升降运动状态或悬停状态；
偏航运动控制模块，用于若所述目标运动状态为偏航运动状态，则确定目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩，并根据所述目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩调节所述转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为所述目标偏航力矩。
进一步的，还包括：
俯仰及翻滚控制模块，用于若所述目标运动状态为俯仰运动状态或翻滚运动状态，则确定被控旋翼，并向被控旋翼对应的制动器发送制动指令，以使所述多旋翼航空器进行俯仰运动或翻滚运动。
本申请还提供了一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序执行时实现上述航空器控制方法执行的步骤。
本申请提供了一种单一动力源驱动的多旋翼航空器，包括：机架、主控芯片、中央发动机、差速器组件、转向电机和多个旋翼；所述差速器组件分别与所述中央发动机和多个所述旋翼连接，所述差速器组件用于将所述中央发动机输出的轴功传递至所述旋翼，所述转向电机设置于所述机架，所述转向电机与所述中央发动机的主轴重合；所述主控芯片分别与所述中央发动机和所述转向电机连接，用于控制所述中央发动机和所述转向电机的转速。
本申请提供的单一动力源驱动的多旋翼航空器包括：机架、主控芯片、中央发动机、差速器组件、转向电机和多个旋翼。中央发动机作为单一动力源将轴功传递至差速器组件，差速器组件将中央发动机输出的轴功传递至各个旋翼，从而使各个旋翼达到相应的转速。本申请中转向电机设置于机架，且中央发动机的主轴与转向电机的主轴重合，通过主控芯片对转向电机和中央发动机的控制，可以使得多旋翼航空器灵活改变航向实现姿态调整。单一动力源驱动的多旋翼航空器在主控芯片的控制下，通过差速器组件和转向电机的控制可以实现灵活的姿态调整。因此，本申请能够提高单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制性能，实现航空器姿态的灵活调整。本申请同时还提供了一种航空器控制方法、一种航空器控制系统及一种存储介质，具有上述有益效果，在此不再赘述。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例，下面将对实施例中所需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例所提供的一种单一动力源驱动的多旋翼航空器的结构示意图；
图2为本申请实施例所提供的一种分布式四旋翼航空器的外观示意图；
图3为本申请实施例所提供的一种分布式四旋翼航空器的结构框图；
图4为本申请实施例所提供的一种燃油发动机产生单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制系统结构框图；
图5为本申请实施例所提供的一种励磁制动器的结构示意图；
图6为本申请实施例所提供的一种偏航-动力控制模块的结构示意图；
图7为本申请实施例所提供的一种偏航-动力控制模块的控制方法的流程图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
下面请参见图1，图1为本申请实施例所提供的一种单一动力源驱动的多旋翼航空器的结构示意图。
所述单一动力源驱动的多旋翼航空器，包括：机架、主控芯片、中央发动机、差速器组件、转向电机和多个旋翼。上述主控芯片、中央发动机、差速器组件和转向电机可以均设置于机架的相应位置。上述转向电机铰接于所述机架。
机架是多旋翼航空器的支撑结构，确保各部件的稳定性和安全性。主控芯片负责控制各部件的协调运作。中央发动机作为单一动力源，提供多旋翼航空器运动所需的驱动力。差速器组件用于实现动力的分配与调整，确保旋翼能够按照需要转动。转向电机用于控制多旋翼航空器的合外力矩，实现水平方向的姿态调整。多个旋翼用于为多旋翼航空器提供升力，并可以通过差速器组件的调整实现垂直方向的姿态控制。
上述差速器组件分别与所述中央发动机和多个所述旋翼连接，所述差速器组件用于将所述中央发动机输出的轴功传递至所述旋翼，所述转向电机设置于所述机架，所述转向电机的主轴与所述中央发动机的主轴重合。具体的，上述中央发动机的输出端与差速器组件的输入端连接，差速器组件的输出端与旋翼连接，中央发动机用于将轴功传递至差速器组件，差速器组件将接收到的轴功传递至旋翼，以便驱动旋翼转动。上述中央发动机可以为燃气涡轮发动机，也可以为电力发动机。上述差速器组件可以包括多级差速器，以便为多个旋翼传递轴功。作为一种可行的实施方式，上述转向电机的主轴、中央发动机的主轴与机身轴线重合，上述机身轴线为：经过机架中心的竖直方向的线。
差速器组件用于将中央发动机输出的轴功传递至各个旋翼，通过差速器组件的调整，可以实现各个旋翼转速的差异，从而控制多旋翼航空器的运动。这种差异化的动力分配使得航空器能够在垂直方向上实现更精细的姿态控制。转向电机与中央发动机的主轴重合，这保证了航空器在水平方向上的稳定性。通过主控芯片对转向电机的控制，航空器可以灵活地调整航向，实现水平方向的姿态调整。主控芯片可以控制中央发动机的转速，为航空器提供稳定的动力，还可以实时调整差速器组件和转向电机的运作，从而实现对航空器姿态的精确控制。主控芯片可以根据接收到的指令调整转向电机和/或中央发动机的转速。转向电机对机架产生的力矩方向与中央发动机对机架产生的力矩方向相反，因此通过调节转向电机转速，可以改变多旋翼航空器的姿态，进而实现悬停或偏航。
本实施例中的主控芯片分别与所述中央发动机和所述转向电机连接，用于控制所述中央发动机和所述转向电机的转速。具体的，主控芯片通过控制中央发动机的转速实现对旋翼转速的调整，使得多旋翼航空器上升、下降或悬停。由于转向电机的主轴与中央发动机的主轴重合，主控芯片通过控制转向电机的转速可以改变转向电机输出的力矩。若主控芯片控制转向电机与中央发动机的力矩抵消，可以保证多旋翼航空器在水平方向上的稳定性；若主控芯片控制控制转向电机与中央发动机的合力矩不为0，可以使得多旋翼航空器的航向角改变，从而实现了水平发向上的姿态调整。
本实施例提供的单一动力源驱动的多旋翼航空器包括：机架、主控芯片、中央发动机、差速器组件、转向电机和多个旋翼。中央发动机作为单一动力源将轴功传递至差速器组件，差速器组件将中央发动机输出的轴功传递至各个旋翼，从而使各个旋翼达到相应的转速。本实施例中转向电机设置于机架，且中央发动机的主轴与转向电机的主轴重合，通过主控芯片对转向电机和中央发动机的控制，可以使得多旋翼航空器灵活改变航向实现姿态调整。单一动力源驱动的多旋翼航空器在主控芯片的控制下，通过差速器组件和转向电机的控制可以实现灵活的姿态调整。因此，本实施例能够提高单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制性能，实现航空器姿态的灵活调整。
作为对于图1对应实施例的进一步介绍，上述多旋翼航空器还包括制动器，该制动器设置于所述机架，且该制动器与主控芯片连接。制动器的制动对象为旋翼，每一旋翼均可以有其对应的制动器。控制芯片可以向制动器发送制动指令。主控芯片可以向制动器发送制动指令，以便制动器阻止旋翼转动，即制动器可以根据所述主控芯片的指令对所述旋翼进行制动减速。
请参见图2，图2为本申请实施例所提供的一种分布式四旋翼航空器的外观示意图，该分布式四旋翼航空器为单一动力源驱动的多旋翼航空器，四旋翼航空器的所述差速器组件包括中央差速器、右侧差速器和左侧差速器，所述旋翼包括第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼和第四旋翼。
图2中，201表示中央发动机，202表示转向电机，203表示励磁制动器(即，励磁涡流制动器，又称电励磁式涡流制动器)。励磁制动器中背铁与导体板组成的制动器基体与机身固定，铁心以法兰盘形式铰接与传动轴并随轴等速转动。204表示中央差速器，205表示左差速器，206表示右差速器，207a表示第一旋翼，207b表示第二旋翼，207c表示第三旋翼，207d表示第四旋翼，其中由于旋翼与分布式差速器相连，旋翼转速改变对机身并不产生相应的偏航力矩。
本方案中，中央差速器204的输入轴与所述中央发动机201连接，用于将所述中央发动机201输出的轴功传递至所述右侧差速器205的输入轴和所述左侧差速器206的输入轴。
右侧差速器206包括第一输出轴和第二输出轴；所述右侧差速器206的第一输出轴与所述第一旋翼207a连接，用于驱动所述第一旋翼207a转动；所述右侧差速器206的第二输出轴与所述第二旋翼207b连接，用于驱动所述第二旋翼207b转动。
左侧差速器205包括第一输出轴和第二输出轴；所述左侧差速器205的第一输出轴与所述第三旋翼207c连接，用于驱动所述第三旋翼207c转动；所述左侧差速器205的第二输出轴与所述第四旋翼207d连接，用于驱动所述第四旋翼207d转动。
上述分布式四旋翼航空器还包括设置于所述机架的第一励磁制动器、第二励磁制动器、第三励磁制动器和第四励磁制动器；励磁制动器包括定子和转子。所述第一励磁制动器、所述第二励磁制动器、所述第三励磁制动器和所述第四励磁制动器的定子均固定于所述机架。所述第一励磁制动器的转子铰接于所述右侧差速器的第一输出轴并同步转动；所述第二励磁制动器的转子铰接于所述右侧差速器的第二输出轴并同步转动；所述第三励磁制动器的转子铰接于所述左侧差速器的第一输出轴并同步转动；所述第四励磁制动器的转子铰接于所述左侧差速器的第二输出轴并同步转动。上述励磁制动器的转子固定于左、右侧差速器的输出轴，左、右侧差速器的输出轴驱动旋翼转动，励磁制动器开始制动时，可以阻止差速器的输出轴转动，进而实现旋翼的制动减速。
请参见图3，图3为本申请实施例所提供的一种分布式四旋翼航空器的结构框图，图中示出了中央发动机、中央差速器、左侧差速器、右侧差速器、第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼、第四旋翼、第一励磁制动器、第二励磁制动器、第三励磁制动器和第四励磁制动器的连接关系和轴功传递方向。上述分布式四旋翼航空器还包括转向电机，该转向电机设置于机架的机身平台，转向电机的与中央发动机的主轴重合，且转向电机的力矩方向与中央发动机的力矩方向相反，故通过调节转向电机转速可以实现悬停或偏航。
上述多旋翼航空器还包括与所述主控芯片连接的惯性测量单元。所述惯性测量单元包括三轴陀螺仪、三轴磁力计和三轴加速度计。上述多旋翼航空器还包括与所述主控芯片连接的气压高度计。
作为一种可行的实施例，每一旋翼上均设置有转速检测器，每一转速检测器分别与主控芯片连接，主控芯片可以根据转速检测器采集的实际转速与预期转速进行比较，并将比较结果通过有线或无线的方式传输至其他设备(如显示器、控制端等)。
本申请实施例所提供的一种航空器控制方法，该控制方法可以应用于上述任一种单一动力源驱动的多旋翼航空器中的主控芯片，该航空器控制方法包括如下步骤：
步骤1：接收控制指令，并根据所述控制指令确定所述多旋翼航空器的目标运动状态；
其中，主控芯片可以接收控制端(如遥控手柄、智能手机等)传输的控制指令，通过对控制指令进行解析，以便确定多旋翼航空器的目标运动状态。上述目标运动状态为需要多旋翼航空器达到的运动状态。上述目标运动状态可以为垂直运动状态、偏航运动状态、俯仰运动状态和翻滚运动状态中的任一状态，上述垂直运动状态可以包括升降运动状态和悬停状态中的任一状态。升降运动状态为多旋翼航空器在竖直方向上升或下降的运动状态，悬停状态为多旋翼航空器在竖直方向保持悬停的运动状态。偏航运动状态为多旋翼航空器绕机体坐标系竖轴进行旋转运动的状态。偏航运动的主要参数包括偏航角、偏航角速度以及偏航角加速度。俯仰运动状态为多旋翼航空器进行俯仰运动改变俯仰角的状态，翻滚运动状态为多旋翼航空器进行翻滚运动改变翻滚角的状态。
步骤2：若所述目标运动状态为垂直运动状态，则确定中央发动机的当前力矩，并根据所述中央发动机的当前力矩调节转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为0。
若步骤1确定的目标运动状态为垂直运动状态，则可以确定中央发动机的当前力矩，进而根据所述中央发动机的当前力矩调节转向电机的转速。作为一种可行的实施方式，本实施例可以根据中央发动机的当前力矩确定使得多旋翼航空器的合外力矩为0的目标力矩，进而调节转向电机的转速以使转向电机的力矩达到上述目标力矩，即使得中央发动机与转向电机的力矩大小相等方向相反。
步骤3：若所述目标运动状态为偏航运动状态，则确定目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩，并根据所述目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩调节所述转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为所述目标偏航力矩。
若步骤1确定的目标运动状态为偏航运动状态，则可以确定该偏航运动状态对应的目标偏航力矩，还可以确定中央发动机的当前力矩，从而根据目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩调节所述转向电机的转速。作为一种可行的实施方式，可以根据中央发动机的当前力矩确定使得多旋翼航空器的合外力矩达到目标偏航力矩的目标力矩，进而调节转向电机的转速以使转向电机的力矩达到上述目标力矩。
本实施例中的主控芯片分别与所述中央发动机和所述转向电机连接，用于控制所述中央发动机和所述转向电机的转速。具体的，主控芯片通过控制中央发动机的转速实现对旋翼转速的调整，使得多旋翼航空器上升、下降或悬停。由于转向电机的主轴与中央发动机的主轴重合，主控芯片通过控制转向电机的转速可以改变转向电机输出的力矩。若主控芯片控制转向电机与中央发动机的力矩抵消，可以保证多旋翼航空器在水平方向上的稳定性；若主控芯片控制控制转向电机与中央发动机的合力矩不为0，可以使得多旋翼航空器的航向角改变，从而实现了水平发向上的姿态调整。
作为对于图1对应实施例的进一步介绍，若所述多旋翼航空器包括每一所述旋翼对应的制动器，则还可以通过以下方式控制多旋翼航空器的姿态：
若所述目标运动状态为俯仰运动状态，则确定被控旋翼，并向被控旋翼对应的制动器发送制动指令，以使所述多旋翼航空器进行俯仰运动。具体的，本实施例可以确定该俯仰运动状态对应的被控旋翼，如第一旋翼和第三旋翼，或者第二旋翼和第四旋翼。通过对被控旋翼进行制动减速，可以实现俯仰运动。
若所述目标运动状态为翻滚运动状态，则确定被控旋翼，并向被控旋翼对应的制动器发送制动指令，以使所述多旋翼航空器进行翻滚运动。在进行俯仰运动或翻滚运动的过程中，转向电机的转速保持原状态不改变，中央发动机的转速也可以保持原状态不改变。
具体的，本实施例可以确定该翻滚运动状态对应的被控旋翼，如第一旋翼和第二旋翼，或者第三旋翼和第四旋翼。通过对被控旋翼进行制动减速，可以实现翻滚运动。
下面通过在实际应用中的实施例说明上述实施例描述的流程。
多旋翼航空器机因其机动性强、控制灵活、可垂直起降等优点在诸多领域得到广泛应用。但是电动多旋翼航空器机在采用电池储能装置时存在的续航短、载重小、动力弱等问题较为突出，限制航空器机在多个项目领域的发展，因此研究一款可实现长续航能力的航空器多旋翼航行器是十分有必要的。若采用传统高热值的燃气涡轮发动机可以明显提高航空器机的续航以及动力能力。目前，油动航空器的布局设计技术比较成熟，利用燃油发动机驱动的航空器，续航时间很长，但是控制性能不是最优；利用单一燃油动力源驱动的航空器，动力能力很强，但控制性能不好；利用电驱动的航空器，机动性能很好，但是巡航性能不好。
针对上述相关技术存在的技术问题，本申请实施例提供一种单一燃油动力源驱动的分布式多旋翼航空器飞行姿态的控制方法，以便提高多旋翼航空器飞行姿态控制性能。
本实施例提供一种靠燃油发动机产生单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制方案，本方案的思路如下：单一动力源获取于燃气涡轮(中央发动机)，经两级差速器传递给四个旋翼；若只需完成横滚/俯仰控制，则通过励磁制动器对被控旋翼制动减速到阈值转速，两级差速器承载不同旋翼的转速差；若是垂直运动控制，在升降运动和悬停时，保持中央发动机和转向电机对机身的合外力矩抵消，根据运动状态需求改变中央发动机转速进而同时改变四个旋翼的转速，实现升/降与悬停；若是偏航运动控制，改变转向电机的转速，获得与中央发动机不为零的合外力矩完成姿态调整。本实施例能够提高航空器巡航时机动特性和安全特性。
本实施例所应用的单一燃油动力驱动的多旋翼航空器的被控元件包括：中央发动机(如，燃气涡轮发动机)、转向电机、中央差速器、左侧差速器、右侧差速器、励磁制动器和旋翼。
请参见图4，图4为本申请实施例所提供的一种燃油发动机产生单一动力源驱动的多旋翼航空器的控制系统结构框图，该航空器包括电源、主控芯片、高度传感器、接口设备、气压高度计、转向电机、中央发动机、励磁制动器1～4、第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼、第四旋翼和惯性测量单元。惯性测量单元包括三轴陀螺仪、三轴磁力计和三轴加速度计。中央发动机产生轴功，通过中央差速器输出给左侧差速器和右侧差速器，给左侧差速器和右侧差速器把动力分别传递至第一至第四旋翼，通过飞行状态的需求，由制动器对对应旋翼制动进行减速，由差速器承载各旋翼产生的不同转速差，实现俯仰/滚转运动控制；由改变转向电机转速获得与中央发动机不为零的合外力矩完成偏航运动控制；由中央发动机和转向电机对机身外力矩抵消，根据飞行状态需求改变中央发动机转速进而同时改变四个旋翼的转速实现升/降与悬停。
请参见图5，图5为本申请实施例所提供的一种励磁制动器的结构示意图，励磁制动器包括励磁绕组、初级铁心、导体板和背铁。励磁制动器的制动原理为：由导体板与初级铁心相对运动感应出涡流，并与励磁磁场相互作用产生制动力矩对旋翼进行制动减速，通过调节励磁电流，即可方便地控制制动力矩的大小。基于以上原理，通过制动装置动态调节旋翼和转向电机转速，实现燃油发动机产生单一动力源驱动的航空器在俯仰/滚转运动等的姿态控制，以保证航空器在航行时的稳定性能和机动性能。
多旋翼航空器的单一动力源获取于燃气涡轮(中央发动机)，动力经两级差速器传递给四个旋翼；若只需完成横滚/俯仰控制，则通过励磁制动器对被控旋翼制动减速到阈值转速，两级差速器承载不同旋翼的转速差，由旋翼结构与励磁制动器组工作状态得到电压平衡方程与动量平衡方程，故所述励磁制动器的表达式如下：
其中，Lm为电枢上的等效电感，u为电枢上的控制电压，Re为电枢的等效电阻，ω为基体同传动轴的转动角速度，Ke为反动电动势，Ke·ω为电压量纲，Jm为轴上的等效转动惯量，Km·i＝Mm为励磁制动器的制动力矩，Km为励磁力矩系数，i表示流过励磁制动器线圈的电流，t表示时间。下面分析制动力矩Mm和励磁力矩系数Km大小及影响因素：间隙磁感应强度Bδ实际波形呈半周期为τ的分段函数，最后的制动力矩大小与制动器磁极对数P，初级铁心厚度lδ，间隙磁感应强度周期τ成正比；与导体板电导率σc，初/次级相对速度v，导体板厚度c，空气磁导率μ0有关且为非线性；且受初/次级之间的励磁磁场正对面积S，励磁绕组匝数N，铁心磁阻Rs影响；Mload为制动部分的负载力矩，B为粘滞阻尼系数，Mload为负载力矩，与ω有关且为非线性；k1为角速度系数，k2为电压系数，k3为附加系数，表示转动角速度ω的导数。
若进行垂直运动控制，在升降运动和悬停时，保持中央发动机和转向电机对机身的合外力矩抵消，根据运动状态需求改变中央发动机转速进而同时改变四个旋翼的转速，实现升/降与悬停，机体在垂直运动中受到的外力矩Uver计算式如下：
Uver＝k'×kr×(Ω1 2+Ω2 2+Ω3 2+Ω4 2)；
其中，k'为结构传动效率系数，kr为综合升力系数。Ω1、Ω2、Ω3、Ω4分别为四个旋翼的转速。
主控芯片可以向偏航控制装置发出指令，改变转向电机的转速，保持中央发动机不受影响。具体的若进行偏航运动控制，可以改变转向电机的转速，获得与中央发动机不为零的合外力矩完成姿态调整，偏航运动中，机体受到外力矩Uyaw的表达式如下：
Uyaw＝kq×(Ω0 2-Ω5 2)；
其中，kq为偏航需要的综合扭力系数，Ω0为中央发动机的转速，Ω5为转向电机的转速。
航空器恢复悬停状态时包括如下步骤：控制励磁制动器转换至正常状态(即未对旋翼进行制动的状态)，控制航空器转向电机转换至正常悬停状态。作为一种可行的实施方式，根据用户发出指令，飞行控制系统可以判断飞行时的状态是否发生转换，若否则状态保持不变，若是则改变航空器的飞行状态。
航空器由悬停状态转换为俯仰/滚转状态时包括如下步骤：驱动制动装置对被控旋翼制动减速到阈值转速，两级差速器承载不同旋翼的转速差，控制航空器由悬停状态转换为俯仰/滚转状态。
上述制动装置包括励磁制动器和差速器的输出轴，所述制动装置铰接配合于机架内，所述励磁制动器转动连接于机架和差速器输出轴杆之间。所述偏航-动力控制模块包括中央发动机和转向电机，所述旋翼结构与差速器左/右相连。
中央发动机连接于中央差速器，旋翼不与机架直接接触，对机架无偏航力矩产生。所述转向电机铰接配合于机架，转向电机和中央发动机配合共轴线，且关于机身轴线呈对称分布。
励磁制动器的结构中，背铁与导体板组成的制动器基体与机身固定为定子，铁心以法兰盘形式铰接与传动轴并随轴等速转动为转子，制动器的初级与次级之间保留一定的间隙，导体板与初级铁心相对运动感应出涡流，并与励磁磁场相互作用产生制动力矩对旋翼进行制动减速，通过调节励磁电流，即可控制制动力矩的大小。
航空器进行垂直运动时包括如下步骤：
由用户发出指令，飞行控制系统接收后判断航空器是否由悬停状态转换为升/降运动，若否则状态保持不变，若是则改变航空器的飞行状态。
主控芯片可以发出指令，控制中央发动机和转向电机对机身的合外力矩作用抵消，根据运动状态需求改变中央发动机转速进而同时改变四个旋翼的转速，实现升/降与悬停。具体的，本实施例可以判断航空器是否由悬停状态转换为升/降运动，若否则状态保持不变，若是则改变航空器的飞行状态；驱动中央发动机，偏航-动力控制模块向动力控制装置发出指令，控制中央发动机和转向电机对机身的合外力矩作用抵消。请参见图6，图6为本申请实施例所提供的一种偏航-动力控制模块的结构示意图，图中示出了中央发动机、输出轴、转向电机的位置关系，转向点击包括转子、定子和输出轴。请参见图7，图7为本申请实施例所提供的一种偏航-动力控制模块的控制方法的流程图，其过程如下：判断航空器是否进行起飞或降落，若是则判断航空器是否需要上升，若需要上升则n1增加并控制t1＝t2，若不需要上升则n1减少t1＝t2。若航空器不进行起飞或降落，则判断航空器是否悬停，若悬停则控制n1不变t1＝t2。若不悬停，则判断是否顺时针偏航，若是则n1不变n2增加，若否则n1不变n2减少。上述n1表示中央发动机的转速，n2表示转向电机的转速，t1为中央发动机的力矩，t2为转向电机的力矩。
航空器进行偏航运动时包括如下步骤：偏航-动力控制模块向偏航控制装置发出指令，改变转向电机的转速，保持中央发动机不受影响，获得与中央发动机不为零的合外力矩，完成姿态调整。
航空器恢复悬停状态时包括如下步骤：控制励磁制动器由开始制动状态转换至停止工作状态，控制航空器转向电机转换至悬停状态。
航空器的航行状态信息获取终端包括地面接收装置和航空器内置处理器，所述地面接收装置内设有地面信号接收单元、地面信号发射与处理单元，所述航空器内置处理器包括空中信号接收单元、空中信号发射单元。
上述实施例通过制动装置和偏航-动力控制模块的设计，动态调节旋翼和转向电机转速，实现燃油发动机产生单一动力源驱动的航空器在悬停、升/降、偏航等的姿态控制，以保证航空器在航行时的稳定性能和机动性能。
本实施例采用中央发动机提供单一燃油动力源，能够明显提高航空器机动性能、载荷能力、续航时间的特点。本实施例提出将励磁制动器应用在制动航空器的思路，考虑到无人机轻质量化、体积小巧、减速响应快速的特点，采用电磁式制动器满足制动需求，且相比于传统的粘滞性、粘弹性质的制动器，电磁涡流制动器的初级与次级之间并不互相接触，所以具有更为可靠、使用寿命更长的特点。本实施例提出将偏航-动力控制模块应用在单一动力源驱动的多旋翼航空器，相比其他复杂的单一动力源驱动的航空器实现偏航姿态转换的方法，本方案具有结构更简单，可行性更高，控制信号传递更直接，适用场景更广，响应更快的特点。
本申请实施例还提供的一种航空器控制系统，该系统应用于上述的单一动力源驱动的多旋翼航空器中的主控芯片，包括：
指令分析模块，用于接收控制指令，并根据所述控制指令确定所述多旋翼航空器的目标运动状态；
垂直运动控制模块，用于若所述目标运动状态为垂直运动状态，则确定中央发动机的当前力矩，并根据所述中央发动机的当前力矩调节转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为0；其中，所述垂直运动状态包括升降运动状态或悬停状态；
偏航运动控制模块，用于若所述目标运动状态为偏航运动状态，则确定目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩，并根据所述目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩调节所述转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为所述目标偏航力矩。
本实施例中的主控芯片分别与所述中央发动机和所述转向电机连接，用于控制所述中央发动机和所述转向电机的转速。具体的，主控芯片通过控制中央发动机的转速实现对旋翼转速的调整，使得多旋翼航空器上升、下降或悬停。由于转向电机的主轴与中央发动机的主轴重合，主控芯片通过控制转向电机的转速可以改变转向电机输出的力矩。若主控芯片控制转向电机与中央发动机的力矩抵消，可以保证多旋翼航空器在水平方向上的稳定性；若主控芯片控制控制转向电机与中央发动机的合力矩不为0，可以使得多旋翼航空器的航向角改变，从而实现了水平发向上的姿态调整。
进一步的，还包括：
俯仰及翻滚控制模块，用于若所述目标运动状态为俯仰运动状态或翻滚运动状态，则确定被控旋翼，并向被控旋翼对应的制动器发送制动指令，以使所述多旋翼航空器进行俯仰运动或翻滚运动。
由于系统部分的实施例与方法部分的实施例相互对应，因此系统部分的实施例请参见方法部分的实施例的描述，这里暂不赘述。
本申请还提供了一种存储介质，其上存有计算机程序，该计算机程序被执行时可以实现上述实施例所提供的步骤。该存储介质可以包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以对本申请进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本申请权利要求的保护范围内。
还需要说明的是，在本说明书中，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。在没有更多限制的状况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

Claims (10)

1.一种单一动力源驱动的多旋翼航空器，其特征在于，包括：机架、主控芯片、中央发动机、差速器组件、转向电机和多个旋翼；
所述差速器组件分别与所述中央发动机和多个所述旋翼连接，所述差速器组件用于将所述中央发动机输出的轴功传递至所述旋翼，所述转向电机设置于所述机架，所述转向电机与所述中央发动机的主轴重合；
所述主控芯片分别与所述中央发动机和所述转向电机连接，用于控制所述中央发动机和所述转向电机的转速。
2.根据权利要求1所述单一动力源驱动的多旋翼航空器，其特征在于，还包括：
设置于所述机架且与所述主控芯片连接的制动器，用于根据所述主控芯片的指令对所述旋翼进行制动减速。
3.根据权利要求1所述单一动力源驱动的多旋翼航空器，其特征在于，所述差速器组件包括中央差速器、右侧差速器和左侧差速器，所述旋翼包括第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼和第四旋翼；
所述中央差速器的输入轴与所述中央发动机连接，用于将所述中央发动机输出的轴功传递至所述右侧差速器和所述左侧差速器的输入轴；
所述右侧差速器的第一输出轴与所述第一旋翼连接，用于驱动所述第一旋翼转动；
所述右侧差速器的第二输出轴与所述第二旋翼连接，用于驱动所述第二旋翼转动；
所述左侧差速器的第一输出轴与所述第三旋翼连接，用于驱动所述第三旋翼转动；
所述左侧差速器的第二输出轴与所述第四旋翼连接，用于驱动所述第四旋翼转动。
4.根据权利要求3所述单一动力源驱动的多旋翼航空器，其特征在于，还包括设置于所述机架的第一励磁制动器、第二励磁制动器、第三励磁制动器和第四励磁制动器；
其中，所述第一励磁制动器的转子铰接于所述右侧差速器的第一输出轴并同步转动；所述第二励磁制动器的转子铰接于所述右侧差速器的第二输出轴并同步转动；所述第三励磁制动器的转子铰接于所述左侧差速器的第一输出轴并同步转动；所述第四励磁制动器的转子铰接于所述左侧差速器的第二输出轴并同步转动。
5.根据权利要求4所述单一动力源驱动的多旋翼航空器，其特征在于，所述第一励磁制动器、所述第二励磁制动器、所述第三励磁制动器和所述第四励磁制动器的定子均固定于所述机架。
6.一种航空器控制方法，其特征在于，应用于权利要求1至5任一项所述的单一动力源驱动的多旋翼航空器中的主控芯片，包括：
接收控制指令，并根据所述控制指令确定所述多旋翼航空器的目标运动状态；
若所述目标运动状态为垂直运动状态，则确定中央发动机的当前力矩，并根据所述中央发动机的当前力矩调节转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为0；其中，所述垂直运动状态包括升降运动状态或悬停状态；
若所述目标运动状态为偏航运动状态，则确定目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩，并根据所述目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩调节所述转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为所述目标偏航力矩。
7.根据权利要求6所述航空器控制方法，其特征在于，若所述多旋翼航空器包括每一所述旋翼对应的制动器，则所述航空器控制方法还包括：
若所述目标运动状态为俯仰运动状态或翻滚运动状态，则确定被控旋翼，并向被控旋翼对应的制动器发送制动指令，以使所述多旋翼航空器进行俯仰运动或翻滚运动。
8.一种航空器控制系统，其特征在于，应用于权利要求1至5任一项所述的单一动力源驱动的多旋翼航空器中的主控芯片，包括：
指令分析模块，用于接收控制指令，并根据所述控制指令确定所述多旋翼航空器的目标运动状态；
垂直运动控制模块，用于若所述目标运动状态为垂直运动状态，则确定中央发动机的当前力矩，并根据所述中央发动机的当前力矩调节转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为0；其中，所述垂直运动状态包括升降运动状态或悬停状态；
偏航运动控制模块，用于若所述目标运动状态为偏航运动状态，则确定目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩，并根据所述目标偏航力矩和所述中央发动机的当前力矩调节所述转向电机的转速，以使所述多旋翼航空器的合外力矩为所述目标偏航力矩。
9.根据权利要求8所述航空器控制系统，其特征在于，还包括：
俯仰及翻滚控制模块，用于若所述目标运动状态为俯仰运动状态或翻滚运动状态，则确定被控旋翼，并向被控旋翼对应的制动器发送制动指令，以使所述多旋翼航空器进行俯仰运动或翻滚运动。
10.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质中存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令被处理器加载并执行时，实现如权利要求6或7任一项所述航空器控制方法的步骤。
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