CN203291517U - 模型飞机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种模型飞机，其包括一实时检测所述模型飞机处的气体压强的气压传感器及一控制装置，所述气压传感器用于将所述气体压强传输至所述控制装置，所述控制装置用于通过所述气体压强计算出所述模型飞机的飞行高度，并与一高度值进行比较且在检测到所述飞行高度小于或等于所述高度值时，控制所述模型飞机进入一保护模式，所述保护模式用于控制所述模型飞机的飞行姿态以使得所述模型飞机保持飞行。本实用新型能够实时检测出模型飞机的飞行姿态、航向数据、飞行高度等飞行数据，进而发出控制信号自动控制模型飞机调整飞行姿态。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种模型飞机，特别是涉及一种能够根据检测装置以及气压传感器测得的飞行数据来对飞行姿态进行实时自动控制的模型飞机。
背景技术
随着航模运动的普及和推广，模型飞机爱好者的数量在近几年也在激增。而现有的模型飞机基本都不带有自动控制功能，所以如果是初学者练习飞行，很容易在控制模型飞机起飞和降落的时候，由于操控不当，导致模型飞机摔在地上，所以很容易摔坏模型飞机。这样，会严重影响到初学者的飞行练习，导致初学者感觉到很难上手，进而也影响到了航模这项运动在大众中的进一步普及。
实用新型内容
本实用新型要解决的技术问题是为了克服现有技术中模型飞机都不带有自动控制功能，导致初学者由于操作控制不当会很容易摔坏模型飞机的缺陷，提供一种能够根据检测装置以及气压传感器测得的飞行数据来对飞行姿态进行实时自动控制的模型飞机。
本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
本实用新型提供了一种模型飞机，其特点在于，其包括一实时检测所述模型飞机处的气体压强的气压传感器及一控制装置，所述气压传感器用于将所述气体压强传输至所述控制装置，所述控制装置用于通过所述气体压强计算出所述模型飞机的飞行高度，并与一高度值进行比较且在检测到所述飞行高度小于或等于所述高度值时，控制所述模型飞机进入一保护模式，所述保护模式用于控制所述模型飞机的飞行姿态以使得所述模型飞机保持飞行。
利用所述气压传感器可以实时检测出作用于所述模型飞机所处位置的气体压强，进而所述控制装置就能够根据所述气体压强计算出所述模型飞机的飞行高度，具体可通过所述气压传感器检测出的当前气体压强与所述模型飞机刚起飞时的气体压强的对比计算出所述模型飞机的相对飞行高度。
接着，所述控制装置就会对所述飞行高度进行检测，并根据不同的飞行高度，再结合用户的操控情况，来向所述模型飞机发送控制信号，以自动控制所述模型飞机进入保护模式，实时控制所述模型飞机的飞行姿态以保持飞行。而所述飞行姿态则包括所述模型飞机的上升、下降及转向等，这属于本领域的公知常识，在此就不再赘述。其中所述保护模式能够使得所述模型飞机能够拒绝执行外部遥控信号中某些可能会导致模型飞机发生事故的操作，进而防止所述模型飞机坠机，保证了模型飞机的飞行安全。
其中，所述控制装置的具体功能可以由一个单片机来提供并实现。
较佳地，当所述控制装置检测出所述飞行高度小于或等于一第一高度阈值时，所述保护模式用于控制所述模型飞机在第一状态下飞行；
当所述控制装置检测出所述飞行高度大于所述第一高度阈值且小于或等于一第二高度阈值时，所述保护模式用于控制模型飞机在第二状态下飞行；
当所述控制装置检测出所述飞行高度大于所述第二高度阈值时，所述保护模式用于控制模型飞机在第三状态下飞行；
所述控制装置自动控制模型飞机的程度按照从所述第一状态到所述第二状态到所述第三状态的顺序依次减弱。
具体地，当所述控制装置检测出所述飞行高度小于或等于一第一高度阈值时，所述保护模式可以控制所述模型飞机的俯仰角的取值为大于或等于0度，控制所述模型飞机的侧倾角的取值为-20度到20度，并控制所述模型飞机的下降速度小于或等于1m/s，即上述的控制所述模型飞机在第一状态下飞行；
其中，当所述飞行高度过低时（即小于或等于所述第一高度阈值时），会对所述模型飞机进行严格的控制，而用户的人工控制的自由度则大大减小。控制所述俯仰角大于或等于0度，即能够控制所述模型飞机只上升或者保持水平飞行而不会下降，这样也就避免了用户利用遥控器控制所述模型飞机下降而导致所述模型飞机坠落。而所述俯仰角的最大取值则为在能够保证所述模型飞机正常飞行的情况下的最大值，这属于本领域的公知常识，在此就不再赘述。而所述控制装置可以通过控制所述模型飞机的角加速度及重力加速度来实现上述的控制。
当所述控制装置检测出所述飞行高度大于所述第一高度阈值且小于或等于一第二高度阈值时，所述保护模式用于控制所述俯仰角的取值为大于或等于-10度，控制所述侧倾角的取值为-45度到45度，并控制所述下降速度小于或等于3m/s；
当所述模型飞机的飞行高度大于所述第一高度阈值且小于或等于一第二高度阈值时，则允许用户通过遥控器对所述模型飞机的飞行姿态进行一定范围的控制，允许控制所述模型飞机下降，但是对下降角度及下降速度的取值都会有限制。
当所述控制装置检测出所述飞行高度大于所述第二高度阈值时，所述保护模式用于控制所述俯仰角的取值为大于或等于-30度，所述高度值大于所述第二高度阈值，即上述的控制所述模型飞机在第二状态下飞行。
当所述模型飞机的飞行高度大于所述第二高度阈值时，用户对所述模型飞机的飞行姿态的控制自由度会大大增加，可以允许用户通过遥控器对所述模型飞机的下降角度及下降速度在相对较大的取值范围内进行比较自由的控制，即上述的控制所述模型飞机在第三状态下飞行。
而上述的俯仰角及侧倾角的取值可以根据实际情况进行设置。
较佳地，在所述第一状态下，所述控制装置控制所述模型飞机的下降速度小于或等于一第一速度值；
在所述第二状态下，所述控制装置控制所述模型飞机的下降速度小于或等于一第二速度值；
所述第二速度值大于所述第一速度值。
较佳地，所述第一高度阈值为10米，所述第二高度阈值为30米。
较佳地，所述控制装置包括检测装置及处理装置，所述检测装置包括一用于实时检测所述模型飞机的角加速度的三轴角加速度传感器及一用于实时检测所述模型飞机的三轴重力加速度的重力传感器，所述处理装置用于接收所述检测装置的检测结果并对所述检测结果进行运算以获得所述模型飞机的飞行信息。
利用所述检测装置检测到的数据通过计算就可以获得所述模型飞机的飞行信息，具体地，所述三轴角加速度传感器能够实时检测所述模型飞机的角加速度，进而所述处理装置能够根据所述角加速度计算出所述模型飞机在各个坐标轴方向上的转动角度，所述三轴重力传感器则能够实时检测所述模型飞机的三轴重力加速度，进而所述处理装置能够根据所述三轴重力加速度计算出所述模型飞机的实时的重力方向。从而最终根据计算出的所述模型飞机在各个坐标轴方向上的转动角度以及所述模型飞机的实时的重力方向，所述处理装置就能够通过计算来获得所述模型飞机的实时的飞行信息。
同样，根据所述处理装置就计算出的所述飞行信息，所述控制装置就会根据不同的飞行信息，再结合用户的操控情况，来向所述模型飞机发送所述控制信号，以自动控制所述模型飞机实时调整飞行姿态。进而防止所述模型飞机坠机，保证了模型飞机的飞行安全。
较佳地，所述检测装置还包括一用于实时检测所述模型飞机所处磁场的磁场方向的磁场传感器。
所述控制装置还用于调整所述磁场方向以控制所述模型飞机的飞行航向，进而控制所述模型飞机的飞行姿态。
其中，上述所述三轴角加速度传感器、所述重力传感器以及所述磁场传感器的具体功能可以由一个高度集成的九轴传感器来实现，也可以由三个单独的三轴传感器来实现。
较佳地，所述检测装置设置于所述模型飞机的中轴线上。
较佳地，所述检测装置设置于所述模型飞机的重心位置。所述模型飞机的重心都是位于所述中轴线上的，将所述检测装置设置于所述重心位置，就能够更加精确地检测所述模型飞机的飞行信息以及飞行航向数据。
当然，上述的所述检测装置的设置位置离上述的中轴线或者所述重心位置有些偏差也是可行的，只要能够保证测试的准确性和精度即可。
较佳地，所述控制装置设置于所述模型飞机的中轴线上。
较佳地，所述控制装置设置于所述模型飞机的重心位置。
较佳地，所述气压传感器设置于所述模型飞机的机腹上。
较佳地，所述气压传感器设置于所述检测装置上。
本实用新型的积极进步效果在于：本实用新型能够实时检测出模型飞机的飞行信息、航向数据、飞行高度等飞行数据，进而发出控制信号自动控制模型飞机调整飞行姿态，防止由于用户的操控不当导致模型飞机坠机，从而保证了模型飞机的飞行安全，降低了初学者练习模型飞机的难度，有利于航模运动在大众中的广泛普及和推广。
附图说明
图1为本实用新型的实施例1的模型飞机的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图给出本实用新型较佳实施例，以详细说明本实用新型的技术方案。
实施例1：
如图1所示，本实施例的模型飞机包括一设置于所述模型飞机的机腹上的气压传感器2以及一控制装置4，所述控制装置4包括一设置于所述模型飞机的重心位置的检测装置1以及一处理装置3。通过将所述检测装置1设置于所述重心位置，就能够更加精确地检测所述模型飞机的飞行姿态以及航向数据等各种飞行数据。其中，所述检测装置1包括一三轴角加速度传感器11、一重力传感器12以及一磁场传感器13，其中所述三轴角加速度传感器11能够实时检测所述模型飞机的角加速度，并且能够把所述角加速度发送至所述处理装置3，进而所述处理装置3能够根据所述角加速度计算出所述模型飞机在各个坐标轴方向上的转动角度；所述重力传感器12则能够实时检测所述模型飞机的三轴重力加速度，并且能够把所述三轴重力加速度发送至所述处理装置3，进而所述处理装置3就能够根据所述三轴重力加速度计算出所述模型飞机的实时的重力信息；所述磁场传感器13则能够实时检测出所述模型飞机的磁场方向，并且能够把所述磁场方向发送至所述处理装置3，进而所述处理装置3能够根据所述磁场方向计算出所述模型飞机的机头朝向，然后所述处理装置3就能够通过计算来获得所述模型飞机的实时的飞行姿态以及航向数据。
同时，利用所述气压传感器2则可以实时检测出作用于所述模型飞机所处位置的气体压强，并且能够把所述气体压强发送至所述处理装置3，进而所述处理装置3就能够根据所述气体压强计算出所述模型飞机的飞行高度，具体可通过所述气压传感器2检测出的当前气体压强与所述模型飞机刚起飞时的气体压强的对比计算出所述模型飞机的相对飞行高度。
所述控制装置4通过所述气体压强计算出所述模型飞机的飞行高度，并与一高度值进行比较且在检测到所述飞行高度小于或等于所述高度值时，控制所述模型飞机进入一保护模式，所述保护模式用于控制所述模型飞机的飞行姿态以使得所述模型飞机保持飞行。
接着，利用所述处理装置3计算出的所述飞行信息和航向数据以及飞行高度，所述控制装置4就能够根据不同的飞行信息、不同的航向数据以及不同的飞行高度，再结合用户的操控情况，来向所述模型飞机发送所述控制信号，以自动控制所述模型飞机实时调整飞行姿态。进而防止所述模型飞机坠机，保证了模型飞机的飞行安全。
其中，上述所述三轴角加速度传感器11、所述重力传感器12以及所述磁场传感器13的具体功能可以由一个高度集成的九轴传感器来实现，也可以由三个单独的三轴传感器来实现。因此，所述检测装置1在具体实施时可以是一个九轴传感器即可。
其中，在本实施例中，所述控制信号能够控制所述模型飞机的舵面，以控制所述模型飞机水平起飞以及水平降落。具体地，在所述模型飞机起飞时，所述检测装置1能够利用所述三轴角加速度传感器11实时检测出所述模型飞机的角加速度，而所述处理装置3对所述角加速度进行计算就能够得知所述模型飞机是何时朝何种方向被掷出去的，以及所述模型飞机的飞行姿态等都可以利用所述检测装置1检测出。
接着，所述控制装置4发出的控制信号就可以控制所述模型飞机的相关舵面以及动力，将所述模型飞机放平，机头保持一定角度就能够平稳起飞，同样，利用同样的原理采用同样的方式，就可以控制所述模型飞机降落的时候水平降落。采用这种自动控制的方式就可以有效避免由于用户的误操作导致的模型飞机的坠机，保证了模型飞机的飞行安全。
其中，所述处理装置3以及所述控制装置4的具体功能可以由一个单片机来提供并实现。所述控制装置4也可以设置于所述模型飞机的重心位置。而所述气压传感器2则可以设置于所述模型飞机的机腹上，或者，所述气压传感器2也可以设置于所述检测装置1上。
而与所述模型飞机的飞行姿态相关的控制可以预先存储在所述模型飞机的接收机中，并且可以通过接收机的通信接口由计算机、手机或者发射机等进行配置修改，接收机在接收到有发射机发出的飞行指令后，就能够产生控制信号控制所述模型飞机完成各种姿态的飞行。
实施例2：
如图1所示，本实施例的模型飞机同样包括一设置于所述模型飞机的机腹上的气压传感器2以及一控制装置4，所述控制装置4同样包括一设置于所述模型飞机的重心位置的检测装置1以及一处理装置3。
本实施例与实施例1的区别在于：在本实施例中，所述控制装置4发出的控制信号用于控制所述模型飞机保持一固定的飞行姿态飞行，在具体飞行的时候，可以设置成各种模式，如将所述模型飞机设置为自动寻找上升气流，然后保持固定的飞行姿态逐步爬升；也可以在所述模型飞机在空中飞行时，设置为自动调整到某种特技动作的起始状态，这样就可以让用户专注练习固定的特技动作，以帮助用户深入学习模型飞机的飞行技巧。
实施例3：
如图1所示，本实施例的模型飞机同样包括一设置于所述模型飞机的机腹上的气压传感器2以及一控制装置4，所述控制装置4同样包括一设置于所述模型飞机的重心位置的检测装置1以及一处理装置3。
本实施例与实施例1的区别在于：在本实施例中，所述控制装置4还能够对接收到的所述飞行高度进行检测，当所述控制装置4检测出所述飞行高度小于或等于一第一高度阈值时，所述保护模式控制所述模型飞机在第一状态下飞行；当所述控制装置4检测出所述飞行高度大于所述第一高度阈值且小于或等于一第二高度阈值时，所述保护模式控制模型飞机在第二状态下飞行；当所述控制装置4检测出所述飞行高度大于所述第二高度阈值时，所述保护模式控制模型飞机在第三状态下飞行；
所述控制装置4自动控制模型飞机的程度按照从所述第一状态到所述第二状态到所述第三状态的顺序依次减弱。
具体地，在所述第一状态下，所述控制装置4控制所述模型飞机的下降速度小于或等于一第一速度值；
在所述第二状态下，所述控制装置4控制所述模型飞机的下降速度小于或等于一第二速度值；
其中，所述第二速度值大于所述第一速度值。
在本实用新型的具体实施过程中，当所述控制装置4检测出所述飞行高度小于或等于一第一高度阈值时，所述保护模式用于控制所述模型飞机的俯仰角的取值为大于或等于0度，控制所述模型飞机的侧倾角的取值为-20度到20度，并控制所述模型飞机的下降速度小于或等于1m/s（即上述的第一速度值），上述即为控制所述模型飞机在第一状态下飞行；
其中，当所述飞行高度过低时（即小于或等于所述第一高度阈值时），会对所述模型飞机进行严格的控制，而用户的人工控制的自由度则大大减小。控制所述俯仰角大于或等于0度，即能够控制所述模型飞机只上升或者保持水平飞行而不会下降，这样也就避免了用户利用遥控器控制所述模型飞机下降而导致所述模型飞机坠落。而所述俯仰角的最大取值则为在能够保证所述模型飞机正常飞行的情况下的最大值，这属于本领域的公知常识，在此就不再赘述。而所述控制装置可以通过控制所述模型飞机的角加速度及重力加速度来实现上述的控制。
当所述控制装置4检测出所述飞行高度大于所述第一高度阈值且小于或等于一第二高度阈值时，所述保护模式用于控制所述俯仰角的取值为大于或等于-10度，控制所述侧倾角的取值为-45度到45度，并控制所述下降速度小于或等于3m/s（即上述的第二速度值），上述即为控制所述模型飞机在第二状态下飞行；
当所述模型飞机的飞行高度大于所述第一高度阈值且小于或等于一第二高度阈值时，则允许用户通过遥控器对所述模型飞机的飞行姿态进行一定范围的控制，允许控制所述模型飞机下降，但是对下降角度及下降速度的取值都会有限制。
当所述控制装置4检测出所述飞行高度大于所述第二高度阈值时，所述保护模式用于控制所述俯仰角的取值为大于或等于-30度，所述高度值大于所述第二高度阈值。
当所述模型飞机的飞行高度大于所述第二高度阈值时，用户对所述模型飞机的飞行姿态的控制自由度会大大增加，可以允许用户通过遥控器对所述模型飞机的下降角度及下降速度在相对较大的取值范围内进行比较自由的控制，即为上述的控制所述模型飞机在第三状态下飞行。
优选地，所述第一高度阈值为10米，所述第二高度阈值为30米。
而具体的飞行高度的分级以及相关的控制权限都可以事先设定，也可以设定为在飞行过程中实时开启或关闭。
虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本实用新型的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本实用新型的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本实用新型的保护范围。
Claims (9)
1.一种模型飞机，其特征在于，其包括一实时检测所述模型飞机处的气体压强的气压传感器及一控制装置，所述气压传感器用于将所述气体压强传输至所述控制装置，所述控制装置用于通过所述气体压强计算出所述模型飞机的飞行高度，并与一高度值进行比较且在检测到所述飞行高度小于或等于所述高度值时，控制所述模型飞机进入一保护模式，所述保护模式用于控制所述模型飞机的飞行姿态以使得所述模型飞机保持飞行。
2.如权利要求1所述的模型飞机，其特征在于，所述控制装置包括检测装置及处理装置，所述检测装置包括一用于实时检测所述模型飞机的角加速度的三轴角加速度传感器及一用于实时检测所述模型飞机的三轴重力加速度的重力传感器，所述处理装置用于接收所述检测装置的检测结果并对所述检测结果进行运算以获得所述模型飞机的飞行信息。
3.如权利要求2所述的模型飞机，其特征在于，所述检测装置还包括一用于实时检测所述模型飞机所处磁场的磁场方向的磁场传感器。
4.如权利要求2所述的模型飞机，其特征在于，所述检测装置设置于所述模型飞机的中轴线上。
5.如权利要求4所述的模型飞机，其特征在于，所述检测装置设置于所述模型飞机的重心位置。
6.如权利要求5所述的模型飞机，其特征在于，所述控制装置设置于所述模型飞机的中轴线上。
7.如权利要求6所述的模型飞机，其特征在于，所述控制装置设置于所述模型飞机的重心位置。
8.如权利要求1所述的模型飞机，其特征在于，所述气压传感器设置于所述模型飞机的机腹上。
9.如权利要求8所述的模型飞机，其特征在于，所述气压传感器设置于所述检测装置上。
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| CN103914075A (zh) * | 2013-12-13 | 2014-07-09 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 一种无人飞行器的控制方法及装置 |
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