DE102017212716A1

DE102017212716A1 - Unbemanntes Flugzeug

Info

Publication number: DE102017212716A1
Application number: DE102017212716.3A
Authority: DE
Inventors: Jinyong YU; Chao Wang
Original assignee: China Aviation Marine Equipment (yantai) Tech Co Ltd; China Aviation Marine Equipment (yantai) Technology Co Ltd
Current assignee: China Aviation Marine Equipment (yantai) Tech Co Ltd; China Aviation Marine Equipment (yantai) Technology Co Ltd
Priority date: 2016-08-09
Filing date: 2017-07-25
Publication date: 2018-02-15
Also published as: NL2017971A; NL2017971B1; CN106114854A; CN106114854B

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein unbemanntes Flugzeug, umfassend: einen Hauptkörper; einen festen Flügel, der auf beiden Seiten des Hauptkörpers befestigt ist; eine Mehrzahl von Rotoren, die mit beiden Seiten des festen Flügels durch jeweilige Rotorstützteile verbunden sind; ein luftgetragenes Sensorsystem, das zum Sammeln von Flugdaten des Flugzeugs verwendet wird; und ein Flugsteuerungssystem, das mit dem luftgetragenen Sensorsystem verbunden ist, zum Einstellen der Lagen des festen Flügels und/oder der Rotoren und des weiteren Flugzustands des Flugzeugs basierend auf Flugdaten.

Description

Technischer Bereich
Die vorliegende Erfindung betrifft ein unbemanntes Flugzeug
Technischer Hintergrund
Unbemannte Flugzeuge, z. B. Quadrocopter, werden in vielen Bereichen immer mehr verwendet, wegen ihres kleinen Volumens, ihres geringen Gewichts und ihrer Tragbarkeit. Da die unbemannten Flugzeuge leicht in spezielle Orte eindringen können, zu denen die Menschen kein Zugang haben, können diese verwendet werden, um verschiedene Flugaufgaben wie Luftaufnahmen, Echtzeit-Überwachung, geologische Vermessung oder dergleichen durchzuführen.
Allerdings hat das unbemannte Flugzeug noch einige Mängel. Zum Beispiel ist die Geschwindigkeit des unbemannten Flugzeugs relativ niedrig und die Flugzeit und Distanz des Fluges sind kurz, was dazu führt, dass das unbemannte Flugzeug nicht in Situationen angewendet werden kann, wo es strenge Anforderungen an hohe Geschwindigkeit und verbesserte Reichweite gibt.
Zusammenfassung der Erfindung
Um die obigen technischen Probleme zu lösen, stellt die vorliegende Erfindung ein unbemanntes Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 bereit. Weitere vorteilhafte Verbesserungen der Erfindung sind Gegenstand abhängiger Ansprüche.
Bekannte unbemannte Festflügel-Flugzeuge, die vertikal Starten und Landen (VTOL), werden in der Regel in zwei Arten kategorisiert. Ein Flugzeugtyp ist mit einem Kipp-Rotor versehen. Allerdings ist diese Art von Flugzeugen groß und komplex in der Struktur, schwierig in der Wartung und hat eine hohe Fehlerrate. Eine andere Art von Flugzeugen ist mit zwei Sätzen von Energiesystemen versehen, d. h. einem Rotorsystem und einem Vorschubantriebssystem. Da in dieser Art von Flugzeugen zwei verschiedene Leistungssysteme miteinander kombiniert werden, müssen die effektive Last und das Kraftstoffgewicht reduziert werden. Daher kann die Flugdistanz und die Flugzeit der letztgenannten Flugzeuge nicht signifikant erhöht werden im Vergleich zu den Rotorflugzeugen.
Entsprechend dem unbemannten Flugzeug der vorliegenden Erfindung dreht sich die Rotorwelle nicht relativ zum festen Flügel und somit sind komplexe mechanische Komponenten zur Kontrolle der Drehung der Rotorwelle unnötig. Im Vergleich zu den bekannten Kipp-Rotor-Flugzeugen hat das hier bereitgestellte Flugzeug eine einfachere Struktur und ein geringeres Gewicht. Darüber hinaus wendet das hier bereitgestellte unbemannte Flugzeug ein Energiesystem an, um einen vertikalen Start und eine vertikale Landung und einen Reiseflug durchzuführen. Daher kann es die Anforderungen an Beladung, Flugdistanz und Flugzeit im Vergleich zu bestehenden Flugzeugen besser erfüllen.
Das hier vorgestellte unbemannte Flugzeug kombiniert die VTOL-Technologie mit der normalen Steuerungstechnik für die Festflügel-Flugzeuge, so dass es nicht nur VTOL ausführen und als Hubschrauber schweben kann, sondern auch die Vorteile der hohen Geschwindigkeit und der weiten Flugdistanz als Festflügel-Flugzeug hat. Im Gegensatz dazu können sowohl die bekannten unbemannten, als auch die bemannten Flugzeuge den einen oder anderen der oben genannten Vorteile besitzen. Zum Beispiel kann ein Hubschrauber vertikal abheben und landen, aber seine Geschwindigkeit ist niedrig und die Flugzeit und Flugdistanz sind kurz, während ein Festflügel-Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit und zufriedenstellender Flugzeit und Flugdistanz Landebahnen oder sogar komplexe Start- und Wiederherstellungsgeräte braucht.
Da das hier bereitgestellte unbemannte Flugzeug vertikal abheben und landen kann, kann es bei den meisten Schiffen oder bei Anlässe ohne Landebahnen (wie Inseln) verwendet werden und kann somit sowohl militärische als auch zivile Anforderungen erfüllen.
Des Weiteren kann das unbemannte Flugzeug während des Hochgeschwindigkeits-Fluges mit dem festen Flügel fliegen, so dass es Vorteile von langer Flugdistanz und Flugzeit wie die der vorhandenen Festflügel-Flugzeuge aufweist. In diesem Fall, kann das unbemannte Flugzeug das Ziel in kurzer Zeit erreichen. Darüber hinaus kann das erfindungsgemäße Flugzeit, wenn es das Ziel erreicht, mit den Rotoren schweben oder kreuzen. Dementsprechend, eignet sich das hier vorgesehene Flugzeug besonders für Aufklärung, Überwachung, Patrouille und so weiter.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung werden nun anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen erläutert:
Die 1 bis 3 zeigen jeweils eine Vorderansicht, eine Seitenansicht und eine Draufsicht von einem unbemannten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
die 4 zeigt schematisch einen Rotationszustand von Rotoren des unbemannten Flugzeugs;
die 5 bis 7 zeigen schematisch jeweils ein elektrisches System, ein luftgetragenes Sensorsystem und ein Leistungsbetätigungssystem des unbemannten Flugzeugs;
die 8 zeigt schematisch einen Flugvorgang des unbemannten Flugzeugs;
die 9 zeigt schematisch ein Rotoreinstellmodell gemäß der Ausführungsform;
die 10 zeigt schematisch die Fluglage-Kontrolle des unbemannten Flugzeugs;
die 11 und 12 zeigen schematisch jeweils eine Flughöhen-Steuerschaltung und eine Fluggeschwindigkeits-Steuerschaltung in einem Festflügel-Anpassungsmodell des unbemannten Flugzeugs; und
die 13 und 14 zeigen jeweils ein Flussdiagramm der Flugsteuerung des unbemannten Flugzeugs.
Detaillierte Beschreibung der Ausführungsformen
Die 1, 2, und 3 zeigen jeweils eine Vorderansicht, eine Seitenansicht und eine Draufsicht eines unbemannten Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Mit Bezug auf die 1 bis 3 weist das unbemannte Flugzeug 100 vorzugsweise einen Hauptkörper 101, einen festen Flügel 102, eine Mehrzahl von Hauptfahrwerken 103 und mehrere Rotoren auf, wobei der feste Flügel 102 auf zwei Seiten des Hauptkörpers 101 angeordnet ist. Bei der Ausführungsform ist der feste Flügel 102 vorzugsweise mit einem Elevon 107 und zwei Querrudern versehen, d. h. einem ersten Querruder 106a und einem zweiten Querruder 106b.
Wie in der 1 gezeigt, sind der Elevon 107, das erste Querruder 106a und das zweite Querruder 106b alle an einem Längsende des festen Flügels 102 angeordnet, d. h. an dessem Ende weit weg von dem Kopf des Flugzeugs entlang der Y-Richtung. Die ersten und zweiten Querruder sind jeweils an zwei Seiten des Elevon 107 angeordnet. Während des Fluges wird der Elevon verwendet, um den Kippwinkel des Flugzeugs durch Schwenken seiner Steuerfläche zu steuern, während die Querruder verwendet werden, um das Rollen des Flugzeugs durch Schwenken seiner Steuerflächen zu steuern. Es ist anzumerken, dass in anderen Ausführungsformen der Elevon und die Querruder an anderen geeigneten Positionen angeordnet werden können und deren Anzahl auch andere jeweils geeignete Werte haben können.
Bei der Ausführungsform sind die Hauptfahrwerke 103 jeweils mit einem Rotorstützteil 109 verbunden und symmetrisch auf den beiden Seiten des Hauptkörpers 101 entlang der Kopf-Heck-Richtung des Flugzeugs angeordnet. Wenn das Flugzeug auf dem Boden geparkt wird, können die Hauptfahrwerke 103 das Flugzeug stützen, so dass der Hauptkörper 101 und der feste Flügel 102 vertikal auf dem horizontalen Boden stehen können.
Zusätzlich, sind bei der Ausführungsform die Hauptfahrwerke 103 symmetrisch in Bezug auf den festen Flügel 102 angeordnet, um den Hauptkörper 101 besser zu stützen. Das heißt, die beiden Hauptfahrwerke 103 auf der gleichen Seite des Hauptkörpers 101 sind jeweils auf zwei Seiten des festen Flügels 102 angeordnet.
Bei der Ausführungsform ist jedes Hauptfahrwerk 103 und sein Rotorstützteil 109 vorzugsweise zu einem Stück geformt. Selbstverständlich kann bei anderen Ausführungsformen das Hauptfahrwerk 103 mit dem Rotorstützteil 109 durch andere Mittel verbunden sein.
Es muss auch angemerkt werden, dass jedes Hauptfahrwerk 103 mit einem Pufferelement, wie einem hydraulischen Absorber, versehen sein kann, um so die Auswirkung auf das Flugzeug bei der Landung zu reduzieren.
Es kann aus dem Vorstehenden abgleitet werden, dass das unbemannte Flugzeug der Ausführungsform eine Nicht-Heck-Anordnung annimmt. Das heißt, dass kein vertikales Heck wie in den vorhandenen Flugzeugen am Heckabschnitt des Hauptkörpers vorgesehen ist, sondern dass die Hauptfahrwerke 103 als vertikales Heck während des Fluges fungieren, um die Flugrichtung zu bestimmen. Auf diese Weise kann die Struktur des Flugzeugs vereinfacht und das Gewicht davon verringert werden.
Mit Bezug auf 3, ist das unbemannte Flugzeug des Weiteren mit einem Hilfsfahrwerk 109a an jedem Ende des festen Flügels 102 entlang einer Querrichtung (X-Richtung in 1) versehen. Das Hilfsfahrwerk 109a kann das Flugzeug zusätzlich unterstützen, wenn es sich in einem Parkzustand befindet. Insbesondere, wenn der Hauptkörper nach rechts oder links geneigt ist, kann das Hilfsfahrwerk 109a den Hauptkörper 101 durch Berühren des Bodens stützen um zu vermeiden, dass das Flugzeug aufgrund einer übermäßigen Neigung auf den Boden fällt.
Wenn das Flugzeug in einem fliegenden Zustand ist, können die Hilfsfahrwerke 109a auch den Abwind-Luftstrom reduzieren und die Auftriebskraft erhöhen. Es ist anzumerken, dass in anderen Ausführungsformen das Hilfsfahrwerk 109a unterschiedliche Formen und Größen entsprechend den tatsächlichen Bedürfnissen aufweisen kann.
Mit Bezug auf die 1 bis 3, weist das unbemannte Flugzeug vorzugsweise vier Rotoren mit identischer Struktur auf, die jeweils einen Antriebsmotor 104 und einen Propeller 105 umfassen. Der Antriebsmotor 104 ist fest mit einem entsprechenden Rotorstützteil 109 verbunden und kann einen zugeordneten Propeller 105 zum Drehen antreiben, um das Flugzeug anzutreiben.
Die vier Rotoren sind symmetrisch auf den beiden Seiten des festen Flügels angeordnet. Wie in der 3 gezeigt, sind ein erster Propeller 105a und ein dritter Propeller 105c, die jeweils einem ersten Rotor und einem dritten Rotor entsprechen, symmetrisch auf beiden Seiten eines ersten festen Flügels (d. h. des linken) angeordnet, und ein zweiter Propeller 105b und ein vierter Propeller 105d, die jeweils einem zweiten Rotor und einem vierten Rotor entsprechen, sind symmetrisch auf beiden Seiten eines zweiten festen Flügels (d. h. des rechten) angeordnet. Natürlich kann bei anderen Ausführungsformen das Flugzeug mehr oder weniger Rotoren aufweisen und die Rotoren können durch andere geeignete Vorrichtungen angetrieben werden, wie beispielsweise einem Motor, der fossilen Brennstoff verwendet.
Bei der Ausführungsform, wenn die Rotoren normal laufen, drehen sich die Propeller von zwei benachbarten Rotoren in entgegengesetzte Richtungen. Zum Beispiel, wie in der 4 gezeigt, drehen sich der erste und vierte Propeller 105a, 105d im Uhrzeigersinn, während sich der zweite und dritte Propeller 105b, 105c gegen den Uhrzeigersinn drehen. Dergestalt wirken Drehmomente der Rotoren entgegen einander, um das Flugzeug stabil zu halten.
Immer noch bezogen auf die 1 bis 3 enthält das unbemannte Flugzeug des Weiteren eine Kabine 108, in der einige Vorrichtungen, wie beispielsweise eine Bildüberwachungsvorrichtung, angeordnet sind. Wenn sich das Flugzeug in einem horizontalen Flugzustand befindet, befindet sich die Kabine 108 an einer Unterseite des Hauptkörpers 101, so dass die darin enthaltenen Vorrichtungen sich zum Boden richten können, um die Ziele auf dem Boden bequem zu überwachen.
Das Flugzeug gemäß der Ausführungsform nimmt erfindungsgemäß einen Hauptkörper an, in dem eine Quad-Rotor-Verstärkungsstruktur mit einer herkömmlichen Festflügelanordnung kombiniert ist. Beim Start und Landung wird die Auftriebskraft von den vier Rotoren bereitgestellt, während diese bei anderen Flug-Zuständen vor allem durch eine kombinierte Steuerung der vier Rotoren und des festen Flügels bereitgestellt wird. Darüber hinaus hat das Flugzeug weder einen Kippmechanismus, noch zusätzliche Energiemittel außer den Rotoren. Daher hat das hier bereitgestellte Flugzeug eine einfachere Struktur als die vorhandenen Flugzeuge.
5 zeigt schematisch ein elektrisches System des unbemannten Flugzeugs. Wie dargestellt umfasst das elektrische System vorzugsweise ein luftgetragenes Sensorsystem 501, ein Datenkommunikationssystem 502, ein Flugsteuerungssystem 503 und ein Leistungsbetätigungssystem 504. Das luftgetragene Sensorsystem 501 wird zum Sammeln von Flugdaten des Flugzeugs verwendet, indem es die gesammelten Flugdaten zu dem Flugsteuerungssystem 503 sendet, das elektrisch mit diesem verbunden ist, um es dem Flugsteuerungssystem 503 zu ermöglichen, den Flugzustand des Flugzeugs gemäß den empfangenen Flugdaten einzustellen.
Genauer gesagt, wie in der 6 dargestellt, umfasst das luftgetragene Sensorsystem 501 vorzugsweise eine Trägheitsnavigations-Messeinheit 501a, einen drahtlosen Höhenmesser 501b, einen Druckhöhenmesser 501c, einen Luftgeschwindigkeitsmesser 501d, und einen GPS-Empfänger 501e. Die Trägheitsnavigations-Messeinheit 501a umfasst vorzugsweise einen triaxialen Beschleunigungsmesser, einen triaxialen Kreisel und ein triaxiales Magnetometer usw. Nachdem das Flugsteuerungssystem 503 die von dem luftgetragenen Sensorsystem 501 gesammelten Flugdaten verarbeitet hat, können die Informationen wie Fluglage, Lage der Winkelgeschwindigkeit, Fluggeschwindigkeit, Breitengrad, Längengrad, Höhe oder dergleichen zur Einstellung des Flugzustandes erhalten werden.
Es muss angemerkt werden, dass in anderen Ausführungsformen das luftgetragene Sensorsystem 501 nur eine oder mehrere der oben genannten Vorrichtungen umfassen kann oder andere Vorrichtungen enthalten kann, die hier nicht erwähnt werden oder eine Kombination aus einer oder mehreren der oben erwähnten Vorrichtungen und andere Geräte, die hier nicht erwähnt werden.
7 zeigt schematisch das Leistungsbetätigungssystem 504 in dem unbemannten Flugzeug der vorliegenden Ausführungsform. Wie gezeigt umfasst das Leistungsbetätigungssystem 504 vorzugsweise ein elektrisches Leistungsmodul 701, eine Signaleinstellschaltung 702, einen Antriebsmotor 104, ein Querruder 106 und ein Elevon 107, wobei das elektrische Leistungsmodul 701 zur Bereitstellung von elektrischer Energie für jedes elektrische Gerät im Flugzeug verwendet wird.
Insbesondere enthält das elektrische Leistungsmodul 701 einen Motor 701a und einen Generator 701b. Der Motor 701a, der mit dem Generator 701b verbunden ist und in dem Hauptkörper angeordnet ist, kann den Generator 701b im Betrieb antreiben, um elektrische Energie zu erzeugen. Die mit dem Generator 701b elektrisch verbundene Signaleinstellschaltung 702b kann die elektrischen Signale von dem Generator 701b einstellen, um entsprechende elektrische Signale zu erzeugen und sie an den Antriebsmotor 104, den Elevon 107 und die Querruder 106 zu übertragen, um so die Geschwindigkeit des Antriebsmotors 104 und die Kippwinkel des Elevon 107 und der Querruder 106 zu kontrollieren.
Wie in 7 gezeigt, enthält das elektrische Leistungsmodul 701 des Weiteren eine Batterie 701c, die elektrisch mit der Signaleinstellschaltung 701c verbunden ist, um die darin gespeicherte Energie an die Signaleinstellschaltung 702 zu übertragen und schließlich elektrische Energie für den Betrieb der elektrischen Vorrichtungen bereitzustellen. In der vorliegenden Ausführungsform kann vorzugsweise die von dem Generator 701b erzeugte elektrische Energie an die Batterie 701c übertragen werden, um, falls erforderlich, die Batterie 701c aufzuladen.
Aus dem obigen kann man verstehen, dass das Flugzeug der vorliegenden Ausführungsform zwei Versorgungseinrichtungen (eine ist von dem Motor 701a und dem Generator 701b zusammengesetzt und die andere ist die Batterie 701c) umfasst, um elektrische Energie für die elektrischen Vorrichtungen bereitzustellen. Bei anderen Ausführungsformen ist es jedoch denkbar, nur eine der Versorgungseinrichtungen zu verwenden. Daher kann die Anzahl der Vorrichtungen effektiv reduziert werden, so dass die Struktur des Flugzeugs vereinfacht und das Gesamtgewicht des Flugzeugs verringert werden kann.
Immer noch bezogen auf die 5 ist das Datenkommunikationssystem 502 mit dem Flugsteuerungssystem 503 zur Regelung des Flugzustandes des Flugzeugs verbunden, um Steueranweisungen von außen zu empfangen und sie an das Flugsteuerungssystem 503 zu übermitteln.
Es muss angemerkt werden, dass in anderen Ausführungsformen das elektrische System des Flugzeugs zusätzlich andere geeignete Module umfassen kann. Beispielsweise kann in einer Ausführungsform das elektrische System zusätzlich ein die Landung unterstützendes Untersystem und ein Bodenstation-Untersystem, das auf dem Boden oder Schiff angeordnet ist, umfassen. Das die Landung unterstützende Untersystem kann das Flugzeug an einer bestimmten Stelle auf dem Boden oder Schiff zur Landung bringen, und das Bodenstation-Untersystem kann den Flugzustand des Flugzeugs durch entsprechende Anweisungen kontrollieren, die durch das Datenkommunikationssystem 502 an das Flugzeug übertragen werden.
Das unbemannte Flugzeug der Ausführungsform adaptiert eine zusammengesetzte Steuerstrategie, bei der ein Schubvektor-Mehrfachrotormodus und ein Festflügelmodus miteinander kombiniert werden, um den Flugzustand des Flugzeugs zu kontrollieren. Zum Abheben und Landen ist die Rotorwelle immer nach vorne gerichtet mit dem Heckstarter. Das heißt, dass das Flugzeug von den Hauptfahrwerken vor dem Abheben und nach der Landung unterstützt wird. In diesem Fall steht der Kopf des Flugzeugs senkrecht zum Himmel und dessen Heck senkrecht zum Boden, d. h. es handelt sich um ein Heckstarter-Zustand. Während des Abhebens, des Reisefluges und der Landung ist die Rotorwelle immer nach vorne gerichtet, d. h. zum Kopf des Flugzeugs, und es wird im Wesentlichen keine relative Drehung zwischen der Rotorwelle und dem festen Flügel auftreten.
Das Flugzeug der Ausführungsform ist ein VOTL-Flugzeug. Das Flugzeug startet in einem Mehrfach-Rotor-Heckstarter-Modus, so dass die von den Rotoren erzeugte Auftriebskraft eine gute lineare Beziehung zum Steuersignal des Flugsteuerungssystems aufweist. Daher kann das Energiesystemmodell der Rotoren als lineares Modell betrachtet werden, was die Entwicklung des Steuerprogramms erheblich erleichtert.
Die Kraft der Rotoren stammt einfach aus Spannungen und Drehmomenten, die durch Drehung von vier Rotoren erzeugt werden. Wenn man das Problem der Nicht-Vertikalen-Montage der Rotoren vernachlässigt, können Kräfte, die auf die Rotoren in einem Koordinatensystem des Hauptkörpers ausgeübt werden, intuitiv wie folgt ausgedrückt werden:
wobei F →_B für die Auftriebskraft des Flugzeugs steht und F_i die vom Rotor erzeugte Auftriebskraft i angibt.
Die Kraft auf die vier Rotoren kann in ein anderes Koordinatensystem durch die Rotationsmatrix zwischen verschiedenen Koordinatensystemen umgewandelt werden um den Flugzustand des Flugzeugs zu steuern.
Genauer gesagt, wie in der 8 gezeigt, hebt das Flugzeug zunächst von dem Boden vertikal ab (Modus I), wobei die Auftriebskraft hauptsächlich von den Rotoren bereitgestellt wird. Wenn das Flugzeug eine bestimmte Höhe erreicht, gelangt es in einen Mehrfachrotormodus II, um horizontal zu beschleunigen. Die vier Rotoren erzeugen zur gleichen Zeit jeweils ein Abwärtsmoment durch Differentialsteuerung und steuern den Elevon, um ein weiteren Abwärtsmoment zu erzeugen. Die Kräfte der Rotoren und des Elevon können nach einem zusammengesetzten Steuergesetz über die Fluggeschwindigkeit und die Fluglage berechnet werden, wodurch die Rotoren und die Elevon-Oberfläche (Höhenoberfläche) basierend auf die Ergebnisse der Berechnung geeignet gesteuert werden.
Mit dem Abwärtsmoment kann der Kopf des Flugzeugs tiefer und tiefer gezogen werden, bis der Körper des Flugzeugs dazu neigt, horizontal zu sein. Bei dieser Vorgehensweise kann das Flugsteuerungssystem die Drehgeschwindigkeit der Rotoren einstellen, um die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs schließlich auf eine horizontale Reisegeschwindigkeit zu erhöhen. Bei Erreichen der horizontalen Reisegeschwindigkeit kann das Flugzeug in einen horizontalen Reisemodus III eintreten. Da die Geschwindigkeit des Flugzeugs im horizontalen Reisemodus beträchtlich hoch ist, kann der feste Flügel verwendet werden, um die Hauptauftriebskraft zu liefern.
Ähnlich steigt für die Landung zunächst das Flugzeug, um den Kopf des Flugzeugs in Richtung Himmel zu bewegen. Bei dieser Vorgehensweise (Modus IV) wird das Flugzeug durch eine zusammengesetzte Steuerung der Rotoren und des Elevon vom Festflügelmodus in den Rotormodus umgewandelt. Im Rotormodus kann das Flugzeug die von den Rotoren erzeugte Auftriebskraft durch Einstellen der Geschwindigkeiten der Rotoren einstellen, um so die Höhe bis zur Landung auf dem Boden (Modus V) langsam zu senken.
Es ist anzumerken, dass in anderen Ausführungsformen das unbemannte Flugzeug mit anderen geeigneten Schemata fliegen kann. Beispielsweise kann in einer Ausführungsform ein vertikal-zu-horizontal Übergangs-Stallmodus (Strömungsabrissmodus) II' zwischen dem vertikalen Flugmodus I und dem horizontalen Reisemodus III angewendet werden.
Wie in der 8 gezeigt kann in dem Übergangs-Stallmodus, wie durch die gestrichelten Linien angedeutet, wenn das Flugzeug vertikal auf einer bestimmten Höhe fliegt, das Flugsteuerungssystem den Körper steuern und um 90 Grad durch Einstellen der Drehgeschwindigkeiten der Rotoren drehen. Da die Fluggeschwindigkeit zu diesem Zeitpunkt relativ niedrig ist, fallen die unbemannten Flugzeuge aufgrund des Strömungsabrisses herunter und folgen so einer Tauchbeschleunigung aufgrund der Schwerkraft. Während der Tauchbeschleunigung, die mit der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs zunimmt, wird die Auftriebskraft, die durch den festen Flügel bereitgestellt wird, erhöht, was schließlich dazu führt, dass das Flugzeug im horizontalen Reisezustand bleibt.
In der Ausführungsform zergliedert das Flugsteuerungssystem im Allgemeinen das mathematische Modell des Flugzeugs in ein vertikales Untersystem und ein laterales Untersystem, wenn es den Flugzustand des Flugzeugs kontrolliert. Während des Übergangsfluges (Modus II, II', IV in 8) bleiben die Zustandswerte, wie Rollwinkel, Gierwinkel und Schräglaufwinkel des lateralen Untersystems unverändert, aber Stampfwinkel, Fluggeschwindigkeit und Anstellwinkel des lateralen Untersystems werden geändert. Der Einfachheit halber wird daher das mathematische Modell des Flugzeugs im Übergangsflug in der vorliegenden Ausführungsform verwendet, indem das laterale Untersystem ignoriert wird, dass als Störung behandelt wird. Das bedeutet, dass nur das vertikale Untersystem berücksichtigt wird, so dass das sechs-Grad-Freiheitsmodell des Flugzeugs als ein zwei-Grad-Freiheitsmodell vereinfacht werden kann.
Wenn das Flugzeug in einem VTOL-Zustand oder einem Schwebezustand bleibt, kann das Flugsteuerungssystem die Zustände der Rotoren und des festen Flügels entsprechend dem Rotoreinstellmodus einstellen, so dass die Hauptauftriebskraft für das gesamte Flugzeug durch die Rotoren bereitgestellt werden kann.
Wenn das Flugzeug in einem VTOL-Zustand oder einem Schwebezustand bleibt, ist der Kopf des Flugzeugs mit einem Stampfwinkel von fast 90 Grad nach oben gerichtet. In diesem Modus ist die Geschwindigkeit des Flugzeugs relativ niedrig und der Einfluss der Querruderoberflächen ist schwach. Daher wird die Einstellung und Aufrechterhaltung aller Fluglagen des Flugzeugs hauptsächlich durch die Rotoren gewährleistet und die Gewichtssteuerung des Flugzeugs wird hauptsächlich durch die Zugkraft, die durch die Rotoren erzeugt wird, ausgeglichen. In der Ausführungsform wird der vertikale Flugmodus des Flugzeugs hauptsächlich für das VTOL, das schwebende und das horizontale low-speed Manöver des Flugzeugs verwendet.
In der Ausführungsform ist ein Koordinatensystem X-Y-Z als statisch relativ zu dem Boden definiert, wenn sich das Flugzeug im vertikalen Flugmodus befindet, wobei die X-Achse und die Y-Achse in der horizontalen Ebene liegen (wenn das Flugzeug vertikal ist), die Z-Achse ist auf den Boden gerichtet und die X-Achse zeigt die Richtung senkrecht zur Oberfläche des festen Flügels in der horizontalen Ebene an. Die Drehung von vier Rotoren um die X-Achse wird als Rollen verstanden, die Drehung um die Y-Achse wird als Stampfen verstanden, und die Drehung um die Z-Achse wird als Gieren verstanden. Die Einstellwinkel werden durch den Euler-Winkel in der Reihenfolge des Rollens-Stampfens-Gierens definiert, In der Ausführungsform ändert das Flugsteuerungssystem die Bewegung des Flugzeugs entlang der vertikalen Richtung durch das Ändern der Gesamtauftriebskraft, die durch die vier Rotoren bereitgestellt wird, und ändert deren vertikale Lage durch das Ändern der Differenz zwischen den Auftriebskräften der Propeller, um so deren Geschwindigkeit und Position entlang der vertikalen Richtung zu ändern.
Die 9 zeigt schematisch ein Rotoreinstellmodell gemäß der vorliegenden Ausführungsform. Das Flugsteuerungssystem kontrolliert vorzugsweise den Flugzustand des Flugzeugs durch einen innen-außen Regelkreismodus, d. h. durch das Einstellen der Fluglage des Flugzeugs in der inneren Schleife während der Standort des Flugzeugs im räumlichen Koordinatensystem in der externen Schleife eingestellt wird.
Genauer gesagt, wenn das Flugsteuerungssystem die Fluglage des Flugzeugs gemäß dem Rotor-Einstellmodell steuert, erzeugt es einen ersten Motorsteuerungs-Befehl (eine erste Motorsteuerungs-Anweisung) 602 und einen Fluglagewinkel-Befehl 603 basierend auf einen empfangenen Flugbefehl 601 und der aktuellen Standortinformation 608 des Flugzeugs. Gemäß dem Fluglagewinkel-Befehl 603 wird das Flugsteuerungssystem die Fluglage des Flugzeugs in der inneren Schleife einstellen und einen zweiten Motorsteuerungs-Befehl 604 basierend auf dem Fluglagewinkel-Befehl 603 und der aktuellen Fluglageinformation 609 erzeugen. Dann wird der Elektromotor 605 seine laufenden Parameter, wie etwa die Drehzahl, gemäß dem ersten und zweiten Motorsteuerungs-Befehl einstellen. Und im Vier-Rotor-Modell 610 werden Änderungen der laufenden Parameter des Elektromotors und Änderungen der laufenden Parameter der Rotoren vorgenommen und somit Änderungen des Standorts und der Fluglage des Flugzeugs erreicht.
Da das unbemannte Flugzeug eine symmetrische Anordnung von vier Rotoren annimmt, ist es möglich, die Beziehungen bezüglich der Höhe, des Stampfens, des Rollens und des Gierens des Flugzeugs zu entkoppeln, um so den Flugzustand des Flugzeugs zu steuern.
Genauer gesagt, wie in der 10 gezeigt, wenn das Flugzeug aufsteigt, erhöht das Flugsteuerungssystem gleichzeitig die Drehgeschwindigkeit jedes Rotors, so dass die von jedem Rotor erzeugte Auftriebskraft ein gleiches Inkrement aufweist. So kann das Flugzeug eine Aufwärtsbeschleunigung mit unveränderter Fluglage haben.
Wenn das Flugzeug aufsteigen oder sinken soll, verringert das Flugsteuerungssystem die Drehgeschwindigkeit des dritten und vierten Rotors, während die des ersten und des zweiten Rotors erhöht werden. Auf diese Weise werden die von den ersten und zweiten Rotoren erzeugten Auftriebskräfte erhöht, während diejenigen, die durch den dritten und vierten Rotor erzeugt werden, verringert werden, so dass das Flugzeug eine Winkelbeschleunigung in der gewünschten Richtung erfährt.
Wenn das Flugzeug rollen soll, verringert das Flugsteuerungssystem die Drehgeschwindigkeit des zweiten und dritten Rotors, während diejenigen des ersten und des vierten Rotors erhöht werden. Als solche werden die von dem ersten und vierten Rotor erzeugten Auftriebskräfte erhöht, während diejenigen, die durch den zweiten und dritten Rotor erzeugt werden, verringert werden, so dass das Flugzeug eine Winkelbeschleunigung in der Richtung des Rollens erfährt.
Wenn das Flugzeug gieren soll, verringert das Flugsteuerungssystem die Drehgeschwindigkeit des zweiten und des vierten Rotors, während diejenigen des ersten und des dritten Rotors erhöht werden. Als solche werden die von den ersten und dritten Rotoren erzeugten Auftriebskräfte erhöht, während diejenigen, die durch den zweiten und den vierten Rotor erzeugt werden, verringert werden, so dass das Flugzeug eine Winkelbeschleunigung in der Richtung des Gierens erfährt.
Es ist anzumerken, dass das Inkrement und/oder das Dekrement der Drehgeschwindigkeit jedes Rotors vorzugsweise gleich gehalten wird, wenn die Drehgeschwindigkeit eingestellt wird, so dass andere Fluglage-Parameter nicht dadurch beeinflusst werden.
In dem horizontalen Flugmodus mit einer hohen Fluggeschwindigkeit kann das Flugzeug mit einem großen festen Flügel genügend Auftriebskraft erzeugen, um seine Schwerkraft auszugleichen, wodurch Vorteile von hoher Geschwindigkeit und hoher Effizienz erzielt werden. Da das Flugzeug hauptsächlich auf die aerodynamische Kraft angewiesen ist, um die Schwerkraft während dieser Zeit auszugleichen, steuert das Flugsteuerungssystem den Elevon und die Querruder hauptsächlich basierend auf das Festflügel-Einstellmodell, wodurch der Flugzustand des Flugzeugs kontrolliert wird.
Die 11 zeigt schematisch eine Flug-Höhensteuerungsschaltung im Festflügel-Einstellmodell des unbemannten Flugzeugs. Wenn das Flugsteuerungssystem die Höhe des Flugzeugs basierend auf das Festflügel-Einstellmodell steuert, erhält es zunächst eine erwartete Höhe H_g des Flugzeugs, und berechnet dann eine Differenz zwischen der Höhe H_g nach der Amplituden-Begrenzung und einer tatsächlichen Höhe H um einen Höhenversatz ΔH zu erhalten, welcher der Höhe entspricht, die das Flugzeug ändern muss.
Dann wird das System einen ersten PID-Regler verwenden, um ein erstes Steuersignal C₁ basierend auf dem Höhenversatz ΔH zu erzeugen. Anschließend erzeugt das System ein zweites Steuersignal θ_g basierend auf dem ersten Steuersignal C₁ und eine tatsächliche vertikale Geschwindigkeit H des Flugzeugs. Schließlich wird das zweite Steuersignal θ_g in eine Stampf-/Höhensteuerungsschaltung 621 eingegeben, so dass ein Oberflächensignal δ_lon zur Steuerung eines Auslenkzustandes der Elevon-Oberfläche erhalten werden kann. Nach dem Empfangen des Oberflächensignals δ_lon wird der Elevon seine Oberfläche anpassen, um einen entsprechenden Auslenkwinkel zu bestimmen. Daher kann das Flugzeug gesteuert werden, um die erwartete Höhe H_g zu erreichen.
In der Praxis, wenn sich der Elevon und die Querruder bewegen, werden sowohl der Gierwinkel als auch die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs signifikant verändert. Wenn die Drehgeschwindigkeit der Rotoren konstant ist, ist die Steuerung über das Flugzeug tatsächlich eine Umwandlung zwischen der kinetischen Energie und der potentiellen Energie des Flugzeugs. Daher ist der Steuerungsbereich begrenzt, und somit ist es zu diesem Zeitpunkt notwendig, die Steuerung über die Drehgeschwindigkeit der Rotoren zu verstärken, um die Gesamtenergie des Flugzeugs zu ändern, um so zu ermöglichen, dass das Flugzeug seine erwartete Höhe und Geschwindigkeit erreicht.
Daher wird, wie in der 11 gezeigt, das System die Drehgeschwindigkeit der Rotoren einstellen, wenn die Oberfläche des Elevons eingestellt wird. Insbesondere erzeugt das System nach dem Empfang des zweiten Steuersignals θ_g ein Rotorsteuersignal δ_p, das verwendet wird, um die Drehgeschwindigkeit des Elektromotors, die jedem Rotor entspricht, zu steuern. Daher kann die von jedem Rotor erzeugte Zugkraft eingestellt werden, so dass die Geschwindigkeit des Flugzeugs eingestellt werden kann.
Die 12 zeigt schematisch eine Fluggeschwindigkeits-Steuerungsschaltung in dem Festflügel-Einstellmodell des unbemannten Flugzeugs 150. Wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs basierend auf dem Festflügel-Einstellmodell gesteuert wird, erhält das Flugsteuerungssystem zunächst eine erwartete Geschwindigkeit V_g des Flugzeug und berechnet dann eine Differenz zwischen der erwarteten Geschwindigkeit nach der Amplituden-Begrenzung und der tatsächlichen Geschwindigkeit des Flugzeugs, um einen Geschwindigkeitsversatz ΔV zu erhalten.
Dann wird das System einen zweiten PID-Regler verwenden, um ein drittes Steuersignal C₃ basierend auf dem Geschwindigkeitsversatz ΔV zu erzeugen. Nach dem Erhalten des dritten Steuersignals C₃ erzeugt das System ein Rotorsteuersignal δ_p des Flugzeugs, das zur Steuerung der Drehgeschwindigkeit des Elektromotors entsprechend jedem Rotor verwendet werden kann. Daher kann die von jedem Rotor erzeugte Zugkraft eingestellt werden, so dass die Geschwindigkeit des Flugzeugs eingestellt werden kann.
Wie oben beschrieben wird, wenn der Zustand des Querruders unverändert ist, wird eine Erhöhung oder Verringerung der Rotorgeschwindigkeit, Änderungen des Stampfwinkels und somit der Höhe des Flugzeugs bewirken. In diesem Fall wird das Flugsteuerungssystem den Zustand des Elevon bei der Einstellung der Drehgeschwindigkeit der Rotoren regulieren. Insbesondere, wie in der 12 gezeigt, nach dem Erhalten des dritten Steuersignals C₃ erzeugt das System ein Oberflächensignal δ_lon, um einen Oberflächen-Auslenkungszustand des Elevon zu steuern. Der Elevon wird seine Oberfläche einstellen, um einen entsprechenden Auslenkwinkel nach dem Empfangen des Oberflächensignals δ_lon zu erreichen.
Die 13 und 14 zeigen jeweils ein Flugkontroll-Flussdiagramm des unbemannten Flugzeugs. Wie in der 13 gezeigt, führt das Flugsteuerungssystem zunächst eine Initialisierung durch, nachdem das Flugzeug aktiviert ist, und sammelt dann nach einem vorgegebenen Zeitraum ein Fernsteuersignal. Bei dieser Ausführungsform wird das Fernsteuersignal von einem Bodenstationssystem gesendet, um den Flugzustand des Flugzeugs zu kontrollieren.
Nach Erhalt des Fernsteuersignals bestimmt das System, ob es einen Abflugbefehl gibt. Wenn ja, wird weiter bestimmt, ob die aktuelle Höhe des Flugzeugs eine vorgegebene Höhe erreicht. In der Ausführungsform ist die vorbestimmte Höhe eine Höhe des Flugzeugs am Ende des Abhebens, die vorzugsweise 25 cm beträgt. Es sollte angemerkt werden, dass die obige vorbestimmte Höhe jeder andere geeignete Wert in verschiedenen Ausführungsformen sein kann.
Wenn das Flugzeug die vorgegebene Höhe erreicht, zeigt es an, dass das Abheben erreicht wurde. Wenn nicht, sammelt das System immer noch das Fernsteuersignal und aktualisiert dann die Fluglage des Flugzeugs.
Bei der Aktualisierung der Fluglage des Flugzeugs bestimmt das System, ob es einen Abflugbefehl gibt. Wenn ja, wird das System dem Flugzeug befehlen, mit einer festen Auftriebskraft durch die Steuerung der Drehgeschwindigkeit der Rotoren, abzuheben. Bei dieser Vorgehensweise wird das System den Abflugzustand kontinuierlich kontrollieren und bestimmen, ob das Flugzeug die vorbestimmte Höhe erreicht hat. Wenn nein, wird das System die Fluglage des Flugzeugs kontrollieren und erneut bestimmen, ob der Abflugbefehl empfangen wird.
Wie in der 14 gezeigt, wird nach dem Abheben das Flugsteuerungssystem kontinuierlich das Fernsteuersignal sammeln und festlegen, ob das Flugzeug in einen manuellen Modus umgestellt werden soll. Wenn ja, erhält das System eine Flugzustands-Anweisung des Flugzeugs gemäß dem empfangenen Fernsteuersignal und kontrolliert dann den Flugzustand, wie die Flughöhe und die Fluglage. Bei dieser Vorgehensweise wird das System weiter bestimmen, ob es notwendig ist, entsprechend dem empfangenen Fernsteuersignal zu landen. Wenn ja, wird das System das Flugzeug in einen Rotor-Flugmodus umstellen und dann die Rotoren stoppen, wenn die Landeanforderungen erfüllt sind (wie beispielsweise, die Höhe des Flugzeugs ist Null). Als solches endet das gesamte Kontrollverfahren.
Wenn es jedoch für den manuellen Modus nicht erforderlich ist, liest das Flugsteuerungssystem eine vorbestimmte Fluglageanweisung aus dem Speicher des Flugzeugs und wandelt den Rotorflugmodus in den Festflügel-Flugmodus um, basierend auf der Fluglageanweisung.
Dann steuert das System im Festflügel-Flugmodus die Fluglage des Flugzeugs und die Flughöhe entsprechend der spezifischen Steueranweisung.
Während des Vorgangs des Steuerns des Flugzustands bestimmt das Flugsteuerungssystem des Weiteren, ob es notwendig ist, gemäß den darin gespeicherten Steuerbefehlen, zu landen. Wenn ja, schaltet das System das Flugzeug in den Rotor-Flugmodus, und wenn die Landebedingungen erfüllt sind (beispielsweise die Höhe des Flugzeugs ist Null), werden die Rotoren gestoppt. Als solches endet das gesamte Kontrollverfahren.

Claims

Ein unbemanntes Flugzeug, bestehend aus: einem Hauptkörper; einem festen Flügel, der auf beiden Seiten des Hauptkörpers befestigt ist; eine Mehrzahl von Rotoren, die mit beiden Seiten des festen Flügels durch jeweilige Rotorstützteile verbunden sind; ein luftgetragenes Sensorsystem zum Sammeln von Flugdaten des Flugzeugs; und ein Flugsteuerungssystem, das mit dem luftgetragenen Sensorsystem verbunden ist, zum Einstellen der Zuständen des festen Flügels und/oder der Rotoren und des weiteren Flugzustands des Flugzeugs basierend auf Flugdaten.
Das unbemannte Flugzeug nach Anspruch 1, wobei das Flugsteuerungssystem das Flugzeug von einem vertikalen Flugzustand in einen horizontalen Reisezustand basierend auf einem vertikal-zu-horizontal Übergangsmodell umwandelt, wobei durch das Übergangsmodell das Flugsteuerungssystem derart konfiguriert ist, um sukzessiv den Kopf des Flugzeugs von einer vertikalen Bewegung zu einer horizontalen Bewegung durch eine Differentialsteuerung auf die Drehgeschwindigkeiten der Rotoren und einer gleichzeitigen Erhöhung der Geschwindigkeit des Flugzeugs auf eine vorgegebene horizontale Reisegeschwindigkeit durch Erhöhung der Drehgeschwindigkeiten der Rotoren zu steuern.
Das unbemannte Flugzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Flugsteuerungssystem so konfiguriert ist, dass es das Flugzeug von dem horizontalen Reisezustand in den vertikalen Flugzustand basierend auf einem horizontal-zu-vertikal-Übergangsmodell, das entgegengesetzt zu dem vertikal-zu-horizontal Übergangsmodell ist, umwandelt.
Das unbemannte Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Flugsteuerungssystem konfiguriert ist um: die Lagen des festen Flügels und der Rotoren basierend auf einem Rotor-Einstellmodell einzustellen, wenn das Flugzeug in einem vertikalen Flug- oder Schwebzustand ist, um so eine Hauptauftriebskraft für das Flugzeug durch die Rotoren zu schaffen, und die Lagen des festen Flügels und der Rotoren basierend auf einem Festflügel-Einstellmodell einzustellen, wenn sich das Flugzeug in einem horizontalen Reisezustand befindet, um so eine Hauptauftriebskraft für das Flugzeug durch den festen Flügel zu schaffen.
Das unbemannte Flugzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Flugsteuerungssystem im Rotor-Einstellmodell so konfiguriert ist um: einen ersten Motorsteuerungs-Befehl und einen Fluglagewinkel-Befehl basierend auf einem empfangenen Flugbefehl und einer aktuellen Standortsinformation des Flugzeugs zu erzeugen, die durch das luftgetragene Sensorsystem erfasst wird, einen zweiten Motorsteuerungs-Befehl basierend auf dem Fluglagewinkel-Befehl und der aktuellen Fluglage-Information des Flugzeugs zu erzeugen, der durch das luftgetragene Sensorsystem erfasst wird, und die Betriebszustände der Rotoren basierend auf die ersten und zweiten Motorsteuerungs-Befehle zu kontrollieren, um den Standort und die Fluglage des Flugzeugs einzustellen.
Das unbemannte Flugzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Flugsteuerungssystem so konfiguriert ist, dass es im Rotor-Einstellmodell den Standort und die Fluglage des Flugzeugs durch die jeweilige Steuerung der Drehgeschwindigkeiten der Rotoren anpasst.
Das unbemannte Flugzeug nach einem der Ansprüche 4 bis 6, wobei das Festflügel-Einstellmodell ein Höhensteuerungsmodell umfasst, in dem das Flugsteuerungssystem konfiguriert ist um: einen Höhenversatz basierend auf einer tatsächlichen Höhe und einer erwarteten Höhe des Flugzeugs zu berechnen, ein erstes Steuersignal unter Verwendung eines ersten PID-Einstellers basierend auf dem Höhenversatz zu erzeugen, ein zweites Steuersignal basierend auf dem erste Steuersignal und einer tatsächlichen vertikalen Geschwindigkeit des Flugzeugs zu erzeugen, und die Flughöhe des Flugzeugs durch Steuern eines Steueroberflächenwinkels des Flugzeugs mit dem zweiten Steuersignal einzustellen.
Das unbemannte Flugzeug nach Anspruch 7, wobei in dem Höhensteuerungsmodell das Flugsteuerungssystem des Weiteren so konfiguriert ist, dass es ein Rotorsteuersignal basierend auf dem zweiten Steuersignal erzeugt und die Geschwindigkeit jedes Rotors mit dem Rotorsteuersignal steuert.
Das unbemannte Flugzeug nach Anspruch 7 oder 8, wobei das Festflügel-Einstellmodell ein Geschwindigkeitssteuerungsmodell aufweist, in dem das Flugsteuerungssystem konfiguriert ist um: einen Geschwindigkeitsversatz basierend auf einer tatsächlichen Geschwindigkeit und einer erwarteten Geschwindigkeit des Flugzeugs zu berechnen, ein drittes Steuersignal unter Verwendung eines zweiten PID-Einstellers basierend auf dem Geschwindigkeitsversatz zu erzeugen, und die Drehgeschwindigkeit jedes Rotors mit dem dritten Steuersignal zu steuern.
Das unbemannte Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Drehgeschwindigkeiten der Rotoren, wenn sie eingestellt sind, ein gleiches Inkrement/Dekrement aufweisen.