本發(fā)明涉及航空器
技術(shù)領(lǐng)域：
，具體地說，涉及一種無人駕駛航空器。
背景技術(shù)：
：由于四軸飛行器具有體積小、重量輕以及攜帶方便等優(yōu)點，四軸飛行器在多種領(lǐng)域得到了越來越廣泛的應用。四軸飛行器能夠輕易進入人類無法進入的特殊環(huán)境，因此除了被用來制作模型外，四軸飛行器還可以被用來執(zhí)行航拍取景、實時監(jiān)控以及地形勘探等飛行任務(wù)。然而，四軸飛行器也存在著諸多缺點，例如，四軸飛行器的速度低、航時以及航程短，這使得四軸飛行器無法適用于對高速度以及高續(xù)航有嚴格要求的應用場景。技術(shù)實現(xiàn)要素：為解決上述問題，本發(fā)明提供了一種無人駕駛航空器，所述航空器包括：航空器主體；固定翼，其固定在所述航空器主體的兩側(cè)；多個旋翼，所述多個旋翼通過旋翼支撐部連接在所述固定翼的兩側(cè)。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述航空器還包括：若干主起落架，所述若干主起落架與所述旋翼支撐部固接，其對稱設(shè)置在所述航空器主體的兩側(cè)并沿所述航空器主體的首尾方向延伸；其中，當所述航空器處于著陸狀態(tài)時，所述若干主起落架支撐所述航空器主體和固定翼垂向樹立于水平支撐面上。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，當所述航空器處于航行狀態(tài)時，所述若干主起落架形成所述航空器的垂尾。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述航空器還包括：多個輔助起落架，其形成在所述固定翼的橫向末端；其中，當所述航空器處于著陸狀態(tài)時，所述多個輔助起落架用于對所述航空器進行輔助支撐；當所述航空器處于航行狀態(tài)時，所述多個輔助起落架用于減小下洗氣流。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述若干主起落架與相應的旋翼支撐部是一體成型的。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述固定翼設(shè)置有升降副翼和多個滾轉(zhuǎn)副翼，其中，所述升降副翼和多個滾轉(zhuǎn)副翼形成在所述固定翼的縱向末端，且所述多個滾轉(zhuǎn)副翼分布在所述升降副翼兩側(cè)。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述旋翼包括：驅(qū)動電機，其與旋翼支撐部固接；螺旋槳，其與所述驅(qū)動電機連接，以在所述驅(qū)動電機的驅(qū)動下旋轉(zhuǎn)來為所述航空器提供動能。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述航空器還包括：電源模塊，其用于為所述航空器的運行提供電能；信號調(diào)節(jié)電路，其與所述電源模塊連接，用于對所述電源模塊提供的電信號進行調(diào)節(jié)并將調(diào)節(jié)得到的信號傳輸給所述驅(qū)動電機，以驅(qū)動所述驅(qū)動電機運行。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述電源模塊包括：發(fā)動機和發(fā)電機，所述發(fā)電機用于在所述發(fā)動機的帶動下產(chǎn)生電能，并將所述電能傳輸給所述信號調(diào)節(jié)電路；和/或，蓄電池，其與所述信號調(diào)節(jié)電路連接，用于為所述多個驅(qū)動電機的運行提供電能。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，所述航空器還包括：機載傳感器系統(tǒng)，其用于采集所述航空器的航行數(shù)據(jù)；飛控系統(tǒng)，其與所述機載傳感器系統(tǒng)連接，用于根據(jù)所述航行數(shù)據(jù)調(diào)節(jié)所述航空器的航行狀態(tài)?，F(xiàn)有垂直起降固定翼續(xù)航無人機一般有兩種類型。一種是配置傾轉(zhuǎn)旋翼，這種無人機存在大型化并且結(jié)構(gòu)復雜的問題，同時這種無人機難以維護使用并且故障率高；另一種是配置旋翼和向前推動動力系統(tǒng)共計兩套動力系統(tǒng)，這種無人機是將兩種動力系統(tǒng)進行簡單疊加，降低了有效載荷和燃油的重量，航程航時與旋翼機比指標得不到明顯提高。而本發(fā)明所提供的無人駕駛航空器旋翼軸無需相對機翼轉(zhuǎn)動，因此也就無需配置控制調(diào)節(jié)旋翼軸轉(zhuǎn)動的復雜的機械部件，相較于現(xiàn)有的傾轉(zhuǎn)旋翼航空器，本實施例所提供的航空器的結(jié)構(gòu)更加簡單、重量更輕。同時，本發(fā)明所提供的無人駕駛航空器采用一套動力裝置(即旋翼及其對應的電動機)來滿足垂直起降和固定翼模態(tài)巡航的功能，相較于現(xiàn)有的航空器，其能夠提供更大的重量滿足任務(wù)載荷和航程航時要求。本發(fā)明所提供的無人駕駛航空器將垂直起降技術(shù)與固定翼飛機常規(guī)控制相結(jié)合，其既具有直升機的垂直起降和懸停能力，又具有固定翼無人機的速度快、航程遠的特點。而現(xiàn)有的無人機或有人機均是只具備其中一種優(yōu)點，例如直升機具備垂直起降能力但是器速度低、航時以及航程短，而具備速度、航時以及航程優(yōu)勢的固定翼飛機則需要機場跑到或者復雜的發(fā)射回收設(shè)備。本發(fā)明所提供的無人駕駛航空器在使用的過程中，由于在起飛和降落階段能夠進行垂直起降，因此該航空器可以在大多數(shù)艦船上或者不具備機場跑道條件的場合(例如島嶼等)，便于軍民廣泛需求。同時，在高速航行階段，該無人駕駛航空器能夠利用固定翼來進行航行，因此其能夠像現(xiàn)有的固定翼飛機那樣具有航程大、續(xù)航時間長的優(yōu)點，這樣航空器也就可以快速飛抵目標上空。此外，當航空器飛抵目標上空后，其還能夠利用其旋翼進行定點懸停作業(yè)或巡航。由此可以看出，該無人駕駛航空器特別適合偵查、測繪、巡邏以及其他任務(wù)的需要。本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點將在隨后的說明書中闡述，并且，部分地從說明書中變得顯而易見，或者通過實施本發(fā)明而了解。本發(fā)明的目的和其他優(yōu)點可通過在說明書、權(quán)利要求書以及附圖中所特別指出的結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)和獲得。附圖說明為了更清楚地說明本發(fā)明實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對實施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要的附圖做簡單的介紹：圖1是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的主視圖；圖2是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的側(cè)視圖；圖3是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的俯視圖；圖4是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的旋翼的旋轉(zhuǎn)示意圖；圖5是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的電氣結(jié)構(gòu)示意圖；圖6是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的機載傳感器系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖7是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的動力與動作系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖8是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的飛行過程示意圖；圖9是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的旋翼調(diào)節(jié)模型的示意圖；圖10是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的姿態(tài)控制示意圖；圖11是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的固定翼調(diào)節(jié)模型中航空器高度控制回路的電路示意圖；圖12是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的固定翼調(diào)節(jié)模型中航空器速度控制回路的電路示意圖；圖13和圖14是根據(jù)本發(fā)明一個實施例的無人駕駛航空器的飛行過程的飛控流程圖。具體實施方式以下將結(jié)合附圖及實施例來詳細說明本發(fā)明的實施方式，借此對本發(fā)明如何應用技術(shù)手段來解決技術(shù)問題，并達成技術(shù)效果的實現(xiàn)過程能充分理解并據(jù)以實施。需要說明的是，只要不構(gòu)成沖突，本發(fā)明中的各個實施例以及各實施例中的各個特征可以相互結(jié)合，所形成的技術(shù)方案均在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。同時，在以下說明中，出于解釋的目的而闡述了許多具體細節(jié)，以提供對本發(fā)明實施例的徹底理解。然而，對本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說顯而易見的是，本發(fā)明可以不用這里的具體細節(jié)或者所描述的特定方式來實施。另外，在附圖的流程圖示出的步驟可以在諸如一組計算機可執(zhí)行指令的計算機系統(tǒng)中執(zhí)行，并且，雖然在流程圖中示出了邏輯順序，但是在某些情況下，可以以不同于此處的順序執(zhí)行所示出或描述的步驟?，F(xiàn)有垂直起降固定翼續(xù)航無人機一般有兩種類型。一種是配置傾轉(zhuǎn)旋翼，這種無人機存在大型化并且結(jié)構(gòu)復雜的問題，同時這種無人機難以維護使用并且故障率高；另一種是配置旋翼和向前推動動力系統(tǒng)共計兩套動力系統(tǒng)，這種無人機是將兩種動力系統(tǒng)進行簡單疊加，降低了有效載荷和燃油的重量，航程航時與旋翼機相比指標得不到明顯提高。為了解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述缺陷，本發(fā)明提供了一種新的垂直起降固定翼無人駕駛航空器。該無人駕駛航空器既有直升機的垂直起降和懸停能力，又具有固定翼飛機的速度快、航程遠的特點。圖1、圖2以及圖3分別示出了本實施例中該無人駕駛航空器的主視圖、側(cè)視圖以及俯視圖。根據(jù)圖1至圖3可以看出，本實施例所提供的無人駕駛航空器優(yōu)選地包括：航空器主體101、固定翼102、若干主起落架103以及多個旋翼。其中，固定翼102固定在航空器主體101的兩側(cè)，本實施例中，固定翼102優(yōu)選地設(shè)置有一組升降副翼107和兩組滾轉(zhuǎn)副翼(即第一滾轉(zhuǎn)副翼106a和第二滾轉(zhuǎn)副翼106b)。如圖1所示，升降副翼107、第一滾轉(zhuǎn)副翼106a和第二滾轉(zhuǎn)副翼106b均形成在固定翼102的縱向(即y方向)末端(即固定翼102遠離機頭的一端)，同時，第一滾轉(zhuǎn)副翼106a和第二滾轉(zhuǎn)副翼106b分布在升降副翼107的兩側(cè)。其中，升降副翼107用于在航空器航行過程中通過副翼舵面的擺動來控制航空器主體的傾角，滾轉(zhuǎn)副翼用于在航空器航行過程中通過兩組副翼舵面的擺動來實現(xiàn)航空器的滾轉(zhuǎn)。需要指出的是，在本發(fā)明的其他實施例中，升降副翼以及滾轉(zhuǎn)副翼還可以設(shè)置在其它合理位置，同時，升降副翼以及滾轉(zhuǎn)副翼的數(shù)量也可以設(shè)置為其它合理值，本發(fā)明不限于此。本實施例中，主起落架103與旋翼支撐部109連接，其對稱設(shè)置在航空器主體101的兩側(cè)并沿航空器主體101的首尾方向延伸。當航空器處于降落狀態(tài)(即停止在地面上)時，主起落架103對航空器起到支撐作用，使得航空器主體101和固定翼102能夠垂向樹立于水平支撐面上。同時，為了更好地起到支撐航空器主體的作用，本實施例中，主起落架103還相對于固定翼102對陣分布，即航空器主體101同一側(cè)的兩個主起落架103分別對稱分布在該側(cè)固定翼102的兩側(cè)。本實施例中，主起落架103與旋翼支撐部109優(yōu)選地采用一體形成的方式制成。當然，在本發(fā)明的其他實施例中，主起落架103與旋翼支撐部109之間還可以采用其他合理的連接方式進行固接，本發(fā)明不限于此。同時，還需要指出的是，在本發(fā)明的不同實施例中，為了減小航空器在降落時所受到的沖擊力，主起落架103還可以配置相應的緩沖裝置(例如液壓緩振器等)，本發(fā)明同樣不限于此。從上述描述中可以看出，本實施例所提供的無人駕駛航空器采用了無尾布局的方式，其在航空器主體的尾部并沒有像現(xiàn)有的航空器那樣配置垂直尾翼，而是利用主起落架103來在航空器飛行過程中充當垂直尾翼，以此來未定航空器航向。通過這種方式，可以有效簡化航空器的結(jié)構(gòu)，減輕航空器的整體結(jié)構(gòu)質(zhì)量。如圖1至圖3所示，對于本實施例所提供的無人駕駛航空器來說，在固定翼102的橫向(即x方向)末端分別形成有輔助起落架109。其中，輔助起落架109在航空器處于降落狀態(tài)(即停止在地面上)時能夠起到輔助支撐的作用，具體地，當航空器主體沿橫向出現(xiàn)傾斜(即在圖1中向左或向右傾斜)時，輔助起落架109在接觸到地面后會對航空器主體101進行支撐，從而避免航空器主體過于傾斜而出現(xiàn)倒塌的情況。本實施例中，當航空器處于飛行狀態(tài)時，輔助起落架109還能夠起到減小下洗氣流、提高升力的作用。需要指出的是，在本發(fā)明的不同實施例中，輔助起落架109的具體形狀以及尺寸可以根據(jù)實際需要配置為不同的形狀和尺寸，本發(fā)明不限于此。從圖1至圖3中可以看出，本實施例所提供的無人駕駛航空器優(yōu)選地包含結(jié)構(gòu)相同的四組旋翼，其中各組旋翼均包含驅(qū)動電機104和螺旋槳105。其中，驅(qū)動電機104與對應的旋翼支撐部109固接，驅(qū)動電機104能夠驅(qū)動安裝于其上的螺旋槳105旋轉(zhuǎn)，從而為航空器提供動力。本實施例中，這四組旋翼對陣分布在固定翼的兩側(cè)。具體地，如圖3所示，分別對應于第一旋翼和第三旋翼的第一螺旋槳105a和第三螺旋槳105c對稱分布在第一固定翼(即圖3中航空器主體左側(cè)的固定翼)的兩側(cè)，分別對應于第二旋翼和第四旋翼的第二螺旋槳105b和第四螺旋槳105d對稱部分在第二固定翼(即圖3中航空器主體右側(cè)的固定翼)的兩側(cè)。當然，在本發(fā)明的其他實施例中，航空器所包含的旋翼的組數(shù)還可以為其他合理值，同時，旋翼還可以采用其他合理方式來進行驅(qū)動(例如采用使用化石燃料的發(fā)動機等)，本發(fā)明不限于此。本實施例中，當旋翼正常工作時，相鄰的兩個旋翼的螺旋槳會處于對旋狀態(tài)。例如，如圖4所示，第一螺旋槳105a和第四螺旋槳105d均處于順時針旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，而第二螺旋槳105b和第三螺旋槳105c則處于逆時針旋轉(zhuǎn)狀態(tài)。這樣由于這四組旋翼的對陣結(jié)構(gòu)，旋翼的扭矩將相互抵消，從而使得航空器保持穩(wěn)定。再次如圖1至圖3所示，本實施例所提供的無人駕駛航空器還包括設(shè)備倉108。其中，設(shè)備倉108中設(shè)置有圖像監(jiān)測器等設(shè)備，當航空器處于水平航行狀態(tài)時，設(shè)備倉108將位于航空器主體的101的下側(cè)，這樣設(shè)備倉108內(nèi)的設(shè)備便可以朝向地面，這樣便于監(jiān)測地面目標。本實施例所提供的無人駕駛航空器創(chuàng)造性地采用了四旋翼推進結(jié)構(gòu)與常規(guī)固定翼布局相結(jié)合的機體結(jié)構(gòu)設(shè)計，其起降過程主要采用四組旋翼來提供升力，而其他飛行狀態(tài)主要依靠復合控制來采用四組旋翼或固定翼來提供升力。同時，該航空器的動力裝置只有旋翼，并沒有額外的動力結(jié)構(gòu)，也沒有傾轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)，因此相較于現(xiàn)有的航空器，其結(jié)構(gòu)更加簡單。圖5示出了本實施例所提供的無人駕駛航空器的電氣系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。如圖5所示，本實施例所提供的航空器的電氣系統(tǒng)優(yōu)選地包括：機載傳感器系統(tǒng)501、數(shù)據(jù)通信系統(tǒng)502、飛控系統(tǒng)503以及動力與動作系統(tǒng)504。其中，機載傳感器系統(tǒng)501用于采集航空器的航行數(shù)據(jù)，其能夠?qū)⑺杉降暮叫袛?shù)據(jù)傳輸給與之電連接的飛控系統(tǒng)503，以由飛控系統(tǒng)503根據(jù)接收到的航行數(shù)據(jù)調(diào)節(jié)航空器的航行狀態(tài)。具體地，如圖6所示，本實施例中，機載傳感器系統(tǒng)501優(yōu)選地包括：慣導測量單元501a、無線電高度表501b、氣壓高度表501c、空速計501d以及GPS接收機501e。其中，慣導測量單元501a優(yōu)選地包括：三軸加速度計、三軸陀螺和三軸磁力計等設(shè)備。飛控系統(tǒng)503對機載傳感器系統(tǒng)501所采集到的航行數(shù)據(jù)進行處理后，便可以得到航空器的飛行姿態(tài)、姿態(tài)角速度、飛行速度、經(jīng)緯度和高度等信息，進而根據(jù)這些信息來對航空器的飛行狀態(tài)進行調(diào)整。需要指出的是，在本發(fā)明的其他實施例中，機載傳感器系統(tǒng)501所包含的器件既可以僅包含以上所列項中的任一項或幾項，也可以包含其他未列出的合理器件，抑或是以上所列項中的任一項或幾項與其他未列出的合理項的組合，本發(fā)明不限于此。圖7示出了本實施例中無人駕駛航空器中的動力與動作系統(tǒng)504的電路結(jié)構(gòu)示意圖。如圖7所示，本實施例中，動力與動作系統(tǒng)504優(yōu)選地包括：電源模塊701、信號調(diào)節(jié)電路702、驅(qū)動電機104、滾轉(zhuǎn)副翼106以及升降副翼107。其中，電源模塊701用于為航空器中各個用電器件提供電能。具體地，本實施例中，電源模塊701包括：發(fā)動機701a和發(fā)電機701b。其中，發(fā)動機701a與發(fā)電機701b軸接，這樣設(shè)置于航空器機身內(nèi)部的發(fā)動機701a也就可以作為能源裝置帶動發(fā)電機701b運行，從而使得發(fā)電機701b產(chǎn)生電能。信號調(diào)節(jié)電路702b與發(fā)電機701b電連接，其能夠?qū)Πl(fā)電機701b傳來的電信號進行調(diào)節(jié)處理，從而生成相應的電信號并將這些電信號對應傳輸給驅(qū)動電機104、升降副翼107以及滾轉(zhuǎn)副翼106，從而控制驅(qū)動電機104的轉(zhuǎn)速以及升降副翼107和滾轉(zhuǎn)副翼106的偏轉(zhuǎn)角。如圖7所示，電源模塊701還包括蓄電池701c，蓄電池701c與信號調(diào)節(jié)電路701c電連接，其能夠?qū)⒆陨泶鎯Φ碾娔軅鬏斀o信號調(diào)節(jié)電路702，并最終為航空器中的各個用電器件提供自身運行所需的電能。本實施例中，優(yōu)選地，在需要的情況下，發(fā)電機701b所產(chǎn)生的電能可以傳輸?shù)叫铍姵?01c，從而為蓄電池701c進行充電。從上述描述中可以看出，本實施例所提供的航空器采用了兩組供電裝置(其中一組為電動機701a與發(fā)電機701b構(gòu)成的供電裝置，另一組為蓄電池701c構(gòu)成的供電裝置)來為航空器內(nèi)部的用電器件供電。需要指出的是，在本發(fā)明的其他實施例中，還可以僅采用其中一組供電裝置來為用電器件供電。這樣可以有效減少航空器的器件數(shù)量、簡化航空器結(jié)構(gòu)，同時還能夠降低航空器的整體重量。再次如圖5所示，本實施例所提供的無人駕駛航空器還包括數(shù)據(jù)通信系統(tǒng)502。其中，數(shù)據(jù)通信系統(tǒng)502與飛控系統(tǒng)503連接，其能夠接收外部傳來的控制指令，并將該控制指令傳輸給飛控系統(tǒng)503，以由飛控系統(tǒng)503根據(jù)該控制指令調(diào)整航空器的飛行狀態(tài)。同時，還需要指出的是，在本發(fā)明的其他實施例中，無人駕駛航空器的電氣系統(tǒng)還可以包含其他合理模塊，本發(fā)明不限于此。例如在本發(fā)明的一個實施例中，航空器的電氣系統(tǒng)還可以包含導引助降子系統(tǒng)等，同時，與無人駕駛航空器配合使用的還有設(shè)置于地面或艦船上的地面站子系統(tǒng)等。其中，導引助降子系統(tǒng)用于引導航空器降落在地面或艦船的指定位置，而地面站子系統(tǒng)則可以通過通訊系統(tǒng)502向航空器發(fā)送相應的指令來控制航空器的航行狀態(tài)。本實施例所提供的無人駕駛航空器采用了拉力矢量多旋翼模態(tài)與固定翼模態(tài)復合控制的方式來控制航空器的飛行狀態(tài)，其采用了旋翼軸固定向前、航空器尾坐式起飛降落方案。即，航空器在起飛前和降落后，航空器均是由主起落架支撐的，此時航空器的頭部垂直朝上，而航空器的尾部垂直朝下，從而形成尾坐式的支撐狀態(tài)。而航空器在起飛、航行以及降落階段，其旋翼軸均是固定向前(即指向航空器頭部)的，旋翼軸與固定翼之間并不會發(fā)生相對轉(zhuǎn)動。本實施例所提供的無人駕駛航空器為拉力換向式垂直起降航空器。該航空器以多旋翼模式尾坐式起飛，旋翼產(chǎn)生的升力與來自飛控系統(tǒng)的控制信號(即電機接收到的PWM波的占空比)呈非常好的線性關(guān)系，因此也就可以將旋翼構(gòu)成的動力系統(tǒng)模型視為一線性模型，這大大方便了控制程序的設(shè)計。旋翼的動力來源比較簡單，即四個旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的拉力和力矩。如果忽略旋翼安裝非垂直的問題，在機體坐標系下旋翼的受力情況的表達形式很直觀，即：F→B=00Σi=14Fi---(1)]]>其中，表示機體的升力，F(xiàn)i表示第i組旋翼產(chǎn)生的升力。根據(jù)不同坐標系間的旋轉(zhuǎn)矩陣，也就可以將四旋翼的受力轉(zhuǎn)化到不同的坐標系中，以用于對無人駕駛航空器的飛行狀態(tài)進行控制。具體地，由圖8所示的本實施例所提供的無人駕駛航空器的飛行過程的實線飛行過程可知，該航空器首先從地面垂直起飛(即航空器機頭沿y軸方向)，此時航空器利用旋翼來提供主要升力。在達到允許高度后，以多旋翼模態(tài)(即利用多個旋翼提供主要升力)進行橫向加速。四組旋翼同時通過差動控制產(chǎn)生低頭力矩，同時控制升降副翼也產(chǎn)生低頭力矩。其中，各個旋翼以及升降副翼的作用的大小可以根據(jù)飛行速度和姿態(tài)進行復合控制律解算，并根據(jù)解算結(jié)果進行旋翼和升降副翼舵面的控制量分配。在低頭力矩的作用下，航空器的機頭逐漸拉低，機身逐漸趨于水平。在此過程中，飛控系統(tǒng)同時通過調(diào)節(jié)旋翼的轉(zhuǎn)速來增大航空器的空速，并最終達到水平巡航速度。在水平巡航速度下，航空器將進入固定翼模式平飛(即航空器機頭沿x軸方向)。由于在平飛過程中航空器的航行速度較大，因此其可以利用固定翼來提供主要升力。同理，在降落過程中，航空器首先爬升，并使得機頭豎直向上(即垂直于水平面向上)，這一過程也就是通過旋翼以及升降副翼的復合控制來使得航空器從固定翼模態(tài)轉(zhuǎn)換為旋翼模態(tài)。在旋翼模態(tài)下，航空器通過調(diào)節(jié)旋翼的轉(zhuǎn)速來調(diào)節(jié)旋翼所產(chǎn)生的升力，從而緩慢下降高度直至著陸。需要指出的是，在本發(fā)明的其他實施例中，無人駕駛航空器還可以采用其他合理的方式來進行航行，本發(fā)明不限于此。例如在本發(fā)明的一個實施例中，該無人駕駛航空器在進行垂直飛行模式和水平巡航飛行模式之間的切換時，還可以采用失速垂平飛行模式來進行過渡。如圖8所示，在失速水平飛行模式中(即如圖8中的虛線所示)，當航空器垂直飛行到達一定高度后，飛控系統(tǒng)將通過調(diào)節(jié)旋翼的轉(zhuǎn)速來控制機身翻轉(zhuǎn)90度。此時由于空速較小，因此無人駕駛航空器將由于失速而處于下墜狀態(tài)，這樣航空器也就可以利用重力做俯沖加速。在俯沖加速過程中，隨著航空器空速的增大，固定翼所提供的升力將逐漸增大并最終能夠使得航空器處于水平巡航狀態(tài)。本實施例中，在對航空器的飛行狀態(tài)進行控制時，飛控系統(tǒng)通常將整個航空器的數(shù)學模型分解為縱向子系統(tǒng)和側(cè)向子系統(tǒng)。其中，在過度飛行過程中，本實施例所提供的無人駕駛航空器的側(cè)向子系統(tǒng)的滾轉(zhuǎn)角、偏航角和側(cè)滑角等狀態(tài)量都保持不變，唯有側(cè)向子系統(tǒng)的俯仰角、空速和攻角發(fā)生變化。因此為了方便對航空器的控制，本實施例中對過度飛行模式的航空器數(shù)學模型進行了簡化處理，忽略航空器的側(cè)向子系統(tǒng)模型并將其作為干擾量來處理，僅分析航空器的縱向系統(tǒng)模型，因此也就將無人駕駛航空器的六自由度模型簡化為二自由度模型。當無人駕駛航空器處于垂直起飛/降落或懸停狀態(tài)時，本實施例所提供的無人駕駛航空器的飛控系統(tǒng)將根據(jù)旋翼調(diào)節(jié)模式來調(diào)節(jié)旋翼和固定翼的狀態(tài)，以由旋翼來為整個航空器提供主升力。當無人駕駛航空器處于垂直起飛/降落或懸停狀態(tài)時，航空器的機頭朝上，其俯仰角接近90度。在這種飛行模式下，航空器的飛行速度相對比較低，副翼操作舵面的作用相對比較微弱，因此航空器所有姿態(tài)的調(diào)節(jié)與保持都主要由旋翼來完成，航空器的重管理主要靠旋翼產(chǎn)生的拉力來保持平衡。本實施例中，航空器的垂直飛行模式主要用來實現(xiàn)航空器的垂直起降、懸停以及水平低速機動等。本實施例中，當航空器處于垂直飛行模式時，定義此時的坐標系X-Y-Z相對于地面靜止，X軸和Y軸在水平面內(nèi)(當航空器處于垂向狀態(tài)時)，Z軸指向地面，其中X軸指向為垂直于水平面內(nèi)固定翼翼面。四旋翼繞X軸方向的轉(zhuǎn)動為橫滾，繞Y軸方向的轉(zhuǎn)動為俯仰，繞Z軸方向的轉(zhuǎn)動為偏航。姿態(tài)角使用歐拉角的定義方式，順序為橫滾-俯仰-偏航。本實施例中，飛控系統(tǒng)通過改變四個旋翼的總升力來改變無人機在垂直方向上的運動，通過改變螺旋槳之間的升力差來改變垂向姿態(tài)，進而改變其在垂直方向的速度和位置。圖9示出了本實施例中旋翼調(diào)節(jié)模型的示意圖。如圖9所示，本實施例中，飛控系統(tǒng)優(yōu)選地采用內(nèi)外環(huán)的控制方式來對航空器的航行狀態(tài)進行控制。其中，飛控系統(tǒng)在內(nèi)循環(huán)中主要調(diào)整航空器自身的姿態(tài)，而在外循環(huán)中飛控系統(tǒng)則主要調(diào)整航空器在空間坐標系中的位置。具體地，當飛控系統(tǒng)根據(jù)旋翼調(diào)節(jié)模型來控制航空器的姿態(tài)時，其會根據(jù)接收到的航行指令以及航空器當前的位置信息生成第一電機控制指令和姿態(tài)角指令。根據(jù)該姿態(tài)角指令，飛控系統(tǒng)會在內(nèi)循環(huán)中調(diào)整航空器自身的姿態(tài)，其會根據(jù)姿態(tài)角指令以及航空器當前的姿態(tài)信息生成第二電機控制指令。電機將根據(jù)第一電機控制指令和第二電機控制指令來調(diào)節(jié)自身運行狀態(tài)(例如轉(zhuǎn)速)，而在四旋翼模型中，電機運行狀態(tài)的改變將帶來旋翼運行狀態(tài)的改變，進而使得航空器的位置以及姿態(tài)發(fā)生改變。由于本實施例所提供的無人駕駛航空器采用了四旋翼的對稱結(jié)構(gòu)，因此可以將航空器的高度、俯仰、橫滾以及偏航之間的關(guān)系進行解耦以方便對航空器的運行狀態(tài)進行控制。具體地，如圖10所示，本實施例中，當航空器需要進行上升時，飛控系統(tǒng)可以通過同時增大各個旋翼的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)，此時四個旋翼將增加相同的升力，這樣航空器便將具有向上的加速度，但此時其自身姿態(tài)保持不變。當航空器需要進行俯仰時，飛控系統(tǒng)則會在增大第一旋翼和第二旋翼的轉(zhuǎn)速的同時，減小第三旋翼和第四旋翼的轉(zhuǎn)速。這樣第一旋翼和第二旋翼所產(chǎn)生的升力將增大，而第三旋翼和第四旋翼所產(chǎn)生的升力將減小，從而使得航空器在俯仰方向產(chǎn)生一個正向的角加速度。當航空器需要進行橫滾時，飛控系統(tǒng)則會在增大第一旋翼和第四旋翼的轉(zhuǎn)速的同時，減小第二旋翼和第三旋翼的轉(zhuǎn)速。這樣第一旋翼和第四旋翼所產(chǎn)生的升力將增大，而第二旋翼和第三旋翼所產(chǎn)生的升力將減小，從而使得航空器產(chǎn)生一個橫滾方向的角加速度。而當航空器需要進行偏航時，飛控系統(tǒng)則會在增大第一旋翼和第三旋翼的轉(zhuǎn)速的同時，減小第二旋翼和第四旋翼的轉(zhuǎn)速。這樣第一旋翼和第三旋翼所產(chǎn)生的升力將增大，而第二旋翼和第四旋翼所產(chǎn)生的升力將減小，從而使得航空器產(chǎn)生一個偏航方向的角加速度。需要指出的是，在上述控制過程中，在改變一個姿態(tài)參數(shù)的過程中，為了不影響其他姿態(tài)參數(shù)，在對各個旋翼的轉(zhuǎn)速進行調(diào)節(jié)時，各個旋翼的轉(zhuǎn)速的增大量和/或減小量優(yōu)選地保持相同。航空器在水平飛行模式下，由于其空速較大，因此其寬大的固定翼可以產(chǎn)生足夠的升力來平衡自身所受到的重力，從而發(fā)揮出高速高效的優(yōu)點。由于在此過程中航空器主要依靠氣動力來平衡重力，因此飛控系統(tǒng)主要根據(jù)固定翼調(diào)節(jié)模型來控制升降副翼和滾轉(zhuǎn)副翼來實現(xiàn)對飛行器航行狀態(tài)的控制。圖11示出了本實施例中固定翼調(diào)節(jié)模型中航空器高度控制回路的電路示意圖。如圖11所示，本實施例中，飛控系統(tǒng)根據(jù)固定翼調(diào)節(jié)模型對航空器的高度進行控制時，首先會獲取到航空器的期望高度Hg，隨后對該期望高度Hg進行限幅后計算其與航空器的實際高度H的差值，從而得到高度偏差量ΔH。該高度偏差量ΔH也就是航空器需要改變的高度。在得到高度偏差量ΔH后，飛控系統(tǒng)將利用第一PID調(diào)節(jié)器來根據(jù)該高度偏差量ΔH生成第一控制信號C1。在得到第一控制信號C1后，飛控系統(tǒng)將根據(jù)第一控制信號C1和航空器的實際垂直速度來生成第二控制信號θg。最后將該第二控制信號θg輸入俯仰控制回路，便可以得到用于控制升降副翼舵面偏轉(zhuǎn)狀態(tài)的舵面信號δlon。升降副翼在接收到該舵面信號δlon后，便會將自身的舵面調(diào)整為相應的偏轉(zhuǎn)角度，從而控制航空器達到期望高度Hg。在實際控制過程中，當航空器的升降副翼和滾轉(zhuǎn)副翼發(fā)生變化時，航空器的俯仰角和空速都將發(fā)生顯著的變化。當旋翼的轉(zhuǎn)速恒定時，航空器的控制實際上是自身動能與勢能之間的轉(zhuǎn)化，控制范圍將受到限制，因此此時必須增加對旋翼轉(zhuǎn)速(即電機轉(zhuǎn)速)的控制來改變航空器的總能量來使得航空器的高度和速度達到期望值。因此如圖11所示，本實施例中，飛控系統(tǒng)在調(diào)整航空器的升降副翼的舵面的同時，還會同時調(diào)整旋翼的轉(zhuǎn)速。具體地，在得到第二控制信號θg后，飛控系統(tǒng)還會根據(jù)第二控制信號θg生成旋翼控制信號δp，從而利用該旋翼控制信號δp控制航空器各個旋翼所對應的電機的轉(zhuǎn)速，進而使得各個旋翼所產(chǎn)生的拉力得到調(diào)節(jié)，這樣也就實現(xiàn)了對航空器速度的調(diào)節(jié)。圖12示出了本實施例中固定翼調(diào)節(jié)模型中航空器速度控制回路的電路示意圖。如圖12所示，本實施例中，飛控系統(tǒng)根據(jù)固定翼調(diào)節(jié)模型對航空器的速度進行控制時，首先會獲取到航空器的期望速度Vg，隨后對該期望速度Vg進行限幅后計算其與航空器的實際速度V的差值，從而得到速度偏差量ΔV。在得到速度偏差量ΔV后，飛控系統(tǒng)將利用第二PID調(diào)節(jié)器來根據(jù)該速度偏差量ΔV來生成第三控制信號C3。在得到第三控制信號C3后，飛控系統(tǒng)將根據(jù)第三控制信號C3來生成航空器的旋翼控制信號δp，從而利用該旋翼控制信號δp控制航空器各個旋翼所對應的電機的轉(zhuǎn)速，進而使得各個旋翼所產(chǎn)生的拉力得到調(diào)節(jié)，這樣也就實現(xiàn)了對航空器速度的調(diào)節(jié)。正如上述內(nèi)容所闡述的那樣，當航空器的副翼狀態(tài)保持不變時，旋翼轉(zhuǎn)速的增大或減小都將引起航空器自身俯仰角的變化，進而引起航空器高度的變化。針對這種情況，本實施例中，飛控系統(tǒng)在調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速的同時，還會調(diào)整升降副翼的狀態(tài)。具體地，如圖12所示，在得到第三控制信號C3后，飛控系統(tǒng)將根據(jù)第三控制信號C3生成用于控制升降副翼舵面偏轉(zhuǎn)狀態(tài)的舵面信號δlon。升降副翼在接收到該舵面信號δlon后，便會將自身的舵面調(diào)整為相應的偏轉(zhuǎn)角度。圖13和圖14示出了本實施例所提供的無人駕駛航空器的飛控流程圖。如圖13所示，當無人駕駛航空器啟動后，飛控系統(tǒng)首先進行初始化，并延時預設(shè)時長后采集遙控器信號。本實施例中，該遙控器信號是由地面站系統(tǒng)發(fā)送的用以控制無人駕駛航空器飛行狀態(tài)的信號。當獲得遙控器信號后，飛控系統(tǒng)將根據(jù)該遙控器信號判斷是否存在起飛指令。其中，如果存在起飛指令，則進一步判斷當前航空器的高度是否達到預設(shè)高度。本實施例中，上述預設(shè)高度為表征航空器起飛過程結(jié)束的高度，其優(yōu)選地設(shè)置為25cm。需要指出的是，在本發(fā)明的不同實施例中，根據(jù)無人駕駛航空器的參數(shù)以及航行需要，上述預設(shè)高度可以設(shè)置為其他合理值，本發(fā)明不限于此。如果航空器達到預設(shè)高度，那么則表示航空器已經(jīng)完成了起飛過程。而如果航空器未達到預設(shè)高度，那么則表示航空器尚未完成起飛過程，因此此時飛控系統(tǒng)則繼續(xù)采集遙控器信號，并根據(jù)遙控器信號更新航空器的姿態(tài)。在對航空器姿態(tài)進行更新的過程中，飛控系統(tǒng)將就判斷是否存在起飛指令。如果存在起飛指令，則通過控制旋翼的轉(zhuǎn)速來使得航空器以固定升力起飛，在此過程中，飛控系統(tǒng)仍會持續(xù)對航空器的起飛狀態(tài)進行控制并持續(xù)判斷航空器是否預設(shè)高度。而如果不存在起飛指令，那么飛控系統(tǒng)則會進行航空器姿態(tài)控制，并重新判斷是否接收到起飛指令。如圖14所示，當航空器完成起飛過程后，飛控系統(tǒng)將繼續(xù)采集遙控器信號，并根據(jù)該遙控器信號判斷是否需要切換為手動飛行模式。如果需要切換為手動飛行模式，那么飛控系統(tǒng)則會根據(jù)接收到的遙控器信號來獲取航空器狀態(tài)指令，并根據(jù)該姿態(tài)指令來對航空器的飛行高度以及飛行姿態(tài)等飛行狀態(tài)進行控制。在對航空器飛行狀態(tài)進行控制的過程中，飛控系統(tǒng)還會根據(jù)接收到的遙控器信號來判斷是否需要降落。如果需要降落，那么飛控系統(tǒng)則控制航空器轉(zhuǎn)換為旋翼飛行模式，并在滿足降落條件的情況下(例如航空器的高度將為0)控制旋翼停轉(zhuǎn)，此時整個控制過程也就結(jié)束。而如果不需要切換為手動飛行模式，那么飛控系統(tǒng)則會利用串口從自身數(shù)據(jù)存儲器讀取事先設(shè)定的姿態(tài)指令，并根據(jù)該姿態(tài)指令將航空器由旋翼飛行模式轉(zhuǎn)換為固定翼飛行模式，并在固定翼飛行模式下根據(jù)具體的控制指令來對航空器的飛行姿態(tài)以及飛行高度等飛行狀態(tài)進行控制。在對航空器飛行狀態(tài)進行控制的過程中，飛控系統(tǒng)同樣還會根據(jù)自身存儲的控制指令來判斷是否需要降落。如果需要降落，那么飛控系統(tǒng)則控制航空器轉(zhuǎn)換為旋翼飛行模式，并在滿足降落條件的情況下(例如航空器的高度將為0)控制旋翼停轉(zhuǎn)，此時整個控制過程也就結(jié)束?，F(xiàn)有垂直起降固定翼續(xù)航無人機一般有兩種類型。一種是配置傾轉(zhuǎn)旋翼，這種無人機存在大型化并且結(jié)構(gòu)復雜的問題，同時這種無人機難以維護使用并且故障率高；另一種是配置旋翼和向前推動動力系統(tǒng)共計兩套動力系統(tǒng)，這種無人機是將兩種動力系統(tǒng)進行簡單疊加，降低了有效載荷和燃油的重量，航程航時與旋翼機比指標得不到明顯提高。而本實施例所提供的無人駕駛航空器旋翼軸無需相對機翼轉(zhuǎn)動，因此也就無需配置控制調(diào)節(jié)旋翼軸轉(zhuǎn)動的復雜的機械部件，相較于現(xiàn)有的傾轉(zhuǎn)旋翼航空器，本實施例所提供的航空器的結(jié)構(gòu)更加簡單、重量更輕。同時，本實施例所提供的無人駕駛航空器采用一套動力裝置(即旋翼及其對應的電動機)來滿足垂直起降和固定翼模態(tài)巡航的功能，相較于現(xiàn)有的航空器，其能夠提供更大的重量滿足任務(wù)載荷和航程航時要求。本實施例所提供的無人駕駛航空器將垂直起降技術(shù)與固定翼飛機常規(guī)控制相結(jié)合，其既具有直升機的垂直起降和懸停能力，又具有固定翼無人機的速度快、航程遠的特點。而現(xiàn)有的無人機或有人機均是只具備其中一種優(yōu)點，例如直升機具備垂直起降能力但是器速度低、航時以及航程短，而具備速度、航時以及航程優(yōu)勢的固定翼飛機則需要機場跑到或者復雜的發(fā)射回收設(shè)備。本實施例所提供的無人駕駛航空器在使用的過程中，由于在起飛和降落階段能夠進行垂直起降，因此該航空器可以在大多數(shù)艦船上或者不具備機場跑道條件的場合(例如島嶼等)，便于軍民廣泛需求。同時，在高速航行階段，該無人駕駛航空器能夠利用固定翼來進行航行，因此其能夠像現(xiàn)有的固定翼飛機那樣具有航程大、續(xù)航時間長的優(yōu)點，這樣航空器也就可以快速飛抵目標上空。此外，當航空器飛抵目標上空后，其還能夠利用其旋翼進行定點懸停作業(yè)或巡航。由此可以看出，該無人駕駛航空器特別適合偵查、測繪、巡邏以及其他任務(wù)的需要。應該理解的是，本發(fā)明所公開的實施例不限于這里所公開的特定結(jié)構(gòu)或處理步驟，而應當延伸到相關(guān)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員所理解的這些特征的等同替代。還應當理解的是，在此使用的術(shù)語僅用于描述特定實施例的目的，而并不意味著限制。說明書中提到的“一個實施例”或“實施例”意指結(jié)合實施例描述的特定特征、結(jié)構(gòu)或特性包括在本發(fā)明的至少一個實施例中。因此，說明書通篇各個地方出現(xiàn)的短語“一個實施例”或“實施例”并不一定均指同一個實施例。雖然上述示例用于說明本發(fā)明在一個或多個應用中的原理，但對于本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說，在不背離本發(fā)明的原理和思想的情況下，明顯可以在形式上、用法及實施的細節(jié)上作各種修改而不用付出創(chuàng)造性勞動。因此，本發(fā)明由所附的權(quán)利要求書來限定。當前第1頁1 2 3