本發(fā)明屬于多旋翼飛行器技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種適用于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的多旋翼飛行器新型導(dǎo)流控制方法。

背景技術(shù)：

旋翼式無人機(jī)是以高速旋轉(zhuǎn)的機(jī)翼作為動(dòng)力源，可實(shí)現(xiàn)垂直起降、懸停、橫飛、倒飛以及超低空飛行等多種飛行方式的無人機(jī)，適宜在狹小的空間或復(fù)雜地形環(huán)境使用，其良好的靈活性是它的主要特點(diǎn)。無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)無人機(jī)自主飛行的關(guān)鍵與核心，飛行控制系統(tǒng)的性能優(yōu)劣直接決定了旋翼無人機(jī)的飛行性能及其完成任務(wù)的情況。因此研制適合多旋翼無人機(jī)的輕型化、低成本、低功耗的飛行控制系統(tǒng)具有重要的理論價(jià)值和工程應(yīng)用價(jià)值。

隨著科技的發(fā)展，無人機(jī)的應(yīng)用領(lǐng)域已逐漸從軍用過渡到民用、警用。無人飛行器使得人們可以方便的實(shí)現(xiàn)航空攝影以及交通導(dǎo)航等功能，將用戶的移動(dòng)范圍由地面的二維空間轉(zhuǎn)變成為三維空間，同時(shí)還能有效的降低人力以及物力的損耗。高飛行性能的多旋翼飛行器會(huì)對我國的多旋翼無人機(jī)的普及起到極大的推動(dòng)作用。將來，無論是在氣象勘測，災(zāi)情調(diào)查，環(huán)境保護(hù)等民用領(lǐng)域，還是針對追捕逃犯，瓦解恐怖活動(dòng)等警用領(lǐng)域，都有著很大的需求空間。因而，各界人士已經(jīng)對多旋翼飛行器提出了很高的期許。

目前，對于多旋翼飛行器的姿態(tài)控制主要是通過改變旋翼轉(zhuǎn)速使每個(gè)旋翼之間產(chǎn)生升力差或扭矩差，使得飛行器機(jī)身產(chǎn)生側(cè)偏，由側(cè)向分力推進(jìn)飛行器前進(jìn)。

雖然，國內(nèi)外在多旋翼飛行器的控制方法上取得了顯著成就，但是目前的控制方法需要實(shí)時(shí)地調(diào)整每一個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速再由測得的姿態(tài)信息進(jìn)行調(diào)整，這使得應(yīng)用于多旋翼飛行器的控制算法太過復(fù)雜。同時(shí)，由于飛行器方向上的變化需要通過轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)身產(chǎn)生側(cè)向力來前進(jìn)，所以對于改變航向的響應(yīng)也存在較長的延遲，每次轉(zhuǎn)動(dòng)都需要先使飛行器回到平衡姿態(tài)再作出偏航動(dòng)作前進(jìn)。這就很大程度降低了旋翼飛行器靈活度，而旋翼轉(zhuǎn)速變化產(chǎn)生的摩擦也將影響飛行器的穩(wěn)定性。

氣體導(dǎo)流裝置是一種可以僅通過改變導(dǎo)流板開合角度就能快速穩(wěn)定地調(diào)整多旋翼飛行器飛行姿態(tài)的機(jī)構(gòu)，具有高穩(wěn)定性和高靈活度的特點(diǎn)。本發(fā)明將該導(dǎo)流裝置安裝在多旋翼飛行器上形成新型多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)與控制方式。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

發(fā)明目的：為了克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的不足，針對現(xiàn)有多旋翼飛行器控制難度大，穩(wěn)定性低，靈活度差的問題，本發(fā)明設(shè)計(jì)了一種新型多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)，并針對該結(jié)構(gòu)探索了一種新型控制方法。

技術(shù)方案：為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：

一是改變多旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)，通過加裝導(dǎo)流板裝置對多旋翼飛行器進(jìn)行改造，形成新型多旋翼結(jié)構(gòu)。

二是通過改變導(dǎo)流裝置的夾角調(diào)節(jié)每個(gè)涵道風(fēng)扇(旋翼)力的大小和方向，以此改變多旋翼飛行器的飛行姿態(tài)。

三是通過新型多旋翼飛行器的推力裝置實(shí)現(xiàn)垂直方向的改變。

具體的技術(shù)方案如下：

一種基于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的新型導(dǎo)流控制多旋翼飛行器，包括渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)及通過導(dǎo)氣管與之連接的若干旋翼，以及導(dǎo)流裝置；所述旋翼以所述渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為中心沿周向均勻陣列設(shè)置，所述導(dǎo)流裝置安裝在所述旋翼的下方或所述導(dǎo)氣管內(nèi)部；

所述導(dǎo)流裝置由若干導(dǎo)流板以相同的間隔均勻平行排列形成。

進(jìn)一步的，所述旋翼為涵道風(fēng)扇，所述導(dǎo)流裝置與所述旋翼一一對應(yīng)設(shè)置，每個(gè)旋翼下方安裝一個(gè)導(dǎo)流裝置。

進(jìn)一步的，所述導(dǎo)流裝置安裝在所述旋翼的下方正中央位置。以便對發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確的控制，并根據(jù)具體的不同材料進(jìn)行不同的焊接。

進(jìn)一步的，所述導(dǎo)流裝置安裝在導(dǎo)氣管內(nèi)部距管出口三分之一距離位置處。用于保證氣流的穩(wěn)定性和可靠性，焊接方式將根據(jù)具體的發(fā)動(dòng)機(jī)材料和導(dǎo)流板材料決定。

進(jìn)一步的，所述導(dǎo)流板的總數(shù)為偶數(shù)個(gè)，所述導(dǎo)流板對稱排布；位于外側(cè)的導(dǎo)流板為外側(cè)導(dǎo)流板，位于內(nèi)側(cè)的則為內(nèi)側(cè)導(dǎo)流板。偶數(shù)個(gè)便于對稱控制，能夠更好的控制飛行器姿態(tài)。

進(jìn)一步的，所述導(dǎo)流板采用的材料為新型復(fù)合材料，包括UP樹脂、PP樹脂、玻璃纖維、POE、滑石粉。

進(jìn)一步的，所述導(dǎo)流板均勻分布于所述旋翼下方或所述導(dǎo)氣管內(nèi)，所述導(dǎo)流板上安裝有傳感控制器，作為傳感器模塊，通過所述傳感控制器控制導(dǎo)流板旋轉(zhuǎn)的角度，并根據(jù)導(dǎo)流板的角度控制飛行器姿態(tài)。

進(jìn)一步的，所述傳感器模塊無線連接航姿參考系統(tǒng)，所述航姿參考系統(tǒng)連接控制中心，所述控制中心連接所述導(dǎo)流裝置；

由傳感器模塊測出飛行器當(dāng)前姿態(tài)數(shù)據(jù)，包括傾斜方位和傾斜角度，然后將所述數(shù)據(jù)傳回航姿參考系統(tǒng)，由航姿參考系統(tǒng)估計(jì)出飛行器當(dāng)前姿態(tài)信息，再通過控制回路將所述姿態(tài)信息傳回控制中心，由控制中心對所述導(dǎo)流裝置發(fā)出相應(yīng)的動(dòng)作指令，所述動(dòng)作指令包括增大或減小傾斜方向的導(dǎo)流板開合角度。

一種基于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的新型導(dǎo)流控制多旋翼飛行器的控制方法，通過調(diào)節(jié)導(dǎo)流裝置的導(dǎo)流板相對角度的大小，控制每個(gè)旋翼力的大小和方向，利用旋翼的上下壓強(qiáng)差改變飛行器的飛行姿態(tài)；通過渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為推力裝置實(shí)現(xiàn)垂直方向的改變。

進(jìn)一步的，所述飛行姿態(tài)控制包括：

1)下降：處于導(dǎo)流板組合的兩邊外側(cè)導(dǎo)流板的開合角θ為90°，導(dǎo)流板組合的內(nèi)側(cè)導(dǎo)流板相互靠攏，使得出氣口變小，降低升力，同時(shí)降低每個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速，使得飛行器升力變小，當(dāng)所有旋翼產(chǎn)生的合升力小于自身重力時(shí)，飛行器受重力作用垂直下降；

2)懸停：所有導(dǎo)流板的開合角θ都為90°，調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速，使所有旋翼產(chǎn)生的升力相等，并且總升力等于飛行器自身的重力，飛行器保持懸停狀態(tài)；

3)升高：所有導(dǎo)流板的開合角θ為90°，同時(shí)增加每個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速并使各個(gè)旋翼升力相等，使得飛行器總升力變大，當(dāng)所有旋翼產(chǎn)生的合升力大于自身重力時(shí)，飛行器受推力裝置的推動(dòng)力垂直上升；

4)轉(zhuǎn)向、偏航：各個(gè)導(dǎo)流板的開合角θ小于90°，產(chǎn)生水平方向的作用力，最終產(chǎn)生一個(gè)水平方向總的作用力，使飛行器的飛行方向發(fā)生改變。

有益效果：本發(fā)明提供的適用于渦噴/渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的新型導(dǎo)流控制方法，改變了現(xiàn)有多旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)和控制方式，構(gòu)建新一代高效、靈活、飛行姿態(tài)豐富、穩(wěn)定性好的多旋翼飛行器，同時(shí)通過多旋翼飛行器的發(fā)展推動(dòng)無人機(jī)的發(fā)展和前進(jìn)，進(jìn)而推動(dòng)我國軍事力量的不斷發(fā)展。

通過本新型多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)以下效益：

1.飛行器飛行時(shí)間更長：通過本發(fā)明對渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生氣體的合理利用實(shí)現(xiàn)多旋翼飛行器飛行時(shí)長的顯著提升。

2.姿態(tài)控制更加靈活：新型多旋翼飛行器通過導(dǎo)流板的夾角控制方式更便捷的控制飛行器的飛行姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，較原有旋翼飛行器更加靈活。

3.控制算法更加簡單：這種新型的飛行器控制方式只需要考慮導(dǎo)流板的開合角度，輸入量少且直觀明確，這對控制機(jī)構(gòu)的穩(wěn)定性有極大的提升。

附圖說明

圖1為本發(fā)明新型多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)圖；

圖2為新型多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)俯視圖；

圖3為導(dǎo)流板垂直時(shí)氣流與力的方向示意圖；

圖4、5為導(dǎo)流板傾斜時(shí)氣流與力的方向示意圖；

圖6為導(dǎo)流板開合角變小時(shí)氣流與力的方向示意圖；

圖7為多旋翼飛行器垂直運(yùn)動(dòng)示意圖；

圖8為多旋翼飛行器左右偏航示意圖；

圖9為導(dǎo)流裝置結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作更進(jìn)一步的說明。

本發(fā)明為一種適用于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的多旋翼飛行器新型導(dǎo)流控制方法，如圖1、2所示，在以渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力來源的多旋翼飛行器的涵道風(fēng)扇(旋翼)下方或?qū)夤苤屑友b導(dǎo)流板形成新型多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)和控制結(jié)構(gòu)。

優(yōu)選的，在多旋翼飛行器的每個(gè)涵道風(fēng)扇(旋翼)下方安裝一個(gè)導(dǎo)流裝置，該導(dǎo)流裝置由若干(偶數(shù))導(dǎo)流板組成，除了將其安裝在涵道風(fēng)扇(旋翼)下方還可將其安裝在導(dǎo)氣管中，該導(dǎo)流裝置與渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)共同形成新型多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)。無論是將導(dǎo)流板安裝在導(dǎo)管內(nèi)還是安裝在涵道風(fēng)扇(旋翼)下方，均可通過調(diào)節(jié)導(dǎo)流板相對角度的大小控制通過涵道風(fēng)扇(旋翼)的上下壓強(qiáng)差從而改變多旋翼飛行器的姿態(tài)。

在需要多旋翼飛行進(jìn)行升降時(shí)仍需要通過渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)涵道風(fēng)扇這一主要推進(jìn)媒介形成克服自身重力的升力。

本發(fā)明為一種適用于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的多旋翼飛行器新型導(dǎo)流控制方法。若干(偶數(shù))導(dǎo)流板以相同的間隔平行排列形成導(dǎo)流裝置，本發(fā)明將其安裝在多旋翼飛行器的每個(gè)涵道風(fēng)扇(旋翼)下方或飛行器的導(dǎo)氣管內(nèi)部，通過導(dǎo)流裝置的安裝形成新型多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)。針對上述飛行器結(jié)構(gòu)，將通過導(dǎo)流板的角度改變實(shí)現(xiàn)飛行器飛行姿態(tài)的改變，形成新型多旋翼飛行器控制方式。導(dǎo)流裝置實(shí)現(xiàn)了多旋翼飛行器姿態(tài)的調(diào)整，而飛行器的垂直大幅度升降仍需要渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)主要升力系統(tǒng)——涵道風(fēng)扇(旋翼)。本發(fā)明大大提高了多旋翼飛行器姿態(tài)調(diào)整的便捷性和準(zhǔn)確性，部署方便，在開發(fā)成本和具體實(shí)施中具有極大的優(yōu)勢，極具應(yīng)用前景。

針對以渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力來源的新型多旋翼飛行器，改變其結(jié)構(gòu)和控制方式，解決原有飛行器控制靈活度低，穩(wěn)定性差的問題。

針對新能源的多旋翼飛行器，在各涵道風(fēng)扇(旋翼)下方或?qū)夤軆?nèi)加裝一個(gè)導(dǎo)流裝置，每個(gè)導(dǎo)流裝置由若干(偶數(shù))導(dǎo)流板組成，具體視旋翼飛行器大小而定。

導(dǎo)流板采用的材料為新型復(fù)合材料，由UP樹脂、PP樹脂、玻璃纖維、POE、滑石粉等復(fù)合而成。具有強(qiáng)度高，風(fēng)阻系數(shù)小、質(zhì)量輕等優(yōu)點(diǎn)。

為了實(shí)現(xiàn)多旋翼飛行器的控制，首先需要獲得系統(tǒng)的狀態(tài)反饋，即準(zhǔn)確測量出無人機(jī)飛行器的姿態(tài)、速度、位置等信息。由傳感器模塊測出飛行器當(dāng)前姿態(tài)數(shù)據(jù)，然后將數(shù)據(jù)傳回航姿參考系統(tǒng)，由航姿參考系統(tǒng)估計(jì)出飛行器當(dāng)前姿態(tài)，再通過控制回路將姿態(tài)信息傳回控制中心，由控制中心對氣體導(dǎo)流裝置發(fā)出相應(yīng)的動(dòng)作指令。

若飛行器將始終保持在水平位置，由傳感器模塊測出當(dāng)前飛行器傾斜方位和傾斜角度，再由控制中心對氣導(dǎo)裝置發(fā)出指令，指令包括增大或減小傾斜方向的導(dǎo)流板開合角度等。根據(jù)牛頓第三定律，導(dǎo)流板導(dǎo)向的氣流將會(huì)反作用在旋翼一端，而反作用力在垂直方向和水平方向上的分力可表示為：

F_x＝F·sinθ (1.1)

F_y＝F·cosθ (1.2)

其中，θ為導(dǎo)流板于機(jī)體水平方向的夾角且0°≤θ≤180°，F(xiàn)為反作用力。由公式(1.1)可知，增大θ角可以提高旋翼端的升力，使得傾斜方位升高，而減小θ角可以降低旋翼端的升力，使得翹起端下降，飛行器再次回到水平姿態(tài)。當(dāng)導(dǎo)流板的開合角度改變時(shí)，以俯視圖的角度，部分開合方式將改變出氣口的面積大小，從而改變導(dǎo)流裝置下方氣壓的大小，同時(shí)氣體上溢，上壓也減小，由于上壓減小幅度低于下壓增加幅度，因而整體下方壓強(qiáng)將大于上方壓強(qiáng)形成壓強(qiáng)差，致使旋翼產(chǎn)生一個(gè)向上的力。如圖3、4、5、6所示。

通過多旋翼飛行器下方每一個(gè)導(dǎo)流裝置的方向控制可以使飛行器產(chǎn)生不同方向的作用力，可使飛行器在旋翼的方向上產(chǎn)生側(cè)升、側(cè)降的效果。此外，針對本發(fā)明中的多旋翼飛行器，新型控制結(jié)構(gòu)可對飛行器實(shí)現(xiàn)多姿態(tài)運(yùn)動(dòng)控制。這些姿態(tài)主要包括：

1.下降：如圖9所示，保持外側(cè)2個(gè)導(dǎo)流板1、4的開合角θ為90°，內(nèi)側(cè)2個(gè)導(dǎo)流板2、3相互靠攏，使得出氣口變小，降低升力，同時(shí)降低每個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速，使得飛行器升力變小，當(dāng)所有旋翼產(chǎn)生的合升力小于自身重力時(shí)，飛行器受重力作用垂直下降。如圖7所示。

2.懸停：4個(gè)導(dǎo)流板的開和合角θ都為90°，調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速，使所有旋翼產(chǎn)生的升力(即氣體產(chǎn)生的反作用力)相等，并且總升力等于飛行器自身的重力，飛行器保持懸停狀態(tài)。飛行器的升降運(yùn)動(dòng)由所有旋翼轉(zhuǎn)速共同決定。

3.升高：保持所有導(dǎo)流板的開合角θ為90°，使得水平方向不存在作用力，同時(shí)增加每個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速并使各個(gè)旋翼升力相等，使得飛行器總升力變大，當(dāng)所有旋翼產(chǎn)生的合升力大于自身重力時(shí)，飛行器受推力裝置即發(fā)動(dòng)機(jī)的推力作用垂直上升。如圖7所示。

4.轉(zhuǎn)向、偏航：使各個(gè)導(dǎo)流板的開合角小于90°，產(chǎn)生水平方向的作用力，根據(jù)力的合成，最終產(chǎn)生一個(gè)水平方向總的作用力，使飛行器的飛行方向發(fā)生改變。如圖8所示。

當(dāng)導(dǎo)流板安裝在導(dǎo)氣管內(nèi)時(shí)，以相同的方式進(jìn)行氣流控制，進(jìn)而控制旋翼，最終控制飛行器的飛行姿態(tài)。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出：對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤飾，這些改進(jìn)和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。