本發(fā)明涉及一種固定翼磁動力無人機的控制系統(tǒng)，尤其涉及一種可靈活地控制無人機的飛行速度并能夠節(jié)省能源的固定翼磁動力無人機的控制系統(tǒng),屬于航行器技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

小型無人機由于成本低、易于使用等特點，在消費和工業(yè)領(lǐng)域得到越來越廣泛的使用。目前國內(nèi)外無人機主要有三類，第一類為固定翼無人機，第二類為傳統(tǒng)類型無人直升飛機，第三類為電動多軸無人機。第一類的固定翼無人機飛行效率高但無法垂直起降，使用場地受限；第二類的傳統(tǒng)無人直升機可垂直起降，但機械及動力傳動結(jié)構(gòu)復雜，成本高、安全性低且操作難度大；第三類電動多軸無人機操作簡單，但多數(shù)采用蓄電池組提供能源，由于蓄電池的所存儲的電能有限，造成無人機飛行時間受限，一般為半小時左右。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的缺點，本發(fā)明的發(fā)明目的是提供一種固定翼磁動力無人機的控制系統(tǒng)，其飛行時間長。

為實現(xiàn)所述發(fā)明目的，本發(fā)明提供一種固定翼磁動力無人機的控制系統(tǒng)，其用于控制驅(qū)動無人機螺旋槳旋轉(zhuǎn)的驅(qū)動器，其特征在于，所述驅(qū)動器為磁動力驅(qū)動器，磁動力驅(qū)動器至少包括一個定子和一個轉(zhuǎn)子，定子設置于轉(zhuǎn)子外周，所述定子交錯設置有呈n極性和s極性的永久磁鐵，所述定子至少包括第一定子繞組、第二定子繞組第三定子繞組，通過第一定子繞組輸入交變電流，通過第二定子繞組輸出交變電能；第二定子定子繞組輸出的部分能源經(jīng)轉(zhuǎn)換施加于第三定子繞組，通過控制施加于第三定子繞組的電能的相對施加于第一定子繞組的交變電流的相角而改變轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)至少包括第一蓄電池組、第二蓄電池組和第一dc/ac轉(zhuǎn)換器，第一dc/ac轉(zhuǎn)換器用于將交替將第一蓄電池組和第二蓄電池組提供的電能轉(zhuǎn)換為第一三相交流電并施加于第一定子繞組。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)還包括第一充電器，其用于將供電源提供的能源交替存儲于第一蓄電池組和第二蓄電池組中。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)至少包括整流器和第二dc/ac轉(zhuǎn)換器，整流器用于對第二定子繞組輸出的電能進行整流；第二dc/ac轉(zhuǎn)換器用于將整流器提供的電能轉(zhuǎn)換為第二三相交流電并施加于第二定子繞組。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)還包括第二充電器、第三蓄電池組和第四蓄電池組，第二充電器用于整流器提供的能源交替存儲于第三蓄電池組和第四蓄電池組中，第二dc/ac轉(zhuǎn)換器交替將第三蓄電池組和第四蓄電池組提供的能源轉(zhuǎn)換為第二三相交流電。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)還包括發(fā)動機控制器，其用于控制第一dc/ac轉(zhuǎn)換器和第二dc/ac轉(zhuǎn)換器輸出的交流電的相角差。

優(yōu)選地，所述供電源為光伏能源。

優(yōu)選地，所述光伏能源來源于貼附于無人機表面的光伏電池膜。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明提供的固定翼磁動力無人機的控制系統(tǒng)，可靈活地控制無人機的飛行速度并能夠節(jié)省能源。

附圖說明

圖1是本發(fā)明一個實施例提供的磁動力固定翼無人機的示意圖；

圖2是本發(fā)明一個實施例提供的用于無人機的光伏電源模塊的電路圖；

圖3是本發(fā)明一個實施例提供的固定翼無人機的控制系統(tǒng)的組成示意圖；

圖4是本發(fā)明提供的磁動力驅(qū)動器的組成示意圖；

圖5是本發(fā)明一個實施例提供的發(fā)動機模塊的控制流程圖；

圖6是本發(fā)明一個實施例提供的無人機無線發(fā)射機的組成框圖；

圖7是本發(fā)明一個實施例提供的無線發(fā)射機高頻功率放大器的電路圖；

圖8是本發(fā)明一個實施例提供的無線發(fā)射機載波產(chǎn)生器的電路圖。

具體實施方式

以下，參照附圖詳細說明本發(fā)明的實施方式。此外，對圖中相同或者相當?shù)牟糠仲x予相同符號，不再進行反復的說明。

圖1是本發(fā)明提供的磁動力固定翼無人機的示意圖。如圖1所示，本發(fā)明提供的無人機20至少包括機殼21、螺旋漿、設置在機殼內(nèi)的控制系統(tǒng)和由控制系統(tǒng)控制的用于驅(qū)動螺旋漿進行旋轉(zhuǎn)的磁動力驅(qū)動器，所述機殼21上粘附有太陽能電池膜23，所述太陽能電池膜與無人機的殼體非平面表面貼附設置，如此設置，可減小無人機飛行過程中，太陽能電池膜對風的阻力。太陽能電池膜主要包括窗層以及設置在窗層上的光伏電池，光伏電池依次包括n+發(fā)射極層、p型基極層、背表面場層以及重摻雜的p型和n型層，其中，n+型發(fā)射極層由inga(al)構(gòu)成，p型基極層由inga(al)構(gòu)成；背表面場層用于降低復合損耗，背表面場層驅(qū)動來自基極層界面表面附近的區(qū)域的少數(shù)載流子，以使復合損耗的影響最小化；重摻雜的p型和n型層形成隧道二極管。該太陽能電池膜可以被成形在符合具有非平面配置的支撐件的表面上，可以利用粘合劑將支撐件附接到無人機頂部及固定翼的上表面上。

圖2是本發(fā)明一個實施例提供的用于無人機的光伏電源模塊的電路圖，如圖2所示，根據(jù)本發(fā)明的一個實施例提供的用于無人機的光伏電源模塊包括n行和m列光伏電池橋單元；每行彼此相鄰的兩個光伏電池橋單元相并聯(lián)，每列彼此相鄰的兩個光伏電池橋單元相串聯(lián)，且每行的位于第1列的光伏電池橋單元與位于第m列的光伏電池橋單元相連接。每個光伏電池橋單元包括第一光伏電池（例如11a、12a、1ma、21a、22a、2ma、n1a、n2a，…，nma），第二光伏電池（例如11b、12b、1mb、21b、22b、2mb、n1a、n2b，…，nmb）、第三光伏電池（例如11c、12c、1mc、21c、22c、2mc、n1c、n2c，…，nmc）和第四光伏電池（例如11d、12d、1md、21d、22d、2md、n1d、n2d，…，nmd），第一光伏電池的正極端與第二光伏電池的正極端相連，并作為列相連的第一引出端子；第一光伏電池的負極端與第三光伏電池的正極端相連，并作為行相連的第一引出端子；第二光伏電池的負極端與第四光伏電池的正極端相連并作為行相連的第二引出端子；第三光伏電池的負極端與第四光伏電池的負極端相連并作為列相連的第四引出端子。彼此相鄰的兩個光伏電池橋單元的列相連的第二引出端子和列相連的第一引出端子首尾相連，第一行的列相連的第一引出端子相連接并向外提供正極性電壓，第n行的列相連的第二引出端子相連接并向外提供負極性電壓；彼此相鄰的兩個光伏電池橋單元的行相連的第二引出端子和行相連的第一引出端子首尾相連，第1列的行相連的第一引出端子與第m行的行相連的第二引出端子相連，如此形成立體供電的結(jié)構(gòu)，如果某一塊或者幾塊光伏電池處于陰影中，其內(nèi)阻增大，并不影響其它光伏電池向外供電，從而提高了光伏電源的利用率。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，光伏電池橋單元中的第一光伏到第四光伏電池應該粘接于無人機頂和機翼的不同部位觸，如此配置，均衡光伏電池橋單元向外供電的性能。

圖3是本發(fā)明一個實施例提供的固定翼無人機的控制系統(tǒng)的組成示意圖；如圖3所示，驅(qū)動器利用第一蓄電池組或第二蓄電池組所存儲的電能驅(qū)動螺旋漿旋轉(zhuǎn)，從而使無人機進行飛行。本發(fā)明中，驅(qū)動器優(yōu)選磁動力驅(qū)動器，磁動力驅(qū)動器至少包括一個定子5和一個轉(zhuǎn)子4，定子4設置于轉(zhuǎn)子5外周，所述轉(zhuǎn)子5至少包括交錯設置有呈n極性和s極性的永久磁鐵，所述定子至少包括第一定子繞組u1、v1和w1，它們分別設置于三個繞線柱或者三個線槽中；定子還至少包括第二定子繞組u2、v2和w2，第二定子繞組u2、v2和w2分別設置于另三個繞線柱或者三個線槽中，定子還至少包括第三定子繞組u3、v3和w3，它們分別與第一定子繞組設置于相同的三個繞線柱或者三個線槽中。后續(xù)結(jié)合圖4詳細說明。

根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，無人機的控制系統(tǒng)包括第一充放電模塊，其包括充電器1、第一電池組e1、第二電池組e2、第一轉(zhuǎn)換開關(guān)k1、第二轉(zhuǎn)換開關(guān)k2、第一電池組采樣電路、第二電池組采樣電路和第一蓄電池控制模塊7，其中，第一電池組e1采樣電路由電阻r3和r4組成，電阻r3和r4相串聯(lián)后并聯(lián)在第一電池組兩端，其中間節(jié)點對地電壓為；第二電池組e2采樣電路由電阻r5和r6組成，電阻r5和r6相串聯(lián)后并聯(lián)在第一電池組兩端，其中間節(jié)點對地電壓為。第一蓄電池控制模塊7根據(jù)采樣電路所采樣的電池組的值控制第一轉(zhuǎn)換開關(guān)k1和第二轉(zhuǎn)換開關(guān)k2的工作狀態(tài)，以使充電器1通過第一轉(zhuǎn)換開關(guān)k1交替給第一電池組e1和第二電池組e2充電；以使第一電池組e1和第二電池組e2充電交替給第一dc/ac轉(zhuǎn)換器15提供直流電能。本實施例中，由于在無人機的機殼上粘附了太陽能電池膜，其將太陽能轉(zhuǎn)換為電能，無人機在飛行的過程中，第一充電器1將太陽能轉(zhuǎn)換的電能交替存儲于第一電池組e1或者第二電池組e2，如此，補充了第一電池組e1或者第二電池組e2能源的消耗，從而延長了無人機的續(xù)航時間。

無人機的控制系統(tǒng)還包括mppt控制模塊，其依據(jù)光伏電池輸出電壓、輸出電流的采樣值，調(diào)節(jié)充電器1功率，在環(huán)境溫度、光強發(fā)生變化時，使太陽能電池總處于最大功率輸出狀態(tài)，提高太陽能電池的使用效率。如圖3所示，電阻r1和r2相串聯(lián)而后并聯(lián)到光伏電源兩端，其中間節(jié)點用于取出光伏電源的取樣電壓；光伏電源的負極通過電阻r7接地，r7為電流采樣電阻，mppt控制模塊根據(jù)采樣電壓和采樣電流的值給dc/ac轉(zhuǎn)換器1提供控制信號。第二開關(guān)k2和dc/ac轉(zhuǎn)換器15之間還有設置有二極管d1，二極管d1用于控制電流的方向。

無人機的控制系統(tǒng)還包括第二充放電模塊，其包括充電器11、第三電池組e3、第四電池組e4、第三轉(zhuǎn)換開關(guān)k3、第四轉(zhuǎn)換開關(guān)k4、第三電池組采樣電路、第四電池組采樣電路、第二dc/ac轉(zhuǎn)換器12和第二蓄電池控制模塊14，其中，第三電池組采樣電路由電阻r8和r9組成，電阻r8和r9相串聯(lián)后并聯(lián)在第三電池組e3兩端，其中間節(jié)點對地電壓為；第四電池組采樣電路由電阻r10和r11組成，電阻r10和r11相串聯(lián)后并聯(lián)在第二電池組兩端，其中間節(jié)點對地電壓為。第二蓄電池控制模塊14根據(jù)采樣電路所采樣的電池組的值控制第三轉(zhuǎn)換開關(guān)k3和第四轉(zhuǎn)換開關(guān)k4的工作狀態(tài)，以使第二充電器11通過第三轉(zhuǎn)換開關(guān)k3交替給第三電池組e3和第四電池組e4充電；以使第三電池組e3和第四電池組e4充電交替給第二dc/ac轉(zhuǎn)換器12提供直流電能。第四開關(guān)k4和dc/ac轉(zhuǎn)換器12之間還有設置有二極管d2，二極管d2用于控制電流的方向。由于在定子繞組中設置了第二定子繞組u2、v2和w2，在無人機飛行的過程中，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動，從而在第二定子繞組u2、v2和w2產(chǎn)生感應電流，該感應電流經(jīng)整流器整流轉(zhuǎn)換為直流電，第二充電器將該直流電能交替存儲于第三電池組或者第四電池組，將第三電池組或者第四電池組輸出的直流電轉(zhuǎn)換為與第一三相交流電同頻的交流電，從而產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)磁場，以進一步驅(qū)動轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)，改變第一三相交流電的每一相與第一三相交流的每一相的相角差，就可改變轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，從而節(jié)省了第一電池組和第二電池組的能源。

根據(jù)本發(fā)明的一個實施例提供的無人機的控制系統(tǒng)還包括發(fā)動機控制模塊、第一采樣電路16和第二采樣電路13，其中第一采樣電路16用于采樣dc/ac轉(zhuǎn)換器15所輸出的第一三相交流電的每一相的電壓和電流，第二采樣電路13用于采樣dc/ac轉(zhuǎn)換器12所輸出的第二相交流電電的每一相的電壓和電流，發(fā)動機控制模塊根據(jù)電壓和電流的采樣值分別控制第dc/ac轉(zhuǎn)換器15和dc/ac轉(zhuǎn)換器12輸出的交流信號的相角。本發(fā)明的一個實施例中，可控制dc/ac轉(zhuǎn)換器15和dc/ac轉(zhuǎn)換器12輸出的三相交流電，使它們中的每一相同頻同相，如此，進一步地節(jié)省蓄電池組的電能。后續(xù)結(jié)合圖6詳細說明其工作過程。

本發(fā)明提供的一個實施例中，在有微風的情況下，微風驅(qū)動無人機的螺旋漿旋轉(zhuǎn)，螺旋漿帶動轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)，優(yōu)選地在第二定子繞組u2、v2和w2產(chǎn)生感應電能，該電能補充存儲于第三電池組e3或者第四電池組e4中。在有光的情況下，將光伏能存儲于第一電池組e1或者第二電池組e2中，如此，使得無人機攜帶的第一電池組、第二電池組、第三電池組和第四電池組的容量不必太大，從而減輕了無人機的載荷，也進一步的延長了無人機的續(xù)航時間。

固定翼無人機的磁動力驅(qū)動器還包括本地控制器，其包括人機接口和通信控制接口，所述人機接口用連接按鍵和顯示器；通信控制接口用于與本地個人計算機和/或網(wǎng)絡進行連接。

圖4是本發(fā)明提供的磁動力驅(qū)動器的組成示意圖，如圖4所示，磁動力驅(qū)動器的包括轉(zhuǎn)子5和設置于轉(zhuǎn)子外周的定子4，所述轉(zhuǎn)子5包括轉(zhuǎn)子磁鐵保持架18和交錯設置并呈n極性和s極性的永久磁鐵。磁鐵保持架由非磁性材料制作。只要是非磁性材料，則磁鐵保持件的材質(zhì)沒有特別限定。在一個實施方式中，磁鐵保持件由非磁性金屬(例如鋁、鈦合金等)形成。如果永久磁鐵的溫度太高，則永久磁鐵有可能減磁。即，永久磁鐵的磁力有可能變?nèi)酢Ｍㄟ^利用非磁性金屬來形成磁鐵保持件，能夠?qū)⒂谰么盆F所產(chǎn)生的熱量高效地向外部釋放，因此，能夠降低產(chǎn)生這樣的問題的可能性。在另一實施方式中，磁鐵保持件由樹脂材料形成。通過由樹脂材料形成磁鐵保持件，能夠減輕磁鐵保持件的重量。進而能夠獲得容易進行磁鐵保持件的成形這樣的優(yōu)點。

永久磁鐵優(yōu)選使用稀土類磁鐵。一般而言，與相同大小的鐵素體磁鐵相比，稀土類磁鐵具有較強的磁力。作為稀土類磁鐵可以使用例如釤鈷磁鐵或者釹磁鐵。本發(fā)明的實施方式中特別優(yōu)選釹磁鐵。釹磁鐵與釤鈷磁鐵相比，相同大小時具有較強的磁力。因此，可以使用例如小型的永久磁鐵。與使用相同尺寸的釤鈷磁鐵的情況相比，通過使用釹磁鐵能夠提高能量轉(zhuǎn)換裝置的輸出(能夠取出較大的能量)。但是，本發(fā)明的實施方式并不排除稀土類磁鐵以外的永久磁鐵。永久磁鐵使用鐵素體磁鐵當然也是可以的。

所述定子至少包括線圈保持件，線圈保持件形成為環(huán)狀，沿其徑向至少均勻設置有六個繞線柱或者線槽。定子還至少包括第一定子繞組，其三個線圈u1、v1和w1分別設置于三個繞線柱或者三個線槽中；定子繞組中設置了第二定子繞組，其三個線圈u2、v2和w2分別設置于另三個繞線柱或者三個線槽中，設置第一定子繞組的三個線圈u1、v1和w1的三個線柱或者線槽與設置第二定子繞組的三個線圈u2、v2和w2的三個線柱或者線槽交錯設置并相隔等間距，定子繞組中設置有第三定子繞組，其三個線圈u3、v3和w3分別與第一定子繞組的三個線圈u1、v1和w1同柱或者同槽設置，如此，使第一定子繞組的三個線圈與第三定子線圈的三個線圈分別緊耦合。

圖5是本發(fā)明提供的發(fā)動機模塊的控制流程圖；如圖5所示，發(fā)動機模塊的控制過程如下：

步驟1：檢測第一采樣電路所采樣dc/ac轉(zhuǎn)換器15所輸出第一三相交流電每一相的電流信號和電壓信號；檢測第二采樣電路所采樣dc/ac轉(zhuǎn)換器12所輸出第二三相交流電每一相的電流信號和電壓信號；

步驟2：判斷，如果第一三相交流的每一相和第二三相交流電的每一相的電流和電壓信號的相位分別達到本地控制器指定的相角或相差，則執(zhí)行步驟3；否則執(zhí)行步驟4；

步驟3：使dc/ac轉(zhuǎn)換器12輸出的三相交流電分別接入第三定子繞組；

步驟4：給dc/ac轉(zhuǎn)換器15和dc/ac轉(zhuǎn)換器12關(guān)發(fā)送控制信號，以分別調(diào)整dc/ac轉(zhuǎn)換器15所輸出第一三相交流電每一相的電流信號和電壓信號和dc/ac轉(zhuǎn)換器12所輸出第二三相交流電每一相的電流信號和電壓信號，而后返回步驟1。

發(fā)動機的發(fā)動機模塊至少包括處理器及存儲器，其控制流程可以編成計算機程序并存儲于存儲器中，處理器能夠調(diào)用存儲器的存儲程序并進行執(zhí)行。該存儲程序可以存儲于其它存儲介質(zhì)中，并在數(shù)據(jù)網(wǎng)中進行傳送。

本發(fā)明的實施方式涉及的磁動力驅(qū)動器構(gòu)成為能夠?qū)㈦娔?電力)和機械能(動能)中的一方轉(zhuǎn)換為另一方。在一個實施方式中，磁動力驅(qū)動器用作發(fā)電機。此時，由于無人機的固定翼旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)的動能被賦予給磁動力驅(qū)動器。第二定子線圈產(chǎn)生電壓。磁動力驅(qū)動器將機械能轉(zhuǎn)換為電能。

在另一實施方式中，磁動力驅(qū)動器用作電動機。對第一定子線圈和第三定子線圈施加電能，并以規(guī)定的電角配置。對第一定子和/或第三定線圈的每一個施加的電壓的極性與電角同步被切換。由此，轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)。即、磁動力驅(qū)動器將電能轉(zhuǎn)換為機械能。

本發(fā)明雖然以第一定子繞組、第二定子繞組和第三定子繞組均三個線圈為例進行了說明，但并不限于三個，分別可以一個以上的任意個。

根據(jù)本發(fā)明一個實施例，無人機控制系統(tǒng)還包括無線發(fā)射機，本發(fā)控制器9通過無線發(fā)射機與地面控制站進行通信。下面結(jié)給圖6-8詳細說明本發(fā)明提供的無線發(fā)射機。

圖6是本發(fā)明一個實施例提供的無人機無線發(fā)射機的組成框圖，如圖6所示，無線發(fā)射機包括調(diào)制器400、載波產(chǎn)生器600、高頻功率放大器500和功放電源，所述調(diào)制器400用于將本地控制器9所提供的信號調(diào)制到振蕩器所產(chǎn)生的載波以產(chǎn)生調(diào)制波，所述高頻功率放大電路500用于對調(diào)制器產(chǎn)生的調(diào)制波進行功率放大，本發(fā)明提供的無線發(fā)射機包括延遲器300，所述延遲器300用于調(diào)制信號產(chǎn)生器所產(chǎn)生的調(diào)制信號進行延遲而后提供給調(diào)制器400；功放電源包括：幅度檢測器200、處理器700和可變電源800，，所述幅度檢波器200用于提取調(diào)制信號產(chǎn)生器所產(chǎn)生的調(diào)制信號的幅值并提供給處理器700，所述處理器700根據(jù)該幅值控制可變電源800的輸出電壓，以供給高頻功率放大器500。

所述可變電源800包括n級直流電壓單元，各直流電壓單元相級聯(lián)，每個直流電壓單元包括一個電池組，如e1、e2和en、一個續(xù)流二極管,如d1、d2和dn和一個電子開關(guān),如t1、t2和tn，電池組的正極連接到續(xù)流二極管的負極；續(xù)流二極管的正極連接到電子開關(guān)的第一端，電子開關(guān)的第二端連接到電池組的負極，電子開關(guān)的控制端連接到處理器，處理器根據(jù)幅度檢測器提供的信號控制電子開關(guān)的通斷,所述n為大于或者等于2的整數(shù)。

更具體地，第一個直流電壓單元包括一個電池組e1、一個續(xù)流二極管d81和一個電子開關(guān)t1，電子開關(guān)為cmos管，所述電池組e1的正極連接于續(xù)流二極管d81的負極；續(xù)流二極管d81的正極連接到cmos管t1的漏極，cmos管t1的源極連接到所述電池組e1的負極，cmos管t1的柵極連接到處理器700的一個輸出端，處理器700控制cmos管t1通斷。cmos管t1工作于開關(guān)狀態(tài)，當cmos管t1的柵極輸入一個高電位時，cmos管t1導通，電池組e1的負極相當于接到續(xù)流二極管d81的正極。續(xù)流二極管d1兩端的電壓為，上端為正，下端為負。當cmos管t1的柵極輸入一個低電位時，cmos管t1截止。續(xù)流二極管d81兩端的電壓為二極管結(jié)電壓。

第二個直流電壓單元包括一個電池組e2、一個續(xù)流二極管d82和一個電子開關(guān)t2，電子開關(guān)為cmos管，所述電池組e2的正極連接于續(xù)流二極管d2的負極；續(xù)流二極管d82的正極連接到cmos管t2的漏極，cmos管t2的源極連接到所述電池組e2的負極，cmos管t2的柵極連接到處理器700的一個輸出端，處理器700控制cmos管t2通斷。cmos管t2工作于開關(guān)狀態(tài)，當cmos管t2的柵極輸入一個高電位時，cmos管t2導通，電池組e2的負極相當于接到續(xù)流二極管d2的正極。續(xù)流二極管d82兩端的電壓為，上端為正，下端為負。當cmos管t2的柵極輸入一個低電位時，cmos管t2截止。續(xù)流二極管d82兩端的電壓為二極管結(jié)電壓。

依次類推，第n個直流電壓單元包括一個電池組en、一個續(xù)流二極管d8n和一個電子開關(guān)tn，電子開關(guān)為cmos管，所述電池組en的正極連接于續(xù)流二極管dn的負極；續(xù)流二極管dn的正極連接到cmos管tn的漏極，cmos管tn的源極連接到所述電池組en的負極，cmos管tn的柵極連接到處理器700的一個輸出端，處理器700控制cmos管tn通斷。cmos管tn工作于開關(guān)狀態(tài)，當cmos管tn的柵極輸入一個高電位時，cmos管tn導通，電池組en的負極相當于接到續(xù)流二極管d8n的正極。續(xù)流二極管dn兩端的電壓為，上端為正，下端為負。當cmos管tn的柵極輸入一個低電位時，cmos管tn截止。續(xù)流二極管d8n兩端的電壓為二極管結(jié)電壓。

如此，如果每個直流電壓單元的電子開關(guān)均同時導通的情況下，直流調(diào)制電源總的輸出總電壓為vcc1=e1+e2+…+en。本發(fā)明中各個直流電壓單元輸出的電壓值相同。

本發(fā)明中，處理器700根據(jù)幅度檢波器提供的信號控制各個電子開關(guān)的通斷，當幅度大時，使多個電子開關(guān)導通，給功率放大器提供高的供電電源，當幅度小時，使其中的幾個電子開關(guān)導通，給功率放大器提供小的共電電源。只要使相應個的輸出電源之和略大于所檢測的幅度值就可，如此配置功放電源大大節(jié)省了能源，從而延長了無人機的飛行時間。

圖7是本發(fā)明一個實施例提供的無線發(fā)射機中高頻功率放大器的電路圖，如圖7所示，本發(fā)明提供的高頻功率放大器包括高頻信號輸入端in、輸入匹配網(wǎng)絡520、高頻放大器510、輸出匹配網(wǎng)絡530、高頻信號輸出端out和偏置電路540，其中，高頻放大器510包括：晶體管t501和高頻扼流圈l2，所述偏置電路540連接于晶體管t501的基極并用于根據(jù)控制電壓vcon1給晶體管t501的基極提供偏置電流；晶體管t501的發(fā)射極接地，集電極經(jīng)高頻扼流圈l2連接于電源vcc1，還連接于輸出匹配網(wǎng)絡530。優(yōu)選地，電源vcc1還通過濾波電容c3接地。

根據(jù)參考電壓給晶體管t501提供偏置電壓的偏置電路540包括晶體管t11，所述晶體管t11的集電極連接于電源vcc1，發(fā)射極依次經(jīng)電阻r11和高頻扼流圈l11連接于晶體管t501的基極。參考電壓由電源電路550提供，其用于控制晶體管t501的偏置量，電源電路550包括電阻r14、晶體管t12和晶體管t13，晶體管t5012連接成二極管的結(jié)構(gòu)，即晶體管t12的集電極和基極短路連接；晶體管t13連接成二極管的結(jié)構(gòu)，即晶體管t13的集電極和基極短路連接。電阻r14的第一端連接于控制電壓vcon1，第二端連接于晶體管t12的基極，晶體管t12和晶體管t13串聯(lián)連接，并連接于電阻r14和過沖控制電路之間?？刂菩盘杤con1用于控制偏置電路540的啟動和停止。電源電路550中，設置電阻r14、晶體管t12和t13是為了在溫度變化時由于溫度偏移，引起的調(diào)制精度降低，上述部件起到溫度補償?shù)淖饔?。本發(fā)明中，電阻r11和高頻扼流圈l11相串聯(lián)的節(jié)點還經(jīng)旁通電容c12接地。

在控制電壓vcon1上升期間，加速電路用于臨時性地提高從電源電路550輸出的參考電壓，從而提高了由偏置電路540給晶體管t501的增加量。加速電路包括電容c11，時間常數(shù)控制電路、放電電路和過沖控制電路，電容c11的第一端連接于控制電壓vcon1，第二端連接于時間常數(shù)控制電路，放電電路與電容c11并聯(lián)聯(lián)系。放電電路包括晶體管t16，其柵極連接于地，源極連接于晶體管t14的基極，漏極連接于控制電壓vcon1。時間常數(shù)控制電路包括晶體管t14、電阻r12和晶體管t15，晶體管t14的基極連接于電容c11的第二端，集電極連接于電壓vcc1，發(fā)射極連接于電阻r12的端；電阻r12的第二端連接于晶體管t5015的基極；晶體管t15的集電極連接于電壓vcon1，發(fā)射極經(jīng)電阻r13連接于地。時間常數(shù)控制電路用于確定在電容c11充電和放電的時間常數(shù)。過沖電路用于確定從電源電路550輸出的參考電壓的量，根據(jù)電容c11的放電量，參考電壓臨時性地增加。例如，過沖電路可以是僅包括電阻的r13的電路，電阻r13的第一端連接于地，第二端連接于電源電路110。

圖7所示的高頻功率放大器中，高頻信號從輸入端in輸入，而后經(jīng)輸入匹配網(wǎng)絡520進行阻抗匹配輸入到包括晶體管t501的共射放大器的基極，經(jīng)功率放大從晶體管t501的集電極輸出，而后經(jīng)輸出匹配網(wǎng)絡530與天線（圖1中未示）進行阻抗匹配到輸出端out。

在控制電壓vcon1上升期間，對電容c11進行充電，充電電流依次從晶體管t14的基極到發(fā)射極，電阻r12，晶體管t15的基極到發(fā)射極，流入到電阻r13。偏置晶體管t11的基極電位臨時性的升高，使放大晶體管t501的基極偏壓升高，從而使晶體管t501的增益臨時性地升高。在控制電壓vcon1下降期間，電容c11上的充電電荷由晶體管t16放電。本發(fā)明中由于配置了加速電路，進一步抑制了由于放大器產(chǎn)生的熱量對調(diào)制精度的降低。

圖8是本發(fā)明一個實施例提供的無線發(fā)射機中載波產(chǎn)生器的電路圖，如圖8所示，本發(fā)明提供的載波產(chǎn)生器中：場效應管t601的源極接地，漏極連接于電感l(wèi)601的第一端和變?nèi)荻O管d601的正極端，柵極連接于電感l(wèi)601的第二端；場效應管t602的源極接地，漏極連接于電感l(wèi)601的第二端和變?nèi)荻O管d602的正極端，柵極連接于電感l(wèi)601的第一端；變?nèi)荻O管d602的負極端和變?nèi)荻O管d601的負極端相連，并連接于控制電壓ctrl，其用于控制兩個變?nèi)荻O管的電容量，進而控制工作頻率。場效應管t603的源極接地，漏極連接于電感l(wèi)602的第一端和變?nèi)荻O管d603的正極端，柵極連接于電感l(wèi)602的第二端；場效應管t604的源極接地，漏極連接于電感l(wèi)602的第二端和變?nèi)荻O管d604的正極端，柵極連接于電感l(wèi)602的第一端；變?nèi)荻O管d603的負極端和變?nèi)荻O管d604的負極端相連，并連接于控制電壓ctrl，其用于控制兩個變?nèi)荻O管的電容量，進而控制工作頻率。與電感l(wèi)601相耦合的電感l(wèi)603的第一端和與電感l(wèi)602相耦合的電感l(wèi)604的第一端之間連接電容c601，通過電容c601耦合；電感l(wèi)603的第二端與電感l(wèi)604的第二端之間連接電容c602，通過電容c602耦合；電感l(wèi)601的中間抽頭和電感l(wèi)602的中間抽頭連接于電流源s601；電感l(wèi)603的中間抽頭n1和電感l(wèi)604的中間抽頭n2連接于地。當電流源中的電流流入到電感l(wèi)601中時，產(chǎn)生一個振蕩信號s1，電感l(wèi)601與電感l(wèi)603耦合，從而產(chǎn)生一個與振蕩信號s1相位差為90度的振蕩信號s2，振蕩信號s2經(jīng)電容c601和電容c602耦合，在電感l(wèi)604上產(chǎn)生一個與振蕩信號s2相位差為90度的振蕩信號s3，電感l(wèi)604與電感l(wèi)602耦合，在電感l(wèi)602上具有與振蕩信號s3相位差為90度的振蕩信號s4。本發(fā)明提供的壓控振蕩器（vco）能夠產(chǎn)生相互正交的i、q兩路信號，便于對本地控制器9產(chǎn)生的信號經(jīng)延遲后進行正交調(diào)制。

本發(fā)明中，由于采用了光伏電池橋單元的立體結(jié)構(gòu)，節(jié)約了成本，減輕了無人機的載荷；由于采用了磁動力驅(qū)動器，所以提高了電源的利用效率。如此，大大延長了無人機的飛行時間。

以上結(jié)合附圖詳細說明了本發(fā)明的工作原理，但是具體實施方式僅是用于示范地說明本發(fā)明。說明書僅是用于解釋權(quán)利要求書。但本發(fā)明的保護范圍并不局限于說明書。任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明批露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或者替換，都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護范圍應該以權(quán)利要求書的保護范圍為準。