飛行器、飛行控制方法及系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛行器、飛行控制方法及系統(tǒng)，所述飛行器的升力旋翼的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有舵葉，所述飛行控制方法包括以下步驟：獲取所述飛行器的飛行參數(shù)；根據(jù)所述飛行參數(shù)計算出所述舵葉的轉(zhuǎn)動角度和角速度；根據(jù)所述轉(zhuǎn)動角度和角速度控制所述舵葉運轉(zhuǎn)。本發(fā)明提供的飛行器的飛行控制方法，升力旋翼的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有舵葉，通過轉(zhuǎn)動舵葉到合適的傾斜角度，從而通過升力旋翼為機體提供足夠的側(cè)向力，使得僅憑升力旋翼即可完成飛行器的轉(zhuǎn)向和翻滾，如此為飛行器的動力旋翼的布置類型提供一額外的可選方案。
【專利說明】
飛行器、飛行控制方法及系統(tǒng)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及飛行技術(shù)，具體涉及一種飛行器、飛行控制方法及系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器因為能夠垂直升降和空中懸停的優(yōu)勢而區(qū)別于戰(zhàn)斗機，單旋翼飛行器依靠升力旋翼實現(xiàn)升降，依靠尾部的尾漿實現(xiàn)轉(zhuǎn)向和翻滾的輔助。
[0003]現(xiàn)有技術(shù)中，單升力旋翼的飛行器，其升力旋翼轉(zhuǎn)動能為飛行器提供足夠的豎直向的升力，但在飛行器的轉(zhuǎn)向過程中，升力旋翼無法提供轉(zhuǎn)向的動力，如此飛行器必須配備尾漿以提供輔助的側(cè)向動力，由此使得現(xiàn)有技術(shù)中飛行器的動力旋翼的布置類型較為單
O

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是提供一種飛行器、飛行控制方法及系統(tǒng)，為飛行器的三姿態(tài)角的控制提供一種新的方法。
[0005]為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案:
[0006]—種飛行器的飛行控制方法，所述飛行器的升力旋翼的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有舵葉，所述飛行控制方法包括以下步驟:
[0007]獲取所述飛行器的飛行參數(shù)；
[0008]根據(jù)所述飛行參數(shù)計算出所述舵葉的轉(zhuǎn)動角度和角速度；
[0009]根據(jù)所述轉(zhuǎn)動角度和角速度控制所述舵葉運轉(zhuǎn)。
[0010]—種飛行器的飛行控制系統(tǒng)，包括控制器，還包括:
[0011 ]飛行參數(shù)獲取模塊，與所述處理器電連接，用于獲取所述飛行器的飛行參數(shù)；
[0012]飛行參數(shù)計算模塊，與所述處理器電連接，根據(jù)所述飛行參數(shù)計算所述舵葉的轉(zhuǎn)動角度和角速度；
[0013]舵葉控制模塊，與所述處理器電連接，控制所述舵葉的轉(zhuǎn)動。
[0014]一種飛行器，包括機體，所述機體上設(shè)置有豎直涵道，所述豎直涵道內(nèi)設(shè)置有升力旋翼，還包括驅(qū)動單元和舵葉，所述豎直涵道的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有所述舵葉，所述驅(qū)動單元驅(qū)動所述舵葉。
[0015]上述的飛行器，所述飛行器為無人機。
[0016]上述的飛行器，所述豎直涵道的氣流入口和氣流出口處均轉(zhuǎn)動連接有舵葉。
[0017]上述的飛行器，所述豎直涵道有兩個，兩個豎直涵道呈縱向布置于所述機體上。
[0018]上述的飛行器，所述豎直涵道有一個，所述舵葉分為前段和后段，所述驅(qū)動單元包括第一驅(qū)動單元和第二驅(qū)動單元，前段的所述舵葉接收所述第一驅(qū)動單元的驅(qū)動，后段的所述舵葉接收所述第二驅(qū)動單元的控制。
[0019]上述的飛行器，一個所述豎直涵道內(nèi)包括兩組相互垂直的所述舵葉，兩組所述舵葉處于所述豎直涵道內(nèi)同一軸向高度上。
[0020]上述的飛行器，所述機體的尾部兩側(cè)均設(shè)置有推進涵道，所述推進涵道內(nèi)設(shè)置有推進旋翼，所述推進涵道的軸線與所述豎直涵道的軸線不平行。
[0021]上述的飛行器，還包括尾翼，所述尾翼的兩端分別連接兩個所述推進涵道。
[0022]在上述技術(shù)方案中，本發(fā)明提供的飛行器的飛行控制方法，升力旋翼的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有舵葉，通過轉(zhuǎn)動舵葉到合適的傾斜角度，從而通過升力旋翼為機體提供足夠的側(cè)向力，使得僅憑升力旋翼即可完成飛行器的轉(zhuǎn)向和翻滾，如此為飛行器的動力旋翼的布置類型提供一額外的可選方案。
[0023]由于上述飛行控制方法具有上述的技術(shù)效果，實現(xiàn)該飛行控制方法的飛行控制系統(tǒng)自然具有上述技術(shù)效果。
[0024]由于上述飛行控制方法具有上述的技術(shù)效果，實現(xiàn)該飛行控制方法的飛行器自然具有上述技術(shù)效果。
【附圖說明】
[0025]為了更清楚地說明本申請實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對實施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明中記載的一些實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0026]圖1為本發(fā)明實施例提供的飛行控制方法的流程框圖；
[0027]圖2為本發(fā)明實施例提供的飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0028]圖3為本發(fā)明實施例提供的飛行器的主視圖；
[0029]圖4為本發(fā)明實施例提供的飛行器的俯視圖；
[0030]圖5為本發(fā)明施例提供的豎直涵道的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0031]附圖標記說明:
[0032]1、機體;2、驅(qū)動單元;3、升力旋翼;4、豎直涵道;5、推進涵道;6、推進旋翼;7、舵葉；
8、尾翼。
【具體實施方式】
[0033]為了使本領(lǐng)域的技術(shù)人員更好地理解本發(fā)明的技術(shù)方案，下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步的詳細介紹。
[0034]本發(fā)明中，豎直、縱向等方向詞匯均按照本領(lǐng)域以及日常生活的一般觀念理解，SP當飛行器放置于水平面上時，垂直于水平面的為豎直方向，從機頭到機尾的機體軸線方向為縱向，縱向與水平面平行，與豎直面垂直，縱向、豎直向以及橫向組成三維直角坐標系。上述方向描述僅為飛行器放置于水平面時的相對位置描述，而非對飛行器結(jié)構(gòu)的絕對限定。
[0035]如圖1和5所示，本發(fā)明實施例提供的一種飛行器的飛行控制方法，飛行器的升力旋翼的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有舵葉，飛行控制方法包括以下步驟:
[0036]101、獲取飛行器的飛行參數(shù)。
[0037]具體的，飛行器的飛行參數(shù)包括下一預定時間段飛機的目標飛行方向，勻速直行、滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航等等，如目前的瞬時飛行器為勻速直行，同時飛行器自動駕駛或者駕駛員操縱飛行器左轉(zhuǎn)10度，飛行器的控制器實時獲取這些飛行參數(shù)。
[0038]102、根據(jù)所述飛行參數(shù)計算出舵葉的轉(zhuǎn)動角度和角速度。
[0039]具體的，根據(jù)未來一定時間段的飛行參數(shù)，計算出飛行器在每一時刻所需的力矩，如滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩、偏航力矩等等，飛行器滾轉(zhuǎn)時需要滾轉(zhuǎn)力矩，俯仰時需要俯仰力矩，偏航時需要偏航力矩，如左轉(zhuǎn)10度需要的偏航力矩為X，同時結(jié)合升力旋翼的轉(zhuǎn)速可計算出舵葉所需的轉(zhuǎn)動角度，根據(jù)一段時間內(nèi)所需的轉(zhuǎn)動角度即可計算出舵葉轉(zhuǎn)動時的角速度，如此獲取了舵葉的轉(zhuǎn)動角度和角速度。
[0040]上述計算過程為動力學和高等數(shù)學的現(xiàn)有知識，本實施例不對具體計算過程展開敘述。
[0041 ] 103、根據(jù)轉(zhuǎn)動角度和角速度控制舵葉運轉(zhuǎn)。
[0042]具體的，由于轉(zhuǎn)動角度和角速度是按照飛行參數(shù)計算獲取的，如此當舵葉按照該轉(zhuǎn)動角度和角速度轉(zhuǎn)動時，飛行器即按照飛行參數(shù)飛行。
[0043]實際應用中，由于控制原因、結(jié)構(gòu)傳動效率或者機械老化等原因，實際飛行效果與理論飛行參數(shù)具有一定的差距，上述步驟應是一個不斷反饋修正的過程，即飛行器本身的飛行狀態(tài)不停通過傳感器由控制器獲取，控制器根據(jù)實時的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)修正飛行參數(shù)。
[0044]本實施例提供的飛行器的飛行控制方法，升力旋翼的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有舵葉，通過轉(zhuǎn)動舵葉到合適的傾斜角度，從而通過升力旋翼為機體提供足夠的側(cè)向力，使得僅憑升力旋翼即可完成飛行器的轉(zhuǎn)向和翻滾，如此為飛行器的動力旋翼的布置類型提供一額外的可選方案。
[0045]本發(fā)明實施例還提供一種飛行器的飛行控制系統(tǒng)，包括控制器，還包括飛行參數(shù)獲取模塊與處理器電連接，用于獲取飛行器的飛行參數(shù)；飛行參數(shù)計算模塊與處理器電連接，根據(jù)飛行參數(shù)計算舵葉的第一角度;舵葉控制模塊與處理器電連接，控制舵葉的轉(zhuǎn)動。
[0046]由于上述飛行控制方法具有上述的技術(shù)效果，實現(xiàn)該飛行控制方法的飛行控制系統(tǒng)自然具有上述技術(shù)效果。
[0047]如圖2-5所示，本發(fā)明實施例還提供一種飛行器，包括機體I，機體I上設(shè)置有豎直涵道4，豎直涵道4內(nèi)設(shè)置有升力旋翼3，還包括驅(qū)動單元2和舵葉7，豎直涵道4的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有舵葉7，驅(qū)動單元2驅(qū)動舵葉7。
[0048]本實施例中的飛行器，可以是航模、無人機、直升機或者其它能夠布置豎直涵道的飛行機械。
[0049]具體的，機體I為飛行器的主體結(jié)構(gòu)，其為各類組件提供安裝基準，機體I包括機頭、機身以及機尾，其具體結(jié)構(gòu)可參見現(xiàn)有技術(shù)中各類的飛行器結(jié)構(gòu)，機體I上布置有豎直涵道4，豎直涵道4內(nèi)設(shè)置有升力旋翼3，升力旋翼3為機體I提供上升力，優(yōu)選的，從飛行器的發(fā)動機輸出的動力經(jīng)過兩組直齒輪傳到豎直涵道，并通過斜齒輪實現(xiàn)對升力旋翼的驅(qū)動。
[0050]本實施例中，舵葉7為葉片狀結(jié)構(gòu)，豎直涵道4的入口或出口處并列設(shè)置有多片葉片狀結(jié)構(gòu)，如二十片葉片，驅(qū)動單元驅(qū)動舵葉7，通過舵葉7的轉(zhuǎn)動，使得進入和排出豎直涵道4的氣流給予機體一個側(cè)向力，如當排氣口的舵葉7轉(zhuǎn)動到與豎直方向呈45度夾角時，升力旋翼3豎直向下的上升氣流通過45度的舵葉7給予機體I一個反作用力，該作用力垂直于舵葉7，如此升力旋翼3的升力將使得機體I翻滾?，F(xiàn)有技術(shù)中的飛行器在單升力旋翼3的基礎(chǔ)上必須具有一個提供側(cè)向力以使得機體I能夠轉(zhuǎn)向和翻滾，本實施例通過舵葉7額外提供一個側(cè)向力使得機體I能夠轉(zhuǎn)向和翻滾。
[0051]由于上述飛行控制方法具有上述的技術(shù)效果，實現(xiàn)該飛行控制方法的飛行器自然具有上述技術(shù)效果。
[0052]本實施例中，可選的，飛行器為無人機，本實施例的各結(jié)構(gòu)及實現(xiàn)方法均可直接移植到無人機上。
[0053]本實施例中，優(yōu)選的，豎直涵道4有兩個，兩個豎直涵道4呈縱向布置于機體I上，多個豎直涵道4實現(xiàn)動力的均衡布置。
[0054]本實施例中，進一步的，機體I的尾部兩側(cè)還分別設(shè)置有推進涵道5，推進涵道5內(nèi)設(shè)置有推進旋翼6，推進涵道5的軸線與豎直涵道4的軸線不平行，即推進涵道能夠提供除豎直向以外的其它方向的動力，如橫向力和縱向力，例如推進涵道5的軸線處于水平方向，或者與水平方向的夾角處于0-30度之間，如此，推進旋翼6為機體I至少提供一個水平方向的側(cè)向力，當推進涵道5的軸線與縱向的夾角為銳角時，其還將為機體I提供一個橫向的側(cè)向力，推進旋翼6—方面提升機體I的穩(wěn)定性，另一方面為機體I的空中特技動作提供助力。
[0055]本實施例中，還包括尾翼8，尾翼8的兩端分別連接兩個推進涵道5，尾翼8—方面優(yōu)化無人機的空氣動力性能，另一方面提升推進涵道5的固定性能，使得推進涵道5與機體I的連接更為穩(wěn)固。
[0056]本實施例中，可選的，豎直涵道4有一個，舵葉7分為前段和后段，驅(qū)動單元包括第一驅(qū)動單元和第二驅(qū)動單元，前段的舵葉7接收第一驅(qū)動單元的驅(qū)動，后段的舵葉7接收第二驅(qū)動單元的控制，如此前段的舵葉7和后段的舵葉7受到獨立控制，通過兩者的差動與聯(lián)動實現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航。
[0057]本實施例中，優(yōu)選的，一個豎直涵道4內(nèi)包括兩組相互垂直的舵葉7，兩組舵葉7處于豎直涵道4內(nèi)同一軸向高度上，兩組相互垂直的舵葉7提供不同方向的力矩，兩組舵葉7布置于同一軸向高度上的優(yōu)點在于，盡量減少不同向氣流之間的絮亂，同一高度上的兩組舵葉幾可完全消除氣流絮亂現(xiàn)象。
[0058]以上只通過說明的方式描述了本發(fā)明的某些示范性實施例，毋庸置疑，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員，在不偏離本發(fā)明的精神和范圍的情況下，可以用各種不同的方式對所描述的實施例進行修正。因此，上述附圖和描述在本質(zhì)上是說明性的，不應理解為對本發(fā)明權(quán)利要求保護范圍的限制。
【主權(quán)項】
1.一種飛行器的飛行控制方法，其特征在于，所述飛行器的升力旋翼的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有舵葉，所述飛行控制方法包括以下步驟: 獲取所述飛行器的飛行參數(shù)； 根據(jù)所述飛行參數(shù)計算出所述舵葉的轉(zhuǎn)動角度和角速度； 根據(jù)所述轉(zhuǎn)動角度和角速度控制所述舵葉運轉(zhuǎn)。2.一種飛行器的飛行控制系統(tǒng)，包括控制器，其特征在于，還包括: 飛行參數(shù)獲取模塊，與所述處理器電連接，用于獲取所述飛行器的飛行參數(shù)； 飛行參數(shù)計算模塊，與所述處理器電連接，根據(jù)所述飛行參數(shù)計算所述舵葉的轉(zhuǎn)動角度和角速度； 舵葉控制模塊，與所述處理器電連接，控制所述舵葉的轉(zhuǎn)動。3.—種飛行器，包括機體，所述機體上設(shè)置有豎直涵道，所述豎直涵道內(nèi)設(shè)置有升力旋翼，其特征在于，還包括驅(qū)動單元和舵葉，所述豎直涵道的氣流入口和/或氣流出口處轉(zhuǎn)動連接有所述舵葉，所述驅(qū)動單元驅(qū)動所述舵葉。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器為無人機。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器，其特征在于，所述豎直涵道的氣流入口和氣流出口處均轉(zhuǎn)動連接有舵葉。6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器，其特征在于，所述豎直涵道有兩個，兩個豎直涵道呈縱向布置于所述機體上。7.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器，其特征在于，所述豎直涵道有一個，所述舵葉分為前段和后段，所述驅(qū)動單元包括第一驅(qū)動單元和第二驅(qū)動單元，前段的所述舵葉接收所述第一驅(qū)動單元的驅(qū)動，后段的所述舵葉接收所述第二驅(qū)動單元的控制。8.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器，其特征在于，一個所述豎直涵道內(nèi)包括兩組相互垂直的所述舵葉，兩組所述舵葉處于所述豎直涵道內(nèi)同一軸向高度上。9.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器，其特征在于，所述機體的尾部兩側(cè)均設(shè)置有推進涵道，所述推進涵道內(nèi)設(shè)置有推進旋翼，所述推進涵道的軸線與所述豎直涵道的軸線不平行。10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛行器，其特征在于，還包括尾翼，所述尾翼的兩端分別連接兩個所述推進涵道。
【文檔編號】B64C27/20GK105836108SQ201610189161
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年3月29日
【發(fā)明人】李新
【申請人】李新