本發(fā)明涉及飛行器,屬于飛行器技術(shù)領(lǐng)域,更具體地說,本發(fā)明涉及一種組合涵道飛行器,同時還涉及該組合涵道飛行器的飛行控制系統(tǒng)和方法。
背景技術(shù):
無人飛行器按功能可分為固定翼類、旋翼類和涵道類,涵道飛行器是目前較前沿的飛行器。
涵道類飛行器目前常見多為單體涵道,僅適用于低空低速飛行,且受限于單臺發(fā)動機(jī)功率及轉(zhuǎn)動慣量等問題,單體涵道載重能力無法有較大的提升,且結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜。
涵道飛行器采用的都是涵道內(nèi)安裝螺旋槳推進(jìn)器(簡稱螺旋槳),通過發(fā)動機(jī)提供動力使螺旋槳旋轉(zhuǎn),產(chǎn)生推力使飛行器脫離地面,若采用單組螺旋槳,則螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)時會產(chǎn)生一個反向扭矩,必須在涵道內(nèi)安裝平衡反扭裝置抵消反扭矩,這就增加了系統(tǒng)復(fù)雜程度且降低了涵道內(nèi)氣動效率。若使用雙組螺旋槳推進(jìn)器對轉(zhuǎn)相互抵消自身反扭矩,則螺旋槳推進(jìn)效率會有所降低,且需增加涵道深度尺寸滿足雙螺旋槳安裝空間。
當(dāng)前市面上涵道飛行器多為單涵道結(jié)構(gòu),多為針對某個特定需求研制,任務(wù)載荷、使用環(huán)境等較為單一,不能實現(xiàn)多用途,同時現(xiàn)有涵道飛行器很多結(jié)構(gòu)設(shè)計都不符合流體設(shè)計,其飛行時不僅空氣阻力較大,能耗高,且由于空氣的阻擋摩擦,噪聲較大,而且外部長久使用后極易損壞。
技術(shù)實現(xiàn)要素:
基于以上技術(shù)問題,本發(fā)明提供了一種組合涵道飛行器,從而解決了以往涵道飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、用途單一的技術(shù)問題;同時,本發(fā)明還提供了該組合涵道飛行器的飛行控制系統(tǒng)和方法。
為解決以上技術(shù)問題,本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下:
一種組合涵道飛行器,由組合涵道中心體和偶數(shù)個扇形的單涵道飛行體組成,所述組合涵道中心體內(nèi)部設(shè)置有飛行控制系統(tǒng),偶數(shù)個單涵道飛行體可拆卸的對稱均勻設(shè)置在組合涵道中心體外側(cè),共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器。
進(jìn)一步的,所述單涵道飛行體包括單涵道飛行體主體,單涵道飛行體主體設(shè)置有起落架、動力裝置及反扭矩柵格舵,動力裝置通過支撐件固定在單涵道飛行體主體上。
進(jìn)一步的,所述單涵道飛行體主體中部設(shè)置有涵道,涵道內(nèi)從下往上設(shè)置有反扭矩柵格舵、動力裝置及支撐件。
進(jìn)一步的,所述支撐件包括圓筒座和多個支腳,圓筒座內(nèi)部設(shè)有動力裝置調(diào)速開關(guān)組件,所述動力裝置設(shè)置在圓筒座下端,所述多個支腳均勻分布且卡在涵道上端開口側(cè)面。
進(jìn)一步的,所述動力裝置包括螺旋槳推進(jìn)器及與螺旋槳推進(jìn)器連接的電機(jī)或油機(jī)。
進(jìn)一步的,所述反扭矩柵格舵包括多個均勻排列的柵格滑流舵,多個柵格滑流舵通過鉸接?xùn)鸥窕鞫孢B桿連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動,所述柵格滑流舵兩端均設(shè)置有舵面轉(zhuǎn)軸,舵面轉(zhuǎn)軸可轉(zhuǎn)動的插接到單涵道飛行體上,多個所述柵格滑流舵中的任意一個柵格滑流舵的舵面轉(zhuǎn)軸還通過轉(zhuǎn)動桿連接有驅(qū)動伺服舵機(jī)。
進(jìn)一步的,所述飛行控制系統(tǒng)包括油箱、姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置及驅(qū)動電源。
進(jìn)一步的,所述多個單涵道飛行體的數(shù)量為大于四的偶數(shù)個。
進(jìn)一步的,所述單涵道飛行體的數(shù)量為八個,八個所述單涵道飛行體彼此相接構(gòu)成完整的環(huán)形結(jié)構(gòu)。
本發(fā)明的組合涵道飛行器采用可拆卸的方式拼裝而成,可根據(jù)需要調(diào)節(jié)單涵道飛行體數(shù)量,且單涵道飛行體與組合涵道中心體組成圓環(huán)形的主體結(jié)構(gòu),從而可以根據(jù)需要選擇合適數(shù)量的單涵道飛行體,以此滿足不同載重、不同用途的要求,同時結(jié)構(gòu)簡單,裝卸方便,能夠減少空氣阻力和噪聲,飛行安全穩(wěn)定,且控制精準(zhǔn),能夠快速響應(yīng)操作,并且省略了平衡反扭裝置,使用了全新結(jié)構(gòu)的反扭矩柵格舵實現(xiàn)反扭矩的平衡,從而平衡更快捷準(zhǔn)確,且減少了平衡需要的能耗,保證飛行器滿足垂直起降、平穩(wěn)飛行的要求。
同時,本發(fā)明還公開了上述組合涵道飛行器的飛行控制系統(tǒng),該包括通過數(shù)據(jù)鏈連接的地面控制系統(tǒng)和所述飛行控制系統(tǒng),
其中,
所述地面控制系統(tǒng)包括航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務(wù)策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng),航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務(wù)策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)均連接有地面無線數(shù)據(jù)鏈終端;
所述飛行控制系統(tǒng)包括反扭矩柵格舵伺服系統(tǒng)、動力裝置伺服系統(tǒng)及主控系統(tǒng),主控系統(tǒng)包括氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數(shù)據(jù)鏈終端、飛行控制器及驅(qū)動電源,所述氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數(shù)據(jù)鏈終端、驅(qū)動電源均與飛行控制器連接。
本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)能夠精確測定和控制飛行器飛行高度、速度、經(jīng)緯度及飛行姿態(tài)等,通過地面控制系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)的信息交互,可很好的實時監(jiān)控飛行器飛行狀態(tài),并且可以精確控制和調(diào)節(jié)飛行器飛行參數(shù),實現(xiàn)飛行器的精準(zhǔn)定位,操作響應(yīng)快速。
本發(fā)明還公開了上述組合涵道飛行器的飛行控制方法,該方法包括飛行器扭矩平衡控制方法和飛行器飛行方向控制方法;
其中,
飛行器扭矩平衡控制方法:螺旋槳推進(jìn)器旋轉(zhuǎn)時,其向下產(chǎn)生下洗氣流,下洗氣流通過反扭矩柵格舵,飛行控制系統(tǒng)控制驅(qū)動伺服舵機(jī)(15),使反扭矩柵格舵在驅(qū)動伺服舵機(jī)帶動下聯(lián)動偏轉(zhuǎn),使其與下洗氣流形成夾角,從而下洗氣流對柵格滑流舵產(chǎn)生一個反向作用力,此時飛行控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)對稱點的柵格滑流舵夾角,保證兩個對稱點的夾角相同,氣流流向相反,從而相互抵消,平衡飛行器產(chǎn)生的反扭矩;
飛行器飛行方向控制方法:
設(shè)飛行器前進(jìn)方向為X軸,左右方向為Y軸,升降方向為Z軸;通過以下方法實現(xiàn)飛行器在三軸方向的移動:
飛行控制系統(tǒng)控制位于Y軸上的兩個對稱的反扭矩柵格舵均偏轉(zhuǎn)相同角度,改變通過的下洗氣流方向,下洗氣流對反扭矩柵格舵的柵格滑流舵產(chǎn)生一個反向的分力,由于Y軸與X軸垂直,則產(chǎn)生的分力促使飛行器沿X軸運(yùn)動;
飛行控制系統(tǒng)控制位于X軸上的兩個對稱的反扭矩柵格舵均偏轉(zhuǎn)相同角度,改變通過的下洗氣流方向,下洗氣流對反扭矩柵格舵的柵格滑流舵產(chǎn)生一個反向的分力,由于X軸與Y軸垂直,則產(chǎn)生的分力促使飛行器沿Y軸運(yùn)動;
螺旋槳推進(jìn)器旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生垂直向上的拉力,通過飛行控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)螺旋槳推進(jìn)器的轉(zhuǎn)速,實現(xiàn)飛行器沿Z軸上升、懸?;蛳陆怠?/p>
通過以上方法,本發(fā)明的組合涵道飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)任意方向的移動,且移動時運(yùn)行平穩(wěn),控制精準(zhǔn),且由于控制的持續(xù)進(jìn)行,使得飛行器在飛行時或改變飛行狀態(tài)時不會出現(xiàn)傾斜和顛簸,平衡更快捷準(zhǔn)確,保證飛行器的安全穩(wěn)定和使用。
附圖說明
圖1為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖;
圖2是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)分解示意圖;
圖3是單涵道飛行體的結(jié)構(gòu)示意圖;
圖4是支撐件的結(jié)構(gòu)示意圖;
圖5是反扭矩柵格舵的結(jié)構(gòu)示意圖;
圖6是反扭矩柵格舵的氣流方向示意圖,箭頭表示氣流方向;
圖7本發(fā)明的反扭矩示意圖;
圖8是本發(fā)明飛行控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖;
圖9是本發(fā)明運(yùn)行原理圖;
圖10是本發(fā)明具體實施方式的示意圖(X和Y向);
圖11本發(fā)明具體實施方式的示意圖(Z向);
圖中的標(biāo)號分別表示為:1、組合涵道中心體;2、單涵道飛行體;3、涵道;4、單涵道飛行體主體;5、反扭矩柵格舵;6、起落架;7、支撐件;8、電機(jī)或油機(jī);9、螺旋槳推進(jìn)器;10、圓筒座;11、支腳;12、柵格滑流舵;13、舵面轉(zhuǎn)軸;14、柵格滑流舵連桿;15、驅(qū)動伺服舵機(jī);16、轉(zhuǎn)動桿。
具體實施方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步的說明。本發(fā)明的實施方式包括但不限于下列實施例。
如圖1、圖2所示,一種組合涵道飛行器,由組合涵道中心體1和偶數(shù)個扇形的單涵道飛行體2組成,所述組合涵道中心體1內(nèi)部設(shè)置有飛行控制系統(tǒng),偶數(shù)個單涵道飛行體2可拆卸的對稱均勻設(shè)置在組合涵道中心體外側(cè),共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器。
本發(fā)明組合涵道飛行器以組合涵道中心體1為中心,在組合涵道中心體1外側(cè)均勻?qū)ΨQ設(shè)置偶數(shù)個單涵道飛行體2,組合涵道中心體1內(nèi)部設(shè)置有飛行控制系統(tǒng),從而可以保證重心平衡,保證飛行器飛行平穩(wěn),同時單涵道飛行體2可拆卸(如插接、扣接、螺栓連接或粘接等)的與組合涵道中心體1連接,使得單涵道飛行體2裝卸方便,方便拆裝和運(yùn)輸,且可根據(jù)載重需要和不同的用途,調(diào)節(jié)單涵道飛行體數(shù)量,使其滿足要求的同時減少自重,降低能耗,組合涵道中心體1和單涵道飛行體2共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器,從而使其符合流線型設(shè)計,能夠減少空氣阻力和噪聲,飛行安全穩(wěn)定。
如圖3、圖4所示,單涵道飛行體2包括單涵道飛行體主體4,單涵道飛行體主體4設(shè)置有起落架6、動力裝置及反扭矩柵格舵5,動力裝置通過支撐件7固定在單涵道飛行體主體4上。起落架6設(shè)置在單涵道飛行體主體4下端,用于起落時支撐,而動力裝置則為飛行器提供動力,反扭矩柵格舵5則主要用于保持飛行器平衡,用于平衡飛行器的反扭矩。
在單涵道飛行體主體4中部設(shè)置有涵道3,涵道3內(nèi)從下往上設(shè)置反扭矩柵格舵5、動力裝置及支撐件7。涵道3形成組合涵道飛行器的涵道,通過其設(shè)置反扭矩柵格舵5、動力裝置及支撐件7,從而組成單涵道飛行體2的主要動力部件。
為進(jìn)一步詳細(xì)說明單涵道飛行體主體4的結(jié)構(gòu),上述的支撐件7包括圓筒座10和多個支腳11,圓筒座10內(nèi)部設(shè)有動力裝置調(diào)速開關(guān)組件,所述動力裝置設(shè)置在圓筒座10下端,所述多個支腳11均勻分布且卡在涵道3上端開口側(cè)面。從而將圓筒座10設(shè)計成內(nèi)部中空的結(jié)構(gòu),其內(nèi)部空腔設(shè)置動力裝置所需的動力裝置調(diào)速開關(guān)組件,簡化了結(jié)構(gòu),并通過多個支腳11均勻分布且卡在涵道3上端開口側(cè)面將動力裝置卡緊在單涵道飛行體主體4,使得其裝卸方便,并且支腳11之間留有足夠的空間,能增大動力裝置所需的氣流流動空間,使得飛行器飛行更加平穩(wěn),不會出現(xiàn)斷流、進(jìn)氣不暢的問題。
上述的所述動力裝置包括螺旋槳推進(jìn)器9及與螺旋槳推進(jìn)器9連接的電機(jī)或油機(jī)8。螺旋槳推進(jìn)器9在電機(jī)或油機(jī)8的帶動下旋轉(zhuǎn),產(chǎn)生向下的下洗氣流,為飛行器提供動力;當(dāng)采用電機(jī)時,動力裝置調(diào)速開關(guān)組件為電子調(diào)速器,用于開閉電機(jī)和調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速;當(dāng)采用油機(jī)時,動力裝置調(diào)速開關(guān)組件包括CDI點火器和油門控制伺服舵機(jī),CDI點火器用于油機(jī)點火,而油門控制伺服舵機(jī)則控制油機(jī)油門從而調(diào)節(jié)油機(jī)轉(zhuǎn)速,為了保證油機(jī)的長久使用,動力裝置調(diào)速開關(guān)組件還可設(shè)置為油機(jī)提供燃料的副油箱,保證油機(jī)燃料充足。
如圖5-圖7所示,作為單涵道飛行體主體4的重要組成部分,所述反扭矩柵格舵5包括多個均勻排列的柵格滑流舵12,多個柵格滑流舵12通過鉸接?xùn)鸥窕鞫孢B桿14連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動,所述柵格滑流舵12兩端均設(shè)置有舵面轉(zhuǎn)軸13,舵面轉(zhuǎn)軸13可轉(zhuǎn)動的插接到單涵道飛行體2上,多個所述柵格滑流舵12中的任意一個柵格滑流舵12的舵面轉(zhuǎn)軸13還通過轉(zhuǎn)動桿16連接有驅(qū)動伺服舵機(jī)15。多個柵格滑流舵12通過舵面轉(zhuǎn)軸13插接到單涵道飛行體2上,位于涵道3最下端,上端是螺旋槳推進(jìn)器9,螺旋槳推進(jìn)器9產(chǎn)生的下洗氣流會經(jīng)過柵格滑流舵12;多個柵格滑流舵12通過柵格滑流舵連桿14連為一體,并且二者鉸接,通過柵格滑流舵連桿14可以保證所有的柵格滑流舵12轉(zhuǎn)動位置相同,即實現(xiàn)聯(lián)動,當(dāng)驅(qū)動伺服舵機(jī)15驅(qū)動轉(zhuǎn)動桿16轉(zhuǎn)動時,轉(zhuǎn)動桿16帶動?xùn)鸥窕鞫?2的舵面轉(zhuǎn)軸13轉(zhuǎn)動,在柵格滑流舵連桿14作用下,實現(xiàn)所有的柵格滑流舵12轉(zhuǎn)動相同角度,從而可以改變通過柵格滑流舵12的下洗氣流方向,從而可以改變飛行器飛行狀態(tài),并通過柵格滑流舵12偏轉(zhuǎn)角度調(diào)節(jié)其受到的反作用,進(jìn)而平衡飛行器因螺旋槳推進(jìn)器9轉(zhuǎn)動而帶來的反扭矩。本發(fā)明省略了現(xiàn)有技術(shù)復(fù)雜的平衡反扭裝置,使用了全新結(jié)構(gòu)的反扭矩柵格舵實現(xiàn)反扭矩的平衡,從而平衡更快捷準(zhǔn)確,且減少了平衡需要的能耗,保證飛行器滿足垂直起降、平穩(wěn)飛行的要求。
為了飛行器飛行更加平穩(wěn),本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)包括油箱、姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置及驅(qū)動電源。本發(fā)明將飛行器所需的油箱、姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置及驅(qū)動電源均設(shè)置在內(nèi)部中空的組合涵道中心體1,無需再行設(shè)計結(jié)構(gòu)裝填,結(jié)構(gòu)更為簡單,并且通過姿態(tài)傳感器和飛行控制器隨時監(jiān)測飛行器姿態(tài),及時通過飛行控制器控制動力裝置和反扭矩柵格舵5的開閉、快慢或角度,進(jìn)而整體控制飛行狀態(tài),保證飛行安全穩(wěn)定,達(dá)到控制精準(zhǔn)的目的,并且能夠快速處理數(shù)據(jù)和響應(yīng)操作。
為了本發(fā)明使用更加穩(wěn)定,本發(fā)明的多個單涵道飛行體2的數(shù)量為大于四的偶數(shù)個。單涵道飛行體2需要對稱以調(diào)節(jié)其反扭矩和飛行狀態(tài),因此最少為四個,當(dāng)其為2個時雖然也能達(dá)到飛行要求,但是調(diào)節(jié)較為復(fù)雜,能耗高,因此數(shù)量為大于四的偶數(shù)個為最佳。
在單涵道飛行體2的數(shù)量選擇上,其最好的數(shù)量為八個,八個所述單涵道飛行體2彼此相接構(gòu)成完整的環(huán)形結(jié)構(gòu)。八個單涵道飛行體2構(gòu)成完整的環(huán)形結(jié)構(gòu),則在平面內(nèi)可控制八個方向的飛行,從而飛行器在飛行時能夠平穩(wěn)的改變方向,并且狀態(tài)改變更快捷精準(zhǔn),整個過程耗時少,極大的保證了飛行器的機(jī)動性。
如圖8所示為組合涵道飛行器的飛行控制系統(tǒng),包括通過數(shù)據(jù)鏈連接的地面控制系統(tǒng)和所述飛行控制系統(tǒng),
其中,
所述地面控制系統(tǒng)包括航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務(wù)策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng),航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務(wù)策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)均連接有地面無線數(shù)據(jù)鏈終端;
所述飛行控制系統(tǒng)包括反扭矩柵格舵伺服系統(tǒng)、動力裝置伺服系統(tǒng)及主控系統(tǒng),主控系統(tǒng)包括氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數(shù)據(jù)鏈終端、飛行控制器及驅(qū)動電源,所述氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數(shù)據(jù)鏈終端、驅(qū)動電源均與飛行控制器連接。
通過以上飛行控制系統(tǒng),飛行器能夠精確測定和控制飛行高度、速度、經(jīng)緯度及飛行姿態(tài)等,可很好的實時監(jiān)控飛行器飛行狀態(tài),并且可以精確控制和調(diào)節(jié)飛行器飛行參數(shù),實現(xiàn)飛行器的精準(zhǔn)定位,操作響應(yīng)快速。
如圖9所示,為了能更好的實施本發(fā)明,本發(fā)明還公開了組合涵道飛行器的飛行控制方法,該方法包括飛行器扭矩平衡控制方法和飛行器飛行方向控制方法;
其中,
飛行器扭矩平衡控制方法:螺旋槳推進(jìn)器9旋轉(zhuǎn)時,其向下產(chǎn)生下洗氣流,下洗氣流通過反扭矩柵格舵5,飛行控制系統(tǒng)控制驅(qū)動伺服舵機(jī)15,使反扭矩柵格舵5在驅(qū)動伺服舵機(jī)15帶動下聯(lián)動偏轉(zhuǎn),使其與下洗氣流形成夾角,從而下洗氣流對柵格滑流舵12產(chǎn)生一個反向作用力,此時飛行控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)對稱點的柵格滑流舵12夾角,保證兩個對稱點的夾角相同,氣流流向相反,從而相互抵消,平衡飛行器產(chǎn)生的反扭矩;
飛行器飛行方向控制方法:
設(shè)飛行器前進(jìn)方向為X軸,左右方向為Y軸,升降方向為Z軸;通過以下方法實現(xiàn)飛行器在三軸方向的移動:
飛行控制系統(tǒng)控制位于Y軸上的兩個對稱的反扭矩柵格舵5均偏轉(zhuǎn)相同角度,改變通過其下洗氣流方向,對反扭矩柵格舵5的柵格滑流舵12產(chǎn)生一個反向的分力,由于Y軸與X軸垂直,則產(chǎn)生的分力促使飛行器沿X軸運(yùn)動;
飛行控制系統(tǒng)控制位于X軸上的兩個對稱的反扭矩柵格舵5均偏轉(zhuǎn)相同角度,改變通過其下洗氣流方向,對反扭矩柵格舵5的柵格滑流舵12產(chǎn)生一個反向的分力,由于X軸與Y軸垂直,則產(chǎn)生的分力促使飛行器沿Y軸運(yùn)動;
螺旋槳推進(jìn)器9旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生垂直向上的拉力,通過飛行控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)螺旋槳推進(jìn)器9的轉(zhuǎn)速,實現(xiàn)飛行器沿Z軸上升、懸?;蛳陆?。
通過以上方法,本發(fā)明的組合涵道飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)任意方向的移動,且移動時運(yùn)行平穩(wěn),控制精準(zhǔn),且由于控制的持續(xù)進(jìn)行,使得飛行器在飛行時或改變飛行狀態(tài)時不會出現(xiàn)傾斜和顛簸,平衡和飛行狀態(tài)調(diào)整更快捷準(zhǔn)確,保證飛行器的安全穩(wěn)定和使用。
具體實施例
如圖1-圖7所示,一種組合涵道飛行器,由組合涵道中心體1和八個扇形的單涵道飛行體2組成,八個單涵道飛行體2可拆卸的對稱均勻設(shè)置在組合涵道中心體外側(cè),八個所述單涵道飛行體2彼此相接構(gòu)成完整的環(huán)形結(jié)構(gòu),共同組成圓環(huán)形的組合涵道飛行器;所述單涵道飛行體2包括單涵道飛行體主體4,單涵道飛行體主體4設(shè)置有起落架6、動力裝置及反扭矩柵格舵5,動力裝置通過支撐件7固定在單涵道飛行體主體4上;所述單涵道飛行體主體4中部設(shè)置有涵道3,涵道3內(nèi)從下往上設(shè)置反扭矩柵格舵5、動力裝置及支撐件7;所述支撐件7包括圓筒座10和四個支腳11,圓筒座10內(nèi)部設(shè)有電子調(diào)速器,所述動力裝置設(shè)置在圓筒座10下端,所述四個支腳11均勻分布且卡在涵道3上端開口側(cè)面;所述動力裝置包括螺旋槳推進(jìn)器9及與螺旋槳推進(jìn)器9連接的電機(jī)8;所述反扭矩柵格舵5包括多個均勻排列的柵格滑流舵12,多個柵格滑流舵12通過鉸接?xùn)鸥窕鞫孢B桿14連為一體并實現(xiàn)聯(lián)動,所述柵格滑流舵12兩端均設(shè)置有舵面轉(zhuǎn)軸13,舵面轉(zhuǎn)軸13可轉(zhuǎn)動的插接到單涵道飛行體2上,多個所述柵格滑流舵12中的任意一個柵格滑流舵12的舵面轉(zhuǎn)軸13還通過轉(zhuǎn)動桿16連接有驅(qū)動伺服舵機(jī)15;所述組合涵道中心體1為內(nèi)部中空的圓筒狀,其內(nèi)部空腔設(shè)置有油箱、姿態(tài)傳感器、飛行控制器、GPS定位裝置及驅(qū)動電源。
本實施例的飛行控制器可以電子調(diào)速器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置和驅(qū)動伺服舵機(jī)15執(zhí)行不同的功能,完成飛行控制調(diào)節(jié),油箱可以對驅(qū)動伺服舵機(jī)15供油;驅(qū)動電源則為所需元器件提供電源;本實施例通過電子調(diào)速器調(diào)節(jié)電機(jī)8轉(zhuǎn)速,并通過飛行控制器控制其開閉,并通過驅(qū)動伺服舵機(jī)15調(diào)節(jié)柵格滑流舵12的偏轉(zhuǎn)方向,從而可以實現(xiàn)飛行器的飛行方向和速度,控制精準(zhǔn)。
如圖8所示,本實施例的飛行控制系統(tǒng)為:該方法包括通過數(shù)據(jù)鏈連接的地面控制系統(tǒng)和所述飛行控制系統(tǒng),
其中,
所述地面控制系統(tǒng)包括航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務(wù)策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng),航線規(guī)劃系統(tǒng)、任務(wù)策劃系統(tǒng)及實時監(jiān)控系統(tǒng)均連接有地面無線數(shù)據(jù)鏈終端;
所述飛行控制系統(tǒng)包括反扭矩柵格舵伺服系統(tǒng)、動力裝置伺服系統(tǒng)及主控系統(tǒng),主控系統(tǒng)包括氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數(shù)據(jù)鏈終端、飛行控制器及驅(qū)動電源,所述氣壓高度傳感器、姿態(tài)傳感器、GPS定位裝置、無線數(shù)據(jù)鏈終端、驅(qū)動電源均與飛行控制器連接。
通過以上飛行控制系統(tǒng),實現(xiàn)信息和指令的交互傳達(dá),飛行器能夠精確測定和控制飛行高度、速度、經(jīng)緯度及飛行姿態(tài)等,可很好的實時監(jiān)控飛行器飛行狀態(tài),并且可以精確控制和調(diào)節(jié)飛行器飛行參數(shù),實現(xiàn)飛行器的精準(zhǔn)定位,操作響應(yīng)快速。
如圖9-11所示,本實施例的飛行控制方法如下:
該方法包括飛行器扭矩平衡控制方法和飛行器飛行方向控制方法;
其中,
飛行器扭矩平衡控制方法:螺旋槳推進(jìn)器9旋轉(zhuǎn)時,其向下產(chǎn)生下洗氣流,下洗氣流通過反扭矩柵格舵5,飛行控制系統(tǒng)控制驅(qū)動伺服舵機(jī)15,使反扭矩柵格舵5在驅(qū)動伺服舵機(jī)15帶動下聯(lián)動偏轉(zhuǎn),使其與下洗氣流形成夾角,從而下洗氣流對柵格滑流舵12產(chǎn)生一個反向作用力,此時飛行控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)對稱點的柵格滑流舵12夾角,保證兩個對稱點的夾角相同,氣流流向相反,從而相互抵消,平衡飛行器產(chǎn)生的反扭矩;
飛行器飛行方向控制方法:
設(shè)飛行器前進(jìn)方向為X軸,左右方向為Y軸,升降方向為Z軸;通過以下方法實現(xiàn)飛行器在三軸方向的移動:
將八個單涵道飛行體2依次編號,如圖9所示,依次為1#號機(jī)、2#號機(jī)、3#號機(jī)直至8#號機(jī);
飛行控制系統(tǒng)控制位于Y軸上的兩個對稱的單涵道飛行體2為3#號機(jī)和7#號機(jī),3#號機(jī)和7#號機(jī)的柵格滑流舵12均偏轉(zhuǎn)相同角度,改變通過的下洗氣流方向,下洗氣流對3#號機(jī)和7#號機(jī)的反扭矩柵格舵5的柵格滑流舵12產(chǎn)生一個反向的分力,由于Y軸與X軸垂直,則產(chǎn)生的分力促使飛行器沿X軸運(yùn)動;
飛行控制系統(tǒng)控制位于X軸上的兩個對稱的單涵道飛行體2為1#號機(jī)和5#號機(jī),1#號機(jī)和5#號機(jī)的柵格滑流舵12均偏轉(zhuǎn)相同角度,改變通過的下洗氣流方向,下洗氣流對1#號機(jī)和5#號機(jī)的反扭矩柵格舵5的柵格滑流舵12產(chǎn)生一個反向的分力,由于X軸與Y軸垂直,則產(chǎn)生的分力促使飛行器沿Y軸運(yùn)動;
1#號機(jī)到8#號機(jī)的螺旋槳推進(jìn)器9旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生垂直向上的拉力,通過飛行控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)螺旋槳推進(jìn)器9的轉(zhuǎn)速,實現(xiàn)飛行器沿Z軸上升、懸?;蛳陆?。
本方法由于飛行器運(yùn)行過程中產(chǎn)生的反扭矩時刻存在,因此飛行器扭矩平衡也是時刻存在的,而飛行器飛行方向則是根據(jù)需要而調(diào)節(jié)的,因此飛行器飛行方向控制是間斷性的。
如上所述即為本發(fā)明的實施例。上述實施例以及實施例中的具體參數(shù)僅是為了清楚表述發(fā)明人的發(fā)明驗證過程,并非用以限制本發(fā)明的專利保護(hù)范圍,本發(fā)明的專利保護(hù)范圍仍然以其權(quán)利要求書為準(zhǔn),凡是運(yùn)用本發(fā)明的說明書及附圖內(nèi)容所作的等同結(jié)構(gòu)變化,同理均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。