[發(fā)明專利]一種飛行器及其控制方法

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• 申請?zhí)枺?/td>: 202110232478.7
• 申請日: 2021-03-03
• 公開（公告）號: CN112960100A
• 公開（公告）日: 2021-06-15
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 劉曉鵬;王飛
• 申請（專利權(quán)）人: 北京博鷹通航科技有限公司
• 主分類號: B64C1/00
• 分類號: B64C1/00;B64C3/10;B64C21/00;B64C39/12;B64C29/02
• 代理公司: 暫無信息
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1.一種飛行器，包括機(jī)身，螺旋槳、電機(jī)、鴨翼、機(jī)翼、控制系統(tǒng)以及能源管理系統(tǒng)，機(jī)身為圓柱桶型，機(jī)身的頭部和尾部為整流圓錐形；鴨翼為梯形，位于機(jī)身前部的中軸線位置，高于機(jī)翼；機(jī)翼為修形三角翼，前緣圓弧過度，安裝與機(jī)身中后段，低于鴨翼，呈下單翼布局，鴨翼和機(jī)翼構(gòu)成鴨式布局，實(shí)現(xiàn)耦合渦流增升；鴨翼后掠角為40°、50°、60°或70°，機(jī)翼后掠角為40°、50°或60°；

控制系統(tǒng)包括傳感采集單元、主控處理器、計(jì)算節(jié)點(diǎn)、通信模塊以及運(yùn)動協(xié)處理器，其中，主控處理器、計(jì)算節(jié)點(diǎn)、通信模塊、運(yùn)動協(xié)處理器安裝在機(jī)載飛控板卡上，傳感采集單元包括GPS和/或北斗導(dǎo)航系統(tǒng)、慣性導(dǎo)航系統(tǒng)、電子羅盤、空速管、氣溫計(jì)、振動傳感器以及結(jié)構(gòu)形變傳感器，GPS和/或北斗系統(tǒng)獲取飛行器的位置數(shù)據(jù)，慣導(dǎo)裝置獲取飛行器的姿態(tài)數(shù)據(jù)，電子羅盤用于獲取航向數(shù)據(jù)，空速管獲取飛行器空速數(shù)據(jù)，振動傳感器和結(jié)構(gòu)形變傳感器獲取機(jī)體結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)；

主控處理器用于運(yùn)行定時操作系統(tǒng)，解算定位、定向和定姿，執(zhí)行飛行控制算法，接收通信信號以及調(diào)試，計(jì)算節(jié)點(diǎn)用于飛行器模式識別和系統(tǒng)重構(gòu)，運(yùn)動協(xié)處理用于電機(jī)驅(qū)動和鴨翼操控，主控處理器、計(jì)算節(jié)點(diǎn)、運(yùn)動協(xié)處理器和傳感采集單元構(gòu)成多核分布組網(wǎng)式硬件架構(gòu)，主控處理器和運(yùn)動協(xié)處理器間通過高速總線通訊機(jī)制交互數(shù)據(jù)；主控處理器與傳感采集單元間構(gòu)成星形信息物聯(lián)網(wǎng)絡(luò)；主控處理器通過高速總線與計(jì)算節(jié)點(diǎn)和運(yùn)動協(xié)處理器構(gòu)成主從式多核決策中心。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于：鴨翼后掠角為70°、機(jī)翼后掠角為40。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于：主控處理器和運(yùn)動協(xié)處理器通過傳感物聯(lián)網(wǎng)采集位置數(shù)據(jù)、姿態(tài)數(shù)據(jù)、航向數(shù)據(jù)、空速數(shù)據(jù)以及機(jī)體結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算，通過高速總線與運(yùn)動協(xié)處理器連接驅(qū)動鴨翼和電機(jī)調(diào)整飛行器狀態(tài)；兩個電機(jī)安裝在鴨翼前緣中段，飛行時鴨翼完全浸潤在螺旋槳的氣流中，控制系統(tǒng)對電機(jī)進(jìn)行矢量控制。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于：傳感采集單元與主控處理器構(gòu)成星形信息物聯(lián)網(wǎng)絡(luò)，正常狀態(tài)下由主控處理器主動調(diào)度所需傳感信息，緊急情況下可由傳感采集單元根據(jù)優(yōu)先級搶占網(wǎng)絡(luò)通信令牌，由通信端口觸發(fā)主控處理器硬件中斷，實(shí)時響應(yīng)相關(guān)緊急處理程序。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器，其特征在于：鴨翼通過轉(zhuǎn)軸與機(jī)身結(jié)合，控制系統(tǒng)驅(qū)動轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，鴨翼隨轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動；飛行器的動作部件為兩個電機(jī)和兩個鴨翼，無舵面，控制系統(tǒng)和任務(wù)載荷安裝在機(jī)身內(nèi)部。

6.一種權(quán)利要求1-5任意一項(xiàng)所述的飛行器的控制方法，其特征在于：

起飛階段，飛行器以兩軸模式垂直起飛，爬高至2m，航向旋轉(zhuǎn)一周根據(jù)懸停傾角判斷風(fēng)向；飛行器以兩軸模式逆風(fēng)加速飛行；當(dāng)空速超過臨界空速后，飛行器由兩軸模式轉(zhuǎn)換為固定翼模式飛行，完成起飛；

降落階段，飛行器以固定翼模式進(jìn)入下滑航線，降高減速飛行；當(dāng)速度小于臨界空速后，飛行器由固定翼模式轉(zhuǎn)換為兩軸模式；飛行器以兩軸模式，保持高度飛向降落點(diǎn)；到達(dá)降落點(diǎn)后，飛行器垂起降落；

執(zhí)行任務(wù)過程中轉(zhuǎn)換飛行模式時，直接進(jìn)行加速減速動作，根據(jù)空速切換不同飛行模式。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的控制方法，其特征在于：

由兩軸模式轉(zhuǎn)換為固定翼模式過程為：飛行器保持懸停狀態(tài)開始轉(zhuǎn)換，鴨翼聯(lián)動向前偏轉(zhuǎn)、飛行器以大迎角姿態(tài)逐漸加速，當(dāng)飛行器空速超過安全空速后，飛行器逐漸過度為固定翼模式飛行；

由固定翼模式轉(zhuǎn)換為兩軸模式過程為：飛行器以固定翼水平飛行開始轉(zhuǎn)換，鴨翼聯(lián)動向上偏轉(zhuǎn)、飛行器迎角逐漸增大、空速逐漸減小，飛行器逐漸由水平過度為兩軸模式豎直兩軸懸停飛行。

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的控制方法，其特征在于控制模式切換的判斷標(biāo)準(zhǔn)為：小于等于臨界空速時兩軸模式控制，超過臨界空速時固定翼模式控制。