基于涡扇发动机的新型导流控制多旋翼飞行器及控制方法与流程

本发明属于多旋翼飞行器技术领域，具体涉及一种适用于涡扇发动机的多旋翼飞行器新型导流控制方法。

背景技术：

旋翼式无人机是以高速旋转的机翼作为动力源，可实现垂直起降、悬停、横飞、倒飞以及超低空飞行等多种飞行方式的无人机，适宜在狭小的空间或复杂地形环境使用，其良好的灵活性是它的主要特点。无人机飞行控制系统的设计是实现无人机自主飞行的关键与核心，飞行控制系统的性能优劣直接决定了旋翼无人机的飞行性能及其完成任务的情况。因此研制适合多旋翼无人机的轻型化、低成本、低功耗的飞行控制系统具有重要的理论价值和工程应用价值。

随着科技的发展，无人机的应用领域已逐渐从军用过渡到民用、警用。无人飞行器使得人们可以方便的实现航空摄影以及交通导航等功能，将用户的移动范围由地面的二维空间转变成为三维空间，同时还能有效的降低人力以及物力的损耗。高飞行性能的多旋翼飞行器会对我国的多旋翼无人机的普及起到极大的推动作用。将来，无论是在气象勘测，灾情调查，环境保护等民用领域，还是针对追捕逃犯，瓦解恐怖活动等警用领域，都有着很大的需求空间。因而，各界人士已经对多旋翼飞行器提出了很高的期许。

目前，对于多旋翼飞行器的姿态控制主要是通过改变旋翼转速使每个旋翼之间产生升力差或扭矩差，使得飞行器机身产生侧偏，由侧向分力推进飞行器前进。

虽然，国内外在多旋翼飞行器的控制方法上取得了显著成就，但是目前的控制方法需要实时地调整每一个旋翼的转速再由测得的姿态信息进行调整，这使得应用于多旋翼飞行器的控制算法太过复杂。同时，由于飞行器方向上的变化需要通过转动机身产生侧向力来前进，所以对于改变航向的响应也存在较长的延迟，每次转动都需要先使飞行器回到平衡姿态再作出偏航动作前进。这就很大程度降低了旋翼飞行器灵活度，而旋翼转速变化产生的摩擦也将影响飞行器的稳定性。

气体导流装置是一种可以仅通过改变导流板开合角度就能快速稳定地调整多旋翼飞行器飞行姿态的机构，具有高稳定性和高灵活度的特点。本发明将该导流装置安装在多旋翼飞行器上形成新型多旋翼飞行器结构与控制方式。

技术实现要素：

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，针对现有多旋翼飞行器控制难度大，稳定性低，灵活度差的问题，本发明设计了一种新型多旋翼飞行器结构，并针对该结构探索了一种新型控制方法。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一是改变多旋翼飞行器的结构，通过加装导流板装置对多旋翼飞行器进行改造，形成新型多旋翼结构。

二是通过改变导流装置的夹角调节每个涵道风扇(旋翼)力的大小和方向，以此改变多旋翼飞行器的飞行姿态。

三是通过新型多旋翼飞行器的推力装置实现垂直方向的改变。

具体的技术方案如下：

一种基于涡扇发动机的新型导流控制多旋翼飞行器，包括涡扇发动机及通过导气管与之连接的若干旋翼，以及导流装置；所述旋翼以所述涡扇发动机为中心沿周向均匀阵列设置，所述导流装置安装在所述旋翼的下方或所述导气管内部；

所述导流装置由若干导流板以相同的间隔均匀平行排列形成。

进一步的，所述旋翼为涵道风扇，所述导流装置与所述旋翼一一对应设置，每个旋翼下方安装一个导流装置。

进一步的，所述导流装置安装在所述旋翼的下方正中央位置。以便对发动机实现准确的控制，并根据具体的不同材料进行不同的焊接。

进一步的，所述导流装置安装在导气管内部距管出口三分之一距离位置处。用于保证气流的稳定性和可靠性，焊接方式将根据具体的发动机材料和导流板材料决定。

进一步的，所述导流板的总数为偶数个，所述导流板对称排布；位于外侧的导流板为外侧导流板，位于内侧的则为内侧导流板。偶数个便于对称控制，能够更好的控制飞行器姿态。

进一步的，所述导流板采用的材料为新型复合材料，包括UP树脂、PP树脂、玻璃纤维、POE、滑石粉。

进一步的，所述导流板均匀分布于所述旋翼下方或所述导气管内，所述导流板上安装有传感控制器，作为传感器模块，通过所述传感控制器控制导流板旋转的角度，并根据导流板的角度控制飞行器姿态。

进一步的，所述传感器模块无线连接航姿参考系统，所述航姿参考系统连接控制中心，所述控制中心连接所述导流装置；

由传感器模块测出飞行器当前姿态数据，包括倾斜方位和倾斜角度，然后将所述数据传回航姿参考系统，由航姿参考系统估计出飞行器当前姿态信息，再通过控制回路将所述姿态信息传回控制中心，由控制中心对所述导流装置发出相应的动作指令，所述动作指令包括增大或减小倾斜方向的导流板开合角度。

一种基于涡扇发动机的新型导流控制多旋翼飞行器的控制方法，通过调节导流装置的导流板相对角度的大小，控制每个旋翼力的大小和方向，利用旋翼的上下压强差改变飞行器的飞行姿态；通过涡扇发动机作为推力装置实现垂直方向的改变。

进一步的，所述飞行姿态控制包括：

1)下降：处于导流板组合的两边外侧导流板的开合角θ为90°，导流板组合的内侧导流板相互靠拢，使得出气口变小，降低升力，同时降低每个旋翼转速，使得飞行器升力变小，当所有旋翼产生的合升力小于自身重力时，飞行器受重力作用垂直下降；

2)悬停：所有导流板的开合角θ都为90°，调整旋翼转速，使所有旋翼产生的升力相等，并且总升力等于飞行器自身的重力，飞行器保持悬停状态；

3)升高：所有导流板的开合角θ为90°，同时增加每个旋翼转速并使各个旋翼升力相等，使得飞行器总升力变大，当所有旋翼产生的合升力大于自身重力时，飞行器受推力装置的推动力垂直上升；

4)转向、偏航：各个导流板的开合角θ小于90°，产生水平方向的作用力，最终产生一个水平方向总的作用力，使飞行器的飞行方向发生改变。

有益效果：本发明提供的适用于涡喷/涡扇发动机的新型导流控制方法，改变了现有多旋翼飞行器的结构和控制方式，构建新一代高效、灵活、飞行姿态丰富、稳定性好的多旋翼飞行器，同时通过多旋翼飞行器的发展推动无人机的发展和前进，进而推动我国军事力量的不断发展。

通过本新型多旋翼飞行器结构可以实现以下效益：

1.飞行器飞行时间更长：通过本发明对涡轮喷气发动机产生气体的合理利用实现多旋翼飞行器飞行时长的显著提升。

2.姿态控制更加灵活：新型多旋翼飞行器通过导流板的夹角控制方式更便捷的控制飞行器的飞行姿态，实现复杂的运动姿态，较原有旋翼飞行器更加灵活。

3.控制算法更加简单：这种新型的飞行器控制方式只需要考虑导流板的开合角度，输入量少且直观明确，这对控制机构的稳定性有极大的提升。

附图说明

图1为本发明新型多旋翼飞行器结构图；

图2为新型多旋翼飞行器结构俯视图；

图3为导流板垂直时气流与力的方向示意图；

图4、5为导流板倾斜时气流与力的方向示意图；

图6为导流板开合角变小时气流与力的方向示意图；

图7为多旋翼飞行器垂直运动示意图；

图8为多旋翼飞行器左右偏航示意图；

图9为导流装置结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

本发明为一种适用于涡扇发动机的多旋翼飞行器新型导流控制方法，如图1、2所示，在以涡轮喷气发动机为动力来源的多旋翼飞行器的涵道风扇(旋翼)下方或导气管中加装导流板形成新型多旋翼飞行器结构和控制结构。

优选的，在多旋翼飞行器的每个涵道风扇(旋翼)下方安装一个导流装置，该导流装置由若干(偶数)导流板组成，除了将其安装在涵道风扇(旋翼)下方还可将其安装在导气管中，该导流装置与涡扇发动机共同形成新型多旋翼飞行器结构。无论是将导流板安装在导管内还是安装在涵道风扇(旋翼)下方，均可通过调节导流板相对角度的大小控制通过涵道风扇(旋翼)的上下压强差从而改变多旋翼飞行器的姿态。

在需要多旋翼飞行进行升降时仍需要通过涡轮喷气发动机推动涵道风扇这一主要推进媒介形成克服自身重力的升力。

本发明为一种适用于涡扇发动机的多旋翼飞行器新型导流控制方法。若干(偶数)导流板以相同的间隔平行排列形成导流装置，本发明将其安装在多旋翼飞行器的每个涵道风扇(旋翼)下方或飞行器的导气管内部，通过导流装置的安装形成新型多旋翼飞行器结构。针对上述飞行器结构，将通过导流板的角度改变实现飞行器飞行姿态的改变，形成新型多旋翼飞行器控制方式。导流装置实现了多旋翼飞行器姿态的调整，而飞行器的垂直大幅度升降仍需要涡轮喷气发动机推动主要升力系统——涵道风扇(旋翼)。本发明大大提高了多旋翼飞行器姿态调整的便捷性和准确性，部署方便，在开发成本和具体实施中具有极大的优势，极具应用前景。

针对以涡轮喷气发动机作为动力来源的新型多旋翼飞行器，改变其结构和控制方式，解决原有飞行器控制灵活度低，稳定性差的问题。

针对新能源的多旋翼飞行器，在各涵道风扇(旋翼)下方或导气管内加装一个导流装置，每个导流装置由若干(偶数)导流板组成，具体视旋翼飞行器大小而定。

导流板采用的材料为新型复合材料，由UP树脂、PP树脂、玻璃纤维、POE、滑石粉等复合而成。具有强度高，风阻系数小、质量轻等优点。

为了实现多旋翼飞行器的控制，首先需要获得系统的状态反馈，即准确测量出无人机飞行器的姿态、速度、位置等信息。由传感器模块测出飞行器当前姿态数据，然后将数据传回航姿参考系统，由航姿参考系统估计出飞行器当前姿态，再通过控制回路将姿态信息传回控制中心，由控制中心对气体导流装置发出相应的动作指令。

若飞行器将始终保持在水平位置，由传感器模块测出当前飞行器倾斜方位和倾斜角度，再由控制中心对气导装置发出指令，指令包括增大或减小倾斜方向的导流板开合角度等。根据牛顿第三定律，导流板导向的气流将会反作用在旋翼一端，而反作用力在垂直方向和水平方向上的分力可表示为：

F_x＝F·sinθ (1.1)

F_y＝F·cosθ (1.2)

其中，θ为导流板于机体水平方向的夹角且0°≤θ≤180°，F为反作用力。由公式(1.1)可知，增大θ角可以提高旋翼端的升力，使得倾斜方位升高，而减小θ角可以降低旋翼端的升力，使得翘起端下降，飞行器再次回到水平姿态。当导流板的开合角度改变时，以俯视图的角度，部分开合方式将改变出气口的面积大小，从而改变导流装置下方气压的大小，同时气体上溢，上压也减小，由于上压减小幅度低于下压增加幅度，因而整体下方压强将大于上方压强形成压强差，致使旋翼产生一个向上的力。如图3、4、5、6所示。

通过多旋翼飞行器下方每一个导流装置的方向控制可以使飞行器产生不同方向的作用力，可使飞行器在旋翼的方向上产生侧升、侧降的效果。此外，针对本发明中的多旋翼飞行器，新型控制结构可对飞行器实现多姿态运动控制。这些姿态主要包括：

1.下降：如图9所示，保持外侧2个导流板1、4的开合角θ为90°，内侧2个导流板2、3相互靠拢，使得出气口变小，降低升力，同时降低每个旋翼转速，使得飞行器升力变小，当所有旋翼产生的合升力小于自身重力时，飞行器受重力作用垂直下降。如图7所示。

2.悬停：4个导流板的开和合角θ都为90°，调整旋翼转速，使所有旋翼产生的升力(即气体产生的反作用力)相等，并且总升力等于飞行器自身的重力，飞行器保持悬停状态。飞行器的升降运动由所有旋翼转速共同决定。

3.升高：保持所有导流板的开合角θ为90°，使得水平方向不存在作用力，同时增加每个旋翼转速并使各个旋翼升力相等，使得飞行器总升力变大，当所有旋翼产生的合升力大于自身重力时，飞行器受推力装置即发动机的推力作用垂直上升。如图7所示。

4.转向、偏航：使各个导流板的开合角小于90°，产生水平方向的作用力，根据力的合成，最终产生一个水平方向总的作用力，使飞行器的飞行方向发生改变。如图8所示。

当导流板安装在导气管内时，以相同的方式进行气流控制，进而控制旋翼，最终控制飞行器的飞行姿态。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。