分布式矢量推進機構(gòu)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本實用新型屬于航空技術(shù)和機電控制技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種分布式矢量推進機 構(gòu)。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)有固定翼飛行器不具有垂直起降能力，對起降場地比較依賴。傾轉(zhuǎn)旋翼機構(gòu)雖 然兼具了垂直起降和平飛，但是同固定翼相似也對飛行品質(zhì)要求較高，不能滿足復(fù)雜環(huán)境 下的機動飛行。新近流行的多旋翼飛行器，雖然有較好的垂直起降和懸停性能，但是由于機 構(gòu)限制無法進行高效的巡航飛行，導(dǎo)致航程較短無法長距離執(zhí)行任務(wù)。而且航跡與姿態(tài)仍 然耦合，無法做出空間全自由度全姿態(tài)飛行，機動性還可提高。
[0003] 推力矢量技術(shù)能讓發(fā)動機推力的一部分變成操縱力，代替或部分代替操縱面，從 而大大減少了雷達反射面積；不管迎角多大和飛行速度多低，飛機都可利用這部分操縱力 進行操縱，這就增加了飛機的可操縱性。由于直接產(chǎn)生操縱力，并且量值和方向易變，也就 增加了飛機的敏捷性，因而可適當?shù)販p小或去掉垂尾，也能替代其他一些操縱面；這對降低 飛機的可探測性是有利的，也能使飛機的阻力減小。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本實用新型就是針對上述問題，提供一種可以實現(xiàn)任意姿態(tài)起飛、降落及懸停的 分布式矢量推進機構(gòu)。
[0005] 為實現(xiàn)上述目的，本實用新型采用如下技術(shù)方案，本實用新型包括自由推力單元 和飛行控制器，自由推力單元包括第一伺服機構(gòu)機架，第一伺服機構(gòu)機架上設(shè)置有第一舵 機，第一舵機軸與第二伺服機構(gòu)機架相連，第二伺服機構(gòu)機架上設(shè)置有第二舵機，第二舵機 軸與動力涵道架相連，所述第二舵機軸與第一舵機軸垂直；所述飛行控制器控制第一舵機 和第二舵機的旋轉(zhuǎn)角度輸入，以及動力涵道的轉(zhuǎn)速。
[0006] 作為一種優(yōu)選方案，本實用新型所述自由推力單元為三個；其中一個自由推力單 元位于重心之后機身對稱軸上，與重心距離為L3 ;另外兩個對稱地分布在重心之前，到重 心的距離分別為Ll、L2 ;三自由推力單元的控制力分別為Fl、F2、F3,通過自由推力調(diào)節(jié)升 力焦點與重心重合，合控制力為F = F1+F2+F3、合控制力矩M = F1XL1+F2XL2+F3XL3。
[0007] 作為另一種優(yōu)選方案，本實用新型所述飛行控制器通過電子調(diào)速器控制動力涵道 的轉(zhuǎn)速。
[0008] 作為另一種優(yōu)選方案，本實用新型所述飛行控制器包括集成傳感器和飛控板，所 述集成傳感器包括慣性測量單元、GPS導(dǎo)航模塊和三軸磁力計模塊，慣性測量單元包括三軸 角速度測量部分和三軸加速度測量部分；所述飛行控制器測量三軸角速度，三軸加速度，配 合方向數(shù)據(jù)進行校正，測得載機的飛行姿態(tài)角度，運用余弦算法得出飛機飛行的姿態(tài)數(shù)據(jù)。
[0009] 作為另一種優(yōu)選方案，本實用新型所述飛控板采用Atmegal280/2560芯片。
[0010] 其次，本實用新型所述飛控板包括第一接收機、第二接收機、APM1芯片、APM2芯 片、Arithmetic單元、MWC1板、MWC2板和MWC3板，Arithmetic單元的信號輸入端口分別與 第二接收機的信號輸出端口、APM2芯片的信號輸出端口相連，第一接收機的信號輸出端口 與APM1芯片的信號輸入端口相連；Arithmetic單元的信號輸出端口分別與APM1芯片的信 號輸入端口、MWC1板的信號輸入端口、MWC2板的信號輸入端口、MWC3板的信號輸入端口相 連;MWC1板的信號輸出端口分別與其中一個自由推力單元的第一舵機控制信號輸入端口、 第二舵機控制信號輸入端口相連，MWC2板的信號輸出端口分別與另一自由推力單元的第一 舵機控制信號輸入端口、第二舵機控制信號輸入端口相連，MWC2板的信號輸出端口分別與 第三自由推力單元的第一舵機控制信號輸入端口、第二舵機控制信號輸入端口相連；所述 APM2芯片的信號輸入端口分別與光流傳感器的信號輸出端口、GPS傳感器的信號輸出端口 相連;APM1芯片的信號輸出端口分別與三個自由推力單元的動力涵道轉(zhuǎn)速控制信號輸入 端口相連。
[0011] 所述第一接收機接受地面控制器對載機發(fā)送的姿態(tài)數(shù)據(jù)，將姿態(tài)信號輸入APM1 芯片中進行解算，APM1芯片還接受經(jīng)過運算器處理后的油門信號，輸出三路油門信號分別 控制三個動力涵道的轉(zhuǎn)速大小；第二接收機接受地面控制器對載機發(fā)送的航跡控制信號， 將航跡控制信號輸入ARITHMETIC單元；APM2芯片采集光流傳感器以及GPS傳感器的信號 數(shù)據(jù)，向ARITHMETIC單元輸入四路控制信號1、2、3、Y(1);運算器將信號處理后轉(zhuǎn)換為七路 輸出信號 PI (OUT)、Ρ2 (OUT)、Ρ3 (OUT)、R1 (OUT)、R2 (OUT)、R3 (OUT)、Τ 作為三塊 MWC 板的輸 入信號，三塊MWC控制板分別控制六個舵機的傾轉(zhuǎn)。
[0012] 另外，本實用新型所述第一伺服機構(gòu)機架包括橫框，橫框前端設(shè)置有向前上端彎 曲的前弧形邊框，橫框后部相應(yīng)于前弧形邊框設(shè)置有向后上部彎曲的后弧形邊框，橫框的 后端設(shè)置有所述第一舵機，第一舵機軸平行于所述橫框并穿過所述后弧形邊框上部通孔； 所述第二伺服機構(gòu)機架為多半圓形封邊框，第二伺服機構(gòu)機架的下部輪廓與所述橫框與前 弧形邊框、后弧形邊框圍成的輪廓相對應(yīng)；所述第二舵機設(shè)置在第二伺服機構(gòu)機架上端，第 二舵機軸垂直向下與動力涵道架相連；所述第二伺服機構(gòu)機架中部橫向一端與所述第一舵 機軸相連，第二伺服機構(gòu)機架中部橫向另一端通過橫軸與前弧形邊框上部相連。
[0013] 本實用新型有益效果。
[0014] 本實用新型自由推力單元可自由調(diào)節(jié)推力大小和方向。
[0015] 本實用新型飛行控制器分別控制自由推力單元的第一、第二舵機的角度輸入，動 力涵道的轉(zhuǎn)速，以獲得全自由推力。
[0016] 本實用新型分布式矢量推進機構(gòu)起飛不依賴場地條件，可以實現(xiàn)任意姿態(tài)起飛、 降落及懸停，特別適合城市復(fù)雜狹小地形與特殊環(huán)境起降，并可以以穩(wěn)定姿態(tài)執(zhí)行探索、監(jiān) 視及偵查任務(wù)。執(zhí)行任務(wù)時，分布式矢量推進機構(gòu)可以實現(xiàn)任意飛行姿態(tài)平穩(wěn)飛行，姿態(tài)調(diào) 整快速靈活，并可以實現(xiàn)快速啟動及停車，因此其可以在城市狹小街道甚至建筑物內(nèi)部進 行高效飛行，同時對于叢林、城鎮(zhèn)及廢墟等環(huán)境也能高效完成任務(wù)。
[0017] 本實用新型提供一種分布式矢量推進機構(gòu)的硬件基礎(chǔ)。
【附圖說明】
[0018] 下面結(jié)合附圖和【具體實施方式】對本實用新型做進一步說明。本實用新型保護范圍 不僅局限于以下內(nèi)容的表述。
[0019] 圖1是本實用新型結(jié)構(gòu)示意圖。
[0020] 圖2是本實用新型自由推力單元正視圖。
[0021] 圖3是本實用新型自由推力單元立體圖。
[0022] 圖4是本實用新型電路原理圖。
[0023] 圖5是本實用新型的載荷譜圖。（灰度圖無法表示清楚）
[0024] 圖6是本實用新型控制方法坐標系建立圖。
[0025] 圖7是本實用新型控制方法情況1示意圖。
[0026] 圖8是本實用新型控制方法情況2示意圖。
[0027] 圖9是本實用新型控制方法情況3示意圖。
[0028] 圖中，1為第一舵機、2為第二舵機、3為第一伺服機構(gòu)機架、4為第二伺服機構(gòu)機 架、5為第一舵機軸、6為第二舵機軸、7為動力涵道、8為自由推力單元、9為載機、10為后弧 形邊框、11為橫框、12為前弧形邊框、13為橫軸。
【具體實施方式】
[0029] 如圖所示，本實用新型包括自由推力單元8和飛行控制器，自由推力單元8包括第 一伺服機構(gòu)機架3,第一伺服機構(gòu)機架3上設(shè)置有第一舵機1，第一舵機軸5與第二伺服機 構(gòu)機架4相連，第二伺服機構(gòu)機架4上設(shè)置有第二舵機2,第二舵機軸6與動力涵道7架相 連，所述第二舵機軸6與第一舵機軸5垂直；所述飛行控制器控制第一舵機1和第二舵機2 的旋轉(zhuǎn)角度輸入，以及動力涵道7的轉(zhuǎn)速。
[0030] 動力系統(tǒng)能源可選用電力，以獲得更快的響應(yīng)速度及使推力調(diào)節(jié)更加精確。
[0031] 所述飛行控制器可采用如下控制方法。
[0032] 以自由推力單元8所在載機9的重心為原點建立笛卡爾直角坐標系，如圖8所示， r為重心至涵道的距離，1為對應(yīng)點在平穩(wěn)時的長度，對應(yīng)點是指：將載機9所在的平面上 的三個點"系"在與載機9所在的平面平行的另一上平面對應(yīng)的三點上，對應(yīng)點的連線垂直 于此二平面，連線為"連鎖"，"連鎖"為線彈性，滿足鄭玄一胡克定律，彈性系數(shù)為μ ;τ為 載機9的頂角度數(shù)。
[0033] 情況1 :在外界的擾動下，載機9繞X軸發(fā)生角位移為&Ρ:，函道需要發(fā)生??φ的角 位移，同時，涵道所需增加的力為：F = μΜη(δφ)。
[0034] 情況2:在外界的擾動下，載機9繞y軸發(fā)生角位移為δ λ，函道需要發(fā)生-δ ,的 角位移，同時，涵道所需增加的力為：F = yrsin τ *sin( δ λ)
[0035] 情況3:在外界的擾動下，載機9繞ζ軸發(fā)生較小角位移為δ e，函道所需做出的 調(diào)整為。
[0036] 繞X軸發(fā)生角位移α
[0038] 繞y軸發(fā)生角位移β
[0040] 同時，涵道所需增加的力為
[0041] 側(cè)向懸停：設(shè)置將所述上平面繞y軸旋轉(zhuǎn)κ，保持載機9與上平面平行，同時三個 涵道同時繞y軸旋轉(zhuǎn)。
[0042] 設(shè)置將所述上平面繞X軸旋轉(zhuǎn)ζ，保持載機9與上平面平行，同時三個涵道同時繞 X軸旋轉(zhuǎn)。
[0043] 由于外界擾動，飛行器的平衡會產(chǎn)生一定程度影響，通過改變函道的角度，同時加 大推力大小實現(xiàn)多元矢量推進系統(tǒng)的載機9恢復(fù)穩(wěn)定姿態(tài)。飛行器上使用加速度傳感器， 可以從設(shè)備上得到角加速度，進而得到所偏移的角度。
[0044] 所述自由推力單元8為三個；其中一個自由推力單元8位于重心之后機身對稱軸 上，與重心距離為L3 ;另外兩個對稱地分布在重心之前，到重心的距離分別為Ll、L2 ;三自 由推力單元8的控制力分別為Fl、F2、F3,通過自由推力調(diào)節(jié)升力焦點與重心重合，合控制 力為F = F1+F2+F3、合控制力矩M = FI X L1+F2 X L2+F3 X L3 (均為矢量運算）。通過分布 在機身上的動力單元的聯(lián)動將多個推力矢