本實(shí)用新型屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種無人機(jī)氣源控制系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

由于無人機(jī)具有體型小、成本低等優(yōu)勢(shì)，而且隨著飛控技術(shù)、通信技術(shù)和電子技術(shù)的快速發(fā)展，無人機(jī)的性能不斷增強(qiáng)、類型不斷增多，使其在軍用領(lǐng)域和民用領(lǐng)域中的應(yīng)用需求不斷增大。

近年來隨著各類航空裝備的不斷發(fā)展，出現(xiàn)了短距起飛垂直降落固定翼小型無人機(jī)?？刂骑w機(jī)起飛降落姿態(tài)的常用手段是利用機(jī)翼上的舵面，由于短距起飛垂直降落小型無人機(jī)，在降落過程中沒足夠的飛行速度，無法產(chǎn)生升力，舵面沒有氣動(dòng)效率，舵面不能起到控制飛機(jī)姿態(tài)的作用。

另一種控制飛機(jī)起飛降落姿態(tài)的常用手段是利用發(fā)動(dòng)機(jī)或風(fēng)扇的噴氣產(chǎn)生的推力方式進(jìn)行控制(如英國“鷂”式戰(zhàn)斗機(jī)、美國F-35戰(zhàn)斗機(jī))，但小型無人機(jī)體積和重量限制，無法產(chǎn)生足夠的推力。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型的目的：為了解決上述問題，本實(shí)用新型提出了一種無人機(jī)氣源控制系統(tǒng)，采用機(jī)身均布設(shè)置多個(gè)均布?xì)饬鲊娮斓募夹g(shù)方案，依靠多個(gè)氣流噴嘴產(chǎn)生不同的氣流推力從而控制無人機(jī)的飛行姿態(tài)。

本實(shí)用新型的技術(shù)方案：一種無人機(jī)氣源控制系統(tǒng)，適用于短距起飛垂直降落的無人機(jī)，包括：第一噴嘴、第二噴嘴、第三噴嘴、第四噴嘴、第五噴嘴、第六噴嘴、壓氣機(jī)、閥門、控制器、轉(zhuǎn)速修正調(diào)節(jié)器及所述噴嘴與壓氣機(jī)之間的連接管路；

機(jī)身中央位置設(shè)置有進(jìn)氣口，所述進(jìn)氣口處安裝壓氣機(jī)，所述壓氣機(jī)通過機(jī)身內(nèi)部的氣體管路分別與第一噴嘴、第二噴嘴、第三噴嘴、第四噴嘴、第五噴嘴、第六噴嘴相連；所述各噴嘴內(nèi)部設(shè)置有閥門；

所述第一噴嘴安裝在機(jī)頭上，所述第四噴嘴安裝在機(jī)尾下部，所述第二噴嘴及所述第三噴嘴分別安裝在兩側(cè)機(jī)翼上，所述第五噴嘴及第六噴嘴分別安裝在機(jī)尾左右兩側(cè)；

所述控制器由一個(gè)控制板、一個(gè)壓氣機(jī)電調(diào)組成，所述控制器通過舵機(jī)控制閥門的開度，氣源流速通過轉(zhuǎn)速修正調(diào)節(jié)器及控制器共同調(diào)節(jié)壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速，且壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速的基本控制策略采取經(jīng)典PID控制。

優(yōu)選地，所述控制器采用開環(huán)的控制策略控制舵機(jī)。

優(yōu)選地，所述壓氣機(jī)控制過程中，先將噴嘴推力指令轉(zhuǎn)化為壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速指令，再將壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速指令轉(zhuǎn)換為壓氣機(jī)電調(diào)的電流指令。

本實(shí)用新型的有益效果：本實(shí)用新型滿足短距起飛垂直降落的無人機(jī)姿態(tài)調(diào)整需求，提高姿態(tài)調(diào)整效率，使姿態(tài)調(diào)整響應(yīng)更快，更精確。

附圖說明

圖1為本實(shí)用新型一種無人機(jī)氣源控制系統(tǒng)的一優(yōu)選實(shí)施例的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為圖1所示實(shí)施例的噴嘴側(cè)視圖；

圖3為圖1所示實(shí)施例的噴嘴控制系統(tǒng)示意圖；

圖4為圖1所示實(shí)施例的壓氣機(jī)控制系統(tǒng)示意圖；

其中，1-第一噴嘴，2-第二噴嘴，3-第三噴嘴，4-第四噴嘴，5-第五噴嘴，6-第六噴嘴，7-壓氣機(jī)，8-舵機(jī)，9-閥門。

具體實(shí)施方式

為使本實(shí)用新型實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本實(shí)用新型實(shí)施例中的附圖，對(duì)本實(shí)用新型實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本實(shí)用新型一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本實(shí)用新型，而不能理解為對(duì)本實(shí)用新型的限制?；诒緦?shí)用新型中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本實(shí)用新型保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。

在本實(shí)用新型的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本實(shí)用新型和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本實(shí)用新型保護(hù)范圍的限制。

下面結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明，請(qǐng)參閱圖1至圖4；

一種無人機(jī)氣源控制系統(tǒng)，適用于短距起飛垂直降落的無人機(jī)，包括：第一噴嘴1、第二噴嘴2、三噴嘴3、第四噴嘴4、第五噴嘴5、第六噴嘴6、壓氣機(jī)7、舵機(jī)8、閥門9、控制器、轉(zhuǎn)速修正調(diào)節(jié)器及各噴嘴與壓氣機(jī)7之間的連接管路；

機(jī)身中央位置設(shè)置有進(jìn)氣口，所述進(jìn)氣口處安裝壓氣機(jī)7，所述壓氣機(jī)7通過機(jī)身內(nèi)部的氣體管路分別與第一噴嘴1、第二噴嘴2、第三噴嘴3、第四噴嘴4、第五噴嘴5、第六噴嘴6相連；各噴嘴內(nèi)部設(shè)置有閥門9；

第一噴嘴1安裝在機(jī)頭上，第四噴嘴4安裝在機(jī)尾下部，第二噴嘴2及第三噴嘴3分別安裝在兩側(cè)機(jī)翼上，第五噴嘴5及第六噴嘴6分別安裝在機(jī)尾左右兩側(cè)；

位于機(jī)頭的第一噴嘴1和位于機(jī)尾的第四噴嘴4負(fù)責(zé)無人機(jī)的俯仰姿態(tài)控制，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的抬頭和低頭；

位于左右機(jī)翼的第二噴嘴2和第三噴嘴3負(fù)責(zé)無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的機(jī)身軸向左滾和右滾；

位于機(jī)尾左右兩側(cè)的第五噴嘴5和第六噴嘴6負(fù)責(zé)無人機(jī)的偏航姿態(tài)控制，實(shí)現(xiàn)繞機(jī)身垂向左轉(zhuǎn)和右轉(zhuǎn)。

所述噴嘴推力的大小受噴嘴處閥門9的開度和氣源的流速共同影響，閥門9由控制器控制，所述控制器采用數(shù)字信號(hào)處理器的小型控制板，并具備豐富的外部接口，滿足壓力采集電池閥控制功能，由一個(gè)控制板和壓氣機(jī)電調(diào)組成。氣源流速有控制器和轉(zhuǎn)速修正調(diào)節(jié)器共同調(diào)節(jié)。

一、閥門的開度調(diào)節(jié)：

外界氣流經(jīng)機(jī)身設(shè)置的進(jìn)氣口進(jìn)入壓氣機(jī)，壓氣機(jī)7作為供氣源通過機(jī)身內(nèi)部的氣體管路給6個(gè)噴嘴供氣，氣流經(jīng)壓氣機(jī)7壓縮后到達(dá)噴嘴附近。推力指令由前端控制計(jì)算中心實(shí)時(shí)計(jì)算，并輸送到控制器，控制器采取開環(huán)控制策略控制舵機(jī)8調(diào)整閥門的位置，從而控制噴嘴的流量；或者控制閥門的通斷時(shí)間完成無人機(jī)的姿態(tài)調(diào)整。

二、氣源流速的調(diào)節(jié)

壓氣機(jī)7作為供氣源給6個(gè)管路供氣，氣源的流速控制通過調(diào)節(jié)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)，壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速的基本控制策略采取經(jīng)典PID控制(比例積分微分控制)，控制過程中首先將噴嘴推力指令轉(zhuǎn)化為壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速指令，再將壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速指令轉(zhuǎn)換為壓氣機(jī)電調(diào)的電流指令，進(jìn)而調(diào)節(jié)壓氣機(jī)7的轉(zhuǎn)速，壓氣機(jī)7安裝在供氣主回路上，應(yīng)保證氣源壓力。

在調(diào)節(jié)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速過程中，推力指令到達(dá)控制器，所述控制器結(jié)合轉(zhuǎn)速修正器，共同生成轉(zhuǎn)速命令。其轉(zhuǎn)速修整調(diào)節(jié)器及時(shí)提供正確的轉(zhuǎn)速修正方法，減小啟動(dòng)時(shí)間，同時(shí)能夠防止壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速過大，導(dǎo)致進(jìn)口的壓力和進(jìn)氣量過大。

本實(shí)用新型一種無人機(jī)氣源控制系統(tǒng)，采用機(jī)身均布設(shè)置多個(gè)均布?xì)饬鲊娮斓募夹g(shù)方案，依靠多個(gè)氣流噴嘴產(chǎn)生不同的氣流推力從而控制無人機(jī)的飛行姿態(tài)，滿足短距起飛垂直降落的無人機(jī)姿態(tài)調(diào)整需求，提高姿態(tài)調(diào)整效率，使姿態(tài)調(diào)整響應(yīng)更快，更精確。

最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說明本實(shí)用新型的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制。盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本實(shí)用新型各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。