迎角控制系统及迎角控制方法

摘要

本发明提供了一种迎角控制系统及迎角控制方法，属于飞行器领域，该迎角控制系统用于控制固定翼的迎角，固定翼与机架连接，包括铰链和迎角控制机构，机架的横杆与竖杆连接，竖杆与固定翼通过铰链连接，迎角控制机构用于调节固定翼与机架之间的夹角。该迎角控制方法采用了该迎角控制系统。本发明提供的迎角控制系统及迎角控制方法通过迎角控制机构和铰链能够控制固定翼的迎角，使得飞行器能够在起降和飞行过程中的迎角得到实时调节，保证起降的正常进行，保证平稳飞行。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体而言，涉及一种迎角控制系统及 迎角控制方法。

背景技术

目前，航模飞行器的种类繁多，例如四轴飞行器和固定翼无人 机等。

四轴飞行器的旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四 个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，四个 电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计 算机和外部设备。四轴飞行器通过调节四个电机转速来改变旋翼转 速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置，在调节的过 程中消耗的电能比较大，高能耗直接导致续航时间短的问题；四轴 飞行器飞行速度慢，目前较高端的中小型四轴飞行器的垂直上升最 大速度一般为9m/s，水平速度最大只有25m/s；由于续航时间短、 飞行速度慢，导致诸如运输、快递、巡线等都难以有效实现。目前 四轴飞行器大多数应用均在极其有限空间、时间范围内进行。

一般固定翼航模是依靠机头的电动机带动螺旋桨高速运转，然 后提供推力，当推力大于滑轮的摩擦阻力时，飞机就会向前运动。 固定翼飞机在空中飞行速度较快，需要操舵手有良好的反应能力， 还有较强的操作技巧，相比于多轴无人机来说，操作是比较复杂的。 另外，由于固定翼无人机只有一个提供推力的螺旋桨，且方向是水 平的，在飞机的垂直方向上并没有外加的力来平衡飞机机体的重力， 没有外加的力来调整飞机的姿态，所以固定翼只能在空中飞行时， 利用机翼和尾翼产生的升力和其他力，才能保持平衡，而不能悬停 在空中。

另外，固定翼无人机之所以能飞起来，是因为机翼的升力克服 了重力，机翼与空气的作用产生升力。造成机翼产生作用力的原因 有两个：A、不对称的翼型；B、机翼和相对气流有迎角。翼型是机 翼剖面的形状。机翼剖面多为不对称型，如下弧平直上弧向上弯曲 和上弧都向上弯曲。对称翼型则必须有一定的迎角才能产生升力。 升力的大小主要取决于四个因素:A、升力与机翼面积成正比；B、升 力和飞机速度的平方成正比。同样条件下，飞行速度越快升力越大； C、升力与翼型有关，通常不对称翼型机翼的升力较大；D、升力与 迎角有关，小迎角时升力(系数)随迎角直线增长，到一定界限后 迎角增大升力反而急速减小，这个分界叫临界迎角。机翼和水平位 移除产生升力外也产生阻力，其他部件一般只产生阻力。

另外，有一种兼顾垂直起降、空中悬停、飞行速度快、飞行时 间长的飞行器，采用固定翼无人机机身与多轴螺旋桨相配合，可实 现多轴模式、固定翼模式以及固定翼和多轴混合模式，通过旋转该 飞行器多轴螺旋桨的旋转轴实现各模式的切换。另外，该飞行器的 迎角如何控制则成为起飞和平稳飞行的关键技术。

发明内容

本发明提供了一种迎角控制系统及迎角控制方法，旨在改善上 述问题。

本发明是这样实现的：

一种迎角控制系统，用于控制固定翼的迎角，所述固定翼与机 架连接，包括铰链和迎角控制机构，所述机架的横杆与竖杆连接， 所述竖杆与所述固定翼通过所述铰链连接，所述迎角控制机构用于 调节所述固定翼与所述机架之间的夹角。

进一步地，所述迎角控制机构包括控制模块、升降驱动装置以 及升降装置，所述控制模块和所述升降驱动装置安装于所述机架上， 所述控制模块与所述升降驱动装置连接，所述升降驱动装置与所述 升降装置连接，所述升降装置与所述固定翼连接。

控制模块控制升降驱动装置工作，升降驱动装置驱动升降装置 动作，升降装置带动固定翼的一端升降，而固定翼与竖杆通过铰链 连接，那么固定翼在升降时绕其与竖杆的连接点转动，机架的位置 不变，则固定翼与机架之间的夹角发生变化，从而实现了固定翼的 迎角的控制。

进一步地，所述升降装置包括升降杆和传动机构，所述传动机 构与所述升降驱动装置连接，所述传动机构与所述升降杆连接，所 述升降杆与所述固定翼连接。

升降驱动装置驱动传动机构，传动机构带动升降杆，升降杆能 够升降从而带动固定翼的一端升降并绕铰链转动。

进一步地，所述升降杆为齿条，所述传动机构为升降驱动齿轮， 所述齿条与所述升降驱动齿轮啮合，所述齿条远离所述升降驱动齿 轮的一端与所述固定翼连接。

在升降驱动装置的驱动下，升降驱动齿轮转动，带动齿条上下 运动，齿条带动固定翼的一端升降并绕铰链转动。采用升降驱动齿 轮和齿条配合的结构，能够使升降更加快速，传动平稳，易于控制。

进一步地，所述升降杆为滑块，所述传动机构为螺杆，所述滑 块与所述螺杆配合，所述滑块远离所述螺杆的一端与所述固定翼连 接。

在升降驱动装置的驱动下，螺杆转动，同时滑块能够沿着螺杆 作直线运动，从而带动固定翼的一端升降并绕铰链转动。采用螺杆 和滑块相配合的结构，能够使升降平稳，便于控制。

进一步地，所述升降杆与所述固定翼的连接点高于所述铰链的 铰接点，所述迎角控制机构设置于所述铰链与所述固定翼的机头之 间。

在起飞时，通过迎角控制机构调整升降杆与固定翼的连接点高 于铰链的铰接点，这样固定翼的机头是向上抬起的，固定翼与机架 之间形成正升力安装角，可产生正升力。

进一步地，还包括升降连接件，所述升降连接件包括第一夹板 和第二夹板，所述机架上设置有连接杆，所述连接杆固定于所述第 一夹板和所述第二夹板之间，所述控制模块和所述升降驱动装置安 装于所述第一夹板上。

通过设置第一夹板和第二夹板，能够将连接杆稳固地夹紧于第 一夹板和第二夹板之间，并且能够使控制模块和升降驱动装置的安 装更加牢靠。

进一步地，所述铰链包括铰链连接件和转轴，所述转轴与所述 固定翼连接，所述铰链连接件上设置有轴承，所述转轴穿过所述轴 承，所述竖杆与所述转轴通过所述铰链连接件转动连接。

固定翼在转动时，转轴通过轴承转动，从而能够更好地进行迎 角的控制。

进一步地，所述铰链连接件包括T形连接件和固定板，所述轴 承设置于所述T形连接件的一端上，所述竖杆固定于所述T形连接 件和所述固定板之间。

通过设置T形连接件和固定板，能够稳固地将竖杆固定于T形 连接件和固定板之间。

本发明还提供了一种迎角控制方法，以辅助解决上述问题，该 方法采用了上述任一迎角控制系统，该方法包括，利用所述迎角控 制机构使所述固定翼通过所述铰链绕所述竖杆转动，以调节所述固 定翼与所述机架之间的夹角。

本发明提供的迎角控制系统及迎角控制方法的有益效果是：该 迎角控制系统通过迎角控制机构调节固定翼与机架之间的夹角，在 调节时，固定翼通过铰链绕其与竖杆的连接点转动，从而实现对固 定翼的迎角的控制。本发明提供的迎角控制系统及迎角控制方法通 过迎角控制机构和铰链能够控制固定翼的迎角，使得飞行器能够在 起降和飞行过程中的迎角得到实时调节，保证起降的正常进行，保 证平稳飞行。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例 中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了 本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领 域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据 这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明第一实施例提供的迎角控制系统的结构示意图；

图2为本发明第一实施例提供的迎角控制系统的迎角控制机构 的结构示意图；

图3为本发明第一实施例提供的迎角控制系统的铰链的结构示 意图；

图4为本发明第一实施例提供的迎角控制系统所应用的固定翼 多轴飞行器的整体结构示意图；

图5为本发明第一实施例提供的迎角控制系统应用在固定翼多 轴飞行器上时飞行器的其中一种飞行状态图；

图6为本发明第一实施例提供的迎角控制系统应用在固定翼多 轴飞行器上时飞行器的另一种飞行状态图。

图中标记分别为：

固定翼101；机架102；铰链103；迎角控制机构104；横杆105； 竖杆106；升降驱动装置107；齿条108；升降驱动齿轮109；升降 连接件110；第一夹板111；第二夹板112；连接杆113；铰链连接 件114；T形连接件115；固定板116；转轴117；螺旋桨118；旋转 控制机构119；旋转轴120。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将 结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清 楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例， 而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施 例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附 图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本 发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的 实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得 的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

第一实施例

本实施例提供了一种迎角控制系统，用于飞行器上控制固定翼 101的迎角。本实施例以该迎角控制系统在固定翼多轴飞行器上的 应用为例，具体说明该迎角控制系统的结构和原理。

请参阅图1，固定翼多轴飞行器的机身为固定翼101，固定翼 101与机架102连接，机架102上设置有旋转轴120，旋转轴120 与用于驱动螺旋桨118的驱动装置固定连接，驱动装置与螺旋桨118 连接，螺旋桨118为多个，每个螺旋桨118连接一个驱动装置，驱 动装置为电机。另外，可以是一个螺旋桨118配备一个旋转轴120， 也可以是一个旋转轴120安装多个螺旋桨118，以四个螺旋桨118， 每两个共一个旋转轴120为例。另外，机架102上设置有旋转控制 机构119，用于控制旋转轴120的旋转。该旋转控制机构119包括 控制装置和传动齿轮，传动齿轮固定套设于旋转轴120上，控制装 置与传动齿轮通过传动结构连接。

该固定翼多轴飞行器的工作原理为：在起降时，采用多轴控制 模式，螺旋桨118自转的转动平面水平，通过驱动装置带动螺旋桨 118自转，为飞行器提供升力，垂直起降使得飞行器起飞不再受地 形条件约束，可以在任意地形上完成起飞、降落；在起飞完成后， 采用固定翼101模式，旋转控制机构119控制旋转轴120旋转90°， 使螺旋桨118自转的转动平面竖直，通过驱动装置带动螺旋桨118 自转，为飞行器提供推力；在飞行过程中，可采用固定翼101和多 轴混合模式，旋转控制机构119通孔控制旋转轴120的转动角度并 且配合螺旋桨118的转动，控制飞行器的飞行状态，具有稳定、灵 活的操作特点。由此，可实现多轴模式、固定翼101模式以及固定 翼101和多轴混合模式，可兼顾垂直起降、空中悬停、飞行速度快、 飞行时间长的特点。

请参阅图1和图2，该迎角控制系统包括铰链103和迎角控制 机构104，机架102的横杆105与竖杆106连接，竖杆106与固定 翼101通过铰链103连接，迎角控制机构104用于调节固定翼101 与机架102之间的夹角。

该迎角控制系统通过迎角控制机构104调节固定翼101与机架 102之间的夹角，在调节时，固定翼101通过铰链103绕其与竖杆 106的连接点转动，从而实现对固定翼101的迎角的控制。本发明 提供的迎角控制系统通过迎角控制机构104和铰链103能够控制固 定翼101的迎角，使得飞行器能够在起降和飞行过程中的迎角得到 实时调节，保证起降的正常进行，保证平稳飞行。

请参阅图1、图4～图6，固定翼多轴飞行器的迎角控制系统设 计，使得飞行器在飞行模式转换过程中保持平稳飞行。从垂直升起 到水平飞行的转换过程，首先运用多轴控制模式，将四个螺旋桨118 整体向前倾斜，开始向前飞行，向前旋转的过程中四个电机是在同 一平面内。多轴桨面向前倾斜时会导致飞行器整体前倾导致迎角减 小，通过迎角控制系统的控制来调节因转换过程中导致的迎角变化。 当飞行过程中需要改变迎角时，可通过迎角控制系统调节迎角。当 飞行的速度达到固定翼101能够产生足够的升力时可以切换成固定 翼101飞行模式。

请参阅图1和图2，迎角控制机构104包括控制模块、升降驱 动装置107以及升降装置，控制模块和升降驱动装置107安装于机 架102上，控制模块与升降驱动装置107连接，升降驱动装置107 与升降装置连接，升降装置与固定翼101连接。

控制模块控制升降驱动装置107工作，升降驱动装置107驱动 升降装置动作，升降装置带动固定翼101的一端升降，而固定翼101 与竖杆106通过铰链103连接，那么固定翼101在升降时绕其与竖 杆106的连接点转动，机架102的位置不变，则固定翼101与机架 102之间的夹角发生变化，从而实现了固定翼101的迎角的控制。

请参阅图1和图2，升降装置包括升降杆和传动机构，传动机 构与升降驱动装置107连接，传动机构与升降杆连接，升降杆与固 定翼101连接。

升降驱动装置107驱动传动机构，传动机构带动升降杆，升降 杆能够升降从而带动固定翼101的一端升降并绕铰链103转动。

请参阅图2，升降杆为齿条108，传动机构为升降驱动齿轮109， 齿条108与升降驱动齿轮109啮合，齿条108远离升降驱动齿轮109 的一端与固定翼101连接。

在升降驱动装置107的驱动下，升降驱动齿轮109转动，带动 齿条108上下运动，齿条108带动固定翼101的一端升降并绕铰链 103转动。采用升降驱动齿轮109和齿条108配合的结构，能够使 升降更加快速，传动平稳，易于控制。

另外，升降杆也可以为滑块，传动机构也可以为螺杆(图示未 示出)，滑块与螺杆配合，滑块远离螺杆的一端与固定翼101连接。 在升降驱动装置107的驱动下，螺杆转动，同时滑块能够沿着螺杆 作直线运动，从而带动固定翼101的一端升降并绕铰链103转动。 采用螺杆和滑块相配合的结构，能够使升降平稳，便于控制。

请参阅图1，升降杆与固定翼101的连接点高于铰链103的铰 接点，迎角控制机构104设置于铰链103与固定翼101的机头之间。

在起飞时，通过迎角控制机构104调整升降杆与固定翼101的 连接点高于铰链103的铰接点，这样固定翼101的机头是向上抬起 的，固定翼101与机架102之间形成“正升力安装角”，可产生正升 力。

固定翼多轴飞行器的“正升力安装角”设计，使得飞行器在飞 行模式转换过程中保持平稳飞行。从垂直升起到水平飞行的转换过 程，运用多轴控制模式，多轴桨面向前倾斜，往前飞行。多轴桨面 向前倾斜势必导致飞行器整体前倾产生负迎角，阻碍机翼产生正升 力。初始安装角和可调迎角设计，将多轴前倾角度考虑在内，使机 翼在安装时与多轴平面具有较大的安装角，保证在前倾飞行时，机 翼依然能产生正升力，克服多轴与固定翼101融合的矛盾。以多轴 飞行模式获得足够的水平速度，达到飞行速度要求时，则切换成固 定翼101模式，从而保证了由多轴模式切换成固定翼101模式的平 稳与安全。从固定翼101模式转换为多轴模式并进行降落的过程， 则是在固定翼101模式下，开启多轴模式，逐渐降低飞行速度，减 少机翼产生的升力并逐渐由旋翼升力替代，多轴模式接替固定翼 101完成后，以多轴模式实现垂直降落。正升力安装角可手动调节， 到需要的位置。

请参阅图2，该迎角控制系统还包括升降连接件110，升降连接 件110包括第一夹板111和第二夹板112，机架102上设置有连接 杆113，连接杆113固定于第一夹板111和第二夹板112之间，控 制模块和升降驱动装置107安装于第一夹板111上。

通过设置第一夹板111和第二夹板112，能够将连接杆113稳 固地夹紧于第一夹板111和第二夹板112之间，并且能够使控制模 块和升降驱动装置107的安装更加牢靠。

请参阅图3，铰链103包括铰链连接件114和转轴117，转轴 117与固定翼101连接，铰链连接件114上设置有轴承，转轴117 穿过轴承，竖杆106与转轴117通过铰链连接件114转动连接。

固定翼101在转动时，转轴117通过轴承转动，从而能够更好 地进行迎角的控制。

请参阅图3，铰链连接件114包括T形连接件115和固定板116， 轴承设置于T形连接件115的一端上，竖杆106固定于T形连接件 115和固定板116之间。

通过设置T形连接件115和固定板116，能够稳固地将竖杆106 固定于T形连接件115和固定板116之间。

铰链连接件114为两个，转轴117的两端分别与固定翼101连 接，机架102的横杆105为两根，每根横杆105均与一根竖杆106 连接，两个铰链连接件114各与一根竖杆106连接。

采用两个铰链连接件114，能够对转轴117的两端起到支撑作 用，使得固定翼101转动平稳，使迎角的控制和调节更加准确。

第二实施例

本实施例提供了一种迎角控制方法，该方法采用了第一实施例 提供的迎角控制系统，该方法包括，利用迎角控制机构104使固定 翼101通过铰链绕竖杆106转动，以调节固定翼101与机架102之 间的夹角。

具体而言，控制模块控制升降驱动装置107工作，升降驱动装 置107驱动升降装置动作，升降装置带动固定翼101的一端升降， 而固定翼101与竖杆106通过铰链103连接，那么固定翼101在升 降时绕其与竖杆106的连接点转动，机架102的位置不变，则固定 翼101与机架102之间的夹角发生变化，从而实现了固定翼101的 迎角的控制。

在升降驱动装置107的驱动下，升降驱动齿轮109转动，带动 齿条108上下运动，齿条108带动固定翼101的一端升降并绕铰链 103转动。从而实现迎角的控制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横 向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、 “右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆 时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系， 仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设 备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不 能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为 指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由 此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个 或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两 个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相 连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连 接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是 电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是 两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普 通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具 体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特 征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以 包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征 接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包 括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平 高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下 面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特 征水平高度小于第二特征。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明， 对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在 本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等， 均应包含在本发明的保护范围之内。