ES2982126T3 - Vehículo aéreo no tripulado y procedimiento de control del mismo - Google Patents

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ES2982126T3 ES20210076T ES20210076T ES2982126T3 ES 2982126 T3 ES2982126 T3 ES 2982126T3 ES 20210076 T ES20210076 T ES 20210076T ES 20210076 T ES20210076 T ES 20210076T ES 2982126 T3 ES2982126 T3 ES 2982126T3
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Abstract

La presente invención describe un vehículo aéreo no tripulado y un método de control del mismo. El vehículo aéreo no tripulado incluye un módulo de control (1), brazos de motor (2), una pluralidad de motores de elevación (3) y hélices de elevación (4). El módulo de control (1) se utiliza para preestablecer una correspondencia entre dos extremos de cada brazo de motor (2) y los motores de elevación (3) correspondientes; el módulo de control (1) se utiliza para controlar cada motor de elevación (3) que se va a iniciar; el módulo de control (1) también se utiliza para determinar si falla un motor de elevación, determinar un motor de elevación objetivo y una posición objetivo en caso de que así sea, y ajustar la potencia de otros motores de elevación en todos los motores de elevación correspondientes a la posición objetivo aparte del motor de elevación objetivo. La presente invención mejora la estabilidad y seguridad del vuelo del vehículo aéreo no tripulado. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Vehículo aéreo no tripulado y procedimiento de control del mismo
Campo técnico
La presente invención se refiere al campo técnico del control automático, en particular, a un vehículo aéreo no tripulado y un procedimiento de control del mismo.
Antecedentes
El documento US 2019/329 883 A1 se refiere a un vehículo aéreo, que incluye una aeroestructura, conjuntos de propulsión vertical y un controlador. El documento US 10450 062 B1 se refiere a un vehículo aéreo que tiene una única ala, que está configurado para operaciones de vuelo vertical y de vuelo hacia adelante. El documento US 2018/065 737 A1 se refiere a una aeronave personal que tiene múltiples rotores de sustentación vertical, alas en tándem y hélices de empuje hacia adelante. El documento US 10081 436 B1 se refiere a un dron de larga distancia que tiene un estilo de cuerpo canard con un cuerpo principal, un ala principal izquierda, un ala principal derecha, un ala delantera izquierda y un ala delantera derecha. Con el rápido desarrollo de las tecnologías, la industria de los vehículos aéreos no tripulados también se desarrolla rápidamente, y las demandas de vehículos aéreos no tripulados y los campos de aplicación de los vehículos aéreos no tripulados también se han desarrollado continuamente. Sin embargo, los vehículos aéreos no tripulados existentes tienen el problema de un rendimiento de vuelo relativamente bajo. Por ejemplo, si un motor de sustentación falla durante el crucero de un vehículo aéreo no tripulado, es fácil que se produzca un vuelo inestable del vehículo aéreo no tripulado o incluso una colisión y daño de todo el vehículo aéreo; en caso de una fuerza de propulsión insuficiente, o si falla un mecanismo de fuerza de propulsión, es fácil que todo el vehículo aéreo no tripulado pierda potencia y provoque accidentes. Por lo tanto, la estabilidad, la seguridad y similares del vehículo aéreo no tripulado existente no se pueden garantizar de manera efectiva.
Compendio
El problema técnico a resolver por la presente invención es superar los defectos, en la tecnología existente, de que un vehículo aéreo no tripulado tenga un rendimiento de vuelo relativamente bajo, y la estabilidad y la seguridad no puedan garantizarse de manera efectiva. Se proporciona un vehículo aéreo no tripulado y un procedimiento de control del mismo.
La presente invención resuelve los problemas técnicos anteriores a través de las siguientes soluciones técnicas: La presente invención proporciona un vehículo aéreo no tripulado. El vehículo aéreo no tripulado incluye un módulo de control, brazos de motor, un cuerpo principal de fuselaje, una pluralidad de motores de sustentación y hélices de sustentación.
El módulo de control se proporciona en el cuerpo principal de fuselaje del vehículo aéreo no tripulado.
Los brazos de motor están proporcionados de manera fija en dos lados del cuerpo principal de fuselaje en paralelo entre sí y con respecto al cuerpo principal de fuselaje.
Los motores de sustentación están conectados eléctricamente con el módulo de control.
Dos extremos de los brazos de motor están provistos respectivamente de al menos dos de los motores de sustentación.
Los motores de sustentación se proporcionan en los brazos de motor, y las hélices de sustentación se proporcionan de manera fija en los brazos de motor.
Un motor de sustentación está conectado de manera fija con al menos una hélice de sustentación.
El módulo de control se usa para preestablecer una correspondencia entre dos extremos de cada brazo de motor y los motores de sustentación correspondientes.
El módulo de control se usa para controlar cada motor de sustentación que se pondrá en marcha para accionar la hélice de sustentación correspondiente para que gire para funcionar.
El módulo de control también se usa para determinar si un motor de sustentación falla, si es así, adquirir una posición en el brazo de motor correspondiente al motor de sustentación que falla, y ajustar la potencia de otros motores de sustentación en todos los demás motores de sustentación correspondientes a una posición diferente del motor de sustentación que falla.
Preferentemente, el vehículo aéreo no tripulado incluye además al menos dos primeros motores de dirección y segundos motores de dirección.
Los primeros motores de dirección se proporcionan de manera fija en un ala izquierda del vehículo aéreo no tripulado, y los segundos motores de dirección se proporcionan de manera fija en un ala derecha del vehículo aéreo no tripulado.
Cada primer motor de dirección está conectado de manera fija con una primera superficie de control en el ala izquierda, y cada segundo motor de dirección está conectado de manera fija con una segunda superficie de control en el ala derecha.
El módulo de control está conectado eléctricamente con los primeros motores de dirección y los segundos motores de dirección, respectivamente.
El módulo de control se usa para controlar los primeros motores de dirección y los segundos motores de dirección para ajustar las direcciones de desviación de las primeras superficies de control y las segundas superficies de control.
Preferentemente, cuando el ala izquierda incluye dos primeros motores de dirección, las primeras superficies de dirección.
Preferentemente, cuando el ala izquierda incluye dos primeros motores de dirección, los primeros motores de dirección incluyen un primer motor de dirección auxiliar y un segundo motor de dirección auxiliar, y el segundo motor de dirección auxiliar está ubicado en el lado externo del primer motor de dirección auxiliar.
Cuando el ala izquierda incluye dos segundos motores de dirección, los segundos motores de dirección incluyen un tercer motor de dirección auxiliar y un cuarto motor de dirección auxiliar, y los cuartos motores de dirección auxiliar incluyen un primer motor de dirección auxiliar y un segundo motor de dirección auxiliar, y el segundo motor de dirección auxiliar está ubicado en el lado exterior del primer motor de dirección auxilia.
Cuando el ala izquierda incluye dos segundos motores de dirección, los segundos motores de dirección incluyen un tercer motor de dirección auxiliar y un cuarto motor de dirección auxiliar, y el cuarto motor de dirección auxiliar está ubicado en el lado exterior del tercer motor de dirección auxiliar.
El módulo de control se usa para controlar las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al primer motor de dirección auxiliar como de la segunda superficie de control correspondiente al tercer motor de dirección auxiliar para que sean ascendentes, y controlar las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al segundo motor de dirección auxiliar como de la segunda superficie de control correspondiente al cuarto motor de dirección auxiliar para que sean descendentes.
Preferentemente, cuando los dos primeros motores de dirección se proporcionan en el ala izquierda, y los dos segundos motores de dirección se proporcionan en el ala derecha, el módulo de control se usa para controlar las direcciones de desviación correspondientes a las dos primeras superficies de control del ala izquierda para que sean opuestas, y controlar las direcciones de desviación correspondientes a las dos segundas superficies de control del ala derecha para que sean opuestas; o, el módulo de control se usa para controlar las direcciones de desviación de los dos primeros motores de dirección y de los dos segundos motores de dirección para que sean estables.
Preferentemente, el vehículo aéreo no tripulado incluye además un primer motor de accionamiento, un segundo motor de accionamiento, una primera hélice de accionamiento y una segunda hélice de accionamiento.
Tanto el primer motor de accionamiento como el segundo motor de accionamiento se proporcionan en el cuerpo principal de fuselaje, y se proporcionan de manera fija en el extremo frontal y en el extremo trasero del cuerpo principal de fuselaje, respectivamente.
La primera hélice de accionamiento está conectada eléctricamente con el primer motor de accionamiento, y la primera hélice de accionamiento está proporcionada de manera fija en el extremo frontal del cuerpo principal de fuselaje.
La segunda hélice de accionamiento está conectada eléctricamente con el segundo motor de accionamiento, y la segunda hélice de accionamiento está proporcionada de manera fija en el extremo trasero del cuerpo principal de fuselaje.
El primer motor de accionamiento y el segundo motor de accionamiento están conectados eléctricamente con el módulo de control, respectivamente.
El módulo de control se usa para controlar el primer motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo no tripulado para que vuele hacia adelante; y/o,
el módulo de control se usa para controlar el segundo motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo no tripulado para que vuele hacia adelante.
Preferentemente, el módulo de control se usa para controlar, cuando el primer motor de accionamiento falla, el segundo motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo no tripulado a volar hacia adelante; o,
el módulo de control se usa para controlar, cuando el segundo motor de accionamiento falla, el primer motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo no tripulado para que vuele hacia adelante.
Por otra parte, el vehículo aéreo no tripulado incluye además un tercer motor de dirección y dos colas verticales. Las dos colas verticales se proporcionan en dos lados de una dirección vertical del extremo de cola del cuerpo principal de fuselaje, respectivamente.
Se proporciona al menos un tercer motor de dirección en cada cola vertical.
Cada tercer motor de dirección está conectado de manera fija con una tercera superficie de control en la cola vertical. Los terceros motores de dirección están conectados eléctricamente con el módulo de control.
El módulo de control se usa para controlar los terceros motores de dirección para ajustar las direcciones de desviación de las terceras superficies de control.
Preferentemente, cuando se proporciona un tercer motor de dirección en cada cola vertical, el módulo de control se usa para controlar, cuando un tercer motor de dirección falla, el otro tercer motor de dirección para ajustar la dirección de desviación de la tercera superficie de control correspondiente.
Preferentemente, el vehículo aéreo no tripulado incluye además al menos dos tubos de velocidad aerodinámica. Los tubos de velocidad aerodinámica se proporcionan respectivamente en el cuerpo principal de fuselaje y/o en los brazos de motor.
Las orientaciones de los tubos de velocidad aerodinámica son estables con la dirección de vuelo del vehículo aéreo no tripulado.
Preferentemente, cuando dos extremos de los brazos de motor están provistos respectivamente de dos motores de sustentación, cada motor de sustentación está conectado de manera fija con una hélice de sustentación.
Cuando el vehículo aéreo no tripulado incluye dos tubos de velocidad aerodinámica, cada tubo de velocidad aerodinámica se proporciona de manera fija en la posición del extremo frontal de un brazo de motor.
La presente invención proporciona además un procedimiento de control para un vehículo aéreo no tripulado. El procedimiento de control se aplica en el vehículo aéreo no tripulado anterior e incluye:
preestablecer, mediante el módulo de control, una correspondencia entre dos extremos de cada brazo de motor y los motores de sustentación correspondientes;
controlar, mediante el módulo de control, cada motor de sustentación que se pondrá en marcha para accionar la hélice de sustentación correspondiente para que gire para funcionar;
determinar, mediante el módulo de control, si un motor de sustentación falla, si es así, adquirir una posición en el brazo de motor correspondiente al motor de sustentación que falla, y ajustar la potencia de otros motores de sustentación en todos los demás motores de sustentación correspondientes a una posición diferente del motor de sustentación que falla. Preferentemente, cuando el vehículo aéreo incluye además al menos dos primeros motores de dirección y segundos motores de dirección, los primeros motores de dirección se proporcionan de manera fija en un ala izquierda del vehículo aéreo, los segundos motores de dirección se proporcionan de manera fija en un ala derecha del vehículo aéreo, cada primer motor de dirección está conectado de manera fija con una primera superficie de control en el ala izquierda, y cada segundo motor de dirección está conectado de manera fija con una segunda superficie de control en el ala derecha, el procedimiento de control incluye además:
controlar, mediante el módulo de control, los primeros motores de dirección y los segundos motores de dirección para ajustar las direcciones de desviación de las primeras superficies de control y las segundas superficies de control. Preferentemente, cuando el ala izquierda incluye dos primeros motores de dirección, los primeros motores de dirección incluyen un primer motor de dirección auxiliar y un segundo motor de dirección auxiliar, y el segundo motor de dirección auxiliar está ubicado en el lado exterior del primer motor de dirección auxiliar; cuando el ala izquierda incluye dos segundos motores de dirección, los segundos motores de dirección incluyen un tercer motor de dirección auxiliar y un cuarto motor de dirección auxiliar, y el cuarto motor de dirección auxiliar está ubicado en el lado exterior del tercer motor de dirección auxiliar; el procedimiento de control incluye además:
controlar, mediante el módulo de control, las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al primer motor de dirección auxiliar como de la segunda superficie de control correspondiente al tercer motor de dirección auxiliar para que sean ascendentes, y controlar, mediante el módulo de control, las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al segundo motor de dirección auxiliar como de la segunda superficie de control correspondiente al cuarto motor de dirección auxiliar para que sean descendentes.
Preferentemente, cuando los dos primeros motores de dirección se proporcionan en el ala izquierda, y los dos segundos motores de dirección se proporcionan en el ala derecha, el procedimiento de control incluye, además:
controlar, mediante el módulo de control, las direcciones de desviación correspondientes de las dos primeras superficies de control del ala izquierda para que sean opuestas, y controlar, mediante el módulo de control, las direcciones de desviación correspondientes de las dos segundas superficies de control del ala derecha para que sean opuestas; o, controlar, mediante el módulo de control, las direcciones de desviación de los dos primeros motores de dirección y los dos segundos motores de dirección para que sean estables.
Preferentemente, cuando el vehículo aéreo incluye además un primer motor de accionamiento, un segundo motor de accionamiento, una primera hélice de accionamiento y una segunda hélice de accionamiento, el procedimiento de control incluye, además:
controlar, mediante el módulo de control, el primer motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante; y/o,
controlar, mediante el módulo de control, el segundo motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante.
Preferentemente, el procedimiento de control incluye, además:
cuando el primer motor de accionamiento falla, controlar, mediante el módulo de control, el segundo motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante; o,
cuando el segundo motor de accionamiento falla, controlar, mediante el módulo de control, el primer motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante.
Por otra parte, el procedimiento de control incluye, además:
controlar, mediante el módulo de control, los terceros motores de dirección para ajustar las direcciones de desviación de las terceras superficies de control.
Preferentemente, cuando se proporciona un tercer motor de dirección en cada cola vertical, el procedimiento de control incluye, además:
cuando un tercer motor de dirección falla, controlar, mediante el módulo de control, el otro tercer motor de dirección para ajustar la dirección de desviación de la tercera superficie de control correspondiente.
La presente invención tiene resultados progresivos positivos:
1) los motores de sustentación y las hélices de sustentación se añaden respectivamente en cuatro posiciones en los brazos de motor, y se ponen en marcha simultáneamente, de modo que se mejora la estabilidad del vehículo aéreo; cuando falla un motor de sustentación en una determinada posición, la potencia de otros motores de sustentación correspondientes a esta posición se ajusta para mejorar la seguridad del vehículo aéreo;
2) los motores de dirección se agregan en las alas izquierda y derecha, para mejorar la precisión del control del ángulo de vuelo para el vehículo aéreo; los motores de dirección cerca del cuerpo principal de fuselaje se pueden controlar para ajustar las direcciones de desviación de las superficies de control, aumentando así la fuerza de sustentación del vehículo aéreo; al establecer las direcciones de desviación de las superficies de control del mismo par de alas para que sean opuestas, se logra el objetivo de usar las alas como alerones; además, cuando una superficie de control pierde el efecto, otras superficies de control siguen funcionando, garantizando así la seguridad del vehículo aéreo;
3) al proporcionar los motores de accionamiento de tracción delantera y empuje trasero para garantizar suficiente potencia durante el crucero del vehículo aéreo, se garantiza la estabilidad del vehículo aéreo, y el uso cooperativo de los dos motores de accionamiento también mejora la seguridad del vehículo aéreo al mismo tiempo;
4) se proporcionan las colas verticales de estructuras longitudinalmente simétricas, y los motores de dirección se proporcionan en ambas colas verticales, de modo que se garantice la eficiencia de la superficie de control y la transmisión del servopar, y se mejore la seguridad del vehículo aéreo al mismo tiempo;
5) los tubos de velocidad aerodinámica se añaden en los lados izquierdo y derecho del extremo frontal del vehículo aéreo, de modo que se mejore la precisión de los datos de velocidad aerodinámica existentes, y se garantice aún más el control de seguridad aérea para el vehículo aéreo.
Breve descripción de los dibujos
La FIG. 1 es un diagrama estructural esquemático de un vehículo aéreo no tripulado de la Realización 1 de la presente invención.
La FIG. 2 es un diagrama estructural esquemático de un primer ángulo visual de un vehículo aéreo no tripulado de la Realización 1 de la presente invención.
La FIG. 3 es un diagrama estructural esquemático de un segundo ángulo visual de un vehículo aéreo no tripulado de la Realización 1 de la presente invención.
La FIG. 4 es un diagrama estructural esquemático de un vehículo aéreo no tripulado de la Realización 2 de la presente invención.
La FIG. 5 es un diagrama estructural esquemático de un primer ángulo visual de un vehículo aéreo no tripulado de la Realización 2 de la presente invención.
La FIG. 6 es un diagrama estructural esquemático de un segundo ángulo visual de un vehículo aéreo no tripulado de la Realización 2 de la presente invención.
La FIG. 7 es un diagrama estructural esquemático de un tercer ángulo visual de un vehículo aéreo no tripulado de la Realización 2 de la presente invención.
La FIG. 8 es un diagrama de flujo de un procedimiento de control para un vehículo aéreo no tripulado de la Realización 3 de la presente invención.
Descripción de las realizaciones
La presente invención se describirá adicionalmente a continuación en forma de realizaciones, pero la presente invención no se limita al alcance de las realizaciones por consiguiente.
Realización 1
Como se muestra en la FIG. 1, un vehículo aéreo no tripulado de la presente realización incluye un módulo de control 1, brazos de motor 2, una pluralidad de motores de sustentación 3 y hélices de sustentación 4.
El módulo de control 1 se proporciona en un cuerpo principal de fuselaje 5 del vehículo aéreo no tripulado. Los brazos de motor 2 se proporcionan de manera fija en dos lados del cuerpo principal de fuselaje 5 en paralelo, respectivamente. Los motores de sustentación 3 están conectados eléctricamente con el módulo de control 1.
Dos extremos de los brazos de motor 2 están provistos respectivamente de al menos dos motores de sustentación 3. Los motores de sustentación 3 se proporcionan en los brazos de motor 2. Un motor de sustentación 3 está conectado de manera fija con al menos una hélice de sustentación 4.
El módulo de control 1 se usa para preestablecer una correspondencia entre dos extremos de cada brazo de motor 2 y los motores de sustentación 3 correspondientes. Preferentemente, el número de motores de sustentación correspondientes a cada extremo de cada brazo de motor es igual.
El módulo de control 1 se usa para controlar cada motor de sustentación 3 que se pondrá en marcha para accionar la hélice de sustentación 4 correspondiente para que gire para funcionar.
Específicamente, como se muestra en la FIG. 2 y la FIG. 3, cuando dos extremos de los brazos de motor 2 están provistos respectivamente de dos motores de sustentación 3, cada motor de sustentación 3 está conectado de manera fija con una hélice de sustentación 4; y en este momento, el vehículo aéreo incluye dos brazos de motor; un extremo de cada brazo de motor está provisto correspondientemente de dos motores de sustentación y hélices de sustentación correspondientes, que incluyen totalmente 8 motores de sustentación y 8 hélices de sustentación. En el procedimiento de crucero del vehículo aéreo, los 8 motores de sustentación se controlan para que se pongan en marcha simultáneamente para su funcionamiento, lo que garantiza la estabilidad del vehículo aéreo.
El módulo de control 1 también se usa para determinar si un motor de sustentación 3 falla, determinar que el motor de sustentación 3 que falla es un motor de sustentación 3 diana, si es así, adquirir, según la correspondencia, una posición dina en el brazo de motor 2 correspondiente al motor de sustentación 3 diana, y ajustar la potencia de otros motores de sustentación 3 en todos los motores de sustentación 3 correspondientes a la posición diana aparte del motor de sustentación 3 diana.
Específicamente, la potencia de cada uno de los motores de sustentación residual correspondientes a la posición diana se puede controlar para aumentar la misma potencia, o solamente se aumenta la potencia de los motores de sustentación parcial, evitando así efectivamente dicho fenómeno de colisión y daño de todo el vehículo aéreo provocado por el hecho de que un motor de sustentación pierde el efecto de sustentación.
En la presente realización, los motores de sustentación y las hélices de sustentación se añaden respectivamente en cuatro posiciones en los brazos de motor, y se ponen en marcha simultáneamente, de modo que se mejora la estabilidad del vehículo aéreo; cuando un motor de sustentación en una determinada posición falla, la potencia de otros motores de sustentación correspondientes a esta posición se ajusta para mejorar la seguridad del vehículo aéreo.
Realización 2
Como se muestra en la FIG. 4, el vehículo aéreo de la presente realización es una mejora adicional de la Realización 1.
El vehículo aéreo de la presente realización incluye además al menos dos primeros motores de dirección 6 y segundos motores de dirección 7.
Los primeros motores de dirección 6 se proporcionan de manera fija en un ala izquierda del vehículo aéreo, y los segundos motores de dirección 7 se proporcionan de manera fija en un ala derecha del vehículo aéreo.
Cada primer motor de dirección 6 está conectado de manera fija con una primera superficie de control en el ala izquierda, y cada segundo motor de dirección 7 está conectado de manera fija con una segunda superficie de control en el ala derecha.
El módulo de control 1 está conectado eléctricamente con los primeros motores de dirección 6 y los segundos motores de dirección 7.
El módulo de control 1 se usa para controlar los primeros motores de dirección 6 y los segundos motores de dirección 7 para ajustar las direcciones de desviación de las primeras superficies de control y las segundas superficies de control.
Específicamente, como se muestra en la FIG. 5, cuando el ala izquierda incluye dos primeros motores de dirección 6, los primeros motores de dirección 6 incluyen un primer motor de dirección auxiliar 8 y un segundo motor de dirección auxiliar 9, y el segundo motor de dirección auxiliar 9 está ubicado en el lado externo del primer motor de dirección auxiliar 8. Cuando el ala izquierda incluye dos segundos motores de dirección 7, los segundos motores de dirección 7 incluyen un tercer motor de dirección auxiliar 10 y un cuarto motor de dirección auxiliar 11, y el cuarto motor de dirección auxiliar 11 está ubicado en el lado exterior del tercer motor de dirección auxiliar 10.
El módulo de control 1 se usa para controlar las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al primer motor de dirección auxiliar 8 como de la segunda superficie de control correspondiente al tercer motor de dirección auxiliar 10 para que sean ascendentes, y controlar las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al segundo motor de dirección auxiliar 9 como de la segunda superficie de control correspondiente al cuarto motor de dirección auxiliar 11 para que sean descendentes, a fin de aumentar la fuerza de sustentación del vehículo aéreo y mejorar el rendimiento de vuelo del vehículo aéreo.
Cuando los dos primeros motores de dirección 6 se proporcionan en el ala izquierda, y los dos segundos motores de dirección 7 se proporcionan en el ala derecha, el módulo de control 1 se usa para controlar las direcciones de desviación correspondientes de las dos primeras superficies de control del ala izquierda para que sean opuestas, y controlar las direcciones de desviación correspondientes de las dos segundas superficies de control del ala derecha para que sean opuestas; y en este momento, esto es equivalente a una función de los alerones.
Cuando los dos primeros motores de dirección 6 se proporcionan en el ala izquierda, y los dos segundos motores de dirección 7 se proporcionan en el ala derecha, el módulo de control 1 se usa para controlar las direcciones de desviación de los dos primeros motores de dirección 6 y los dos segundos motores de dirección 7 para que sean estables; y en este momento, si un motor de dirección falla, otros motores de dirección siguen funcionando, garantizando así que la seguridad del vehículo aéreo no se vea afectada.
Como se muestra en la FIG. 4 y la FIG. 6, el vehículo aéreo de la presente realización incluye además un primer motor de accionamiento 12, un segundo motor de accionamiento 13, una primera hélice de accionamiento 14 y una segunda hélice de accionamiento 15.
Tanto el primer motor de accionamiento 12 como el segundo motor de accionamiento 13 se proporcionan en el cuerpo principal de fuselaje 5, y se proporcionan de manera fija en el extremo frontal y en el extremo trasero del cuerpo principal de fuselaje 5, respectivamente.
La primera hélice de accionamiento 14 está conectada eléctricamente con el primer motor de accionamiento 12, y la primera hélice de accionamiento 14 está proporcionada de manera fija en el extremo frontal del cuerpo principal de fuselaje 5. La segunda hélice de accionamiento 15 está conectada eléctricamente con el segundo motor de accionamiento 13, y la segunda hélice de accionamiento 15 está proporcionada de manera fija en el extremo trasero del cuerpo principal de fuselaje 5. El primer motor de accionamiento 12 y el segundo motor de accionamiento 13 están conectados eléctricamente con el módulo de control 1, respectivamente.
El módulo de control 1 se usa para controlar el primer motor de accionamiento 12 que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento 14 para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante; y/o,
el módulo de control 1 se usa para controlar el segundo motor de accionamiento 13 que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento 15 para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante. Es decir, se puede usar un único motor de accionamiento para impulsar o empujar el vehículo aéreo, y también se puede usar y combinar dos modos de accionamiento para garantizar mejor la dinámica de vuelo y la seguridad del vehículo aéreo.
El módulo de control 1 se usa para controlar, cuando el primer motor de accionamiento 12 falla, el segundo motor de accionamiento 13 que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento 15 para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante; o,
el módulo de control 1 se usa para controlar, cuando el segundo motor de accionamiento 13 falla, el primer motor de accionamiento 12 que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento 14 para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante. Es decir, cuando un determinado modo de accionamiento pierde el efecto, el otro modo de accionamiento se usa inmediatamente para mantener el control de accionamiento, y a continuación se garantiza la seguridad de vuelo del vehículo aéreo, de modo que se garantiza la seguridad de todo el vehículo aéreo.
Como se muestra en la FIG. 4, el vehículo aéreo de la presente realización incluye además terceros motores de dirección 16 y dos colas verticales 17.
Las dos colas verticales 17 se proporcionan en dos lados de una dirección vertical del extremo de cola del cuerpo principal de fuselaje 5, respectivamente.
Se proporciona al menos un tercer motor de dirección 16 en cada cola vertical 17.
Cada tercer motor de dirección 16 está conectado de manera fija con una tercera superficie de control en la cola vertical 17.
Los terceros motores de dirección 16 están conectados eléctricamente con el módulo de control 1.
El módulo de control 1 se usa para controlar los terceros motores de dirección 16 para ajustar las direcciones de desviación de las terceras superficies de control.
Como se muestra en la FIG. 6, cuando se proporciona un tercer motor de dirección 16 en cada cola vertical 17, el módulo de control 1 se usa para controlar, cuando un tercer motor de dirección 16 falla, el otro tercer motor de dirección 16 para ajustar la dirección de desviación de la tercera superficie de control correspondiente, de modo que se garantice aún más la seguridad de todo el vehículo aéreo.
Como se muestra en la FIG. 4, el vehículo aéreo de la presente realización incluye además al menos dos tubos de velocidad aerodinámica 18.
Los tubos de velocidad aerodinámica 18 se proporcionan respectivamente en el cuerpo principal de fuselaje 5 y/o los brazos de motor 2.
Las orientaciones de los tubos de velocidad aerodinámica 18 son estables con la dirección de vuelo del vehículo aéreo. Los tubos de velocidad aerodinámica 18 están conectados eléctricamente con el módulo de control 1.
Como se muestra en la FIG. 6 y la FIG. 7, cuando el vehículo aéreo incluye dos tubos de velocidad aerodinámica 18, cada tubo de velocidad aerodinámica 18 se proporciona de manera fija en la posición de extremo frontal de un brazo de motor 2. Los tubos de velocidad aerodinámica se agregan en los lados izquierdo y derecho del extremo frontal del vehículo aéreo, de modo que se evita la interferencia de otras estructuras; y además, finalmente se determina una velocidad aerodinámica correspondiente al vehículo aéreo no tripulado por medio de una pluralidad de sección de datos de velocidad aerodinámica, de modo que se mejora la precisión de los datos de velocidad aerodinámica existentes, y se garantiza aún más el control de seguridad de vuelo para el vehículo aéreo.
En la presente realización, añadiendo respectivamente los motores de sustentación y las hélices de sustentación en las cuatro posiciones de los brazos de motor, añadiendo los motores de dirección en las alas izquierda y derecha, proporcionando los motores de accionamiento de tracción frontal y de empuje trasero, proporcionando las colas verticales de las estructuras longitudinalmente simétricas y añadiendo los tubos de velocidad aerodinámica en ambos lados izquierdo y derecho del extremo frontal del vehículo aéreo, la estabilidad y la seguridad del vehículo aéreo se mejoran eficazmente.
Realización 3
Un procedimiento de control para un vehículo aéreo no tripulado de la presente realización se implementa en el vehículo aéreo no tripulado de cualquiera de la Realización 1 o la Realización 2.
Como se muestra en la FIG. 8, el procedimiento de control de la presente realización incluye que:
5101, el módulo de control preestablece una correspondencia entre dos extremos de cada brazo de motor y los motores de sustentación correspondientes.
Preferentemente, el número de motores de sustentación correspondientes a cada extremo de cada brazo de motor es igual.
5102, el módulo de control controla cada motor de sustentación que se pondrá en marcha para accionar la hélice de sustentación correspondiente para que gire para funcionar.
Específicamente, como se muestra en la FIG. 2, cuando dos extremos de los brazos de motor están provistos respectivamente de dos motores de sustentación, cada motor de sustentación está conectado de manera fija con una hélice de sustentación; y en este momento, el vehículo aéreo incluye dos brazos de motor; un extremo de cada brazo de motor está provisto correspondientemente de dos motores de sustentación y hélices de sustentación correspondientes, que incluyen totalmente 8 motores de sustentación y 8 hélices de sustentación. En el procedimiento de crucero del vehículo aéreo, los 8 motores de sustentación se controlan para que se pongan en marcha simultáneamente para su funcionamiento, lo que garantiza la estabilidad del vehículo aéreo.
5103, el módulo de control determina si falla un motor de sustentación, determina que el motor de sustentación que falla es un motor de sustentación diana, si es así, adquiere, según la correspondencia, una posición diana en el brazo de motor correspondiente al motor de sustentación diana, y ajusta la potencia de otros motores de sustentación en todos los motores de sustentación correspondientes a la posición diana aparte del motor de sustentación diana.
Específicamente, la potencia de cada uno de los motores de sustentación residual correspondientes a la posición diana se puede controlar para aumentar la misma potencia, o solamente se aumenta la potencia de los motores de sustentación parcial, evitando así efectivamente dicho fenómeno de colisión y daño de todo el vehículo aéreo provocado por el hecho de que un motor de sustentación pierde el efecto de sustentación.
En la presente realización, por medio de los motores de sustentación y las hélices de sustentación que se agregan a los brazos de motor para realizar el control de vuelo, se mejora la estabilidad del vehículo aéreo; y cuando falla un motor de sustentación en una determinada posición, la potencia de otros motores de sustentación correspondientes a esta posición se ajusta inmediatamente, de modo que se mejora la seguridad del vehículo aéreo.
Realización 4
Un procedimiento de control para un vehículo aéreo no tripulado de la presente realización es una mejora adicional en la Realización 3. Específicamente:
cuando el vehículo aéreo no tripulado incluye además al menos dos primeros motores de dirección y segundos motores de dirección, los primeros motores de dirección se proporcionan de manera fija en un ala izquierda del vehículo aéreo, los segundos motores de dirección se proporcionan de manera fija en un ala derecha del vehículo aéreo, cada primer motor de dirección se conecta de manera fija con una primera superficie de control en el ala izquierda, y cada segundo motor de dirección se conecta de manera fija con una segunda superficie de control en el ala derecha, el procedimiento de control incluye además que:
5104, el módulo de control controla los primeros motores de dirección y los segundos motores de dirección para ajustar las direcciones de desviación de las primeras superficies de control y las segundas superficies de control.
Cuando el ala izquierda incluye dos primeros motores de dirección, los primeros motores de dirección incluyen un primer motor de dirección auxiliar y un segundo motor de dirección auxiliar, y el segundo motor de dirección auxiliar está ubicado en el lado exterior del primer motor de dirección auxiliar;
cuando el ala izquierda incluye dos segundos motores de dirección, los segundos motores de dirección incluyen un tercer motor de dirección auxiliar y un cuarto motor de dirección auxiliar, y el cuarto motor de dirección auxiliar está ubicado en el lado exterior del tercer motor de dirección auxiliar; la etapa S104 incluye específicamente que:
S1041, el módulo de control controla las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al primer motor de dirección auxiliar como de la segunda superficie de control correspondiente al tercer motor de dirección auxiliar para que sean ascendentes, y controla las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al segundo motor de dirección auxiliar como de la segunda superficie de control correspondiente al cuarto motor de dirección auxiliar para que sean descendentes, a fin de aumentar la fuerza de sustentación del vehículo aéreo y mejorar el rendimiento de vuelo del vehículo aéreo.
Cuando los dos primeros motores de dirección se proporcionan en el ala izquierda, y los dos segundos motores de dirección se proporcionan en el ala derecha, la etapa S104 incluye específicamente que:
51042, el módulo de control controla las direcciones de desviación correspondientes de las dos primeras superficies de control del ala izquierda para que sean opuestas, y controla las direcciones de desviación correspondientes de las dos segundas superficies de control del ala derecha para que sean opuestas; y en este momento, esto equivale a una función de los alerones.
Cuando los dos primeros motores de dirección se proporcionan en el ala izquierda, y los dos segundos motores de dirección se proporcionan en el ala derecha, la etapa S104 incluye específicamente que:
51043, el módulo de control controla las direcciones de desviación de los dos primeros motores de dirección y los dos segundos motores de dirección para que sean estables; y en este momento, si un motor de dirección falla, otros motores de dirección siguen funcionando, garantizando así que la seguridad del vehículo aéreo no se vea afectada.
Cuando el vehículo aéreo incluye además un primer motor de accionamiento, un segundo motor de accionamiento, una primera hélice de accionamiento y una segunda hélice de accionamiento, el procedimiento de control de la presente realización incluye además que:
5105, el módulo de control controla el primer motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante; y/o,
el módulo de control controla el segundo motor de accionamiento que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante. Es decir, se puede usar un único motor de accionamiento para impulsar o empujar el vehículo aéreo, y también se puede usar y combinar dos modos de accionamiento para garantizar mejor la dinámica de vuelo y la seguridad del vehículo aéreo.
Específicamente, la etapa S105 incluye que:
el módulo de control controla, cuando el primer motor de accionamiento falla, que el segundo motor de accionamiento se ponga en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo que vuele hacia adelante; o,
el módulo de control controla, cuando el segundo motor de accionamiento falla, que el primer motor de accionamiento se ponga en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante. Es decir, cuando un determinado modo de accionamiento pierde el efecto, el otro modo de accionamiento se usa inmediatamente para mantener el control de accionamiento, y a continuación se garantiza la seguridad de vuelo del vehículo aéreo, de modo que se garantiza la seguridad de todo el vehículo aéreo.
Cuando el vehículo aéreo incluye además terceros motores de dirección y dos colas verticales, como se muestra en la FIG. 13, el procedimiento de control de la presente invención incluye además que:
5106, el módulo de control controla los terceros motores de dirección para ajustar las direcciones de desviación de las terceras superficies de control.
Cuando se proporciona un tercer motor de dirección en cada cola vertical, la etapa S106 incluye que:
el módulo de control controla, cuando un tercer motor de dirección falla y el vehículo aéreo incluye dos brazos de motor, el otro tercer motor de dirección para ajustar la dirección de desviación de la tercera superficie de control correspondiente, de modo que se garantiza aún más la seguridad de todo el vehículo aéreo.
Cuando el vehículo aéreo incluye dos tubos de velocidad aerodinámica, cada tubo de velocidad aerodinámica se proporciona de manera fija en la posición del extremo frontal de un brazo de motor. Los tubos de velocidad aerodinámica se agregan en los lados izquierdo y derecho del extremo frontal del vehículo aéreo, de modo que se evita la interferencia de otras estructuras; y además, finalmente se determina una velocidad aerodinámica correspondiente al vehículo aéreo no tripulado por medio de una pluralidad de sección de datos de velocidad aerodinámica, de modo que se mejora la precisión de los datos de velocidad aerodinámica existentes, y se garantiza aún más el control de seguridad de vuelo para el vehículo aéreo.
En la presente realización, por medio de los motores de sustentación y las hélices de sustentación que se añaden en las cuatro posiciones de los brazos de motor, los motores de dirección añadidos en las alas izquierda y derecha, los motores de accionamiento de tracción frontal y de empuje trasero proporcionados en el extremo frontal y en el extremo trasero del cuerpo principal de fuselaje, las colas verticales añadidas de las estructuras longitudinalmente simétricas y los tubos de velocidad aerodinámica añadidos en ambos lados izquierdo y derecho del extremo frontal del vehículo aéreo, se mejora eficazmente la estabilidad y la seguridad del vehículo aéreo.
Aunque los modos de implementación específicos de la presente invención se describieron anteriormente, los expertos en la materia deben entender que esto es solamente un ejemplo, y el alcance de protección de la presente invención se define por las reivindicaciones adjuntas. Los expertos en la materia pueden realizar diversos cambios o modificaciones a estas implementaciones sin apartarse del principio de la presente invención, pero todos estos cambios y modificaciones se encontrarán dentro del alcance de protección de la presente invención.

Claims (16)

REIVINDICACIONES
1. Un vehículo aéreo no tripulado, que comprende un módulo de control (1), un cuerpo principal de fuselaje (5), brazos de motor (2), una pluralidad de motores de sustentación (3) y de hélices de sustentación (4), donde
el módulo de control (1) se proporciona en el cuerpo principal de fuselaje (5) del vehículo aéreo no tripulado; los brazos del motor (2) están proporcionados de manera fija en dos lados del cuerpo principal de fuselaje (5) en paralelo entre sí y con respecto al cuerpo principal de fuselaje (5);
los motores de sustentación (3) están conectados eléctricamente con el módulo de control (1);
dos extremos de los brazos del motor (2) están provistos respectivamente de al menos dos de los motores de sustentación (3);
los motores de sustentación (3) se proporcionan en los brazos de motor (2), y las hélices de sustentación (4) se proporcionan de manera fija en los brazos de motor (2);
un motor de sustentación (3) está conectado de manera fija con al menos una hélice de sustentación (4);
el módulo de control (1) está configurado para preestablecer una correspondencia entre dos extremos de cada brazo de motor (2) y los motores de sustentación (3) correspondientes;
el módulo de control (1) está configurado para controlar cada motor de sustentación (3) que se pondrá en marcha para accionar la hélice de sustentación (4) correspondiente para que gire para funcionar;
el módulo de control (1) también está configurado para determinar si un motor de sustentación (3) falla, si es así, adquirir una posición en el brazo de motor (2) correspondiente al motor de sustentación que falla, y ajustar la potencia de otros motores de sustentación (3) en todos los demás motores de sustentación correspondientes a una posición diferente del motor de sustentación que falla, donde
el vehículo aéreo no tripulado comprende, además, terceros motores de dirección (16) y dos colas verticales (17), donde las dos colas verticales (17) se proporcionan en dos lados de una dirección vertical del extremo de cola del cuerpo principal de fuselaje (5), respectivamente;
al menos un tercer motor de dirección (16) se proporciona en cada cola vertical (17);
cada tercer motor de dirección (16) está conectado de manera fija con una tercera superficie de control en la cola vertical (17);
los terceros motores de dirección (16) están conectados eléctricamente con el módulo de control (1);
el módulo de control (1) está configurado para controlar los terceros motores de dirección (16) para ajustar las direcciones de desviación de las terceras superficies de control.
2. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 1, que comprende además al menos dos primeros motores de dirección (6) y segundos motores de dirección (7), donde
los primeros motores de dirección (6) se proporcionan de manera fija en un ala izquierda del vehículo aéreo no tripulado, y los segundos motores de dirección (7) se proporcionan de manera fija en un ala derecha del vehículo aéreo no tripulado;
cada primer motor de dirección (6) está conectado de manera fija con una primera superficie de control en el ala izquierda, y cada segundo motor de dirección (7) está conectado de manera fija con una segunda superficie de control en el ala derecha;
el módulo de control (1) está conectado eléctricamente con los primeros motores de dirección (6) y los segundos motores de dirección (7), respectivamente;
el módulo de control (1) está configurado para controlar los primeros motores de dirección (6) y los segundos motores de dirección (7) para ajustar las direcciones de desviación de las primeras superficies de control y las segundas superficies de control.
3. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 2, donde, cuando el ala izquierda comprende dos primeros motores de dirección (6), los primeros motores de dirección (6) comprenden un primer motor de dirección auxiliar (8) y un segundo motor de dirección auxiliar (9), y el segundo motor de dirección auxiliar (9) está ubicado en el lado exterior del primer motor de dirección auxiliar (8);
cuando el ala izquierda comprende dos segundos motores de dirección( 7) ,los segundos motores de dirección (7) comprenden un tercer motor de dirección auxiliar (10) y un cuarto motor de dirección auxiliar (11), y el cuarto motor de dirección auxiliar (11) está ubicado en el lado exterior del tercer motor de dirección auxiliar (10);
el módulo de control (1) está configurado para controlar las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al primer motor de dirección auxiliar (8) como de la segunda superficie de control correspondiente al tercer motor de dirección auxiliar (10) para que sean ascendentes, y controlar las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al segundo motor de dirección auxiliar (9) como de la segunda superficie de control correspondiente al cuarto motor de dirección auxiliar (11) para que sean descendentes.
4. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 2, donde, cuando se proporcionan dos primeros motores de dirección (6) en el ala izquierda, y dos segundos motores de dirección (7) se proporcionan en el ala derecha, el módulo de control (1) está configurado para controlar las direcciones de desviación correspondientes a las dos primeras superficies de control del ala izquierda para que sean opuestas, y controlar las direcciones de desviación correspondientes a las dos segundas superficies de control del ala derecha para que sean opuestas; o, el módulo de control (1) se usa para controlar las direcciones de desviación de los dos primeros motores de dirección (6) y de los dos segundos motores de dirección (7) para que sean estables.
5. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 1, que comprende además un primer motor de accionamiento (12), un segundo motor de accionamiento (13), una primera hélice de accionamiento (14) y una segunda hélice de accionamiento (15), donde tanto el primer motor de accionamiento (12) como el segundo motor de accionamiento (13) se proporcionan en el cuerpo principal de fuselaje (5), y se proporcionan de manera fija en el extremo frontal y en el extremo trasero del cuerpo principal de fuselaje (5), respectivamente;
la primera hélice de accionamiento (14) está conectada eléctricamente con el primer motor de accionamiento (12), y la primera hélice de accionamiento (14) está proporcionada de manera fija en el extremo frontal del cuerpo principal de fuselaje (5);
la segunda hélice de accionamiento (15) está conectada eléctricamente con el segundo motor de accionamiento (13), y la segunda hélice de accionamiento (15) está proporcionada de manera fija en el extremo trasero del cuerpo principal de fuselaje (5); el primer motor de accionamiento (12) y el segundo motor de accionamiento (13) están conectados eléctricamente con el módulo de control (1), respectivamente;
el módulo de control (1) está configurado para controlar el primer motor de accionamiento (12) que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento (14) para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo no tripulado para que vuele hacia adelante; y/o,
el módulo de control (1) está configurado para controlar el segundo motor de accionamiento (13) que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento (15) para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo no tripulado para que vuele hacia adelante.
6. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 5, donde el módulo de control (1) se usa para controlar, cuando el primer motor de accionamiento (12) falla, el segundo motor de accionamiento (13) que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento (15) para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo no tripulado a volar hacia adelante; o,
el módulo de control (1) está configurado para controlar, cuando el segundo motor de accionamiento (13) falla, el primer motor de accionamiento (12) que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento (14) para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo no tripulado para que vuele hacia adelante.
7. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 1, donde, cuando se proporciona un tercer motor de dirección (16) en cada cola vertical (17), el módulo de control (1) está configurado para controlar, cuando un
tercer motor de dirección falla, el otro tercer motor de dirección para ajustar la dirección de desviación de la tercera superficie de control correspondiente.
8. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 1, que comprende además al menos dos tubos de velocidad aerodinámica (18);
donde los tubos de velocidad aerodinámica (18) se proporcionan respectivamente en el cuerpo principal de fuselaje (5) y/o los brazos de motor (2);
las orientaciones de los tubos de velocidad aerodinámica (18) son estables con la dirección de vuelo del vehículo aéreo no tripulado.
9. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 8, donde, cuando dos extremos de los brazos de motor (2) están provistos respectivamente de dos motores de sustentación (3), cada motor de sustentación (3) está conectado de manera fija con una hélice de sustentación (4);
cuando el vehículo aéreo no tripulado comprende dos tubos de velocidad aerodinámica (18), cada tubo de velocidad aerodinámica (18) se proporciona de manera fija en la posición del extremo frontal de un brazo de motor (2).
10. Un procedimiento de control para un vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 1, donde el procedimiento de control comprende:
preestablecer, mediante el módulo de control (1), una correspondencia entre dos extremos de cada brazo de motor (2) y los motores de sustentación (3) correspondientes;
controlar, mediante el módulo de control (1), cada motor de sustentación (3) que se pondrá en marcha para accionar la hélice de sustentación (4) correspondiente para que gire para funcionar;
determinar, mediante el módulo de control (1), si un motor de sustentación (3) falla, si es así, adquirir una posición en el brazo de motor (2) correspondiente al motor de sustentación que falla, y ajustar la potencia de otros motores de sustentación (3) en todos los demás motores de sustentación correspondientes a una posición diferente del motor de sustentación que falla, donde
el procedimiento de control comprende además:
controlar, mediante el módulo de control (1), los terceros motores de dirección (16) para ajustar las direcciones de desviación de las terceras superficies de control.
11. El procedimiento de control para el vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 10, donde, cuando el vehículo aéreo comprende además al menos dos primeros motores de dirección (6) y segundos motores de dirección (7), los primeros motores de dirección (6) están proporcionados de manera fija en un ala izquierda del vehículo aéreo, los segundos motores de dirección (7) están proporcionados de manera fija en un ala derecha del vehículo aéreo, cada primer motor de dirección (6) está conectado de manera fija con una primera superficie de control en el ala izquierda, y cada segundo motor de dirección (7) está conectado de manera fija con una segunda superficie de control en el ala derecha, el procedimiento de control comprende además:
controlar, mediante el módulo de control (1), los primeros motores de dirección (6) y los segundos motores de dirección (7) para ajustar las direcciones de desviación de las primeras superficies de control y las segundas superficies de control.
12. El procedimiento de control para el vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 11, donde, cuando el ala izquierda comprende dos primeros motores de dirección (6), los primeros motores de dirección (6) comprenden un primer motor de dirección auxiliar (8) y un segundo motor de dirección auxiliar (9), y el segundo motor de dirección auxiliar (9) está ubicado en el lado exterior del primer motor de dirección auxiliar (8); cuando el ala izquierda comprende dos segundos motores de dirección (7), los segundos motores de dirección (7) comprenden un tercer motor de dirección auxiliar (10) y un cuarto motor de dirección auxiliar (11), y el cuarto motor de dirección auxiliar (11) está ubicado en el lado exterior del tercer motor de dirección auxiliar (10); el procedimiento de control comprende además:
controlar, mediante el módulo de control (1), las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al primer motor de dirección auxiliar (8) como de la segunda superficie de control correspondiente al tercer motor de dirección auxiliar (10) para que sean ascendentes, y controlar, mediante el módulo de control (1),
las direcciones de desviación tanto de la primera superficie de control correspondiente al segundo motor de dirección auxiliar (9) como de la segunda superficie de control correspondiente al cuarto motor de dirección auxiliar (11) para que sean descendentes.
13. El procedimiento de control para el vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 11, donde, cuando se proporcionan dos primeros motores de dirección (6) en el ala izquierda, y se proporcionan dos segundos motores de dirección (7) en el ala derecha, el procedimiento de control comprende además:
controlar, mediante el módulo de control (1), las direcciones de desviación correspondientes de las dos primeras superficies de control del ala izquierda para que sean opuestas, y controlar, mediante el módulo de control (1), las direcciones de desviación correspondientes de las dos segundas superficies de control del ala derecha para que sean opuestas; o, controlar, mediante el módulo de control (1), las direcciones de desviación de los dos primeros motores de dirección (6) y los dos segundos motores de dirección (7) para que sean estables.
14. El procedimiento de control para el vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 10, donde, cuando el vehículo aéreo comprende además un primer motor de accionamiento (12), un segundo motor de accionamiento (13), una primera hélice de accionamiento (14) y una segunda hélice de accionamiento (15), el procedimiento de control comprende además:
controlar, mediante el módulo de control (1), el primer motor de accionamiento (12) que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento (14) para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante; y/o,
controlar, mediante el módulo de control (1), el segundo motor de accionamiento (13) que se pondrá en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento (15) para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante.
15. El procedimiento de control para el vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 14, que comprende además: cuando el primer motor de accionamiento (12) falla, controlar, mediante el módulo de control (1), que el segundo motor de accionamiento (13) se ponga en marcha para accionar la segunda hélice de accionamiento (15) para que comience a girar, a fin de empujar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante; o,
cuando el segundo motor de accionamiento (13) falla, controlar, mediante el módulo de control (1), el primer motor de accionamiento (12) que se pondrá en marcha para accionar la primera hélice de accionamiento (14) para que comience a girar, a fin de accionar el vehículo aéreo para que vuele hacia adelante:
16. El procedimiento de control para el vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 10, donde, cuando se proporciona un tercer motor de dirección (16) en cada cola vertical (17), el procedimiento de control comprende además:
cuando un tercer motor de dirección falla, controlar, mediante el módulo de control (1), el otro tercer motor de dirección para ajustar la dirección de desviación de la tercera superficie de control correspondiente.
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