技术领域
[0001] 本
发明涉及旋翼机技术领域，更具体的说是涉及一种旋翼机的飞行控制系统。
背景技术
[0002] 无论有人飞机还是无人飞机，如何在给定的
发动机和
机体架构的条件下，有效地提升飞机的商载能
力和飞行控制系统的效率，让飞机飞的高，飞的快，飞的平稳，环境适应更强，商载更大，是共同追求的目标。
[0003] 目前，市场上流行的中、小型无人机均为传统多旋翼无人机，其飞行控制系统广泛采用
姿态控
制动力和飞行动力合一的方式，机载发动机的动力通过机械传动和转换装置将其动力输出给旋翼系统，由同一旋翼系统进行飞行和姿态的保持控制。目前，机载发动机不能发挥其动力功率的最大效用，效率低；且姿态控制系统动力来自机械装置，响应慢，效率低。
[0004] 因此，如何提供一种效率更高的飞行控制系统是本领域技术人员亟需解决的问题。
发明内容
[0005] 有鉴于此，本发明提供了一种旋翼机的飞行控制系统，将机上发动机动力传输给飞机旋翼用于飞行，另设控制
电机和姿态旋翼组成的姿态控制系统独立进行飞行姿态的控制与保持，效率更高。
[0006] 为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
[0007] 一种旋翼机的飞行控制系统，包括：机载发动机、传动装置、飞行旋翼、机上电瓶、控制电机和姿态旋翼；
[0008] 所述机载发动机通过所述传动装置与所述飞行旋翼相连，将输出的动力传给所述飞行旋翼使用；
[0009] 所述机上电瓶与所述控制电机相连，为所述控制电机供电；
[0010] 所述控制电机与所述姿态旋翼相连，实现姿态旋翼的操控。
[0011] 优选的，所述姿态旋翼位于所述飞行旋翼的正下方。
[0012] 优选的，所述姿态旋翼位于旋翼机中心点与飞行旋翼连线的延长线上。
[0013] 优选的，所述飞行旋翼的数量和所述姿态旋翼的数量相同。
[0014] 经由上述的技术方案可知，与
现有技术相比，本发明公开提供了一种旋翼机的飞行控制系统，将机上发动机动力传输给飞行旋翼用于飞行，另设控制电机和姿态旋翼组成的姿态控制系统独立进行飞行姿态的控制与保持，采用飞行系统动力和姿态控制系统动力分离设计的思想，使发动机的功率最大化地转化为飞行动力，能有效提升飞行姿态控制系统的效率，改善无人旋翼机的性能品质和商载能力。而且姿态控制系统改为电控操作，响应快，效率高。
[0015] 此外，本发明提供的技术方案还降低了电动旋翼无人机电机反电动势对姿态控制的跳变干扰，有利于飞行安全。
附图说明
[0016] 为了更清楚地说明本发明
实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
[0017] 图1为本发明提供的多旋翼无人机动力与飞行控制系统原理
框图。
具体实施方式
[0018] 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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
[0019] 现有多旋翼
飞行器通常通过增多旋翼数量和增大桨叶大小的方式来提升
载荷，但是这两种方式提升载荷的能力都是有限的，例如：增多旋翼数量到一定程度，载荷提升不大，目前传统多旋翼无人机载荷只能达到40kg；而采用增大桨叶的方式，桨叶过大会导致响应慢。基于上述问题，本发明采用全新的技术实现载荷的提升。
[0020] 参见附图1，本发明实施例公开了一种旋翼机的飞行控制系统，包括：机载发动机、传动装置、飞行旋翼、机上电瓶、控制电机和姿态旋翼；
[0021] 机载发动机通过传动装置与飞行旋翼相连，将输出的动力传给飞行旋翼使用；
[0022] 机上电瓶与控制电机相连，为控制电机供电；
[0023] 控制电机与姿态旋翼相连，实现姿态旋翼的操控。
[0024] 为了进一步优化上述技术方案，姿态旋翼位于飞行旋翼的正下方。
[0025] 姿态旋翼位于旋翼机中心点与飞行旋翼连线的延长线上。通过增大力矩的方式来减小力的需求，从而使得需要控制姿态旋翼的力减小，利用一个较小的力即可实现姿态的调整和保持，进而实现续航最大化。
[0026] 本发明重点论述了相对于现有旋翼机的改进之处，对于非改进之处不做过多说明。例如：旋翼机上安装有
陀螺仪，通过陀螺仪来检测旋翼机是否平稳，从而通过飞行
控制器调节控制电机进而控制姿态旋翼，实现姿态的调整。
[0027] 此外，还需要说明的是，本发明提供的方案可以应用于多旋翼无人机上，例如：四旋翼、六旋翼和八旋翼，并且在具体实现时，飞行旋翼的数量和姿态旋翼的数量相同。
[0028] 通过本发明做出的改进，达到了飞机旋翼和姿态保持与控制系统的主、辅动力分离的目的，主、辅动力各为专用，互不干涉。主要带来了如下优势：
[0029] 1、将机载发动机功率最大化的利用到机上飞行性能改善和商载能力提升上；
[0030] 2、姿态控制改为电控操作，响应时间和效率得到提升；对于1米旋翼的传统多旋翼无人机，其姿态调整响应时间约为200ms，改为电控操纵后，姿态调整响应时间小于20ms；
[0031] 3、姿态控制采用电机直控操纵，化解了电动和电控飞机的急剧变速、变向飞行带来的伴生
电磁干扰的问题。该问题在电动旋翼无人机上尤为突出，电机越大，转速突变越大，电机内部反电动势越大，其通过空间
辐射或线间传导进入并迭加在姿态控制
信号上，但当其幅值及
频率接近或者大于姿态
控制信号时，很容易使姿态失控，影响安全，这也是一直制约传统电动多旋翼无人机只能在微型、小型领域发展的主要原因；
[0032] 4、姿态旋翼不仅是飞行姿态保持控制，在姿态保持阶段其也能作为辅助飞行动力，有利于无人机飞行性能和品质的改善。
[0033] 本发明提供的技术方案采用飞行动力和控制动力分离的设计理念，既能够使多旋翼无人机机上动力可以得到充分利用，改善提升其飞行性能，又能降低或者消除自身干扰，非常适合50kg以上重型商用载荷的无人机的开发应用。
[0034] 本
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
[0035] 对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种
修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
