一种高超声速飞行器表面等离子直流脉冲姿态控制辅助推进
系统
技术领域
背景技术
[0002] 高超声速飞行器的技术难点:(1)动力系统:目前采用是喷气
发动机,通常由进气道、
压气机、
燃烧室、
涡轮和尾喷管组成。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上,因此也驱动压气机旋转,从而反复的压缩吸入的空气。从高温涡轮中流出的高温高压燃气,在尾喷管中继续膨胀,以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多,从而产生了对发动机的反作用推力,驱使飞机向前飞行。由于机构复杂,速度达到一定极限时,高温涡轮的转速会达到一个极限值;现在研的是
冲压发动机,冲压发动机是吸气式发动机的一种,它利用大气中的
氧气作为全部或部分的
氧化剂,与自身携带的
燃料进行反应,利用结构部件产生激波来对高速气流进行压缩,实现气流减速与
增压。还有一种超燃冲压发动机,经一系列激波系进行压缩,为燃烧室提供一定流量、
温度、压力的气流,便于燃烧的组织后,完成推动。这两种发动机面临的问题是产生激波的过程不稳定。
[0003] (2)高超声速飞行器研发过程中遇到的另一个难题就是
气动加热问题,即所谓热障。它主要是飞行器飞行时由于激波和粘性的作用,其周围空气温度急剧升高,形成剧烈的气动加热环境,使一般飞行器结构无法承受。为克服热障,尽可能降低进入飞行器的气动加热率,即热流。作为防热材料使用时有其特殊要求。首先要有大的
比热,这样单位
质量的材料才能吸收更多的热量;其次要有高的导热率,只有这样才能使热沉材料的温差不致过大,由于热沉材料的破坏温度一般不是很高,要想吸收大量的热,就必须大量增加热沉材料的质量,形成比较笨重的防热系统。
辐射防热主要利用材料的辐射特性。就是将其表面的气动热再以辐射的形式散发出去。由于辐射热流与表面温度的四次方成正比,因此,选用的辐射防热材料不仅要有高辐射特性外,而且还必需有低导热率和耐高温特性。
[0004] 发汗冷却防热通过从多孔表面渗出
流体达到防热的目的。主要靠热阻塞效应或质量引射效应的机理来防热。基本原理是,当流体注入飞行器表面
边界层时,使边界层结构发生改变,厚度增大而使得温度梯度降低,从而减小进入飞行器的
对流传热。飞行器使用发汗冷却防热优点是在飞行中没有
气动外形的变化,还可以通过控制流体的渗出量来适应不同大小热流的热防护需求。
薄膜冷却防热依靠在飞行器表面的小孔喷出液体或气体,在表面形成一层很薄的液膜或气膜,将飞行器表面与高温气体分隔开,而后液体
蒸发吸热,气体注入边界层,产生热阻塞效应,降低进入飞行器的对流传热。薄膜冷却防热与上述发汗冷却防热相类似。很多人把它归结到发汗冷却防热。
[0005] 烧蚀防热通过烧去外层,来达到保护内层的目的。烧蚀热防护由于有效、可靠、自适应、重量轻、工艺简单、便于搬运和储存等优点而得到广泛应用。中远程弹道导弹弹头、返回式卫星、
宇宙飞船、登月飞行返回舱以及航天飞机机头和机翼
尾翼前缘,都使用烧蚀防热。经过几十年的研究试验和实际应用,现已研发多种烧蚀材料,供不同用途的飞行器或飞行器的不同部位选用。烧蚀防热是目前高超声速飞行器热防护中应用最成功的一种方法。烧蚀防热的主要缺点是一次性使用和由于烧蚀产生的气动外形变化。后者,将影响再入
航天器的
稳定性、落点
精度和再入机动飞行,以及巡航飞行器的升阻力、稳定性和
操纵性。
[0006] 从目前的情况来看,高超声速飞行器达到一定的速度之后,技术上遇到了
瓶颈,由于热障的存在,极大地消耗了发动机的
能量,进一步提高运动速度,变得越来越困难。另一方面,由于高超声速飞行器的表面为高温
等离子体,等离子体是荷电粒子流,在
电场的作用下会发生运动,若给一个恰当的电场,则可以通过控制电场
频率及
电压,实现高温等离子体的定向运动,并实现姿态控制,这种新的技术可突破高超声速飞行器所遇到的技术瓶颈,极大的降低发动机的能耗。
发明内容
[0007] 本发明的目的在于提供一种高超声速飞行器表面等离子直流脉冲姿态控制辅助推进系统,通过飞行器表面等离子直流脉冲实现辅助推进及姿态控制。
[0008] 本发明的技术方案是: IN1
电极条(2)、IN2对偶电极条(3)、操控
推杆(4)和直流脉冲等离子驱动控制系统构成;飞行器的整个外表面沿着运动方向垂直间隔嵌入上下左右4
对电极条,每一对电极条由IN1电极条(2)及IN2对偶电极条(3)构成,IN1电极条(2)、IN2对偶电极条(3)均相互平行排列;飞行器
外壳层采用耐高温绝缘材料,表层嵌入的电极条后与飞行器外壳层共同打磨,构成光滑的表面。
[0009] 直流脉冲功率放大驱动模
块:直接采用直流脉冲对飞行器表面等离子定向驱动进行控制,通过驱动两组直流脉冲等离子驱动;在高超声速飞行器表面分割为上、下、左、右四个区域,每一个区域都有两种电极IN1和IN2,两组电极电压脉冲极性相反,通过驱动双直流脉冲等离子驱动;输入端IN1为间断脉冲
信号ΦIN1=-Aexp(u1+ωt),IN2为另一组间断脉冲信号ΦIN2=Aexp(u2+ωt),IN1与IN2输出的脉冲电压和脉宽频率完全相同,两组脉冲电压存在的唯一差异就是存在一个微小的
相位差u2-u1=ω∙Δt,其中Δt≤ΔL/v,ΔL是两组电极之间的相对
位置的间隔距离;当u2-u1≥0,为正向
加速,此时,第一组电极的正负电极周围的聚集了相反电荷的等离子体,在电极电压消失的瞬间,第二组正负电极出现相反的正负电压,在静电的作用下,聚集在第一组电极表面的等离子体向第二组电极移动;这种移动在高超声速飞行器表面同时存在,移动的位移量为ΔL;这样的过程通过脉冲电压反复进行,这样就实现了等离子体在高超声速表面的移动;当u2-u1≤0,为负向加速,整个过程正向相同,但等离子体表面的移动方向相反,这样就使得高超声速飞行体表面的等离子体与运动方向相反,而发生减速;进一步对于方向控制所采用的原理相同,如果四组电极的脉冲电压相位完全一致,则实现整体加速或减速;上表面区域的两组电极u2-u1≥0,则上表面加速,下表面区域的两组电极u2-u1≤0,则下表面减速,飞行器会向下运动,反之则向上运动;左表面区域的两组电极u2-u1≥0,则左表面加速,右表面区域的两组电极u2-u1≤0,则右表面减速,飞行器会向右运动,反之则向左运动;u2-u1之间的
相位差值是通过控制脉冲相位实现的;相位脉冲的强弱采用功率
放大器进行功率放大,从而实现直流脉冲等离子驱动力的控制,如图1所示;
该控制系统设置有
传感器,温度信号通过PL1.1端口输入,用于获知飞行器表面温度;
加速度信号通过PL1.2端口输入,用于获知飞行器的运动状态,
重力加速度传感器信号通过PL1.3端口输入,用于判断飞行器与重力场之间的关系;当飞行处于自动控制状态时,飞行姿态的控制通过预先编写好的姿态控制程序进行控制,通过PL1.0端口输入;
该电动系统由交流发
电机提供
电能,经过整流和稳压之后对
蓄电池进行充电,
蓄电池为直流脉冲等离子驱动控制系统模块供电;共有六11种工作状态,分别是1.右动力输出驱动控制;2.左动力输出驱动控制;3.右控制区减速驱动控制;4.左控制区减速驱动控制;5.上动力输出驱动控制;6.上动力输出驱动控制;7.下控制区减速驱动控制;8.下控制区减速驱动控制;9.向前直行驱动控制;10.直行减速驱动控制;11.加力向前直行控制。驱动输出控制和左动力输出驱动控制通过速度操控推杆(4)实现按键功能来调节高超声速飞行器运行速度;
直流脉冲等离子驱动控制系统的主要功能包括:实现对直流脉冲等离子驱动的加速、减速以及直流脉冲等离子驱动的上、下、左、右方向控制,通过调整直流脉冲等离子驱动的占空比改变高压脉冲频率,能够很方便的实现直流脉冲等离子驱动的智能控制;系统
硬件模块组成:(1)直流脉冲等离子驱动控制系统模块;(2)L298直流脉冲功率放大驱动模块;
(3)LED显示模块;(4)操控推杆独立式
键盘控
制模块。
[0010] 显示模块: 采用LED数码显示实现对
脉宽调制占空比的实时显示。
[0011] 操控推杆独立式键盘
控制模块:独立式键盘的按键相互独立,每个按键接一根I/O口线,一根I/O口线上的按键工作状态不会影响其它I/O口线的工作状态。因此,通过检测I/O口线的电平状态,即可判断键盘上哪个键被按下,所有按键均为干簧
开关构成,遥控推杆带有磁力,遥控推杆的位置不同,给出的按键数据发生改变,脉冲相位控制可以通过编写
软件程序进行识别控制;操控推杆(4)向前时,KEYE导通,左右两侧两组电极脉冲同时同相位驱动,飞行器向正前方运动;操控推杆(4)向左前,KEYA导通,左前侧干簧开关接通,飞行器进入左侧驱动模式,飞行器向左转向运动;操控推杆向右前,KEYB导通,右前侧干簧开关接通,飞行器左侧驱动模式,飞行器向右转动;在不推动操控推杆的状态下,操控推杆设有回位
弹簧,回到中间位,任何按键都没有接通,所有的干簧开关处于断开状态,所有的驱动装置处于无
电流状态,飞行器停止运动;操控推杆(4)向左后,KEYC导通;操控推杆(4)向后,KEYF导通,进入减速模式;操控推杆(4)用力向前时,KEYG导通,进入加速模式,四组电极电压脉冲频率和电压脉冲高度同步,u2-u1=ω∙Δt,其中Δt<ΔL/v处于加力状态,飞行器加速运动。
[0012] 本发明的工作原理是:直接采用直流脉冲对飞行器表面等离子定向驱动进行控制,通过驱动两组直流脉冲等离子驱动;将飞行器(1)的表面划分为上下左右四个区域,如图3所示,飞行器左边表面等离子推进面构成左动力区,飞行器右边表面等离子推进面构成右动力区;每个动力区域分别独立安装电动驱动系统,两个电动驱动系统结构完全相同;对动力区域进行划分之后,飞行器转向的时候,飞行器左边表面等离子推进面左动力区与飞行器右边表面等离子推进面右动力区之间的气体流存在差异,就可以实现飞行器的转向;每一个区域都有两种电极IN1和IN2,两组电极电压脉冲极性相反,通过驱动双直流脉冲等离子驱动;输入端IN1为间断脉冲信号ΦIN1=-Aexp(u1+ωt),IN2为另一组间断脉冲信号ΦIN2=Aexp(u2+ωt),IN1与IN2输出的脉冲电压和脉宽频率完全相同,两组脉冲电压存在的唯一差异就是存在一个微小的相位差u2-u1=ω∙Δt,其中Δt≤ΔL/v,ΔL是两组电极之间的相对位置的间隔距离;当u2-u1≥0,为正向加速,此时,第一组电极的正负电极周围的聚集了相反电荷的等离子体,在电极电压消失的瞬间,第二组正负电极出现相反的正负电压,在静电的作用下,聚集在第一组电极表面的等离子体向第二组电极移动;这种移动在高超声速飞行器表面同时存在,移动的位移量为ΔL;这样的过程通过脉冲电压反复进行,这样就实现了等离子体在高超声速表面的移动;当u2-u1≤0,为负向加速,整个过程正向相同,但等离子体表面的移动方向相反,这样就使得高超声速飞行体表面的等离子体与运动方向相反,而发生减速;直流脉冲等离子驱动调PWM(脉冲宽度调制)是通过控制固定电压的直流电源开关频率,调制脉冲宽度,如果一组脉冲宽度与另一组脉冲宽度不一样,两组直流脉冲的脉宽存在一个差值,这个差值满足u2-u1=ω∙Δt,就实现了两组脉冲相位差的控制。
[0013] 该电动系统由
交流发电机提供电能,经过整流和稳压之后对蓄电池进行充电,蓄电池为直流脉冲等离子驱动控制系统模块供电;共有六11种工作状态,分别是1.右动力输出驱动控制;2.左动力输出驱动控制;3.右控制区减速驱动控制;4.左控制区减速驱动控制;5.上动力输出驱动控制;6.上动力输出驱动控制;7.下控制区减速驱动控制;8.下控制区减速驱动控制;9.向前直行驱动控制;10.直行减速驱动控制;11.加力向前直行控制。驱动输出控制和左动力输出驱动控制通过速度操控推杆(4)实现按键功能来调节高超声速飞行器运行速度;驱动力输出:本发明采用L298直流脉冲功率放大驱动模块,内部包含4通道逻辑驱动
电路,其额定工作电流为 1 A,最大可达 1.5 A,Vss 电压最小 4.5 V,最大可达 36 V;Vs 电压最大值也是 36 V。小功率情况下,L298N可直接采用直流脉冲对飞行器表面等离子定向驱动进行控制,无须隔离电路,大功率情况下,L298N输出接
功率放大器,输出经功率放大后,驱动双直流脉冲等离子驱动;
在对直流脉冲等离子驱动电压的控制和驱动中,
半导体功率器件(L298)在使用上可以分为两种方式:线性放大驱动方式和开关驱动方式在线性放大驱动方式。本发明采用后者。
半导体功率器件工作在线性区优点是控制原理简单,输出
波动小,线性好,对邻近电路干扰小,缺点为功率器件工作在线性区,功率低和
散热问题严重。开关驱动方式是使半导体功率器件工作在开关状态,通过脉调制(PWM)来控制直流脉冲等离子驱动的电压,从而实现直流脉冲等离子驱动的控制。
[0014] 驱动控制结构:直流脉冲等离子驱动PWM调制系统以AT89S52
单片机为控制核心,由命令输入模块、LED显示模块及直流脉冲等离子驱动模块组成。采用带中断的独立式键盘作为命令的输入,单片机在程序控制下,定时不断给L298直流脉冲功率放大驱动芯片发送PWM
波形,驱动电路完成直流脉冲等离子驱动方向控制;同时单片机不停的将PWM脉宽调制占空比送到LED数码管完成实时显示。
[0015] 直流脉冲等离子驱动控制系统的主要功能包括:实现对直流脉冲等离子驱动的加速、减速以及直流脉冲等离子驱动的方向控制,调整直流脉冲等离子驱动的占空比,能够很方便的实现直流脉冲等离子驱动的智能控制。系统硬件模块组成:(1)单片机控制模块;(2)L298直流脉冲功率放大驱动模块;(3)LED显示模块;(4)独立键盘控制模块。参见图4。
[0016] 主体电路:即直流脉冲等离子驱动控制系统模块。这部分电路主要由AT89S52单片机的I/O端口、定时计数器、外部中断扩展等控制直流脉冲等离子驱动的加速、减速以及直流脉冲等离子驱动的正向和反向,并且可以调整直流脉冲等离子驱动的占空比,能够很方便的实现直流脉冲等离子驱动的智能控制。其间是通过AT89S52单片机产生脉宽可调的脉冲信号并输入到L298驱动芯片来控制直流脉冲等离子驱动工作的。该直流脉冲等离子驱动控制系统由以下电路模块组成:输入部分:这一模块主要是利用带中断的独立式键盘来实现对直流脉冲等离子驱动的加速、减速以及直流脉冲等离子驱动控制。
[0017] 控制部分:主要由AT89S52单片机的外部中断扩展电路组成。直流脉冲等离子驱动控制系统实现部分主要由一些
二极管、直流脉冲等离子驱动和L298直流脉冲功率放大驱动模块组成。
[0018] 显示部分: LED数码显示部分,实现对PWM脉宽调制占空比的实时显示。
[0019] PWM脉宽调制:直流脉冲等离子驱动调PWM(脉冲宽度调制)是通过控制固定电压的直流电源开关频率,调制脉冲宽度,如果一组脉冲宽度与另一组脉冲宽度不一样,两组直流脉冲的脉宽存在一个差值,这个差值满足u2-u1=ω∙Δt,就实现了两组脉冲相位差的控制。在PWM驱动控制的调整系统中,按一个固定的频率来接通和断开电源,并且根据需要改变一个周期内“接通”和“断开”时间的长短。通过改变直流脉冲等离子驱动电枢上电压的“占空比”来达到改变平均电压大小的目的,从而来控制直流脉冲等离子驱动的占空比。也正因为如此,PWM又被称为“开关驱动装置”。当我们改变占空比D=t1/T时,就可以得到不同的直流脉冲等离子驱动平均速度Vd,从而达到调速的目的。严格来说,平均速度Vd与占空比D并非严格的线性关系,但是在一般的应用中,我们可以将其近似的看成是线性关系。本发明采用
定时器作为脉宽控制的定时方式,这一方式产生的脉冲宽度极其精确,误差只在几个us。直流脉冲等离子驱动的速度分成100个等级,因此一个周期就有100个脉冲,周期为一百个脉冲的时间,速度等级对应一个周期的高电平脉冲的个数。占空比为高电平脉冲个数占一个周期总脉冲个数的百分数。一个周期直流脉冲等离子驱动端电压为脉冲高电压乘以占空比。占空比越大,直流脉冲等离子驱动端电压越大,直流脉冲等离子驱动转动越快。直流脉冲等离子驱动的平均速度等于在一定的占空比下直流脉冲等离子驱动的最大速度乘以占空比。当我们改变占空比时,就可以得到不同的直流脉冲等离子驱动平均速度,从而达到调速的目的。精确的讲,平均速度与占空比并不是严格的线性关系,在一般的应用中,可以将其近似看成线性关系。
[0020] 本发明所采用的AT89S52是一种低功耗、高性能CMOS8位微
控制器,具有8K 在系统可编程Flash
存储器。AT89S52上Flash允许程序存储器在系统可编程,亦适于常规编程器。
[0021] 操控推杆独立式键盘按键相互独立,每个按键接一根I/O口线,一根I/O口线上的按键工作状态不会影响其它I/O口线的工作状态。因此,通过检测I/O口线的电平状态,即可判断键盘上哪个键被按下,所有按键均为干簧开关构成,遥控推杆带有磁力,遥控推杆的位置不同,给出的按键数据发生改变,可以通过编写软件程序进行识别控制。直接应用AT89S52的软件方法实现PWM信号输出,这比
硬件实现PWM信号成本低、限制少、实现便捷。
[0022] 本发明的有益效果是:飞行器表面的等离子体直接构成负载,利用等离子体的荷电特性采用一组电极将等离子体按正负电荷进行分类,另一组已知相邻的电极是加一个极性相反的静电场,使得等离子体静电场的作用下发生移动,推动等离子体向后运动,由于电极集布满了整个飞行器表面,使得其表面的等离子体同
时移动,把飞行器表面气体的高温等离子气体阻力转变为飞行器表面气体的推动力,辅助驱动飞行器的运动,使得能耗大为降低。采用直流脉冲等离子驱动PWM调制系统以AT89S52单片机为控制核心,由命令输入模块、LED显示模块及直流脉冲等离子驱动模块组成,实现数码精确控制,彻底改变了飞行器的推进方式,更为节能,从原理上彻底消除了飞行器阻力的来源,极具发展潜力。本发明彻底改变了飞行器的推进方式,节能环保,从原理上彻底消除了高超声速飞行器
表面等离子体的阻力,具有良好的发展潜力。
附图说明
[0023] 图1为位置与脉冲电压的关系图;图2时间与脉冲电压的关系图;
图3飞行器表面控制分区示意图;
图4系统结构原理图;
图5系统控制电路图;
图6操控杆按键示意图。
[0024] 图中各标号为:1-飞行器,2-IN1电极条,3-IN2对偶电极条,4-操控推杆。
具体实施方式
[0025] 下面结合附图和
实施例,对本发明作进一步说明,但本发明的内容并不限于所述范围。
[0026] 实施例1:高超声速飞行器表面等离子直流脉冲姿态控制辅助推进系统由IN1电极条(2)、IN2对偶电极条(3)、操控推杆(4)和直流脉冲等离子驱动控制系统构成;飞行器的整个外表面由陶瓷材料构成;外表面沿着运动方向垂直间隔嵌入上下左右4对电极条,每一对电极条由IN1电极条(2)及IN2对偶电极条(3)构成,IN1电极条(2)、IN2对偶电极条(3)均相互平行排列;陶瓷表层嵌入的电极条后与飞行器外壳层共同打磨,构成光滑的表面;
通过飞行器表面等离子直流脉冲实现辅助推进及姿态控制,通过驱动两组直流脉冲等离子驱动;在高超声速飞行器表面分割为上、下、左、右四个区域,每一个区域都有两种电极IN1和IN2,两组电极电压脉冲极性相反,通过驱动双直流脉冲等离子驱动;输入端IN1为间断脉冲信号ΦIN1=-Aexp(u1+ωt),IN2为另一组间断脉冲信号ΦIN2=Aexp(u2+ωt),IN1与IN2输出的脉冲电压和脉宽频率完全相同,两组脉冲电压存在的唯一差异就是存在一个微小的相位差u2-u1=ω∙Δt,其中Δt≤ΔL/v,ΔL是两组电极之间的相对位置的间隔距离;当u2-u1≥0,为正向加速,此时,第一组电极的正负电极周围的聚集了相反电荷的等离子体,在电极电压消失的瞬间,第二组正负电极出现相反的正负电压,在静电的作用下,聚集在第一组电极表面的等离子体向第二组电极移动;这种移动在高超声速飞行器表面同时存在,移动的位移量为ΔL;这样的过程通过脉冲电压反复进行,这样就实现了等离子体在高超声速表面的移动;当u2-u1≤0,为负向加速,整个过程正向相同,但等离子体表面的移动方向相反,这样就使得高超声速飞行体表面的等离子体与运动方向相反,而发生减速;直流脉冲等离子驱动调PWM(脉冲宽度调制)是通过控制固定电压的直流电源开关频率,调制脉冲宽度,如果一组脉冲宽度与另一组脉冲宽度不一样,两组直流脉冲的脉宽存在一个差值,这个差值满足u2-u1=ω∙Δt,就实现了两组脉冲相位差的控制;
对于方向控制所采用的原理相同,如果四组电极的脉冲电压相位完全一致,则实现整体加速或减速;上表面区域的两组电极u2-u1≥0,则上表面加速,下表面区域的两组电极u2-u1≤0,则下表面减速,飞行器会向下运动,反之则向上运动;左表面区域的两组电极u2-u1≥
0,则左表面加速,右表面区域的两组电极u2-u1≤0,则右表面减速,飞行器会向右运动,反之则向左运动;u2-u1之间的相位差值是通过控制脉冲相位实现的;相位脉冲的强弱采用功率放大器进行功率放大,从而实现直流脉冲等离子驱动力的控制。
[0027] 该控制系统设置有传感器,温度信号通过PL1.1端口输入,用于获知飞行器表面温度;加速度信号通过PL1.2端口输入,用于获知飞行器的运动状态,重力加速度传感器信号通过PL1.3端口输入,用于判断飞行器与重力场之间的关系;当飞行处于自动控制状态时,飞行姿态的控制通过预先编写好的姿态控制程序进行控制,通过PL1.0端口输入;该电动系统由发电机提供电能,经过整流和稳压之后对两组蓄电池进行充电,蓄电池正极输出端为A,负极输出端为B,蓄电池为直流脉冲等离子驱动控制系统模块供电(如图6所示),共有六种工作控制状态,分别是1.上动力输出驱动控制;2.下动力输出驱动控制;3.左动力输出驱动控制;4.右动力输出驱动控制;5.向前直行驱动控制;控制模式分为人工控制和程序控制;人工控制通过操控推杆(4)实现按键功能来实现;
直流脉冲等离子驱动控制系统的主要功能包括:实现对直流脉冲等离子驱动的加速、减速以及直流脉冲等离子驱动的上、下、左、右方向控制,通过调整直流脉冲等离子驱动的占空比改变高压脉冲频率,能够很方便的实现直流脉冲等离子驱动的智能控制;系统硬件模块组成:(1)直流脉冲等离子驱动控制系统模块;(2)L298直流脉冲功率放大驱动模块;
(3)LED显示模块;(4)操控推杆独立式键盘控制模块。
[0028] 在自动控制模式下,飞行姿态的控制由预先设定的程序进行控制;在人工控制模式下,采用输入按键进行控制,所采用的按键相互独立,每个按键接一根I/O口线,一根I/O口线上的按键工作状态不会影响其它I/O口线的工作状态。因此,通过检测I/O口线的电平状态,即可判断键盘上哪个键被按下,所有按键均为干簧开关构成,操控推杆带有磁力,操控推杆的位置不同,给出的按键数据发生改变,脉冲相位控制可以通过编写软件程序进行识别控制;操控推杆(4)向前时,KEYE导通,左右两侧两组电极脉冲同时同相位驱动,飞行器向正前方运动;操控推杆(4)向左前,KEYA导通,左前侧干簧开关接通,飞行器进入左侧驱动模式,飞行器向左转向运动;操控推杆向右前,KEYB导通,右前侧干簧开关接通,飞行器左侧驱动模式,飞行器向右转动;在不推动操控推杆的状态下,操控推杆设有回位弹簧,回到中间位,任何按键都没有接通,所有的干簧开关处于断开状态,所有的驱动装置处于无电流状态,飞行器处于无助力状态;操控推杆(4)向左后,KEYC导通;操控推杆(4)向后,KEYF导通,飞行器下表面进入加速模式,飞行器向上加速运动;操控推杆(4)用力向前时,KEYG导通,飞行器上表面进入加速模式,飞行器向下运动,四组电极电压脉冲频率和电压脉冲高度同步,u2-u1=ω∙Δt,其中Δt<ΔL/v处于加力状态,飞行器直行加速运动。