用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇及控制方法
阅读：5发布：2020-05-15
专利汇可以提供用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇及控制方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了用于垂直起降无人机的矢量 气动 舵 涵道 风 扇及控制方法，其特点是：包括圆筒状的涵道壁，安装在圆筒状涵道壁上且位于涵道壁轴向中间 位置 的矢量气动舵涵道风扇、靠近筒状涵道壁下端与涵道壁固接在一起的矢量气动舵内环、包围矢量气动舵内环并与其间隔一定距离的矢量气动舵外环，位于矢量气动舵内环和矢量气动舵外环之间且连接内环和外环的环形 轴承 、与矢量气动舵外环通过 齿轮 相 啮合 的外环伺服 电机 、安装在矢量气动舵外环上且位于矢量气动舵底部出风口的矢量气动舵可偏转的叶珊。本发明采用涵道风扇管道设计技术有效增加了涵道风扇的效率；还通过矢量气动舵产生侧向 力 抵抗测风所造成的 偏航 ，保持了航向和航路。，下面是用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇及控制方法专利的具体信息内容。
1.一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇，其特征在于：从上至下包括圆筒状的涵道壁，安装在圆筒状涵道壁上且位于涵道壁轴向中间位置的矢量气动舵涵道风扇、靠近筒状涵道壁下端与涵道壁固接在一起的矢量气动舵内环、包围矢量气动舵内环并与其间隔一定距离的矢量气动舵外环，位于矢量气动舵内环和矢量气动舵外环之间且连接内环和外环的环形轴承、与矢量气动舵外环通过外环齿轮和外环伺服电机齿轮相啮合的外环伺服电机、安装在矢量气动舵外环上且位于矢量气动舵底部出风口的矢量气动舵可偏转的叶珊；
所述矢量气动舵涵道风扇桨叶端部和涵道壁的间隙足够小，该间隙用以保持叶片平面以下的高压气流没有回流、叶片端部涡阻减少到几乎为0、从而用较小的涵道直径产生很大的轴向力。
2.根据权利要求1所述的一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇，其特征在于：所述的矢量气动舵涵道风扇包括固装在涵道壁上的涵道风扇支架、道风扇支架上的若干个风扇桨叶、以及固装在支架中心的伺服驱动电机，该伺服驱动电机产生矢量气动舵的轴向力。
3.根据权利要求1所述的一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇，其特征在于：所述环形轴承外圈与矢量气动舵外环的连接以及环形轴承内圈与矢量气动舵内环的连接分别为过盈连接；所述外环伺服电机通过齿轮啮合带动外环转动，外环通过环形轴承带动内环转动，内环通过紧固装置带动涵道旋转以及涵道风扇旋转。
4.根据权利要求3所述的一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇，其特征在于：所述涵道的旋转用于改变叶栅的朝向，所述叶栅的偏转用于改变涵道气流的方向，这两种角度是可以变化的，这两个功能合成以后称为矢量气动舵。
5.根据权利要求1所述的一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇，其特征在于：所述的矢量气动舵叶栅由若干片在同一平面上以同一个角度转动的叶栅叶片组成，该矢量气动舵叶栅还包括安装在矢量气动舵外环内侧凹陷处的推拉电机，该推拉电机用于拉动叶栅拉杆使叶栅叶片做0-180度运动，该推拉电机产生矢量气动舵的横向力和轴向力。
6.一种如权利要求1-5任意一项所述一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇的控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一：飞控系统接收大气环境传感器信息、操纵矢量气动舵的叶栅偏转；
步骤二：通过矢量气动舵的叶栅偏转控制无人机飞行的六个自由度。
7.根据权利要求7所述的一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇的控制方法，其特征在于：所述的叶栅角度偏转包括叶栅朝向偏转和叶栅角度偏转这两种偏转的叠加偏转，所述叶栅朝向偏转为沿着涵道中心轴的360度旋转，所述叶栅角度偏转为以叶栅叶片宽度为半径的0-180度的偏转。
8.根据权利要求7所述的一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇的控制方法，其特征在于：所述步骤一的具体过程如下：
环境传感器向飞控系统反馈大气环境信息；所述大气环境信息包括风向信息、风速信息、空气粘度信息；
飞控系统根据大气环境信息计算大气中与飞行方向不一致的侧向风造成的对于无人机的侧向力；
飞控系统操纵矢量气动舵产生侧向力抵抗侧向风所造成的偏航；
矢量气动舵偏转叶栅产生侧向力，保持无人机正确的飞行姿态以及航向和航路。
9.根据权利要求7所述的一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇的控制方法，其特征在于：所述步骤二的通过矢量气动舵的叶栅偏转控制无人机飞行的六个自由度，该六个自由度包括X、Y、Z座标，α、β、γ横侧，航向、和纵向倾斜角，所述控制无人机飞行的六个自由度，具体要求为保持纵向飞行攻角α±0.5°和横向倾斜角β±0.5°和航向角γ±1°。
用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇及控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇及控制方法。
背景技术
[0002] 固定翼无人机具备大高度、大飞行速度范围、长航时、大航程，较大有效载重等许多方面的优势。但是固定翼无人机需要一定长度、宽度和表面质量的滑跑起飞地面作为起飞着陆场地。随着无人机重量的增加，对于起飞和着陆的场地要求和空域的要求有所增加。这种对场地和空域的要求是固定翼无人机应用中的一个重要障碍。
[0003] 为了克服和减少这种对起降场地的压力，弹射起飞、伞降着陆已经成为解决以上困难的一个重要突破。这种起降方式或类似起降方式应当说是成功的，并且对飞机的适用性、可靠性也是可以接受的。但是弹射起飞、伞降回收在某些地面和空域使用也还是受到较大限制。尤其是在山区、水面、海上、森林地区。由于风向、突风、空域、地貌而损坏或丢失飞机的可能性很大。
[0004] 因此，无人机采用垂直起降方式成为当今一种大众发展的现象。从2013年开始至今在中国流行的在机翼上或机身上加装“扁担式”升力自由螺旋桨提供垂直起降的举力，采用推力自由螺旋桨的垂直起降方案层出不穷，千奇百怪，充塞中国无人机市场。
[0005] 这种“扁担式”式的、基于空气自由螺旋浆（空气自由螺旋浆的浆叶周围没有被圆筒状的涵道包围，靠桨叶直接裸露在空气中旋转将发动机的转动功率转化为推进力或升力的装置）的垂直起降无人机由于原理和结构设计上固有的缺点，使得此类无人机仅能应用于小型、低速无人机，实用性较差。实践证明，无论采用何种空气自由螺旋桨作为垂直举力和同时承担推力作用，而又无足够的变桨距方式的垂直起降无人机都面临着动力系统效率问题。
[0006] 基于“扁担式”式空气自由螺旋浆动力系统效率问题之一：垂直起降低速上升无法满足平飞速度要求。按现在多数中小型无人机采用活塞式燃油、燃气发动机作为动力系统，或采用电动机作为系统的总体布局，垂直起降的上升速度都小于8米/秒，或者仅3-4米/秒。而此类无人机推持平飞所需要的最小失速速度一般在15-40米/秒，显然，该类无人机的垂直上升速度无法满足无人机维持平飞所需要的最小速度。为了保持动力系统效率、提高垂直起降的上升速度，无人机螺旋桨就必需是变螺距桨，但是变距桨带来结构重量增加，可靠性下降，按目前无人机的机构技术水平而言，转速高达千转的小型变距机构的结构重量和可靠性是难以令人满意的。
[0007] 基于“扁担式”式空气自由螺旋浆动力系统效率问题之二：大直径空气自由螺旋桨几乎没有实施的可能性。小直径自由螺旋桨作为低速上升速度的垂直起降无人机而言，动力系统效率低下。因此，当无人机的起飞重量加大时，这种小直径桨几乎不可以被接受，为此要采用较大直径旋翼来代替自由螺旋桨。但是这样大直径旋翼几无可能与数千、至上万转/分转速的电机同步工作，因此必需带有减速器，而超过25马力的变速箱和相应的变速机构带来的结构设计、机构设计、和动力控制的问题对于中小型无人机来讲是一种灾难。
[0008] 基于“扁担式”式空气自由螺旋浆动力系统效率问题之三：风速较大时侧向风导致无人机偏航。由于“扁担”型的布局，当采用较大直径螺旋桨或者旋翼、并且当地风速较大时，由于侧向风的影响，如果无人机的平衡系统没有足够的自动抑制振荡的阻尼，那么导致无人机偏航，由此而带来的飞行是不安全的。
[0009] 除此以外，所有垂直起降无人机都带有用于垂直起降装置、相应支持设备和控制系统，这些重量多数在无人机作业任务过程中是冗余重量。而且由此带来许多影响飞行性能的气动外形形状的不利影响。因此相比滑跑起降无人机而言，由于上述问题的存在，致使所有垂直起降无人机所有性能指标都是低下的，因此，尽量减少由于设备、控制、重量、气动力损失带来的不利因素是垂直起降无人机的最突出的任务。
[0010] 综上，垂直起降无人机要解决小型、低速、偏航、冗余重量问题。
发明内容
[0011] 本发明针对现有技术的不足，提出一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇及控制方法，用以解决现有技术的空气自由式螺旋桨只能应用于小型、低速无人机，当风速很高时抵抗侧风能力差、导致无人机偏航、不安全问题。
[0012] 本发明解决其技术问题是采取以下技术方案实现的：一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇，从上至下包括圆筒状的涵道壁，安装在圆筒状涵道壁上且位于涵道壁轴向中间位置的矢量气动舵涵道风扇、靠近筒状涵道壁下端与涵道壁固接在一起的矢量气动舵内环、包围矢量气动舵内环并与其间隔一定距离的矢量气动舵外环，位于矢量气动舵内环和矢量气动舵外环之间且连接内环和外环的环形轴承、与矢量气动舵外环通过外环齿轮和外环伺服电机齿轮相啮合的外环伺服电机、安装在矢量气动舵外环上且位于矢量气动舵底部出风口的矢量气动舵可偏转的叶珊；
所述矢量气动舵涵道风扇桨叶端部和涵道壁的间隙足够小，小到风扇不能和涵道壁接触的最小间隙，一般为0.5mm,该间隙用以保持叶片平面以下的高压气流没有回流、叶片端部涡阻减少到几乎为0、从而用较小的涵道直径产生很大的轴向力。
所述矢量气动舵涵道风扇桨叶端部和涵道壁的间隙足够小，小到风扇不能和涵道壁接触的最小间隙，一般为0.5mm,该间隙用以保持叶片平面以下的高压气流没有回流、叶片端部涡阻减少到几乎为0、从而用较小的涵道直径产生很大的轴向力。
[0013] 所述环形轴承外圈与矢量气动舵外环的连接以及环形轴承内圈与矢量气动舵内环的连接分别为过盈连接；所述外环伺服电机通过齿轮啮合带动外环转动，外环通过环形轴承带动内环转动，内环通过紧固装置带动涵道旋转以及涵道风扇旋转。
[0014] 所述涵道的旋转用于改变叶栅的朝向，所述叶栅的偏转用于改变涵道气流的方向，这两种角度是可以变化的，这两个功能合成以后称为矢量气动舵。
[0015] 所述的矢量气动舵叶栅由若干片在同一平面上以同一个角度转动的叶栅叶片组成，该矢量气动舵叶栅还包括安装在矢量气动舵外环内侧凹陷处的推拉电机，该推拉电机用于拉动叶栅拉杆使叶栅叶片做0-180度运动，该推拉电机产生矢量气动舵的横向力和轴向力。
[0016] 一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵涵道风扇的控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤一：飞控系统接收大气环境传感器信息、操纵矢量气动舵的叶栅偏转；
步骤二：通过矢量气动舵的叶栅偏转控制无人机飞行的六个自由度。
步骤二：通过矢量气动舵的叶栅偏转控制无人机飞行的六个自由度。
[0018] 所述步骤一的具体过程如下：环境传感器向飞控系统反馈大气环境信息；所述大气环境信息包括风向信息、风速信息、空气粘度信息；
飞控系统根据大气环境信息计算大气中与飞行方向不一致的侧向风造成的对于无人机的侧向力；
飞控系统操纵矢量气动舵产生侧向力抵抗侧向风所造成的偏航；
矢量气动舵偏转叶栅产生侧向力，保持无人机正确的飞行姿态以及航向和航路。
飞控系统根据大气环境信息计算大气中与飞行方向不一致的侧向风造成的对于无人机的侧向力；
飞控系统操纵矢量气动舵产生侧向力抵抗侧向风所造成的偏航；
矢量气动舵偏转叶栅产生侧向力，保持无人机正确的飞行姿态以及航向和航路。
[0019] 所述步骤二的通过矢量气动舵的叶栅偏转控制无人机飞行的六个自由度，该六个自由度包括X、Y、Z座标，α、β、γ横侧，航向、和纵向倾斜角，所述控制无人机飞行的六个自由度，具体要求为保持纵向飞行攻角α±0.5°和横向倾斜角β±0.5°和航向角γ±1°。
[0020] 本发明的优点和效果：1、本发明采用涵道风扇管道设计技术有效增加了涵道风扇的效率：由于风扇桨叶端部和涵道壁的间隙很小，仅为0.5mm，因此叶片的尖端效应有二大作用，一是保持叶片平面以下的高压气流没有回流，同时由于叶片端部涡阻减少几乎为0，从而大大提高了效率，一台直径约400-800mm直径的涵道风扇在低速8000-12000转/分时可产生大约30-150公斤的轴向力，实现了用较小的涵道直径产生很大的轴向力，这是自由螺旋桨所无法比拟的，从而解决了自由螺旋桨如果采用大功率则负载重、如果采用小直径则效率低的问题。
[0021] 2、本发明通过涵道的旋转改变了涵道风扇的朝向、通过叶珊的旋转改变气流的方向，通过以上双角度偏转的矢量气动舵，产生了若干灵活使用的喷射气动力，当遇到大气中和飞行器飞行方向不一致的侧向风造成对于无人机的侧向力时，通过矢量气动舵产生侧向力抵抗测风所造成的偏航，从而保持了比较有效的水平飞行姿态，保持动力效率，还保持了航向和航路，从而解决了现有技术无人机平衡系统由于没有足够的自动抑制振荡的阻尼，导致无人机偏航，以及由此而带来的飞行不安全的问题。
[0022] 3、本发明通过矢量气动舵涵道风扇管道设计技术、矢量气动舵涵道旋转和叶栅偏转的合成技术，实现了用矢量气动舵代替和部分代替现有技术的垂直起降装置、相应支持设备和控制系统的功能，使得垂直起降装置、相应支持设备和控制系统尽可能地“共用”或“部分共用”矢量气动舵的功能，从而尽量减轻了用于垂直起降的机构和结构重量，尽量减少了由于垂直机降设备、控制、重量、气动力损失带来的不利因素。附图说明
[0023] 图 1为本发明用于垂直起降无人机的矢量气动舵立体图；图 2为本发明用于垂直起降无人机的矢量气动舵仰视图；
图 3为本发明矢量气动舵剖视图；
图 4为本发明可旋转的涵道示意图；
图 5为本发明可偏转的叶栅示意图；
图 6为本发明矢量气动舵管道设计示意图；
图 7为本发明矢量气动舵叶栅推拉机构示意图；
图 8为本发明矢量气动舵偏转力计算示意图；
图 9为本发明矢量气动舵控制无人机6个自由度示意图；
图10为本发明矢量气动舵应用于圆盘无人精准机悬停示意图;
图11为本发明电压—转速—垂直举力关系表；
其中：1：涵道壁；2：矢量气动舵涵道风扇；2-1：涵道风扇浆叶；2-2：涵道风扇紧固装置；
2-3：风扇电机；3：矢量气动舵内环；3-1：内环紧固装置；4、矢量气动舵外环；4-1：外环齿轮；
5：环形轴承；5-1：环形轴承外圈；5-2：环形轴承滚珠；5-3：环形轴承内圈；6：叶栅；6-1：叶栅叶片；6-2：叶栅拉杆；6-3：推拉电机；7：外环伺服电机；7-1：外环伺服电机齿轮；8、无人机飞行的6个自由度；9：本发明圆盘无人机；
:为涵道风扇偏转β角后产生的垂直力，用以提供无人机平飞时所需要的举力； :为涵道风扇所产生的总气动力； ：为矢量气动舵偏转β角后产生的横向力。
图 3为本发明矢量气动舵剖视图；
图 4为本发明可旋转的涵道示意图；
图 5为本发明可偏转的叶栅示意图；
图 6为本发明矢量气动舵管道设计示意图；
图 7为本发明矢量气动舵叶栅推拉机构示意图；
图 8为本发明矢量气动舵偏转力计算示意图；
图 9为本发明矢量气动舵控制无人机6个自由度示意图；
图10为本发明矢量气动舵应用于圆盘无人精准机悬停示意图;
图11为本发明电压—转速—垂直举力关系表；
其中：1：涵道壁；2：矢量气动舵涵道风扇；2-1：涵道风扇浆叶；2-2：涵道风扇紧固装置；
2-3：风扇电机；3：矢量气动舵内环；3-1：内环紧固装置；4、矢量气动舵外环；4-1：外环齿轮；
5：环形轴承；5-1：环形轴承外圈；5-2：环形轴承滚珠；5-3：环形轴承内圈；6：叶栅；6-1：叶栅叶片；6-2：叶栅拉杆；6-3：推拉电机；7：外环伺服电机；7-1：外环伺服电机齿轮；8、无人机飞行的6个自由度；9：本发明圆盘无人机；
:为涵道风扇偏转β角后产生的垂直力，用以提供无人机平飞时所需要的举力； :为涵道风扇所产生的总气动力； ：为矢量气动舵偏转β角后产生的横向力。
具体实施方式
[0024] 以下结合附图对本发明作进一步阐述。
[0025] 本发明的设计原理：1、空气自由螺旋浆气动力系统效率低的原因是空气自由螺旋浆在设计原理和设计结构上存在着天然的缺点：自由螺旋桨直接在空气中旋转，周围没有圆筒状的涵道包围，相比同样直径的涵道风扇由于风扇不能括在涵道内,因此产生的上升力减弱，上升力减弱必然使无人机总重量减小；上升力减弱还导致无人机只能维持低速上升的状态；还由于现有技术空气自由螺旋桨产生的轴向力方向始终为垂直向下的单一方向，不能随着风向的变化灵活产生抵御不同风向的喷射气动力，因此也就不能抵御大风造成的恶劣天气对无人机的危害。
[0026] 2、采用较小的涵道直径产生很大的轴向力的原理：由于风扇桨叶端部和涵道壁的间隙足够小，所述足够小的间隙仅为0.5mm，因此叶片的尖端效应一是保持叶片平面以下的高压气流没有回流，二是由于叶片端部涡阻减少几乎为0，从而大大提高了效率，这是自由螺旋桨所无法比拟的，由于本发明矢量气动舵相比现有低速、小型无人机能够产生很大的轴向力，因此，无人机垂直起降升力增加，由于垂直升力增加，无人机总起降重量可以增加、上升速度增加。
[0027] 3、本发明矢量气动舵双角度合成功能设计原理：虽然叶珊叶片作0-180度偏转可以改变气流的方向，但如果不能够让涵道旋转，叶珊叶片只能改变叶栅当前朝向的气流方向，而不能改变所有朝向的气流方向，这是因为叶珊相对于涵道壁的位置是固定不变的缘由。由于大气中的风向不是固定的，风向可以来自360度平面上的任何一个角度，要想抵抗任何风向的影响，就必须让涵道随着风向一起转动，使得固定在涵道上的叶珊的朝向也随着一起改变，只有叶栅的朝向随风而动，才能有效抵御不同方向的侧风影响。
[0028] 4、本发明采用矢量气动舵减小无人机冗余重量的原理：由于矢量气动舵代替和部分代替现有技术的垂直起降装置、相应支持设备和控制系统的功能，使得垂直起降装置、相应支持设备和控制系统尽可能地“共用”或“部分共用”矢量气动舵的功能，从而尽量减轻了用于垂直起降的机构和结构重量，尽量减少了由于垂直机降设备、控制、重量、气动力损失带来的不利因素。
[0029] 基于以上原理，本发明设计了一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵，如图1所示：从上至下包括圆筒状的涵道壁1，安装在圆筒状涵道壁上且位于涵道壁轴向中间位置的矢量气动舵涵道风扇2、靠近筒状涵道壁下端与涵道壁固接在一起的矢量气动舵内环3、包围矢量气动舵内环并与其间隔一定距离的矢量气动舵外环4，位于矢量气动舵内环和矢量气动舵外环之间且连接内环和外环的环形轴承5、与矢量气动舵外环4通过外环齿轮4-1和外环伺服电机齿轮7-1相啮合的外环伺服电机7、安装在矢量气动舵外环4上且位于矢量气动舵底部出风口的矢量气动舵可偏转的叶珊6。
[0030] 如图2所示，安装在外环4上的矢量气动舵叶栅6关闭的状态。所述的叶栅由若干片在同一平面上转动角度的叶片组成，可以从0角度转动到180°运动，为了合理的偏转效率通常从+30°～-30°角运动，可以在不使用时由控角驱动电机开关至0°和180°。图2为关闭涵道风扇的情况。
[0031] 如图3所示，所述的矢量气动舵涵道风扇2包括固装在涵道壁上的涵道风扇支架2-2、道风扇支架上的若干个风扇桨叶2-1、以及固装在支架中心的风扇电机2-3，该风扇电机
2-3产生矢量气动舵的轴向力。
2-3产生矢量气动舵的轴向力。
[0032] 如图3所示，所述环形轴承外圈5-1与矢量气动舵外环4的连接以及环形轴承内圈5-3与矢量气动舵内环3的连接分别为过盈连接；所述外环伺服电机7通过齿轮啮合（7-1，4-
1）带动外环4转动，外环4通过环形轴承5带动内环3转动，内环3通过紧固装置3-1带动涵道旋转1以及涵道风扇2旋转。
1）带动外环4转动，外环4通过环形轴承5带动内环3转动，内环3通过紧固装置3-1带动涵道旋转1以及涵道风扇2旋转。
[0033] 如图4所示，所述涵道的旋转用于改变叶栅朝向示意图：所述涵道的旋转既是沿着涵道中心轴的360度旋转，所述叶栅朝向就是与当前叶片长度方向垂直的方向。具体为矢量气动舵外环4带动涵道风扇6从轴1X转动到轴2X，在轴1X位置时，涵道叶栅叶片6长度方向是平行于轴1X的，此时叶栅的朝向与轴1X相垂直；在图4轴2X的位置，涵道叶栅叶片6长度方向与轴1X形成一个夹角α，此时叶栅的朝向与轴2X相垂直。
[0034] 如图5所示，所述叶栅的偏转用于改变涵道气流的方向示意图：图5上图为叶栅90度打开的状态，下图虚线为叶栅偏转以后的状态，下面双箭头圆弧说明叶栅可以向左偏转、也可以向右偏转，当向左偏转时最大极限角度为180度，当向右偏转时最大极限角度为0度。当叶栅为90度打开状态气流方向并没有改变，仍然是垂直向下的方向，只有当叶栅向左或向右偏转角度时才能改变气流方向。
[0035] 以上这两种角度是随时可以变化的，这两个功能合成以后称为矢量气动舵。
[0036] 如图6所示，涵道风扇由若干个风扇桨叶组成，由驱动电机驱动产生轴向力，涵道风扇的管道设计的技术可以增加涵道风扇的效率：由于风扇桨叶端部和涵道壁的间隙比较小，小到风扇不能和涵道壁接触的最小间隙，间隙越小、精度越高。通常在几千、上万转/分的情况下，间隙仅0.5mm。由于很小的间隙，因此叶片的尖端效应有二大作用，一是保持叶片平面以下的高压气流没有回流，同时由于叶片端部涡阻减少几乎为0，从而大大提高了效率，这是自由螺旋桨所无法比拟的，可以用较小的涵道直径产生很大的轴向力。一台直径约400-800mm直径的涵道风扇在低速8000-12000转/分时可产生大约30-150公斤的轴向力。如果提高转速，适当设计叶片形状，效率会大幅度提高，例如美国F-35的前风扇力达到3600公斤/平方米。
[0037] 如图7所示，所述的矢量气动舵叶栅由若干片在同一平面上以同一个角度转动的叶栅叶片6-1组成，该矢量气动舵叶栅还包括安装在矢量气动舵外环内侧凹陷处的推拉电机6-3，该推拉电机用于拉动叶栅拉杆6-2使叶栅叶片6-1做0-180度运动，该推拉电机6-3产生矢量气动舵的横向力和轴向力。
[0038] 一种用于垂直起降无人机的矢量气动舵的控制方法，包括以下步骤：步骤一：飞控系统接收大气环境传感器信息、操纵矢量气动舵的叶栅偏转；
所述的叶栅角度偏转包括叶栅朝向偏转和叶栅角度偏转这两种偏转的叠加偏转，所述叶栅朝向偏转为沿着涵道中心轴的360度旋转，所述叶栅角度偏转为以叶栅叶片宽度为半径的0-180度的偏转。
所述的叶栅角度偏转包括叶栅朝向偏转和叶栅角度偏转这两种偏转的叠加偏转，所述叶栅朝向偏转为沿着涵道中心轴的360度旋转，所述叶栅角度偏转为以叶栅叶片宽度为半径的0-180度的偏转。
[0039] 所述步骤一的具体过程如下： 环境传感器向飞控系统反馈大气环境信息；所述大气环境信息包括风向信息、风速信息、空气粘度信息；
补充说明：飞控系统测量与飞行方向不一致的侧向风力的时候，风速和空气粘度直接影响矢量气动舵侧向力的计算，空气粘度越大、风速越大，矢量气动舵所需要产生的侧向力就越大。
补充说明：飞控系统测量与飞行方向不一致的侧向风力的时候，风速和空气粘度直接影响矢量气动舵侧向力的计算，空气粘度越大、风速越大，矢量气动舵所需要产生的侧向力就越大。
[0040] 飞控系统根据大气环境信息计算大气中与飞行方向不一致的侧向风造成的对于无人机的侧向力； 飞控系统操纵矢量气动舵产生侧向力抵抗侧向风所造成的偏航；所述矢量气动舵产生偏转力需要三步：
第一步，矢量气动舵操纵涵道旋转实现推力转向，如图4所示为矢量气动舵推力转向a角示意图。其中轴1X、轴2X是与叶栅叶片长度方向平行的轴，轴1Y、轴2Y是与叶栅叶片长度方向垂直的轴，轴1Y、轴2Y为叶栅当前的偏转方向。在第一步中，涵道旋转只是将涵道转变了方向a角，但此时由于叶栅叶片是90度垂直向下打开的，还没有进行叶片的偏转，尽管涵道旋转了a角，但气流的方向仍然向下，由于气流没有改变，所以，在第一步中，矢量气动舵还没有形成侧向力。
第一步，矢量气动舵操纵涵道旋转实现推力转向，如图4所示为矢量气动舵推力转向a角示意图。其中轴1X、轴2X是与叶栅叶片长度方向平行的轴，轴1Y、轴2Y是与叶栅叶片长度方向垂直的轴，轴1Y、轴2Y为叶栅当前的偏转方向。在第一步中，涵道旋转只是将涵道转变了方向a角，但此时由于叶栅叶片是90度垂直向下打开的，还没有进行叶片的偏转，尽管涵道旋转了a角，但气流的方向仍然向下，由于气流没有改变，所以，在第一步中，矢量气动舵还没有形成侧向力。
[0041] 第二步，矢量气动舵操纵叶栅偏转实现气流偏转，如图5所示为为矢量气动舵气流偏转β角示意图。由于涵道转动从图4的轴1X转到了轴2X，所以此时图5的叶栅叶片偏转方向是沿着轴2Y的轴向进行偏转的，也就是说，当涵道从轴1X转到当前轴nY时，叶栅叶片偏转的方向就会沿着当前轴nY的轴向进行偏转，或者说叶栅叶片始终沿着与当前叶珊叶片长度方向垂直的方向偏转。
[0042] 从图4、图5来看，若想让叶栅叶片沿着轴2的轴向进行偏转，首先要进行步骤一，转动涵道从轴1X转动到轴2X，然后在轴2X的位置上操纵叶栅叶片沿着轴2Y的轴向进行0-180度偏转。
[0043] 第三步，计算矢量气动舵偏转力，如图8所示，计算公式如下：Ⅰ=Ⅱ·cosβ；Ⅲ=Ⅱ·sinβ
由此可知垂直力和横向力和风扇产生的力变化关系是正弦曲线，不是线性关系。
由此可知垂直力和横向力和风扇产生的力变化关系是正弦曲线，不是线性关系。
[0044] 第四步：建立电压—转速—垂直举力关系表（如图11所示）风扇产生的力是由电机带动风扇而变化的。风扇的产生力的大小是随电动驱动的风扇的转速关系，不是线性关系，是一个复杂的函数，实际关系和理论关系并不吻合得好，因为所采用电机是可以变换的。但是可以用实验实测的关系表来代替，通常是台架结果，Ⅱ= f（转速）。
[0045] 由于电机功率控制是由输入电压控制，所以可以把转速控制规律按电压/转速关系，这样Ⅱ= f(电压)。
[0046] 这样做可以易于程序简单化，只要由台架测得电压—转速—Ⅱ总涵道风扇力的实测表，建立曲线关系，或表格关系就可以解决一个复杂问题。
[0047] 矢量气动舵偏转叶栅产生侧向力，保持无人机正确的飞行姿态以及航向和航路。
[0048] 步骤二：通过矢量气动舵的叶栅偏转控制无人机飞行的六个自由度。
[0049] 所述步骤二的通过矢量气动舵的叶栅偏转控制无人机飞行的六个自由度，该六个自由度包括X、Y、Z座标，α、β、γ横侧，航向、和纵向倾斜角；所述控制控制无人机飞行的六个自由度，具体为要求保持纵向飞行攻角α±0.5°和横向倾斜角β±0.5°和航向角γ±1°。
[0050] 如图9所示，无人机至少有六个自由度，X轴为无人前飞方向的轴，Y轴为无人机左右方向的轴、Z轴为无人机垂直方向的轴，α角为无人机从左向右转或从右向左转的横测倾角、β为无人机从前向后转或从后向前转的航向倾角、γ为无人机围绕Z轴作水平旋转的纵向倾角。当无人机作以上6个自由度运动时，都会遇到与6个自由度方向不一致的侧风影响，例如垂直起飞运动为Z轴方向的自由度运动，当非常非常理想的情况下也就是没有侧风影响情的况下无人机升力向上，但是当受到侧风影响时，每一个侧向风力都能分解为垂直于升力的横向力或与升力方向相反的纵向力，这两种力无疑会影响升力的效率，因此，可采用矢量气动舵产生与侧风力相反的侧向力，用以抵御侧风的影响。同理，可以将矢量气动舵应用于无人机其它5个自由度的运动，用以保持无人机的正确航向。
[0051] 实施例一：采用矢量气动舵控制无人机的精准悬停如图10所示，无人机长时间空中悬停、进行长时间地面探测和长时间地面航拍，这一功能无论是对于未来国防科学、军事科学、民用科学、工业科学、农业科学都有着不可估量的重大作用。有关无人机的长航时技术方案详见本法明一种长航时无人机油电混合动力系统及控制方法，在此不做赘述，本发明重点阐述采用矢量气动舵控制无人机的精准悬停的控制方法。
[0052] 长期以来一直困扰本领域技术人员的难题就是无人机在空中悬停时很难保持预定的位置，因为无人机往往会受到周围风向和风力的影响而被风吹跑偏离原来的预订位置（X、Y、Y坐标）。
[0053] 如图10所示是本发明采用矢量气动舵控制无人机精准悬停的实施例。图10为圆盘形状无人机，圆盘上面设置有标识为1、2、3、4、5、6共六个个矢量气动舵涵道风扇，如图所示，当无人机受到从右向左的横向侧向风力时，第一步，将旋转矢量气动舵涵道1旋转α角、再将矢量气动舵涵道4旋转β角，第二步，分别沿着与涵道1叶珊叶片垂直的方向和与涵道4叶栅叶片垂直的方向进行叶珊叶片偏转，从而得到两个矢量气动舵抵御侧风的侧向力，通过这两个侧向力抵御侧风，使得圆盘无人机在空中保持三维坐标X、Y、Z的固定位置不变，从而实现无人机在空中的精准悬停。
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