本发明涉及无人机技术领域，更具体地说，特别涉及一种固定翼无人机以及一种固定翼无人机控制方法。
背景技术：
无人机是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，从技术角度定义可以分为：无人固定翼机和无人垂直起降机。在民用方面，无人机可用于航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输等等领域。
随着社会的发展，对固定翼无人机的要求已不局限于高速飞行情况，其低速飞行性能也越来越得到重视。在低速飞行的情况下，仍具备高机动性能的固定翼无人机的需求越来越大。
固定翼无人机，顾名思义是在无人机机身上设置有固定翼。在现有技术中，固定翼上会设置舵面，由舵面控制无人机偏航。但是，在固定翼无人机处于低速飞行状态时，流经飞机舵面的气流流速较低，这样在舵面上产生的偏航作用力较小。偏航作用力小直接导致无人机的飞行机动性降低，这样就不能满足使用者对无人机机动性的要求。
为了改善固定翼无人机低速飞行的机动能力，现有技术提供如下两种方案：设置矢量发动机以及等离子发动机。其中，矢量发动机可通过对其喷口来控制发动机喷出气流的方向从而增强飞机的机动性能；等离子发动机利用喷出的等离子体气流代替舵面气流，达到对无人机飞行姿态的控制。上述两种改进方案仍存在一定的技术缺陷：1、矢量发动机的造价昂贵，技术复杂，不适于普通民用市场的推广应用；2、等离子发动机系统复杂，整机设备较为庞大，其会增加无人机的重量，由于无人机质量增加、惯性加大，其还会降低无人机高速飞行状态的机动性，并且，等离子体的控制力较小，对于无人机机动性能的提升效果有限。
技术实现要素：
(一)技术问题
综上所述，如何提高固定翼无人机在低速飞行时的机动性，成为了本领域技术人员亟待解决的问题。
(二)技术方案
本发明的设计目的在于：改善现有固定翼无人机在低速飞行下使用舵面控制飞机姿态变化的效率较低问题；改善现有固定翼无人机在低速飞行下使用舵面控制飞机姿态变化的响应较慢问题。
为此，本发明提供了一种固定翼无人机控制方法，该控制方法包括：
步骤一、对固定翼无人机进行结构改造，在固定翼无人机的机身上设置两套结构相同的偏航动力系统，其中，在所述偏航动力系统中设置有两个偏航螺旋桨总成，在同一个所述偏航动力系统中设置的两个所述偏航螺旋桨总成以无人机的机身为对称中心、在水平方向上对称设置在固定翼上，两套所述偏航动力系统以无人机的机身为对称中心、在竖直方向上对称设置在固定翼上；
步骤二、对所述偏航螺旋桨总成的运行状态进行控制，在两套所述偏航动力系统中共设置有四个所述偏航螺旋桨总成，四个所述偏航螺旋桨总成设置在无人机的机身上、其相邻的两个所述偏航螺旋桨总成中螺旋桨的旋转方向相反；
步骤三、由无人机的舵机系统分别对四个所述偏航螺旋桨分别进行控制，当需要无人机做抬头飞行时，控制机身下方的所述偏航动力系统增加推进动力，当需要无人机做俯冲飞行时，控制机身上方的所述偏航动力系统增加推进动力，当需要无人机做转弯动作时，根据无人机的转弯方向、控制机身外侧设置的两个所述偏航螺旋桨总成增加推进动力。
本发明提供了一种固定翼无人机，包括有机身，于所述机身上设置有舵机系统以及固定翼。基于上述结构设计，本发明还包括有偏航动力系统，所述偏航动力系统包括有两个偏航螺旋桨总成，两个所述偏航螺旋桨总成以所述机身为对称中心、在水平方向上对称设置在机身两侧、并与所述固定翼固定连接；
所述偏航动力系统包括有两套，两套所述偏航动力系统以所述机身为对称中心、在竖直方向上对称设置在机身的上下两侧；
所述偏航螺旋桨总成独立运行、并与所述舵机系统信号连接。
优选地，同一个所述偏航动力系统中设置的两个所述偏航螺旋桨总成结构相同；两个所述偏航动力系统的结构相同。
优选地，所述偏航螺旋桨总成包括有无刷电机、电调以及螺旋桨，所述无刷电机通过所述电调与所述舵机系统信号连接，所述螺旋桨固定设置在所述无刷电机的电机轴上。
优选地，所述偏航螺旋桨总成通过连杆固定设置于所述固定翼上。
优选地，所述连杆为pvc泡沫塑料杆或pmi泡沫塑料杆。
优选地，所述连杆为一体式结构。
(三)有益效果
在本发明提供的固定翼无人机控制方法中，本发明是利用偏航螺旋桨总成旋转差速形成力矩产生无人机飞行转向动力，同时，通过偏航螺旋桨总成旋转之间的旋转方向相反来抵消其他力矩的变化，从而实现主动控制飞机姿态。相对于现有技术而言，对比矢量发动机，本发明实现起来较容易，并且费用较为低廉，可以满足民用市场的需求。对比等离子发动机，本发明采用螺旋桨产生动力直接控制，其动力强劲，并且设备体积较小，可以提高无人机的控制效率。
在本发明提供的固定翼无人机中，其利用偏航螺旋桨总成差速产生力矩使得无人机改变飞行姿态。采用螺旋桨动力总成，本发明实现起来较容易，并且费用较为低廉，可以满足民用市场的需求，并且本发明还具有动力强劲、设备体积较小、高速低速飞行操控性能优异等优点。
附图说明
图1为本发明实施例中固定翼无人机的结构示意图；
在图1中，部件名称与附图编号的对应关系为：
机身1、固定翼2、偏航螺旋桨总成3。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明的实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不能用来限制本发明的范围。
在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”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装置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”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
本发明的设计目的在于：使用有效且廉价的方式来改善现有固定翼无人机在低速条件下的姿态控制性能。在不过多增加飞机搭载设备的情况下，实现固定翼飞机经济、高效的控制性能。
为了实现上述目的，本发明提供了一种固定翼无人机控制方法，该方法具体包括如下步骤：
步骤一、对固定翼无人机进行结构改造，固定翼无人机包括有机身以及固定翼，固定翼设置在机身的两侧。在本发明中，固定翼上取消了舵面结构，其采用pmi泡沫塑料一体成型，这样能够提高无人机飞行的平稳性。为了实现对无人机飞行转向，本发明在固定翼无人机的机身上设置了两套结构相同的偏航动力系统。
以一个偏航动力系统为例，在偏航动力系统中设置有两个偏航螺旋桨总成，在同一个偏航动力系统中设置的两个偏航螺旋桨总成以无人机的机身为对称中心、在水平方向上对称设置在固定翼上。本发明在无人机上设置的两套偏航动力系统以无人机的机身为对称中心、在竖直方向上对称设置在固定翼上。这样四个偏航螺旋桨总成在机身上围绕成一个正四边形结构布局。
在此限定：本发明中所使用的四个偏航螺旋桨总成结构相同。
步骤二、在对无人机结构改造完毕后，对偏航螺旋桨总成的运行状态进行控制，在无人机稳定直线飞行时，四个偏航螺旋桨总成运行所产生的作用力相同，即四个偏航螺旋桨总成中的无刷电机的转速相同。在本步骤中，通过无人机舵机系统对偏航螺旋桨总成的运行状态进行控制：四个偏航螺旋桨总成设置在无人机的机身上、其相邻的两个偏航螺旋桨总成中螺旋桨的旋转方向相反。这样就能够形成两个偏航螺旋桨总成向前推进，另外两个偏航螺旋桨总成向后推进，并且，四个偏航螺旋桨总成形成的扭矩相互抵消，这样可以保证无人机受力平衡，保持稳定飞行。
步骤三、对无人机进行转向偏航控制，由无人机的舵机系统分别对四个偏航螺旋桨分别进行控制，当需要无人机做抬头飞行时，控制机身下方的偏航动力系统增加推进动力，当需要无人机做俯冲飞行时，控制机身上方的偏航动力系统增加推进动力，当需要无人机做转弯动作时，根据无人机的转弯方向、控制机身外侧设置的两个偏航螺旋桨总成增加推进动力。
在上述方法中，本发明利用偏航螺旋桨总成差速产生力矩使得无人机改变飞行姿态。本发明在固定翼无人机固定翼的上下左右、在距离机身等长度的位置分布设置了四个偏航螺旋桨总成，各偏航螺旋桨总成中的螺旋桨直径相同，偏航螺旋桨总成中的无刷电机的转速可调。在运行状态下，相邻的两个偏航螺旋桨总成中，无刷电机的旋转方向相反。为了便于描述，在无人机静置状态下，标记无人机左上偏航螺旋桨总成为一号、右上偏航螺旋桨总成为二号、左下偏航螺旋桨总成为三号、右下偏航螺旋桨总成为四号，则一号、四号螺旋桨旋转方向相同，二号、三号螺旋桨旋转方向相同。一号以及四号与二号以及三号螺旋桨旋转方向相反。当无人机需要抬头向上飞行时，三号以及四号的螺旋桨转速增加，一号以及二号的螺旋桨转速不变，则三号以及四号的螺旋桨所产生的作用力(拉力)相比一号以及二号增大，由于三号以及四号螺旋桨旋转方向相反，故增加的扭矩相抵消，无人机机身下方受力增加，其只产生向上的力矩，实现无人机的抬头飞行。如果无人机左转，二号以及四号螺旋桨的转速增加，一号以及三号的螺旋桨转速不变，则无人机机身的右侧受力较大，无人机向左转弯。
本发明是利用偏航螺旋桨总成旋转差速形成力矩产生无人机飞行转向动力，同时，通过偏航螺旋桨总成旋转之间的旋转方向相反来抵消其他力矩的变化，从而实现主动控制飞机姿态。
相对于现有技术而言，对比矢量发动机，本发明实现起来较容易，并且费用较为低廉，可以满足民用市场的需求。对比等离子发动机，本发明采用螺旋桨产生动力直接控制，其动力强劲，并且设备体积较小，可以提高无人机的控制效率。
请参考图1，图1为本发明实施例中固定翼无人机的结构示意图。
本发明提供了一种固定翼无人机，包括有机身1，于机身1上设置有舵机系统以及固定翼2。在本发明中，固定翼2采用pmi泡沫塑料或者pvc泡沫塑料一体成型，其精简了舵面结构，这样可以提高无人机飞行的平稳性。
基于上述结构设计，本发明还提供了偏航动力系统，偏航动力系统包括有两个偏航螺旋桨总成3，两个偏航螺旋桨总成以机身1为对称中心、在水平方向上对称设置在机身1两侧、并与固定翼2固定连接；偏航动力系统包括有两套，两套偏航动力系统以机身1为对称中心、在竖直方向上对称设置在机身1的上下两侧；偏航螺旋桨总成3独立运行、并与舵机系统信号连接。
在本发明中，四个偏航螺旋桨总成在无人机机身1上的局部布局请参考上述内容，在此不进行赘述。
通过上述结构设计，本发明提供的固定翼无人机利用偏航螺旋桨总成3差速产生力矩使得无人机改变飞行姿态。采用螺旋桨动力总成，本发明实现起来较容易，并且费用较为低廉，可以满足民用市场的需求，并且本发明还具有动力强劲、设备体积较小、高速低速飞行操控性能优异等优点。
具体地，同一个偏航动力系统中设置的两个偏航螺旋桨总成3结构相同；两个偏航动力系统的结构相同。
在本发明中，偏航螺旋桨总成3包括有无刷电机、电调以及螺旋桨，无刷电机通过电调与舵机系统信号连接，螺旋桨固定设置在无刷电机的电机轴上。
具体地，偏航螺旋桨总成3通过连杆固定设置于固定翼2上。在本发明中，连杆采用pmi泡沫塑料一体成型，其具有结构强度大、质量轻的优点。当然，连杆还可以采用钛镁合金空心管结构设计。
本发明的实施例是为了示例和描述起见而给出的，而并不是无遗漏的或者将本发明限于所公开的形式。很多修改和变化对于本领域的普通技术人员而言是显而易见的。选择和描述实施例是为了更好说明本发明的原理和实际应用，并且使本领域的普通技术人员能够理解本发明从而设计适于特定用途的带有各种修改的各种实施例。