一种可分离式飞行器、操控方法及电子设备

1.本发明涉及无人机技术领域，尤其是涉及一种可分离式飞行器、操控方法及电子设备。


背景技术：

2.随着科学技术的不断进步，近年来无人机的应用领域越来越广泛，但随着应用环境愈加复杂，传统单一功效的无人机将难以满足实际的需求。
3.当需要进行复杂环境飞行时，传统单一功效的固定翼无人机显然就很难满足实际需求。
4.因此，亟需设计一款能在飞行过程中改变自身形态，将不同类型无人机性能特点结合起来的飞行器来提高环境适应能力，从而更好地满足任务需求。


技术实现要素：

5.针对上述现有技术中存在的问题，本发明提供一种可分离式飞行器、操控方法及电子设备。
6.为了实现上述目的，第一方面，本发明提供一种可分离式飞行器，其由前机和后机连接而成，其中
7.前机的尾部设置有与后机配合的配合舱，后机的头部设置有抗扭转的定位舱，定位舱与配合舱通过连接结构连接或分离。
8.第二方面，本发明提供一种可分离式飞行器的操控方法，其包括：
9.当飞行器到达预设位置时，控制连接结构断开，实现前机和后机的分离。
10.第三方面，本发明提供一种电子设备，其包括：存储器，处理器；
11.存储器用于存储处理器可执行指令；
12.处理器用于根据存储器存储的可执行指令，实现第二方面的一种可分离式飞行器的操控方法。
13.本发明的可分离式飞行器、操控方法及电子设备所具有的有益效果包括：
14.(1)本发明可分离式飞行器能够在指定空域分离成前机和后机，且前机和后机能够独立完成作业，能够提高飞行器的任务量以及任务执行效率；
15.(2)本发明可分离式飞行器能够通过倾转旋翼叶片完成垂直起飞，其灵活的起飞方式能够很好的适应复杂环境的需要并快速定位，降低起飞时环境的影响；
16.(3)本发明可分离式飞行器在空中分离的性能使其具有面向不同环境的能力，并且变体分离配合垂直起降能够提高飞行器执行不同任务的性能，拓宽飞行器的任务剖面。
附图说明
17.图1为本发明可分离式飞行器的前机结构示意图；
18.图2为本发明可分离式飞行器的后机结构示意图；
19.图3为本发明可分离式飞行器的结构示意图；
20.图4为本发明一个优选实施方式的连接结构的横剖面示意图；
21.图5、6分别为本发明实施例1前60s飞行器转弯飞行的横纵向运动信息图；
22.图7、8分别为本发明实施例1分离后30s内前机横纵向运动信息图；
23.图9、10为本发明实施例1分离后30s内后机横纵向运动信息图；
24.图11为本发明实施例1分离前后飞行器、前机和后机的质心轨迹图(侧视图)；
25.下面对附图标记进行说明：
26.101-侦察仓、102-第一储物舱、103-第一翼梢小翼、104-第二翼梢小翼、105-第一主翼、106-第二主翼、107-第一副翼、108-第二副翼、109-配合舱、201-定位舱外板、202-消磁电磁铁、301-第二储物舱、302-尾翼连接仓、303-第三主翼、304-第四主翼、305-第三副翼、306-第四副翼、307-碳管、401-第一电机、402-第二电机、403-第三电机、404-第四电机、405-第一方碳管、406-第二方碳管、407-第三方碳管、408-第四方碳管、409-第一倾转装置、410-第二倾转装置、411-第三倾转装置、412-第四倾转装置、413-第一旋翼叶片、414-第二旋翼叶片、415-第三旋翼叶片、416-第四旋翼叶片、501-第一升降舵、502-第二升降舵、503-尾翼链接件、504-第一v型尾翼、505-第二v型尾翼；601-第一定位板、602-第二定位板、603-第三定位板、604-第一螺丝、605-第二螺丝、606-供电仓。
具体实施方式
27.下面结合附图对本发明的较佳实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
28.需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括
……”
限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
29.第一方面，图1为本发明可分离式飞行器的前机结构示意图，图2为本发明可分离式飞行器的后机结构示意图，图3为本发明可分离式飞行器的结构示意图。如图1、2和3所示，该飞行器由前机和后机连接而成，其中
30.前机的尾部设置有与后机配合的配合舱109，后机的头部设置有抗扭转的定位舱，定位舱与配合舱通过连接结构连接或分离。
31.优选地，飞行器的本体可以为流线型近似纺锤形体，可减小前飞阻力，内部包含有发动机、发电机、转换器、油箱、控制器、座舱、通信装置等结构与设备，根据实际情况可以采取常规方案设计，实现其基本功能即可。
32.优选地，前机的头部内部装有侦察仓101，侦察仓101内部设置有如照相机等侦察设备，前机腹部设置有第一储物舱102。
33.优选地，前机的头部采用半圆形状，其与前机本体的上表面相切，与前机本体的下表面采用过渡曲线连接。前机的头部采用半圆形状能够在减少气动阻力情况下扩大摄像头
的广角视野。
34.优选地，配合舱109和定位舱采用配合的非圆形结构，例如楔形结构，其抗扭转作用可保持飞行器的刚度要求，同时能够减少气动阻力。
35.在本发明的一个优选实施方式中，连接结构包括设置在定位舱上的消磁电磁铁202，和对应设置在配合舱109的铁片。
36.在本发明中，当飞行器起飞前，飞行器中的控制器控制继电器断开消磁电磁铁的电源，电磁铁与铁块吸合，前机和后机组合成一架飞行器。当飞行器达到预设位置时，继电器开启消磁电磁铁的电源，电磁铁与铁块分离，从而实现前机和后机分离。
37.其中，预设位置可以根据飞行器的所要执行的实际任务来设置。例如飞行器执行航拍任务，此时预设位置可以设置为较高的高度，例如200～1000m。或者飞行器执行道路检测任务，此时预设位置可以设置为较低的高度，例如5～10m。
38.在本发明的一个优选实施方式中，连接结构还包括设置在定位舱上的至少两块定位板，至少两块定位板中设置有与消磁电磁铁尺寸对应的孔结构，消磁电磁铁置于孔结构中。
39.优选地，至少两块定位板间隔一段距离前后设置，定位板全部与定位舱固定，在能够减轻连接结构重量的同时，又保证消磁电磁铁的进一步固定。更优选地，定位板为非圆结构，例如长方体或正方形，同时配合舱设置有对应定位舱的凹槽，这样能够进一步保持后机的抗扭转效果。
40.图4为本发明一个优选实施方式的连接结构的横剖面示意图。如图4所示，电磁铁定位结构包括三块定位板及两个定位螺丝，三块定位板前后设置，且每块定位板的部分与定位舱外板201固定，即第一定位板601，第二定位板602和第三定位板603，以及每块定位板设置有对应两个消磁电磁铁的孔结构，也就是第一消磁电磁铁202-1和第一消磁电磁铁202-2通过第一定位板601，第二定位板602，于第三定位板603的螺丝孔结构同第一螺丝604，第二螺丝605进行固定。
41.在本发明中，当前机和后机分离后，前机为飞翼布局，由于其取消了传统飞机的平尾和垂尾，能够大大增升减阻，提高续航时间和载荷能力。同时，由于没有垂尾降低了雷达反射特性，能进一步增强隐身性能，提高突防能力和生存能力。
42.在本发明的一个优选实施方式中，前机还包括：对称设置在前机本体两侧的第一主翼105和第二主翼106，其中第一主翼105和第二主翼106相对于前机本体具有预设的后掠角，并且第一主翼105和第二主翼106设置在前机本体的上部。
43.经研究发现，第一主翼105和第二主翼106前缘的后掠角影响前机的静稳定度，优选为23～30度时，能够保证前机具有一定的后掠角维持侧向稳定性，在维持高速度机动的同时可以保证倾转后的抗扭能力，并方便电机的装配。
44.优选地，第一主翼105和第二主翼106两端分别设置有第一翼梢小翼103和第二翼梢小翼104，以减少阻力并增强飞翼的侧向稳定性。
45.经研究发现，前机在飞行时抵抗气流扰动的能力小，此时设置第一翼梢小翼103和第二翼梢小翼104能够增强飞翼的侧向稳定性，并可调整翼尖涡流，阻碍上下表面的空气绕流，从而减小涡流的强度，有效的减少飞行时的诱导阻力和燃料(建议电能或能量)消耗，而且其角度也能同时产生向上的分力来增加前机升力。
46.优选地，第一主翼105和第二主翼106上分别设置有第一副翼107和第二副翼108。
47.其中在前机飞行过程中，前机俯仰和滚转控制执行机构均为第一副翼107和第二副翼108。在执行拉杆抬头指令时，第一副翼107和第二副翼108后缘同步向上偏转；执行压杆低头指令时，第一副翼107和第二副翼108后缘同步向下偏转。在执行右滚转动作指令时，第一副翼107后缘向下偏转，第二副翼108后缘向上偏转；执行左滚转动作指令时，第一副翼107后缘向上偏转，第二副翼108后缘向下偏转。
48.在本发明的一个优选实施方式中，第一主翼105和第二主翼106上分别固定有第一方碳管405和第二方碳管406，第一方碳管405和第二方碳管406分别连接有第一倾转装置409和第二倾转装置410，第一倾转装置409和第二倾转装置410分别安装有第一电机401和第二电机402，第一电机401和第二电机402的转轴分别安装有第一旋翼叶片413和第二旋翼叶片414。
49.示例性地，第一主翼105的前端固定第一方碳管405，第一倾转装置409通过第一方碳管405与第一主翼105相连接，第一电机401与第一倾转装置409相连接，并带动第一倾转装置409和第一旋翼叶片413进行倾转。同理，第二倾转装置410和第二旋翼叶片414也是相同的工作原理和位置布局。
50.因此，前机的倾转机构可以将电机倾转，改变动力方向，与后机组合后能够实现飞行器的垂直起降。
51.更优选地，第一倾转装置409和第二倾转装置410可以采用单组齿轮传动结构，其结构简单，传动比线性可调。
52.或者，第一倾转装置409和第二倾转装置410可以包括倾转轴、固定设置于倾转轴上且与倾转轴同轴设置的多个从动齿轮、与从动齿轮一对一啮合的多个主动齿轮以及用于驱动主动齿轮旋转的驱动机构。其中，多个同轴设置于倾转轴上的从动齿轮与对应的主动齿轮配合，来共同驱动倾转轴的自转，任意一组齿轮组能够来弥补其他齿轮组所产生的传动间隙(或者传动虚位)，即，多组齿轮组相互配合能够减小可能存在的传动间隙。
53.在前机飞行过程中，由于前机为飞翼布局缺少常规垂直安定面上的气动方向舵，但前机又仍然需要有效的执行机构来对侧滑角进行控制，因此改用第一电机401和第二电机402差速形成偏航力矩来代替常规气动方向舵。
54.在本发明中，当前机和后机分离，后机为滑翔翼布局，具有大展弦比的机翼，具有较大的滑翔比，使得后机具备很强的留空能力。
55.在本发明的一个优选实施方式中，后机还包括：对称设置在后机本体两侧的第三主翼303和第四主翼304，其中第三主翼303和第四主翼304垂直于后机本体，并且第三主翼303和第四主翼304设置在后机本体的下部。
56.经研究发现，后机第三主翼303和第四主翼304设置在后机本体的下部(后机本体高度下部的1/3～1/5处，例如1/4高度处)，前机第一主翼105和第二主翼106设置在前机本体的上部(前机本体高度上部的2/3～4/5处，例如3/4高度处)，这时当前机与后机组合拼接后，形成一架前主翼在上后主翼在下的串列翼布局飞行器。这样的串列翼布局能够改进飞行器整体的气动布局，后机第三主翼303和第四主翼304能够使用前机第一主翼105和第二主翼106带来的下洗流，减少飞行器整体的气动阻力。
57.优选地，后机第三主翼303和第四主翼304长度大于等于前机第一主翼105和第二
主翼106，例如前机第一主翼105和第二主翼106的长度为后机第三主翼303和第四主翼304长度的四分之三，这样能够尽量减少前机第一主翼105和第二主翼106的气动干扰，保证气动性能。
58.优选地，第三主翼303和第四主翼304上分别设置有第三副翼305和第四副翼306。
59.其中，在后机飞行过程中，后机滚转控制执行机构为第三副翼305和第四副翼306。在执行右滚转动作指令时，第三副翼305后缘向下偏转，第四副翼306后缘向上偏转；执行左滚转动作指令时，第三副翼305后缘向上偏转，第四副翼306后缘向下偏转。
60.优选地，后机腹部设置有第二储物舱301。
61.优选地，在后机的尾部设置第一v型尾翼504和第二v型尾翼505，第一v型尾翼504和第二v型尾翼505上设置有第一升降舵501与第二升降舵502。
62.其中，在后机飞行过程中，后机俯仰控制执行机构为第一升降舵501与第二升降舵502。在执行拉杆抬头指令时，第一升降舵501与第二升降舵502后缘同步向上偏转；执行压杆低头指令时，第一升降舵501与第二升降舵502后缘同步向下偏转。
63.在本发明的一个优选实施方式中，第三主翼303和第四主翼304上分别固定有第三方碳管407和第四方碳管408，第三方碳管407和第四方碳管408分别连接有第三倾转装置411和第四倾转装置412，第三倾转装置411和第四倾转装置412分别安装有第三电机403和第四电机404，第三电机403和第四电机404的转轴分别设置有第三旋翼叶片415和第四旋翼叶片416。
64.因此，后机的旋翼叶片为矢量动力或与前机组合后能够实现飞行器的垂直起降。
65.同理，第三倾转装置411和第四倾转装置412与第一倾转装置409和第二倾转装置410的结构相同。
66.同理，第三主翼303的前端固定第三方碳管407，第三倾转装置411通过第三方碳管407与第三主翼303相连接，第三电机403与第三倾转装置411相连接，并带动第三倾转装置411和第三旋翼叶片进行倾转。同理，第四倾转装置412和第四旋翼叶片也是相同的工作原理和位置布局。
67.其中，在后机飞行过程中，后机第一升降舵501与第二升降舵502只是俯仰控制执行机构，改用第三电机403和第四电机404差速形成偏航力矩来代替气动方向舵进行侧滑控制。
68.在本发明的一个优选实施方式中，前机和后机的长度比为(0.4～0.7):1，优选地，长度比为0.6:1。
69.经研究发现，采用上述比例的设计能够减少前机载荷，以求能够更好发挥飞翼布局的高机动特性；后机装配连接机构的主体，需适当增长其机身以保证其具有不错的装载能力。
70.在本发明中，当前机和后机组合拼接成飞行器后，飞行器的俯仰控制执行机构为后机的第一升降舵501与第二升降舵502。飞行器的滚转控制执行机构为前机的第一副翼107和第二副翼108，后机的第三副翼305和第四副翼306停用并固定。前机的第一电机401和第二电机402差速形成偏航力矩来代替常规气动方向舵从而进行侧滑控制，后机的第三电机403和第四电机404不参与侧滑控制。
71.在本发明中，动力学建模过程中所做出的假设有以下几项：
72.(1)飞行器飞行过程中表面不产生形变，忽略机体螺旋桨转动。
73.(2)飞行器质量分布时刻保持不变。
74.(3)将地面当作理想二维平面。
75.(4)将地球自转速率忽略，并把大地坐标系选为惯性坐标系。
76.(5)重力加速度g恒为9.8m/s2，且不随空间位置变化而变化。
77.(6)飞行器为理想的面对称飞行器，其对称面为机体坐标系obxbzb平面，有着对称的质量分布，惯性积满足i
xy
＝0，i
zy
＝0。
78.其中，大地坐标系sg(ogxgygzg)，采用北东地坐标系，其原点og为飞行器起飞点，ogxg轴为穿过坐标原点og的北向地理经线；ogzg轴为穿过原点垂直地面指向地心；ogxg轴则垂直与ogxgzg平面并指向东。此坐标系将用于标记飞行器方位，以及近距离导航制导。
79.机体坐标系sb(obxbybzb)，其原点ob与飞行器质心重合，obxb轴沿机体轴线指向机头；obzb轴在飞行器机体对称面内，垂直obxb轴指向下；obyb垂直于obxbzb平面，方向指向右侧。此坐标系将用来描述飞行器所受力矩和绕质心的角运动。
80.气流坐标系sw(owx
wywzw
)，其原点ow同样与飞行器质心重合，owxw轴方向与飞行速度矢量重合；o
wzw
轴位于飞行器机体对称面内，垂直于owxw轴，方向沿质心指向机腹；o
wyw
轴与对称面owx
wzw
垂直，方向向右。此坐标系用于定义气动力的作用，以及求飞行器纵向线性化状态空间表达式。
81.航迹坐标系s
p
(o
p
x
pypzp
)，其原点o
p
仍定义在飞行器质心处，坐标系与飞行器固连，航迹系o
p
x
p
轴与航迹速度矢量方向一致；o
pzp
轴位于包含航迹速度矢量的铅垂面内，并与o
p
x
p
轴垂直，方向指向下；o
pyp
轴与o
p
x
pzp
平面垂直，由右手准则确定方向。
82.在本发明中，当前机和后机组合拼接成飞行器后，飞行器的动力学模型为：
83.力模型为:
[0084][0085]
其中，分别为u、v、w的导数，u、v、w分别表示飞行器在大地坐标系中xg轴、yg轴和zg轴方向的线速度；r表示偏航角速率；q表示俯仰角速率；p表示滚转角速率；f
x
、fy、fz分别表示飞行器在机体坐标系中xb轴、yb轴和zb轴方向上受到的力；m表示飞行器的质量。
[0086]
力矩模型为：
[0087][0088]
式中，
[0089]
其中，分别为p、q、r的导数；l
x
、my、nz分别表示飞行器在机体坐标系中xb轴、yb轴和zb轴方向的力矩；i
x
、iy、iz分别表示飞行器机体坐标系下的三轴转动惯量；i
xz
表示飞行器机体坐标系下的x轴与z轴的惯性积。
[0090]
动力学模型是飞行器非线性数学模型最为核心的模块，但如果只有动力学模型则仍然无法完成对飞行器运动状态的完整计算，还需要围绕着动力学模型进行补充完善才能最终获得理想的非线性数学模型。因此在本发明中需要添加角动力模型和导航模型。其中
[0091]
角运动模型为：
[0092][0093]
其中，分别为φ、θ、ψ的导数；φ、θ、ψ的分别表示滚转角、俯仰角和偏航角；
[0094]
导航模型为：
[0095][0096]
其中，分别表示飞行器在大地坐标系中xg、yg、zg轴的位移的导数。
[0097]
在本发明中，将飞行器的动力学模型进行分离，可以分别得到飞行器的纵向运动模型(式五)和横向运动模型(式六)：
[0098]
[0099][0100]
其中，v表示飞行器在大地坐标系下的速度矢量，t表示飞行器机体坐标系下定义的总拉力；α表示飞行器气流坐标系下定义的攻角；μ表示飞行器航迹坐标系下定义的航迹滚转角；d表示飞行器气流坐标系下定义的阻力；g表示重力加速度；l表示飞行器气流坐标系下定义的升力；m表示飞行器机体坐标系下定义的俯仰力矩；y表示飞行器气流坐标系下定义的侧向力；表示飞行器机体坐标系下定义的滚转力矩；n表示飞行器机体坐标系下定义的偏航力矩。
[0101]
假设飞行器、前机和后机的平衡条件为假设飞行器、前机和后机的平衡条件为则利用飞行器的动力学模型，可以得到后机在指定平衡条件下的纵向线性化状态空间模型(式七)和横向线性化状态空间模型(该模型与式六相同)：
[0102][0103][0104][0105]
[0106][0107]
x2表示描述后机纵向运动所选取的四个状态变量；u2表示后机纵向运动的两个输入变量；δv2表示后机相较于所选平衡状态下的空速增量；δα2表示后机相较于所选平衡状态下的攻角增量；δθ2表示后机相较于所选平衡状态下的俯仰角增量；δq2表示后机相较于所选平衡状态下的机体z轴旋转角速度增量；δ
e2
表示后机升降舵增量；δ
t2
表示后机油门量增量。
[0108]
在对后机进行偏航控制时，副翼将起到主要控制作用，差速方向舵只起到削弱荷兰滚运动的作用。
[0109]
同理利用飞行器的动力学模型，可以得到前机在指定平衡条件下的纵向线性化状态空间模型(式八)和横向线性化状态空间模型(该模型与式六相同)：
[0110][0111][0112][0113][0114][0115]
x1表示描述前机纵向运动所选取的四个状态变量；u1表示前机纵向运动的两个输入变量；δv1表示前机相较于所选平衡状态下的空速增量；δα1表示前机相较于所选平衡状态下的攻角增量；δθ1表示前机相较于所选平衡状态下的俯仰角增量；δq1表示前机相较于所选平衡状态下的机体z轴旋转角速度增量；δ
e1
表示前机升降舵增量；δ
t1
表示前机油门量增量。
[0116]
由于前机存在静稳定度低的特性，需要计算其短周期纵向运动状态空间模型，然后为其引入法向过载反馈以提高固有频率，引入俯仰角速度反馈提高阻尼比。前机短周期纵向运动状态空间模型表达式为：
[0117][0118][0119][0120][0121]
x1′
表示描述前机短周期纵向运动所选取的两个状态变量；u1′
表示前机短周期纵向运动的两个输入变量；δα
1'
表示前机短周期相较于所选平衡状态下的攻角增量；δq
1'
表示前机短周期相较于所选平衡状态下的机体z轴旋转角速度增量；δ
e1’表示前机短周期内升降舵增量；δ
t1'
表示前机短周期内油门量增量。
[0122]
本发明飞行器的飞行模式包括四轴模式飞行、串置翼模式飞行以及空中分离飞行三个模式，飞行器可通过倾转旋翼叶片完成垂直起飞，灵活的起飞方式使其能够很好地适应复杂环境并快速到位，降低了起飞环境的影响。同时空中分离的性能使其具有面向不同环境的能力，采用变体分离配合垂直起降结合的技术，大大提升了其执行不同任务的性能，拓宽了其任务剖面。
[0123]
第二方面，本发明提供一种第一方面的可分离式飞行器的操控方法，其包括：
[0124]
当飞行器到达预设位置时，控制连接结构断开，实现前机和后机的分离。
[0125]
在本发明中，当飞行器执行某种任务时，当其到达该种任务指定的位置时，飞行器中的控制器或者与飞行器通信的地面站控制连接结构断开，使变成两架前机和后机。分离后的前机、后机能够继续独立飞行并执行各自任务，且前后机拥有各自独立且完整的执行机构来实现独立飞行。
[0126]
第三方面，本发明提供一种电子设备，其包括：存储器，处理器；
[0127]
存储器用于存储处理器可执行指令；
[0128]
处理器用于根据存储器存储的可执行指令，实现第二方面的可分离式飞行器的操控方法。
[0129]
存储器包括ram存储器、快闪存储器、rom存储器、eprom存储器、eeprom存储器、寄存器、硬盘、可装卸盘、cd-rom或此项技术中已知的任何其它形式的存储介质。示范性存储介质耦合到处理器，使得处理器可从存储介质读取信息和向存储介质写入信息。
[0130]
处理器可以是中央处理单元(英文：central processing unit，简称：cpu)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(英文：digital signal processor，简称：dsp)、专用集成电路(英文：application specific integrated circuit，简称：asic)、现场可编程门阵列(英文：field programmable gate array，简称：fpga)或其它可编程逻辑装置、离散门或晶体管逻辑、离散硬件组件或其任何组合等。通用处理器可以是微处理器，但在替代方案中，处理器可以是任何常规处理器、控制器、微控制器或状态机。处理器还可实施为计算装置的组合，例如dsp与微处理器的组合、多个微处理器、结合dsp核心的一个或一个以上微处理器或任何其它此类配置。在替代方案中，存储介质可与处理器成一体式。处理器和存储介质可驻留在asic中。asic可驻留在用户终端中。在替代方案中，处理器和存储介质可作为
离散组件驻留在用户终端中。
[0131]
第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，其特征在于，计算机可读存储介质中存储有计算机执行指令，计算机执行指令被处理器执行时用于实现如第二方面的可分离式飞行器的操控方法。
[0132]
第五方面，本发明提供一种程序产品，程序产品包括计算机程序，计算机程序存储在可读存储介质中，至少一个处理器可以从可读存储介质读取计算机程序，至少一个处理器执行计算机程序使执行第二方面的可分离式飞行器的操控方法。
[0133]
在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
[0134]
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
[0135]
实施例
[0136]
实施例1
[0137]
一种可分离式飞行器，由前机和后机连接而成，其中前机的尾部设置有与后机配合的配合舱，后机的头部设置有抗扭转的定位舱，定位舱与配合舱通过连接结构连接或分离。
[0138]
连接结构包括设置在定位舱上的三块定位板和消磁电磁铁，和对应设置在配合舱的铁片。三块定位板中设置有与消磁电磁铁尺寸对应的孔结构，消磁电磁铁置于孔结构中。
[0139]
前机包括对称设置在前机本体两侧的第一主翼和第二主翼，其中第一主翼和第二主翼相对于前机本体具有30度的后掠角，并且第一主翼和第二主翼设置在前机本体的上部。
[0140]
第一主翼和第二主翼两端分别设置有第一翼梢小翼和第二翼梢小翼。
[0141]
第一主翼和第二主翼上分别设置有第一副翼和第二副翼。
[0142]
第一主翼和第二主翼上分别固定有第一方碳管和第二方碳管，第一方碳管和第二方碳管分别连接有第一倾转装置和第二倾转装置，第一倾转装置和第二倾转装置分别安装有第一电机和第二电机，第一电机和第二电机的转轴分别安装有第一旋翼叶片和第二旋翼叶片。
[0143]
后机包括对称设置在后机本体两侧的第三主翼和第四主翼，其中第三主翼和第四主翼垂直于后机本体，并且第三主翼和第四主翼设置在后机本体的下部。
[0144]
第三主翼和第四主翼上分别设置有第三副翼和第四副翼。
[0145]
在后机的尾部设置第一v型尾翼和第二v型尾翼，第一v型尾翼和第二v型尾翼上设置有第一升降舵与第二升降舵。
[0146]
第三主翼和第四主翼上分别固定有第三方碳管和第四方碳管，第三方碳管和第四
方碳管分别连接有第三倾转装置和第四倾转装置，第三倾转装置和第四倾转装置分别安装有第三电机和第四电机，第三电机和第四电机的转轴分别设置有第三旋翼叶片和第四旋翼叶片。
[0147]
当飞行器执行航拍侦察任务时，飞行器的速度v＝25m/s，此时飞行器的俯仰控制执行机构为后机的第一升降舵与第二升降舵。飞行器的滚转控制执行机构为前机的第一副翼和第二副翼，后机的第三副翼和第四副翼停用并固定。前机的第一电机和第二电机差速形成偏航力矩从而进行侧滑控制，后机的第三电机和第四电机不参与侧滑控制，
[0148]
飞行器的纵向运动模型(式五)和横向运动模型(式六)：
[0149][0150][0151]
其中，v表示飞行器在大地坐标系下的速度矢量，t表示飞行器机体坐标系下定义的总拉力；α表示飞行器气流坐标系下定义的攻角；μ表示飞行器航迹坐标系下定义的航迹滚转角；d表示飞行器气流坐标系下定义的阻力；g表示重力加速度；l表示飞行器气流坐标系下定义的升力；m表示(飞行器机体坐标系下定义的俯仰力矩；y表示飞行器气流坐标系下定义的侧向力；表示飞行器机体坐标系下定义的滚转力矩；n表示飞行器机体坐标系下定义的偏航力矩；r表示偏航角速率；q表示俯仰角速率；p表示滚转角速率；φ、θ、ψ的分别表示滚转角、俯仰角和偏航角。
[0152]
当飞行器在h＝0m的相对高度下以25m/s的空速定直平飞，并在60s之内完成一次偏航角增量为90度的右转弯飞行然后再进行分离。前后两机分离时的平衡条件为偏航角增量为90度的右转弯飞行然后再进行分离。前后两机分离时的平衡条件为
[0153]
分离后，后机在减速爬升的同时还要完成向右偏航60度，并在到达10m高度后保持此高度。
[0154]
前机在分离后除了高度保持外还要完成向右偏航90度转弯机动。
[0155]
此时前机的俯仰和滚转控制执行机构均为第一副翼和第二副翼，第一电机和第二电机差速形成偏航力矩。
[0156]
前机在平衡条件下的纵向线性化状态空间模型：
[0157][0158][0159][0160][0161][0162]
x1表示描述前机纵向运动所选取的四个状态变量；u1表示前机纵向运动的两个输入变量；δv1表示前机相较于所选平衡状态下的空速增量；δα1表示前机相较于所选平衡状态下的攻角增量；δθ1表示前机相较于所选平衡状态下的俯仰角增量；δq1表示前机相较于所选平衡状态下的机体z轴旋转角速度增量；δ
e1
表示前机升降舵增量；δ
t1
表示前机油门量增量。
[0163]
后机的滚转控制执行机构为第三副翼和第四副翼；俯仰控制执行机构为第一升降舵与第二升降舵；第三电机和第四电机差速形成偏航力矩。
[0164]
后机在平衡条件下的纵向线性化状态空间模型：
[0165][0166]
[0167][0168][0169][0170]
x2表示描述后机纵向运动所选取的四个状态变量；u2表示后机纵向运动的两个输入变量；δv2表示后机相较于所选平衡状态下的空速增量；δα2表示后机相较于所选平衡状态下的攻角增量；δθ2表示后机相较于所选平衡状态下的俯仰角增量；δq2表示后机相较于所选平衡状态下的机体z轴旋转角速度增量；δ
e2
表示后机升降舵增量；δ
t2
表示后机油门量增量。
[0171]
具体仿真结果如图5～11所示。图5、6分别为前60s飞行器转弯飞行的横纵向运动信息图。
[0172]
从图5中可知，飞行器横向运动控制执行机构虽然能完成对90度偏航角增量做出快速且准确的控制，但对荷兰滚运动的抑制仍有缺陷。结合图6可知，飞行器在快速转弯的过程中并没有出现因滚转幅度过大而导致的剧烈掉高现象。相反，其在整个转弯过程中只产生了0.6m左右的高度损失，这表明其横向运动控制执行机构与纵向高度控制执行机构之间配合紧密。
[0173]
图7、8分别为分离后30s内前机横纵向运动信息图。
[0174]
从图7、8中可以看出，前机横纵向运动控制执行机构成功抑制了分离时的扰动，使前机姿态得到了有效控制。
[0175]
图9、10为分离后30s内后机横纵向运动信息图。
[0176]
从图9、10中可以看出，后机横纵向运动控制执行机构同样成功抑制了分离时的扰动，使后机姿态得到了有效控制。图9可以看出，后机的横向运动控制执行机构控制效果相较于飞行器和前机较为出色，其不仅在偏航角控制上做到了快速准确，而且有效抑制了荷兰滚运动，提升了飞行品质。再结合图10来看，横向的滚转运动并未影响了纵向的爬升，以及高度保持的控制效果。
[0177]
图11为分离前后飞行器、前机和后机的质心轨迹图(侧视图)。从图11可以看出，分离瞬间，后机的减速爬升动作能迅速创造出足够的安全距离。
[0178]
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。