推力矩陣的制作方法
【專利摘要】本發明提供一種推力矩陣，其包括機體、設置于所述機體的多個動力單元和控制系統，所述控制系統控制所述多個動力單元向所述機體提供三維全向時變推進能力。在所述機體的空間一維或二維或三維方向上均設置有若干個動力單元，用于向所述機體提供三維全向時變推進能力。本發明的推力矩陣可以實現如下效果：機體結構簡單、運動自由度高、機動性強、敏捷性高、動力范圍廣、動力單元設計制造難度低、生產制造成本低、可靠性高、可維護性好、健康安全性高。
【專利說明】
推力矩陣
技術領域
[0001] 本發明涉及一種新型的動力系統與飛行器。
【背景技術】
[0002] 傳統動力系統隨著性能要求的不斷提高，其機體和動力裝置的復雜程度、設計難 度、制造成本和使用維護成本也越來越高。同時，動力裝置的結構和功能對動力系統的運動 能力和運動自由度也形成較大限制。此外，動力裝置的可靠性對動力系統的安全性影響越 來越明顯。例如，現代的民用/軍用飛行器的性能要求不斷提高，造成航空發動機的設計難 度、制造成本也越來越高。首先，傳統航空發動機，例如大型渦輪風扇發動機，提高性能的基 本手段包括增大風扇直徑以提高涵道比、提高渦輪前溫度、提高轉速等，但這些手段均受到 材料性能的限制。目前的航空發動機已經逐漸接近現有航空材料的極限，設計難度大，制 造/使用成本高昂。其次，飛行器機體、發動機分開設計研發的弊端也導致飛行器機體對發 動機的性能需求越來越苛刻，同時飛行器為了實現三維運動能力，其機體需要設置形狀復 雜的翼面和大量的機、電、液機構，導致機體的復雜程度越來越高。第三，軍用飛行器對續航 時間、作戰半徑、超機動性、垂直/短距起降、可靠性、可維護性等綜合性能的要求日益提高， 但傳統航空發動機的技術路線很難同時滿足所有的要求，極大地限制了飛行器的性能。第 四，航空動力裝置的可靠性問題造成飛行器的安全風險問題難以得到有效控制，大約65% 的飛行器事故與動力裝置有關。
[0003] 近年來，分布式動力布局的動力系統開始受到廣泛的關注。例如，分布式動力布局 的飛行器，通過動力再分配，可以達到降低噪音、縮短起飛時間、降低油耗、增加航程等效 果。但這仍然是在傳統飛行器設計概念指導下的傳統技術路線。雖然已有研究表明，分布式 動力系統可以有效提高飛行器的性能，但局限于傳統飛行器的設計概念，其性能提升空間 有限。

【發明內容】

[0004] 本發明的一個目的在于解決上述現有技術中的至少一個問題，提出一種新概念的 推力矩陣。
[0005] 本發明的另一目的在于解決傳統動力系統的大型動力裝置設計制造難度大、機體 復雜、運動自由度約束度高等問題中的至少一個問題，而提供一種新概念的推力矩陣。
[0006] 本發明的另一目的在于解決傳統飛行器因動力裝置故障造成的健康安全問題，提 供一種新概念的推力矩陣(飛行器）。
[0007] 本發明可以包括、但不限于如下方案。
[0008] 本發明的一方面提供一種推力矩陣，其包括機體、設置于所述機體的多個動力單 元和控制系統，所述控制系統控制所述多個動力單元向所述機體提供三維全向時變推進能 力。
[0009] 優選地，在所述機體的空間三維方向上均設置有若干個動力單元，用于向所述機 體提供三維全向時變推進能力。
[0010] 優選地，所述多個為六個或更多個。
[0011] 優選地，在所述機體的空間二維方向上均設置有若干個動力單元，用于向所述機 體提供三維全向時變推進能力。
[0012] 優選地，所述多個為四個或更多個。
[0013] 優選地，在所述機體的空間一維方向上設置所述多個動力單元，用于向所述機體 提供三維全向時變推進能力。
[0014] 優選地，所述多個為九個或更多個。
[0015]優選地，所述控制系統通過控制各個動力單元的工作狀態，產生滿足所述推力矩 陣的各種運動和姿態所需的合力和合力矩。
[0016]優選地，所述機體包括設置有若干個所述動力單元的面向前/后方的表面、設置有 若干個所述動力單元的面向側方的表面和設置有若干個所述動力單元的面向上/下方的表 面。
[0017]優選地，所述多個動力單元中的部分或全部動力單元至少部分地嵌入到所述機體 中。
[0018]優選地，所述多個動力單元中的部分或全部動力單元設置在所述機體的冗余空間 內。
[0019 ]優選地，所述多個動力單元包括僅用于向所述機體提供軸向力的若干個第一動力 單元、僅用于向所述機體提供側向力的若干個第二動力單元和僅用于向所述機體提供垂向 力的若干個第三動力單元。
[0020] 優選地，所述多個動力單元還包括用于向所述機體提供軸向力和側向力的若干個 第四動力單元;并且/或者
[0021] 所述多個動力單元還包括用于向所述機體提供軸向力和垂向力的若干個第五動 力單元;并且/或者
[0022] 所述多個動力單元還包括用于向所述機體提供側向力和垂向力的若干個第六動 力單元;并且/或者
[0023] 所述多個動力單元還包括用于向所述機體提供軸向力、側向力和垂向力的若干個 第七動力單元。
[0024] 優選地，所述第一動力單元設置于所述機體的面向前/后方的表面;并且/或者
[0025] 所述第二動力單元設置于所述機體的面向側方的表面;并且/或者
[0026] 所述第三動力單元設置于所述機體的面向上/下方的表面。
[0027]優選地，所述多個動力單元的數量為數十個或更多。
[0028]優選地，所述多個動力單元的數量為數百個或更多。
[0029]優選地，所述多個動力單元的數量為數千個或更多。
[0030]優選地，所述多個動力單元的數量大于滿足所述推力矩陣正常工作時最佳性能所 需要的動力單元的數量，形成性能和安全冗余。
[0031] 優選地，所述多個動力單元包括產生單向或多向推進力的動力單元。
[0032] 優選地，所述控制系統通過改變所述多個動力單元的打開或關閉狀態來改變所述 機體受到的力和力矩。
[0033]優選地，所述多個動力單元中的部分或全部動力單元僅包括關閉狀態和最優性能 設計點工作狀態這兩個狀態。
[0034]優選地，所述多個動力單元中的部分或全部動力單元包括關閉狀態和多于1個設 計點工作狀態。
[0035]優選地，所述多于1個設計點工作狀態包括最大推力設計點工作狀態、最低能耗設 計點工作狀態、最佳排放設計點工作狀態。
[0036]優選地，所述推力矩陣包括用于監測所述動力單元的工作狀態的傳感器，所述傳 感器連接到所述控制系統。
[0037]優選地，所述多個動力單元包括微型渦輪噴氣發動機、帶矢量尾噴管的微型渦輪 噴氣發動機、微型渦輪風扇發動機、微型渦輪軸發動機、微型渦輪槳發動機、微型涵道風扇 和微型電動機中的一種或多種。
[0038]優選地，所述多個動力單元中的部分或全部動力單元安裝到形成于所述機體中的 動力單元安裝部中。
[0039]優選地，所述多個動力單元中的若干個動力單元經由同一動力單元安裝框架安裝 到所述機體。
[0040]優選地，所述推力矩陣包括若干個結構相同的動力單元安裝框架，每個動力單元 安裝框架均用于將若干個相同的動力單元安裝到所述機體。
[0041]優選地，所述推力矩陣包括若干個結構不同的動力單元安裝框架，每個動力單元 安裝框架均用于將若干個動力單元安裝到所述機體。
[0042 ]優選地，所述機體形成有用于向所述動力單元供給空氣的進氣孔。
[0043]優選地，所述機體的頭部設置有用于向所述動力單元供給空氣的進氣孔;并且/或 者所述機體的上部設置有用于向所述動力單元供給空氣的進氣孔。
[0044]優選地，所述推力矩陣為飛行器。
[0045] 優選地，所述若干個為兩個或更多個。
[0046] 本發明的另一方面提供一種推力矩陣的制造方法，其尤其可以用于制造根據本發 明的上述推力矩陣，該方法包括:提供機體;在所述機體的空間一維或二維或三維方向上均 設置若干個動力單元;提供控制系統，所述控制系統用于控制所述動力單元的工作狀態，以 向所述機體提供三維全向時變推進能力；其中，根據所述機體的結構確定在所述機體的整 體三維空間內有機布置的動力單元的位置與數量，實現動力單元在所述機體上的空間拓撲 分布。
[0047] 優選地，所述推力矩陣實施為飛行器，不在所述機體上設置傳統飛行器結構中的 用于改變機體運動方向和姿態的各向操作舵面。
[0048] 本發明的再一方面提供一種推力矩陣的控制方法，其尤其可以用于控制本發明的 上述推力矩陣，其中所述控制系統對全部動力單元進行統一實時控制，以提供三維全向時 變推進能力。
[0049] 優選地，所述控制方法包括如下步驟：
[0050] 步驟S1:確定所述推力矩陣的實時三維動力和力矩需求；
[0051] 步驟S2:根據所述三維動力和力矩需求，計算所述多個動力單元的理論工作狀態； [0052]步驟S21:根據優化條件計算所述多個動力單元的最優工作狀態；
[0053]步驟S3:對比所述多個動力單元的最優工作狀態和所述多個動力單元的實際工作 狀態，確定所述多個動力單元的工作狀態調整方案；以及
[0054]步驟S4:對需要改變工作狀態的動力單元發出相應指令，改變相應動力單元的工 作狀態。
[0055] 優選地，通過如下方程來計算所述多個動力單元的理論工作狀態：
[0056] 軸向力方程:匕=芏H i --1
[0057] 側向力方程：F廣文 j=.l
[0058] 升力方程：2 $九=Hi ；=i
[0059] 滾轉力矩方程:財 ' =藝凡",.，:,-'―人卜 f.= I
[0060] 俯仰力矩方程 .M , = X = TX/nTn/X
[0061 ] 偏航力矩方程：M :=丈化('Z，- = H i-il
[0062]其中，n表示所述多個動力單元的數量，每個動力單元編號為i;
[0063 ]各動力單元安裝在機體的軸向x、側向y、垂向z三個方向上；
[0064] Fx是軸向力，即x方向上的力，Fy是側向力，即y方向上的力，Fz是升力，即z方向上的 力，Mx是滾轉力矩，My是俯仰力矩，Mz是偏航力矩；
[0065] Pl是第i個動力單元的工作狀態；
[0066] P1Xn是推力矩陣的動力單元的工作狀態矩陣，為一維時變矩陣，？1是?1>< 11矩陣的元 素；
[0067] lxi是第i個動力單元的推力方向向量在X方向上的分量，FnXl是動力單元在X方向 上的方向矩陣；
[0068] lyi是第i個動力單元的推力方向向量在y方向上的分量，Snxi是動力單元在y方向 上的方向矩陣；
[0069] lzi是第i個動力單元的推力方向向量在Z方向上的分量，LnXl是動力單元在Z方向 上的方向矩陣；
[0070 ] rxi、ryi、rzi分別是第i個動力單元的空間位置向量在x、y、z方向上的分量；
[0071] Rnxi、Tnxi、Ynxi分別是動力單元相對x、y、z軸的力矩作用距離矩陣。
[0072]本發明的還一方面提供一種推力矩陣，其包括機體、設置于所述機體的多個動力 單元和控制系統，所述控制系統用于控制所述多個動力單元向所述機體提供二維全向時變 推進能力。
[0073] 優選地，在所述機體的空間一維或二維方向上均設置有若干個動力單元，用于向 所述機體提供二維全向時變推進能力。
[0074] 優選地，所述機體包括彼此相交的至少兩個表面，該至少兩個表面上均設置有若 干個動力單元。
[0075]優選地，所述多個動力單元包括僅用于向所述機體提供軸向力的若干個第一動力 單元和僅用于向所述機體提供側向力的若干個第二動力單元。
[0076]優選地，所述推力矩陣用于在陸地和/或水面在二維空間內行進。
[0077]應當理解，在本發明中，在機體的空間一維、二維或三維方向上均設置若干個動力 單元，在同一"維"方向上設置若干個動力單元是指該若干個動力單元的安裝方向相同或平 行，例如，在動力單元為本申請中提到的各種發動機和/或涵道風扇和/或電動機的情況下， 動力單元的安裝方向相同或平行可以指它們的軸向相同或平行。
[0078]更具體地，在由相互垂直的x軸、y軸和z軸構成的三維空間座標系中，在機體的空 間一維方向上設置若干個動力單元可以指若干個動力單元的安裝方向沿著x軸方向或平行 于X軸方向，安裝位置可以在x軸、y軸、z軸方向上都不同；在機體的空間二維方向上均設置 有若干個動力單元可以指若干個動力單元的安裝方向沿著x軸方向或平行于x軸方向，并且 若干個動力單元的安裝方向沿著y軸方向或平行于y軸方向；在機體的空間三維方向上均設 置有若干個動力單元可以指若干個動力單元的安裝方向沿著x軸方向或平行于x軸方向，若 干個動力單元的安裝方向沿著y軸方向或平行于y軸方向，并且若干個動力單元的安裝方向 沿著Z軸方向或平行于z軸方向。當然，本發明也包括若干個動力單元的安裝方向不與x軸、y 軸和z軸相同或平行的情況，換言之，若干個動力單元的安裝方向可以相對于x軸、y軸或z軸 傾斜。
[0079]在多個動力單元沿機體的一維方向設置時，動力單元的數量優選為大于或等于9 個。在多個動力單元沿機體的二維方向設置時，每一"維"方向上的動力單元的數量優選為 兩個或更多個，動力單元的數量優選為大于或等于4個。在多個動力單元沿機體的三維方向 設置時，每一"維"方向上的動力單元的數量優選為兩個或更多個，動力單元的數量優選為 大于或等于6個。可以通過打開或關閉不同位置的動力單元來改變機體受到的力和力矩。
[0080] 本發明的推力矩陣可以實現如下效果中的至少一個效果:機體結構簡單、運動自 由度高、機動性強、敏捷性高、動力范圍廣、動力單元設計制造難度低、生產制造成本低、可 靠性高、可維護性好、健康安全性高。
【附圖說明】
[0081] 圖1是作為根據本發明的推力矩陣的一個示例的推力矩陣飛行器的示意性立體 圖。
[0082] 圖2是圖1的推力矩陣飛行器的局部放大圖。
[0083]圖3是圖1的推力矩陣飛行器的另一立體圖。
[0084]圖4是圖1的推力矩陣飛行器的俯視圖。
[0085]圖5是圖1的推力矩陣飛行器的仰視圖。
[0086]圖6是作為根據本發明的動力單元的一個實施例的微型涵道風扇的示意性立體 圖。
[0087]圖7是作為根據本發明的推力矩陣的一個示例的推力矩陣飛行器的控制方法的流 程圖。
[0088]圖8是根據本發明的推力矩陣的另一示例的示意圖。
【具體實施方式】
[0089]本發明提出了推力矩陣這一新概念，其是以多個可產生推力的動力單元(一般大 于或等于4個，可以為數十個或更多，可多達數百個或更多、數千個或更多）為基本元素的動 力系統，包括動力單元、機體和控制系統。動力單元為一種或多種可產生動力的裝置，可根 據動力系統的整體需要配備動力單元的類型、數量和安裝位置。機體與動力單元采用融合 設計，基于有機頂層規劃和系統動力學設計，在機體的整體三維空間內有機布置動力單元 的位置與數量，充分利用機體的冗余空間，實現動力單元在機體上的空間拓撲分布。控制系 統基于先進控制理論及算法，統一實時控制動力單元的工作狀態，通過動力單元的協同工 作，產生滿足動力系統各種運動和姿態所需的力和力矩，實現動力系統的三維全向時變推 進能力。
[0090] 應當理解，本申請中的動力系統并不是指用于向機器提供動力的裝置或系統，而 是指能夠移動或運動的任何類型的機器或系統。
[0091] 該推力矩陣的一個示例是推力矩陣飛行器。多個動力單元以空間拓撲結構布置在 飛行器機體上，例如，在飛行器機體的三維方向上均布置若干個動力單元的情況下，通過控 制系統控制各個縱向動力單元、橫向動力單元和垂向動力單元的工作狀態，靈活控制三維 推力、俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩，實現飛行器機翼可控翼面環量，產生滿足各種飛行 姿態所需的推力、升力和力矩，并能實現垂直/短距起降。推力矩陣飛行器可解決傳統飛行 器大推力發動機設計制造難度大、發動機安全冗余不足、推力/升力/力矩約束度高、飛行 器/發動機分開設計研發安裝導致的性能約束等問題，實現具有高機動性、高敏捷性、結構 簡單、推力范圍廣、氣動性能好、高可靠性、高可維護性、健康安全性高等優點。
[0092] 推力矩陣飛行器的機體與動力單元安裝結構融為一體，可以在三維方向上密排布 置多個動力單元安裝結構，動力單元安裝結構的設置位置可充分利用機體的冗余空間。動 力單元有機地布置于飛行器機體的空間領域內的動力單元安裝結構上，對飛行器機體的空 氣動力學性能的不良影響小。
[0093] 推力矩陣飛行器機體不需要布置傳統飛行器結構中的用于改變機體受力方向和 姿態的各向操作舵面，通過動力單元產生的三維時變合力，即可產生滿足起飛、平飛、俯仰、 偏航和滾轉等運動和姿態所需要的推力、升力和力矩。
[0094] 推力矩陣飛行器機體的翼型設計不需要考慮翼面失速攻角的限制，在不改變機翼 幾何構型的前提下，通過動力單元產生的三維時變合力，即可實現高速/低速翼型的轉換。 [0095]推力矩陣飛行器機體的外形設計自由度高，由于動力單元可以有機地布置于機體 的任何位置，所以機身和翼面可以按照實際使用需求和理想的空氣動力學外形進行最優化 設計，采用翼身融合技術，實現簡化機體、降低機體重量、提高飛行器機體整體強度與剛度， 具有系統復雜度低、結構重量輕、有效載荷大、飛行阻力小、機體強度高等特點。
[0096]構成推力矩陣的動力單元為可產生單向或多向推力的動力裝置，一個推力矩陣可 安裝一種或多種動力單元，通過多個動力單元的協同工作提供三維全向時變推進能力。 [0097]推力矩陣的動力單元的工作狀態可以只包括關閉狀態和最優性能設計點工作狀 態，工作狀態矩陣中對應位置的動力單元的工作狀態取值為〇或1。動力單元的工作狀態也 可以包括關閉狀態和多于1個(m個)設計點工作狀態(如最大推力設計點工作狀態、最低能 耗設計點工作狀態、最佳排放設計點工作狀態等），工作狀態矩陣中對應位置的動力單元的 工作狀態取值為〇或Wj，l<j<m。當推力矩陣的動力需求改變時，無需連續的調節各動力單 元的推力大小，僅需離散的改變不同位置的動力單元的工作狀態，動力單元始終在設計點 工作，使得動力性、經濟性、穩定性、健康安全性處于最優。同時，動力單元通過單點優化可 形成更好的穩定工作裕度，提高其可靠性。
[0098 ]推力矩陣的動力單元的適用動力范圍廣，無需對動力單元進行全新設計，僅需改 變動力單元的數量、位置和布局，即可適應推力需求大幅變化的各種產品和任務要求，大幅 降低動力系統的研發設計難度和生產制造成本。
[0099] 推力矩陣的多動力單元系統的性能和安全冗余性強，可在最佳性能動力要求的基 礎上，布置一定數量的冗余動力單元，對因故障或外力造成不能正常工作的動力單元進行 實時替代，提高動力系統的健康冗余；同時推力矩陣自身即具備安全冗余特性，因為推力矩 陣包含大量動力單元，即使部分動力單元損壞失效，僅會使推力矩陣喪失部分動力，仍可滿 足基本的動力要求。
[0100] 推力矩陣的動力單元可以采用流水線進行標準化制造加工，有效保證動力單元產 品的穩定性和一致性，降低生產成本。在維護和維修時，動力單元可快速安裝、快速更換，提 高使用效率。
[0101] 總體而言，相比傳統動力裝置，推力矩陣的動力單元具有設計生產制造難度低、結 構簡單、性能效率高、適用范圍廣、使用成本低、可靠性高、安全性強、可維護性好的特點。
[0102] 推力矩陣飛行器的動力單元的實施例一為單設計點微型渦輪噴氣發動機。微型渦 輪噴氣發動機的工作狀態只包括關閉狀態和最優設計工作點。微型渦輪噴氣發動機的設計 和調試工作全部圍繞該最優性能工作點開展，將微型渦輪噴氣發動機在該點的性能發揮到 極致，在提高發動機性能的同時，極大地降低了發動機的設計、生產、調試和維修難度，降低 了相關費用。
[0103] 推力矩陣飛行器的動力單元的實施例二為多設計點微型渦輪噴氣發動機。微型渦 輪噴氣發動機的工作狀態只包括關閉狀態和少量設計工作點，其中設計工作點包括最大推 力工作點、最優效率工作點、最佳排放工作點等，微型渦輪噴氣發動機的設計和調試工作全 部圍繞這幾個少量的工作點開展，根據各點的性能要求將微型渦輪噴氣發動機在各點的性 能發揮到極致，在降低了發動機的設計、生產、調試和維修難度的同時，豐富發動機的工作 性能點。
[0104] 推力矩陣飛行器的動力單元的實施例三為帶矢量尾噴管的微型渦輪噴氣發動機， 在發動機尾噴管上安裝導流系統，使高溫高壓燃氣改變噴出方向，進而改變發動機的推力 和力矩狀態，產生多向推力和力矩。
[0105] 推力矩陣飛行器的動力單元的實施例四為微型涵道風扇。微型涵道風扇可由其他 發動機提供動力，也可由電力驅動。
[0106] 推力矩陣飛行器的動力單元還可以為微型渦輪風扇發動機，也可以為微型渦輪軸 發動機和微型電動機。
[0107] 推力矩陣的控制系統基于先進控制理論及算法，對動力單元的工作狀態進行統一 實時控制。在動力系統運動過程中，控制系統根據所要執行的任務及當前的運動狀態和姿 態，計算動力系統的三維動力和力矩需求，給出動力單元的最優動力組合，判斷需要改變工 作狀態的動力單元，向相應位置的動力單元發送指令，調整其工作狀態，實時滿足推力矩陣 的運動和姿態需求。在局部動力單元發生故障或遭遇外部損壞而不能正常工作時，控制系 統實時調整可用動力單元的最優動力組合，滿足當時的基本運動和姿態需求。控制系統采 用分布-集中式網絡結構，在硬件和軟件上進行多重余度設計，確保局部故障時可通過冗余 系統進行控制。因此，推力矩陣的控制系統具有系統結構簡單、效率高、實時性好、可靠性 高、安全性好、適應性強等特點。
[0108] 在一個示例中，可以通過如下方式實現推力矩陣飛行器的控制系統。
[0109] 推力矩陣飛行器的控制系統基于先進控制理論及算法，對動力單元的工作狀態進 行監控和控制，實現三維時變推力、力矩的靈活控制。
[0110] 令推力矩陣的動力單元的總數量為n個，每個動力單元編號為i。動力單元有機安 裝在推力矩陣的機體的軸向x、側向y、垂向z三個方向上，安裝位置中心點相對于推力矩陣 中心點的位置向量為f。
[0111]動力單元可以是單向或多向推力，當其為單向推力時，其推力方向與安裝方向同 軸，當其為多向推力時，其推力方向可在安裝方向的基礎上變化，令動力單元的推力方向向 量為7。
[0112]動力單元可以是單設計點或多設計點，令動力單元有個設計工作點，在每 個設計工作點上的推力大小為Wj，K j <m，其中，m、j為正整數。
[0113]在飛行過程中，控制系統根據每一時刻所要執行的起飛、加速、俯仰、偏航、滾動等 飛行任務，結合當前的飛行狀態參數、受力狀態參數、環境狀態參數，實時計算出飛行器的 三維推力和力矩需求，根據動力方程組計算推力矩陣動力單元工作狀態矩陣P 1Xn，在求出的 矩陣解中，依據給定的優化條件選出推力矩陣動力單元的最優工作狀態矩陣，與現有動力 單元工作狀態矩陣進行比對，判斷需要改變工作狀態的動力單元，向相應位置的動力單元 發送指令，調整其工作狀態，實時滿足瞬時飛行需要，完成相應的飛行任務。
[0114]計算推力矩陣動力單元工作狀態矩陣P1Xn的動力方程組如下：
[0115] 軸向力方程:廣=玄p人=
[0116] 側向力方程:心=S H丨 /-I
[0117] 升力方程:匕=藝/V:, = H
[0118] 滾轉力矩方程:好 > =藝凡人-,_匕~）= 1 = 1
[0119] 俯仰力矩方程,=坌；H /:=1
[0120] 偏航力矩方程：M --=芏 H i= I
[0121] 其中：
[0122] Fx是軸向力，即x方向上的力，Fy是側向力，即y方向上的力，Fz是升力，即z方向上的 力，M x是滾轉力矩，My是俯仰力矩，Mz是偏航力矩；
[0123] pi是第i個動力單元的工作狀態，由有限個數值[0，Wj]構成；
[0124] P1Xn是推力矩陣的動力單元的工作狀態矩陣，為一維時變矩陣，仍是?:％矩陣的元 素；
[0125] lxi是第i個動力單元的推力方向向量在X方向上的分量，FnXl是動力單元在X方向 上的方向矩陣；
[0126] lyi是第i個動力單元的推力方向向量在y方向上的分量，Snxi是動力單元在y方向 上的方向矩陣；
[0127] lzi是第i個動力單元的推力方向向量在Z方向上的分量，LnXl是動力單元在Z方向 上的方向矩陣；
[0128] rxi、ryi、rzi分別是第i個動力單元的空間位置向量在x、y、z方向上的分量；
[0129] 1^1、1'1^1、￥1^1分別是動力單元相對1、7、2軸的力矩作用距離矩陣。
[0130] 下面參照圖1-7對根據本發明的推力矩陣飛行器及其控制方法作出進一步的說 明。應當理解，該說明僅是示例性的，不用于限制本發明的范圍。
[0131]作為本發明的一個示例的推力矩陣飛行器1包括機體2、設置于機體2的多個動力 單元3和未示出的控制系統。多個動力單元3三維地布置于機體2,控制系統控制多個動力單 元3向機體2提供三維全向時變推進能力。
[0132] 更具體地，在機體2的頭部設置有用于向動力單元3供給空氣的進氣孔4。進氣孔4 用于向機體2尾部的動力單元3提供空氣。另外，機體2的上部也設置有用于向動力單元3供 給空氣的若干個進氣孔5。若干個進氣孔5在機體2的前后方向（即x軸方向）上并排布置。進 氣孔5用于向機體2下部的動力單元3提供空氣。當然，進氣孔的設置不限于此。
[0133] 機體2的形狀關于其縱向軸線（即x軸)對稱。機體2的尾部包括面向后方的兩個表 面6和面向側方的兩個表面7。表面6和表面7上均安裝有若干個動力單元3。
[0134] 可選地，表面6沿著圖1所示的yz平面延伸，因此，表面6中的動力單元3可以用于向 機體2提供軸向力。可選地，表面7沿著圖1所示的xz平面延伸，因此，表面7中的動力單元3可 以用于向機體2提供側向力。優選地，表面6和表面7為平面。然而，可以理解，表面6和表面7 也可以為曲面，特別是表面7。
[0135] 機體2的尾部還包括位于兩個表面6之間的兩個表面8。在圖示的示例中，表面8為 相對于表面6傾斜的傾斜表面，并且表面8為平面。然而，可以理解，表面8也可以為曲面。
[0136] 表面8中設置有若干個動力單元3。優選地，動力單元3沿著機體2的縱向布置，用于 向機體2提供軸向力。當然，動力單元3也可以大致垂直于其所在的表面8布置，以向機體2提 供軸向力和側向力。
[0137] 機體2的尾部還包括位于兩個表面6的y方向上的外側(橫向外側）的兩個表面9。在 圖示的示例中，表面9為相對于表面6傾斜的傾斜表面，并且表面9為平面。然而，可以理解， 表面9也可以為曲面。
[0138] 表面9中設置有若干個動力單元3。優選地，動力單元3沿著機體2的縱向布置，用于 向機體2提供軸向力。當然，動力單元3也可以大致垂直于其所在的表面9布置，以向機體2提 供軸向力和側向力。
[0139]機體2還包括下表面10,表面10中布置有若干個動力單元3。在圖示的示例中，動力 單元3在表面10中關于機體2的縱向對稱地布置。表面10中的動力單元3沿著機體2的垂向（z 方向）布置，用于為機體2提供升力。表面10的主要部分可以是平面。但是，本發明不限于此。 表面10可以具有符合空氣動力學或其它要求的合適的曲面。當然，其它表面也是如此。 [0140]在本申請中，表面"中"或"上"設置有動力單元并不僅表示動力單元3直接放置在 該表面上，而且包括動力單元至少部分地嵌入到機體2中。
[0141]可以由一個控制單元控制所有動力單元3,也可以由若干個控制單元分別控制部 分動力單元3。這均屬于本發明的控制系統的范圍。
[0142] 各動力單元3可以為相同類型的動力單元，也可以為不同類型的動力單元。在機體 2上設置有不同類型的動力單元的情況下，可以由不同的控制單元控制不同類型的動力單 元。圖6示出了作為動力單元3的一個實施例的微型涵道風扇的示意性立體圖。
[0143] 可以由同一動力源(燃料源或電源)為所有動力單元3提供動力，也可以由分散地 設置的若干個動力源為所有動力單元3提供動力。優選地，由一個動力源為多若干個動力單 元3提供動力。
[0144] 推力矩陣飛行器1可以包括用于監測動力單元3的工作狀態的傳感器，傳感器連接 到控制系統。
[0145] 可以先在機體2中預設動力單元安裝部，然而將動力單元3安裝到動力單元安裝 部。各個動力單元3可以彼此獨立地安裝到機體2。可選地，若干個動力單元可以經由同一動 力單元安裝框架安裝到機體2。推力矩陣飛行器1可以包括若干個結構相同的動力單元安裝 框架，每個動力單元安裝框架均用于將若干個相同的動力單元3安裝到機體2。
[0146] 可選地，推力矩陣飛行器1可以包括若干個結構不同的動力單元安裝框架，每個動 力單元安裝框架均用于將若干個動力單元3安裝到機體2。
[0147] 圖示的推力矩陣飛行器1為飛機。該飛機可以是民機，也可以是軍機。當然，本發明 的飛行器不限于此。例如，本發明提到的飛行器可以包括火箭、宇宙飛船、航天飛機、衛星 等。
[0148] 下面參照圖7來說明本發明的推力矩陣飛行器1的控制方法。
[0149] 本發明的控制方法包括如下步驟：
[0150]步驟S1:確定飛行器的實時三維推力和力矩需求；
[0151]步驟S2:根據所述三維推力和力矩需求，計算多個動力單元的理論工作狀態；
[0152]步驟S3:對比所述多個動力單元的理論工作狀態和所述多個動力單元的實際工作 狀態，確定所述多個動力單元的工作狀態調整方案；以及
[0153]步驟S4:對需要改變工作狀態的動力單元發出相應指令，改變相應動力單元的工 作狀態。
[0154] 可選地，在步驟S2和步驟S3之間包括步驟S21，即根據優化條件計算多個動力單元 的最優工作狀態。
[0155] 更具體地，在上述步驟S1中，在飛行器的飛行過程中，控制系統根據每一時刻所要 執行的任務并結合當前的飛行狀態和受力狀態，實時計算出飛行器的三維推力和力矩需 求。例如，可以基于飛行器的飛行狀態、飛行任務、受力狀態、飛行器周圍的環境參數等參數 確定飛行器的三維推力和力矩需求。
[0156]在上述步驟S2中，根據上面給出的動力方程組計算推力矩陣的動力單元的工作狀 態矩陣Plxn。
[0157] 在求出的動力單元的工作狀態矩陣中，可以依據給定的優化條件選出推力矩陣動 力單元的最優工作狀態矩陣，即，在步驟S2和S3之間可以具有步驟S21。這里，優化條件例如 包括:使多個動力單元的工作狀態改變最少，使飛行狀態更穩定可靠。然而，優化條件不限 于此。
[0158] 另外，在步驟S2中，還可以考慮動力單元的實際工作狀態。
[0159] 然后，與現有工作狀態矩陣進行比對，判斷需要改變工作狀態的動力單元，向相應 位置的動力單元發送指令，調整其工作狀態，實時滿足瞬時飛行需要，完成相應的飛行任 務。
[0160]當然，本發明的控制方法不限于此。例如，在一個示例中，可以將與預定飛行條件 對應的動力單元工作狀態控制方案存儲在飛行器的控制系統中，該動力單元工作狀態控制 方案可以直接應用于飛行任務。可以根據實際飛行行為不斷更新和/或修正上述動力單元 工作狀態控制方案。在該方法中，可以減少飛行中控制系統的數據處理量，實現快速反應。 [0161]本發明還提供一種推力矩陣的制造方法，其包括:提供機體;在所述機體的空間一 維或二維或三維方向上均設置若干個動力單元;提供控制系統，所述控制系統用于控制所 述動力單元的工作狀態，以向所述機體提供二維或三維全向時變推進能力。
[0162] 本發明還提供一種推力矩陣，其包括機體、設置于機體的多個動力單元和控制系 統，多個動力單元一維或二維或三維地布置于機體，控制系統控制多個動力單元向機體提 供二維或三維全向時變推進能力。
[0163] 優選地，機體包括彼此相交的至少兩個表面，該至少兩個表面上均設置有若干個 動力單元。
[0164] 優選地，多個動力單元包括僅用于向機體提供軸向力的若干個第一動力單元和僅 用于向機體提供側向力的若干個第二動力單元。這種推力矩陣可以用于在陸地和/或水面 在二維空間內行進。這種推力矩陣例如可以是類似于汽車或火車的車輛，也可以是在水面 運動的船舶。
[0165]優選地，多個動力單元還包括僅用于向機體提供垂向力的若干個動力單元。這種 推力矩陣可以用于在空中和/或水中在三維空間內行進。這種推力矩陣例如是飛機、火箭、 宇宙飛船、衛星等在空中運動的機器，也可以是潛艇等在水中或水下運動的機器。
[0166] 本發明的推力矩陣可以具有任意三維空間形狀。動力單元有機布置于推力矩陣的 機體內或機體上，并可根據動力需要調整安裝數量和安裝位置。
[0167] 圖8是根據本發明的推力矩陣的另一示例的示意圖。在圖8所示的推力矩陣100中， 機體呈長方體狀，其包括第一表面101、與第1表面101垂直的第二表面102、與第一表面101 和第二表面102均垂直的第三表面103。在第一表面101、第二表面102和第三表面103中均設 置有若干個動力單元3。
[0168] 在與第一表面101、第二表面102和第三表面103分別平行的表面中，也可以設置動 力單元。
[0169] 例如，在推力矩陣100用于在陸地行進的情況下，可以在第二表面102設置若干個 動力單元3,用于為推力矩陣100提供前進時的推力，還可以在第三表面103和與第三表面 103平行的表面設置若干個動力單元，用于為推力矩陣100提供側向力。
[0170] 例如，在推力矩陣100用于在空氣中或水中行進的情況下，可以在長方體的6個表 面中的全部表面都設置若干個動力單元，用于為推力矩陣100提供三維全向推進力。
[0171]當然，圖8所示的推力矩陣100的形狀和動力單元3的排列方式僅是示例性的，本發 明不限于此。
[0172] 工業實用性
[0173]根據本發明，包括多個動力單元的推力矩陣具有固有的全方位推力/力矩能力，可 以實現垂直/短距起降，并具有超機動性、超敏捷性、高可靠性、高健康安全性。
[0174]本發明的推力矩轉可以應用于任意類型的動力系統，包括但不限于類似于汽車或 火車的車輛，在水面運動的船舶，飛機、火箭、宇宙飛船、衛星等在空中運動的機器或系統， 以及潛艇等在水中或水下運動的機器或系統。
【主權項】
1. 一種推力矩陣，其包括機體、設置于所述機體的多個動力單元和控制系統， 所述控制系統控制所述多個動力單元向所述機體提供三維全向時變推進能力。2. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 在所述機體的空間三維方向上均設置有若干個動力單元，用于向所述機體提供三維全 向時變推進能力。3. 根據權利要求2所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個為六個或更多個。4. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 在所述機體的空間二維方向上均設置有若干個動力單元，用于向所述機體提供三維全 向時變推進能力。5. 根據權利要求4所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個為四個或更多個。6. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 在所述機體的空間一維方向上設置所述多個動力單元，用于向所述機體提供三維全向 時變推進能力。7. 根據權利要求6所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個為九個或更多個。8. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 所述控制系統通過控制各個動力單元的工作狀態，產生滿足所述推力矩陣的各種運動 和姿態所需的合力和合力矩。9. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 所述機體包括設置有若干個所述動力單元的面向前/后方的表面、設置有若干個所述 動力單元的面向側方的表面和設置有若干個所述動力單元的面向上/下方的表面。10. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元中的部分或全部動力單元至少部分地嵌入到所述機體中。11. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元中的部分或全部動力單元設置在所述機體的冗余空間內。12. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元包括僅用于向所述機體提供軸向力的若干個第一動力單元、僅用于 向所述機體提供側向力的若干個第二動力單元和僅用于向所述機體提供垂向力的若干個 第三動力單元。13. 根據權利要求1所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元還包括用于向所述機體提供軸向力和側向力的若干個第四動力單 元;并且/或者 所述多個動力單元還包括用于向所述機體提供軸向力和垂向力的若干個第五動力單 元;并且/或者 所述多個動力單元還包括用于向所述機體提供側向力和垂向力的若干個第六動力單 元;并且/或者 所述多個動力單元還包括用于向所述機體提供軸向力、側向力和垂向力的若干個第七 動力單元。14. 根據權利要求12所述的推力矩陣，其特征在于， 所述第一動力單元設置于所述機體的面向前/后方的表面;并且/或者 所述第二動力單元設置于所述機體的面向側方的表面;并且/或者 所述第三動力單元設置于所述機體的面向上/下方的表面。15. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元的數量為數十個或更多。16. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元的數量為數百個或更多。17. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元的數量為數千個或更多。18. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元的數量大于滿足所述推力矩陣正常工作時最佳性能所需要的動力 單元的數量，形成性能和安全冗余。19. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元包括產生單向或多向推進力的動力單元。20. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述控制系統通過改變所述多個動力單元的打開或關閉狀態來改變所述機體受到的 力和力矩。21. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元中的部分或全部動力單元僅包括關閉狀態和最優性能設計點工作 狀態這兩個狀態。22. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元中的部分或全部動力單元包括關閉狀態和多于1個設計點工作狀 ??τ O23. 根據權利要求22所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多于1個設計點工作狀態包括最大推力設計點工作狀態、最低能耗設計點工作狀 態、最佳排放設計點工作狀態。24. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述推力矩陣包括用于監測所述動力單元的工作狀態的傳感器，所述傳感器連接到所 述控制系統。25. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元包括微型渦輪噴氣發動機、帶矢量尾噴管的微型渦輪噴氣發動機、 微型渦輪風扇發動機、微型渦輪軸發動機、微型渦輪槳發動機、微型涵道風扇和微型電動機 中的一種或多種。26. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元中的部分或全部動力單元安裝到形成于所述機體中的動力單元安 裝部中。27. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元中的若干個動力單元經由同一動力單元安裝框架安裝到所述機體。28. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述推力矩陣包括若干個結構相同的動力單元安裝框架，每個動力單元安裝框架均用 于將若干個相同的動力單元安裝到所述機體。29. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述推力矩陣包括若干個結構不同的動力單元安裝框架，每個動力單元安裝框架均用 于將若干個動力單元安裝到所述機體。30. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述機體形成有用于向所述動力單元供給空氣的進氣孔。31. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述機體的頭部設置有用于向所述動力單元供給空氣的進氣孔;并且/或者 所述機體的上部設置有用于向所述動力單元供給空氣的進氣孔。32. 根據權利要求1至14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述推力矩陣為飛行器。33. 根據權利要求2、3、4、5、9、12、13、14中任一項所述的推力矩陣，其特征在于， 所述若干個為兩個或更多個。34. -種根據權利要求1至33中任一項所述的推力矩陣的制造方法，其包括： 提供機體； 在所述機體的空間一維或二維或三維方向上均設置若干個動力單元； 提供控制系統，所述控制系統用于控制所述動力單元的工作狀態，以向所述機體提供 三維全向時變推進能力； 其中，根據所述機體的結構確定在所述機體的整體三維空間內有機布置的動力單元的 位置與數量，實現動力單元在所述機體上的空間拓撲分布。35. 根據權利要求34所述的方法，其特征在于， 所述推力矩陣實施為飛行器，不在所述機體上設置傳統飛行器結構中的用于改變機體 運動方向和姿態的各向操作舵面。36. -種根據權利要求1至33中任一項所述的推力矩陣的控制方法，其特征在于， 所述控制系統對全部動力單元進行統一實時控制，以提供三維全向時變推進能力。37. 根據權利要求36所述的控制方法，其特征在于， 所述控制方法包括如下步驟： 步驟SI:確定所述推力矩陣的實時三維動力和力矩需求； 步驟S2:根據所述三維動力和力矩需求，計算所述多個動力單元的理論工作狀態； 步驟S21:根據優化條件計算所述多個動力單元的最優工作狀態； 步驟S3:對比所述多個動力單元的最優工作狀態和所述多個動力單元的實際工作狀 態，確定所述多個動力單元的工作狀態調整方案；以及 步驟S4:對需要改變工作狀態的動力單元發出相應指令，改變相應動力單元的工作狀 ??τ O38. 根據權利要求37所述的方法，其特征在于， 通過如下方程來計算所述多個動力單元的理論工作狀態： 軸向力方g 側向力方g 升力方程d 滾轉力矩方 俯仰力矩方 偏航力矩方其中，η表示所述多個動力單元的數量，每個動力單元編號為i; 各動力單元安裝在機體的軸向X、側向y、垂向z三個方向上； Fx是軸向力，即X方向上的力，Fy是側向力，即y方向上的力，Fz是升力， 即z方向上的力，Mx是滾轉力矩，My是俯仰力矩，Mz是偏航力矩； P1是第i個動力單元的工作狀態； P1Xn是推力矩陣的動力單元的工作狀態矩陣，為一維時變矩陣，矩陣的元素； Ixl是第i個動力單元的推力方向向量在X方向上的分量，Fnxl是動力單元在X方向上的方 向矩陣； Iyi是第i個動力單元的推力方向向量在y方向上的分量，Snx1是動力單元在y方向上的方 向矩陣； Izi是第i個動力單元的推力方向向量在Z方向上的分量，LnX1是動力單元在Z方向上的方 向矩陣； rxi、ryi、rzi分別是第i個動力單元的空間位置向量在x、y、z方向上的分量； Rnxi、Tnxi、Ynxi分別是動力單元相對x、y、z軸的力矩作用距離矩陣。39. -種推力矩陣，其包括機體、設置于所述機體的多個動力單元和控制系統， 所述控制系統用于控制所述多個動力單元向所述機體提供二維全向時變推進能力。40. 根據權利要求39所述的推力矩陣，其特征在于， 在所述機體的空間一維或二維方向上均設置有若干個動力單元，用于向所述機體提供 二維全向時變推進能力。41. 根據權利要求39或40所述的推力矩陣，其特征在于， 所述機體包括彼此相交的至少兩個表面，該至少兩個表面上均設置有若干個動力單 J L 〇42. 根據權利要求39或40所述的推力矩陣，其特征在于， 所述多個動力單元包括僅用于向所述機體提供軸向力的若干個第一動力單元和僅用 于向所述機體提供側向力的若干個第二動力單元。43. 根據權利要求39或40所述的推力矩陣，其特征在于， 所述推力矩陣用于在陸地和/或水面在二維空間內行進。
【文檔編號】B64D27/02GK106005441SQ201610578642
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年7月20日
【發明人】周明, 黃旭東, 謝芝鋒, 徐全勇, 蘭旭東, 裘鈞, 張可, 陳志強, 王永生, 梁峰, 夏愛國
【申請人】清華大學