本發(fā)明涉及一種旋翼無人機的磁動力驅動器及其控制系統(tǒng)，屬于航行器技術領域。

背景技術：

小型無人機由于成本低、易于使用等特點，在消費和工業(yè)領域得到越來越廣泛的使用。目前國內外無人機主要有三類，第一類為固定翼無人機，第二類為傳統(tǒng)類型無人直升飛機，第三類為電動多軸無人機。第一類的固定翼無人機飛行效率高但無法垂直起降，使用場地受限；第二類的傳統(tǒng)無人直升機可垂直起降，但機械及動力傳動結構復雜，成本高、安全性低且操作難度大；第三類電動多軸無人機操作簡單，但多數(shù)采用畜電池組提供能源，由于蓄電池的所存儲的電能有限，造成無人機飛行時間受限，一般為半小時左右。

技術實現(xiàn)要素：

為克服現(xiàn)有技術中存在的缺點，本發(fā)明的發(fā)明目的是提供一種旋翼無人機的磁動力驅動器及其控制系統(tǒng)，其能夠提高無人機的飛行時間。

為實現(xiàn)所述發(fā)明目的，本發(fā)明的一方面提供一種旋翼無人機的磁動力驅動器，其特征在于，磁動力驅動器至少包括一個定子和一個轉子，定子設置于轉子外周，所述定子交錯設置有呈n極性和s極性的永久磁鐵，所述定子至少包括第一定子繞組、第二定子繞組第三定子繞組，通過第一定子繞組輸入交變電流，通過第二定子繞組輸出交變電能；第二定子定子繞組輸出的部分能源經(jīng)轉換施加于第三定子繞組，通過控制施加于第三定子繞組的電能的相對施加于第一定子繞組的交變電流的相角而改變轉子的轉速。

為實現(xiàn)所述發(fā)明目的，本發(fā)明的另一方面提供一種用于控制上述旋翼無人機的磁動力驅動器的控制系統(tǒng)，其特征在于，至少包括第一超級電容和第一dc/ac轉換器，第一dc/ac轉換器用于將第一超級電容提供的電能轉換為第一三相交流電并施加于第一定子繞組。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)還包括第一dc/dc轉換器，其用于將供電源提供的能源存儲于第一超級電容中。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)至少包括整流器和第二dc/ac轉換器，整流器用于對第二定子繞組輸出的電能進行整流；第二dc/ac轉換器用于將整流器提供的電能轉換為第二三相交流電并施加于第二定子繞組。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)還包括第二dc/dc轉換器和第二超級電容，其用于將整流器提供的能源存儲于第二超級電容中。

優(yōu)選地，控制系統(tǒng)還包括發(fā)動機控制器，其用于控制第一dc/ac轉換器和第二dc/ac轉換器輸出的交流電的相角差。

與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明提供的旋翼無人機的磁動力驅動器及其控制系統(tǒng)，由于磁動力驅動器在無人機飛行的過程中還產(chǎn)生了電能，因此能夠提高無人機的飛行時間。

附圖說明

圖1是本發(fā)明一個實施例提供的磁動力旋翼無人機的示意圖；

圖2是本發(fā)明一個實施例提供的用于無人機的光伏電源模塊的電路圖；

圖3是本發(fā)明一個實施例提供的旋翼無人機的控制系統(tǒng)的組成示意圖；

圖4是本發(fā)明一個實施例提供的磁動力驅動器的組成示意圖；

圖5是本發(fā)明一個實施例提供的發(fā)動機模塊的控制流程圖；

圖6是本發(fā)明一個實施例提供的無人機無線發(fā)射機的組成框圖；

圖7是本發(fā)明一個實施例提供的無線發(fā)射機中高頻功率放大器的電路圖；

圖8是本發(fā)明一個實施例提供的無線發(fā)射機中載波產(chǎn)生器的電路圖。

具體實施方式

以下，參照附圖詳細說明本發(fā)明的實施方式。此外，對圖中相同或者相當?shù)牟糠仲x予相同符號，不再進行反復的說明。

圖1是本發(fā)明一個實施例提供的磁動力旋翼無人機的示意圖。如圖1所示，本發(fā)明一個實施例提供的無人機20至少包括機殼21、六個旋翼22、設置在機殼內的控制系統(tǒng)和由控制系統(tǒng)控制的用于驅動六個旋翼進行旋轉的磁動力驅動器，所述機殼21上粘附有太陽能電池膜23，主要設置在靠近頂面的前面、后面、左面和右面，如此設置，可減小無人機飛行過程中，太陽能電池膜對風的阻力。太陽能電池膜主要包括窗層以及設置在窗層上的光伏電池，光伏電池依次包括n+發(fā)射極層、p型基極層、背表面場層以及重摻雜的p型和n型層，其中，n+型發(fā)射極層由inga(al)構成，p型基極層由inga(al)構成；背表面場層用于降低復合損耗，背表面場層驅動來自基極層界面表面附近的區(qū)域的少數(shù)載流子，以使復合損耗的影響最小化；重摻雜的p型和n型層形成隧道二極管。該太陽能電池膜可以被成形在符合具有非平面配置的支撐件的表面上，可以利用粘合劑將支撐件附接到無人機頂部附近的上表面上。

圖2是本發(fā)明一個實施例提供的用于無人機的光伏電源模塊的電路圖，如圖2所示，根據(jù)本發(fā)明的一個實施例提供的用于無人機的光伏電源模塊包括n行和m列光伏電池橋單元；每行彼此相鄰的兩個光伏電池橋單元相串聯(lián)，每列彼此相鄰的兩個光伏電池橋單元相串聯(lián)，進一步地，每行的位于第1列的光伏電池橋單元與位于第m列的光伏電池橋單元相連接。每個光伏電池橋單元包括第一光伏電池（例如11a、12a、1ma、21a、22a、2ma、n1a、n2a，…，nma），第二光伏電池（例如11b、12b、1mb、21b、22b、2mb、n1a、n2b，…，nmb）、第三光伏電池（例如11c、12c、1mc、21c、22c、2mc、n1c、n2c，…，nmc）和第四光伏電池（例如11d、12d、1md、21d、22d、2md、n1d、n2d，…，nmd），第一光伏電池的正極端與第二光伏電池的正極端相連，并作為列相連的第一引出端子，第一光伏電池的負極端與第三光伏電池的正極端相連，并作為行相連的第一引出端子，第二光伏電池的負極端與第四光伏電池的正極端相連并作為行相連的第二引出端子，第三光伏電池的負極端與第四光伏電池的負極端相連并作為列相連的第二引出端子。彼此相鄰的兩個光伏電池橋單元的列相連的第二引出端子和列相連的第一引出端子首尾相連，第一行的列相連的第一引出端子相連接并向外提供正極性電壓，第n行的列相連的第二引出端子相連接并向外提供負極性電壓；彼此相鄰的兩個光伏電池橋單元的行相連的第二引出端子和行相連的第一引出端子首尾相連，第1列的行相連的第一引出端子與第m行的行相連的第二引出端子相連，如此形成立體供電的結構，如果某一塊或者幾塊光伏電池處于陰影中，其內阻增大，并不影響其它光伏電池向外供電，從而提高了光伏電源的利用率。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，第一光伏電池粘附于無人機殼的前面，第二光伏電池粘附于無人機殼的后面，第三光伏電池粘附于無人機殼的左面，第四光伏電池粘附于無人機殼的右面，如此配置，均衡光伏電池橋單元向外供電的性能。

圖3是本發(fā)明一個實施例提供的旋翼無人機的控制系統(tǒng)的組成示意圖；如圖3所示，驅動器利用超級電容所存儲的電能驅動旋翼旋轉，從而使無人機進行飛行。本發(fā)明中，超級電容優(yōu)選分形電容，其可利用轉換器對其進行充電，以將電能存儲于其中。本發(fā)明中，驅動器優(yōu)選磁動力驅動器，磁動力驅動器至少包括一個定子5和一個轉子4，定子4設置于轉子5外周，所述轉子5至少包括交錯設置有呈n極性和s極性的永久磁鐵，所述定子至少包括第一定子繞組u1、v1和w1，它們分別設置于三個繞線柱或者三個線槽中；定子還至少包括第二定子繞組u2、v2和w2，第二定子繞組u2、v2和w2分別設置于另三個繞線柱或者三個線槽中，定子還至少包括第三定子繞組u3、v3和w3，它們分別與第一定子繞組設置于相同的三個繞線柱或者三個線槽中。后續(xù)結合圖4詳細說明。

根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，無人機的控制系統(tǒng)包括第dc/ac轉換器15，其將超級電容c1提供的電能轉換為第一三相交流電，該第一三機交流分別施加于第一定子的繞組的三個線圈u1、v1和w1上用于產(chǎn)生旋轉磁場，該旋轉磁場驅動轉子旋轉，轉子帶動無人機的旋翼旋轉，從而使無人機飛行。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，超級電容c1利用第一充電模塊進行充電，第一充放電模塊包括dc/dc轉換器1，dc/dc轉換器1的兩電源輸入端分別連接于超級電容c1的兩端，用于給超級電容c1充電。本發(fā)明一個實施例中，由于在無人機的機殼上粘附了太陽能電池膜，其將太陽能轉換為電能，無人機在飛行的過程中，dc/dc轉換器將太陽能轉換的電能存儲于超級電容c1中，如此，補充了超級電容c1能源的消耗，從而延長了無人機的續(xù)航時間。

無人機的控制系統(tǒng)還包括mppt控制模塊，其依據(jù)光伏電池輸出電壓、輸出電流的采樣值，調節(jié)充電器功率，在環(huán)境溫度、光強發(fā)生變化時，使太陽能電池總處于最大功率輸出狀態(tài)，提高太陽能電池的使用效率。如圖3所示，電阻r1和r2相串聯(lián)而后并聯(lián)到光伏電池兩端，其中間節(jié)點用于取出光伏電壓的取樣電壓；光伏電池的負極通過電阻r7接地，r7為電流采樣電阻，mppt控制模塊根據(jù)采樣電壓和采樣電流的值給dc/dc轉換器1提供控制信號。

無人機的控制系統(tǒng)還包括整流器10，旋轉的轉子產(chǎn)生的旋轉磁場在第二定子繞組的三個線圈u2、v2和w2中產(chǎn)生感應電流。整流器10用于對第二定子繞組u2、v2和w2所輸出的電流進行整流濾波產(chǎn)生直流電壓。無人機的控制系統(tǒng)還包括第二dc/ac轉換器12，其用于對整流器10所輸出的直流電壓轉換為第二三相交流電，并施加于第三定子繞組的三個線圈u3、v3和w3上，第三定子繞組與第一定子繞組的線圈數(shù)量相同，且通常設置在同一繞線柱或者線槽中。如此配置，提高了蓄電池的效率。優(yōu)選地，在整流器10和dc/ac轉換器12之間還設置了dc/dc轉換器11和超級電容c2，整流器10輸出的直流電能經(jīng)dc/dc轉換器11存儲于超級電容c2中，dc/ac轉換器12將超級電容c2提供的電能轉換為第二三相交流電。由于在定子包括第二定子繞組，在無人機飛行的過程中，轉子轉動，從而在第二定子繞組u2、v2和w2產(chǎn)生感應電壓，該感應電壓經(jīng)整流器整流轉換為直流電，dc/dc轉換器11將該直流電能存儲于超級電容c2中，將超級電容c2提供電能轉換為與第一三相交流電同頻的交流電，從而產(chǎn)生旋轉磁場，以進一步驅動轉子旋轉，從而節(jié)省了第一電池組和第二電池組的能源。

根據(jù)本發(fā)明的一個實施例無人機的控制系統(tǒng)還包括發(fā)動機控制模塊、第一采樣電路16和第二采樣電路13，其中第一采樣電路用于采樣dc/ac轉換器15所輸出的第一三相交流電的每一相的電壓和電流，第二采樣電路用于采樣dc/ac轉換器12所輸出的第二三相交流電電的每一相的電壓和電流，發(fā)動機控制模塊根據(jù)電壓和電流的采樣值分別控制第dc/ac轉換器15和dc/ac轉換器12。本發(fā)明的一個實施例中，可控制dc/ac轉換器15和dc/ac轉換器12輸出的三相交流電，使它們中的每一相同頻同相，如此，進一步地節(jié)省畜電池組的電能。后續(xù)結合圖5詳細說明其工作過程。

本發(fā)明提供的一個實施例中，在有微風的情況下，微風驅動無人機的旋翼旋轉，旋翼帶動轉子旋轉，優(yōu)選地在第二定子繞組產(chǎn)生感應電能，該電能補充存儲于超級電容c2中。在有光的情況下，將光伏能存儲于超級電容c1中，如此，使得無人機攜帶的超級電容容量不必太大，從而減輕了無人機的載荷，也進一步的延長了無人機的續(xù)航時間。

旋翼無人機的磁動力驅動器還包括本地控制器，其包括人機接口和通信控制接口，所述人機接口用連接按鍵和顯示器；通信控制接口用于與本地個人計算機和/或網(wǎng)絡進行連接。

圖4是本發(fā)明提供的磁動力驅動器的組成示意圖，如圖4所示，所述轉子5包括轉子磁鐵保持架18和交錯設置有呈n極性和s極性的永久磁鐵。磁鐵保持架由非磁性材料制作。只要是非磁性材料，則磁鐵保持件的材質沒有特別限定。在一個實施方式中，磁鐵保持件由非磁性金屬(例如鋁、鈦合金等)形成。如果永久磁鐵的溫度太高，則永久磁鐵有可能減磁。即，永久磁鐵的磁力有可能變弱。通過利用非磁性金屬來形成磁鐵保持件，能夠將永久磁鐵所產(chǎn)生的熱量高效地向外部釋放，因此，能夠降低產(chǎn)生這樣的問題的可能性。在另一實施方式中，磁鐵保持件由樹脂材料形成。通過由樹脂材料形成磁鐵保持件，能夠減輕磁鐵保持件的重量。進而能夠獲得容易進行磁鐵保持件的成形這樣的優(yōu)點。

永久磁鐵優(yōu)選使用稀土類磁鐵。一般而言，與相同大小的鐵素體磁鐵相比，稀土類磁鐵具有較強的磁力。作為稀土類磁鐵可以使用例如釤鈷磁鐵或者釹磁鐵。本發(fā)明的實施方式中特別優(yōu)選釹磁鐵。釹磁鐵與釤鈷磁鐵相比，相同大小時具有較強的磁力。因此，可以使用例如小型的永久磁鐵。與使用相同尺寸的釤鈷磁鐵的情況相比，通過使用釹磁鐵能夠提高能量轉換裝置的輸出(能夠取出較大的能量)。但是，本發(fā)明的實施方式并不排除稀土類磁鐵以外的永久磁鐵。永久磁鐵使用鐵素體磁鐵當然也是可以的。

所述定子至少包括線圈保持件，線圈保持件形成為環(huán)狀，沿其徑向至少均勻設置有六個繞線柱或者線槽。定子還至少包括第一定子繞組，其三個線圈u1、v1和w1分別設置于三個繞線柱或者三個線槽中；定子繞組中設置了第二定子繞組，其三個線圈u2、v2和w2分別設置于另三個繞線柱或者三個線槽中，設置第一定子繞組的三個線圈u1、v1和w1的三個線柱或者線槽與設置第二定子繞組的三個線圈u2、v2和w2的三個線柱或者線槽交錯設置并相隔等間距，定子繞組中設置有第三定子繞組，其三個線圈u3、v3和w3分別與第一定子繞組的三個線圈u1、v1和w1同柱或者同槽設置，如此，使第一定子繞組的三個線圈與第三定子線圈的三個線圈分別緊耦合。

圖5是本發(fā)明提供的發(fā)動機模塊的控制流程圖；如圖5所示，發(fā)動機模塊的控制過程如下：

步驟1：檢測第一采樣電路所采樣dc/ac轉換器15所輸出第一三相交流電每一相的電流信號和電壓信號；檢測第二采樣電路所采樣dc/ac轉換器12所輸出第二三相交流電每一相的電流信號和電壓信號；

步驟2：判斷，如果第一三相交流的每一相和第二三相交流電的每一相的電流和電壓信號的相位分別達到本地控制器指定的相角，則執(zhí)行步驟3；否則執(zhí)行步驟4；

步驟3：使dc/ac轉換器12輸出的三相交流電分別接入第三定子繞組；

步驟4：給dc/ac轉換器15和dc/ac轉換器12關發(fā)送控制信號，以分別調整dc/ac轉換器15所輸出第一三相交流電每一相的電流信號和電壓信號和dc/ac轉換器12所輸出第二三相交流電每一相的電流信號和電壓信號，而后返回步驟1。

發(fā)動機的發(fā)動機模塊至少包括處理器及存儲器，其控制流程可以編成計算機程序并存儲于存儲器中，處理器能夠調用存儲器的存儲程序并進行執(zhí)行。該存儲程序可以存儲于其它存儲介質中，并在數(shù)據(jù)網(wǎng)中進行傳送。

本發(fā)明的實施方式涉及的磁動力驅動器構成為能夠將電能(電力)和機械能(動能)中的一方轉換為另一方。在一個實施方式中，磁動力驅動器用作發(fā)電機。此時，由于無人機的旋翼旋轉，轉子旋轉的動能被賦予給磁動力驅動器。第二定子線圈產(chǎn)生電壓。磁動力驅動器將機械能轉換為電能。

在另一實施方式中，磁動力驅動器用作電動機。對第一定子線圈和第三定子線圈施加電能，并以規(guī)定的電角配置。對第一定子和/或第三定線圈的每一個施加的電壓的極性與電角同步被切換。由此，轉子旋轉。即、磁動力驅動器將電能轉換為機械能。

本發(fā)明雖然以第一定子繞組、第二定子繞組和第三定子繞組均三個線圈為例進行了說明，但并不限于三個，分別可以一個以上的任意個。

根據(jù)本發(fā)明一個實施例，無人機控制系統(tǒng)還包括無線發(fā)射機，本發(fā)控制器9通過無線發(fā)射機與地面控制站進行通信。下面結給圖6-8詳細說明本發(fā)明提供的無線發(fā)射機。

圖6是本發(fā)明一個實施例提供的固定翼無人機無線發(fā)射機的組成框圖，如圖6所示，無線發(fā)射機包括調制器400、載波產(chǎn)生器600、高頻功率放大器500和功放電源，所述調制器400用于將本地控制器9所提供的信號調制到振蕩器所產(chǎn)生的載波以產(chǎn)生調制波，所述高頻功率放大電路500用于對調制器產(chǎn)生的調制波進行功率放大，本發(fā)明提供的無線發(fā)射機包括延遲器300，所述延遲器300用于調制信號產(chǎn)生器所產(chǎn)生的調制信號進行延遲而后提供給調制器400；功放電源包括：幅度檢測器200、處理器700和可變電源800，，所述幅度檢波器200用于提取調制信號產(chǎn)生器所產(chǎn)生的調制信號的幅值并提供給處理器700，所述處理器700根據(jù)該幅值控制可變電源800的輸出電壓，以供給高頻功率放大器500。

所述可變電源800包括n級直流電壓單元，各直流電壓單元相級聯(lián)，每個直流電壓單元包括一個電池組，如e1、e2和en、一個續(xù)流二極管,如d1、d2和dn和一個電子開關,如t1、t2和tn，電池組的正極連接到續(xù)流二極管的負極；續(xù)流二極管的正極連接到電子開關的第一端，電子開關的第二端連接到電池組的負極，電子開關的控制端連接到處理器，處理器根據(jù)幅度檢測器提供的信號控制電子開關的通斷,所述n為大于或者等于2的整數(shù)。

更具體地，第一個直流電壓單元包括一個電池組e1、一個續(xù)流二極管d81和一個電子開關t1，電子開關為cmos管，所述電池組e1的正極連接于續(xù)流二極管d81的負極；續(xù)流二極管d81的正極連接到cmos管t1的漏極，cmos管t1的源極連接到所述電池組e1的負極，cmos管t1的柵極連接到處理器700的一個輸出端，處理器700控制cmos管t1通斷。cmos管t1工作于開關狀態(tài)，當cmos管t1的柵極輸入一個高電位時，cmos管t1導通，電池組e1的負極相當于接到續(xù)流二極管d81的正極。續(xù)流二極管d1兩端的電壓為，上端為正，下端為負。當cmos管t1的柵極輸入一個低電位時，cmos管t1截止。續(xù)流二極管d81兩端的電壓為二極管結電壓。

第二個直流電壓單元包括一個電池組e2、一個續(xù)流二極管d82和一個電子開關t2，電子開關為cmos管，所述電池組e2的正極連接于續(xù)流二極管d2的負極；續(xù)流二極管d82的正極連接到cmos管t2的漏極，cmos管t2的源極連接到所述電池組e2的負極，cmos管t2的柵極連接到處理器700的一個輸出端，處理器700控制cmos管t2通斷。cmos管t2工作于開關狀態(tài)，當cmos管t2的柵極輸入一個高電位時，cmos管t2導通，電池組e2的負極相當于接到續(xù)流二極管d2的正極。續(xù)流二極管d82兩端的電壓為，上端為正，下端為負。當cmos管t2的柵極輸入一個低電位時，cmos管t2截止。續(xù)流二極管d82兩端的電壓為二極管結電壓。

依次類推，第n個直流電壓單元包括一個電池組en、一個續(xù)流二極管d8n和一個電子開關tn，電子開關為cmos管，所述電池組en的正極連接于續(xù)流二極管dn的負極；續(xù)流二極管dn的正極連接到cmos管tn的漏極，cmos管tn的源極連接到所述電池組en的負極，cmos管tn的柵極連接到處理器700的一個輸出端，處理器700控制cmos管tn通斷。cmos管tn工作于開關狀態(tài)，當cmos管tn的柵極輸入一個高電位時，cmos管tn導通，電池組en的負極相當于接到續(xù)流二極管d8n的正極。續(xù)流二極管dn兩端的電壓為，上端為正，下端為負。當cmos管tn的柵極輸入一個低電位時，cmos管tn截止。續(xù)流二極管d8n兩端的電壓為二極管結電壓。

如此，如果每個直流電壓單元的電子開關均同時導通的情況下，直流調制電源總的輸出總電壓為vcc1=e1+e2+…+en。本發(fā)明中各個直流電壓單元輸出的電壓值相同。

本發(fā)明中，處理器700根據(jù)幅度檢波器提供的信號控制各個電子開關的通斷，當幅度大時，使多個電子開關導通，給功率放大器提供高的供電電源，當幅度小時，使其中的幾個電子開關導通，給功率放大器提供小的共電電源。只要使相應個的輸出電源之和略大于所檢測的幅度值就可，如此配置功放電源大大節(jié)省了能源，從而進一步延長了無人機的飛行時間。

圖7是本發(fā)明一個實施例提供的無線發(fā)射機高頻功率放大器的電路圖，如圖7所示，本發(fā)明提供的高頻功率放大器包括高頻信號輸入端in、輸入匹配網(wǎng)絡520、高頻放大器510、輸出匹配網(wǎng)絡530、高頻信號輸出端out和偏置電路540，其中，高頻放大器510包括：晶體管t501和高頻扼流圈l2，所述偏置電路540連接于晶體管t501的基極并用于根據(jù)控制電壓vcon1給晶體管t501的基極提供偏置電流；晶體管t501的發(fā)射極接地，集電極經(jīng)高頻扼流圈l2連接于電源vcc1，還連接于輸出匹配網(wǎng)絡530。優(yōu)選地，電源vcc1還通過濾波電容c3接地。

根據(jù)參考電壓給晶體管t501提供偏置電壓的偏置電路540包括晶體管t11，所述晶體管t11的集電極連接于電源vcc1，發(fā)射極依次經(jīng)電阻r11和高頻扼流圈l11連接于晶體管t501的基極。參考電壓由電源電路550提供，其用于控制晶體管t501的偏置量，電源電路550包括電阻r14、晶體管t12和晶體管t13，晶體管t5012連接成二極管的結構，即晶體管t12的集電極和基極短路連接；晶體管t13連接成二極管的結構，即晶體管t13的集電極和基極短路連接。電阻r14的第一端連接于控制電壓vcon1，第二端連接于晶體管t12的基極，晶體管t12和晶體管t13串聯(lián)連接，并連接于電阻r14和過沖控制電路之間?？刂菩盘杤con1用于控制偏置電路540的啟動和停止。電源電路550中，設置電阻r14、晶體管t12和t13是為了在溫度變化時由于溫度偏移，引起的調制精度降低，上述部件起到溫度補償?shù)淖饔谩１景l(fā)明中，電阻r11和高頻扼流圈l11相串聯(lián)的節(jié)點還經(jīng)旁通電容c12接地。

在控制電壓vcon1上升期間，加速電路用于臨時性地提高從電源電路550輸出的參考電壓，從而提高了由偏置電路540給晶體管t501的增加量。加速電路包括電容c11，時間常數(shù)控制電路、放電電路和過沖控制電路，電容c11的第一端連接于控制電壓vcon1，第二端連接于時間常數(shù)控制電路，放電電路與電容c11并聯(lián)聯(lián)系。放電電路包括晶體管t16，其柵極連接于地，源極連接于晶體管t14的基極，漏極連接于控制電壓vcon1。時間常數(shù)控制電路包括晶體管t14、電阻r12和晶體管t15，晶體管t14的基極連接于電容c11的第二端，集電極連接于電壓vcc1，發(fā)射極連接于電阻r12的端；電阻r12的第二端連接于晶體管t5015的基極；晶體管t15的集電極連接于電壓vcon1，發(fā)射極經(jīng)電阻r13連接于地。時間常數(shù)控制電路用于確定在電容c11充電和放電的時間常數(shù)。過沖電路用于確定從電源電路550輸出的參考電壓的量，根據(jù)電容c11的放電量，參考電壓臨時性地增加。例如，過沖電路可以是僅包括電阻的r13的電路，電阻r13的第一端連接于地，第二端連接于電源電路110。

圖7所示的高頻功率放大器中，高頻信號從輸入端in輸入，而后經(jīng)輸入匹配網(wǎng)絡520進行阻抗匹配輸入到包括晶體管t501的共射放大器的基極，經(jīng)功率放大從晶體管t501的集電極輸出，而后經(jīng)輸出匹配網(wǎng)絡530與天線（圖1中未示）進行阻抗匹配到輸出端out。

在控制電壓vcon1上升期間，對電容c11進行充電，充電電流依次從晶體管t14的基極到發(fā)射極，電阻r12，晶體管t15的基極到發(fā)射極，流入到電阻r13。偏置晶體管t11的基極電位臨時性的升高，使放大晶體管t501的基極偏壓升高，從而使晶體管t501的增益臨時性地升高。在控制電壓vcon1下降期間，電容c11上的充電電荷由晶體管t16放電。本發(fā)明中由于配置了加速電路，進一步抑制了由于放大器產(chǎn)生的熱量對調制精度的降低。

圖8是本發(fā)明一個實施例提供的無線發(fā)射機的載波產(chǎn)生器的電路圖，如圖8所示，本發(fā)明提供的載波產(chǎn)生器中：場效應管t601的源極接地，漏極連接于電感l(wèi)601的第一端和變容二極管d601的正極端，柵極連接于電感l(wèi)601的第二端；場效應管t602的源極接地，漏極連接于電感l(wèi)601的第二端和變容二極管d602的正極端，柵極連接于電感l(wèi)601的第一端；變容二極管d602的負極端和變容二極管d601的負極端相連，并連接于控制電壓ctrl，其用于控制兩個變容二極管的電容量，進而控制工作頻率。場效應管t603的源極接地，漏極連接于電感l(wèi)602的第一端和變容二極管d603的正極端，柵極連接于電感l(wèi)602的第二端；場效應管t604的源極接地，漏極連接于電感l(wèi)602的第二端和變容二極管d604的正極端，柵極連接于電感l(wèi)602的第一端；變容二極管d603的負極端和變容二極管d604的負極端相連，并連接于控制電壓ctrl，其用于控制兩個變容二極管的電容量，進而控制工作頻率。與電感l(wèi)601相耦合的電感l(wèi)603的第一端和與電感l(wèi)602相耦合的電感l(wèi)604的第一端之間連接電容c601，通過電容c601耦合；電感l(wèi)603的第二端與電感l(wèi)604的第二端之間連接電容c602，通過電容c602耦合；電感l(wèi)601的中間抽頭和電感l(wèi)602的中間抽頭連接于電流源s601；電感l(wèi)603的中間抽頭n1和電感l(wèi)604的中間抽頭n2連接于地。當電流源中的電流流入到電感l(wèi)601中時，產(chǎn)生一個振蕩信號s1，電感l(wèi)601與電感l(wèi)603耦合，從而產(chǎn)生一個與振蕩信號s1相位差為90度的振蕩信號s2，振蕩信號s2經(jīng)電容c601和電容c602耦合，在電感l(wèi)604上產(chǎn)生一個與振蕩信號s2相位差為90度的振蕩信號s3，電感l(wèi)604與電感l(wèi)602耦合，在電感l(wèi)602上具有與振蕩信號s3相位差為90度的振蕩信號s4。本發(fā)明提供的壓控振蕩器（vco）能夠產(chǎn)生相互正交的i、q兩路信號，便于對本地控制器9產(chǎn)生的信號經(jīng)延遲后進行正交調制。

本發(fā)明中，由于采用了光伏電池橋單元的立體結構，節(jié)約了成本，減輕了無人機的載荷；由于采用了磁動力驅動器，所以提高了電源的利用效率；由于采用于超級電容進行存儲電能，進一步減小了無人機的載荷。如此，大大延長了無人機的飛行時間。

以上結合附圖詳細說明了本發(fā)明的工作原理，但是具體實施方式僅是用于示范地說明本發(fā)明。說明書僅是用于解釋權利要求書。但本發(fā)明的保護范圍并不局限于說明書。任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明披露的技術范圍內，可輕易想到的變化或者替換，都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內。因此，本發(fā)明的保護范圍應該以權利要求書的保護范圍為準。