CN107117300B - 基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器 - Google Patents

Abstract

基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，它涉及一种飞行器，以解决现有单桨飞行器可靠性差，功率损耗大，多轴飞行器重量大，带载能力差，以及共轴双旋翼飞行器重量大，机动性能差的问题，基于共轴旋翼姿态调整的无人飞行器，它包括机芯、机架和偏摆调整机构；机芯包括双输出驱动机构、框架和共轴多旋翼机构；框架上安装有双输出驱动机构，双输出驱动机构的两个输出端连接有共轴多旋翼机构，共轴多旋翼机构上设置有反向旋转的螺旋桨，框架的底部连接有偏摆操纵杆，偏摆调整机构安装在机架上并能偏摆操纵杆摆动。本发明可用于航拍、喷洒农业和无人探测。

Description

基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器

技术领域

本发明涉及一种飞行器。具体涉及一种基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器。

背景技术

飞行器在航天航空领域具有重要的作用，无人飞行器由于其自身的特点，应用于探测、侦查、航拍等多个领域，奥地利西贝尔公司于2003年研制成功S-100无人直升机最大起飞重量为200kg，任务载荷50kg，续航时间4h，可用于24小时全天候监测、地区和活动安保、边界巡逻、海事安保和精确测量及绘图；2011年7月，中航工业直升机所自主研制的U8无人直升机圆满完成首次高原试飞试验11年7月，中航工业直升机所自主研制的U8无人直升机圆满完成首次高原试飞试验，U8无人直升机最大起飞重量230千克，任务载荷40千克，测控距离100千米，续航时间4小时，可根据不同任务需要装载不同设备，适合在高原地区作业。而在共轴飞行器方面，北京中航智科技有限公司成功研制定型的TD220无人直升机已经在多个领域得以应用，开创了无人直升机在地质勘查领域应用的先河；在国家电网浙江省电力公司，率先应用于“高压输电线路精细化巡检”，作为海上载荷平台，加快了无人直升机海洋维权应用研究。

共轴式直升机具有合理的功率消耗(无用于平衡反扭矩的尾桨功率消耗)，优良的操纵性、较小的总体尺寸等特点。

有的共轴双旋翼直升机通过桨盘改变上下旋翼的桨叶角来实现直升机航向的操纵和稳定。此种可变螺距共轴双旋翼结构存在一些缺点，由于操纵***部分和上下旋翼桨毂这些非流线形状部件的数量和体积大于单旋翼直升机并暴露在气流中，因而共轴式直升机的废阻面积大于单旋翼直升机。由于共轴式直升机具有特殊的操纵***构件，因此要将废阻面积降低到单旋翼直升机的水平很困难。且由于刚度低两旋翼易碰撞，两旋翼必须保持一定的间距，增加机身纵向体积。同时过于复杂的操纵机构极大地增加了飞行机构的故障率，也增加了制造的难度与成本。

还有的飞行器采用了共轴刚性旋翼设计，在尾部安装推进螺旋桨控制直升机水平飞行。但是这种刚性旋翼加控制螺旋桨设计一般用于较大型的直升飞机上，机身尺寸大，阻力大，动力性能差，而在小型飞行器上则很少用到这种结构，因为小型飞行器重量较小，稳定性差，采用此种设计时推进桨和主旋翼产生的气流互相干扰和推进螺旋桨产生的力矩会影响飞行器稳定性，不利于飞行器结构设计和操纵性。

在小型飞行器领域，多轴飞行器正在兴起，比较有名气的是大疆公司的产品，还有派诺特、AEE等品牌。多轴飞行器适用于重量比较轻、尺寸不太大的飞行器，由多个螺旋桨同时提供升力，机械结构简单，靠调整各个螺旋桨的转速来控制飞行器飞行姿态，可以实现多种复杂的飞行动作。但是这种多轴飞行器电机、电调与螺旋桨数量多，机身重量大，带载能力与续航能力差，成本较高，控制难度高。

目前有的设计是通过翼板引导旋翼产生的气流产生横向推力及力矩来控制航向，如共轴双桨球形飞行器。这种飞行器的优点是结构简单，缺点是抗风能力差，在有横向风时翼板反而会产生横向力影响飞行器稳定性，而且这种结构要求翼板与螺旋桨间有足够距离来产生力矩调整旋翼轴线方向，并要求螺旋桨与翼板间不能有障碍物，这就决定了这种结构无法实现飞行器结构的紧凑。

现有的另一些设计是通过调整机构调节机身重心相对于旋翼轴线的位置来改变旋翼的姿态角，从而实现飞行器的航向控制。这种原理的飞行器已经有设计出的实物可以参考，用改变电池的位置来改变飞行器的重心位置，从而改变旋翼桨轴的姿态角，控制飞行器的航向。这种设计采用固定于机身的两个舵机操纵两个拨片控制连杆的角度来控制电池的位置，采用较复杂的连杆机构，舵机安装在活动的连杆上控制连杆的运动从而控制电池的位置，这种结构还是比较保守，仅仅依靠电池的移动来改变机身重心位置会使得重心相对于旋翼轴线位置的变化范围较小，旋翼轴线的姿态角只能在较小范围内变化，对飞行器飞行状态的调整范围不够大，不能够充分利用机身重量调整飞行姿态也将无法发挥飞行器的稳定性潜能，而且因为轴线姿态角小飞行器的飞行速度慢。而且，这种电池裸漏在外的设计并不能很好的保护电池。

为了能够实现共轴飞行器结构的紧凑并减少飞行器动力浪费的现象，有一些飞行器在动力方面只利用共轴双旋翼设计，通过机身调整机构调节机身重心相对于旋翼轴线的位置来改变旋翼的姿态角，从而实现飞行器的航向控制，还有一些飞行器通过机身下方的翼板引导旋翼产生的气流而产生不同方向的推动力。

发明内容

本发明为解决现有单桨飞行器可靠性差，功率损耗大，多轴飞行器重量大，带载能力差，以及共轴双旋翼飞行器重量大，机动性能差的问题，进而提供一种基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器。

本发明为解决上述问题采取的技术方案是：

基于共轴旋翼姿态调整的无人飞行器，它包括机芯、机架和偏摆调整机构；

机芯包括双输出驱动机构、框架和共轴多旋翼机构；

框架上安装有双输出驱动机构，双输出驱动机构的两个输出端连接有共轴多旋翼机构，共轴多旋翼机构上设置有反向旋转的螺旋桨，框架的底部连接有偏摆操纵杆，偏摆调整机构安装在机架上并能控制偏摆操纵杆摆动。

本发明的有益效果是：本发明整机采用共轴多旋翼设计，调整旋翼相对转速可以对机身产生不同的反扭矩控制机身的自传，螺旋桨的轴线方向可以相对于机身框架产生俯仰角使机身重心移动、重力相对于机芯产生调整力矩改变螺旋桨轴线方向进而调整飞行器运动方向。采用此设计可以利用机身框架的全部重力产生控制力矩，与已存在的仅利用电池重力的飞行器相比，可产生更大的控制力矩，并且上述已存在的飞行器调整飞行姿态时机身相对于螺旋桨轴线一同转动，而此设计螺旋桨轴线在空间中角度变化时机身相对于螺旋桨轴线的角度变化与螺旋桨轴线在空间中角度变化方向相反可以部分抵消，减少机身在空间中的角度变化，可提供更稳定的平台。

本发明相对于多旋翼飞行器提供动力的螺旋桨少重量轻，可以带更重的载荷，还可以提供更长的续航时间；相对于靠辅助桨叶控制的共轴双旋翼飞行器，这个飞行器靠重力调整飞行姿态，没有辅助桨叶额外的耗能，也不会因辅助桨叶的气流干扰飞行；相对于同样靠重力调节的共轴双旋翼飞行器，这个飞行器能够调用整个机身框架的重量来控制姿态，不像之前一些设计仅仅靠电池重量。

本发明相对于多旋翼飞行器提供动力的螺旋桨少重量轻，可以带更重的载荷，还可以提供更长的续航时间；相对于靠辅助桨叶控制的共轴双旋翼飞行器，这个飞行器靠重力调整飞行姿态，没有辅助桨叶额外的耗能，也不会因辅助桨叶的气流干扰飞行；相对于同样靠重力调节的共轴双旋翼飞行器，这个飞行器能够调用整个机身框架的重量来控制姿态，不像之前一些设计仅仅靠电池重量。本发明飞行器采用共轴双旋翼设计相比于单桨飞行器，共轴双桨可以减少螺旋桨尺寸使飞行器更容易飞过狭窄空间，双桨对机身的反扭矩可以互相平衡，不必使用易碰到外物而损坏的尾桨，增加飞行器可靠性同时缩小机身尺寸，减小尾桨带来的功率损耗。因为单桨飞行器必须用尾桨平衡旋翼产生的反扭矩，且尾桨需与机身有足够的距离来提供产生力矩的力臂，增加机身的尺寸重量，而共轴飞行器多旋翼旋转方向相反，反扭矩相互平衡即可稳定，无需尾桨。

相比于多轴飞行器所用到的电机、电调与螺旋桨数量少，可以减少机身重量，增加带载能力与续航能力，节约成本，降低控制难度。根据无刷电机测试数据，在相同的耗电功率下，更大的螺旋桨可以产生更多的升力，可以显著提高动力***效率，而共轴多旋翼相比于多轴飞行器更适于采用大直径螺旋桨，也利于提高飞行器续航能力。

本发明设计调用机架及拨片的重量调节旋翼轴线的姿态角可以克服上述通过调整机构调节机身重心相对于旋翼轴线的位置来改变旋翼的姿态角，从而实现航向控制的飞行器结构保守带来的缺点。本发明可用于航拍、喷洒农业和无人探测等。

附图说明

图1为本发明的整体结构主视图，图2为图1的侧视图，图3为机芯的主视图，图4为图3的侧视图，图5为本发明去掉两个侧板的立体结构图，图6为去掉起落架横杆的整体结构示意图，图7为二号螺旋轴、万向轴承及万向轴承座连接的结构示意图，图8为图6的仰视图，图9为机架的整体结构图。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明。

参见图1-图5说明，基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，它包括机芯A、机架B和偏摆调整机构C；机芯A包括双输出驱动机构1、框架2和共轴多旋翼机构3；

框架2上安装有双输出驱动机构1，双输出驱动机构1的两个输出端连接有共轴多旋翼机构3，共轴多旋翼机构3上设置有反向旋转的螺旋桨4，框架2的底部连接有偏摆操纵杆5，偏摆调整机构C安装在机架B上并能控制偏摆操纵杆5摆动。

整机采用共轴多旋翼设计，调整旋翼相对转速可以对机身产生不同的反扭矩控制机身的自传，螺旋桨的轴线方向可以相对于机身框架产生俯仰角使机身重心移动、重力相对于机芯产生调整力矩改变螺旋桨轴线方向进而调整飞行器运动方向。采用此设计可以利用机身框架的全部重力产生控制力矩，与已存在的仅利用电池重力的飞行器相比，可产生更大的控制力矩，并且上述飞行器调整飞行姿态时机身相对于螺旋桨轴线一同转动，而此设计螺旋桨轴线在空间中角度变化时机身相对于螺旋桨轴线的角度变化与螺旋桨轴线在空间中角度变化方向相反可以部分抵消，减少机身在空间中的角度变化，可提供更稳定的平台。

参见图2至图4说明，为了提高共轴多旋翼机构3的可靠稳定性，双输出驱动机构1包括一号电机1-1、一号电机齿轮轴1-2、一号齿轮轴1-3、二号电机1-5、二号电机齿轮轴1-6和二号齿轮轴1-7；一号电机1-1的输出轴与一号电机齿轮轴1-2连接，一号电机齿轮轴1-2的齿轮与一号齿轮轴1-3的齿轮相啮合，二号电机1-5的输出轴与二号电机齿轮轴1-6连接，二号电机齿轮轴1-6的齿轮与二号齿轮轴1-7的齿轮相啮合，一号齿轮轴1-3和二号齿轮轴1-7均连接共轴多旋翼机构3。这样的设计，采用双电机设计可以分别控制共轴多旋翼机构3上的螺旋桨4正向和反向旋转。一号电机1-1和二号电机1-5均可采用直流无刷电机，直流无刷电机的动力通过齿轮传动传递到螺旋桨轴上带动螺旋桨的转动。

参见图1至图7说明，为了更好的保证机芯的框架2能相对机架B前后或左右摆动共轴多旋翼机构3包括一号螺旋轴3-1、二号螺旋轴3-2、万向轴承3-3和万向轴承座3-4；一号齿轮轴1-3与一号螺旋轴3-1的一端连接，一号螺旋轴3-1的另一端连接有螺旋桨4，二号齿轮轴1-7与二号螺旋轴3-2的一端连接，二号螺旋轴3-2的另一端连接有螺旋桨4，一号螺旋轴3-1和二号螺旋轴3-2为同轴套装结构；一号螺旋轴3-1套装在二号螺旋轴3-2上且二者相对转动，二号螺旋轴3-2转动安装在框架2上，框架2上安装有万向轴承3-3，万向轴承3-3安装在与机架B连接的万向轴承座3-4上。利用万向轴承连接机芯与机身框架，使机芯相对于机架的角度可调整，以利用机身的重力改变机芯螺旋桨升力的方向，来改变飞行器的飞行方向。优选地，一号螺旋轴3-1和二号螺旋轴3-2上各安装一个螺旋桨或各安装两个螺旋桨，通过控制一号电机1-1和二号电机1-5的旋转，实现一号螺旋轴3-1上螺旋桨和二号螺旋轴3-2上的螺旋桨反向运转。

参见图5、图6和图8说明，为了进一步减轻整机的重量，稳定控制机芯的摆动，机架B上相对设置有两套偏摆调整机构C，偏摆调整机构C包括舵机C1、拨片C2和圆盘臂C3；舵机C1安装在机架B上，舵机C1的输出轴安装有圆盘臂C3，圆盘臂C3上安装有拨片C2，拨片C2的末端开设有通孔C21，两个通孔C21贯通布置，偏摆操纵杆5的末端伸入于两个通孔C21内。每个偏摆调整机构C有两个圆盘臂C3，两个圆盘臂C3受舵机C1控制，

每个拨片C2相对于两个圆盘臂C3中的一个固定，另一个圆盘臂C3仅对拨片C2起支撑作用，可相对转动。万向轴承3-3用两个转动角度可控的舵机C1分别带动两个拨片C2来控制机芯相对于机架B的两个转动自由度上的转角，控制机芯A相对于机架B的角度，从而控制飞行器飞行姿态。每个舵机C1通过圆盘臂C3与一个拨片C2固定连接，同时为另一个拨片C2的旋转提供旋转支撑。机芯由可在操纵杆上滑移的万向轴承和安装轴承的轴承座与拨片连接，可实现机芯的控制操纵部位。

舵机C1对称布置可以使机身重量对称分布，利于机身结构设计和优化，两个拨片C2的轨道角度夹角为45度，这种设计在保证控制要求的前提下更好地实现的机身重量分布的对称和气动外形的对称，利于控制。可保证机芯A角度可以沿两个方向进行调整。拨片C2有效作用的部分采用球面设计，且两个拨片C2作用部分的球面球心重合，这样两个拨片C2相对转动时可以保证不碰撞，在两个拨片C2转动时拨片C2的作用面相对于操纵杆会产生夹角，需要用带有万向轴承5-2的过渡套筒相连接，偏摆操纵杆5的末端带有过渡套筒，过渡套筒卡装在通孔C21内。

参见图5说明，只依靠万向轴承机芯相对于机身框架会自转(旋转)，挡杆用来避免这种旋转，这样机芯就只能摆动，为了避免这样的情况发生，共轴多旋翼机构3还包括轴压盖3-5、限位杆3-6和两个挡杆3-7；轴压盖3-5安装在框架2上，轴压盖3-5的侧面还安装限位杆3-6，万向轴承座3-4上安装有并列间隔设置的两个挡杆3-7，限位杆3-6布置在两个挡杆3-7之间。二号螺旋轴3-2穿出轴压盖3-5，且二号螺旋轴3-2能相对轴压盖3-5转动，如此设置，挡杆可以在机芯和机身框架间传递力矩，防止机身框架相对于机芯产生自传。

参见图3说明，为了减轻机芯的重量，框架2包括上箱板2-1、中箱板2-2、下箱板2-3和四个立柱2-4；四个立柱2-4呈方形排布，四个立柱2-4的上端、中部和下端对应安装有上箱板2-1、中箱板2-2和下箱板2-3，一号电机1-1和二号电机1-5安装在下箱板2-3上，二号螺旋轴3-2穿出上箱板2-1，一号齿轮轴1-3通过轴承安装在中箱板2-2上，二号齿轮轴1-7通过轴承安装在上箱板2-1上。优选地，四个立柱2-4均为尼龙立柱。

参见图7说明，为了减轻机芯的重量，机架B包括架体B1和多个支撑连接杆B2，万向轴承座3-4上沿周向安装有多个支撑连接杆B2，支撑连接杆B2与架体B1连接。

参见图5说明，架体B1为方形框架结构，方形框架结构包括四个竖向支柱杆B11、四个起落架横杆B12和四个侧板B13；四个竖向支柱杆B11连接成一个竖框，四个起落架横杆B12连接成一个横框，竖框安装在横框上，竖框上每相邻两个竖向支柱杆B11之间连接有一个侧板B13，相对的两个侧板B13上各安装有一个舵机C1，多个支撑连接杆B2分别与竖框连接。

参见图1和图2说明，为了保证飞行器电力正常供给，基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器还包括电池D，电池D安装在机架B上。电池D用于给一号电机1-1、二号电机1-5、舵机C1供电。电池D供电用，电池D为可充电电池。

本发明已以较佳实施案例揭示如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可以利用上述揭示的结构及技术内容做出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施案例，但是凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施案例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术方案范围。

Claims (9)

1.基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：它包括机芯(A)、机架(B)和偏摆调整机构(C)；

机芯(A)包括双输出驱动机构(1)、框架(2)和共轴多旋翼机构(3)；

框架(2)上安装有双输出驱动机构(1)，双输出驱动机构(1)的两个输出端连接有共轴多旋翼机构(3)，共轴多旋翼机构(3)上设置有反向旋转的螺旋桨(4)，框架(2)的底部连接有偏摆操纵杆(5)，偏摆调整机构(C)安装在机架(B)上并能控制偏摆操纵杆(5)摆动；

所述机架(B)上相对设置有两套偏摆调整机构(C)，偏摆调整机构(C)包括舵机(C1)、拨片(C2)和圆盘臂(C3)；舵机(C1)安装在机架(B)上，舵机(C1)的输出轴安装有圆盘臂(C3)，圆盘臂(C3)上安装有拨片(C2)，拨片(C2)的末端开设有通孔(C21)，两个通孔(C21)贯通布置，偏摆操纵杆(5)的末端伸入于两个通孔(C21)内。

2.根据权利要求1所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：所述双输出驱动机构(1)包括一号电机(1-1)、一号电机齿轮轴(1-2)、一号齿轮轴(1-3)、二号电机(1-5)、二号电机齿轮轴(1-6)和二号齿轮轴(1-7)；

一号电机(1-1)的输出轴与一号电机齿轮轴(1-2)连接，一号电机齿轮轴(1-2)的齿轮与一号齿轮轴(1-3)的齿轮相啮合，二号电机(1-5)的输出轴与二号电机齿轮轴(1-6)连接，二号电机齿轮轴(1-6)的齿轮与二号齿轮轴(1-7)的齿轮相啮合，一号齿轮轴(1-3)和二号齿轮轴(1-7)均连接共轴多旋翼机构(3)。

3.根据权利要求2所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：所述共轴多旋翼机构(3)包括一号螺旋轴(3-1)、二号螺旋轴(3-2)、万向轴承(3-3)和万向轴承座(3-4)；

一号齿轮轴(1-3)与一号螺旋轴(3-1)的一端连接，一号螺旋轴(3-1)的另一端连接有螺旋桨(4)，二号齿轮轴(1-7)与二号螺旋轴(3-2)的一端连接，二号螺旋轴(3-2)的另一端连接有螺旋桨(4)，一号螺旋轴(3-1)和二号螺旋轴(3-2)为同轴套装结构；一号螺旋轴(3-1)套装在二号螺旋轴(3-2)上且二者相对转动，二号螺旋轴(3-2)转动安装在框架(2)上，框架(2)上安装有万向轴承(3-3)，万向轴承(3-3)安装在与机架(B)连接的万向轴承座(3-4)上。

4.根据权利要求3所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：所述共轴多旋翼机构(3)还包括轴压盖(3-5)、限位杆(3-6)和两个挡杆(3-7)；轴压盖(3-5)安装在框架(2)上，轴压盖(3-5)的侧面还安装限位杆(3-6)，万向轴承座(3-4)上安装有并列间隔设置的两个挡杆(3-7)，限位杆(3-6)布置在两个挡杆(3-7)之间。

5.根据权利要求4所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：所述框架(2)包括上箱板(2-1)、中箱板(2-2)、下箱板(2-3)和四个立柱(2-4)；四个立柱(2-4)呈方形排布，四个立柱(2-4)的上端、中部和下端对应安装有上箱板(2-1)、中箱板(2-2)和下箱板(2-3)，一号电机(1-1)和二号电机(1-5)安装在下箱板(2-3)上，二号螺旋轴(3-2)穿出上箱板(2-1)，一号齿轮轴(1-3)通过轴承安装在中箱板(2-2)上，二号齿轮轴(1-7)通过轴承安装在上箱板(2-1)上。

6.根据权利要求5所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：所述四个立柱(2-4)均为尼龙立柱。

7.根据权利要求3、4、5或6所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：所述机架(B)包括架体(B1)和多个支撑连接杆(B2)，万向轴承座(3-4)上沿周向安装有多个支撑连接杆(B2)，支撑连接杆(B2)与架体(B1)连接。

8.根据权利要求7所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：所述架体(B1)为方形框架结构，方形框架结构包括四个竖向支柱杆(B11)、四个起落架横杆(B12)和四个侧板(B13)；四个竖向支柱杆(B11)连接成一个竖框，四个起落架横杆(B12)连接成一个横框，竖框安装在横框上，竖框上每相邻两个竖向支柱杆(B11)之间连接有一个侧板(B13)，相对的两个侧板(B13)上各安装有一个舵机(C1)，多个支撑连接杆(B2)分别与竖框连接。

9.根据权利要求3、4、5、6或8所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器，其特征在于：所述基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器还包括电池(D)，电池(D)安装在机架(B)上。