CN107757912A - 动力装置、飞行器及飞行器控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种具有多个倾转自由度的动力装置、其动力装置可多自由度倾转的飞行器及一种使飞行器易于控制的飞行器控制方法。本发明提供的动力装置包括涵道动力单元、安装臂、连接臂及支撑架，支撑架支撑在涵道动力单元的外侧，且其上设置有第一舵机，第一舵机使涵道动力单元绕一与涵道动力单元的旋转轴垂直的第一转轴转动；连接臂与支撑架连接，连接臂上设置有第二舵机，第二舵机使支撑架绕一与第一转轴垂直的第二转轴转动；连接臂与安装臂连接，安装臂上设置有第三舵机，第三舵机使连接臂绕一与第二转轴垂直的第三转轴转动。涵道动力单元可全方位倾转，进而快速实现飞行器的各个方向的转向的优点，动力装置的控制更灵活，机动性好。

Description

动力装置、飞行器及飞行器控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其是一种用于飞行器的动力装置、具有该动力装置的飞行器及该飞行器的飞行控制方法。

背景技术

涵道动力单元为一种为飞行器提供动力的装置，一般包括涵道筒及位于涵道筒内的旋翼及其驱动电机。多旋翼飞行器一般都具有多个涵道动力单元为其提供飞行动力。

现有的多旋翼飞行器在转向时，大都是利用旋翼的反扭矩来控制的，由于旋翼在旋转时对转轴产生反扭矩。通常情况下，旋翼具有偶数个，其中一半旋翼产生的反扭矩使多旋翼飞行器沿顺时针方向旋转，另一半旋翼产生的反扭矩使多旋翼飞行器沿逆时针方向旋转。在需要使飞行器顺时针转向时，通过控制产生的反扭矩使多旋翼飞行器沿顺时针方向旋转的一半旋翼使其转速增加，进而反扭矩增加，并控制另一半旋翼使其转速减小，进而反扭矩减小，从而实现飞行器顺时针方向转动；当需要使飞行器逆时针转向时，则使另一半旋翼转速增加而该一半旋翼转速减小。由于电机的速度变化需要一定的时间差，旋翼由于速度变化提供的反扭矩也存在一定的时间差，因此，现有的多旋翼飞行器存在操控迟钝的现象，灵活性和机动性不足，不能及时准确地定向，飞行自由度低。

为提高机动性，有的多旋翼飞行器设置了倾转旋翼机构，使旋翼倾转以产生矢量气流，将电机推力的一部分变成操纵力，这就增加了飞机的可操纵性。但现有的多旋翼飞行器一般都只有一个倾转自由度，飞行器的灵活性和机动性仍不足。而且当飞行器遭遇大风等恶劣天气时，机身可能会被吹成侧翻等姿势，飞行器的飞行更不易于控制。

发明内容

本发明的第一目的是提供一种具有多个倾转自由度的动力装置；

本发明的第二目的是提供一种具有动力装置可多自由度倾转的飞行器；

本发明的第三目的是提供一种飞行器控制方法，使飞行器易于控制。

为了实现上述第一目的，本发明提供了一种动力装置，包括涵道动力单元、安装臂、连接臂及支撑架，支撑架支撑在涵道动力单元的外侧，且其上设置有第一舵机，第一舵机使涵道动力单元绕一与涵道动力单元的旋转轴垂直的第一转轴转动；连接臂与支撑架连接，连接臂上设置有第二舵机，第二舵机使支撑架绕一与第一转轴垂直的第二转轴转动；连接臂与安装臂连接，安装臂上设置有第三舵机，第三舵机使连接臂绕一与第二转轴垂直的第三转轴转动。

由以上方案可见，在支撑架、连接臂和安装臂的支撑下，在第一舵机、第二舵机和第三舵机的作用下可使涵道动力单元绕三个不同的转轴转动，从而可实现涵道动力单元的全方位倾转，进而快速实现飞行器的各个方向的转向，动力装置的控制更灵活，机动性好。

较具体的方案为，连接臂与第一转轴垂直且其延长线与涵道动力单元的轴线相交地与支撑架连接，连接臂与安装臂相互垂直地连接。

由以上方案可见，涵道动力单元及其支撑架关于连接臂对称，在涵道动力单元绕第一转轴转动时，连接臂可稳定地支撑支撑架及涵道动力单元，连接臂与安装臂相互垂直可方便地保证第二转轴与第三转轴垂直。

更具体的方案为，涵道动力单元设置为两个，每个涵道动力单元都安装有支撑架和第一舵机，通过连接臂对称地设置在安装臂上。

由以上方案可见，两个涵道动力单元可通过连接臂相对安装臂对称地设置，从而安装臂的受力平衡。

进一步更具体的方案为，连接臂上设置有两个第二舵机，用于分别驱动两个支撑架。由以上方案可见，连接臂上设置两个第二舵机，使两个涵道动力装置可分别驱动，从而两动力单元绕第二转轴的转动互不干涉，从而控制更灵活。

更进一步的方案为，安装臂与连接臂通过T型杆连接。由以上方案可见，通过T型杆可方便地连接安装臂和连接臂，并保证安装臂与连接臂之间的垂直。

优选地，支撑架上与第一舵机相对的地方设置有第一集电环，连接臂上与第二舵机相对的位置设置有第二集电环，安装臂上与第三舵机相对的位置设置有第三集电环。由以上方案可见，多个集电环的设置可使线路不会过度缠绕而发生破坏，从而保证动力装置各部分之间的电连接。

较具体地，第二舵机的输出轴上安装有第一传动件，支撑架安装有第二传动件，第二舵机通过第一传动件带动支撑架转动，第三舵机的输出轴上安装有第三传动件，连接臂安装有第四传动件，第三舵机通过第三传动件带动所述连接臂转动。。由以上方案可见，第一传动件、第二传动件和第三传动件的设置可使第二舵机及第三舵机的输出可以减速，从而舵机对转动角度的控制更精确。为实现上述第二目的，本发明提供了一种飞行器包括机身和动力装置，其中动力装置为上述的动力装置。

由以上方案可见，飞行器的动力装置的涵道动力单元可绕三个不同的转轴转动，从而可实现涵道动力单元的全方位倾转，飞行器的控制更灵活，机动性好。

较具体的方案为，动力装置设置为三个，其中一个位于机身前端部或后端部，另两个对称地设置在机身的另一端部。由以上方案可见，多个动力装置分布在机身周围，可为飞行器提供较大的动力支持，且各动力单元的控制非常灵活，从而飞行器的控制更灵活，机动性好。

为实现上述第三目的，本发明提供了一种飞行器控制方法，用于控制飞行，包括：针对飞行器的涵道动力单元，设置一预设角度，预设角度为涵道动力单元的轴线相对于竖直方向的角度；当飞行器的机身姿态改变、涵道动力单元的轴线偏离预设角度时，调节涵道动力单元的第一舵机、第二舵机和第三舵机中的一个或多个，使涵道动力单元的轴线回复至预设角度。

由以上方案可见，当机身受气流扰动随风倾斜旋转时，通过预设角度使涵道动力单元能够保持原有角度，从而提高飞行器的平稳性，减少飞行阻力，延长续航时间。通过机身旋转倾斜可有效缓冲受力，而动力装置处于绝对空间位置关系能保持机身稳定，该方案使得飞行器在恶劣天气下的飞行成为可能。

附图说明

图1是动力装置第一实施例的立体图；

图2是动力装置第二实施例的立体图；

图3是飞行器实施例的动力装置的一种安装方式；

图4是飞行器实施例的动力装置的另一种安装方式；

图5是飞行器实施例的动力装置的又一种安装方式。

具体实施方式

以下将结合具体实施例并参照附图对本发明做出详细说明。

动力装置第一实施例

如图1所示，动力装置100包括涵道动力单元1、支撑架2、连接臂3和安装臂4，其中涵道动力单元1包括涵道筒11及位于其内且共轴设置的旋翼12，支撑架2用于可旋转地支撑涵道动力单元1，使涵道动力单元1可在第一舵机21的驱动下绕第一转轴转动，并控制其倾转角度。第一舵机21设置在支撑架2与涵道动力单元1连接的一端部，支撑架2与涵道动力单元1连接的另一端设置有第一集电环22，用于保证电连接，防止由于线路过度缠绕而导致线路损坏。

连接臂3的一端与支撑架2连接，另一端远离涵道动力单元1而延伸，连接臂3的延长线垂直于第一转轴且与旋翼12的旋转轴相交，从而连接臂3位于支撑架2和涵道动力单元1的对称轴上。连接臂3上设置舵机安装架用于安装第二舵机31，第二舵机31输出轴上连接有作为第一传动件的第一主动齿轮32，与支撑架2固定连接的作为第二传动件的第一从动齿轮33与第一主动齿轮32啮合，从而第二舵机31可驱动支撑架3绕一与第一转轴垂直的第二转轴、亦即连接臂3的轴转动，连接臂3上与第一从动齿轮33相对位置设置有第二集电环34。

安装臂4与连接臂3的另一端连接，且与连接臂3垂直，安装臂4上设置有第三舵机41，其输出轴上连接有作为第三传动件的第二主动齿轮42，安装臂4上设置有与连接臂4固定连接作为第四传动件的第二从动齿轮43与第二主动齿轮42啮合，以在第三舵机41的驱动下使连接臂3带动支撑架2和涵道动力单元1绕第三转轴、亦即安装臂4的轴转动，安装臂4上与第二从动齿轮43相对的位置设置有第三集电环44。

动力装置100通过安装臂4安装在飞行器的机身上，涵道动力单元1可绕第一转轴、与第一转轴垂直的第二转轴和与第二转轴垂直的第三转轴转动，从而可实现全方位的倾转。

动力装置第二实施例

本实施例与动力装置第一实施例结构类似。如图2所示，动力装置100具有两个涵道动力单元1，两个支撑架2分别支撑两个涵道动力单元1，两连接臂3分别与两支撑架2连接，并通过T型杆5与安装臂4连接，两涵道动力单元1都包括涵道筒11及位于其内且共轴设置的旋翼12，支撑架2用于可旋转地支撑涵道动力单元1，使各涵道动力单元1可在其对应的第一舵机21的驱动下绕各自的第一转轴转动，并控制倾转角度。各第一舵机21相对的位置设置有第一集电环22，用于保证电连接，防止由于线路过度缠绕而导致线路损坏。

两连接臂3都为一端与支撑架2连接，另一端与T型杆5连接，两连接臂3位于同一直线上，连接臂3的延长线垂直于两涵道动力单元1的第一转轴且与两旋翼12的旋转轴都相交，从而连接臂3位于支撑架2和涵道动力单元1的对称轴上。两连接臂3上都设置有第二舵机31，输出轴上都连接有第一主动齿轮32，与支撑架2固定连接的第一从动齿轮33与第一主动齿轮32啮合，从而第二舵机31可驱动支撑架2绕一与各涵道动力单元1的第一转轴垂直的第二转轴、亦即连接臂3的轴转动，连接臂3上与第一从动齿轮33相对位置设置有第二集电环34。

安装臂4与T型杆5连接，且与连接臂3垂直，安装臂4上设置有第三舵机41，其输出轴上连接有第二主动齿轮42，安装臂4上设置有与T型杆5固定连接的第二从动齿轮43与第二主动齿轮42啮合，以在第三舵机41的驱动下使连接臂3带动支撑架2和涵道动力单元1绕第三转轴、亦即安装臂4的轴转动，安装臂4上与第二从动齿轮43相对的位置设置有第三集电环44。

在其他实施例中，两连接臂可固定连接，从而只设置一个第二舵机驱动两涵道动力单元绕连接臂的轴同步转动。在其他实施例中，舵机对涵道动力单元的驱动也可以通过带传动、链传动或蜗轮蜗杆传动等方式进行。在其他实施例中，安装臂可为T型杆的一部分。在其他实施例中，动力装置可具有三个涵道动力单元，与安装臂一起呈十字型分布。在其他实施例中，第一传动件和第二传动件、或第三传动件和第四传动件可设置为涡轮与蜗杆的配合。

飞行器实施例

如图3所示，飞行器具有三个动力装置100，通过安装臂安装在机身200上。动力装置100为动力装置第二实施例的动力装置，都具有两个涵道动力单元，各涵道动力单元都可在舵机的驱动下绕三个不同的转轴转动。三个动力装置100的安装臂位于同一平面内，且其中两个动力装置100以另一个动力装置100为中心对称设置于该动力装置100的相对端部。图4和图5示出了三个动力装置100的不同安装方式，但三个动力装置的安装臂优选地位于同一平面内。

在现有技术中，机身上会安装有电子陀螺仪来维持机身的平衡。本实施例中每个动力装置100的安装臂上或支撑安装臂的支撑环内都可安装有电子陀螺仪和检测动力装置倾斜的传感器，机身200上也可安装有这种传感器，各电子陀螺仪和各传感器都与机身200上设置的飞控模块电连接。在飞行器需要转向时，控制各涵道动力单元的倾斜方向，即可方便地实现飞行器的转向，操纵灵活且机动性好。

在其他实施例中，飞行器可具有任意个动力装置，其中一个或多个为本发明动力装置实施例中的动力装置，而其他动力装置为仅具有一个或两个倾转方向，即其涵道动力单元仅绕一个或两个转轴转动。

飞行器控制方法实施例

飞行器在恶劣天气条件下飞行时，可针对飞行器的涵道动力单元，设置一预设角度，预设角度为涵道动力单元的轴线相对于竖直方向的角度，如0度，即使涵道动力单元的轴线处于竖直方向；当传感器检测出机身倾斜时，各动力单元的轴线偏离预设角度时，飞控模块对动力装置上的电子陀螺仪控制，调节涵道动力单元的第一舵机、第二舵机和第三舵机中的一个或多个，使涵道动力单元的轴线维持在预设角度。

进一步地，本发明提供了一种飞行模式，即云平台模式，其中飞行器的动力装置位于绝对位置，涵道动力单元的轴线、即旋翼的旋转轴处于绝对空间位置关系。机身受气流扰动随风倾斜旋转时，旋翼的旋转轴能够保持竖直或所需角度，从而提高飞行器的平稳性，减少飞行阻力，延长续航时间。该飞行模式可克服自然因素的影响。现有的飞行器遇上恶劣天气时，由于机身受力过大有可能发生旋转侧翻，最后坠毁。而采用云平台模式，飞行器的机身通过旋转倾斜有效缓冲受力，而动力装置处于绝对空间位置关系保持机身稳定。该飞行模式使得飞行器在恶劣天气时进行飞行成为可能。

另外，本发明所描述的动力装置除了能够应用于飞行器上，还能够安装于船舶或气动车上，以实现船舶或气动车的偏航，或者为船舶或气动车提供前进动力。

以上是对本发明所做的示例性描述，凡在不脱离本发明核心的情况下做出的简单变形或修改均落入本发明的保护范围。

Claims (10)

1.动力装置，包括涵道动力单元、安装臂、连接臂及支撑架，其特征在于：

所述支撑架支撑在所述涵道动力单元的外侧，且其上设置有第一舵机，所述第一舵机使所述涵道动力单元绕一与所述涵道动力单元的旋转轴垂直的第一转轴转动；

所述连接臂的一端与所述支撑架连接，所述连接臂上设置有第二舵机，所述第二舵机使所述支撑架绕一与所述第一转轴垂直的第二转轴转动；

所述安装臂与所述连接臂连接，所述安装臂上设置有第三舵机，所述第三舵机使所述安装臂绕一与所述第二转轴垂直的第三转轴转动。

2.根据权利要求1所述的动力装置，其特征在于：

所述连接臂与所述第一转轴垂直地与所述支撑架连接，且所述连接臂的延长线与所述涵道动力单元的轴线相交，所述连接臂与所述安装臂相互垂直地连接。

3.根据权利要求2所述的动力装置，其特征在于：

所述涵道动力单元设置为两个，每个涵道动力单元都安装有所述支撑架和所述第一舵机，通过所述连接臂对称地设置在所述安装臂上。

4.根据权利要求3所述的动力装置，其特征在于：

所述连接臂上设置有两个第二舵机，用于分别驱动两个支撑架。

5.根据权利要求4所述的动力装置，其特征在于：

所述连接臂与所述安装臂通过T型杆连接。

6.根据权利要求1至5任一项所述的动力装置，其特征在于：

所述支撑架上与所述第一舵机相对的地设置有第一集电环，所述连接臂上与所述第二舵机相对的位置设置有第二集电环，所述安装臂上与所述第三舵机相对的位置设置有第三集电环。

7.根据权利要求6所述的动力装置，其特征在于，所述动力装置包括：

所述第二舵机的输出轴上安装有第一传动件，所述支撑架安装有第二传动件，所述第二舵机通过第一传动件带动所述支撑架转动，所述第三舵机的输出轴上安装有第三传动件，所述连接臂安装有第四传动件，所述第三舵机通过第三传动件带动所述连接臂转动。

8.飞行器，包括机身和动力装置，其特征在于：

所述动力装置为权利要求1至7中任一项所述的动力装置。

9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于：

所述动力装置设置为三个，其中一个位于所述机身的前端部或后端部，另两个对称地设置在所述机身的另一端部。

10.一种飞行器控制方法，用于控制根据权利要求8或9的飞行器，包括：

针对所述飞行器的涵道动力单元，设置一预设角度，所述预设角度为所述涵道动力单元的轴线相对于竖直方向的角度；

当所述飞行器的机身姿态改变、所述涵道动力单元的轴线偏离所述预设角度时，调节所述涵道动力单元的第一舵机、第二舵机和第三舵机中的一个或多个，使所述涵道动力单元的轴线回复至所述预设角度。