CN108082508A - 一种无人直升机电动助降装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种无人直升机电动助降装置，属于无人直升机结构设计领域。所述装置包括伸缩机构，包括第一外筒及转动设置在所述第一外筒内的伸缩杆，所述伸缩杆能够自所述第一外筒的一端伸出；锁定机构，包括第二外筒，其一端连接所述伸缩杆，另一端设置有能够自所述第二外筒侧壁伸出及收回的卡爪。本发明将直升机助降整体结构重量及尺寸降至更低，有效地解决了液压驱动、气驱动助降装置整体结构复杂、重量重、维护使用不方便、可靠性差、环境温度适应性差的问题。
Description
技术领域
本发明属于无人直升机结构设计领域，具体涉及一种无人直升机电动助降装置。
背景技术
舰船甲板在海风及海浪作用下始终处于不规则运动状态，直升机在甲板上着舰存在一定的危险，特别是在高海况下，直升机很容易在着舰过程中发生滑移或侧翻等事故。而采用鱼叉格栅助降系统，是工程上保证直升机着舰安全的有效手段。鱼叉安装于直升机下部，格栅固定于舰船甲板上，直升机着舰过程中，鱼叉快速插入格栅并回缩锁紧，提供足够的拉力保证直升机在甲板运动情况下不滑移或侧翻，同时直升机着舰后可以起到系留的作用。
助降装置的驱动方式包括液压驱动、电驱动和气驱动。一直以来，液压驱动是国内助降装置的唯一方式，然而无人直升机一般没有设置液压系统，使用液压驱动需自带液压源，这将大大增加系统的复杂性和重量，且维护保养不方便，因此液压驱动方式不适合无人直升机。液压驱动、气驱动存在的以下问题：
1)需额外配置液压系统或气压系统，整体结构复杂、重量较重；
2)液压系统需定期维护保养，气压系统需经常充气，使用不方便；
3)管路密封性要求较高，啮合后依靠液压或气压锁定，降低了系统可靠性；
4)靠液压或气压实现驱动，对环境温度适应性较差。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种更适合无人直升机使用的助降装置，该助降装置采用电驱动、自由锥式构型，具有结构紧凑、重量轻，维护使用方便、可靠性高、环境温度适应性好的特点，其中电机、旋变、制动器高度一体化集成设计将结构重量、整体尺寸降至更低，有效地解决了现有液压驱动、气驱动助降装置整体结构复杂、重量重、维护使用不方便、可靠性差、环境温度适应性差的问题。
本发明无人直升机电动助降装置，包括：
伸缩机构，包括第一外筒及转动设置在所述第一外筒内的伸缩杆，所述伸缩杆能够自所述第一外筒的一端伸出；
锁定机构，包括第二外筒，其一端连接所述伸缩杆，另一端设置有能够自所述第二外筒侧壁伸出及收回的卡爪。
优选的是，所述第二外筒内设置有电磁装置，连接所述卡爪的一端，所述卡爪中间部分铰接在所述第二外筒的筒壁上，卡爪连接电磁装置的一端受电磁力运动，以铰接点为中心，使卡爪的另一端自所述第二外筒侧壁伸出及收回。
优选的是，所述电磁装置包括感应线圈及设置在感应线圈内的电磁杆，所述电磁杆的一端连接所述卡爪，由感应线圈带动电磁杆运动，推动卡爪的端部。
优选的是，所述电磁装置包括感应线圈及设置在感应线圈内的电磁杆，所述电磁杆的一端压接所述卡爪，且所述卡爪中间部分通过扭簧连接在所述第二外筒的筒壁上。
优选的是，所述电磁杆包括环装凸起，所述第二外筒内壁在靠近卡爪位置处设置有台阶，所述凸起与所述台阶之间设置有受压的弹簧，所述弹簧套在所述电磁杆上。
优选的是，所述第一外筒通过安装接头组件固定在无人机腹部。
优选的是，所述安装接头组件一端固定设置在第一外筒上，另一端与无人机腹部通过球铰连接。
优选的是，所述伸缩杆的一端通过滚珠丝杠连接电机旋变机构。
优选的是，电机旋变机构与伸缩杆之间还设置有行星减速器。
无人直升机轻型电动助降装置关键创新点如下：
不需单独配置液压系统或气压系统，整体结构紧凑、系统重量轻，通过电机、旋变、制动器高度一体化集成设计、采用无扭力臂结构的自由锥式结构构型并利用球轴承和扭簧结构等措施实现限位防扭，进一步降低了结构重量和尺寸；
与液压源、气源不同，电动机不需要特别维护保养，使用方便，采用模块化结构设计，维护性好；
电动鱼叉与格栅啮合后采用机械结构限位，可靠性高；
采用电驱动方式，对环境温度适应性较好。
本发明无人直升机轻型电动助降装置采用电驱动方式，具有结构紧凑、重量轻，维护性、可靠性高、环境温度适应性好的特点，其中电机、旋变与制动器高度集成一体化设计及采用无扭力臂结构的自由锥式结构构型，将整体结构重量、尺寸降至更低，有效地解决了液压驱动、气驱动助降装置整体结构复杂、重量重、维护使用不方便、可靠性差、环境温度适应性差的问题。
附图说明
图1为本发明无人直升机电动助降装置的一优选实施例的结构示意图；
图2为本发明图1所示实施例的伸缩机构结构示意图。
图3为本发明图1所示实施例的锁定机构结构示意图。
图4为本发明图1所示实施例的电动助降装置位置关系示意图。
图5为本发明图1所示实施例的电动助降装置控制示意图。
其中，1为伸缩机构，2为锁定机构，3为格栅；
11为第一外筒，12为伸缩杆，13为接头组件，14为滚珠丝杠，15为电机旋变机构，16为行星减速器；
21为第二外筒，22为卡爪，23为电磁装置，24为扭簧，25为弹簧，26为力传感器，231为感应线圈，232为电磁杆。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，例如“顺时针”、“逆时针”、“向上”、“向下”等，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本发明提供了一种无人直升机电动助降装置，如图4所示，其中A为本装置，设置在无人机腹部，用于将无人机锁定至地面的格栅上，B为控制盒，用于控制本装置，之后叙述，本发明无人直升机电动助降装置，参考图1，其主要包括：
伸缩机构1，包括第一外筒11及转动设置在所述第一外筒内的伸缩杆12，所述伸缩杆能够自所述第一外筒的一端伸出；
锁定机构2，包括第二外筒21，其一端连接所述伸缩杆12，另一端设置有能够自所述第二外筒侧壁伸出及收回的卡爪22。
参考图3，所述第二外筒21内设置有电磁装置23，连接所述卡爪22的一端，所述卡爪22中间部分铰接在所述第二外筒的筒壁上，卡爪22连接电磁装置23的一端受电磁力运动，以铰接点为中心，使卡爪22的另一端自所述第二外筒侧壁伸出及收回。图3中，卡爪的末端是张开的，卡在格栅3的一个格栅孔里，可以理解的是，该示意图给出的工况下，无人机被地面锁定，当卡爪22的末端收回时，锁定机构2可以自格栅孔内拔出，无人机得到解锁。
继续参考图3，本实施例中，所述电磁装置23包括感应线圈231及设置在感应线圈内的电磁杆232，所述电磁杆232的一端连接所述卡爪22，由感应线圈231带动电磁杆232运动，推动卡爪22的端部。例如，电磁杆232的末端(下端)与卡爪22的前端(左端)固定连接，在电磁杆232的带动下，卡爪22绕铰接点转动，从而能够控制卡爪22的末端(右端)伸出或收回筒内。
本实施例还提供了另一种控制方式，如图3所示，所述电磁装置23包括感应线圈及设置在感应线圈内的电磁杆232，所述电磁杆232的一端压接所述卡爪22，且所述卡爪22中间部分通过扭簧24连接在所述第二外筒的筒壁上。此种情况下，电磁杆232与卡爪22的前端仅接触，不存在死连接，扭簧24提供回复力(回复至张开状态)电磁杆232受力向下运动时，使卡爪22克服扭簧的弹力收回筒内，在撤销电磁力后，卡爪22受扭簧弹力，弹出筒外，并将电磁杆复位。
本实施例中，电磁杆232的复位也可以不借助于扭簧24,而是套设在电磁杆232上的弹簧，具体的，参考图3，所述电磁杆232包括环装凸起，所述第二外筒21内壁在靠近卡爪位置处设置有台阶，所述凸起与所述台阶之间设置有受压的弹簧25，所述弹簧套在所述电磁杆232上。
本实施例中，参考图1，所述第一外筒11通过安装接头组件13固定在无人机腹部。例如安装接头组件13被配置成：所述安装接头组件13一端固定设置在第一外筒11上，另一端与无人机腹部通过球铰连接，具有安装预紧力，，电动鱼叉可在360°范围内小角度(7°)转动。
参考图2，所述伸缩杆12的一端通过滚珠丝杠14连接电机旋变机构15，电机旋变机构15为电机+旋变+制动器一体式机构。
本实施例中，电机旋变机构15与伸缩杆12之间还设置有行星减速器16，行星减速器16安装在电机旋变机构15的下方，起到减速的作用，滚珠丝杠螺母副安装在行星减速器下方，其主要功能是将旋转运动转化直线运动，驱动锁定/解除机构运动。
本实施例中，锁定机构2还包括力传感器26，将电磁力大小反馈给控制盒(控制机构)，实现更精准的控制。
本实施例中，控制盒B由控制硬件和控制软件组成，安装在无人直升机舱内，提供电动鱼叉控制电源和功率电源，完成整个电动鱼叉的伺服控制，实现整个助降装置工作状态监控和报警。
控制硬件主要由电连接器、机箱、电源变换模块组件、电源板组件、主控板组件、功率驱动板组件和力传感器信号调理组件组成，电连接器实现控制盒与外部交联电气连接；电源变换模块组件将28VDC功率电源转化为120VDC供电机使用；电源板组件提供各模块电路工作电源及鱼叉控制电源；主控板组件采用FPGA+DSP的结构，用于完成信号的采集、运算处理，发出电机的控制指令、状态及故障上报等；功率驱动板组件用于将电机的控制信号放大，以驱动电机，并采集电机工作电流；力传感器信号调理组件用于完成力传感器所有输入输出信号处理。
控制软件运行于主控板组件的DSP和FPGA内，由操作软件和应用软件组成。操作软件主要负责管理系统硬件资源，协调指挥系统有序运行，应用软件用于实现控制盒的各种功能。
无人直升机轻型电动助降装置工作原理如图5所示。无人直升机提供28VDC电源，控制盒将28VDC电源分为两路，一路为控制电源，另一路经电源变换模块组件转换为120VDC功率电源。接通电源后，首先进行系统初始化与上电自检测，一切正常时进入待命状态；当控制盒接收到飞控计算机RS422指令时(着舰或起飞)，主控板组件将指令与旋变反馈的信号、电动伸缩机构到位的信号综合处理后，通过功率驱动板组件输出相应的PWM(脉冲宽度调制)波形控制电机输出一定的转速与扭矩，经行星减速器(减速后变为低转速大扭矩运动，再经滚珠丝杠螺母副转化为直线位移和速度，驱动鱼叉进行伸出或缩回运动；主控板组件根据快速锁定/解除机构的到位信号，判断电磁铁是否吸合，实现电动鱼叉与舰船甲板格栅的锁定或解除。
无人直升机轻型电动助降装置关键创新点如下：
不需单独配置液压系统或气压系统，整体结构紧凑、系统重量轻，通过电机、旋变、制动器高度一体化集成设计、采用无扭力臂结构的自由锥式结构构型并利用球轴承和扭簧结构等措施实现限位防扭，进一步降低了结构重量和尺寸；
与液压源、气源不同，电动机不需要特别维护保养，使用方便，采用模块化结构设计，维护性好；
电动鱼叉与格栅啮合后采用机械结构限位，可靠性高；
采用电驱动方式，对环境温度适应性较好。
无人直升机轻型电动助降装置安装如图4所示，其中，电动鱼叉安装在无人直升机中部机腹下方位置，与机体连接，控制盒安装在机舱内。舰船甲板格栅为标准件。
无人直升机着舰流程参考图5：无人直升机降落平稳后，飞控计算机对控制盒发出着舰指令，控制盒接收着舰指令后，控制电机正转，驱动鱼叉伸出插入格栅，当鱼叉装置完全插入格栅并反馈到位信号时，制动器锁定，鱼叉伸出过程完成。如果在鱼叉伸出的过程中力传感器反馈的压力值超过限定值，说明鱼叉装置并没有准确插入格栅，控制盒控制电机反转，驱动鱼叉装置缩回，并上报飞控计算机着舰条件不满足；当鱼叉装置伸出完成后，控制盒将此状态信号上报飞控计算机，飞控计算机接收到后发出缩回指令，控制盒驱动电机反转，鱼叉缩回，缩回过程中，当力传感器压力值达到预定值时，快速锁定/解除机构反馈锁定到位信号，电动伸缩机构停止动作，鱼叉与格栅系留锁紧，锁定制动器，控制盒上报飞控计算机着舰固定完成。
无人直升机起飞流程：飞控计算机对控制盒发出解锁指令，制动器完成解锁，控制盒控制电机正转，驱动鱼叉伸出一定距离，与此同时，当力传感器的压力值小于预定值时，控制盒内的电源板组件给电磁铁通电，电磁铁驱动销轴向下运动推动卡爪收回，当卡爪收回到位时，锁定/解除机构发出解锁到位信号，控制盒收到解锁到位信号后，控制电机反转，驱动鱼叉缩回至零位，然后断开电机和电磁铁驱动，锁定制动器，上报飞控计算机起飞完成。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (9)
1.一种无人直升机电动助降装置，其特征在于，包括：
伸缩机构(1)，包括第一外筒(11)及转动设置在所述第一外筒内的伸缩杆(12)，所述伸缩杆能够自所述第一外筒的一端伸出；
锁定机构(2)，包括第二外筒(21)，其一端连接所述伸缩杆(12)，另一端设置有能够自所述第二外筒侧壁伸出及收回的卡爪(22)。
2.如权利要求1所述的无人直升机电动助降装置，其特征在于，所述第二外筒内设置有电磁装置(23)，连接所述卡爪(22)的一端，所述卡爪(22)中间部分铰接在所述第二外筒的筒壁上，卡爪(22)连接电磁装置(23)的一端受电磁力运动，以铰接点为中心，使卡爪(22)的另一端自所述第二外筒侧壁伸出及收回。
3.如权利要求2所述的无人直升机电动助降装置，其特征在于，所述电磁装置(23)包括感应线圈(231)及设置在感应线圈内的电磁杆(232)，所述电磁杆(232)的一端连接所述卡爪(22)，由感应线圈(231)带动电磁杆(232)运动，推动卡爪(22)的端部。
4.如权利要求3所述的无人直升机电动助降装置，其特征在于，所述电磁装置(23)包括感应线圈及设置在感应线圈内的电磁杆(232)，所述电磁杆(232)的一端压接所述卡爪，且所述卡爪中间部分通过扭簧(24)连接在所述第二外筒的筒壁上。
5.如权利要求4所述的无人直升机电动助降装置，其特征在于，所述电磁杆(232)包括环装凸起，所述第二外筒(21)内壁在靠近卡爪位置处设置有台阶，所述凸起与所述台阶之间设置有受压的弹簧(25)，所述弹簧套在所述电磁杆(232)上。
6.如权利要求1所述的无人直升机电动助降装置，其特征在于，所述第一外筒(11)通过安装接头组件(13)固定在无人机腹部。
7.如权利要求6所述的无人直升机电动助降装置，其特征在于，所述安装接头组件(13)一端固定设置在第一外筒(11)上，另一端与无人机腹部通过球铰连接。
8.如权利要求1所述的无人直升机电动助降装置，其特征在于，所述伸缩杆(12)的一端通过滚珠丝杠(14)连接电机旋变机构(15)。
9.如权利要求8所述的无人直升机电动助降装置，其特征在于，电机旋变机构(15)与伸缩杆(12)之间还设置有行星减速器(16)。
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