CN108382607A - 一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统 - Google Patents

Abstract

一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，它涉及无人飞行器设计与控制技术领域。本发明解决了现有的旋翼式无人机存在结构质量大，适用性差，只能用于地球大气环境下飞行，而无法满足火星低雷诺数环境工作的问题。本发明的无人机载物台、动力控制模块和姿态控制模块由上至下首尾顺次固接，无人机支架的中心位置设有电池安装座，电池安装在电池安装座内，上旋翼系统和下旋翼系统分别位于无人机支架的上、下端面，上旋翼系统与电池安装座之间设有控制面板，右电调和左电调分别位于电池的两侧并与电池连接，右电调与左电调分别与上旋翼系统和下旋翼系统连接。本发明用于针对具有稀薄或较高大气密度的地外星球，协助星球漫游车或独立进行的深空探测任务。

Description

一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统

技术领域

本发明涉及无人飞行器设计与控制技术领域,具体涉及一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统。

背景技术

针对地外类地行星进行观察与探测一直是人类深空探测计划的重要组成部分，由于火星具有与地球极为相似的物理体积、四季变化、昼夜交替等特点，对火星进行深空探测在世界范围内受到各国科学家的关注。由于采用火星车对火星环境进行探测受到了火星表面环形山、深沟峡谷等极端地形的限制，研制一种适用于火星大气环境的无人飞行器以协助火星车完成对火星的探测任务成为了近年来火星探测的关注点。根据无人机的飞行原理，火星无人机主要包括：固定翼式无人机、旋翼式无人机和扑翼式无人机。其中，固定翼式无人机受到起飞及降落路线的限制，难以在火星完成重复探测任务；扑翼式无人机能够适应火星的低雷诺数飞行条件，但受到了无人机尺寸及载荷能力的限制；因而，能够实现垂直起降的旋翼式火星无人机成为了最佳选择。火星大气环境主要成分为二氧化碳(约为95.32％)，火星大气环境属于低雷诺数环境。由于火星的飞行环境与地球飞行环境差异巨大，适用于火星大气环境的轻质、高集成化、高可靠性的低雷诺数环境无人机方面仍存在大量空白。因而研制涵道式火星旋翼式无人机的机械结构对我国未来深空探测意义重大。

综上所述，现有的旋翼式无人机存在结构质量大，适用性差，只能用于地球大气环境下飞行，而无法满足火星低雷诺数环境工作的问题。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有的旋翼式无人机存在结构质量大，适用性差，只能用于地球大气环境下飞行，而无法满足火星低雷诺数环境工作的问题，进而提供一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统。

本发明的技术方案是：

一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，它包括无人机载物台、动力控制模块和姿态控制模块，姿态控制模块为涵道式结构，无人机载物台、动力控制模块和姿态控制模块由上至下首尾顺次固接，动力控制模块包括控制面板、无人机支架、右电调、电池、左电调、上旋翼系统和下旋翼系统，无人机支架为圆柱形环状空心结构，无人机支架的中心位置设有电池安装座，电池安装在电池安装座内，上旋翼系统和下旋翼系统分别位于无人机支架的上端面和下端面，上旋翼系统与无人机支架的电池安装座的上端面固接，上旋翼系统与电池安装座之间设有控制面板，下旋翼系统与无人机支架的电池安装座的下端面固接，右电调和左电调分别位于电池的两侧并通过导线与电池连接，右电调与左电调分别通过导线与上旋翼系统和下旋翼系统连接。

进一步地，动力控制模块的上旋翼系统包括上位旋翼、上位无刷高速电机和上位电机座，上位旋翼与上位无刷高速电机的上端固接，上位无刷高速电机的下端面与上位电机座固接，上位无刷高速电机通过导线与右电调或左电调连接；

动力控制模块的下旋翼系统包括下位旋翼、下位无刷高速电机和下位电机座，下位旋翼与下位无刷高速电机的下端固接，下位无刷高速电机的上端面与下位电机座固接，下位无刷高速电机通过导线与右电调或左电调连接。

进一步地，动力控制模块还包括多组太阳能电池片，所述多组太阳能电池片均布在无人机支架的外端面。

进一步地，动力控制模块的太阳能电池片的数量为四组，四组太阳能电池片以环形阵列的方式安装在无人机支架的外端面上。

进一步地，动力控制模块还包括多组高清摄像机，所述多组高清摄像机均布在无人机支架的外端面。

进一步地，动力控制模块的高清摄像机的数量为四组，相邻两组太阳能电池片之间设有一组高清摄像机，四组以环形阵列的方式安装在无人机支架的外端面上。

进一步地，姿态控制模块包括涵道外支架、多组涵道叶片、涵道控制模块和多组支撑杆，涵道外支架的中心设置有中心涵道，所述中心涵道的中心部位设有涵道控制模块，涵道控制模块与涵道外支架之间以环形阵列的方式布置多组支撑杆，支撑杆一端与涵道外支架转动连接，支撑杆的另一端与涵道控制模块转动连接，每组支撑杆的中部设有一个涵道叶片。

进一步地，姿态控制模块的支撑杆的数量为四组，四组支撑杆均布在涵道控制模块与涵道外支架之间。

进一步地，所述无人飞行器机械系统的整体结构为轴对称或中心对称结构。

进一步地，无人机载物台和动力控制模块的上位旋翼、上位电机座、无人机支架、下位电机座、下位旋翼以及姿态控制模块的涵道外支架、多组涵道叶片、多组支撑杆均由碳纤维材料制造而成。

本发明与现有技术相比具有以下效果：

1、本发明为涵道结构，能够抑制无人机的旋翼系统在低雷诺数环境桨尖位置产生的涡流损失，从而增大无人机旋翼系统产生的升力大小，满足了旋翼式无人机在火星大气环境的动力学性能指标。

2、本发明的上旋翼系统和下旋翼系统分别位于无人机支架的上、下端面，旋翼系统采用“顶端+低端”的布置方式，能够消除两端旋翼之间的相互干扰，实现了无人机共轴双旋翼系统的动力要求，保证了旋翼系统的气动机械效率。结构新颖、机械效率高、灵活性强。

3、本明的工作介质具有可替换性，火星大气环境主要成分为二氧化碳(约为95.32％)，本发明的无人飞行器能够在火星大气环境飞行，同时也适用于对具有其他非腐蚀性气体环境的星球探测任务，既满足火星的探测任务要求，也可针对未来其他星球的探测要求。

4、本发明具有针对探测任务的悬停特性，在探测飞行过程中能够实现针对特定地点的悬停飞行，在真空室气体压力稳定的情况下，本发明能够满足较稳定的悬停飞行功能。

5、本发明的动力来源具有可选择性，本发明具体内部电池可通过火星车对其进行充电从而使本发明进行长时间工作；此外，本发明自身具备太阳能电池板，能够在飞行过程中进行能量的收集并将其转换为电池的电能。

6、本发明的通讯方式采用无线电通讯，本发明针对地外星球飞行环境无GPS定位等难点，采用火星车实现对飞行过程定位，并与火星车进行实时通讯完成探测任务。

7、本发明通过样品多次试验可知，本发明在低真空1–10⁴Pa环境，采用双旋翼系统在0–6000r/min转速范围进行悬停特性测试，能够产生200g的升力，从而满足无人机的质量要求，并具体一定的载荷能力。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；图2是无人机载物台1的结构示意图；图3是动力控制模块2的结构示意图；图4是姿态控制模块3的结构示意图；图5是动力控制模块2的安装示意图；图6是姿态控制模块3的轴测图；图7是姿态控制模块3的主视图；图8是图7的俯视图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1至图5说明本实施方式，本实施方式的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，它包括无人机载物台1、动力控制模块2和姿态控制模块3，姿态控制模块3为涵道式结构，无人机载物台1、动力控制模块2和姿态控制模块3由上至下首尾顺次固接，动力控制模块2包括控制面板2-4、无人机支架2-5、右电调2-8、电池2-9、左电调2-10、上旋翼系统和下旋翼系统，无人机支架2-5为圆柱形环状空心结构，无人机支架2-5的中心位置设有电池安装座，电池2-9安装在电池安装座内，上旋翼系统和下旋翼系统分别位于无人机支架2-5的上端面和下端面，上旋翼系统与无人机支架2-5的电池安装座的上端面固接，上旋翼系统与电池安装座之间设有控制面板2-4，下旋翼系统与无人机支架2-5的电池安装座的下端面固接，右电调2-8和左电调2-10分别位于电池2-9的两侧并通过导线与电池2-9连接，右电调2-8与左电调2-10分别通过导线与上旋翼系统和下旋翼系统连接。

本实施方式的无人机载物台1为功能性模块，用于装载测量设备或传感器等元器件；

本实施方式的无人机载物台3的下端面与动力控制模块2的上端面通过螺钉连接，动力控制模块2的下端面与姿态控制模块3的上端面通过螺钉连接。

具体实施方式二：结合图5说明本实施方式，本实施方式的动力控制模块2的上旋翼系统包括上位旋翼2-1、上位无刷高速电机2-2和上位电机座2-3，上位旋翼2-1与上位无刷高速电机2-2的上端固接，上位无刷高速电机2-2的下端面与上位电机座2-3固接，上位无刷高速电机2-2通过导线与右电调2-8或左电调2-10连接；

动力控制模块2的下旋翼系统包括下位旋翼2-12、下位无刷高速电机2-13和下位电机座2-11，下位旋翼2-12与下位无刷高速电机2-13的下端固接，下位无刷高速电机2-13的上端面与下位电机座2-11固接，下位无刷高速电机2-13通过导线与右电调2-8或左电调2-10连接。如此设置，上位旋翼2-1、上位无刷高速电机2-2和上位电机座2-3沿无人机支架2-5的纵向轴线方向依次直接连接，下位旋翼2-12、下位无刷高速电机2-13和下位电机座2-11沿无人机支架2-5的纵向轴线方向依次直接连接，保证了无人飞行器结构的紧凑性，较少的传动结构保证了无人飞行器在深空探测任务中对机械系统可靠性的要求。其它组成和连接关系与具体实施方式一相同。

本实施方式的上位电机座2-3的下端面或下位电机座2-11的上端面均开设有用于安装控制面板2-4的凹槽，控制面板2-4与电池2-19端面连接位于上位电机座2-3、无人机支架2-5和下位电机座2-11相邻端面形成的凹槽中，保证了结构的紧凑性。

具体实施方式三：结合图5说明本实施方式，本实施方式的动力控制模块2还包括多组太阳能电池片2-6，所述多组太阳能电池片2-6均布在无人机支架2-5的外端面。如此设置，通过多组太阳能电池片2-6实现了无人飞行器在工作过程中对太阳能的有效采集。其它组成和连接关系与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：结合图5说明本实施方式，本实施方式的动力控制模块2的太阳能电池片2-6的数量为四组，四组太阳能电池片2-6以环形阵列的方式安装在无人机支架2-5的外端面上。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二或三相同。

具体实施方式五：结合图5说明本实施方式，本实施方式的动力控制模块2还包括多组高清摄像机2-7，所述多组高清摄像机2-7均布在无人机支架2-5的外端面。如此设置，通过多组高清摄像机2-7实现了无人飞行器在工作过程中对周围环境的全面观测。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三或四相同。

具体实施方式六：结合图5说明本实施方式，本实施方式的动力控制模块2的高清摄像机2-7的数量为四组，相邻两组太阳能电池片2-6之间设有一组高清摄像机2-7，四组以环形阵列的方式安装在无人机支架2-5的外端面上。如此设置，。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四或五相同。

具体实施方式七：结合图6至图8说明本实施方式，本实施方式的姿态控制模块3包括涵道外支架3-1、多组涵道叶片3-2、涵道控制模块3-3和多组支撑杆3-4，涵道外支架3-1的中心设置有中心涵道，所述中心涵道的中心部位设有涵道控制模块3-3，涵道控制模块3-3与涵道外支架3-1之间以环形阵列的方式布置多组支撑杆3-4，支撑杆3-4一端与涵道外支架3-1转动连接，支撑杆3-4的另一端与涵道控制模块3-3转动连接，每组支撑杆3-4的中部设有一个涵道叶片3-2。如此设置，支撑杆3-4的两端分别与涵道外支架3-1和涵道控制模块3-3转动连接，使得安装在支撑杆3-4上的涵道叶片3-2能够绕支撑杆3-4的轴线实现旋转运动，实现了涵道控制模块3-3对涵道叶片3-2角度的直接控制。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五或六相同。

具体实施方式八：结合图6至图8说明本实施方式，本实施方式的姿态控制模块3的支撑杆3-4的数量为四组，四组支撑杆3-4均布在涵道控制模块3-3与涵道外支架3-1之间。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六或七相同。

具体实施方式九：结合图1说明本实施方式，本实施方式的所述无人飞行器机械系统的整体结构为轴对称或中心对称结构。如此设置，整体结构满足轴向对称、上端端面对称分布，保证了无人机整体质量分布的对称性，使无人机的重心与无人机的对称轴重合。使无人机更好的实现飞行姿态控制。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六、七或八相同。

本实施方式的所述无人飞行器机械系统的整体结构的装配均为轴向装备，通过控制各部件的加工精度能够更好的保证无人机飞行过程中上位旋翼2-1与下位旋翼2-12的同轴度要求。

具体实施方式十：结合图1至图8说明本实施方式，本实施方式的无人机载物台1和动力控制模块2的上位旋翼2-1、上位电机座2-3、无人机支架2-5、下位电机座2-11、下位旋翼2-12以及姿态控制模块3的涵道外支架3-1、多组涵道叶片3-2、多组支撑杆3-4均由碳纤维材料制造而成。如此设置，碳纤维材料具有强抗拉力、轻质的特性，有效地减轻了无人机的质量，使得无人机适用于火星大气环境。其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六、七、八或九相同。

工作原理

结合图1至图8说明本发明的工作原理：本发明的无人飞行器飞行高度控制方法：在控制面板2-4的驱动下，电池2-9对上位无刷高速电机2-2与下位无刷高速电机2-13供电使两组电机带动上位旋翼2-1、下位旋翼2-12高速旋转，从而产生沿旋转轴方向的升力。控制面板2-4通过改变上位无刷高速电机2-2与下位无刷高速电机2-13旋转方向、转速大小实现沿旋转轴方向升力大小与方向的变化。

本发明的无人飞行器飞行姿态控制方法为：涵道控制模块3-3通过控制四组支撑杆3-4的旋转角度，调整四组涵道叶片3-2的角度，通过四组涵道叶片3-2不同大小的摆角实现无人机的姿态变化。

本发明的无人飞行器能源的获取方法：所述无人飞行器采用的能源形式为电能，共有两种方式获得。方法一：无人飞行器通过与火星漫游车连接，对动力控制模块2的电池2-9进行快速充电，从而大幅度提升无人机的电能储备。方法二：无人飞行器通过四组均布在无人机支架2-5的外端面的太阳能电池片2-6实现太阳能的采集，这种方式难以实现无人飞行器的快速充电，但通过长时间的太阳能转换也能够在一定程度上满足无人飞行器的的飞行工作需求。

工作过程

结合图1至图8说明本发明的无人飞行器升起、下降及悬停过程：

无人飞行器的升起过程：在控制面板2-4的驱动下电池2-9分别对上位无刷高速电机2-2与下位无刷高速电机2-13供电，上位无刷高速电机2-2与下位无刷高速电机2-13产生正向的旋转运动并分别将旋转运动传递至上位旋翼2-1与下位旋翼2-12。正向旋转的上位旋翼2-1与下位旋翼2-12产生大于无人飞行器的重力的竖直向上的升力从而实现无人飞行器的升起运动。

无人飞行器的悬停过程：控制面板2-4控制电池2-9对上位无刷高速电机2-2与下位无刷高速电机2-13的供给电压，从而降低上位无刷高速电机2-2与下位无刷高速电机2-13的转速，无刷高速电机2-2与下位无刷高速电机2-13将减小的旋转运动传递至上位旋翼2-1与下位旋翼2-12。位旋翼2-1与下位旋翼2-12产生与无人飞行器重力相等的升力，从而实现无人飞行器的悬停运动。

无人飞行器的下降过程：控制面板2-4控制电池2-9产生的供给电压继续降低，上位无刷高速电机2-2与下位无刷高速电机2-13产生更小的旋转运动传递至上位旋翼2-1与下位旋翼2-12。上位旋翼2-1与下位旋翼2-12产生的升力小于无人飞行器重量，从而实现下降运动。

无人飞行器左右旋转运动过程

结合图6至图8说明本发明的无人飞行器左右旋转运动过程：

在无人飞行器处于悬停运动的情况下，涵道控制模块3-3通过控制四组支撑杆3-4中的一组正向旋转，支撑杆3-4带动涵道叶片3-2产生旋转运动，叶片3-2迎角增大，从而实现无人飞行器顺时针旋转运动；

涵道控制模块3-3通过控制四组支撑杆3-4中的一组负向旋转，支撑杆3-4带动涵道叶片3-2产生旋转运动，叶片3-2迎角减小，从而实现无人飞行器逆时针旋转运动。

Claims (10)

1.一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：它包括无人机载物台(1)、动力控制模块(2)和姿态控制模块(3)，姿态控制模块(3)为涵道式结构，无人机载物台(1)、动力控制模块(2)和姿态控制模块(3)由上至下首尾顺次固接，动力控制模块(2)包括控制面板(2-4)、无人机支架(2-5)、右电调(2-8)、电池(2-9)、左电调(2-10)、上旋翼系统和下旋翼系统，无人机支架(2-5)为圆柱形环状空心结构，无人机支架(2-5)的中心位置设有电池安装座，电池(2-9)安装在电池安装座内，上旋翼系统和下旋翼系统分别位于无人机支架(2-5)的上端面和下端面，上旋翼系统与无人机支架(2-5)的电池安装座的上端面固接，上旋翼系统与电池安装座之间设有控制面板(2-4)，下旋翼系统与无人机支架(2-5)的电池安装座的下端面固接，右电调(2-8)和左电调(2-10)分别位于电池(2-9)的两侧并通过导线与电池(2-9)连接，右电调(2-8)与左电调(2-10)分别通过导线与上旋翼系统和下旋翼系统连接。

2.根据权利要求1所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：动力控制模块(2)的上旋翼系统包括上位旋翼(2-1)、上位无刷高速电机(2-2)和上位电机座(2-3)，上位旋翼(2-1)与上位无刷高速电机(2-2)的上端固接，上位无刷高速电机(2-2)的下端面与上位电机座(2-3)固接，上位无刷高速电机(2-2)通过导线与右电调(2-8)或左电调(2-10)连接；

动力控制模块(2)的下旋翼系统包括下位旋翼(2-12)、下位无刷高速电机(2-13)和下位电机座(2-11)，下位旋翼(2-12)与下位无刷高速电机(2-13)的下端固接，下位无刷高速电机(2-13)的上端面与下位电机座(2-11)固接，下位无刷高速电机(2-13)通过导线与右电调(2-8)或左电调(2-10)连接。

3.根据权利要求1或2所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：动力控制模块(2)还包括多组太阳能电池片(2-6)，所述多组太阳能电池片(2-6)均布在无人机支架(2-5)的外端面。

4.根据权利要求3所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：动力控制模块(2)的太阳能电池片(2-6)的数量为四组，四组太阳能电池片(2-6)以环形阵列的方式安装在无人机支架(2-5)的外端面上。

5.根据权利要求1或2所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：动力控制模块(2)还包括多组高清摄像机(2-7)，所述多组高清摄像机(2-7)均布在无人机支架(2-5)的外端面。

6.根据权利要求5所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：动力控制模块(2)的高清摄像机(2-7)的数量为四组，相邻两组太阳能电池片(2-6)之间设有一组高清摄像机(2-7)，四组以环形阵列的方式安装在无人机支架(2-5)的外端面上。

7.根据权利要求1所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：姿态控制模块(3)包括涵道外支架(3-1)、多组涵道叶片(3-2)、涵道控制模块(3-3)和多组支撑杆(3-4)，涵道外支架(3-1)的中心设置有中心涵道，所述中心涵道的中心部位设有涵道控制模块(3-3)，涵道控制模块(3-3)与涵道外支架(3-1)之间以环形阵列的方式布置多组支撑杆(3-4)，支撑杆(3-4)一端与涵道外支架(3-1)转动连接，支撑杆(3-4)的另一端与涵道控制模块(3-3)转动连接，每组支撑杆(3-4)的中部设有一个涵道叶片(3-2)。

8.根据权利要求7所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：姿态控制模块(3)的支撑杆(3-4)的数量为四组，四组支撑杆(3-4)均布在涵道控制模块(3-3)与涵道外支架(3-1)之间。

9.根据权利要求1所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：所述无人飞行器机械系统的整体结构为轴对称或中心对称结构。

10.根据权利要求1、2或7所述的一种具有涵道结构的旋翼式火星无人飞行器机械系统，其特征在于：无人机载物台(1)和动力控制模块(2)的上位旋翼(2-1)、上位电机座(2-3)、无人机支架(2-5)、下位电机座(2-11)、下位旋翼(2-12)以及姿态控制模块(3)的涵道外支架(3-1)、多组涵道叶片(3-2)、多组支撑杆(3-4)均由碳纤维材料制造而成。