CN109747813B - 一种大载荷无人机尾翼驱动系统 - Google Patents

一种大载荷无人机尾翼驱动系统 Download PDF

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本发明涉及无人机领域，具体地说是一种大载荷无人机尾翼驱动系统，包括大扭力舵机、舵机固定组件、舵机摇臂、球头连杆、滑套推动臂、推动臂支撑件和滑套连接件，其中舵机固定组件安装在大载荷无人机的尾翼齿轮箱上，大扭力舵机和推动臂支撑件均安装在所述舵机固定组件上，所述大扭力舵机的输出轴与舵机摇臂固连，所述舵机摇臂、球头连杆和滑套推动臂依次铰接，所述滑套推动臂中部铰接于所述推动臂支撑件上，所述滑套推动臂远离所述球头连杆一端通过所述滑套连接件与滑套相连。本发明直接将大扭力舵机安装在无人机尾翼上并驱动尾翼上的滑套调整尾翼倾角，整体结构简单紧凑，且控制精度高，传动效率好。

Description

一种大载荷无人机尾翼驱动系统
技术领域
本发明涉及无人机领域，具体地说是一种大载荷无人机尾翼驱动系统。
背景技术
现有技术中，载荷重量达到200kg的大载荷无人机尾翼俯仰角控制机构主要是采用钢索调节，通过推拉钢索驱动相应的连杆机构动作，进而驱动尾翼上的滑套调整无人机尾翼的俯仰角。然而，该种结构的控制精度和控制效率都比较低，而且在机构动作中相互配合的零部件极易磨损，影响使用寿命。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大载荷无人机尾翼驱动系统，直接将大扭力舵机安装在无人机尾翼上并驱动尾翼上的滑套调整尾翼倾角，整体结构简单紧凑，且控制精度高，传动效率好。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：
一种大载荷无人机尾翼驱动系统，包括大扭力舵机、舵机固定组件、舵机摇臂、球头连杆、滑套推动臂、推动臂支撑件和滑套连接件，其中舵机固定组件安装在大载荷无人机的尾翼齿轮箱上，大扭力舵机和推动臂支撑件均安装在所述舵机固定组件上，所述大扭力舵机的输出轴与舵机摇臂固连，所述舵机摇臂、球头连杆和滑套推动臂依次铰接，所述滑套推动臂中部铰接于所述推动臂支撑件上，所述滑套推动臂远离所述球头连杆一端通过所述滑套连接件与滑套相连。
所述大扭力舵机包括电机、减速器、齿轮箱和旋转变压器，所述减速器的输入端与所述电机固连，所述减速器的输出端与所述齿轮箱的输入端固连，所述齿轮箱的输出端设有输出轴，在所述齿轮箱输出端远离所述输出轴一侧设有控制输出扭矩的旋转变压器。
所述电机、减速器、齿轮箱和旋转变压器均设置于一个安装座上，所述安装座两侧均设有安装侧板，所述电机设置于所述安装座外侧且固装于任一安装侧板上，所述齿轮箱设置于所述安装座内且固装于另一侧的安装侧板上，所述安装座安装在所述舵机固定组件上。
所述安装座上侧设有保护罩。
所述舵机固定组件包括两个舵机支撑件，两个舵机支撑件上均设有舵机安装板，其中一个舵机支撑件上设有用于安装推动臂支撑件的支撑件安装板。
所述球头连杆包括连杆本体和杆端关节轴承，所述连杆本体两端均设有带铰接孔的杆端关节轴承，且所述连杆本体与所述两个杆端关节轴承均为螺纹连接。
所述滑套推动臂包括上端的连接臂和下端的弧形叉，其中所述连接臂与所述弧形叉相连一端铰接于所述推动臂支撑件上，所述弧形叉两端分别设置于尾翼齿轮箱输出轴两侧，并与设置于尾翼齿轮箱输出轴下方的滑套连接件铰接。
本发明的优点与积极效果为：
1、本发明直接将大扭力舵机安装在无人机尾翼上，整体结构简单紧凑，且控制精度高，传动效率好，使大载荷无人机的综合性能得到了显著提升。
2、本发明中的大扭力舵机是专为对控制精度和扭矩有较高要求的工作环境所设计，其中旋转变压器实时采集输出轴上的输出齿轮位置，并反馈给飞行控制系统，以精确控制输出的扭矩的方向和大小。
附图说明
图1为本发明的整体示意图，
图2为图1中的大扭力舵机示意图，
图3为图2中的大扭力舵机拆除保护罩后的示意图，
图4为图1中的舵机固定组件示意图，
图5为图1中的球头连杆示意图。
其中，1为舵机固定组件，101为舵机安装板，102为支撑件安装板，2为大扭力舵机，201为电机，202为安装侧板，203为底板，204为减速器，205为安装座，206为齿轮箱，207为输出轴，208为旋转变压器，209为保护罩，3为舵机摇臂，4为球头连杆，401为连杆本体，402为杆端关节轴承，5为滑套推动臂,501为连接臂，502为弧形叉，6为推动臂支撑件，7为滑套连接件,8为滑套。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详述。
如图1～5所示，本发明包括大扭力舵机2、舵机固定组件1、舵机摇臂3、球头连杆4、滑套推动臂5、推动臂支撑件6和滑套连接件7，其中舵机固定组件1安装在大载荷无人机的尾翼齿轮箱上，大扭力舵机2和推动臂支撑件6均安装在所述舵机固定组件1上，所述大扭力舵机2的输出轴207与舵机摇臂3固连，所述舵机摇臂3、球头连杆4和滑套推动臂5依次铰接，所述滑套推动臂5中部铰接于所述推动臂支撑件6上，所述滑套推动臂5远离所述球头连杆4一端通过所述滑套连接件7与滑套8相连。
本发明中的大扭力舵机2是专为对控制精度和扭矩有较高要求的工作环境所设计，如图2～3所示，所述大扭力舵机2包括安装座205、电机201、减速器204、齿轮箱206和旋转变压器208，其中如图3所示，所述安装座205包括两侧的安装侧板202以及中间的底板203，电机201设置于所述安装座205外侧且固装于任一安装侧板202上，减速器204、齿轮箱206和旋转变压器208设置于安装座205内，其中齿轮箱206安装于所述安装座205远离所述电机201一侧的安装侧板202上，所述减速器204的输入端与所述电机201固连，所述减速器204的输出端与所述齿轮箱206的输入端固连，所述齿轮箱206的输出端设有伸出至所述安装座205外的输出轴207，在所述齿轮箱206输出端远离所述输出轴207一侧设有旋转变压器208，且所述旋转变压器208实时采集所述输出轴207上的输出齿轮位置，并反馈给飞行控制系统，以控制输出的扭矩的方向和大小，如图2所示，在所述安装座205上侧设有保护罩209保护内部各个部件，所述安装座205即安装在所述舵机固定组件1上。本实施例中，所述旋转变压器208为TS2620N21E11多摩川旋转变压器。
如图4所示，所述舵机固定组件1包括两个舵机支撑件，两个舵机支撑件上均设有用于安装大扭力舵机2的舵机安装板101，其中一个舵机支撑件上设有用于安装推动臂支撑件6的支撑件安装板102。
如图5所示，所述球头连杆4包括连杆本体401和杆端关节轴承402，所述连杆本体401两端均设有带铰接孔的杆端关节轴承402，且所述连杆本体401与所述两个杆端关节轴承402均为螺纹连接，通过旋拧两端的杆端关节轴承402可实现两者间的距离调整，也即实现所述球头连杆4的长度调整。
如图1所示，所述滑套推动臂5包括上端的连接臂501和下端的弧形叉502，其中所述连接臂501与所述弧形叉502相连一端铰接于所述推动臂支撑件6上，所述弧形叉502两端分别设置于尾翼齿轮箱输出轴两侧，并与设置于尾翼齿轮箱输出轴下方的滑套连接件7铰接。
本发明的工作原理为：
本发明工作时，大扭力舵机2驱动舵机摇臂3摆动，舵机摇臂3通过球头连杆4将大扭力舵机2输出的扭矩传递到滑套推动臂5上，滑套推动臂5再通过滑套连接件7将输出力传递给滑套8，并由滑套8改变驱动尾翼俯仰角的连杆方位，达到控制尾翼的目的。所述大扭力舵机2是专为对控制精度和扭矩有较高要求的工作环境所设计，其中电机201初始输出转速很高，经减速器204和齿轮箱206减速后，由输出轴207输出动力，同时旋转变压器208实时采集所述输出轴207上的输出齿轮位置，并反馈给飞行控制系统，以控制输出的扭矩的方向和大小。

Claims (3)

1.一种大载荷无人机尾翼驱动系统，其特征在于：包括大扭力舵机(2)、舵机固定组件(1)、舵机摇臂(3)、球头连杆(4)、滑套推动臂(5)、推动臂支撑件(6)和滑套连接件(7)，其中舵机固定组件(1)安装在大载荷无人机的尾翼齿轮箱上，大扭力舵机(2)和推动臂支撑件(6)均安装在所述舵机固定组件(1)上，所述大扭力舵机(2)的输出轴(207)与舵机摇臂(3)固连，所述舵机摇臂(3)、球头连杆(4)和滑套推动臂(5)依次铰接，所述滑套推动臂(5)中部铰接于所述推动臂支撑件(6)上，所述滑套推动臂(5)远离所述球头连杆(4)一端通过所述滑套连接件(7)与滑套(8)相连；
所述大扭力舵机(2)包括电机(201)、减速器(204)、齿轮箱(206)和旋转变压器(208)，所述减速器(204)的输入端与所述电机(201)固连，所述减速器(204)的输出端与所述齿轮箱(206)的输入端固连，所述齿轮箱(206)的输出端设有输出轴(207)，在所述齿轮箱(206)输出端远离所述输出轴(207)一侧设有控制输出扭矩的旋转变压器(208)；
所述舵机固定组件(1)包括两个舵机支撑件，两个舵机支撑件上均设有舵机安装板(101)，其中一个舵机支撑件上设有用于安装推动臂支撑件(6)的支撑件安装板(102)；
所述球头连杆(4)包括连杆本体(401)和杆端关节轴承(402)，所述连杆本体(401)两端均设有带铰接孔的杆端关节轴承(402)，且所述连杆本体(401)与两个所述杆端关节轴承(402)均为螺纹连接；
所述滑套推动臂(5)包括上端的连接臂(501)和下端的弧形叉(502)，其中所述连接臂(501)与所述弧形叉(502)相连一端铰接于所述推动臂支撑件(6)上，所述弧形叉(502)两端分别设置于尾翼齿轮箱输出轴两侧，并与设置于尾翼齿轮箱输出轴下方的滑套连接件(7)铰接。
2.根据权利要求1所述的大载荷无人机尾翼驱动系统，其特征在于：所述电机(201)、减速器(204)、齿轮箱(206)和旋转变压器(208)均设置于一个安装座(205)上，所述安装座(205)两侧均设有安装侧板(202)，所述电机(201)设置于所述安装座(205)外侧且固装于任一安装侧板(202)上，所述齿轮箱(206)设置于所述安装座(205)内且固装于另一侧的安装侧板(202)上，所述安装座(205)安装在所述舵机固定组件(1)上。
3.根据权利要求2所述的大载荷无人机尾翼驱动系统，其特征在于：所述安装座(205)上侧设有保护罩(209)。
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