CN110294114B - 一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统，包括机身、升力组件、姿态控制组件；所述机身由控制中心和载荷组成；所述升力组件由正桨、第一电机、反桨、第二电机组成；所述姿态控制组件由第三电机、第一姿态桨、第四电机、第二姿态桨组成。本发明的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，通过上部分两电机控制升降与航向，通过下部分两电机实现前后左右，包含了传统共轴双桨飞行器与多旋翼飞行器的各自优势的同时，摒弃其缺点。
Description
技术领域
本发明涉及共轴双桨飞行器，具体涉及一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统。
背景技术
目前，现在国际无人直升机发展方向趋于认同共轴式直升机，它在相同级别的发动机下，有效载荷较单桨直升机更大，更安全，体积相对较小，也便于更小的场地起降，适合更小的地面车辆进行运载。方便的维护无尾桨结构。由于上下旋翼反向旋转，形成了直升机水平方向的力矩平衡，所以双桨共轴直升机不需要尾桨来平衡直升机水平方向上的力矩。气动特性对称，机动性好。在使用相同发动机的情况下，两副共轴式旋翼的升力比单旋翼/尾桨布局的旋翼升力大12％。共轴式旋翼气动力对称性显然优于单旋翼式，不存在各轴之间互相交连的影响，机动飞行时易于操纵。改变航向时，共轴式直升机很容易保持直升机的飞行高度，这在超低空飞行和飞越障碍物时尤其可贵，对飞行安全有重要意义。外廓尺寸紧凑。没有尾桨，可避免传统直升机发动机15％的尾桨功率损耗，减小周期距控制的负担。共轴双桨的机身短，受侧风影响较小。共轴双桨的振动也由于两副反转的旋翼而较好地对消了，平稳性和悬停性好。共轴双桨在同等升力下，旋翼直径可以较小，直升机总尺寸较紧凑，"占地面积"较小，特别适合海军上舰的需要。
现有的矢量共轴双桨飞行器，矢量共轴双桨飞行器依然通过机械机构实现飞行器的姿态控制，实施控制所使用的舵机需要极大的扭矩与极快的响应速度，导致舵机型号偏大且昂贵。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统。
本发明采用的技术方案是：一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统，包括机身、升力组件、姿态控制组件；
所述机身由控制中心和载荷组成；
所述升力组件由正桨、第一电机、反桨、第二电机组成；
所述姿态控制组件由第三电机、第一姿态桨、第四电机、第二姿态桨组成；
所述第一电机、第二电机分别驱动正桨和反桨以相反的方向旋转，产生升力驱动飞行器上升，通过调整正桨和反桨的转速控制飞行器的上升、下降和旋转；
所述第三电机驱动第一姿态桨，第四电机驱动第二姿态桨，第一姿态桨、第二姿态桨都能正反转，之间成90度，能合成平面上的任意矢量力，绕飞行器质心产生扭转力矩调整飞行器姿态，实现飞行器的前后左右移动；
所述控制中心包括控制单元、电池，所述控制中心分别连接第一电机、第二电机、第三电机、第四电机，并对上述电机分别进行控制。
进一步地，所述姿态控制组件的电机,电机的中轴线与机身的中轴线分别在同一平面上。
更进一步地，所述姿态控制组件的电机数量大于2时，为两个电机是成90度、三个电机个成120度、四个电机成90度，能绕质心和中轴线产生扭转力矩。
更进一步地，所述姿态控制组件能通过两个及以上电机，其电机轴线与机身中轴线不在同一平面内，其能在电机平面上合成矢量力和扭转力矩，该扭转力矩可由平衡正桨和反桨所产生的扭转力矩平衡，在此形式同样达到改变飞行器姿态的效果。
更进一步地，所述姿态控制组件用于改变飞行器姿态，能设置于飞行器的下端或上端。
更进一步地，所述升力组件能由两个独立的中空轴电机或者由两个或两个以上独立的电机配合传力机构带动正桨和反桨实现。
更进一步地，所述升力组件能由内燃机提供旋转动力或由内燃机和电机组合提供动力或电机提供动力。
更进一步地，所述升力组件中采用中空设计或半中空设计，中空设计结构用于连接升力组件与机身，为连接升力组件与机身的线材提供通道。
更进一步地，所述正桨和反桨的桨叶数量为不小于2的任意整数。
本发明的优点：
本发明的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，通过上部分两电机控制升降与航向，通过下部分两电机实现前后左右，包含了传统共轴双桨飞行器与多旋翼飞行器的各自优势的同时，摒弃其缺点。
相对于多旋翼飞行器，本发明拥有传统的共轴双桨飞行器的结构紧凑，收纳空间小，升力大，效率更高等气动优势；
相对于传统的共轴双桨飞行器，本发明拥有多旋翼飞行器的结构简单，响应快，仅通过控制数个电机的转速就实现了飞行器的姿态控制。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
图1是本发明的一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统的结构示意图；
图2是本发明的一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统的侧视图。
附图标记：
1为机身、2为升力组件、3为姿态控制组件；
11为控制中心、12为载荷；
21为正桨、22为第一电机、24为反桨、24为第二电机、；
31为第三电机、32为姿态桨、33为第四电机、34为姿态桨。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
参考图1和图2，如图1和图2所示，一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统，包括机身1、升力组件2、姿态控制组件3；
所述机身1由控制中心11和载荷12组成；
所述升力组件2由正桨21、第一电机22、反桨23、第二电机24组成；
所述姿态控制组件3由第三电机31、第一姿态桨32、第四电机33、第二姿态桨34组成；
所述第一电机22、第二电机24分别驱动正桨21和反桨23以相反的方向旋转，产生升力驱动飞行器上升，通过调整正桨21和反桨23的转速控制飞行器的上升、下降和旋转；
所述第三电机31驱动第一姿态桨32，第四电机33驱动第二姿态桨34，第一姿态桨32、第二姿态桨34都能正反转，之间成90度或一定的夹角；能合成平面上的任意矢量力，绕飞行器质心产生扭转力矩调整飞行器姿态，实现飞行器的前后左右移动；
优选的，所述夹角为90度。
所述控制中心11包括控制单元、电池，所述控制中心11分别连接第一电机22、第二电机24、第三电机31、第四电机33，并对上述电机分别进行控制。
所述姿态控制组件3的电机31,电机33的中轴线与机身1的中轴线分别在同一平面上，电机中轴线可以不在同一平面上。
所述姿态控制组件3的电机数量大于2时，为两个电机是成90度、三个电机个成120度、四个电机成90度，角度可以不均分，能绕质心和中轴线产生扭转力矩。
所述姿态控制组件3能通过两个及以上电机，其电机轴线与机身中轴线不在同一平面内，其能在电机平面上合成矢量力和扭转力矩，该扭转力矩可由平衡正桨21和反桨24所产生的扭转力矩平衡，在此形式同样达到改变飞行器姿态的效果。
所述姿态控制组件3用于改变飞行器姿态，能设置于飞行器的下端或上端。
所述升力组件2能由两个独立的中空轴电机或者由两个或两个以上独立的电机配合传力机构带动正桨22和反桨24实现。
所述升力组件2能由内燃机提供旋转动力或由内燃机和电机组合提供动力或电机提供动力。
所述升力组件2中采用中空设计或半中空设计，中空设计结构用于连接升力组件2与机身1，为连接升力组件2与机身1的线材提供通道。
所述正桨22和反桨24的桨叶数量为不小于2的任意整数。
所述正桨22和反桨24由电机提供直接动力时，桨距为不可变结构，内燃机直接提供旋转动力时，为可变桨距结构。
所述正桨22和反桨24均为可折叠结构。
本发明的姿态控制组件3的两个及以上电机可以合成矢量力和扭转力矩，扭转力矩可只由正桨2所产生的扭转力矩平衡，在此情况下只需要单层桨叶。
本发明由位于飞行器的上下两个部分组成：上部分主要包含两个上下同轴的两层螺旋桨，两层螺旋桨的旋转方向相反，从而产生升力以及扭转力矩，并通过调整上下两层螺旋桨的转速实现飞行器的航向以及上下移动；下部分由两个或两个以上水平放置呈一定角度的电机和螺旋桨组成，机身中轴线与螺旋桨推力在同一平面上，螺旋桨可以产生正反推力，多个推力合成一个矢量力，绕飞行器质心产生扭转力矩，从而飞行器的姿态调整，实现飞行器的前后左右移动。
本发明的工作过程：
工作时，由于扰动或工作需求导致无人机需要向左移动，主控发出信号到姿态控制组件，此时第三电机和第四电机产生相应转速，产生向右的推力，从而导致无人机绕质心逆时针旋转一定角度，从而改变无人机的升力方向，升力与重力产生一个向左的合力，驱动无人机向左移动，逆时针旋转角度的大小决定了无人机的响应强度与水平飞行速度。同时主控发出信号到升力组件，升力相应增大，从而实现无人机水平移动。
本发明的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，通过上部分两电机控制升降与航向，通过下部分两电机实现前后左右，包含了传统共轴双桨飞行器与多旋翼飞行器的各自优势的同时，摒弃其缺点。
相对于多旋翼飞行器，本发明拥有传统的共轴双桨飞行器的结构紧凑，收纳空间小，升力大，效率更高等气动优势；
相对于传统的共轴双桨飞行器，本发明拥有多旋翼飞行器的结构简单，响应快，仅通过控制数个电机的转速就实现了飞行器的姿态控制。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种共轴双桨飞行器的姿态控制系统，其特征在于，包括机身(1)、升力组件(2)、姿态控制组件(3)；
所述机身(1)由控制中心(11)和载荷(12)组成；
所述升力组件(2)由正桨(21)、第一电机(22)、反桨(23)、第二电机(24)组成；
所述姿态控制组件(3)由第三电机(31)、第一姿态桨(32)、第四电机(33)、第二姿态桨(34)组成；
所述第一电机(22)、第二电机(24)分别驱动正桨(21)和反桨(23)以相反的方向旋转，产生升力驱动飞行器上升，通过调整正桨(21)和反桨(23)的转速控制飞行器的上升、下降和旋转；
所述第三电机(31)驱动第一姿态桨(32)，第四电机(33)驱动第二姿态桨(34)，第一姿态桨(32)、第二姿态桨(34)都能正反转，之间成90度或一定的夹角，能合成平面上的任意矢量力，绕飞行器质心产生扭转力矩调整飞行器姿态，实现飞行器的前后左右移动；
所述控制中心(11)包括控制单元、电池，所述控制中心(11)分别连接第一电机(22)、第二电机(24)、第三电机(31)、第四电机(33)，并对上述电机分别进行控制；
所述机身(1)呈瘦长的柱型，所述升力组件(2)和姿态控制组件(3)分别设置在所述机身(1)的上下两端；
工作时，由于扰动或工作需求导致飞行器需要向左移动，所述控制中心(11)发出信号到所述姿态控制组件(3)，第三电机(31)和第四电机(33)产生相应转速，产生向右的推力，机身(1)向左倾斜，从而导致飞行器绕质心逆时针旋转一定角度，从而改变飞行器的升力方向，升力与重力产生一个向左的合力，驱动飞行器向左移动，逆时针旋转角度的大小决定了飞行器的响应强度与水平飞行速度，同时发出信号到升力组件(2)，升力相应增大，从而实现飞行器水平移动。
2.根据权利要求1所述的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，其特征在于，所述姿态控制组件(3)的第三电机(31)、第四电机(33)的中轴线与机身(1)的中轴线分别在同一平面上。
3.根据权利要求1所述的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，其特征在于，所述姿态控制组件(3)的两个电机是成90度，能绕质心和中轴线产生扭转力矩。
4.根据权利要求1所述的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，其特征在于，所述姿态控制组件(3)能通过两个电机，其电机轴线与机身中轴线不在同一平面内，其能在电机平面上合成矢量力和扭转力矩，该扭转力矩可由平衡正桨(21)和反桨(23)所产生的扭转力矩平衡，在此形式同样达到改变飞行器姿态的效果。
5.根据权利要求1所述的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，其特征在于，所述姿态控制组件(3)用于改变飞行器姿态。
6.根据权利要求1所述的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，其特征在于，所述升力组件(2)能由两个独立的中空轴电机配合传力机构带动正桨(21)和反桨(23)实现。
7.根据权利要求1所述的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，其特征在于，所述升力组件(2)中采用中空设计或半中空设计，中空设计结构用于连接升力组件(2)与机身(1)，为连接升力组件(2)与机身(1)的线材提供通道。
8.根据权利要求1所述的共轴双桨飞行器的姿态控制系统，其特征在于，所述正桨(21)和反桨(23)的桨叶数量为不小于2的任意整数。
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