CN110877722A - 三自由度无铰链无柔性联接双旋翼飞行器动力结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行技术领域，主要涉及一种双旋翼飞行器，特别涉及通过调整旋翼轴间的角度或旋翼轴与机身距离，实现垂直起降、空中悬停和平飞功能。该飞行器仅有三个自由度：两个旋翼的各自的旋转速率，以及两个旋翼的夹角或距离。旋翼无铰链或柔性联接，仅通过调整这三个自由度即可实现对飞行器姿态的控制，实现各种飞行姿态。发明的内容涉及该飞行器的基本结构和动力学原理。

Description

三自由度无铰链无柔性联接双旋翼飞行器动力结构

技术领域

本发明涉及飞行技术领域，主要涉及一种双旋翼飞行器，特别涉及通过调整旋翼轴间的角度或旋翼轴与机身距离，实现垂直起降、空中悬停和平飞功能。

背景技术

目前，使用旋翼的飞行设备结构有两种：使用铰链或柔性联接进行变矩，使旋翼在不同角度迎风面积周期性变化的双旋翼设计；以及不使用铰链或柔性联接，而使用最少四个刚性螺旋桨的多轴设计。其中，前者需要复杂的旋翼变矩传动机构，复杂性高，磨损和疲劳强度大，不适合小型飞行器；后者使用的旋翼较多，同等工艺条件下，风阻消耗大，不适合长程飞行。

无铰链无柔性联接双旋翼飞行器使用两个刚性螺旋桨旋翼，充分考虑螺旋桨旋转过程中，在圆周不同位置，桨叶迎风速度不同而产生的不同力矩，通过调整两个旋翼的夹角或距离，实现垂直起降、空中悬停和平飞功能。整个飞行器仅有三个操作自由度：两个旋翼的各自的旋转速率，以及两个旋翼的夹角或距离。其中，调整旋翼夹角/距离的装置受力小、工作速度低，可以采用功率极小的伺服电机和轻质传动装置。

无铰链无柔性联接双旋翼飞行器的第三个操作自由度可以是旋翼角度，称为“角控制”，也可以是第二旋翼与重心的距离，称为“距控制”。

无铰链无柔性联接双旋翼飞行器的两个刚性旋翼可以一大一小，也可以等大或几乎等大。其大小比可在控制一定范围内任意调整，本说明仅仅对大小相差悬殊的情况和大小一致的情况进行说明。按照控制方式和旋翼大小分为“角控制角大小旋翼设计”、“角控制双大旋翼设计”、“距控制大小旋翼设计”、“距控制双大旋翼设计”。其中“距控制大小旋翼设计”并不实用。所以本说明书只对“角控制角大小旋翼设计”、“角控制双大旋翼设计”、“距控制双大旋翼设计”进行说明。

对于小型飞行器，如果使用小型内燃机驱动，“角控制大小旋翼设计”可以实现较简单的结构和较高的效率；如果使用纯电动机驱动，“角控制双大旋翼设计”可以实现较简单的结构和较高的效率，而“距控制双大旋翼设计”可以实现机身震动的可控性，避免混乱震动，适合航拍飞行器等震动敏感的飞行器。

发明内容

本发明旨在设计一种，只使用两个固定螺旋桨的旋翼型飞行器。并给出了该飞行器垂直起降、空中悬停、水平飞行等姿态的力学状态。为了控制飞行状态，只需要对三个自由度进行实时调节控制：第一和第二自由度分别是两个旋翼的旋转速度（ω1，ω2），第三自由度是两个旋翼的方向差（θ0）或第二旋翼与机身的距离（L）。控制计算机只需控制这三个自由度，即可实现对飞行器姿态、速度、方向的控制。

飞行器的设计结构按照第三个自由度不同和两个旋翼大小是否不同，可以分成“角控制角大小旋翼设计”、“角控制双大旋翼设计”、“距控制大小旋翼设计”、“距控制双大旋翼设计”。“角控制”指两个旋翼的角度可控，“距控制”指第二旋翼与机身的距离可控。大小旋翼设计指两个旋翼一大一小，双大旋翼设计指两个旋翼大小相当。其中“距控制大小旋翼设计”并不实用。所以本说明书只对“角控制角大小旋翼设计”（下文简称“大小旋翼设计”）、“角控制双大旋翼设计”（下文简称“双大旋翼设计”）、“距控制双大旋翼设计”（下文简称“距控制设计”）进行说明。

附图说明：

为了便于说明，飞行器的主体形状简化为椭球形，椭球的长轴方向接近与气流方向平行。实际设计时，需根据空气动力学和机身结构设计机身形状。为了便于说明，“角控制”给出了飞机形态的四视图，即主视图、俯视图、左视图、右视图。对重点图片进行了放大，“距控制设计”只给出了主视图和俯视图。

图1：“大小旋翼设计”的整体各部分名称说明（主视图），即从飞行器侧面观察呈现的视图

图2：“大小旋翼设计”的整体各部分名称说明（俯视图），即从飞行器上方观察呈现的视图

图3：“大小旋翼设计”的整体各部分名称说明（左视图），即从飞行器前面观察呈现的视图

图4：“大小旋翼设计”的整体各部分名称说明（右视图），即从飞行器后面观察呈现的视图

图5：“大小旋翼设计”主传动装置结构-1型-整体

图6：“大小旋翼设计”调整θ的蜗轮蜗杆结构和传动装置结构-1型-局部

图7：“大小旋翼设计”主传动装置结构-2型-整体

图8：“大小旋翼设计”调整θ的蜗轮蜗杆结构和传动装置结构-2型-局部

图9：“大小旋翼设计”主传动装置结构-3型-整体

图10：“大小旋翼设计”调整θ的蜗轮蜗杆结构和传动装置结构-3型-机身部分局部

图11：“大小旋翼设计”调整θ的蜗轮蜗杆结构和传动装置结构-3型-尾部局部

图12：“大小旋翼设计”平飞姿态说明-四视图

图13：“大小旋翼设计”平飞姿态说明（主视图），即从飞行器侧面观察呈现的视图

图14：“大小旋翼设计”平飞姿态说明（俯视图），即从飞行器上方观察呈现的视图

图15：“大小旋翼设计”平飞姿态说明（左视图），即从飞行器前面观察呈现的视图

图16：“大小旋翼设计”平飞姿态说明（右视图），即从飞行器后面观察呈现的视图

图17：“大小旋翼设计”平飞力学说明-四视图

图18：“大小旋翼设计”平飞力学说明（主视图），即从飞行器侧面观察呈现的视图

图19：“大小旋翼设计”平飞力学说明（俯视图），即从飞行器上方观察呈现的视图

图20：“大小旋翼设计”平飞力学说明（左视图），即从飞行器前面观察呈现的视图

图21：“大小旋翼设计”平飞力学说明（右视图），即从飞行器后面观察呈现的视图

图22：“双大旋翼设计”主传动装置结构-四视图

图23：“双大旋翼设计”的三分式机身结构设计图

图24：“双大旋翼设计”平飞姿态说明-四视图

图25：“双大旋翼设计”平飞姿态与力学-（主视图），即从飞行器侧面观察呈现的视图

图26：“双大旋翼设计”平飞姿态与力学-（俯视图），即从飞行器上方观察呈现的视图

图27：“双大旋翼设计”平飞力学说明（左视图），即从飞行器前面观察呈现的视图

图28：“距控制设计”平飞姿态与力学-（主视图和俯视图）

“大小旋翼设计”的整体各部分名称说明如图1、图2、图3、图4所示，整体结构分为：机身主体、尾杆、尾旋翼轴箱、主旋翼、尾旋翼。

“大小旋翼设计”的动力和传动机构：

为了便于说明，图中将隐藏在机身主体内的主旋翼轴和隐藏在尾旋翼轴箱的尾旋翼轴画出，这两个轴只代表实际的机械轴所在的线，并不代表实际的轴结构的长度。

“大小旋翼设计”的主旋翼轴采取电动机或微型内燃机驱动，对于较小的飞行器，可采取电动机直接驱动，对于较大的飞行器，采取电动机+减速机构或微型内燃机驱动+减速机构驱动。两个旋翼的方向差（θ0）则由伺服电机和蜗轮蜗杆机构控制。

而对于控制尾旋翼轴箱转动和驱动尾旋翼的结构，又可以分成三种传动结构。

1型：如图5和图6所示，尾旋翼轴箱内无电动机，由机身主体内的伺服电机A驱动蜗轮蜗杆控制尾杆（低速转动），尾旋翼轴箱与尾杆固定。机身主体内伺服电机B驱动一根快速转动的传动轴，将力矩传送到尾旋翼轴箱，经过尾旋翼轴箱内的锥齿轮等传动机构将伺服电机B输出的扭矩传送个尾旋翼。

2型如图7和图6所示，尾杆相对于机身主体固定，由尾旋翼轴箱内的伺服电机A驱动蜗轮蜗杆控制尾旋翼轴箱相对于尾杆相转动，伺服电机B直接驱动尾旋翼（或经过减速齿轮驱动）。

3型如图9、图10和图11所示，机身主体内的伺服电机A驱动蜗轮蜗杆控制尾杆（低速转动），尾旋翼轴箱与尾杆固定。尾旋翼轴箱内的，伺服电机B直接驱动尾旋翼（或经过减速齿轮驱动）。

“大小旋翼设计”飞行姿态控制：

“大小旋翼设计”的飞行姿态如图12所示，描述其飞行姿态的参数包括：

θ0：两个旋翼的方向差，即旋翼轴夹角，也可以说是旋翼轴的夹角，如图16所示；由所述的伺服电机A驱动蜗轮蜗杆控制。属于所述飞机总控系统直接控制的三个自由度之一；θ1：尾杆与水平面的夹角，如图13所示，通过尾旋翼转速ω2和θ0间接控制θ1。θ1控制了飞行器向前飞行的速度。θ1=0时，飞行器垂直起降或空中悬停；θ1＞0时，飞行器向前飞行。

θ2：主旋翼左倾角，主旋翼旋转平面与水平面的夹角在前后方向的分量。飞行器向前飞行时，由于主旋翼右侧相对于空气的速度大于左侧（如图15所示），主旋翼右侧升力大于左侧，故主旋翼发生左倾，这是正常的飞行姿态，不属于异常。前进方向：飞行器的前进方向并不一定与尾杆一致，如图14所示。

“大小旋翼设计”在水平静止时的力学状态：

“大小旋翼设计”飞行器的重心在主旋翼轴上，或比主旋翼轴略偏后一点。当飞行器在水平静止时，即进行垂直起降或空中悬停时，θ0调整为接近90°的值，同时减小ω2。如果飞行器重心刚好位于主旋翼轴上，则θ0=0，此时的飞行器力学状态越传统直升机水平静止的力学状态一致。如果飞行器重心相对主旋翼轴偏后，则尾旋翼需要提供一定的水平升力，此时θ0取略小于90°的值。

“大小旋翼设计”在平飞时的力学状态：

“大小旋翼设计”平飞力学状态如图17及其放大图所示：

F1：主旋翼旋转产生的轴向力，随主旋翼的转速ω1变化；

F2：尾旋翼旋转产生的轴向力，随尾旋翼的转速ω2变化；

F3：主旋翼旋转产生的周像力，随尾旋翼的转速ω1变化；

F4：尾旋翼旋转产生的轴向力和周向力的合力在水平面上的分量，随ω2和θ0变化。

大小旋翼设计”在平飞时的力学状态的力学状态变化和姿态调整——水平向前的力：

在平飞时，ω1保持不变。当飞行器需要前进，增加尾旋翼旋转速度ω2，并减小θ0的值。ω2增加的结果是F2增加， F2*cosθ0基本不变，F2*sinθ0增加，F2*cosθ0是F4的主要组成部分，所以调整最终实现F4不变，尾端升力F2*sinθ0增加。在尾端升力的作用下，飞行器尾抬起，θ1增加，主旋翼前倾，主旋翼旋转产生的轴向力F1在水平方向的分量使飞行器前进。

“大小旋翼设计”在平飞时的力学状态的力学状态变化和姿态调整——水平向左右的力：

由于主旋翼右侧相对于空气的速度大于左侧，主旋翼右侧升力大于左侧，故主旋翼发生左倾（如图20所示），F1在水平面上的投影并不与尾杆在水平面上的投影平行。以尾杆为参照F1在水平面上的投影指向前偏左，虽然F2在水平面上的投影为飞行器提供了向右的力，但是由于F1>>F2，所以飞行器在水平面上的合力相对于尾杆是指向左前方的，如图14所示：当需要飞行器向某一方向飞行，就需要调整尾杆在水平面内的方向（尾杆与飞机前进方向成钝角，而不是常规直升机的180°角，当飞行器匀速前进时，该钝角为固定值），以主旋翼轴为轴，主旋翼旋转产生的周像力F3会给尾部一个向右的力。

“大小旋翼设计”在平飞时的力学状态的力学状态变化和姿态调整——水平面内旋转的力矩：

当F3与F4刚好平衡抵消时（如图19所示，所谓F3与F4抵消，是指二者与主旋翼轴所成的力矩抵消，而不是二者在左右方向的力抵消），飞行器悬停或直线飞行；当该力不变而F4增加时，尾杆相对于主旋翼轴左转，飞机飞行方向右转。

“大小旋翼设计”在调整高度时的力学状态变化：

当飞行器需要调整高度或起降时，ω1和ω2同步增减。通过计算机的控制，平飞、转向、调整高度可以同时进行，也可以单独进行。

“双大旋翼设计”整体各部分名称：

“双大旋翼设计”各部分名称与“大小旋翼设计”类似。由于两个旋翼部分主次，分别命名为“旋翼A”和“旋翼B”；其轴分别命名为“旋翼轴A”和“旋翼轴B”；“旋翼轴A”部分称为机身A部分，“旋翼轴B”部分称为机身B部分，连接两者的细杆称为机身连杆。

“双大旋翼设计”传动机构设计：

“双大旋翼设计”机身连杆的功能相当于“大小旋翼设计”的尾杆，在机身A部分，机身连杆能够旋转。或者说，将控制机身连杆转动的蜗轮蜗杆所在机构靠近的旋翼，称为旋翼A。如图22所示。一般来说，“双大旋翼设计”的传动机构同“大小旋翼设计”的3型，即图22蜗轮蜗杆部分放大后，与图10一致。

“双大旋翼设计”飞行姿态控制：

“双大旋翼设计”的飞行姿态如图24所示，描述其飞行姿态的参数包括：

θ0：两个旋翼的方向差，即旋翼轴夹角，如图27所示；由所述的伺服电机A驱动蜗轮蜗杆控制。属于所述飞机总控系统直接控制的三个自由度之一。对于“双大旋翼设计”，θ0有时会取负值，为了便于说明，将旋翼轴A左倾、旋翼轴B右倾时定义为θ0＜0；将旋翼轴A右倾、旋翼轴B左倾时定义为θ0＞0。

θ1：机身连杆与水平面的夹角，如图25所示，通过旋翼B转速ω2和θ0间接控制。θ1控制了飞行器向前飞行的速度。θ1=0时，飞行器垂直起降或空中悬停；θ1＞0时，飞行器向前飞行。

θ2：旋翼A左倾角，旋翼A旋转平面与水平面的夹角在前后方向的分量。当重心位于两个旋翼中间时（与两个旋翼轴距离相等），θ2≈0.5*θ1。

“双大旋翼设计”在水平静止时的力学状态-平动方向：

当飞行器重心位于两个旋翼中间时，旋翼A与旋翼B同速方向转动，θ0=0°即可实现空中悬停。由于装载等原因，飞行器重心不可能刚好位于两个旋翼中间。此处仅对重心靠近旋翼A的情况进行说明，重心靠近旋翼B的情况类似。在重心靠近旋翼A的情况下，旋翼A转速需要增加，ω1＞ω2。此时，如果θ0保持为0°，那么由于旋翼A所受的旋转阻力增加，整个飞行器发生原地顺时针转动。所以当ω1＞ω2时，θ0＞0°，此时飞行器姿态类似于““大小旋翼设计”在水平静止时的力学状态。”中所述的姿态（不同的是，此时θ0虽然大于0°，但远小于90°）。旋翼A左倾、旋翼B右倾，两者的轴向力在水平方向的分量阻止飞行器原地逆时针转动。

“双大旋翼设计”在平飞时的力学状态-平动方向：

“双大旋翼设计”在平飞是，可以选择主旋翼A在前或主旋翼B在前，两者没有区别，此处只对主旋翼A在前的情况进行说明。相对于所述的平飞姿态，将ω1适当减小，ω2适当增加。对于重心位于两个旋翼中间的情况，此时ω1＜ω2，由此产生的升力F2＞F1。机身B部分抬起，机身连杆与水平面成夹角θ1（如图25所示）。

“双大旋翼设计”飞行时力学状态—转动方向：

无论静止、垂直起降还是平飞，ω1和ω2往往取不同的值。如和所述，ω1＜ω2、ω1=ω2、ω1＞ω2都有可能，这取决于飞行器的装载后重心位置和飞行的水平速度。旋翼旋转不但产生轴向的推力，而且产生周向的阻力，以ω1＜ω2的情况为例，如果θ0保持为0°，那么由于旋翼A所受的旋转阻力增加，整个飞行器发生原地逆时针转动。此时，需要令旋翼轴A右倾、旋翼B左倾，在图27所示（图27是从飞行器前端观察的视图，所以右倾的翼轴A在图中是左倾的）。所以当ω1＜ω2时，令θ0＜0°，此时飞行器姿态自然转变成图27所示。此时在水平面内的转动方向上，飞行器的力学状态如图26所示：

F3为旋翼A所受的旋转阻力，F4为旋翼B所受的旋转阻力，F5为右倾的翼轴A所提供的轴向力在水平面的分量，F6为右倾的翼轴B所提供的轴向力在水平面的分量；

F3和F4是一对相反的力矩。当ω1＜ω2时，F3＜F4， F4未被F3抵消的部分会促使飞行器原地逆时针转动；F5为A端提供水平向左的力，F6为B端提供水平向右的力，两者的合力促使飞行器原地顺时针转动。

当不想令飞行器旋转时，只需调整θ0，令逆时针转动力与顺时针转动力抵消；当需要飞行器转向时，调整θ0即可令飞行器在水平面内转动。

当ω1＞ω2时，令θ0＞0°，与以上同理。

对于“双大旋翼设计”，为了尽可能减少旋翼的轴向力在旋转方向上的消耗，飞行器的重心应尽可能在两旋翼之间略靠近前进方向的旋翼的位置。

“双大旋翼设计”当旋翼轴距离大于旋翼直径时，旋翼轴可以是等长的也可以是一高一低的如图25；当旋翼轴距离小于或等于旋翼直径时，旋翼轴一高一低防止旋翼碰撞。

θ0的调整范围：

对于“大小旋翼设计”，θ0的调整范围取0°~+90°即可满足各种飞行姿态的要求；对于“双大旋翼设计”，θ0的调整范围取-45°~+45°即可满足各种飞行姿态的要求。由于控制θ0的蜗轮蜗杆系统并无角度限制，θ0的设计范围更宽可以更有助于装载位置的自由和飞行姿态的灵活，推荐的范围是：对于“大小旋翼设计”，θ0的调整范围取-45°~+135°；对于“双大旋翼设计”，θ0的调整范围取-90°~+90°。

“双大旋翼设计”的三分式机身结构。“双大旋翼设计”的机身主体可以分置在两个旋翼下方，也可以在两个旋翼中间增加一个机身，如图23所示。除了增加一个机身以外，其机械结构和飞行动力学过程和图22所示的二分式机身一致，其蜗轮蜗杆结构与图9核图10所示一致。

“距控制设计”如图28所示。其机身结构与“双大旋翼设计”的三分式机身结构类似，区别仅仅在于：“距控制设计”的两个旋翼夹角始终为零（始终一个平面上或始终平行），而第二旋翼与机身的距离L可调。

“距控制设计”飞行时力学状态。“距控制设计”的三个自由度分别是两个旋翼的转速ω1，ω2和第二旋翼与机身的距离L。控制ω1，ω2，L即可实现垂直起降、平飞、空中转向等动作。其平飞时的力学状态如图28所示。此时两个旋翼转速一致方向相反，而第二旋翼与机身的距离大于第一旋翼与机身的距离。此时第二旋翼抬起，旋翼挥舞面与水平面产生夹角θ，两个旋翼的轴向力F1和F2在水平面上的分量产生前进力。当机身需要转向时，调整ω1，ω2的比值，ω1≠ω2 时，由于两个旋翼的旋转阻力F3和F4不相等，机身整体发生转动。在调整比值ω1/ω2的同时，需要同步调整L，使F1和F2的合力相对于机身中心位置不变，保证夹角θ不变。

无铰链无柔性联接双旋翼飞行器的空气动力学形状问题：

无论是悬停、垂直起降还是平飞，气流的方向都是平行于旋翼轴的，所以示意图中用椭圆代表机身，椭圆长轴方向代表气流方向。理论上机身最佳的形状是上下见状的流线型，考虑到该形状不便于排布内置设备，所以建议设计成椭圆形，对于低速飞行器，可以不需要专业的气动外形设计。

无铰链无柔性联接双旋翼飞行器的震动问题：

固定旋翼旋翼不同于传统直升机旋翼，旋翼叶片与旋翼挥舞面的角度是古代的，当机身前进使，旋翼叶片的受力是周期性变化的。对于“双大旋翼设计”和“大小旋翼设计”，两个旋翼的受力变化周期一般不同，机身的震动呈“混沌”状态；对于“距控制设计”，平飞时两个旋翼转速一致，呈周期性震动。无铰链无柔性联接双旋翼飞行器的震动是大于传统直升飞机的，与固定旋翼多轴飞行器（四轴无人机）相当。所以无铰链无柔性联接双旋翼飞行器不适合制造大型的飞行器。对于起飞重量5kg以下的情况，一般不需要专门的消震措施。对于起飞重量5~200kg的情况，需要采取一定的消震措施，包括但不限于：使用复合材料制作旋翼，对“双大旋翼设计”对一个旋翼增加尺寸减小转速来防止共振，增加平衡棒等由智能程序控制的主动消震装置。对于起飞重量200kg以上的情况，除非由先进的主动消震系统，否则不适合采取无铰链无柔性联接双旋翼涉及。

Claims (11)

1.一种飞行器动力结构，其特征在于：（1）飞行器的动力由两个无铰链无柔性螺旋桨提供（2）飞行器包涵三个自由度：两个旋翼的各自的旋转速率，以及两个旋翼的夹角或距离。（3）飞行器驱动力、升力和姿态调整完全由这三个自由度控制。

2.根据权利要求书2所述，飞行器动力结构，其特征在于：两个刚性旋翼大小比可在一定范围内任意调整。

3.根据权利要求书3所述，第三个自由度为旋翼夹角的飞行器动力结构，其特征在于：两个刚性旋翼的旋翼轴形成一定的夹角θ0，以轴向力抵消旋转产生的周向力，避免飞行器整体旋转。

4.根据权利要求书4所述，第三个自由度为旋翼距离的飞行器动力结构，其特征在于：第二旋翼与机身重心所在的机身主体的距离可调，从而可以使第二旋翼转速不变的情况下抬起，高于水平面。

5.根据权利要求书5所述，第三个自由度为旋翼夹角的飞行器动力结构，其特征在于：以一个伺服电机蜗轮蜗杆结构控制两个旋翼轴的夹角θ0。

6.根据权利要求书6所述，第三个自由度为旋翼夹角的飞行器动力结构，其特征在于：通过控制两个螺旋桨的转速ω1和ω2，调整尾杆与水平面的夹角，使螺旋桨轴向力产生一个向前前进方向的推力。

7.根据权利要求书3、7所述，飞行器动力结构，其特征在于：根据两个刚性旋翼大小比不同，分为“大小旋翼设计”和“双大旋翼设计”。

8.根据权利要求书3、6、7、8所述，飞行器动力结构，其特征在于：通过改变旋翼轴夹角θ0，和两个螺旋桨的转速比（ω2/ω1），实现对两个螺旋桨方向的调整。

9.根据权利要求书3、6、7、8、9所述，飞行器动力结构，其特征在于：通过改变旋翼轴夹角θ0，和两个螺旋桨的转速比（ω2/ω1），实现对飞行器姿态的调整。

10.根据权利要求书3、10所述，使用蜗轮蜗杆机构控制两个旋翼的夹角。

11.根据权利要求书4、11所述，第三个自由度为旋翼距离的飞行器动力结构，其特征在于：通过调整两个旋翼的转速比控制机身转向。

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