CN111547236B - 一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器及其操控方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器及其操控方法。该飞行器包括机身、安装在机身上方的驱动电机一、安装在驱动电机一上方的上旋翼、安装在机身下方的驱动电机二和安装在驱动电机二下方的下旋翼。上旋翼包括与驱动电机一的转轴相连的电机连接座一以及非对称设置在电机连接座一两侧的上旋翼主叶片与上旋翼副叶片。下旋翼包括与驱动电机二的转轴相连的电机连接座二以及非对称设置在电机连接座二两侧的下旋翼主叶片与下旋翼副叶片。该共轴双旋翼飞行器及其操控方法，无需旋翼倾转机构和变距机构即可实现俯仰、横滚、偏航全自由度的姿态可控飞行，极大地简化了飞行器机械结构，降低了部件制造、装配以及维护难度，提升了运行的可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器及其操控方法。
背景技术
旋翼式飞行器是航空领域中常见的飞行器构型。在现实中常见的直升机、旋翼机、多旋翼式无人机均属于旋翼式飞行器，其一般采用燃油动力、电动力发动机驱动旋转翼使其旋转，产生推进力以及姿态调节力矩实现飞行及飞行姿态控制。旋翼式飞行器以其特殊的飞行方式具有易于制造、机动灵活等优势广泛应用于军事、农业、交通运输等诸多领域。
在众多旋翼式飞行器构型中，共轴双旋翼构型是重要的组成部分，其主要特征为两只旋翼上下层叠且静止状态下转轴共线，在运行过程中上下旋翼转向相反，且飞行器重心位于旋翼旋转轴线上，其一般采用燃油动力发动机或电动力发动机来驱动旋转翼旋转。为了产生使机身俯仰、横滚的姿态调节力矩通常采用使旋翼旋转轴线倾转的倾转机构，通过旋翼倾转机构使旋翼旋转轴线前后、左右倾转，让旋翼升力中心从飞行器重心分别向前后、左右偏移产生姿态调节力矩实现飞行器俯仰、横滚调节；此外，对于大型的共轴双旋翼飞行器，一般采用燃油动力发动机，由于燃油发动机调速性能差，无法通过调速的方式调节上、下旋翼转速差的方式进行偏航运动调节，所以基于燃油动力发动机驱动的共轴双旋翼飞行器还需要额外的变距机构来产生使机身偏航运动的力矩。因此，传统的共轴双旋翼飞行器旋翼系统部件众多，结构极为庞杂，这不仅在一定程度上加大了制造、整备以及运行维护的难度，也降低了飞行器运行的可靠性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器及其操控方法，该共轴双旋翼飞行器及其操控方法，无需旋翼倾转机构和变距机构即可实现俯仰、横滚、偏航全自由度的姿态可控飞行，极大地简化了飞行器机械结构，降低了部件制造、装配以及维护难度，提升了运行的可靠性。
为实现上述目的，本发明采用了以下技术方案：
一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器，该飞行器包括机身、安装在机身上方的驱动电机一、安装在驱动电机一上方的上旋翼、安装在机身下方的驱动电机二和安装在驱动电机二下方的下旋翼。
所述上旋翼包括与驱动电机一的转轴相连的电机连接座一以及非对称设置在电机连接座一两侧的上旋翼主叶片与上旋翼副叶片；所述下旋翼包括与驱动电机二的转轴相连的电机连接座二以及非对称设置在电机连接座二两侧的下旋翼主叶片与下旋翼副叶片。
进一步的，所述上旋翼主叶片的螺距大于上旋翼副叶片的螺距；所述下旋翼主叶片的螺距大于下旋翼副叶片的螺距；所述上旋翼主叶片与上旋翼副叶片的螺距之差与所述下旋翼主叶片与下旋翼副叶片的螺距之差相等。
进一步的，所述上旋翼主叶片除螺距外的参数与所述上旋翼副叶片除螺距外的参数(翼型、翼面积、翼展以及相对驱动电机一的转轴的转动惯量)相同；所述下旋翼主叶片除螺距外的参数与所述下旋翼副叶片除螺距外的参数(翼型、翼面积、翼展以及相对驱动电机二的转轴的转动惯量)相同。
进一步的，所述机身包括机身主体以及沿机身主体外周均匀设置的若干支撑腿；所述机身主体包括自上向下依次设置的上电机座与下电机座；所述支撑腿的一端连接在上电机座与下电机座之间，另一端向外伸出；所述上电机座和下电机座上均开设有若干电机安装孔。
进一步的，所述电机连接座一和电机连接座二上均开设有转轴安装孔。
进一步的，所述驱动电机一和驱动电机二均包括电机主体、开设在电机主体底部的若干连接孔和设置在电机主体顶部的转轴。
本发明还涉及一种上述具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器的操控方法，该方法包括以下步骤：
将上旋翼一个旋转周期以俯仰轴为界平均分为2个象限：第一象限、第二象限；将下旋翼一个旋转周期以横滚轴为界平均分为2个象限：第三象限、第四象限；设横滚轴正方向箭头指向为机首方向，上旋翼在一个旋转周期内的平均角速度与下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度的平均值为ω；上旋翼在一个旋转周期内的平均角速度与下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度之差为δω，即上旋翼在一个旋转周期内的平均角速度为：
下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度为：
在一个旋转周期内，上旋翼主叶在第一象限的平均角速度与其在第二象限的平均角速度之差为δωU，下旋翼主叶在第三象限的平均角速度与其在第四象限的平均角速度之差为δωD，即在一个旋转周期内，上旋翼主叶在第一象限的平均角速度为：
上旋翼主叶在第二象限的平均角速度为：
下旋翼主叶在第三象限的平均角速度为：
下旋翼主叶在第四象限的平均角速度为：
通过调节δωU的大小及正负，即可调节上旋翼在一个旋转周期内产生的俯仰力矩的大小及方向，继而实现对飞行器机体俯仰运动的调节；通过调节δωD的大小及正负，即可调节下旋翼在一个旋转周期内产生的横滚力矩的大小及方向，继而实现对飞行器机体横滚运动的调节；通过调节δω的大小及正负，即可调节上旋翼、下旋翼在旋转过程中产生的偏航力矩的大小及方向，继而实现对飞行器机体偏航运动的调节。
较之于传统的共轴双旋翼飞行器，本发明所述的具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器的结构更加简单，只需两只旋翼及其相应的驱动电机即可同时实现俯仰、横滚、偏航全自由度的姿态控制，极大地简化了共轴双旋翼飞行器的机械结构，进而有效提升了运行的可靠性。
附图说明
图1是本发明中共轴双旋翼飞行器的整体结构示意图；
图2是本发明中上旋翼的结构示意图；
图3是本发明中下旋翼的结构示意图；
图4是本发明中旋翼驱动电机的结构示意图；
图5是本发明中飞行器机身的结构示意图；
图6是本发明中飞行器机体坐标系及旋转运动示意图；
图7是本发明中飞行器旋翼旋转平面分割示意图。
其中：
11、上旋翼，12、驱动电机一，13、驱动电机二，14、机身，15、下旋翼，21、上旋翼主叶片，22、电机连接座一，23、上旋翼副叶片，31、下旋翼副叶片，32、电机连接座二，33、下旋翼主叶片，41、转轴，42、连接孔，51、上电机座，52、支撑腿，53和54均为电机安装孔，55、下电机座。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明：
如图1所示的一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器，该飞行器包括机身14、安装在机身14上方的驱动电机一12、安装在驱动电机一12上方的上旋翼11、安装在机身14下方的驱动电机二13和安装在驱动电机二13下方的下旋翼15。
如图2所示，所述上旋翼包括与驱动电机一12的转轴相连的电机连接座一22以及非对称设置在电机连接座一22两侧的上旋翼主叶片21与上旋翼副叶片23。所述电机连接座一22开设有转轴安装孔。所述上旋翼主叶片21的螺距大于上旋翼副叶片23的螺距。所述上旋翼主叶片21除螺距外的参数与所述上旋翼副叶片23除螺距外的参数(翼型、翼面积、翼展以及相对驱动电机一的转轴的转动惯量)相同。
如图3所示，所述下旋翼包括与驱动电机二13的转轴相连的电机连接座二32以及非对称设置在电机连接座二32两侧的下旋翼副叶片31与下旋翼主叶片33。所述电机连接座二32上均开设有转轴安装孔。所述下旋翼主叶片33的螺距大于下旋翼副叶片31的螺距。所述上旋翼主叶片21与上旋翼副叶片23的螺距之差与所述下旋翼主叶片33与下旋翼副叶片31的螺距之差相等。所述下旋翼主叶片33除螺距外的参数与所述下旋翼副叶片31除螺距外的参数(翼型、翼面积、翼展以及相对驱动电机二的转轴的转动惯量)相同。
如图5所示，所述机身14包括机身主体以及沿机身主体外周均匀设置的若干支撑腿52。所述机身主体包括自上向下依次设置的上电机座51与下电机座55。所述支撑腿52的一端连接在上电机座51与下电机座55之间，另一端向外伸出；所述上电机座51和下电机座55上均开设有若干电机安装孔53、54。所述支撑腿的数量为3个，且3个支撑腿以转轴的中心线为中心均匀分布。所述支撑腿充当起落架，用于在起飞、降落过程中对飞行器机体进行支撑。
如图4所示，所述驱动电机一12和驱动电机二13均包括电机主体、开设在电机主体底部的若干连接孔42和设置在电机主体顶部的转轴41。所述转轴41插入到相应的转轴安装孔中，并与转轴安装孔过盈配合。所述连接孔与电机安装孔对应设置，二者用于将驱动电机安装在机身上。通过螺钉，将连接孔与电机安装孔相连。
如图6和图7所示，将上旋翼一个旋转周期以俯仰轴为界平均分为2个象限：第一象限、第二象限。将下旋翼一个旋转周期以横滚轴为界平均分为2个象限：第三象限、第四象限。通过调节上、下旋翼在相应象限内旋转速度以及上下旋翼的平均角速度差即可在一个旋转周期内分别产生使机身绕俯仰、横滚、偏航轴做旋转运动的姿态调节力矩，借此力矩即可实现对飞行器在飞行过程中进行姿态控制。其具体方法如下：
为便于描述，本发明对上下旋翼的各项运动参数做如下定义：横滚轴正方向箭头指向为机首方向。上、下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度的平均值为ω；上旋翼在一个旋转周期内的平均角速度与下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度之差为δω，即上旋翼在一个旋转周期内的平均角速度为：
下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度为：
上旋翼在一个旋转周期内主叶在第一象限的平均角速度与其在第二象限的平均角速度之差为δωU，下旋翼在一个旋转周期内主叶在第三象限的平均角速度与其在第四象限的平均角速度之差为δωD，即上旋翼在一个旋转周期内主叶在第一象限的平均角速度为：
上旋翼在一个旋转周期内主叶在第二象限的平均角速度为：
下旋翼在一个旋转周期内主叶在第三象限的平均角速度为：
下旋翼在一个旋转周期内主叶在第四象限的平均角速度为：
俯仰：上旋翼始终绕偏航轴做逆时针旋转，当δωU为正值时，上旋翼在一个旋转周期内主叶在第一象限的平均角速度大于其在第二象限的平均角速度。因此，在一个旋转周期内，上旋翼会产生一个使机身绕俯仰轴后仰的力矩。当δωU为负值时，上旋翼在一个旋转周期内主叶在第一象限的平均角速度小于其在第二象限的平均角速度。因此，在一个旋转周期内上旋翼会产生一个使机身绕俯仰轴前倾的力矩。通过调节δωU的大小及正负，即可调节上旋翼在一个旋转周期内产生的俯仰力矩的大小及方向，继而实现对机体俯仰运动的调节。
横滚：下旋翼始终绕偏航轴做顺时针旋转，当δωD为正值时，下旋翼在一个旋转周期内主叶在第三象限的平均角速度大于其在第四象限的平均角速度。因此，在一个旋转周期内下旋翼会产生一个使机身绕横滚轴右倾的力矩；当δωD为负值时，下旋翼在一个旋转周期内主叶在第三象限的平均角速度小于其在第四象限的平均角速度。因此，在一个旋转周期内下旋翼会产生一个使机身绕横滚轴左倾的力矩。通过调节δωD的大小及正负，即可调节下旋翼在一个旋转周期内产生的横滚力矩的大小及方向，继而实现对机体横滚运动的调节。
偏航：上旋翼始终绕偏航轴做逆时针旋转，因此上旋翼在旋转过程中会产生一个与旋翼旋转方向相反，即使机身绕偏航轴顺时针旋转的反扭距；同理，下旋翼始终绕偏航轴做顺时针旋转，因此下旋翼在旋转过程中会产生一个与旋翼旋转方向相反即使机身绕偏航轴逆时针旋转的反扭距。当上、下旋翼平均角速度差δω为正时，上旋翼平均角速度大于下旋翼平均角速度，上旋翼的反扭距大于下旋翼的反扭距，因此上、下旋翼产生一个使机身绕偏航轴顺时针旋转的偏航力矩；当上、下旋翼平均角速度差δω为负时，上旋翼平均角速度小于下旋翼平均角速度，上旋翼的反扭距小于下旋翼的反扭距，因此上、下旋翼产生一个使机身绕偏航轴逆时针旋转的偏航力矩。通过调节δω的大小及正负即可调节上、下旋翼在旋转过程中产生的偏航力矩的大小及方向，继而实现对机体偏航运动的调节。
传统的共轴双旋翼飞行器为了实现姿态控制往往需要复杂的旋翼倾转机构以及变距机构，此类机械系统结构复杂，部件繁多，零部件加工制造及装配难度较大，且不易维护，运行的可靠性较低，并且这些庞杂的机械装置带来了额外的重量，降低了飞行器的搭载效率。在构造上，传统的旋翼式飞行器均采用对称构造的旋翼，其各个叶片的翼型、翼面积、翼展、螺距以及相对转轴的转动惯量等各项参数均相同，因此在运行过程中旋翼的各叶片产生的升力基本保持一致，旋翼系统在不同转速及工况条件下运转时，一般不会产生使机身俯仰、横滚的气动力矩。
本发明提出了一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器，通过对非对称旋翼的旋转运动进行调制，能够使单个旋翼产生三维作用效果(使机体向上飘升的升举力、与旋翼旋转方向相反的反扭距以及使机身俯仰或横滚的姿态调节力矩)；借助所提出的非对称旋翼产生的三维作用效果，本发明还提出了一种与之相对应的操纵控制方法，实现了飞行器的俯仰、横滚、偏航全自由度的姿态控制。本发明所涉及的非对称构造旋翼，在结构上具有非对称特征，其采用双叶片布局，并将其区分为主叶与副叶，其非对称特征在于主叶与副叶的螺距不同，上、下旋翼的主叶螺距均比副叶大，且上、下旋翼主叶、副叶螺距之差相同；上、下旋翼的主叶、副叶除螺距外的翼型、翼面积、翼展以及相对转轴的转动惯量等各项参数均分别保持一致，因此在转动过程中主叶产生的升力比副叶大。旋翼运转时将旋转平面沿某一直径等分为两个扇区，主叶在平均角速度大的扇区产生的升力大于平均角速度低的扇区，因此旋翼系统在一个旋转周期内将产生绕分割直径的倾转力矩。借此特性，通过对旋翼的旋转运动进行调制即可实现全自由度姿态控制，且无需旋翼倾转装置和变距装置，极大地简化了飞行器结构，减少了部件数量，降低了飞行器加工制造与运行维护的难度与成本，有效提升了飞行器运行的可靠性与飞行效率。
以上所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。
Claims (5)
1.一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器，其特征在于：该飞行器包括机身、安装在机身上方的驱动电机一、安装在驱动电机一上方的上旋翼、安装在机身下方的驱动电机二和安装在驱动电机二下方的下旋翼；
所述上旋翼包括与驱动电机一的转轴相连的电机连接座一以及非对称设置在电机连接座一两侧的上旋翼主叶片与上旋翼副叶片；所述下旋翼包括与驱动电机二的转轴相连的电机连接座二以及非对称设置在电机连接座二两侧的下旋翼主叶片与下旋翼副叶片；
所述上旋翼主叶片的螺距大于上旋翼副叶片的螺距；所述下旋翼主叶片的螺距大于下旋翼副叶片的螺距；所述上旋翼主叶片与上旋翼副叶片的螺距之差与所述下旋翼主叶片与下旋翼副叶片的螺距之差相等。
2.根据权利要求1所述的一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器，其特征在于：所述上旋翼主叶片除螺距外的参数与所述上旋翼副叶片除螺距外的参数相同；所述下旋翼主叶片除螺距外的参数与所述下旋翼副叶片除螺距外的参数相同。
3.根据权利要求1所述的一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器，其特征在于：所述机身包括机身主体以及沿机身主体外周均匀设置的若干支撑腿；所述机身主体包括自上向下依次设置的上电机座与下电机座；所述支撑腿的一端连接在上电机座与下电机座之间，另一端向外伸出；所述上电机座和下电机座上均开设有若干电机安装孔。
4.根据权利要求1所述的一种具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器，其特征在于：所述电机连接座一和电机连接座二上均开设有转轴安装孔。
5.根据权利要求1～4任意一项所述的具有非对称旋翼的共轴双旋翼飞行器的操控方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
将上旋翼一个旋转周期以俯仰轴为界平均分为2个象限：第一象限、第二象限；将下旋翼一个旋转周期以横滚轴为界平均分为2个象限：第三象限、第四象限；设横滚轴正方向箭头指向为机首方向，上旋翼在一个旋转周期内的平均角速度与下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度的平均值为ω；上旋翼在一个旋转周期内的平均角速度与下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度之差为δω，即上旋翼在一个旋转周期内的平均角速度为：
下旋翼在一个旋转周期内的平均角速度为：
在一个旋转周期内，上旋翼主叶片 在第一象限的平均角速度与其在第二象限的平均角速度之差为δωU，下旋翼主叶片 在第三象限的平均角速度与其在第四象限的平均角速度之差为δωD，即在一个旋转周期内，上旋翼主叶片 在第一象限的平均角速度为：
上旋翼主叶片 在第二象限的平均角速度为：
下旋翼主叶片 在第三象限的平均角速度为：
下旋翼主叶片 在第四象限的平均角速度为：
通过调节δωU的大小及正负，即可调节上旋翼在一个旋转周期内产生的俯仰力矩的大小及方向，继而实现对飞行器机体俯仰运动的调节；通过调节δωD的大小及正负，即可调节下旋翼在一个旋转周期内产生的横滚力矩的大小及方向，继而实现对飞行器机体横滚运动的调节；通过调节δω的大小及正负，即可调节上旋翼、下旋翼在旋转过程中产生的偏航力矩的大小及方向，继而实现对飞行器机体偏航运动的调节。
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2020
- 2020-05-15 CN CN202010410535.1A patent/CN111547236B/zh active Active
Patent Citations (2)
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