CN113306713B - 基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机 - Google Patents

Abstract

基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，包含机身、起落架和共轴双旋翼，起落架安装在机身的底部；还包含双旋翼动力系统、中心杆和平行四边形操纵机构；中心杆安装在平行四边形操纵机构上，平行四边形操纵机构安装在机身上，以控制中心杆在径向偏摆，双旋翼动力系统输出端连接共轴双旋翼的旋翼轴，双旋翼动力系统与中心杆的上端相连。本发明无人机结构紧凑灵活，利用平行四边形操纵机构控制旋翼轴偏摆运动，实现飞行姿态调整，降低了飞行器控制难度。

Description

基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机

技术领域

本发明涉及一种旋翼无人机，具体涉及一种基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机。

背景技术

无人机是一种无人驾驶的飞行器，可以通过远程操纵来实现某种特定功能的飞行器，多数情况下被用作数据采集的平台，若在无人机上搭载一些传感器就可以实现高质量、低成本和高效率的数据采集。其具有可持续续航、高飞行高度、可携带外接设备等一系列优势，目前应用于多个领域，并经过行业的不断发展已形成初步的产业链。虽然目前仍存在一些缺陷，如抗干扰能力差、续航表现不佳、超距型号传递能力差等，但在现有技术不断革新的情况下，缺点带来的影响一定会越来越小。

目前常见的无人机类型为单旋翼无人机、四旋翼无人机和共轴双旋翼无人机。单旋翼无人机的特点:负载能力较强，续航时间较长；为克服反扭矩加入尾桨，采用旋翼与尾桨组合控制，增加了控制难度；尾桨伸出，飞行器尺寸相对较大。多旋翼无人机的特点：使用四组电调-电机-螺旋桨，动力系统重量大，耗电增加，续航时间较短。同时增加了飞行器的姿态控制难度，姿态稳定性相对较差；四组电机分布四周，水平方向尺寸大，不宜在狭小区域飞行。传统共轴双旋翼飞行器的特点：采用两幅反向旋转的旋翼克服反扭矩，无尾桨，机身长度大大缩减；通过改变执行机构的位置，改变旋翼总距、周期边距以及总距差，以满足无人机的姿态和航迹，但是结构复杂，飞行器控制难度大，受力不平衡，灵活性差。

发明内容

本发明为克服现有技术，提供一种基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，该无人机结构紧凑灵活，利用平行四边形操纵机构控制旋翼轴偏摆运动，实现飞行姿态调整，降低了飞行器控制难度。

基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，包含机身、起落架和共轴双旋翼，起落架安装在机身的底部；还包含双旋翼动力系统、中心杆和平行四边形操纵机构；中心杆安装在平行四边形操纵机构上，平行四边形操纵机构安装在机身上，以控制中心杆在径向偏摆，双旋翼动力系统输出端连接共轴双旋翼的旋翼轴，双旋翼动力系统与中心杆的上端相连。

本发明相比现有技术的有益效果是：

本发明采用共轴双旋翼设计，利用两个旋翼的反扭矩相互平衡控制飞行器的自转。为了达到旋翼轴倾斜的目的，使双旋翼动力系统和中心杆相连，通过倾斜中心杆使旋翼轴相对机身角度调整。该机构的优点是双旋翼动力系统连在中心杆上并不在机身中，改变双旋翼动力系统并不会引起机身尺寸的调整。平行四边形操纵机构的原理是平行四边形结构，保证了旋翼轴相对机身的偏摆倾斜角度，降低飞行器控制难度，使用关节轴承使转动更加灵活。整体结构紧凑灵活，可行性高。

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步地说明：

附图说明

图1为本发明的立体结构示意图；

图2为平行四边形操纵机构及其与机身连接的示意图；

图3为从一个方向看的双层操纵机构的立体图；

图4为另一个方向看的双层操纵机构的立体图；

图5为设置有挡杆的示意图；

图6为中心杆与电机相连的示意图；

图7为电机与共轴双旋翼相连的示意图；

图8为起落架与机身相连的示意图；

图9为起落架的结构示意图。

具体实施方式

参见图1所示，本实施方式的基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，包含机身1、起落架2和共轴双旋翼3，起落架2安装在机身1的底部；

还包含双旋翼动力系统4、中心杆5和平行四边形操纵机构6；中心杆5安装在平行四边形操纵机构6上，平行四边形操纵机构6安装在机身1上，以控制中心杆5在径向偏摆，双旋翼动力系统4输出端连接共轴双旋翼的旋翼轴3-1，双旋翼动力系统4与中心杆5的上端相连。

本实施方式采用共轴双旋翼设计，利用两个旋翼的反扭矩相互平衡控制飞行器的自转，双旋翼动力系统连在中心杆上并不在机身中，改变双旋翼动力系统并不会引起机身尺寸的调整，平行四边形操纵机构保证了旋翼轴相对于机身的倾斜角度，降低飞行器控制难度，整体结构紧凑灵活，可行性高。

为减少结构的复杂性，双旋翼动力系统选用高速电机直接驱动共轴双旋翼的螺旋桨，省去中间的传动机构。螺旋桨采用折叠桨便于替换。优选地，如图1和图7所示，位于上层旋翼上方的旋翼轴3-1上安装有平衡杆11，如此设计以提高飞行器的稳定性和抗干扰能力。为了保证旋翼轴3-1有足够的刚度，设计外部套管3-2固定在连接轴3-1上，并通过与其连接的轴承座和轴承对上层螺旋桨的轴系提供支撑，有效抑制上层螺旋桨的横向抖动。

进一步地，如图2所示，所述平行四边形操纵机构6包含平台61和双层操纵执行机构62；平台61安装在机身1上，平台61上阵列布置有四个关节轴承7，双层操纵执行机构62上下布置，每层操纵执行机构62均与关节轴承7相连，平台和操纵执行机构形成平行四边形操纵机构，中心杆5设在安装于平台61、双层操纵执行机构62上的调心轴承8的内圈中，每层操纵执行机构62控制中心杆5在径向偏摆。

调心轴承(例如调心球轴承)的特点是内圈可以相对外圈旋转或倾斜，这样便可以使中心杆5相对机身1倾斜，进而使双旋翼动力系统4相对机身1倾斜，双旋翼动力系统4相对机身1有两个转动自由度，通过控制双旋翼动力系统4相对于机身的角度，从而控制飞行器飞行姿态，可选地，中心杆5的下端接有陀螺仪10，利用陀螺仪10测出双旋翼动力系统4相对机身1的转角。

如图7所示，可选地，双旋翼动力系统4为电机，中心杆5与电机的外壳固接，可选地，如图6所示，中心杆5通过连接架与电机相连，连接架为包覆杆架，布置在电机外壳上。电机连接中心杆5并不在机身1中，改变电机并不会引起机身1的尺寸调整。

更进一步地，如图3和图4所示，每层操纵执行机构62包含支架62-1、主驱动组件62-2、被驱动组件62-3和两个连接杆62-4；每层操纵机构的主驱动组件62-2和被驱动组件62-3对称布置在支架62-1上，主驱动组件62-2包含舵机62-21、主动轴和主动带轮62-23；被驱动组件62-3包含配重件62-31、被动轴62-32和被动带轮62-33；平行四边形操纵机构6的原理是平行四边形结构，保证了舵机62-21转动的角度就是电机相对机身1的倾斜角度，降低飞行器控制难度；

主动轴62-22和被动轴62-32可转动地设置在支架62-1上，舵机62-21安装在支架62-1上，主动轴62-22与舵机62-21的输出端相连，主动带轮62-23固定在主动轴62-22上，被动带轮62-33固定在被动轴62-32上，主动带轮62-23通过带与被动带轮62-33传动连接，被动轴62-32可转动地设置在安装于支架62-1上的配重件62-31上，主动轴62-22和被动轴62-32上分别固接有一个连接杆62-4，连接杆62-4与对应的关节轴承7相连，两层操纵执行机构62的两个舵机62-21的轴向垂直，支架62-1上安装有用于驱动中心杆5偏摆的调心轴承8。为了受力均衡使舵机62-21带动主动带轮62-23进而使连接杆62-4转动，而非直接带动连接杆62-4。

总共有两层操纵执行机构62，分别控制两个方向的转动自由度，如图3和图4所示。支架62-1通过调心轴承8与中心杆5连接，由舵机62-21来提供动力来源，连接杆62-4连接平台61与操纵执行机构62，平台61、连接杆62-4与支架62-1组成平行四边形结构，舵机62-21与主动带轮62-23连接，主动带轮62-23通过同步带与被动带轮62-33连接，被动带轮62-33与连接杆62-4相连，连接杆62-4的上端与平台61的关节轴承7相连，舵机62-21转动带动主动带轮62-23和被动带轮62-33转动，进而使连接杆62-4转动，操纵执行机构62整体平动，操纵执行机构62的平动会驱动中心杆5，从而使中心杆5在调心轴承8的作用下相对机身1转动。每一层都有舵机、连接杆、带轮组和配重件，对称分布，便可以使重心在飞行器的中轴线上，便于飞行器控制和姿态调整。配重件可由舵机代替，作为被动传动。

如图5所示，由于中心杆5套在调心轴承8上，而调心轴承8有轴向转动，为了限制中心杆5的自转动，在中心杆5上设置挡杆9-2来限制其自转。具体来说：中心杆5的径向延伸有一个固定杆9-1，操纵执行机构62的支架62-1上固定有限制固定杆9-1转动的两个挡杆9-2。

为减小降落时的冲击，设计如图8和图9所示起落架，起落架2包含基座2-1和弹性弯杆2-2；机身1的底部阵列固定有四个基座2-1，每个基座2-1上安装有一个向外弯曲的弹性弯杆2-2。弹性弯杆在降落过程中有一定的缓冲作用。较佳地，弹性弯杆2-2为弯曲钢丝，弯曲钢丝具有一定的弹性，在降落过程中有一定的缓冲作用。

机身结构如图8和图9所示。机身1的材质为碳纤维材料，主要结构件都采用碳纤维和铝合金材料。另外，机身1上还布置有测量无人机姿态的陀螺仪10，陀螺仪用于测量无人机整体姿态。另外，在机身1下部两侧还设置控制板和电池，使用时控制电机、舵机，并接收陀螺仪采集数据，电池放在最中间，以给电机和舵机供电。

本发明已以较佳实施案例揭示如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可以利用上述揭示的结构及技术内容做出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施案例，均仍属本发明技术方案范围。

Claims (9)

1.基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，包含机身(1)、起落架(2)和共轴双旋翼(3)，起落架(2)安装在机身(1)的底部；

其特征在于：还包含双旋翼动力系统(4)、中心杆(5)和平行四边形操纵机构(6)；

中心杆(5)安装在平行四边形操纵机构(6)上，平行四边形操纵机构(6)安装在机身(1)上，以控制中心杆(5)在径向偏摆，双旋翼动力系统(4)输出端连接共轴双旋翼的旋翼轴(3-1)，双旋翼动力系统(4)与中心杆(5)的上端相连；

所述平行四边形操纵机构(6)包含平台(61)和双层操纵执行机构(62)；

平台(61)安装在机身(1)上，平台(61)上阵列布置有四个关节轴承(7)，

双层操纵执行机构(62)上下布置，每层操纵执行机构(62)均与关节轴承(7)相连，中心杆(5)设在安装于平台(61)、双层操纵执行机构(62)上的调心轴承(8)的内圈中，每层操纵执行机构(62)控制中心杆(5)在径向偏摆。

2.根据权利要求1所述基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，其特征在于：每层操纵执行机构(62)包含支架(62-1)、主驱动组件(62-2)、被驱动组件(62-3)和两个连接杆(62-4)；

每层操纵执行机构的主驱动组件(62-2)和被驱动组件(62-3)对称布置在支架(62-1)上，主驱动组件(62-2)包含舵机(62-21)、主动轴(62-22)和主动带轮(62-23)；被驱动组件(62-3)包含配重件(62-31)、被动轴(62-32)和被动带轮(62-33)；

主动轴(62-22)和被动轴(62-32)可转动地设置在支架(62-1)上，舵机(62-21)安装在支架(62-1)上，主动轴(62-22)与舵机(62-21)的输出端相连，主动带轮(62-23)固定在主动轴(62-22)上，被动带轮(62-33)固定在被动轴(62-32)上，主动带轮(62-23)通过带与被动带轮(62-33)传动连接，被动轴(62-32)可转动地设置在安装于支架(62-1)上的配重件(62-31)上，主动轴(62-22)和被动轴(62-32)上分别固接有一个连接杆(62-4)，连接杆(62-4)与对应的关节轴承(7)相连，两层操纵执行机构(62)的两个舵机(62-21)的轴向垂直，支架(62-1)上安装有用于驱动中心杆(5)偏摆的调心轴承(8)。

3.根据权利要求1所述基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，其特征在于：双旋翼动力系统(4)为电机，中心杆(5)与电机的外壳固接。

4.根据权利要求2所述基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，其特征在于：中心杆(5)的径向延伸有一个固定杆(9-1)，操纵执行机构(62)的支架(62-1)上固定有限制固定杆(9-1)转动的两个挡杆(9-2)。

5.根据权利要求1、2或3所述基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，其特征在于：所述中心杆(5)的下端连接有陀螺仪(10)。

6.根据权利要求5所述基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，其特征在于：位于上层旋翼上方的旋翼轴(3-1)上安装有平衡杆(11)。

7.根据权利要求6所述基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，其特征在于：所述起落架(2)包含基座(2-1)和弹性弯杆(2-2)；机身(1)的底部阵列固定有四个基座(2-1)，每个基座(2-1)上安装有一个向外弯曲的弹性弯杆(2-2)。

8.根据权利要求1或7所述基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，其特征在于：机身(1)上还布置有测量无人机姿态的陀螺仪(10)。

9.根据权利要求8所述基于平行四边形控制旋翼轴的共轴双旋翼无人机，其特征在于：所述机身(1)的材质为碳纤维材料。

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