CN116692022A - 一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法 - Google Patents

一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法 Download PDF

Info

Publication number
CN116692022A
CN116692022A CN202310859437.XA CN202310859437A CN116692022A CN 116692022 A CN116692022 A CN 116692022A CN 202310859437 A CN202310859437 A CN 202310859437A CN 116692022 A CN116692022 A CN 116692022A
Authority
CN
China
Prior art keywords
unmanned aerial
aerial vehicle
wall
calibration
rotating
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202310859437.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN116692022B (zh
Inventor
姜诗中
吴荣俭
郑琴
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Shanghai Shandong Driving Technology Co ltd
Original Assignee
Shanghai Shanghai Shandong Driving Technology Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Shanghai Shandong Driving Technology Co ltd filed Critical Shanghai Shanghai Shandong Driving Technology Co ltd
Priority to CN202310859437.XA priority Critical patent/CN116692022B/zh
Publication of CN116692022A publication Critical patent/CN116692022A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116692022B publication Critical patent/CN116692022B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明涉及舵机校准技术领域，且公开了一种无人机舵机系统安装用校准装置，包括风力组件，所述风力组件的一侧设置有支撑组件，所述支撑组件的内壁设置有校准组件一，所述校准组件一的内壁滑动套接有校准组件二，所述校准组件二的内壁固定装配有无人机。通过转动移动接触器，使卡块与固定块卡接，进而使校准组件二与校准组件一之间实现固定，进而使两组校准组件二不会出现遗失问题，而通过反向转动移动接触器，使卡块与固定块相脱离，使移动接触器与弧形电阻器二滑动接触，使无人机通过夹板带动转台和弧形电阻器二实现转动时，利用移动接触器与转台的接触位置变化，从而实现采集无人机的转动数据，使无人机的转动角度实现检测。

Description

一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法
技术领域
本发明涉及舵机校准技术领域，具体为一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法。
背景技术
飞机是指具有一具或多具发动机的动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器。
飞机起飞靠的是与空气的相对运动产生的升力，升力的大小取决于飞机与空气的相对速度；
飞机的结构包括机身、机翼、垂直尾翼等；
机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个翼面，机翼为气动升力面，为飞机轨道器提供升力和控制力，由前翼盒、中段机翼(包括主起落架舱)、抗扭盒、前部翼梁、机翼/升降副翼对接段、升降副翼密封板、升降副翼和翼套组成；
垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵，通常垂直尾翼后线设有方向舵，飞行员利用方向舵进行方向操纵；
无人机(无人驾驶航空器)中的舵机通常用于实现飞行器的姿态和位置控制，通过调整舵面转角带动升降副翼和尾翼来改变飞行器的飞行方向、高度和姿态等参数。
在无人机舵机系统安装中，由于舵机和舵机安装槽以及舵机与升降副翼和尾翼所连接用的零件皆存在在机械误差，使得舵机系统安装后，其升降副翼和尾翼皆不处于归零状态，而在现有的无人机舵机系统安装校准中，其校准方法皆为人员目测校准，导致其校准难度大，精度低，时间长，而无人机舵机系统安装后如不进行校准，会导致无人机在方向过程中出，飞行不稳定，方向偏离的问题。
发明内容
本发明提供了一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法，解决了上述背景技术所提出的问题。
本发明提供如下技术方案：一种无人机舵机系统安装用校准装置，包括风力组件，所述风力组件的一侧设置有支撑组件，所述支撑组件的内壁设置有校准组件一，所述校准组件一的内壁滑动套接有校准组件二，所述校准组件二的内壁固定装配有无人机。
作为本发明的一种优选技术方案，所述风力组件包括有外壳，所述外壳的内壁固定装配有风扇，所述外壳的底部两侧固定装配有底板，所述底板的外壁固定装配有控制器，所述控制器的外壁分别开设有显示屏和控制按键。
作为本发明的一种优选技术方案，所述风扇的数量为若干个，且若干风扇皆并列设置，若干所述风扇与控制器电连接，所述风扇的运转速度通过控制器调节。
作为本发明的一种优选技术方案，所述支撑组件包括有底部支架，所述底部支架的顶部固定装配有中部支架的一端，所述中部支架的另一端固定装配有顶部框架，所述顶部框架的外壁开设有转槽，所述顶部框架远离风力组件的一侧外壁固定装配有挡板，所述挡板的底部内壁固定装配有磁石，所述挡板的底部内壁固定装配有弧形电阻器一，所述挡板的底部开设有槽口。
作为本发明的一种优选技术方案，所述转槽的数量为两个，且两个转槽呈上下对称设置，且两个转槽的中心轴为同一轴心，所述挡板的数量为两个，且两个挡板对称设置，两个所述磁石的位置相对应。
作为本发明的一种优选技术方案，所述校准组件一包括有圆环，所述圆环的外壁固定装配有转杆，所述圆环远离风力组件的一侧外壁固定装配有转板接触器，所述圆环的内壁固定装配有滑轨一，所述转板接触器的两侧外壁皆固定装配有电磁铁，所述圆环远离风力组件的一侧外壁固定装配有固定块；
所述转杆的数量为两个，且两个转杆上下对称设置，所述校准组件一通过转杆与滑轨一转动连接，所述转板接触器位于挡板的内壁处，且电磁铁与磁石的位置相对应，所述电磁铁与控制器电连接，所述固定块与校准组件二的位置相对应，所述转板接触器的顶部与弧形电阻器一滑动接触。
作为本发明的一种优选技术方案，所述校准组件二包括有底座，所述底座的外壁开设有滑槽，所述滑槽的内壁处设置有滑轮，所述底座的内壁转动连接有转动轴，所述转动轴的外壁固定装配有卡块和移动接触器，所述底座的内壁转动连接有圆轴，所述圆轴的外壁固定装配有转台，所述转台的两侧外壁固定装配有弧形电阻器二，所述转台远离底座的一侧外壁固定装配有滑轨二和升缩器，所述滑轨二的外壁滑动套接有夹板，所述夹板的内壁固定装配有V形弹簧，所述V形弹簧的外壁固定装配有软板，所述转台远离底座的一侧外壁固定装配有支杆的一端，所述支杆的另一端固定装配有弧形电阻器三，所述弧形电阻器三的外沿滑动接触有卡板，所述卡板包括有卡槽和接触面。
作为本发明的一种优选技术方案，所述校准组件二通过滑槽与滑轨一滑动连接，所述移动接触器与卡块呈直角实现，所述校准组件二通过转动移动接触器使卡块与固定块卡接，进而使校准组件二与校准组件一实现固定装配，所述升缩器的升缩端与夹板固定装配。
作为本发明的一种优选技术方案，所述无人机包括有主体，所述主体的前端设置有扇页，所述主体的两侧外壁设置有机翼，所述机翼的内壁转动连接有转翼，所述主体的后端设置有尾翼。
一种无人机舵机系统安装用校准装置的使用方法，包括以下步骤：
S1：通过转动移动接触器，使卡块与固定块卡接，进而使校准组件二与校准组件一之间实现固定；
S2：将两组校准组件二与校准组件一固定后，将机翼放置于两组夹板之间，通过升缩器的升缩端与夹板固定装配，使升缩器可带动夹板实现移动，进而使两组夹板实现对机翼的夹持，而通过设置V形弹簧，利用V形弹簧对软板的弹力，使校准组件二与无人机之间实现软固定；
S3：通过反向转动移动接触器，使卡块与固定块相脱离，使移动接触器与弧形电阻器二滑动接触，通过卡槽将卡板与转翼的外壁相卡接，并使接触面与弧形电阻器三滑动接触，此时无人机通过校准组件二与校准组件一之间保持平行；
S4：通过控制器开设有风扇，使风扇将风导流至无人机处，调节风扇，使无人机保持飞行状态，通过无人机的遥控器，控制转翼和尾翼使其恢复至无人机的初始状态；
S5：初始状态时，四组滑轮与两组滑槽之间设置的压力传感器数值一致，标记为“飞行压力数值一”；
接触面与弧形电阻器三的接触位置为中心归零状态，接触位置标记为“飞行压力数值二”；
转板接触器与弧形电阻器一的接触位置为中心归零状态，接触位置标记为“转向数值”；
相反，舵机安装位置存在有机械误差；
S6：如无人机通过校准组件一实现以校准组件一为轴心的转动，此时观察无人机的转动方向，通过遥控器控制一侧的转翼，使无人机不再进行转动，并记录数值A；
S7：在无人机保持平行后，观察压力传感器数值，通过遥控器分别控制两侧的转翼，两侧的压力传感器数值皆一致，且记录数值B；
S8：如压力传感器数值皆一致后，其接触面与弧形电阻器三的接触位置不为中心归零状态，即可得出舵机安装存在误差状态，此时参考飞行压力数值二进行调整即可；
S9：同理，通过遥控器控制尾翼，使无人机不会以转槽为轴心摆动，而在调整过程中，通过控制器控制电磁铁，利用电磁铁与磁石之间的磁力使无人机固定，降低其摆动幅度，而利用转板接触器与弧形电阻器一的接触位置记录，使人员可通过遥控器将尾翼向反方向进行调整即可。
本发明具备以下有益效果：
1、该无人机舵机系统安装用校准装置，通过转动移动接触器，使卡块与固定块卡接，进而使校准组件二与校准组件一之间实现固定，进而使两组校准组件二不会出现遗失问题，而通过反向转动移动接触器，使卡块与固定块相脱离，使移动接触器与弧形电阻器二滑动接触，使无人机通过夹板带动转台和弧形电阻器二实现转动时，利用移动接触器与转台的接触位置变化，从而实现采集无人机的转动数据，使无人机的转动角度实现检测；而通过升缩器的升缩端与夹板固定装配，使升缩器可带动夹板实现移动，进而使两组夹板实现对机翼的夹持，而通过设置V形弹簧，利用V形弹簧对软板的弹力，使校准组件二与无人机之间实现软固定。
2、该无人机舵机系统安装用校准装置的使用方法，通过在无人机保持平行后，观察压力传感器数值，通过遥控器分别控制两侧的转翼，使两侧的压力传感器数值皆一致；同时通过观察其接触面与弧形电阻器三的接触位置是否为中心归零状态，即可得出舵机安装是否存在误差状态，使得无人机舵机系统校准简单化，降低其校准时间，降低其校准难度。
附图说明
图1为本发明立体结构示意图；
图2为本发明风力组件结构示意图；
图3为本发明支撑组件结构示意图；
图4为本发明支撑组件侧面结构示意图；
图5为本发明无人机结构示意图；
图6为本发明校准组件一结构示意图；
图7为本发明图4中A处结构示意图；
图8为本发明固定块结构示意图；
图9为本发明校准组件二结构示意图；
图10为本发明校准组件二侧面结构示意图。
图中：1、风力组件；2、支撑组件；3、校准组件一；4、校准组件二；5、无人机；
101、外壳；102、风扇；103、底板；104、控制器；105、显示屏；106、控制按键；
201、底部支架；202、中部支架；203、顶部框架；204、转槽；205、挡板；206、磁石；207、弧形电阻器一；208、槽口；
301、圆环；302、转杆；303、转板接触器；304、滑轨一；305、电磁铁；306、固定块；
401、底座；402、滑槽；403、滑轮；404、转动轴；405、卡块；406、移动接触器；407、圆轴；408、转台；409、弧形电阻器二；410、滑轨二；411、升缩器；412、夹板；413、软板；414、V形弹簧；415、支杆；416、弧形电阻器三；417、卡板；418、卡槽；419、接触面；
501、主体；502、扇页；503、机翼；504、转翼；505、尾翼。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1-10，一种无人机舵机系统安装用校准装置，包括风力组件1，风力组件1的一侧设置有支撑组件2，支撑组件2的内壁设置有校准组件一3，校准组件一3的内壁滑动套接有校准组件二4，校准组件二4的内壁固定装配有无人机5。
在一个可选的实施例中：风力组件1包括有外壳101，外壳101的内壁固定装配有风扇102，外壳101的底部两侧固定装配有底板103，底板103的外壁固定装配有控制器104，控制器104的外壁分别开设有显示屏105和控制按键106。
在一个可选的实施例中：风扇102的数量为若干个，且若干风扇102皆并列设置，若干风扇102与控制器104电连接，风扇102的运转速度通过控制器104调节。
需要说明的是，通过设置若干风扇102，使设置于风扇102风向后的无人机5，可通过若干风扇102运转时，所产生的风力实现悬浮，而通过控制器104与风扇102电连接，使风扇102的运转及转动速率皆可实现调节，进而使无人机5在进行校准时，且风力组件1可提供多种不同的风速环境，从而实现多种数量收集。
在一个可选的实施例中：支撑组件2包括有底部支架201，底部支架201的顶部固定装配有中部支架202的一端，中部支架202的另一端固定装配有顶部框架203，顶部框架203的外壁开设有转槽204，顶部框架203远离风力组件1的一侧外壁固定装配有挡板205，挡板205的底部内壁固定装配有磁石206，挡板205的底部内壁固定装配有弧形电阻器一207，挡板205的底部开设有槽口208。
在一个可选的实施例中：转槽204的数量为两个，且两个转槽204呈上下对称设置，且两个转槽204的中心轴为同一轴心，挡板205的数量为两个，且两个挡板205对称设置，两个磁石206的位置相对应。
需要说明的是，通过开设两个转槽204，使校准组件一3可通过与转槽204转动连接，使校准组件一3实现转动，而通过设置槽口208，使校准组件一3在进行转动时，且校准组件一3不会受挡板205所隔挡，进而使校准组件一3实现保持转动的作用。
在一个可选的实施例中：校准组件一3包括有圆环301，圆环301的外壁固定装配有转杆302，圆环301远离风力组件1的一侧外壁固定装配有转板接触器303，圆环301的内壁固定装配有滑轨一304，转板接触器303的两侧外壁皆固定装配有电磁铁305，圆环301远离风力组件1的一侧外壁固定装配有固定块306；
转杆302的数量为两个，且两个转杆302上下对称设置，校准组件一3通过转杆302与滑轨一304转动连接，转板接触器303位于挡板205的内壁处，且电磁铁305与磁石206的位置相对应，电磁铁305与控制器104电连接，固定块306与校准组件二4的位置相对应，转板接触器303的顶部与弧形电阻器一207滑动接触。
需要说明的是，通过将转板接触器303设置于挡板205的内壁，利用控制器104控制电磁铁305，使电磁铁305与磁石206的磁极相同，使转板接触器303通过两组电磁铁305对磁石206的磁极实现减震作用，从而使圆环301通过转板接触器303实现柔性固定，而通过转板接触器303的顶部与弧形电阻器一207滑动接触，使得转板接触器303通过圆环301带动实现转动时，且转板接触器303与弧形电阻器一207的接触位置实现改变，进而使弧形电阻器一207所承载的电流电压实现改变，从而使控制器104实现圆环301的转动数据采集。
在一个可选的实施例中：校准组件二4包括有底座401，底座401的外壁开设有滑槽402，滑槽402的内壁处设置有滑轮403，底座401的内壁转动连接有转动轴404，转动轴404的外壁固定装配有卡块405和移动接触器406，底座401的内壁转动连接有圆轴407，圆轴407的外壁固定装配有转台408，转台408的两侧外壁固定装配有弧形电阻器二409，转台408远离底座401的一侧外壁固定装配有滑轨二410和升缩器411，滑轨二410的外壁滑动套接有夹板412，夹板412的内壁固定装配有V形弹簧414，V形弹簧414的外壁固定装配有软板413，转台408远离底座401的一侧外壁固定装配有支杆415的一端，支杆415的另一端固定装配有弧形电阻器三416，弧形电阻器三416的外沿滑动接触有卡板417，卡板417包括有卡槽418和接触面419。
在一个可选的实施例中：校准组件二4通过滑槽402与滑轨一304滑动连接，移动接触器406与卡块405呈直角实现，校准组件二4通过转动移动接触器406使卡块405与固定块306卡接，进而使校准组件二4与校准组件一3实现固定装配，升缩器411的升缩端与夹板412固定装配。
需要说明的是，四组滑轮403与两组滑槽402之间皆设置有压力传感器，且与控制器104电连接。
需要说明的是，通过转动移动接触器406，使卡块405与固定块306卡接，进而使校准组件二4与校准组件一3之间实现固定，而通过反向转动移动接触器406，使卡块405与固定块306相脱离，使移动接触器406与弧形电阻器二409滑动接触，使无人机5通过夹板412带动转台408和弧形电阻器二409实现转动时，利用移动接触器406与转台408的接触位置变化，从而实现采集无人机5的转动数据，而通过升缩器411的升缩端与夹板412固定装配，使升缩器411可带动夹板412实现移动，进而使两组夹板412实现对机翼503的夹持，而通过设置V形弹簧414，利用V形弹簧414对软板413的弹力，使校准组件二4与无人机5之间实现软固定。
在一个可选的实施例中：无人机5包括有主体501，主体501的前端设置有扇页502，主体501的两侧外壁设置有机翼503，机翼503的内壁转动连接有转翼504，主体501的后端设置有尾翼505。
需要说明的是，其机翼503和主体501的后端内腔皆设置有舵机，且该舵机通过传输结构分别与转翼504和尾翼505连接，从而使转翼504和尾翼505可通过该舵机实现转动，进而使无人机5通过该转翼504的向上或向下的转动角度实现上升或下降，而通过改变尾翼505的转动方向，使无人机5实现左转或右转；
需要说明的是，其弧形电阻器三416的圆心与转翼504的转动圆心一致，且卡板417通过卡槽418与转翼504的外壁相卡接。
一种无人机舵机系统安装用校准装置的使用方法，包括以下步骤：
S1：通过转动移动接触器406，使卡块405与固定块306卡接，进而使校准组件二4与校准组件一3之间实现固定；
S2：将两组校准组件二4与校准组件一3固定后，将机翼503放置于两组夹板412之间，通过升缩器411的升缩端与夹板412固定装配，使升缩器411可带动夹板412实现移动，进而使两组夹板412实现对机翼503的夹持，而通过设置V形弹簧414，利用V形弹簧414对软板413的弹力，使校准组件二4与无人机5之间实现软固定；
S3：通过反向转动移动接触器406，使卡块405与固定块306相脱离，使移动接触器406与弧形电阻器二409滑动接触，通过卡槽418将卡板417与转翼504的外壁相卡接，并使接触面419与弧形电阻器三416滑动接触，此时无人机5通过校准组件二4与校准组件一3之间保持平行；
S4：通过控制器104开设有风扇102，使风扇102将风导流至无人机5处，调节风扇102，使无人机5保持飞行状态，通过无人机5的遥控器，控制转翼504和尾翼505使其恢复至无人机5的初始状态；
S5：初始状态时，四组滑轮403与两组滑槽402之间设置的压力传感器数值一致，标记为“飞行压力数值一”；
接触面419与弧形电阻器三416的接触位置为中心归零状态，接触位置标记为“飞行压力数值二”；
转板接触器303与弧形电阻器一207的接触位置为中心归零状态，接触位置标记为“转向数值”；
相反，舵机安装位置存在有机械误差；
S6：如无人机5通过校准组件一3实现以校准组件一3为轴心的转动，此时观察无人机5的转动方向，通过遥控器控制一侧的转翼504，使无人机5不再进行转动，并记录数值A；
S7：在无人机5保持平行后，观察压力传感器数值，通过遥控器分别控制两侧的转翼504，两侧的压力传感器数值皆一致，且记录数值B；
S8：如压力传感器数值皆一致后，其接触面419与弧形电阻器三416的接触位置不为中心归零状态，即可得出舵机安装存在误差状态，此时参考飞行压力数值二进行调整即可；
S9：同理，通过遥控器控制尾翼505，使无人机5不会以转槽204为轴心摆动，而在调整过程中，通过控制器104控制电磁铁305，利用电磁铁305与磁石206之间的磁力使无人机5固定，降低其摆动幅度，而利用转板接触器303与弧形电阻器一207的接触位置记录，使人员可通过遥控器将尾翼505向反方向进行调整即可。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种无人机舵机系统安装用校准装置，包括风力组件(1)，其特征在于：所述风力组件(1)的一侧设置有支撑组件(2)，所述支撑组件(2)的内壁设置有校准组件一(3)，所述校准组件一(3)的内壁滑动套接有校准组件二(4)，所述校准组件二(4)的内壁固定装配有无人机(5)。
2.根据权利要求1所述的一种无人机舵机系统安装用校准装置，其特征在于：所述风力组件(1)包括有外壳(101)，所述外壳(101)的内壁固定装配有风扇(102)，所述外壳(101)的底部两侧固定装配有底板(103)，所述底板(103)的外壁固定装配有控制器(104)，所述控制器(104)的外壁分别开设有显示屏(105)和控制按键(106)。
3.根据权利要求2所述的一种无人机舵机系统安装用校准装置，其特征在于：所述风扇(102)的数量为若干个，且若干风扇(102)皆并列设置，若干所述风扇(102)与控制器(104)电连接，所述风扇(102)的运转速度通过控制器(104)调节。
4.根据权利要求1所述的一种无人机舵机系统安装用校准装置，其特征在于：所述支撑组件(2)包括有底部支架(201)，所述底部支架(201)的顶部固定装配有中部支架(202)的一端，所述中部支架(202)的另一端固定装配有顶部框架(203)，所述顶部框架(203)的外壁开设有转槽(204)，所述顶部框架(203)远离风力组件(1)的一侧外壁固定装配有挡板(205)，所述挡板(205)的底部内壁固定装配有磁石(206)，所述挡板(205)的底部内壁固定装配有弧形电阻器一(207)，所述挡板(205)的底部开设有槽口(208)。
5.根据权利要求4所述的一种无人机舵机系统安装用校准装置，其特征在于：所述转槽(204)的数量为两个，且两个转槽(204)呈上下对称设置，且两个转槽(204)的中心轴为同一轴心，所述挡板(205)的数量为两个，且两个挡板(205)对称设置，两个所述磁石(206)的位置相对应。
6.根据权利要求1所述的一种无人机舵机系统安装用校准装置，其特征在于：所述校准组件一(3)包括有圆环(301)，所述圆环(301)的外壁固定装配有转杆(302)，所述圆环(301)远离风力组件(1)的一侧外壁固定装配有转板接触器(303)，所述圆环(301)的内壁固定装配有滑轨一(304)，所述转板接触器(303)的两侧外壁皆固定装配有电磁铁(305)，所述圆环(301)远离风力组件(1)的一侧外壁固定装配有固定块(306)；
所述转杆(302)的数量为两个，且两个转杆(302)上下对称设置，所述校准组件一(3)通过转杆(302)与滑轨一(304)转动连接，所述转板接触器(303)位于挡板(205)的内壁处，且电磁铁(305)与磁石(206)的位置相对应，所述电磁铁(305)与控制器(104)电连接，所述固定块(306)与校准组件二(4)的位置相对应，所述转板接触器(303)的顶部与弧形电阻器一(207)滑动接触。
7.根据权利要求1所述的一种无人机舵机系统安装用校准装置，其特征在于：所述校准组件二(4)包括有底座(401)，所述底座(401)的外壁开设有滑槽(402)，所述滑槽(402)的内壁处设置有滑轮(403)，所述底座(401)的内壁转动连接有转动轴(404)，所述转动轴(404)的外壁固定装配有卡块(405)和移动接触器(406)，所述底座(401)的内壁转动连接有圆轴(407)，所述圆轴(407)的外壁固定装配有转台(408)，所述转台(408)的两侧外壁固定装配有弧形电阻器二(409)，所述转台(408)远离底座(401)的一侧外壁固定装配有滑轨二(410)和升缩器(411)，所述滑轨二(410)的外壁滑动套接有夹板(412)，所述夹板(412)的内壁固定装配有V形弹簧(414)，所述V形弹簧(414)的外壁固定装配有软板(413)，所述转台(408)远离底座(401)的一侧外壁固定装配有支杆(415)的一端，所述支杆(415)的另一端固定装配有弧形电阻器三(416)，所述弧形电阻器三(416)的外沿滑动接触有卡板(417)，所述卡板(417)包括有卡槽(418)和接触面(419)。
8.根据权利要求7所述的一种无人机舵机系统安装用校准装置，其特征在于：所述校准组件二(4)通过滑槽(402)与滑轨一(304)滑动连接，所述移动接触器(406)与卡块(405)呈直角实现，所述校准组件二(4)通过转动移动接触器(406)使卡块(405)与固定块(306)卡接，进而使校准组件二(4)与校准组件一(3)实现固定装配，所述升缩器(411)的升缩端与夹板(412)固定装配。
9.根据权利要求1所述的一种无人机舵机系统安装用校准装置，其特征在于：所述无人机(5)包括有主体(501)，所述主体(501)的前端设置有扇页(502)，所述主体(501)的两侧外壁设置有机翼(503)，所述机翼(503)的内壁转动连接有转翼(504)，所述主体(501)的后端设置有尾翼(505)。
10.一种无人机舵机系统安装用校准装置的使用方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1：通过转动移动接触器(406)，使卡块(405)与固定块(306)卡接，进而使校准组件二(4)与校准组件一(3)之间实现固定；
S2：将两组校准组件二(4)与校准组件一(3)固定后，将机翼(503)放置于两组夹板(412)之间，通过升缩器(411)的升缩端与夹板(412)固定装配，使升缩器(411)可带动夹板(412)实现移动，进而使两组夹板(412)实现对机翼(503)的夹持，而通过设置V形弹簧(414)，利用V形弹簧(414)对软板(413)的弹力，使校准组件二(4)与无人机(5)之间实现软固定；
S3：通过反向转动移动接触器(406)，使卡块(405)与固定块(306)相脱离，使移动接触器(406)与弧形电阻器二(409)滑动接触，通过卡槽(418)将卡板(417)与转翼(504)的外壁相卡接，并使接触面(419)与弧形电阻器三(416)滑动接触，此时无人机(5)通过校准组件二(4)与校准组件一(3)之间保持平行；
S4：通过控制器(104)开设有风扇(102)，使风扇(102)将风导流至无人机(5)处，调节风扇(102)，使无人机(5)保持飞行状态，通过无人机(5)的遥控器，控制转翼(504)和尾翼(505)使其恢复至无人机(5)的初始状态；
S5：初始状态时，四组滑轮(403)与两组滑槽(402)之间设置的压力传感器数值一致，标记为“飞行压力数值一”；
接触面(419)与弧形电阻器三(416)的接触位置为中心归零状态，接触位置标记为“飞行压力数值二”；
转板接触器(303)与弧形电阻器一(207)的接触位置为中心归零状态，接触位置标记为“转向数值”；
相反，舵机安装位置存在有机械误差；
S6：如无人机(5)通过校准组件一(3)实现以校准组件一(3)为轴心的转动，此时观察无人机(5)的转动方向，通过遥控器控制一侧的转翼(504)，使无人机(5)不再进行转动，并记录数值A；
S7：在无人机(5)保持平行后，观察压力传感器数值，通过遥控器分别控制两侧的转翼(504)，两侧的压力传感器数值皆一致，且记录数值B；
S8：如压力传感器数值皆一致后，其接触面(419)与弧形电阻器三(416)的接触位置不为中心归零状态，即可得出舵机安装存在误差状态，此时参考飞行压力数值二进行调整即可；
S9：同理，通过遥控器控制尾翼(505)，使无人机(5)不会以转槽(204)为轴心摆动，而在调整过程中，通过控制器(104)控制电磁铁(305)，利用电磁铁(305)与磁石(206)之间的磁力使无人机(5)固定，降低其摆动幅度，而利用转板接触器(303)与弧形电阻器一(207)的接触位置记录，使人员可通过遥控器将尾翼(505)向反方向进行调整即可。
CN202310859437.XA 2023-07-13 2023-07-13 一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法 Active CN116692022B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310859437.XA CN116692022B (zh) 2023-07-13 2023-07-13 一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310859437.XA CN116692022B (zh) 2023-07-13 2023-07-13 一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116692022A true CN116692022A (zh) 2023-09-05
CN116692022B CN116692022B (zh) 2024-03-08

Family

ID=87827727

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310859437.XA Active CN116692022B (zh) 2023-07-13 2023-07-13 一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116692022B (zh)

Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104973265A (zh) * 2015-07-07 2015-10-14 西安航空学院 一种电动舵机零位校准方法
CN105159277A (zh) * 2015-08-21 2015-12-16 哈尔滨建成集团有限公司 电动舵机检测设备的检测校准方法
US20170057029A1 (en) * 2015-08-31 2017-03-02 The Boeing Company Geodesic structure forming systems and methods
US20170216998A1 (en) * 2014-08-06 2017-08-03 C.M.S. S.P.A. System for supporting a workpiece
US20170322101A1 (en) * 2016-05-09 2017-11-09 Fong Bong Enterprise Co., Ltd. Calibrating Device for Measuring and Calibrating the Center of Gravity of a Remote Control Aircraft or an Airfoil Thereof
US20180002017A1 (en) * 2016-03-28 2018-01-04 Zipline International Inc. Vision Based Calibration System For Unmanned Aerial Vehicles
CN109533384A (zh) * 2018-11-02 2019-03-29 北京航天控制仪器研究所 一种电动舵机快速调零方法
CN109927933A (zh) * 2019-04-04 2019-06-25 西安爱生技术集团公司 一种某型无人机舵机自动测试系统
US10397495B1 (en) * 2017-02-07 2019-08-27 Amazon Technologies, Inc. Self-contained mobile sensor calibration structure
CN110802590A (zh) * 2019-10-24 2020-02-18 深圳市优必选科技股份有限公司 角度校准方法、舵机、积木机器人及存储介质
CN112027064A (zh) * 2020-11-06 2020-12-04 成都云鼎智控科技有限公司 无人飞行器飞行控制系统及舵机定位模块
CN212645729U (zh) * 2020-08-06 2021-03-02 南京信息工程大学 一种视觉无人机自动校准装置
CN112455659A (zh) * 2020-12-15 2021-03-09 广州极飞科技有限公司 舵机摆动机构、无人机及其喷洒作业方法
CN113219957A (zh) * 2021-06-08 2021-08-06 北京安达维尔航空设备有限公司 一种电动操纵舵机的测试方法和设备
CN113253163A (zh) * 2021-05-19 2021-08-13 深圳技术大学 面向四旋翼无人机平台的全张量磁场梯度测量装置和方法
US20210300313A1 (en) * 2020-03-30 2021-09-30 Airbus Operations Limited Brake mass parameter
CN113772081A (zh) * 2021-09-28 2021-12-10 上海莘汭驱动技术有限公司 一种高性能无人机舵机
CN215491752U (zh) * 2021-07-21 2022-01-11 襄阳登吉网络科技有限公司 一种无人机测绘用校准装置
CN114440728A (zh) * 2020-11-02 2022-05-06 丰翼科技(深圳)有限公司 舵面校准装置
CN115924122A (zh) * 2023-02-23 2023-04-07 西北工业大学 一种用于测试飞行器舵机偏角的装置

Patent Citations (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170216998A1 (en) * 2014-08-06 2017-08-03 C.M.S. S.P.A. System for supporting a workpiece
CN104973265A (zh) * 2015-07-07 2015-10-14 西安航空学院 一种电动舵机零位校准方法
CN105159277A (zh) * 2015-08-21 2015-12-16 哈尔滨建成集团有限公司 电动舵机检测设备的检测校准方法
US20170057029A1 (en) * 2015-08-31 2017-03-02 The Boeing Company Geodesic structure forming systems and methods
US20180002017A1 (en) * 2016-03-28 2018-01-04 Zipline International Inc. Vision Based Calibration System For Unmanned Aerial Vehicles
US20170322101A1 (en) * 2016-05-09 2017-11-09 Fong Bong Enterprise Co., Ltd. Calibrating Device for Measuring and Calibrating the Center of Gravity of a Remote Control Aircraft or an Airfoil Thereof
US10397495B1 (en) * 2017-02-07 2019-08-27 Amazon Technologies, Inc. Self-contained mobile sensor calibration structure
CN109533384A (zh) * 2018-11-02 2019-03-29 北京航天控制仪器研究所 一种电动舵机快速调零方法
CN109927933A (zh) * 2019-04-04 2019-06-25 西安爱生技术集团公司 一种某型无人机舵机自动测试系统
CN110802590A (zh) * 2019-10-24 2020-02-18 深圳市优必选科技股份有限公司 角度校准方法、舵机、积木机器人及存储介质
US20210300313A1 (en) * 2020-03-30 2021-09-30 Airbus Operations Limited Brake mass parameter
CN212645729U (zh) * 2020-08-06 2021-03-02 南京信息工程大学 一种视觉无人机自动校准装置
CN114440728A (zh) * 2020-11-02 2022-05-06 丰翼科技(深圳)有限公司 舵面校准装置
CN112027064A (zh) * 2020-11-06 2020-12-04 成都云鼎智控科技有限公司 无人飞行器飞行控制系统及舵机定位模块
CN112455659A (zh) * 2020-12-15 2021-03-09 广州极飞科技有限公司 舵机摆动机构、无人机及其喷洒作业方法
CN113253163A (zh) * 2021-05-19 2021-08-13 深圳技术大学 面向四旋翼无人机平台的全张量磁场梯度测量装置和方法
CN113219957A (zh) * 2021-06-08 2021-08-06 北京安达维尔航空设备有限公司 一种电动操纵舵机的测试方法和设备
CN215491752U (zh) * 2021-07-21 2022-01-11 襄阳登吉网络科技有限公司 一种无人机测绘用校准装置
CN113772081A (zh) * 2021-09-28 2021-12-10 上海莘汭驱动技术有限公司 一种高性能无人机舵机
CN115924122A (zh) * 2023-02-23 2023-04-07 西北工业大学 一种用于测试飞行器舵机偏角的装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
G. HEREDIA: "Sensor and actuator fault detection in small autonomous helicopters", MECHATRONICS, vol. 18, no. 2, pages 90 - 99, XP022452355, DOI: 10.1016/j.mechatronics.2007.09.007 *
刘柳: "小型无人机陀螺仪校准平台自动调平系统研究", 中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑, no. 01, pages 1 - 106 *
杨宁: "无人机航空电子设备检测系统", 弹箭与制导学报, no. 9, pages 1 - 4 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN116692022B (zh) 2024-03-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2353684B1 (en) VTOL model aircraft
US20200010182A1 (en) Pivoting wing system for vtol aircraft
CN108438218B (zh) 一种仿生蜂鸟飞行器
EP2340880A1 (en) Dual-rotor model helicopter control system
CN105547676A (zh) 一种多功能旋臂式旋翼试验台
Paulos et al. An underactuated propeller for attitude control in micro air vehicles
US20040198136A1 (en) Rotor system for a remotely controlled aircraft
CN108438215A (zh) 一种具备保持机体水平能力的矢量四轴飞行器
CN108515822A (zh) 陆空两栖全向机器人
US11591084B2 (en) Cycloidal rotor micro-air vehicle
CN116639273A (zh) 一种无人机测绘数据采集装置及其采集方法
CN116692022B (zh) 一种无人机舵机系统安装用校准装置及其使用方法
CN116022332B (zh) 一种线驱动仿甲虫微型扑翼飞行器
CN110127047A (zh) 四矢量控制的垂直起降固定翼飞行器及其控制方法
CN212709964U (zh) 一种基于旋翼和扇翼的可垂直起降飞行器
CN111232191A (zh) 一种使用舵面控制姿态的旋翼飞行器
CN213735584U (zh) 一种滑台式机械臂以及安装滑台式机械臂的无人机
CN213800233U (zh) 一种无人直升机测试设备
Liu et al. Liftoff of a motor-driven flapping wing rotorcraft with mechanically decoupled wings
KR100615556B1 (ko) 소형 비행체
CN110171562A (zh) 一种无人机旋翼控制结构
US11952110B1 (en) Electric rotorcraft cyclic control system
CN111186556A (zh) 一种可变形机体及应用该机体的无人飞行器及其控制方法
WO2020183594A1 (ja) テールシッタ式飛行体
CN215972105U (zh) 一种垂起固定翼无人机的螺旋桨结构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant