CN206125441U - 一种无人直升机尾部伞降系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型属于无人直升机相关领域，公开了一种无人直升机尾部伞降系统，包括设置在无人直升机机身内的控制器，连接于控制器且安装在机身尾部的弹射器，弹射器连接有伞包，伞包安装在机身尾部且背离无人直升机的尾旋翼设置，无人直升机主旋翼刹车时，伞包由弹射器弹射打开，且其打开方向与主旋翼刹车时机身产生的惯性力矩的方向相反。通过在尾旋翼的位置安装弹射器和伞包，在主旋翼刹车时，机身会产生一个与主旋翼旋转方向相同的惯性力矩，此时控制器控制弹射器将伞包弹射打开，惯性力矩瞬间将伞包拉开撑起，降落伞由此产生一个与惯性力矩相反方向的阻力，逐渐平衡惯性力矩，使无人直升机达到平衡状态，避免了缠绕伞绳的情况发生，实现安全伞降。

Description

一种无人直升机尾部伞降系统

技术领域

本实用新型涉及无人直升机相关领域，尤其涉及一种无人直升机尾部伞降系统。

背景技术

随着无人机技术的发展及应用领域的不断拓展，无人机的安全性能也逐渐引起了参与者的重视，现有的无人机回收方法主要有伞降和撞网两种。撞网回收方法适用于固定翼无人机，不适用于无人直升机。

目前无人直升机是通过伞降方式来回收，具体是将伞包置于旋翼主轴顶部，开伞后将主旋翼刹车，避免失控缠绕伞绳，但目前大多数无人直升机都采用主旋翼与尾旋翼联动方式，由发动机提供动力，一旦开伞刹车，主旋翼与尾旋翼将同时停转，主旋翼产生的惯性扭矩力将会使无人直升机失去控制，出现缠绕伞绳等问题。也有部分是独立尾旋翼的结构，但是这种结构在主旋翼刹车后，尾旋翼同样很难有效控制住机身的惯性扭矩力，导致出现缠绕伞绳等问题。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种无人直升机尾部伞降系统，以解决现有无人直升机回收时出现的无人直升机失控以及缠绕伞绳的问题。

为达此目的，本实用新型采用以下技术方案：

一种无人直升机尾部伞降系统，包括设置在无人直升机机身内的控制器，连接于所述控制器且安装在所述机身尾部的弹射器，所述弹射器连接有伞包，所述伞包安装在机身尾部且背离所述无人直升机的尾旋翼设置，所述无人直升机主旋翼刹车时，所述伞包由弹射器弹射打开，且其打开方向与所述主旋翼刹车时机身产生的惯性力矩的方向相反。

作为优选，所述机身尾部处还设有伞舱，所述伞包置于所述伞舱内，所述伞舱上设有供伞包弹射出去的弹射口。

作为优选，所述弹射口位于所述伞舱的顶部，所述顶部背离所述尾旋翼旋转时产生的拉力方向设置。

作为优选，所述控制器包括无线接收器以及连接于所述无线接收器的控制面板，所述控制面板连接于所述弹射器，所述无线接收器连接于无线操作设备。

作为优选，所述无人直升机的发动机上设有测速传感器，所述测速传感器连接于控制器，当测速传感器检测到发动机停止时，发送信号给所述控制器，所述控制器控制弹射器将伞包弹射打开。

本实用新型通过在尾旋翼的位置安装弹射器和伞包，在主旋翼刹车时，机身会产生一个与主旋翼旋转方向相同的惯性力矩，此时控制器控制弹射器将伞包弹射打开，惯性力矩瞬间将伞包拉开撑起，降落伞由此产生一个与惯性力矩相反方向的阻力，逐渐平衡惯性力矩，使无人直升机达到平衡状态，避免了缠绕伞绳的情况发生，实现安全伞降。

附图说明

图1是本实用新型的无人直升机的结构示意图；

图2是本实用新型图1的I处放大示意图；

图3是本实用新型无人直升机的尾部伞降系统打开时的状态示意图。

图中：

1、机身；2、控制器；3、弹射器；4、伞包；5、尾旋翼；6、主旋翼；7、伞舱；71、弹射口；72、顶部。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本实用新型的技术方案。

本实用新型提供一种无人直升机尾部伞降系统，用于在无人直升机主旋翼6停止转动时，平衡无人直升机。具体的如图1-3所示，上述无人直升机包括有机身1、发动机(图中未示出)、主旋翼6以及尾旋翼5，上述尾部伞降系统包括控制器2、弹射器3以及伞包4，其中：

控制器2设置在机身1内，其用于控制弹射器3将伞包4弹射打开。上述控制器2包括有无线接收器(图中未示出)以及与该无线接收器连接的控制面板(图中未示出)，上述控制面板连接于弹射器3，用于启动弹射器3。无线接收器连接于无线操作设备(图中未示出)，用于与用户操作的无线操作设备建立通信连接。

弹射器3用于对伞包4的弹射，本实施例中弹射器3设置在伞包4的一侧，具体的该弹射器3为现有技术，例如可以是通过撞针撞击射钉枪火药，并使射钉枪火药剧烈燃烧，以使伞包4处的空气压力变大，进而将伞包4弹射出去，具体可参照申请号为201520690468.8的已授权专利。也可以是通过压缩的弹簧直接将伞包4弹射出去，例如在弹射器3内设置被压缩的弹簧，即在控制面板控制弹射器3启动后，其内部受压缩的弹簧被释放，将伞包4弹射出去。当然，本实施例的弹射器3的具体结构并非仅限于上述结构，也可以是其他能够将伞包4弹射出去的结构。

伞包4安装在机身1尾部且背离无人直升机的尾旋翼5设置，在无人直升机的主旋翼6刹车时，该伞包4由弹射器3弹射打开，且其打开方向与主旋翼6刹车时机身1产生的惯性力矩的方向相反，进而产生与机身1产生的惯性力矩方向相反的阻力，以达到平衡无人直升机的目的，避免无人直升机伞降出现问题。

本实施例中，机身1尾部处还设有伞舱7，上述伞包4置于该伞舱7内，弹射器3设置在伞舱7的一侧，可参照图2，该伞舱7上设有弹射口71，该弹射口71用于为伞包4弹射提供弹射空间。上述弹射口71可以设置在伞舱7的任意位置处，只需满足伞包4能够从伞舱7弹射出去即可。本实施例，优选的，上述弹射口71位于伞舱7的顶部72，该顶部72背离尾旋翼5旋转时产生的拉力方向设置，该尾旋翼5旋转时产生的拉力方向也就是主旋翼6刹车时机身1产生的惯性力矩方向。通过上述顶部72位置的设置，能够使得伞包4被弹射出去的瞬间即可由机身1产生的惯性力矩拉开撑起，其撑起速度更快。

当用户通过无线操作设备控制发送发动机停止信号给无线接收器，无线接收器将发动机停止信号传递给控制面板，控制面板控制无人直升机的发动机停止转动，此时由于高速旋转的主旋翼6突然刹停，机身1不可避免的会产生一个与主旋翼6旋转方向相同的巨大惯性力矩，与此同时，用户可通过无线操作设备发送伞降信号给线接收器，无线接收器将伞降信号传递给控制面板，控制面板控制弹射器3将伞包4从伞舱7里弹射出去，机身1产生的惯性力矩瞬间将伞包4拉开撑起(图3所示)，降落伞由此产生一个与惯性力矩相反方向的阻力，逐渐平衡惯性力矩，使无人直升机达到平衡状态，避免了缠绕伞绳的情况发生，实现安全伞降。

需要说明的是，本实施例的上述尾部伞降系统还可以配合主旋翼伞降系统(例如专利公告号为CN203740130的专利中所提及的降落系统)，即当设有主旋翼伞降系统的无人直升机设有本实施例的尾部伞降系统时，当无人直升机的主旋翼刹车时，主旋翼伞降系统的降落伞打开，同时尾部伞降系统的伞包4拉开撑起，进一步配合主旋翼伞降系统来实现无人直升机的安全降落和回收。

本实施例中，作为优选的技术方案，上述无人直升机的发动机上设有测速传感器(图中未示出)，用于检测发动机的转速，该测速传感器连接于上述控制器2，具体是连接于上述控制器2的控制面板，当测速传感器检测到发动机停止(即转速为零)时，发送信号给控制面板，并由控制面板控制弹射器3将伞包4弹射打开。通过上述测速传感器的设置，可以无需用户手动控制伞包4的弹射，而是直接根据无人直升机的运行状态来控制伞包4的弹射，更加精准，避免了用户疏忽忘记操作而导致事故发生的可能。

显然，本实用新型的上述实施例仅仅是为了清楚说明本实用新型所作的举例，而并非是对本实用新型的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型权利要求的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种无人直升机尾部伞降系统，其特征在于，包括设置在无人直升机机身(1)内的控制器(2)，连接于所述控制器(2)且安装在所述机身(1)尾部的弹射器(3)，所述弹射器(3)连接有伞包(4)，所述伞包(4)安装在机身(1)尾部且背离所述无人直升机的尾旋翼(5)设置，所述无人直升机主旋翼(6)刹车时，所述伞包(4)由弹射器(3)弹射打开，且其打开方向与所述主旋翼(6)刹车时机身(1)产生的惯性力矩的方向相反。

2.根据权利要求1所述的无人直升机尾部伞降系统，其特征在于，所述机身(1)尾部处还设有伞舱(7)，所述伞包(4)置于所述伞舱(7)内，所述伞舱(7)上设有供伞包(4)弹射出去的弹射口(71)。

3.根据权利要求2所述的无人直升机尾部伞降系统，其特征在于，所述弹射口(71)位于所述伞舱(7)的顶部(72)，所述顶部(72)背离所述尾旋翼(5)旋转时产生的拉力方向设置。

4.根据权利要求1所述的无人直升机尾部伞降系统，其特征在于，所述控制器(2)包括无线接收器以及连接于所述无线接收器的控制面板，所述控制面板连接于所述弹射器(3)，所述无线接收器连接于无线操作设备。

5.根据权利要求4所述的无人直升机尾部伞降系统，其特征在于，所述无人直升机的发动机上设有测速传感器，所述测速传感器连接于控制器(2)，当测速传感器检测到发动机停止时，发送信号给所述控制器(2)，所述控制器(2)控制弹射器(3)将伞包(4)弹射打开。