CN220332947U - 一种飞行控制系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型属于飞行控制技术领域，具体涉及一种飞行控制系统，包括无人机体以及安装在无人机体内部的飞行控制芯片，所述无人机体的四侧外壁均固定安装有机臂，且所述机臂的末端上方安装有无刷电机，所述无刷电机的输出轴顶端固定安装有螺旋桨，所述机臂末端并位于无刷电机正下方开设有收纳腔，所述无人机体的正下方设置有反坠落机构，所述机臂的正下方设置有注气件，所述收纳腔的内部安装有凸型气囊。本实用新型不仅能够及时稳住无人机体在空中的形态，还能有效避免无人机在空中不受控制的旋转，降低在回收过程中无人机体发生二次撞击的概率，且同时提高了对易损部位的防护，降低二次伤害所带来的损伤。

Description

一种飞行控制系统

技术领域

本实用新型属于飞行控制技术领域，具体涉及一种飞行控制系统。

背景技术

无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“UAV”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作，其中，飞行控制系统则是用来控制无人机的飞行，其相当于无人机的“大脑”，主要由飞行控制器与无刷电机等一系列用于控制飞行的部件组合而成。

现有技术存在的问题：

在现有飞行控制系统所提供的飞行算法中，其中，四个螺旋桨的控制算法最简单且最常用，然而在四螺旋桨无人机飞行的过程中，当其中一个螺旋桨因意外撞击事件而停止旋转时，在相应飞行控制系统的控制下，其会降低与该螺旋桨位于同一对角线上的另一个无刷电机的输出工作，以保证该无人机不会在空中侧翻甚至坠落，但是，由于大部分四桨无人机中，位于同一对角线上的两个无刷电机，其工作对无人机所产生的扭矩相同，因此当只有两个位于同一对角线上的两个无刷电机工作时，其对无人机所产生的扭矩将驱动无人机在空中旋转，因此，在一个螺旋桨停止旋转的前提下，当前无人机飞行控制系统即便能保证无人机继续在空中飞行，却无法避免无人机在空中旋转的情况，且，当无人机在旋转中再次意外撞击到其他物体时，其发生坠落的可能性将被扩大，当坠机事件发生时，位于机体四侧的机臂以及无刷电机最容易承受装置致使损坏。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种飞行控制系统，不经能够及时稳住无人机体在空中的形态，还能有效避免无人机在空中不受控制的旋转，降低在回收过程中无人机体发生二次撞击的概率，且同时提高了对易损部位的防护，降低二次伤害所带来的损伤。

本实用新型采取的技术方案具体如下：

一种飞行控制系统，包括无人机体以及安装在无人机体内部的飞行控制芯片，所述无人机体的四侧外壁均固定安装有机臂，且所述机臂的末端上方安装有无刷电机，所述无刷电机的输出轴顶端固定安装有螺旋桨，所述机臂末端并位于无刷电机正下方开设有收纳腔，所述无人机体的正下方设置有反坠落机构，所述机臂的正下方设置有注气件，所述收纳腔的内部安装有凸型气囊；

所述反坠落机构包括固定安装在无人机体下表面的充气机壳，所述充气机壳中间顶部并位于顶圆罩内部安装有双轴电机，所述无人机体的上表面固定安装有顶圆罩，所述双轴电机的输出端顶端并位于顶圆罩内部固定连接有顶杆，且所述顶杆的两端均固定安装有配重体；

所述注气件包括固定安装在机臂下表面的注气管，所述注气管的两端分别固定连接有气管一以及气管二，且四个所述气管二的另一端分别与所述充气机壳的四端相连接，而四个所述气管一的末端分别与四个凸型气囊相连接。

所述充气机壳靠近气管一的四端底部均连接有吸气管，且所述吸气管的安装有单向阀。

所述双轴电机输出轴底端并位于充气机壳中心内部固定安装有主齿轮，所述充气机壳的内部四侧均转动安装有与主齿轮相啮合的从齿轮。

所述从齿轮的下方均固定安装有转轮，所述转轮的下方边缘一侧转动连接有转接杆，所述转接杆的末端转动连接有活塞，且四个所述活塞滑动安装在所述充气机壳的四端内部。

所述注气管的内部活动安装有气塞，所述注气管靠近气管一的外壁一端依次固定设置有圆管以及矩形管，且所述矩形管与圆管通过设置的连管相连接，所述圆管的一侧外壁固定连接有泄气管。

所述矩形管的内部滑动安装有楔形块，所述圆管的内部活动设置有用于堵住泄气管的挡片，且所述楔形块与挡片通过活动贯穿连管的连杆相连接。

所述气管一靠近注气管的一端固定连接有单向管，且所述单向管的内部同样安装单向阀。

所述机臂的末端下方均固定安装有用于支撑机体的支杆，且所述无人机体的内部安装有用于控制飞行的飞行控制芯片，所述飞行控制芯片的内部设置有惯性测量单元，所述惯性测量单元的内部设置有磁力计、陀螺仪以及加速度计。

本实用新型取得的技术效果为：

(1)本实用新型，当其中一个螺旋桨因意外撞击事件而停止旋转时，双轴电机将被触发工作并通过顶杆带动配重体旋转，此时将会对无人机体产生一个与无人机体旋转方向相反的扭矩，用于抵消使无人机体在空中旋转的扭矩，最终实现稳住无人机体在空中的形态，进而当一个螺旋桨停止旋转时，不经能够及时稳住无人机体在空中的形态，还能有效避免无人机在空中不受控制的旋转，降低在回收过程中无人机体发生二次撞击的概率。

(2)本实用新型，当双轴电机被触发工作后，各个注气管内部的空气将通过气管一注入凸型气囊内部，原先压缩收纳至收纳腔内部的凸型气囊在充满气之后快速弹出，最终起到防护机臂以及无刷电机的效果，避免其遭受撞击并损坏，提高了对易损部位的防护，降低二次伤害所带来的损伤，大大降低了对无人机的维修成本。

附图说明

图1是本实用新型的实施例所提供的无人机体的结构图以及各无刷电机扭矩的示意图；

图2是本实用新型的实施例所提供的飞行控制芯片的结构图；

图3是本实用新型的实施例所提供的无人机体的仰视立体图；

图4是本实用新型的实施例所提供的反坠落机构与注气件的组装结构图；

图5是本实用新型的实施例所提供的充气机壳的内部结构图；

图6是本实用新型的实施例所提供的注气管的内部结构图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、无人机体；101、顶圆罩；102、机臂；103、收纳腔；104、支杆；2、无刷电机；201、螺旋桨；3、飞行控制芯片；301、惯性测量单元；302、磁力计；303、陀螺仪；304、加速度计；4、反坠落机构；401、充气机壳；402、双轴电机；403、配重体；404、顶杆；405、主齿轮；406、从齿轮；407、转轮；408、转接杆；409、活塞；5、注气件；501、注气管；502、气管一；503、气管二；504、气塞；505、矩形管；506、圆管；507、泄气管；508、楔形块；509、挡片；510、连管；511、连杆；512、单向管；6、凸型气囊。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的及优点更加清楚明白，以下结合实施例对本实用新型进行具体说明。应当理解，以下文字仅仅用以描述本实用新型的一种或几种具体的实施方式，并不对本实用新型具体请求的保护范围进行严格限定。

如图1-2所示，一种飞行控制系统，包括无人机体1以及安装在无人机体1内部的飞行控制芯片3，无人机体1的四侧外壁均固定安装有机臂102，且机臂102的末端上方安装有无刷电机2，无刷电机2的输出轴顶端固定安装有螺旋桨201，机臂102的末端下方均固定安装有用于支撑机体的支杆104，且无人机体1的内部安装有用于控制飞行的飞行控制芯片3，飞行控制芯片3的内部设置有惯性测量单元301，惯性测量单元301的内部设置有磁力计302、陀螺仪303以及加速度计304。

加速度计304用于测量无人机体1的加速和旋转，陀螺仪303可测量旋转的力值

参照附图3，机臂102末端并位于无刷电机2正下方开设有收纳腔103，收纳腔103的内部安装有凸型气囊6。

参照附图1和图4，无人机体1的正下方设置有反坠落机构4，反坠落机构4包括固定安装在无人机体1下表面的充气机壳401，充气机壳401中间顶部并位于顶圆罩101内部安装有双轴电机402，无人机体1的上表面固定安装有顶圆罩101，双轴电机402的输出端顶端并位于顶圆罩101内部固定连接有顶杆404，且顶杆404的两端均固定安装有配重体403。

根据上述结构，当其中一个螺旋桨201因意外撞击事件而停止旋转时，其对角线上的另一个无刷电机2的输出功率将被降低；然而，位于另外一条对角线上的两个无刷电机2所产生的扭矩将驱动无人机体1在空中旋转，且该旋转过程不易控制，从而在此时，双轴电机402将被触发工作并通过顶杆404带动配重体403旋转，此时将会对无人机体1产生一个与旋转方向相反的扭矩，用于抵消上述使无人机体1在空中旋转的扭矩，最终实现稳住无人机体1在空中的形态，进而当一个螺旋桨201停止旋转时，不经能够及时稳住无人机体1在空中的形态，还能有效避免无人机在空中不受控制的旋转，降低在回收过程中无人机体1发生二次撞击的概率。

参照附图5，双轴电机402输出轴底端并位于充气机壳401中心内部固定安装有主齿轮405，充气机壳401的内部四侧均转动安装有与主齿轮405相啮合的从齿轮406，从齿轮406的下方均固定安装有转轮407，转轮407的下方边缘一侧转动连接有转接杆408，转接杆408的末端转动连接有活塞409，且四个活塞409滑动安装在充气机壳401的四端内部，充气机壳401靠近气管一502的四端底部均连接有吸气管，且吸气管的安装有单向阀。

参照附图4和图6，机臂102的正下方设置有注气件5，注气件5包括固定安装在机臂102下表面的注气管501，注气管501的两端分别固定连接有气管一502以及气管二503，且四个气管二503的另一端分别与充气机壳401的四端相连接，而四个气管一502的末端分别与四个凸型气囊6相连接，气管一502靠近注气管501的一端固定连接有单向管512，且单向管512的内部同样安装单向阀。

根据上述结构，当双轴电机402被触发工作后，其输出轴底端将带动主齿轮405在充气机壳401的内部旋转，接着在主齿轮405与从齿轮406的啮合下，各个转轮407将同时旋转，紧接着通过转接杆408的连接将使活塞409在充气机壳401的内部往复直线运动，接着使充气机壳401的四端内部均不断产生正负压，进而可以通过吸气管吸入空气，再将吸入的空气注入注气管501内部。

参照附图6，注气管501的内部活动安装有气塞504，注气管501靠近气管一502的外壁一端依次固定设置有圆管506以及矩形管505，且矩形管505与圆管506通过设置的连管510相连接，圆管506的一侧外壁固定连接有泄气管507，矩形管505的内部滑动安装有楔形块508，圆管506的内部活动设置有用于堵住泄气管507的挡片509，且楔形块508与挡片509通过活动贯穿连管510的连杆511相连接。

根据上述结构，当注气管501内部有空气注入后，其内部的气塞504将发生移动，并接着使注气管501内部的空气通过气管一502注入凸型气囊6内部，原先压缩收纳至收纳腔103内部的凸型气囊6在充满气之后快速弹出，最终起到防护机臂102以及无刷电机2的效果，避免其遭受撞击并损坏，提高了对易损部位的防护，降低二次伤害所带来的损伤，大大降低了对无人机的维修成本。

本实用新型的工作原理为：在该无人机体1飞行的工作中，当出现其中一个螺旋桨201因意外撞击事件而停止旋转时，由此其他三个无刷电机2依旧在工作，因此无人机体1将会快速发生倾斜，紧接着在惯性测量单元301内部的磁力计302、陀螺仪303加速度计304以及其他微电子元件的配合作用下，将快速稳住无人机体1在空中的形态，由于此时其中一个螺旋桨201停止了旋转，因此飞行控制芯片3会相应地降低位于其对角线上的无刷电机2的输出功率；然而，由于位于同一对角线上的两个无刷电机2，其旋转工作对无人机体1所产生的扭矩是相同的，因此当其中一对角线上的两个无刷电机2旋转功率降低甚至停止时，位于另外一条对角线上的两个无刷电机2所产生的扭矩将驱动无人机体1在空中旋转，且该旋转过程不易控制，从而在此时，双轴电机402被触发工作并通过顶杆404带动配重体403旋转，此时将会对无人机体1产生一个与旋转方向相反的扭矩，用于抵消上述使无人机体1在空中旋转的扭矩，最终实现稳住无人机体1在空中的形态；

当双轴电机402被触发工作后，其输出轴底端将带动主齿轮405在充气机壳401的内部旋转，接着在主齿轮405与从齿轮406的啮合下，各个转轮407将同时旋转，紧接着通过转接杆408的连接将使活塞409在充气机壳401的内部往复直线运动，接着使充气机壳401的四端内部均不断产生正负压，进而可以通过吸气管吸入空气，再将吸入的空气注入注气管501内部，当注气管501内部有空气注入后，其内部的气塞504将发生移动，并接着使注气管501内部的空气通过气管一502注入凸型气囊6内部，原先压缩收纳至收纳腔103内部的凸型气囊6在充满气之后快速弹出，最终起到防护机臂102以及无刷电机2的效果，避免其遭受撞击并损坏。

以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。本实用新型中未具体描述和解释说明的结构、装置以及操作方法，如无特别说明和限定，均按照本领域的常规手段进行实施。

Claims (8)

1.一种飞行控制系统，包括无人机体(1)以及安装在无人机体(1)内部的飞行控制芯片(3)，其特征在于：所述无人机体(1)的四侧外壁均固定安装有机臂(102)，且所述机臂(102)的末端上方安装有无刷电机(2)，所述无刷电机(2)的输出轴顶端固定安装有螺旋桨(201)，所述机臂(102)末端并位于无刷电机(2)正下方开设有收纳腔(103)，所述无人机体(1)的正下方设置有反坠落机构(4)，所述机臂(102)的正下方设置有注气件(5)，所述收纳腔(103)的内部安装有凸型气囊(6)；

所述反坠落机构(4)包括固定安装在无人机体(1)下表面的充气机壳(401)，所述充气机壳(401)中间顶部并位于顶圆罩(101)内部安装有双轴电机(402)，所述无人机体(1)的上表面固定安装有顶圆罩(101)，所述双轴电机(402)的输出端顶端并位于顶圆罩(101)内部固定连接有顶杆(404)，且所述顶杆(404)的两端均固定安装有配重体(403)；

所述注气件(5)包括固定安装在机臂(102)下表面的注气管(501)，所述注气管(501)的两端分别固定连接有气管一(502)以及气管二(503)，且四个所述气管二(503)的另一端分别与所述充气机壳(401)的四端相连接，而四个所述气管一(502)的末端分别与四个凸型气囊(6)相连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞行控制系统，其特征在于：所述充气机壳(401)靠近气管一(502)的四端底部均连接有吸气管，且所述吸气管的安装有单向阀。

3.根据权利要求2所述的一种飞行控制系统，其特征在于：所述双轴电机(402)输出轴底端并位于充气机壳(401)中心内部固定安装有主齿轮(405)，所述充气机壳(401)的内部四侧均转动安装有与主齿轮(405)相啮合的从齿轮(406)。

4.根据权利要求3所述的一种飞行控制系统，其特征在于：所述从齿轮(406)的下方均固定安装有转轮(407)，所述转轮(407)的下方边缘一侧转动连接有转接杆(408)，所述转接杆(408)的末端转动连接有活塞(409)，且四个所述活塞(409)滑动安装在所述充气机壳(401)的四端内部。

5.根据权利要求1所述的一种飞行控制系统，其特征在于：所述注气管(501)的内部活动安装有气塞(504)，所述注气管(501)靠近气管一(502)的外壁一端依次固定设置有圆管(506)以及矩形管(505)，且所述矩形管(505)与圆管(506)通过设置的连管(510)相连接，所述圆管(506)的一侧外壁固定连接有泄气管(507)。

6.根据权利要求5所述的一种飞行控制系统，其特征在于：所述矩形管(505)的内部滑动安装有楔形块(508)，所述圆管(506)的内部活动设置有用于堵住泄气管(507)的挡片(509)，且所述楔形块(508)与挡片(509)通过活动贯穿连管(510)的连杆(511)相连接。

7.根据权利要求6所述的一种飞行控制系统，其特征在于：所述气管一(502)靠近注气管(501)的一端固定连接有单向管(512)，且所述单向管(512)的内部同样安装单向阀。

8.根据权利要求1所述的一种飞行控制系统，其特征在于：所述机臂(102)的末端下方均固定安装有用于支撑机体的支杆(104)，且所述无人机体(1)的内部安装有用于控制飞行的飞行控制芯片(3)，所述飞行控制芯片(3)的内部设置有惯性测量单元(301)，所述惯性测量单元(301)的内部设置有磁力计(302)、陀螺仪(303)以及加速度计(304)。