ES2909574T3 - Sistema de servocontrol de vuelo agrupado para un vehículo aéreo no tripulado - Google Patents

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Abstract

Un sistema de control de vuelo para un vehículo aéreo no tripulado en forma de helicóptero que comprende una placa oscilante que tiene porciones de conexión primera (166, 168), segunda (166, 168) y tercera (170); un primer dispositivo (182A, 182B) de control conectado a la primera porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante y que tiene dos o más servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B) conectados para operar entre sí, donde; un segundo dispositivo (182A, 182B) de control conectado a la segunda porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante; y un tercer dispositivo (182C) de control conectado a la tercera porción (170) de conexión de la placa (142) oscilante, donde los dos o más servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B) incluyen un primer servoaccionador (184A, 188A) que tiene un primer servobrazo (186A, 186B), un segundo servoaccionador (184B, 188B) que tiene un segundo servobrazo (190A, 190B) y un miembro (192A, 192B) de enlace que conecta el segundo servobrazo (190A, 190B) al primer servobrazo (186A, 186B); donde el segundo servobrazo (190A, 190B) está directamente conectado a la primera porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante u, opcionalmente, un dispositivo (198A, 198B) de conexión está conectado entre el segundo servobrazo (190A, 190B) y la primera porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante; el miembro (192A, 192B) de enlace es un miembro (192A, 192B) rígido unido de forma pivotante a cada uno de y entre el primer servobrazo (186A, 186B) y el segundo servobrazo (190A, 190B); y el primer servobrazo (186A, 186B) y el segundo servobrazo (190A, 190B) están configurados para girar al unísono para mover la primera porción (166, 168) de conexión para controlar la placa (142) oscilante; el segundo dispositivo (182A, 182B) de control comprende un primer servoaccionador (184A, 188A, 184B, 188B) que tiene un primer servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B), un segundo servoaccionador (184A, 188A, 184B , 188B) que tiene un segundo servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B) y un miembro (192A, 192B) de enlace que conecta el segundo servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B) al primer servobrazo (186A, 190A , 186B, 190B); y un dispositivo (198A, 198B) de enlace conectado al segundo servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B) y a la segunda porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante; y el tercer dispositivo (182C) de control comprende un primer servoaccionador (184C, 188C) que tiene un primer servobrazo (186C, 190C), un segundo servoaccionador (184C, 188C) dispuesto frente al primer servoaccionador (184C, 188C) y que tiene un segundo servobrazo (186C, 190C) y un dispositivo (198C) de enlace conectado al primer (186C, 190C) y segundo (186C, 190C) servobrazos y a la tercera porción (170) de conexión de la placa (142) oscilante.

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema de servocontrol de vuelo agrupado para un vehículo aéreo no tripulado
Referencia cruzada a solicitudes relacionadas
Esta solicitud reivindica el beneficio de prioridad de la solicitud de patente de EE.UU. n° 14/835.243 presentada el 25 de agosto de 2015 titulada "Sistema de servocontrol de vuelo agrupado para un vehículo aéreo no tripulado".
Campo técnico
Esta invención se refiere en general a sistemas de control de vuelo y, más específicamente, a sistemas de servocontrol de vuelo agrupados para un vehículo aéreo no tripulado.
Antecedentes
Los sistemas de control de vuelo por cable , como los que se encuentran en un vehículo aéreo no tripulado (UAV) (p. ej., un helicóptero), utilizan servoaccionadores para controlar los componentes de vuelo (p. ej., una placa oscilante). Por ejemplo, los servoaccionadores están conectados a la placa oscilante para controlar el paso colectivo y cíclico del helicóptero.
El diseño de tales sistemas de control de vuelo presenta un desafío particular y único. Específicamente, los sistemas de control de vuelo deben proporcionar suficiente velocidad, par de salida y resolución de posicionamiento para obtener un control preciso del UAV. Por otro lado, los sistemas de control de vuelo deben ser simples, livianos y económicos. Tradicionalmente, los UAV más grandes incorporan servoaccionadores más grandes a medida que aumentan las demandas de par. Los servoaccionadores más grandes, sin embargo, no aumentan proporcionalmente en costo con respecto a la escala en el mercado actual y pueden tener características de velocidad menos deseables asociadas con sus cualidades de par incrementadas. Además, los servoaccionadores más grandes generalmente se fabrican en poca cantidad y con largos plazos de entrega, lo que dificulta la disponibilidad de UAV más grandes en el mercado.
La presente divulgación generalmente proporciona controles de vuelo de servoaccionadores agrupados que ofrecen mejoras o una alternativa a las disposiciones existentes.
La información incluida en esta sección de antecedentes de la memoria descriptiva, incluidas las referencias citadas en la presente y cualquier descripción o análisis de la misma, se incluye solo con fines de referencia técnica y no debe considerarse como objeto por el cual se vaya a limitar el alcance de la invención según se define en las reivindicaciones.
El documento EP 2626302 A1 divulga tres accionadores triples y un sistema de control que está configurado de manera que los accionadores triples se accionen selectivamente para proporcionar movimientos colectivos y cíclicos completos del anillo giratorio de la placa oscilante giratorio. El documento US 2015/0041278 A1 describe el accionamiento de una placa oscilante de un helicóptero por medio de tres dispositivos accionadores. El documento US 2010/0084517 A1 describe un sistema en el que se obtiene una experiencia de inclinación de la placa oscilante para controlar el helicóptero mediante el accionamiento de los dispositivos. El documento US 2013/0119187 A1 describe un sistema en el que los accionadores se controlan de forma independiente. El documento DE 102010025718 A1 se refiere a un aparato de control de rotor de helicóptero con una cabeza de rotor, que está montada de forma giratoria en un eje de rotor giratorio por medio de una unidad de accionamiento y una pluralidad de receptáculos de pala de rotor en la circunferencia de la cabeza de rotor. El documento US 2015/0232177 A1 divulga un sistema en el que se controla el par.
Breve compendio
La presente divulgación generalmente proporciona un sistema de control de vuelo para un helicóptero como se divulga en la reivindicación 1.
Otra realización de la presente divulgación incluye un método para calibrar un sistema de servocontrol de vuelo agrupado para un helicóptero según la reivindicación 6.
Realizaciones y características adicionales se exponen en parte en la siguiente descripción, y resultarán evidentes para los expertos en la técnica tras el examen de la memoria descriptiva o se podrán aprender mediante la práctica del objeto divulgado. Puede obtenerse una mayor comprensión de la naturaleza y las ventajas de la presente divulgación haciendo referencia a las partes restantes de la memoria descriptiva y los dibujos, que forman parte de esta divulgación.
Este Compendio se proporciona para presentar una selección de conceptos en una forma simplificada que se describen adicionalmente más adelante en la Descripción detallada. Este Compendio no pretende identificar las características clave o las características esenciales de la materia reivindicada, ni pretende ser utilizado para limitar el alcance de la materia reivindicada. Una presentación más extensa de características, detalles, utilidades y ventajas de la presente invención como se define en las reivindicaciones se proporciona en la siguiente descripción escrita de diversas realizaciones de la invención y se ilustra en los dibujos adjuntos.
Breve descripción de los dibujos
Los dibujos adjuntos, que se incorporan y constituyen una parte de la memoria descriptiva, ilustran ejemplos de la divulgación y, junto con la descripción general anterior y la descripción detallada a continuación, sirven para explicar los principios de estos ejemplos.
La figura 1 es una vista isométrica frontal superior de un helicóptero UAV que incorpora un sistema de servocontrol de vuelo agrupado según una realización de la presente divulgación.
La figura 2 es una vista isométrica frontal superior fragmentaria de un dispositivo de control de vuelo según una realización de la presente divulgación.
La figura 3 es una vista isométrica trasera inferior fragmentaria del dispositivo de control de vuelo de la figura 2 según una realización de la presente divulgación.
La figura 4 es una vista en planta inferior fragmentaria del dispositivo de control de vuelo de la figura 2 según una realización de la presente divulgación.
La figura 5 es una vista fragmentaria en alzado trasero del dispositivo de control de vuelo de la figura 2 según una realización de la presente divulgación.
La figura 6 es una vista isométrica de un sistema de servocontrol agrupado según una realización de la presente divulgación.
La figura 7 es una vista en planta desde arriba del sistema de servocontrol agrupado de la figura 6 según una realización de la presente divulgación.
La figura 8 es una vista en planta inferior del sistema de servocontrol agrupado de la figura 6 según una realización de la presente divulgación.
La figura 9 es una vista en alzado del lado derecho del sistema de servocontrol agrupado de la figura 6 según una realización de la presente divulgación.
La figura 10 es una vista en alzado frontal del sistema de servocontrol agrupado de la figura 6 según una realización de la presente divulgación.
La figura 11 es una vista en sección transversal del sistema de servocontrol agrupado de la figura 6 tomada a lo largo de la línea 11-11 de la figura 6 según una realización de la presente divulgación.
La figura 12 es una vista en alzado posterior del sistema de servocontrol agrupado de la figura 6 según una realización de la presente divulgación.
La figura 13 es una vista isométrica fragmentaria de un dispositivo de rotor principal según una realización de la presente divulgación.
La figura 14 es un diagrama de cableado para un sistema de servocontrol de vuelo agrupado de acuerdo con una realización de la presente divulgación.
La figura 15 es un diagrama de flujo de un procedimiento de calibración de un sistema de servocontrol de vuelo agrupado según una realización de la presente divulgación.
Descripción detallada
La presente divulgación generalmente proporciona un sistema de servocontrol de vuelo agrupado para un UAV. El sistema de control de vuelo se puede usar en una variedad de aplicaciones, por ejemplo, controlar un rotor principal de un helicóptero UAV o similar. El sistema de control de vuelo integra servoaccionadores agrupados para controlar el vuelo del UAV en al menos una dirección. Los servoaccionadores agrupados funcionan para aumentar la salida de par del servodispositivo al funcionar como un solo servoaccionador. Mediante el uso de servoaccionadores agrupados, se pueden lograr mejoras significativas en la velocidad del servo en comparación con servoaccionadores individuales más grandes con características de par similares. Además, los servoaccionadores agrupados introducen redundancia de servoaccionadores en la placa oscilante, que es un modo de falla común para las aplicaciones de UAV de helicópteros de vuelo por cable pequeños. Para disminuir la complejidad de controlar los servoaccionadores agrupados, los servoaccionadores agrupados operan a partir de una sola señal de accionamiento. Por lo tanto, según la presente divulgación, los servoaccionadores agrupados proporcionan la alta velocidad, el alto par y la alta precisión necesarios para un control preciso del UAV.
Con referencia ahora a la figura 1, un helicóptero UAV 100 generalmente incluye una estructura 102 de bastidor a la que un dispositivo 104 de rotor principal que tiene una pluralidad de palas 106 de rotor principal (por ejemplo, tres palas de rotor principal) está unido de forma giratoria en un primer eje R1 de rotación. Una pluma 108 de cola está conectada a la estructura 102 de bastidor para ubicar un dispositivo 110 de rotor de cola que tiene una pluralidad de palas 112 de rotor de cola (por ejemplo, dos palas de rotor de cola) a una distancia del primer eje R1 de rotación del dispositivo 104 de rotor principal. Por ejemplo, la pluma 108 de cola incluye un extremo proximal y un extremo distal. El extremo proximal de la pluma 108 de cola está conectado a una parte trasera de la estructura 102 de bastidor y el dispositivo 110 de rotor de cola está unido de forma giratoria al extremo distal de la pluma 108 de cola en un segundo eje R2 de rotación, que puede estar posicionado ortogonalmente con respecto al primer eje R1 de rotación. Como se muestra en la Fig. 1, el dispositivo 104 de rotor principal está montado horizontalmente en el UAV 100 para proporcionar elevación vertical al girar el dispositivo 104 de rotor principal alrededor del primer eje R1 de rotación. El dispositivo 110 de rotor de cola está montado verticalmente en el extremo distal de la pluma 108 de cola para proporcionar un empuje horizontal al girar el dispositivo 110 de rotor de cola alrededor del segundo eje R2 de rotación. El empuje horizontal proporcionado por el dispositivo 110 de rotor de cola controla la posición de rotación (es decir, la guiñada) del UAV 100, por ejemplo, contrarrestando el par creado por la rotación del dispositivo 104 de rotor principal. La pluma 108 de cola puede incluir un estabilizador 114 vertical para evitar que el dispositivo 110 de rotor de cola toque una superficie de apoyo (por ejemplo, el suelo) durante el aterrizaje o la operación en tierra del UAV 100. En algunas realizaciones, el estabilizador 114 vertical puede apoyar el UAV 100 contra la superficie de apoyo durante el funcionamiento sin vuelo y/o el almacenamiento. Adicional o alternativamente, el estabilizador 114 vertical puede ayudar o permitir de otro modo que el UAV 100 gire como una veleta en la dirección del movimiento durante el vuelo.
Continuando con la referencia a la Fig. 1, el UAV 100 puede incluir componentes adicionales para mejorar la funcionalidad y las capacidades del UAV 100. Por ejemplo, el UAV 100 puede incluir un dosel 116 unido a la estructura 102 de bastidor para mejorar las características tanto estéticas como aerodinámicas del UAV 100. En una realización de ejemplo, el dosel 116 oculta o cubre de otro modo los componentes internos del UAV 100. Para ayudar en el aterrizaje, el UAV 100 puede incluir un tren de aterrizaje para soportar el UAV 100 durante el funcionamiento sin vuelo o el almacenamiento. El tren de aterrizaje, que puede incluir patines 118 de aterrizaje planos o tubulares, está unido a la estructura 102 de bastidor (por ejemplo, a los lados opuestos de la estructura 102 de bastidor). Durante el funcionamiento sin vuelo o el almacenamiento, los patines 118 de aterrizaje pueden ser la única parte del UAV 100 que toca la superficie de apoyo o, alternativamente, sostener el UAV 100 de manera similar a un trípode con el estabilizador 114 vertical. El UAV 100 también puede incluir equipo 120 accesorio unido al UAV 100 (p. ej., a una parte frontal de la estructura 102 de bastidor y debajo del dosel 116) para proporcionar numerosos usos de aviación, que incluyen, por ejemplo, vigilancia aérea, inspección, agrimensura, cartografía 3D, fotografía y/o cine. En tales realizaciones, el UAV 100 puede estar equipado con una linterna, una cámara de alta resolución DSLR montada en nadir y/o un cardán de cámara completamente estabilizado que tiene sensores electroópticos y/o infrarrojos. Los ejemplos dados anteriormente, sin embargo, no son limitativos, y se contempla que sustancialmente cualquier tipo de accesorio pueda unirse a la estructura 102 de bastidor .
En algunas realizaciones, el UAV 100 puede estar equipado con equipo de posicionamiento y comunicación. Por ejemplo, el UAV 100 puede controlarse mediante una unidad de control remoto manual o una estación terrestre. En otras realizaciones, el UAV 100 puede incluir un sistema de control de vuelo automático capaz de una navegación, guía y control precisos del UAV. En tales realizaciones, el sistema de control de vuelo automático puede incluir un sistema informático incorporado, un receptor de satélite de posicionamiento global (GPS), una unidad de medición inercial, un barómetro, un magnetómetro y/o sensores de presión diferencial y absoluta. El UAV 100 puede transferir datos o recibir datos de un usuario, una estación terrestre y/u otros UAV a través de Wi-Fi, datos móviles, comunicaciones móviles por satélite, radiofrecuencia, dispositivos de control remoto infrarrojos o ultrasónicos, o cualesquiera otros medios de comunicación de datos inalámbricos.
Haciendo referencia a las Figs. 2 a 5, una pluralidad de elementos de bastidor puede conectarse entre sí para formar la estructura 102 de bastidor del UAV 100. Por ejemplo, la estructura 102 de bastidor puede incluir un primer elemento 122 de bastidor conectado a un segundo elemento 124 de bastidor mediante una pluralidad de elementos 126 de conexión. Como se muestra, los miembros 122, 124 de bastidor primero y segundo son sustancialmente idénticos y separados horizontalmente entre sí y definen una longitud longitudinal de la estructura 102 de bastidor. Cada uno de la pluralidad de miembros 126 de conexión incluye una porción 128 de base que tiene pestañas 130 que se extienden perpendicularmente desde los extremos opuestos de la porción 128 de base. Cada pestaña 130 está unida a una superficie interior de uno de los miembros 122, 124 de bastidor primero y segundo (por ejemplo, partes inferiores adyacentes del primer y segundo miembros 122, 124 de bastidor) . Una vez conectados a los miembros 122, 124 de bastidor primero y segundo, los miembros 126 de conexión definen un ancho transversal de la estructura 102 de bastidor. Como se muestra, la estructura 102 de bastidor define una cavidad 132 interior operable para recibir partes de un dispositivo 134 de control de vuelo, como se explica a continuación.
En un sentido general, el dispositivo 134 de control de vuelo del UAV 100 incluye un sistema 136 de accionamiento y un sistema 138 de control operable para controlar el sistema 136 de accionamiento durante la operación de vuelo. Con referencia continua a las Figs. 2-5, el sistema 136 de transmisión incluye un tren 140 motriz, el dispositivo 104 de rotor principal y una placa 142 oscilante. El tren 140 motriz incluye un motor 144 (por ejemplo, un motor eléctrico) y un dispositivo 146 de engranaje para generar energía y entregarla respectivamente al dispositivo 104 de rotor principal y/o al dispositivo 110 de rotor de cola. El dispositivo 146 de engranaje, que convierte y/o traduce la rotación del motor 144 en la rotación requerida para accionar el dispositivo 104 de rotor principal y/o el dispositivo 110 de rotor de cola, puede incluir un conjunto de cajas de cambios mecánicas engranadas y/o una transmisión electromagnética. A través del conjunto de cajas de cambios mecánicas y/o la transmisión electromagnética, el dispositivo 146 de engranaje dirige la potencia generada por el motor 144 tanto al dispositivo 104 de rotor principal como al dispositivo 110 de rotor de cola. En algunas realizaciones, sin embargo, el dispositivo 110 de rotor de cola puede ser impulsado por un tren motriz secundario ubicado sustancialmente dentro de la pluma 108 de cola. Como se ilustra en las Figs. 2 y 4, el motor 144 está unido a un montaje 148 de motor colocado al menos parcialmente dentro de la cavidad 132 interna de la estructura 102 de bastidor y conectado a las superficies interiores del primer y segundo miembros 122, 124 de bastidor. En algunas realizaciones, la vibración del motor 144 puede aislarse vibratoriamente de la estructura 102 de bastidor mediante uno o más amortiguadores de vibraciones asociados operativamente con el montaje 148 del motor.
En realizaciones en las que el motor 144 es un motor eléctrico, el UAV 100 incluye una fuente de energía (por ejemplo, un paquete de baterías) para alimentar el motor 144 durante la operación de vuelo. La fuente de alimentación puede ser recargable a través de la conexión con fuentes de tensión CC y/o CA. Adicional o alternativamente, la fuente de energía puede recargarse a través de uno o más paneles solares conectados al UAV 100. Como se ilustra en las Figs.
2 a 5, partes del sistema 136 de transmisión se reciben dentro de la cavidad 132 interna de la estructura 102 de bastidor para conservar espacio y proteger los componentes individuales del sistema 136 de transmisión. Por ejemplo, el dispositivo 146 de engranaje y la fuente de alimentación se colocan dentro la cavidad 132 interna. Aunque las figuras ilustran el motor 144 externo a la cavidad 132 interna, se contempla que el motor 144 también pueda recibirse dentro de la cavidad 132 interna de la estructura 102 de bastidor.
Con referencia a la Fig. 13, el dispositivo 104 de rotor principal incluye un mástil 150, un cubo 152 unido circunferencialmente al mástil 150, y la pluralidad de palas 106 del rotor principal (por ejemplo, tres palas del rotor principal) unidas al cubo 152. El mástil 150, que puede ser un eje cilíndrico que gira alrededor del primer eje R1 de rotación, se extiende hacia arriba desde el dispositivo 146 de engranaje y es accionado en rotación por este. Como se ve mejor en la Fig. 13, el mástil 150 puede girar libremente a través de un cojinete 154 sostenido en su lugar por un soporte 156 rígido conectado a y entre las superficies interiores de los miembros 122, 124 de bastidor primero y segundo. Como se muestra en la Fig. 13, el cubo 152 incluye una primera parte 158 de conexión y una segunda parte 160 de conexión. La primera parte 158 de conexión se puede unir de forma extraíble o fija a la parte superior del mástil 150 mediante, por ejemplo, sujetadores mecánicos u otros mecanismos de sujeción adecuados. Las palas 106 del rotor principal pueden estar conectadas rotatoriamente a la segunda porción 160 de conexión del cubo 152. En la realización ejemplar que se muestra en la Fig. 13, las palas 106 del rotor principal se conectan a la segunda porción 160 de conexión perpendicularmente al primer eje R1 de rotación de manera que las palas 106 del rotor principal residan y se muevan dentro de un plano común, aunque se contempla que las palas 106 del rotor principal puedan extenderse en un ángulo agudo u obtuso con respecto al primer eje R1 de rotación. Cada una de las palas 106 del rotor principal tiene una sección transversal de tipo aerodinámico para crear sustentación a medida que las palas 106 del rotor principal giran alrededor del primer eje R1 de rotación, Debido a que las palas 106 del rotor principal están conectadas rotatoriamente a la segunda porción 160 de conexión, la posición rotacional de cada pala del rotor principal (es decir, el paso de las palas) se puede variar para controlar la cantidad de elevación vertical y/o empuje horizontal aplicado al UAV 100 por el dispositivo 104 de rotor principal, como se explica a continuación.
Continuando con la referencia a la Fig. 13, la placa 142 oscilante está conectada al sistema 136 de accionamiento para controlar el paso de las palas de cada una de las palas 106 del rotor principal. Por ejemplo, la placa 142 oscilante, que rodea y al menos gira parcialmente alrededor del mástil 150 del dispositivo 104 de rotor principal, opera para variar el paso de pala de las palas 106 de rotor principal cíclicamente a lo largo de la rotación del dispositivo 104 de rotor principal alrededor del primer eje R1 de rotación. Además, la placa 142 oscilante funciona para variar el paso de las palas de todas las palas 106 del rotor principal colectivamente al mismo tiempo. Como se explica a continuación, estas variaciones de paso de pala (es decir, controles de paso cíclico y colectivo) se controlan manipulando (p. ej., inclinando, elevando o bajando) la placa 142 oscilante con el sistema 138 de control. Como se ilustra, por ejemplo, en la Fig. 13, la placa 142 oscilante incluye una placa 162 no giratoria y un disco 164 giratorio que reside y se mueve dentro de un plano paralelo a la placa 162 no giratoria. La placa 162 no giratoria está conectada y es manipulada por el sistema 138 de control. Por ejemplo, la placa 162 no giratoria puede incluir partes 166, 168, 170 de conexión primera, segunda y tercera a través de las cuales el sistema 138 de control puede manipular la placa 142 oscilante, como se explica a continuación. En algunas realizaciones, las porciones 166, 168, 170 de conexión primera, segunda y tercera pueden estar desplazadas entre sí 120 grados. La placa 162 no giratoria está restringida en rotación por un soporte 172 antirrotación unido al soporte 156 rígido (por ejemplo, un lado trasero del soporte 156 rígido). En tales realizaciones, la tercera porción 170 de conexión incluye un saliente 174 antirrotación que está restringido horizontalmente dentro de una ranura 176 vertical definida en la placa antirrotación. El disco 164 giratorio gira con el mástil 150 en relación con la placa 162 no giratoria y está conectado a cada una de las palas 106 del rotor principal a través de enlaces 178 de paso. Para los fines que se explican a continuación, la placa 162 no giratoria y el disco 164 giratorio pueden incluir cada uno un cojinete 180 que permite que la respectiva placa 162 no giratoria y el disco 164 giratorio se inclinen en relación con el mástil 150 y/o el cubo 152. Como se explica a continuación, la placa 142 oscilante puede inclinarse y desplazarse verticalmente a lo largo del mástil 150 para controlar el paso de las palas 106 del rotor principal a través de los enlaces 178 de paso.
Para controlar cíclicamente y colectivamente el dispositivo 104 de rotor principal, el sistema 138 de control incluye una pluralidad de dispositivos 182 de control operables para controlar el sistema 136 de accionamiento. Con referencia a la Fig. 6, cada uno de la pluralidad de dispositivos de control, a los que se puede hacer referencia individualmente como servodispositivos respectivos, incluye una pluralidad respectiva de servoaccionadores 184, 188 conectados para operar en cooperación entre sí. Los servoaccionadores de cada dispositivo de control están conectados en relación agrupada para operar efectivamente como un solo servoaccionador. La relación servoagrupada funciona para aumentar la salida de par del dispositivo de control sin recurrir a servoaccionadores únicos desproporcionadamente más grandes y más caros. Por lo tanto, el costo de la solución puede ser intrínsecamente linealmente proporcional al tamaño (par) requerido para una aplicación particular. La relación servoagrupada también puede proporcionar mejoras significativas en la velocidad del servo con respecto a un solo servoaccionador más grande con características de par similares. Más importante aún, la relación servoagrupada de cada dispositivo de control proporciona una redundancia de servoaccionadores en cada porción de conexión de la placa 142 oscilante, que es un modo de falla común para aplicaciones de helicópteros de vuelo por cable pequeños. En caso de que falle uno de los servoaccionadores del dispositivo servoagrupado, un segundo servoaccionador puede proporcionar el control requerido de la placa 142 oscilante.
Continuando con la referencia a la Fig. 6, el sistema 138 de control puede incluir un primer dispositivo 182A de control operable para controlar el sistema 136 de accionamiento de una primera manera, un segundo dispositivo 182B de control operable para controlar el sistema 136 de accionamiento de una segunda manera y un tercer dispositivo 182C de control operable para controlar el sistema 136 de accionamiento de una tercera manera. El primer dispositivo 182A de control (o primer servodispositivo ) está conectado a la primera porción 166 de conexión de la placa 142 oscilante, el segundo dispositivo 182B de control (o segundo servodispositivo ) está conectado a la segunda porción 168 de conexión de la placa 142 oscilante y el tercer dispositivo 182C de control (o tercer servodispositivo ) está conectado a la tercera porción 170 de conexión de la placa 142 oscilante. Como se ilustra en las Figs. 6 a 8, los dispositivos 182A, 182B, 182C de control primero, segundo y tercero pueden colocarse uno respecto al otro uniéndolos a un bastidor 183A superior y a un bastidor 183B inferior . Cada uno de los bastidores 183A, 183B superior e inferior puede colocarse al menos parcialmente dentro de la cavidad 132 interna de la estructura 102 de bastidor y unirse al primer y segundo miembros 122, 124 de bastidor (por ejemplo, a las superficies interiores del primer y segundo miembros 122, 124 de bastidor) para asegurar el sistema de control al UAV 100. En algunas realizaciones, los bastidores 183A, 183B superior e inferior pueden recibir rotacionalmente el mástil 150 (véase la Fig. 6).
Haciendo referencia a la figura 6, el primer dispositivo 182A de control incluye un primer servoaccionador 184A que tiene un primer servobrazo 186A y un segundo servoaccionador 188A que tiene un segundo servobrazo 190A. Cada uno de los servobrazos 186A, 190A primero y segundo está conectado de forma giratoria a los servoaccionadores 184A, 188A primero y segundo, respectivamente. Como se ilustra, los servoaccionadores 184A, 188A primero y segundo del primer dispositivo 182A de control están apilados horizontalmente o dispuestos uno al lado del otro de manera que el primer servobrazo 186A y el segundo servobrazo 190A residan y se muevan dentro de un primer plano común. Un miembro 192A de enlace conecta el segundo servobrazo 190A al primer servobrazo 186A. El miembro 192A de enlace es un miembro rígido unido de forma pivotante a cada uno de y entre el primer servobrazo 186A y el segundo servobrazo 190A. Por ejemplo, el miembro 192A de enlace puede ser un miembro alargado que tiene extremos 194, 196 opuestos primero y segundo. Como se muestra en la Fig. 6, por ejemplo, el primer extremo 194 puede estar conectado de forma pivotante al primer servobrazo 186A (por ejemplo, un extremo del primer servobrazo 186A), y el segundo extremo 196 puede estar conectado de forma pivotante al segundo servobrazo 190A (por ejemplo, un extremo del segundo servobrazo 190A). En algunas realizaciones, el miembro 192A de enlace puede ser un eje alrededor del cual gira cada uno del primer servobrazo 186A y el segundo servobrazo 190A. El primer dispositivo 182A de control también incluye un dispositivo 198A de enlace conectado al segundo servobrazo 190A y a la primera porción 166 de conexión de la placa 142 oscilante; sin embargo, en algunas realizaciones, el segundo servobrazo 190A se puede conectar directamente a la primera porción 166 de conexión. Para controlar la placa 142 oscilante, el primer servobrazo 186A y el segundo servobrazo 190A giran al unísono para mover (por ejemplo, subir o bajar) la primera porción 166 de conexión, como se explica a continuación.
Con referencia a las Figs. 6-8, el segundo dispositivo 182B de control puede configurarse de manera similar al primer dispositivo 182A de control. Es decir, el segundo dispositivo 182B de control puede incluir un primer servoaccionador 184B y un segundo servoaccionador 188B apilados horizontalmente o dispuestos uno al lado del otro de manera que el primer y segundo servobrazo 186B, 190B asociados residan y se muevan dentro de un segundo plano común. El segundo dispositivo 182B de control incluye un miembro 192B de enlace configurado de forma similar al miembro 192A de enlace del primer dispositivo 182a de control. De forma similar al primer dispositivo 182A de control, el segundo dispositivo 182B de control incluye un dispositivo 198B de conexión conectado al segundo servobrazo 190B y a la segunda porción 168 de conexión de la placa 142 oscilante. Al igual que el primer dispositivo 182A de control, el primer y segundo servobrazo 186B, 190B del segundo dispositivo 182B de control giran al unísono para mover (por ejemplo, subir o bajar) la segunda porción 168 de conexión de la placa 142 oscilante, como se explica a continuación.
Con referencia continua a las Figs. 6-8, el tercer dispositivo 182C de control incluye un primer servoaccionador 184C que tiene un primer servobrazo 186C y un segundo servoaccionador 188C dispuesto frente al primer servoaccionador 184C y que tiene un segundo servobrazo 190C. En algunas realizaciones, el primer servobrazo 186C y el segundo servobrazo 190C son imágenes especulares entre sí. Como se ilustra, los servoaccionadores primero y segundo del tercer dispositivo 182C de control están dispuestos uno frente al otro en una relación enfrentada de manera que el primer servobrazo 186C y el segundo servobrazo 190C residan y se muevan dentro de planos paralelos. En algunas realizaciones, los servoaccionadores primero y segundo del tercer dispositivo 182C de control pueden colocarse uno frente al otro a lo largo de una línea media vertical del UAV 100. El tercer dispositivo 182C de control incluye un dispositivo de enlace conectado al primer y segundo servobrazos 186C, 190C y a la tercera porción 170 de conexión de la placa 142 oscilante. Por ejemplo, el dispositivo de conexión del tercer dispositivo 182C de control puede colocarse al menos parcialmente entre el primer y segundo servobrazo 186C, 190C. Al igual que los servobrazos 186A, 186B, 190A, 190B del primer y segundo dispositivos 182A, 182B de control, el primer y segundo servobrazos 186C, 190C del tercer dispositivo 182C de control giran al unísono para mover (por ejemplo, subir o bajar) la tercera porción 170 de conexión de la placa 142 oscilante, como se explica a continuación.
Como se señaló anteriormente, los dispositivos 182A, 182B, 182C de control primero, segundo y tercero manipulan la placa 142 oscilante para controlar el paso cíclico y colectivo de las palas 106 del rotor principal. Para controlar el paso colectivo de las palas 106 del rotor principal, cada uno de los dispositivos 182A, 182B, 182C de control primero, segundo y tercero desplazan verticalmente (por ejemplo, elevan o bajan) la placa 142 oscilante en relación con el cubo 152 del dispositivo 104 de rotor principal. Por ejemplo, los servoaccionadores 184, 188 de los dispositivos 182A, 182B, 182C de control primero, segundo y tercero giran los respectivos servobrazos 186, 190 para subir o bajar los respectivos dispositivos 198 de enlace igualmente para subir o bajar colectivamente la placa 142 oscilante a lo largo del mástil 150. A medida que la placa 142 oscilante se mueve colectivamente hacia el cubo 152, cada uno de los eslabones 178 de paso puede hacer que una pala 106 de rotor principal asociada gire igualmente en una primera dirección de rotación en la segunda porción 160 de conexión del cubo 152. De manera similar, a medida que la placa 142 oscilante se aleja colectivamente del cubo 152, cada uno de los eslabones 178 de paso puede hacer que una pala 106 de rotor principal asociada gire igualmente en una segunda dirección de rotación opuesta a la primera dirección de rotación. De esta manera, el paso de las palas se aumenta o disminuye en la misma cantidad y al mismo tiempo en todas las palas 106 del rotor principal, aumentando o disminuyendo así la sustentación total derivada del dispositivo 104 de rotor principal.
Para controlar el paso cíclico de las palas 106 del rotor principal, al menos uno de los dispositivos 182A, 182B, 182C de control primero, segundo y tercero inclina la placa 142 oscilante con respecto al cubo 152. La inclinación de la placa 142 oscilante con respecto al cubo 152 cambia el paso de las palas 106 del rotor principal cíclicamente dependiendo de la posición de las palas 106 del rotor principal a medida que giran alrededor del primer eje R1 de rotación de modo que cada una de las palas 106 del rotor principal tenga el mismo paso de pala en el mismo punto de un ciclo revolucionario. De esta manera, la sustentación generada por cada una de las palas 106 del rotor principal cambia a medida que la pala gira a través de un ciclo revolucionario, lo que provoca que el UAV 100 cabecee o ruede dependiendo de las posiciones relativas de las porciones 166, 168, 170 de conexión primera, segunda y tercera de la placa 142 oscilante. Por ejemplo, subir o bajar la tercera porción 170 de conexión con respecto a al menos una de las porciones 166, 168 de conexión primera y segunda hace que el UAV 100 cabecee hacia adelante o hacia atrás, respectivamente. De manera similar, subir o bajar una de las porciones 166, 168 de conexión primera y segunda con respecto a la otra de las porciones 166, 168 de conexión primera y segunda hace que el UAV 100 ruede hacia la izquierda o hacia la derecha.
Para disminuir la complejidad de controlar los servoaccionadores 184, 188 agupados, los servoaccionadores 184, 188 agrupados de cada dispositivo 182 de control pueden operar a partir de una única señal de accionamiento. Por ejemplo, con referencia a la Fig. 14, un generador 200 de señal de salida de servo, ya sea incorporado en el UAV 100 o parte de un sistema de control de tierra, proporciona una pluralidad de salidas (por ejemplo, tres salidas) para los dispositivos 182A, 182B, 182C de control primero, segundo y tercero. En la realización ejemplar que se muestra en la Fig. 14, el generador 200 de señal de salida del servo incluye el software 202 de mezcla de paso cíclico/colectivo (CCPM) para mezclar las entradas de control individuales para balanceo, cabeceo y colectivo para controlar la placa 142 oscilante. Como se muestra, los servoaccionadores primero y segundo del primer dispositivo 182A de control están conectados a una primera salida 204 de señal, los servoaccionadores primero y segundo del segundo dispositivo 182B de control están conectados a una segunda salida 206 de señal, y el primer y segundo servoaccionadores del tercer dispositivo 182C de control están conectados a una tercera salida 208 de señal. De esta manera, cada uno de los servoaccionadores 184, 188 de cada dispositivo 182 de control funcionan como un solo servoaccionador.
Debido a que los servoaccionadores 184, 188 de cada dispositivo 182 de control están rígidamente conectados por el miembro 192 de enlace, es deseable calibrar el sistema 138 de servocontrol agrupado de manera que los servoaccionadores 184, 188 de cada dispositivo 182 de control operen al unísono. En la figura 15 se muestra un método para calibrar el sistema 138 de control. En la etapa 300, el primer servoaccionador 184 se calibra para responder correctamente con respecto a una o más señales de entrada. En la etapa 310, el primer servoaccionador 184 se provee de una señal de entrada conocida. En la etapa 320, el segundo servoaccionador 188 se provee de la señal de entrada conocida. En algunas realizaciones, la etapa 320 incluye proporcionar la señal de entrada conocida a un número N de servoaccionadores. En la etapa 330, se ajusta una posición neutra del servo del segundo servoaccionador 188 de manera que los servobrazos de 186, 190 del primer y segundo servoaccionadores 184, 188 sean paralelos. Por ejemplo, si los servobrazos 186, 190 del primer y segundo servoaccionadores 184, 188 no son paralelos entre sí una vez que se proporciona la señal conocida a cada servoaccionador 184, 188, los servobrazos 186, 190 de al menos uno de los servoaccionadores 184, 188 pueden retirarse y volverse a unir de manera que los servobrazos 186, 190 queden paralelos. En algunas realizaciones, la etapa 330 puede incluir el ajuste de una posición neutra de un número N de servoaccionadores.
Continuando con la referencia a la Fig. 15, en algunas realizaciones, el método puede incluir las etapas 340, 350 y 360. En la etapa 340, se conecta un servoenlace rígido (por ejemplo, el miembro 190 de enlace) a y entre los servobrazos 186, 190 del primer y segundo servoaccionadores 184, 188. Durante la etapa 340, el servoenlace rígido debe conectarse sin unión del primer y segundo servoaccionadores 184, 188. En la etapa 350, se comprueba el consumo de corriente de cada servoaccionador 184, 188. En algunas realizaciones, la etapa 350 puede incluir la verificación de que el consumo de corriente de cada servoaccionador 184, 188 no sea mayor que un consumo nominal del servo de cada uno de los servoaccionadores 184, 188 en reposo. En la etapa 360, los servoaccionadores 184, 188 primero y segundo están configurados para moverse libremente ante la pérdida de energía o señal. Si uno de los servoaccionadores 184, 188 agrupados falla durante la operación, los servoaccionadores 184, 188 restantes pueden continuar proporcionando el control deseado de la placa 142 oscilante y/o el UAV 100, como se indicó anteriormente. Las etapas anteriores no son exhaustivas, y el sistema 138 de servocontrol agrupado puede calibrarse usando etapas adicionales. Además, se puede usar cualquier número de las etapas anteriores, ya sea dentro o fuera de la secuencia esbozada anteriormente, para calibrar el sistema 138 de servocontrol agrupado.
La descripción anterior tiene una amplia aplicación. En consecuencia, el análisis de cualquier realización pretende ser únicamente explicativo y no pretende sugerir que el alcance de la descripción, incluidas las reivindicaciones, se limite a estos ejemplos. En otras palabras, si bien las realizaciones ilustrativas de la divulgación se han descrito en detalle en el presente documento, los conceptos inventivos pueden incorporarse y emplearse de otra manera, y las reivindicaciones adjuntas están destinadas a interpretarse para incluir tales variaciones, excepto en lo limitado por el estado de la técnica.
El análisis anterior se ha presentado con fines ilustrativos y descriptivos y no pretende limitar la divulgación a la forma o formas divulgadas en este documento. Por ejemplo, varias características de la divulgación se agrupan en uno o más aspectos, realizaciones o configuraciones con el fin de simplificar la divulgación.
Todas las referencias direccionales (p. ej., distal, superior, inferior, hacia arriba, izquierda, derecha, lateral, frontal, posterior, arriba, abajo, exterior, interior, debajo) se utilizan únicamente con fines de identificación para ayudar al lector a comprender la presente divulgación y dibujos y no como limitaciones. Las referencias de conexión (por ejemplo, unidos, acoplados, conectados y ligados) deben interpretarse de manera amplia y pueden incluir miembros intermedios entre una colección de elementos y el movimiento relativo entre elementos, a menos que se indique lo contrario. Como tales, las referencias de conexión no implican necesariamente que dos elementos estén directamente conectados y en una relación fija entre sí. Las referencias de identificación (p. ej., primero, segundo, etc.) no pretenden connotar importancia o prioridad, sino que se utilizan para distinguir una característica de otra. Los dibujos tienen únicamente fines ilustrativos y las dimensiones, posiciones, orden y tamaños relativos reflejados en los dibujos adjuntos pueden variar.

Claims (8)

REIVINDICACIONES
1. Un sistema de control de vuelo para un vehículo aéreo no tripulado en forma de helicóptero que comprende una placa oscilante que tiene porciones de conexión primera (166, 168), segunda (166, 168) y tercera (170); un primer dispositivo (182A, 182B) de control conectado a la primera porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante y que tiene dos o más servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B) conectados para operar entre sí, donde;
un segundo dispositivo (182A, 182B) de control conectado a la segunda porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante; y
un tercer dispositivo (182C) de control conectado a la tercera porción (170) de conexión de la placa (142) oscilante, donde
los dos o más servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B) incluyen un primer servoaccionador (184A, 188A) que tiene un primer servobrazo (186A, 186B), un segundo servoaccionador (184B, 188B) que tiene un segundo servobrazo (190A, 190B) y un miembro (192A, 192B) de enlace que conecta el segundo servobrazo (190A, 190B) al primer servobrazo (186A, 186B); donde
el segundo servobrazo (190A, 190B) está directamente conectado a la primera porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante u, opcionalmente, un dispositivo (198A, 198B) de conexión está conectado entre el segundo servobrazo (190A, 190B) y la primera porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante; el miembro (192A, 192B) de enlace es un miembro (192A, 192B) rígido unido de forma pivotante a cada uno de y entre el primer servobrazo (186A, 186B) y el segundo servobrazo (190A, 190B);
y
el primer servobrazo (186A, 186B) y el segundo servobrazo (190A, 190B) están configurados para girar al unísono para mover la primera porción (166, 168) de conexión para controlar la placa (142) oscilante;
el segundo dispositivo (182A, 182B) de control comprende un primer servoaccionador (184A, 188A, 184B, 188B) que tiene un primer servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B), un segundo servoaccionador (184A, 188A, 184B , 188B) que tiene un segundo servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B) y un miembro (192A, 192B) de enlace que conecta el segundo servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B) al primer servobrazo (186A, 190A , 186B, 190B); y un dispositivo (198A, 198B) de enlace conectado al segundo servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B) y a la segunda porción (166, 168) de conexión de la placa (142) oscilante; y
el tercer dispositivo (182C) de control comprende un primer servoaccionador (184C, 188C) que tiene un primer servobrazo (186C, 190C), un segundo servoaccionador (184C, 188C) dispuesto frente al primer servoaccionador (184C, 188C) y que tiene un segundo servobrazo (186C, 190C) y un dispositivo (198C) de enlace conectado al primer (186C, 190C) y segundo (186C, 190C) servobrazos y a la tercera porción (170) de conexión de la placa (142) oscilante.
2. El sistema de control de vuelo según la reivindicación 1, en el que el primer servoaccionador (184A, 188A, 184B, 188B) y el segundo servoaccionador (184A, 188A, 184B, 188B) están dispuestos uno al lado del otro de manera que el primer servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B ) y el segundo servobrazo (186A, 190A, 186B, 190B) residan y se muevan dentro de un plano común.
3. Un vehículo (100) aéreo no tripulado que comprende
el sistema de control de vuelo según la reivindicación 1 y que además comprende un dispositivo (104) de rotor; y donde
el primer dispositivo (182A, 182B) de control se puede operar para controlar el sistema de control de vuelo de una primera manera;
el segundo dispositivo (182A, 182B) de control se puede operar para controlar el sistema de control de vuelo de una segunda manera; y
el tercer dispositivo (182C) de control se puede operar para controlar el sistema de control de vuelo de una tercera manera, donde
la pluralidad de servoaccionadores (184C, 188C) del tercer dispositivo (182C) de control están enfrentados entre sí a través de una línea media vertical del vehículo aéreo no tripulado.
4. El vehículo (100) aéreo no tripulado según la reivindicación 3, en el que la pluralidad de servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B) de cada uno de los dispositivos de control primero (182A, 182B) y segundo (182A, 182B) están apilados horizontalmente adyacentes el uno al otro
5. El vehículo aéreo no tripulado según la reivindicación 3, en el que
los servobrazos (186A, 190A, 186B, 190B) del primer dispositivo (182A, 182B) de control residen y se mueven dentro de un primer plano común;
los servobrazos (186A, 190A, 186B, 190B) del segundo dispositivo (182A, 182B) de control residen y se mueven dentro de un segundo plano común; y
los servobrazos (186C, 190C) del tercer dispositivo (182C) de control residen y se mueven dentro de planos paralelos desplazados.
6. Un método para calibrar el sistema de control de vuelo según la reivindicación 1, comprendiendo el método calibrar un primero de los servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B, 184C, 188C) de uno de los dispositivos (182A, 182B, 182C) de control para responder con respecto a una o más señales de entrada; proporcionar al primero de los servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B, 184C, 188C) una señal de entrada conocida;
proporcionar a un segundo de los servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B, 184C, 188C) de dicho dispositivo (182A, 182B, 182C) de control la señal de entrada conocida; y
ajustar una posición neutra del servo del segundo de los servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B, 184C, 188C) de tal manera que los servobrazos (186A, 190A, 186B, 190B, 186C, 190C) de los servoaccionadores ( 184A, 188A, 184B, 188B, 184C, 188C) sean paralelos.
7. El método según la reivindicación 6, que comprende además configurar los servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B, 184C, 188C) para moverse libremente ante una pérdida de energía o pérdida de señal.
8. El método según la reivindicación 7, que comprende además comprobar un consumo de corriente de cada uno de la pluralidad de servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B, 184C, 188C) y opcionalmente verificar que el consumo de corriente de cada uno de los servoaccionadores (184A, 188A, 184B, 188B, 184C, 188C) no sea mayor que el consumo nominal del servo de cada uno de los servoaccionadores en reposo.
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