無人直升機獨立尾旋翼結構的制作方法
【專利摘要】本實用新型提供了一種無人直升機獨立尾旋翼結構，包括設置在機身后部的尾管；尾管的末端設有陀螺儀、電機和電子調速裝置，陀螺儀水平設置在尾管的末端；用來監測感知無人直升機方向的變化，在地面操控人員沒有給出方向指令時，保持原來的方向，如有航向偏轉，立即自動糾正。電子調速裝置與電機相連以調節電機的轉速；電機的機芯軸輸出端與尾旋翼相連；由于尾旋翼電機與主旋翼發動機互不相干，控制尾旋翼產生的力可以增大或減小電動機轉速來實現；所述尾旋翼的槳葉角固定，所述尾旋翼槳葉角度為5°～30°。本申請摒棄了槳葉角調節設計，簡化了操控方式，僅通過調節電機的轉速即可控制產生的力的大小；而且降低了安全隱患。
【專利說明】
無人直升機獨立尾旋翼結構
技術領域
[0001]本實用新型涉及無人直升機技術領域，具體涉及無人直升機的尾旋翼結構，尤其涉及一種無人直升機的獨立雙尾旋翼結構。【背景技術】
[0002]無人駕駛的旋翼直升機應用領域廣泛，例如航拍、礦產探測、線路巡查等作業。直升機的主旋翼轉動時，常會對機體產生反扭力矩，常見的消除反扭力矩影響的方法有以下幾種:1.采用雙主旋翼，設置雙主旋翼共軸反轉，使反扭力矩相互抵消。2.設置尾旋翼，使尾旋翼旋轉產生的推力或拉力抵消主旋翼旋轉產生的反扭力矩。另外一種情況是當發動機停車后，主旋翼在慣性作用下自旋時，并不產生反扭力矩。
[0003]然而，傳統無人直升機通常是發動機通過傳動機構(軸或皮帶)提供動力的單副尾旋翼結構，其工作原理是:利用發動機提供的動力，經過各級減速后，通過傳動機構將動力傳輸至尾旋翼，帶動尾旋翼旋轉產生推力或拉力，以抵消主旋翼旋轉產生的反扭力矩；而控制舵機通過連桿調整槳葉角(槳葉與旋轉平面的傾角)，利用槳葉角的變化，增加或減小尾旋翼產生的推力或拉力，從而實現無人直升機航向的控制。由于組成該結構的部件眾多， 如:發動機減速齒輪、傳動機構(軸或皮帶)、控制舵機、連桿等尾槳傳動機構，因此在無人直升機的實際飛行過程中也產生了以下問題:(1)大大增加了無人直升機的重量；(2)由于其利用槳葉角的變化控制尾旋翼產生的推力或拉力的大小，因此需要地面操控人員持續不斷的變槳，以控制直升機的飛行姿態；(3)利用舵機來通過連桿調整尾旋翼的槳葉角，而舵機操縱結構及程序都非常復雜，易發生操控失靈，存在一定的安全隱患。據調查數據顯示， 無人機飛行事故率35%?40%發生于尾槳傳動機構問題。
[0004]發明專利申請201210597155.9公開了“尾槳動力系統獨立的無人駕駛直升機”， 提供了一種獨立的尾槳動力系統，可有效調整在主旋翼失控情況下的無人機的飛行姿態； 該系統包括:驅動尾槳的電動機、槳距調節裝置、發電機、分流裝置、電能存儲裝置等。該系統雖然解決了主旋翼失控情況下控制無人機飛行姿態的問題，但是存在以下問題:1、整體結構過于復雜，且增加了多個部件，無形增加了制作成本及負重。2、采用槳葉角調節裝置， 操作依然復雜。【實用新型內容】
[0005]本實用新型針對目前傳統無人直升機消除主旋翼反扭力矩采用的尾旋翼結構繁瑣、重量大、操作復雜以及存在安全隱患等問題，提供了一種無人直升機獨立尾旋翼機構。
[0006]本實用新型的技術方案:無人直升機獨立尾旋翼結構，包括設置在機身后部的尾管；所述尾管的末端設有陀螺儀、電機和電子調速裝置，所述陀螺儀水平設置在尾管的末端；用來監測感知無人直升機方向的變化，在地面操控人員沒有給出方向指令時，保持原來的方向，如有航向偏轉，立即自動糾正。所述電子調速裝置與電機相連以調節電機的轉速； 所述電機的機芯軸輸出端與尾旋翼相連；由于尾旋翼電機與主旋翼發動機互不相干，控制尾旋翼產生的力可以增大或減小電動機轉速來實現；所述尾旋翼的槳葉角固定，所述尾旋翼槳葉角度為5°?30°。本申請摒棄了槳葉角調節設計，簡化了操控方式，僅通過調節電機的轉速即可控制產生的力的大小。
[0007]優選的是，所述尾旋翼的數量為2個；所述兩個尾旋翼與電機的機芯軸輸出端之間的距離相等；所述兩個尾旋翼相向分布在尾管的兩側；兩個尾旋翼旋轉時提供相同方向的拉力和推力，相當于單副尾旋翼兩倍的力，共同克服主旋翼產生的反扭力矩。而傳統的尾旋翼結構如果增加了一個尾旋翼，則需要增加一套尾槳控制系統來調節槳葉角，不但增加了直升機的負重，而且操控更加復雜，安全性將進一步下降。
[0008]優選的是，所述電機為雙端出軸電機，所述兩個尾旋翼分別安裝在雙端出軸電機的兩端。另外一種方案是采用兩個電機替代雙端出軸電機:即所述電機的數量為2個，所述兩個電機背向、對稱安裝在尾管(1)的末端，所述每個電機通過電機機芯軸與相對應的尾旋翼相連。一旦其中一個電機損壞失靈還有另一個電機可以繼續工作，保證了無人直升機的安全，提高了安全系數。
[0009]所述電子調速裝置(2)，包括電子調速器和無線信號接收器，所述電子調速器與電機相連，調節電機轉速；所述無線信號接收器與電子調速器相連，接收地面操控人員的無線信號并控制電子調速器的工作。
[0010]本實用新型的有益效果在于:(1)本實用新型簡化了無人直升機尾旋翼裝置的結構，減輕了機身重量，提高了飛機載重；(2)本實用新型僅通過控制電機的轉速即可控制飛機轉向，簡化了操縱程序，容易上手；(3)本實用新型摒棄了槳葉角調節設計，從而去除了作為尾旋翼控制組件的舵機，避免了因舵機失靈產生的安全問題，提高了飛行安全性。【附圖說明】
[0011]附圖1為本實用新型的結構示意圖；
[0012]附圖2為本實用新型實施例1的結構示意圖；
[0013]附圖3為本實用新型實施例2的結構示意圖；
[0014]圖4為圖2中M部分的局部放大圖。
[0015]其中，1.尾管，2.電子調速裝置，3.電機I，4.陀螺儀，5.電機II，6.尾旋翼I， 7.尾旋翼II，8.主旋翼，9、雙端出軸電機。【具體實施方式】
[0016]下面結合實施例對本實用新型做進一步的說明。
[0017]實施例1:
[0018]無人直升機獨立尾旋翼結構，包括設置在機身后部的尾管1 ;所述尾管1的末端設有陀螺儀4、電機I 3、電機II 5和電子調速裝置2,所述陀螺儀4水平設置在尾管1的末端。所述電子調速裝置2,包括電子調速器和無線信號接收器，所述電子調速器與電機I 3、 電機II 5分別相連以調節電機的轉速；所述無線信號接收器與電子調速器相連，接收地面操控人員的無線信號并控制電子調速器的工作。所述電機I3的機芯軸輸出端與尾旋翼 II 7相連；所述電機II 5的機芯軸輸出端與尾旋翼I 6相連。所述尾旋翼I 6與電機II 5的機芯軸之間的距離等于尾旋翼II 7與電機I 3的機芯軸之間的距離。其中，尾旋翼I6和尾旋翼II 7相向分布在尾管1的兩側，以提供相同方向的力。所述尾旋翼的槳葉角為 15。。
[0019]無人直升機飛行過程中，主旋翼8順時針方向旋轉，對機身產生一個逆時針方向的反扭力矩，電機I 3、電機II 5工作，驅動尾旋翼I 6和尾旋翼II 7旋轉，從而提供與反扭力矩相反方向的推力和拉力，克服主旋翼8旋轉產生的反扭力矩。常規狀態下，陀螺儀監測感知飛機飛行姿態，保持原來的方向，如有航向偏轉，立即自動糾正，使反扭力矩等于推力和拉力之和，從而保持飛機飛行方向不變。[〇〇2〇]當無人直升機需要逆時針轉向時，通過地面操控人員發送遙控指令，無線信號接收器接收指令控制電子調速器分別降低電機I 3、電機II 5的轉速，使反扭力矩大于推力和拉力之和。當無人直升機需要順時針轉向時，通過地面操控人員發送遙控指令，無線信號接收器接收指令控制電子調速器分別增大電機I 3、電機II 5的轉速，使反扭力矩小于推力和拉力之和。
[0021]實施例2:
[0022]無人直升機獨立尾旋翼結構，包括設置在機身后部的尾管1 ;所述尾管1的末端設有陀螺儀4、雙端出軸電機9和電子調速裝置，所述陀螺儀4水平設置在尾管1的末端。所述電子調速裝置2,包括電子調速器和無線信號接收器，所述電子調速器與雙端出軸電機9 相連以調節電機的轉速；所述無線信號接收器與電子調速器相連，接收地面操控人員的無線信號并控制電子調速器的工作。所述雙端出軸電機9的機芯軸輸出端分別與尾旋翼I 6、 尾旋翼II 7相連。所述尾旋翼I 6、尾旋翼II 7與雙端出軸電機9的機芯軸輸出端之間的距離相等。其中，尾旋翼I 6和尾旋翼II 7相向分布在尾管1的兩側，以提供相同方向的力。所述尾旋翼的槳葉角為25°。
[0023]無人直升機飛行過程中，主旋翼8順時針方向旋轉，對機身產生一個逆時針方向的反扭力矩，雙端出軸電機9工作，驅動尾旋翼II 6和尾旋翼I 7旋轉，從而提供與反扭力矩相反方向的推力和拉力，克服主旋翼8旋轉產生的反扭力矩。常規狀態下，陀螺儀監測感知飛機飛行姿態，保持原來的方向，如有航向偏轉，立即自動糾正，使反扭力矩等于推力和拉力之和，從而保持飛機飛行方向不變。
[0024]當無人直升機需要逆時針轉向時，通過地面操控人員發送遙控指令，無線信號接收器接收指令控制電子調速器分別降低雙端出軸電機9的轉速，使反扭力矩大于推力和拉力之和。當無人直升機需要順時針轉向時，通過地面操控人員發送遙控指令，無線信號接收器接收指令控制電子調速器分別增大雙端出軸電機9的轉速，使反扭力矩小于推力和拉力之和。
[0025]實施例3:
[0026]無人直升機獨立尾旋翼結構，包括設置在機身后部的尾管1 ;所述尾管1的末端設有陀螺儀4、電機和電子調速裝置，所述陀螺儀4水平設置在尾管1的末端。所述電子調速裝置2,包括電子調速器和無線信號接收器，所述電子調速器與電機相連以調節電機的轉速； 所述無線信號接收器與電子調速器相連，接收地面操控人員的無線信號并控制電子調速器的工作。所述電機的機芯軸輸出端分別與尾旋翼相連。所述尾旋翼的槳葉角為20°。
[0027]無人直升機飛行過程中，主旋翼8順時針方向旋轉，對機身產生一個逆時針方向的反扭力矩，電機工作，驅動尾旋翼旋轉，從而提供與反扭力矩相反方向的力，克服主旋翼8旋轉產生的反扭力矩。常規狀態下，陀螺儀監測感知飛機飛行姿態，保持原來的方向，如有航向偏轉，立即自動糾正，使反扭力矩等于推力和拉力之和，從而保持飛機飛行方向不變。
[0028]當無人直升機需要逆時針轉向時，通過地面操控人員發送遙控指令，無線信號接收器接收指令控制電子調速器分別降低電機的轉速，使反扭力矩大于尾旋翼產生的力。當無人直升機需要順時針轉向時，通過地面操控人員發送遙控指令，無線信號接收器接收指令控制電子調速器分別增大電機的轉速，使反扭力矩小于尾旋翼產生的力。
[0029]實施例4:
[0030]與實施例1不同的是，所述尾旋翼的槳葉角為5°。
[0031]實施例5:
[0032]與實施例1不同的是，所述尾旋翼的槳葉角為10°。
[0033]實施例6:
[0034]與實施例2不同的是，所述尾旋翼的槳葉角為30°。
【主權項】
1.無人直升機獨立尾旋翼結構，包括設置在機身后部的尾管(1);其特征在于:所述尾 管(1)的末端設有陀螺儀(4)、電機和電子調速裝置(2)，所述陀螺儀(4)水平設置在尾管 ⑴的末端；所述電子調速裝置⑵與電機相連以調節電機的轉速；所述電機的機芯軸輸出 端與尾旋翼相連；所述尾旋翼的槳葉角固定，所述尾旋翼的槳葉角為5°?30°。2.根據權利要求1所述的無人直升機獨立尾旋翼結構，其特征在于:所述尾旋翼的數 量為兩個；所述兩個尾旋翼與電機的機芯軸輸出端之間的距離相等；所述兩個尾旋翼相向 分布在尾管(1)的兩側，以提供相同方向的力。3.根據權利要求2所述的無人直升機獨立尾旋翼結構，其特征在于:所述電機為雙端 出軸電機，所述兩個尾旋翼分別安裝在雙端出軸電機的兩端。4.根據權利要求2所述的無人直升機獨立尾旋翼結構，其特征在于:所述電機的數量 為2個，所述兩個電機背向、對稱安裝在尾管(1)的末端，所述每個電機通過電機機芯軸與 相對應的尾旋翼相連。5.根據權利要求1-4中任意一項所述的無人直升機獨立尾旋翼結構，其特征在于:所 述電子調速裝置(2)，包括電子調速器和無線信號接收器，所述電子調速器與電機相連、調 節電機轉速；所述無線信號接收器與電子調速器相連，接收地面操控人員的無線信號并控 制電子調速器的工作。
【文檔編號】B64C27/14GK205602115SQ201520816231
【公開日】2016年9月28日
【申請日】2015年10月21日
【發明人】趙曙光, 齊勇, 李朝陽
【申請人】青島宏百川金屬精密制品有限公司