无人直升机独立尾旋翼结构的制作方法
【专利摘要】本实用新型提供了一种无人直升机独立尾旋翼结构，包括设置在机身后部的尾管；尾管的末端设有陀螺仪、电机和电子调速装置，陀螺仪水平设置在尾管的末端；用来监测感知无人直升机方向的变化，在地面操控人员没有给出方向指令时，保持原来的方向，如有航向偏转，立即自动纠正。电子调速装置与电机相连以调节电机的转速；电机的机芯轴输出端与尾旋翼相连；由于尾旋翼电机与主旋翼发动机互不相干，控制尾旋翼产生的力可以增大或减小电动机转速来实现；所述尾旋翼的桨叶角固定，所述尾旋翼桨叶角度为5°～30°。本申请摒弃了桨叶角调节设计，简化了操控方式，仅通过调节电机的转速即可控制产生的力的大小；而且降低了安全隐患。
【专利说明】
无人直升机独立尾旋翼结构
技术领域
[0001]本实用新型涉及无人直升机技术领域，具体涉及无人直升机的尾旋翼结构，尤其涉及一种无人直升机的独立双尾旋翼结构。【背景技术】
[0002]无人驾驶的旋翼直升机应用领域广泛，例如航拍、矿产探测、线路巡查等作业。直升机的主旋翼转动时，常会对机体产生反扭力矩，常见的消除反扭力矩影响的方法有以下几种:1.采用双主旋翼，设置双主旋翼共轴反转，使反扭力矩相互抵消。2.设置尾旋翼，使尾旋翼旋转产生的推力或拉力抵消主旋翼旋转产生的反扭力矩。另外一种情况是当发动机停车后，主旋翼在惯性作用下自旋时，并不产生反扭力矩。
[0003]然而，传统无人直升机通常是发动机通过传动机构(轴或皮带)提供动力的单副尾旋翼结构，其工作原理是:利用发动机提供的动力，经过各级减速后，通过传动机构将动力传输至尾旋翼，带动尾旋翼旋转产生推力或拉力，以抵消主旋翼旋转产生的反扭力矩；而控制舵机通过连杆调整桨叶角(桨叶与旋转平面的倾角)，利用桨叶角的变化，增加或减小尾旋翼产生的推力或拉力，从而实现无人直升机航向的控制。由于组成该结构的部件众多， 如:发动机减速齿轮、传动机构(轴或皮带)、控制舵机、连杆等尾桨传动机构，因此在无人直升机的实际飞行过程中也产生了以下问题:(1)大大增加了无人直升机的重量；(2)由于其利用桨叶角的变化控制尾旋翼产生的推力或拉力的大小，因此需要地面操控人员持续不断的变桨，以控制直升机的飞行姿态；(3)利用舵机来通过连杆调整尾旋翼的桨叶角，而舵机操纵结构及程序都非常复杂，易发生操控失灵，存在一定的安全隐患。据调查数据显示， 无人机飞行事故率35%?40%发生于尾桨传动机构问题。
[0004]发明专利申请201210597155.9公开了“尾桨动力系统独立的无人驾驶直升机”， 提供了一种独立的尾桨动力系统，可有效调整在主旋翼失控情况下的无人机的飞行姿态； 该系统包括:驱动尾桨的电动机、桨距调节装置、发电机、分流装置、电能存储装置等。该系统虽然解决了主旋翼失控情况下控制无人机飞行姿态的问题，但是存在以下问题:1、整体结构过于复杂，且增加了多个部件，无形增加了制作成本及负重。2、采用桨叶角调节装置， 操作依然复杂。【实用新型内容】
[0005]本实用新型针对目前传统无人直升机消除主旋翼反扭力矩采用的尾旋翼结构繁琐、重量大、操作复杂以及存在安全隐患等问题，提供了一种无人直升机独立尾旋翼机构。
[0006]本实用新型的技术方案:无人直升机独立尾旋翼结构，包括设置在机身后部的尾管；所述尾管的末端设有陀螺仪、电机和电子调速装置，所述陀螺仪水平设置在尾管的末端；用来监测感知无人直升机方向的变化，在地面操控人员没有给出方向指令时，保持原来的方向，如有航向偏转，立即自动纠正。所述电子调速装置与电机相连以调节电机的转速； 所述电机的机芯轴输出端与尾旋翼相连；由于尾旋翼电机与主旋翼发动机互不相干，控制尾旋翼产生的力可以增大或减小电动机转速来实现；所述尾旋翼的桨叶角固定，所述尾旋翼桨叶角度为5°?30°。本申请摒弃了桨叶角调节设计，简化了操控方式，仅通过调节电机的转速即可控制产生的力的大小。
[0007]优选的是，所述尾旋翼的数量为2个；所述两个尾旋翼与电机的机芯轴输出端之间的距离相等；所述两个尾旋翼相向分布在尾管的两侧；两个尾旋翼旋转时提供相同方向的拉力和推力，相当于单副尾旋翼两倍的力，共同克服主旋翼产生的反扭力矩。而传统的尾旋翼结构如果增加了一个尾旋翼，则需要增加一套尾桨控制系统来调节桨叶角，不但增加了直升机的负重，而且操控更加复杂，安全性将进一步下降。
[0008]优选的是，所述电机为双端出轴电机，所述两个尾旋翼分别安装在双端出轴电机的两端。另外一种方案是采用两个电机替代双端出轴电机:即所述电机的数量为2个，所述两个电机背向、对称安装在尾管(1)的末端，所述每个电机通过电机机芯轴与相对应的尾旋翼相连。一旦其中一个电机损坏失灵还有另一个电机可以继续工作，保证了无人直升机的安全，提高了安全系数。
[0009]所述电子调速装置(2)，包括电子调速器和无线信号接收器，所述电子调速器与电机相连，调节电机转速；所述无线信号接收器与电子调速器相连，接收地面操控人员的无线信号并控制电子调速器的工作。
[0010]本实用新型的有益效果在于:(1)本实用新型简化了无人直升机尾旋翼装置的结构，减轻了机身重量，提高了飞机载重；(2)本实用新型仅通过控制电机的转速即可控制飞机转向，简化了操纵程序，容易上手；(3)本实用新型摒弃了桨叶角调节设计，从而去除了作为尾旋翼控制组件的舵机，避免了因舵机失灵产生的安全问题，提高了飞行安全性。【附图说明】
[0011]附图1为本实用新型的结构示意图；
[0012]附图2为本实用新型实施例1的结构示意图；
[0013]附图3为本实用新型实施例2的结构示意图；
[0014]图4为图2中M部分的局部放大图。
[0015]其中，1.尾管，2.电子调速装置，3.电机I，4.陀螺仪，5.电机II，6.尾旋翼I， 7.尾旋翼II，8.主旋翼，9、双端出轴电机。【具体实施方式】
[0016]下面结合实施例对本实用新型做进一步的说明。
[0017]实施例1:
[0018]无人直升机独立尾旋翼结构，包括设置在机身后部的尾管1 ;所述尾管1的末端设有陀螺仪4、电机I 3、电机II 5和电子调速装置2,所述陀螺仪4水平设置在尾管1的末端。所述电子调速装置2,包括电子调速器和无线信号接收器，所述电子调速器与电机I 3、 电机II 5分别相连以调节电机的转速；所述无线信号接收器与电子调速器相连，接收地面操控人员的无线信号并控制电子调速器的工作。所述电机I3的机芯轴输出端与尾旋翼 II 7相连；所述电机II 5的机芯轴输出端与尾旋翼I 6相连。所述尾旋翼I 6与电机II 5的机芯轴之间的距离等于尾旋翼II 7与电机I 3的机芯轴之间的距离。其中，尾旋翼I6和尾旋翼II 7相向分布在尾管1的两侧，以提供相同方向的力。所述尾旋翼的桨叶角为 15。。
[0019]无人直升机飞行过程中，主旋翼8顺时针方向旋转，对机身产生一个逆时针方向的反扭力矩，电机I 3、电机II 5工作，驱动尾旋翼I 6和尾旋翼II 7旋转，从而提供与反扭力矩相反方向的推力和拉力，克服主旋翼8旋转产生的反扭力矩。常规状态下，陀螺仪监测感知飞机飞行姿态，保持原来的方向，如有航向偏转，立即自动纠正，使反扭力矩等于推力和拉力之和，从而保持飞机飞行方向不变。[〇〇2〇]当无人直升机需要逆时针转向时，通过地面操控人员发送遥控指令，无线信号接收器接收指令控制电子调速器分别降低电机I 3、电机II 5的转速，使反扭力矩大于推力和拉力之和。当无人直升机需要顺时针转向时，通过地面操控人员发送遥控指令，无线信号接收器接收指令控制电子调速器分别增大电机I 3、电机II 5的转速，使反扭力矩小于推力和拉力之和。
[0021]实施例2:
[0022]无人直升机独立尾旋翼结构，包括设置在机身后部的尾管1 ;所述尾管1的末端设有陀螺仪4、双端出轴电机9和电子调速装置，所述陀螺仪4水平设置在尾管1的末端。所述电子调速装置2,包括电子调速器和无线信号接收器，所述电子调速器与双端出轴电机9 相连以调节电机的转速；所述无线信号接收器与电子调速器相连，接收地面操控人员的无线信号并控制电子调速器的工作。所述双端出轴电机9的机芯轴输出端分别与尾旋翼I 6、 尾旋翼II 7相连。所述尾旋翼I 6、尾旋翼II 7与双端出轴电机9的机芯轴输出端之间的距离相等。其中，尾旋翼I 6和尾旋翼II 7相向分布在尾管1的两侧，以提供相同方向的力。所述尾旋翼的桨叶角为25°。
[0023]无人直升机飞行过程中，主旋翼8顺时针方向旋转，对机身产生一个逆时针方向的反扭力矩，双端出轴电机9工作，驱动尾旋翼II 6和尾旋翼I 7旋转，从而提供与反扭力矩相反方向的推力和拉力，克服主旋翼8旋转产生的反扭力矩。常规状态下，陀螺仪监测感知飞机飞行姿态，保持原来的方向，如有航向偏转，立即自动纠正，使反扭力矩等于推力和拉力之和，从而保持飞机飞行方向不变。
[0024]当无人直升机需要逆时针转向时，通过地面操控人员发送遥控指令，无线信号接收器接收指令控制电子调速器分别降低双端出轴电机9的转速，使反扭力矩大于推力和拉力之和。当无人直升机需要顺时针转向时，通过地面操控人员发送遥控指令，无线信号接收器接收指令控制电子调速器分别增大双端出轴电机9的转速，使反扭力矩小于推力和拉力之和。
[0025]实施例3:
[0026]无人直升机独立尾旋翼结构，包括设置在机身后部的尾管1 ;所述尾管1的末端设有陀螺仪4、电机和电子调速装置，所述陀螺仪4水平设置在尾管1的末端。所述电子调速装置2,包括电子调速器和无线信号接收器，所述电子调速器与电机相连以调节电机的转速； 所述无线信号接收器与电子调速器相连，接收地面操控人员的无线信号并控制电子调速器的工作。所述电机的机芯轴输出端分别与尾旋翼相连。所述尾旋翼的桨叶角为20°。
[0027]无人直升机飞行过程中，主旋翼8顺时针方向旋转，对机身产生一个逆时针方向的反扭力矩，电机工作，驱动尾旋翼旋转，从而提供与反扭力矩相反方向的力，克服主旋翼8旋转产生的反扭力矩。常规状态下，陀螺仪监测感知飞机飞行姿态，保持原来的方向，如有航向偏转，立即自动纠正，使反扭力矩等于推力和拉力之和，从而保持飞机飞行方向不变。
[0028]当无人直升机需要逆时针转向时，通过地面操控人员发送遥控指令，无线信号接收器接收指令控制电子调速器分别降低电机的转速，使反扭力矩大于尾旋翼产生的力。当无人直升机需要顺时针转向时，通过地面操控人员发送遥控指令，无线信号接收器接收指令控制电子调速器分别增大电机的转速，使反扭力矩小于尾旋翼产生的力。
[0029]实施例4:
[0030]与实施例1不同的是，所述尾旋翼的桨叶角为5°。
[0031]实施例5:
[0032]与实施例1不同的是，所述尾旋翼的桨叶角为10°。
[0033]实施例6:
[0034]与实施例2不同的是，所述尾旋翼的桨叶角为30°。
【主权项】
1.无人直升机独立尾旋翼结构，包括设置在机身后部的尾管(1);其特征在于:所述尾 管(1)的末端设有陀螺仪(4)、电机和电子调速装置(2)，所述陀螺仪(4)水平设置在尾管 ⑴的末端；所述电子调速装置⑵与电机相连以调节电机的转速；所述电机的机芯轴输出 端与尾旋翼相连；所述尾旋翼的桨叶角固定，所述尾旋翼的桨叶角为5°?30°。2.根据权利要求1所述的无人直升机独立尾旋翼结构，其特征在于:所述尾旋翼的数 量为两个；所述两个尾旋翼与电机的机芯轴输出端之间的距离相等；所述两个尾旋翼相向 分布在尾管(1)的两侧，以提供相同方向的力。3.根据权利要求2所述的无人直升机独立尾旋翼结构，其特征在于:所述电机为双端 出轴电机，所述两个尾旋翼分别安装在双端出轴电机的两端。4.根据权利要求2所述的无人直升机独立尾旋翼结构，其特征在于:所述电机的数量 为2个，所述两个电机背向、对称安装在尾管(1)的末端，所述每个电机通过电机机芯轴与 相对应的尾旋翼相连。5.根据权利要求1-4中任意一项所述的无人直升机独立尾旋翼结构，其特征在于:所 述电子调速装置(2)，包括电子调速器和无线信号接收器，所述电子调速器与电机相连、调 节电机转速；所述无线信号接收器与电子调速器相连，接收地面操控人员的无线信号并控 制电子调速器的工作。
【文档编号】B64C27/14GK205602115SQ201520816231
【公开日】2016年9月28日
【申请日】2015年10月21日
【发明人】赵曙光, 齐勇, 李朝阳
【申请人】青岛宏百川金属精密制品有限公司