一种双轴倾斜四旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及小型无人飞行器技术领域，尤其是一种双轴倾斜四旋翼飞行器。

背景技术：

双轴倾斜式旋翼配置是指通过支撑臂和电机固定座的旋转，使旋翼的转动平面与和机体平面形成一定夹角的旋翼配置，由于该飞行器具有双轴倾斜的特点，则该飞行器的旋翼可以完成围绕驱动电机四周倾斜的效果，容易进行俯仰、滚转和偏航运动，实现飞行器灵活飞行的目的。大部分传统的四旋翼飞行器的支撑臂和电机固定座都是固定安装在机体上，飞行器的四个旋翼都在同一个平面内做旋转运动，旋翼只能通过改变驱动电机的转速实现俯仰、滚转和偏航运动，需要四个变速驱动电机和调节控制系统，而且应变功能较差及过程中不够平稳，如果飞行器需要及时完成以上3种运动时，第一种方法是需要在机头处加装驱动器或者机尾处加装驱动器和尾管来达到飞行要求。然而，这种方法随着设备的增多，机体重量也伴随着增大，需要更多旋翼或者加长螺旋桨来维持飞行器的悬停运动，通过这种增加旋翼的方法虽然使飞行器的可靠性增强，但是其灵活性难以得到保证。第二种方法是采用变桨距螺旋桨的方法，这种方法是根据设法保持飞行器的重量，来维持飞行器的高灵活性，但是这种方法需要采用更复杂的螺旋桨和伺服电机系统，实现起来较为复杂，故障率高，而且可能伴有故障时的人员损伤。上述实现多旋翼飞行器灵活飞行运动的方法要么升力和重量比较低，要么结构复杂，效率低的，这极大制约了其在各个领域的广泛应用。

技术实现要素：

本发明提出一种双轴倾斜四旋翼飞行器，其能够按照输入指令自动调节四个旋翼的转速和旋翼倾转角度，可以进行远距离操控，又可以根据不同的飞行环境条件，利用闭环控制系统的稳定性，将自身的飞行状态加以反馈，自动完成自我飞行调控的工作，其能够通过倾转旋翼来达到飞行俯仰、滚转和偏航的目的；既保证了飞行调控的高效率和高可靠性，又可减小飞行器的尺寸大小，从而提高了灵活性。

本发明采用以下技术方案。

一种双轴倾斜四旋翼飞行器，所述飞行器的机身(1)包括均匀设于机身周沿处的多个动力臂，以及设于机身处的传感器单元(2)、控制器单元(3)、控制分配器单元(4)、车辆动力学系统模块(5)、无线通讯模块(6)；所述无线通讯模块可与地面控制站(7)建立无线通讯；

所述动力臂包括旋翼(108)和倾斜机构(115)；所述旋翼以由倾斜机构支撑的电机固定座(105)处的驱动电机(107)驱动；所述倾斜机构与控制器单元相连；所述控制器单元经倾斜机构调节旋翼位置和旋翼朝向以调整飞行器的飞行。

所述动力臂数量为四个。

所述倾斜机构以支撑臂(103)始端与机身处伺服电机(106)相连，以支撑臂末端与电机固定座的中部铰连；所述伺服电机驱动支撑臂转动以使旋翼倾转；所述支撑臂处设有用于固定舵机(109)的固定块(111)；所述舵机经连杆机构(104)与电机固定座的下端相连，所述舵机经连杆机构驱动电机固定座摆动使旋翼产生偏航力。

所述连杆机构为平行四边形机构；所述旋翼的倾斜角度α可以在0°和90°之间进行调整，倾斜角度α可以为0°但不能为90°。

所述机身还包括起落架(101)和电气设备舱(102)；所述电气设备舱内设有重力感应器(112)、陀螺仪(113)、遥感(114)和若干个电池(116)；所述伺服电机的输出轴和旋翼支撑臂与电气设备舱(102)的接触位置通过轴承(110)进行连接。

所述传感器单元(2)负责传感器单元与控制器单元(3)之间的联系工作，接收传感器单元的测量信息并将接收到的测量信息按一定规律变换成为电信号输出给控制器单元(3)；所述控制器单元(3)完成接收传感器单元(2)和无线通讯模块(5)的传送信息后进行对应的处理并发出控制命令信号；

所述控制分配器单元(4)完成控制器单元(3)的控制命令信号的分配工作，将接收到控制器单元(3)的命令信息进行有序分配给飞行器的四个伺服电机(106)、四个驱动电机(107)和四个舵机(109)，实现飞行状态的调整；

所述车辆动力学系统模块(5)包括执行器单元(501)和感应器单元(502)，感应器单元(502)包括重力感应模块(503)、摄动感应模块(504)、重力感应器(111)、陀螺仪(113)、遥感(114)，执行控制分配器单元(4)的指令，车辆动力学系统模块通过感应器单元(502)进行实时重力和摄动外力测定并反馈给控制器单元(3)以形成闭环系统；

所述无线通讯模块(6)包括发射模块(601)和接收模块(602)，所述发射模块(601)和接收模块(602)的工作模式可以同时互相转换且互不干涉，发射模块(602)与控制器单元(3)相连，接收模块(602)与地面控制站(7)之间以无线方式通讯联系以使所述地面控制站(7)对飞行器执行方位指令作业。

所述传感器单元(2)是一个由sbg系统和ig-500的imu，这个单元有一个嵌入式处理器，用于输出滤波的姿态和位置数据；所述控制器单元(3)是基于一个有3个sisd的pd控制器，其加工板的digilent的芯片组最大准则用来读取信号；控制器单元(2)从传感器单元(2)输出信号中以max32读取串行信息，通过发出pwm信号指令伺服电机(106)、驱动电机(107)和舵机(109)：

所述无线通讯模块(6)中的接收模块(602)与地面控制站(7)之间通过spektrum卫星接收器和dx6irc发射器进行通信。

所述驱动电机的输出轴的绝对转速是飞行器在xyz三个方向上的角速度、舵机和伺服电机转速的矢量之和，飞行器的四个支撑臂的物理特征一致，取一支撑臂进行受力分析，其驱动电机的输出轴的绝对转速

角加速度为

式中向量表示参照系j的单位矢量，用参照系i表示；p、q和r分别表示飞行器在参考坐标系xyz三个方向上的角速度；η和γ表示伺服运动时双轴的倾转角度；η’γ’表示伺服运动时双轴的倾转角速度；ω表示为驱动电机的转速；

利用欧拉方程³m＝³i³α+³ω׳i³ω(公式3)，计算求得驱动电机输出轴的力矩³m，然后利用旋转矩阵r3to1计算求得在参考系中飞行器自身的力矩¹mgvro，其计算公式为：

连杆结构的推力扭矩为：

式中l为平行四边形机构的长；h为平行四边形机构的高；

旋翼的推力和扭矩系数定义为：

t＝ρa(ωr)²ct(6)和q＝ρa(ωr)²rcq(公式7)；

式中ct和co为连杆结构推力和扭矩系数。

则飞行器总推力力矩为：

飞行器在六个自由度上绝对受力情况为：

式中x、y和z分别表示为飞行器在xyz轴上的绝对作用力；l、m和n分别表示为飞行器在xyz轴上的绝对作用力矩；u、v和w分别表示为飞行器整体在xyz轴上的角速度；飞行器在综合受力情况时，其在xyz坐标轴的三个方向上的绝对角速率为：

式中φ’、θ’和ψ’分别表示为飞行器在xyz坐标轴的三个方向上的绝对角速率；φ为飞行器机身中心轴与纵轴z轴的夹角；θ为飞行器机身中心轴在xy平面上的投影线与x轴的夹角。

本发明给出的一种新型双轴倾斜四旋翼飞行器，可以利用支撑臂和电机固定座的转动使旋翼倾转，继而通过倾转旋翼达到飞行自由应变的目的，又可以根据不同飞行环境条件，利用闭环控制系统的稳定性，将自身的飞行状态加以反馈，自动完成自我飞行调控的工作，由于飞行器的机体结构的优化减少了一些动力系统设备的运用，一定程度上减小飞行器的规模尺寸，变得更加灵活飞行。实现了四旋翼飞行器的飞行智能化，操控者只需输入指令就可以得到其要求，也避免操控者的失误操作带来的危险，本发明给出的新型双轴倾斜四旋翼飞行器方便、安全和智能的突出优点，在军用和民用上具有广泛的运用前景。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步详细的说明：

附图1是本发明的运行控制系统示意图；

附图2是本发明所述飞行器的俯视向示意图；

附图3是本发明的倾斜机构示意图；

附图4是本发明的车辆动力学系统模块示意图；

附图5是本发明的控制器单元与地面控制站之间信息交流示意图；

附图6是本发明的控制器单元与各执行器单元和传感器单元之间的通讯示意图；

附图7是本发明所述飞行器飞行时的参考坐标系示意图(其中一个旋翼处于倾转状态)。

附图中：1-机身；2-传感器单元；3-控制器单元；4-控制分配器单元；5-车辆动力学系统模块；6-无线通讯模块；7-地面控制站；

101-起落架；102-电气设备舱；103-支撑臂；104-连杆机构；105-电机固定座；106-伺服电机；107-驱动电机；108-旋翼；109-舵机；110-轴承；111-固定块；112-重力感应器；113-陀螺仪；114-遥感；115-倾斜机构；116-电池；

501-执行器单元；502-感应器单元；503-重力感应模块；504-摄动感应模块；

601-发射模块；602-接收模块。

具体实施方式

如图1-7所示，一种双轴倾斜四旋翼飞行器，所述飞行器的机身1包括均匀设于机身周沿处的多个动力臂，以及设于机身处的传感器单元2、控制器单元3、控制分配器单元4、车辆动力学系统模块5、无线通讯模块6；所述无线通讯模块可与地面控制站7建立无线通讯；

所述动力臂包括旋翼108和倾斜机构115；所述旋翼以由倾斜机构支撑的电机固定座105处的驱动电机107驱动；所述倾斜机构与控制器单元相连；所述控制器单元经倾斜机构调节旋翼位置和旋翼朝向以调整飞行器的飞行。

所述动力臂数量为四个。

所述倾斜机构以支撑臂103始端与机身处伺服电机106相连，以支撑臂末端与电机固定座的中部铰连；所述伺服电机驱动支撑臂转动以使旋翼倾转；所述支撑臂处设有用于固定舵机109的固定块111；所述舵机经连杆机构104与电机固定座的下端相连，所述舵机经连杆机构驱动电机固定座摆动使旋翼产生偏航力。

所述连杆机构为平行四边形机构；所述旋翼的倾斜角度α可以在0°和90°之间进行调整，倾斜角度α可以为0°但不能为90°。

所述机身还包括起落架101和电气设备舱102；所述电气设备舱内设有重力感应器112、陀螺仪113、遥感114和若干个电池116；所述伺服电机的输出轴和旋翼支撑臂与电气设备舱102的接触位置通过轴承110进行连接。

所述传感器单元2负责传感器单元与控制器单元3之间的联系工作，接收传感器单元的测量信息并将接收到的测量信息按一定规律变换成为电信号输出给控制器单元3；所述控制器单元3完成接收传感器单元2和无线通讯模块5的传送信息后进行对应的处理并发出控制命令信号；

所述控制分配器单元4完成控制器单元3的控制命令信号的分配工作，将接收到控制器单元3的命令信息进行有序分配给飞行器的四个伺服电机106、四个驱动电机107和四个舵机109，实现飞行状态的调整；

所述车辆动力学系统模块5包括执行器单元501和感应器单元502，感应器单元502包括重力感应模块503、摄动感应模块504、重力感应器111、陀螺仪113、遥感114，执行控制分配器单元4的指令，车辆动力学系统模块通过感应器单元502进行实时重力和摄动外力测定并反馈给控制器单元3以形成闭环系统；

所述无线通讯模块6包括发射模块601和接收模块602，所述发射模块601和接收模块602的工作模式可以同时互相转换且互不干涉，发射模块602与控制器单元3相连，接收模块602与地面控制站7之间以无线方式通讯联系以使所述地面控制站7对飞行器执行方位指令作业。

所述传感器单元2是一个由sbg系统和ig-500的imu，这个单元有一个嵌入式处理器，用于输出滤波的姿态和位置数据；所述控制器单元3是基于一个有3个sisd的pd控制器，其加工板的digilent的芯片组最大准则用来读取信号；控制器单元2从传感器单元2输出信号中以max32读取串行信息，通过发出pwm信号指令伺服电机106、驱动电机107和舵机109；

所述无线通讯模块6中的接收模块602与地面控制站7之间通过spektrum卫星接收器和dx6irc发射器进行通信。

所述驱动电机的输出轴的绝对转速是飞行器在xyz三个方向上的角速度、舵机和伺服电机转速的矢量之和，飞行器的四个支撑臂的物理特征一致，取一支撑臂进行受力分析，其驱动电机的输出轴的绝对转速

角加速度为

式中向量表示参照系j的单位矢量，用参照系i表示；p、q和r分别表示飞行器在参考坐标系xyz三个方向上的角速度；η和γ表示伺服运动时双轴的倾转角度；η’γ’表示伺服运动时双轴的倾转角速度；ω表示为驱动电机的转速；

利用欧拉方程³m＝³i³α+³ω׳i³ω(公式3)，计算求得驱动电机输出轴的力矩³m，然后利用旋转矩阵r3to1计算求得在参考系中飞行器自身的力矩¹mgvro，其计算公式为：

连杆结构的推力扭矩为：

式中l为平行四边形机构的长；h为平行四边形机构的高；

旋翼的推力和扭矩系数定义为：

t＝ρa(ωr)²ct(6)和q＝ρa(ωr)²rcq(公式7)；

式中ct和co为连杆结构推力和扭矩系数。

则飞行器总推力力矩为：

飞行器在六个自由度上绝对受力情况为：

式中x、y和z分别表示为飞行器在xyz轴上的绝对作用力；l、m和n分别表示为飞行器在xyz轴上的绝对作用力矩；u、v和w分别表示为飞行器整体在xyz轴上的角速度；飞行器在综合受力情况时，其在xyz坐标轴的三个方向上的绝对角速率为：

式中φ’、θ’和ψ’分别表示为飞行器在xyz坐标轴的三个方向上的绝对角速率；φ为飞行器机身中心轴与纵轴z轴的夹角；θ为飞行器机身中心轴在xy平面上的投影线与x轴的夹角。

实施例：

飞行器在转变飞行姿态时，控制器单元控制倾斜机构，伺服电机驱动支撑臂转动以使旋翼按垂直于支撑臂的方向竖向倾转，舵机经连杆机构驱动电机固定座摆动，使旋翼在机身所在平面处向内或向外倾转，改变飞行器的升力输出方向，使飞行器的飞行姿态发生改变。