一种无人机及其十字盘机构和控制方法与流程

本发明涉及航空技术领域，特别涉及一种无人机及其十字盘机构和控制方法。

背景技术：

当前，具备垂直起降及空中悬停能力的无人机按照控制方式进行分类，主要分为直升机和多旋翼两种，前者机械结构复杂，飞行控制和人员操作难度较大且成本较高；后者飞行效率较低，且占据空间较大。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种无人机及其十字盘机构和控制方法，其采用直线电机来控制十字盘的角度调节，以令驱动过程更为简化和直接，精准度更高，计算方法更加简单，而且能够保证无人机的控制灵活性。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种无人机十字盘机构，包括动力装置、机架、外环、内环、第一直线电机、第二直线电机，其中：

所述动力装置安装在所述内环上，用于驱动无人机的旋翼转动；

所述外环的一端通过第一铰接关节与所述机架铰接，另一端通过第二铰接关节与所述机架铰接，所述第一铰接关节的转动中心和所述第二铰接关节的转动中心连线构成第一轴线；

所述内环套设在所述外环内，所述内环的一端通过第三铰接关节与所述外环铰接，另一端通过第四铰接关节与所述外环铰接，所述第三铰接关节的转动中心和所述第四铰接关节的转动中心连线构成第二轴线，所述第二轴线与所述第一轴线垂直；

所述第一直线电机的动力输出端为第一推杆，所述第一推杆的驱动端通过第一球铰关节连接所述内环上的内环驱动连接点，所述内环驱动连接点位于所述内环上距离所述第二轴线最远的位置，所述第一直线电机用于控制所述内环绕所述第二轴线转动；

所述第二直线电机的动力输出端为第二推杆，所述第二推杆的驱动端通过第二球铰关节连接所述外环上的外环驱动连接点，所述外环驱动连接点位于所述外环上距离所述第一轴线最远的位置，所述第二直线电机用于控制所述外环绕所述第一轴线转动。

可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述内环驱动连接点位于所述第一轴线上；

和/或，所述外环驱动连接点位于所述第二轴线上。

可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述第一球铰关节和所述第二球铰关节统称为球铰关节，所述内环驱动连接点和所述外环驱动连接点统称为驱动连接点，所述第一推杆和所述第二推杆统称为推杆；

所述球铰关节包括中间接头，以及设置在所述驱动连接点的第一定位孔和设置在所述推杆端部的第二定位孔，其中：

所述中间接头为依次固连在一起的圆盘型连接部、中间连接杆和球型连接部；

所述圆盘型连接部嵌套在所述第一定位孔内，且具有轴向活动间隙；

所述球型连接部嵌套在所述第二定位孔内。

可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述第一直线电机的机身底端通过第三球铰关节与所述机架连接，所述第二直线电机的机身底端通过第四球铰关节与所述机架连接。

可选地，在上述无人机十字盘机构中，所述第一推杆的端部设置有第一连接件，所述第一连接件的一端与所述第一推杆螺纹连接，另一端设置有所述第二定位孔；

所述第二推杆的端部设置有第二连接件，所述第二连接件的一端与所述第二推杆螺纹连接，另一端设置有所述第二定位孔。

一种无人机，所述无人机中设置有上文中所述的无人机十字盘机构。

可选地，在上述无人机中，所述无人机十字盘机构中的动力装置上设置有上部螺旋桨、下部螺旋桨、用于驱动所述上部螺旋桨转动的第一电机、用于驱动所述下部螺旋桨转动的第二电机，所述第一电机和所述第二电机构成串列电机组或并列电机组。

可选地，所述串列电机组中设置有支座：

所述第二电机为空心轴电机，所述空心轴电机的固定端固定安装在所述支座的上部安装板上，所述空心轴电机的转动端位于所述下部螺旋桨的下方且通过下部桨毂与所述下部螺旋桨连接；

所述第一电机为轴上电机，所述轴上电机的固定端固定安装在所述支座的下部安装板上，所述下部安装板平行布置于所述上部安装板的下方，所述轴上电机的转轴穿过所述空心轴电机的转动端的中轴孔后，通过上部桨毂与所述上部螺旋桨连接。

可选地，所述并列电机组中设置有支座：

所述第一电机为第一并列电机，所述第二电机为第二并列电机，所述第一并列电机和所述第二并列电机并排安装在所述支座上，且位于所述上部螺旋桨和所述下部螺旋桨之间；

所述第一并列电机通过第一减速器与上部桨毂传动连接，所述上部螺旋桨安装在所述上部桨毂上；

所述第二并列电机通过第二减速器与下部桨毂传动连接，所述下部螺旋桨安装在所述下部桨毂上。

一种无人机控制方法，所述无人机控制方法适用于上文中所述的无人机，所述无人机控制方法包括如下步骤：

当所述动力装置的中心轴线需要偏转时，取与所述动力装置的中心轴线垂直的任一平面为初始平面，首先确定偏转后所述动力装置的中心轴线拟达到的方向角ψ和所述动力装置的中心轴线相对于初始平面的倾斜角θ1，并沿所述第一轴线方向和所述第二轴线方向对θ1进行分解，将其分解为θx以及θy，其中sinθx=sinθ1×cosψ，sinθy=sinθ1×sinψ，随后将θx和θy转化为所述第一直线电机和所述第二直线电机的行程指令。

可选地，在上述无人机控制方法中，所述外环和所述内环的初始位置位于所述初始平面内。

可选地，在上述无人机控制方法中，所述第一直线电机和第二直线电机统称为直线电机；

所述第一轴线和所述第二轴线统称为中心转轴；

所述内环驱动连接点和所述外环驱动连接点统称为驱动连接点；

所述内环和所述外环统称为转动环，每个所述转动环的倾斜角β通过如下公式获得：

其中，

l1为所述直线电机的长度，由飞控系统控制，

l2为所述转动环上的驱动连接点到所述转动环的中心转轴的距离，

c为所述直线电机的中轴线所在的铅垂面与所述中心转轴的相交点，

m为所述直线电机在所述机架上的铰接点；

θ为所述内环或所述外环拟达到的倾斜角。

从上述技术方案可以看出，本发明提供的无人机十字盘机构，能够作为万向调节机构应用于旋翼飞行器中，能够通过改变旋翼轴线方向进行飞行控制，从而增强无人机的灵活性。

而且，该无人机十字盘机构中，由于内环驱动连接点位于内环上距离第二轴线最远的位置、外环驱动连接点位于外环上距离第一轴线最远的位置，从而能够获得较大的控制力矩。

此外，该无人机十字盘机构中，通过第一球铰关节能够补偿内环绕第二轴线转动时的横向位移，通过第二球铰关节能够补偿外环绕第一轴线转动时的横向位移，从而能够保证内环和外环的转动灵活性，并且能够保证在调节飞行角度时具有较高的控制精度。

本发明提供的无人机及其控制方法中，采用了两个直线电机，分别用来控制十字盘机构中的内环和外环独立转动，以改变旋翼轴线方向，继而进行飞行控制。其中，直线电机的驱动过程相对舵机更为直接，精准度更高，计算方法更加简单，而且能够保证无人机的控制灵活性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的无人机十字盘机构的整体结构图；

图2为本发明实施例提供的去掉动力装置和机架后的无人机十字盘机构的主要机构图；

图3为本发明实施例提供的球铰关节内的中间接头的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的球铰关节内的中间接头的运动轨迹示意图；

图5为无人机姿态角分解图；

图6为本发明实施例提供的无人机十字盘机构中的部分机构及其几何示意图；

图7为本发明实施例提供的串列电机组和旋翼的组装结构图；

图8为本发明实施例提供的串列电机组的剖视图；

图9和图10为本发明实施例提供的具有串列电机组的无人机的升降控制示意图；

图11和图12为本发明实施例提供的具有串列电机组的无人机的偏航控制示意图；

图13为本发明实施例提供的并列电机组和旋翼的组装结构图；

图14为本发明实施例提供的并列电机组的剖视图；

图15和图16为本发明实施例提供的具有并列电机组的无人机的升降控制示意图；

图17和图18为本发明实施例提供的具有并列电机组的无人机的偏航控制示意图。

具体实施方式

本发明公开了一种无人机及其十字盘机构和控制方法，其采用直线电机来控制十字盘的角度调节，以令驱动过程更为简化和直接，精准度更高，计算方法更加简单，而且能够保证无人机的控制灵活性。

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例提供的无人机控制方法中，采用了一种新型结构的无人机十字盘机构，该无人机十字盘机构包括机架4、外环202、内环201、第一直线电机301、第二直线电机302。其中：

外环202铰接设置在机架4上，可绕第一轴线cd转动；

内环201套设在外环202内，且与外环202铰接，内环201可绕第二轴线ab转动，第二轴线ab与第一轴线cd垂直，动力装置1固定安装在内环201上，用于驱动无人机的旋翼转动；

第一直线电机301包括第一电机本体和由第一电机本体驱动伸缩的第一推杆312，第一电机本体与机架4铰接，第一推杆312的驱动端通过第一球铰关节连接内环201上的内环驱动连接点（可参见为图2中的c）；第一直线电机301用于控制内环201绕第二轴线ab转动，此处所说的“转动”具体是指：第一直线电机301根据控制系统发出的指令，驱动内环201绕第二轴线ab(即图5中的y轴)偏转一定角度；

第二直线电机302包括第二电机本体和由第二电机本体驱动伸缩的第二推杆322，第二电机本体与机架4铰接，第二推杆322的驱动端通过第二球铰关节（可参见图1中的q）连接外环202上的外环驱动连接点（可参见为图2中的a）；第二直线电机302用于控制外环202绕第一轴线cd转动，此处所说的“转动”具体是指：第二直线电机302根据控制系统发出的指令，驱动外环202绕第一轴线cd(即图5中的x轴)偏转一定角度。

当动力装置1的中心轴线需要偏转时，取与动力装置1的中心轴线垂直的任一平面为初始平面：

首先确定偏转后动力装置1的中心轴线拟达到的方向角ψ和动力装置1的中心轴线相对于初始平面的倾斜角θ1，并沿第一轴线cd方向和第二轴线ab方向对θ1进行分解，将其分解为θx以及θy，其中sinθx=sinθ1×cosψ，sinθy=sinθ1×sinψ，随后将θx和θy转化为第一直线电机301和第二直线电机302的行程指令。

从上述技术方案可以看出，本发明提供的无人机控制方法中，采用了两个直线电机，分别用来控制十字盘机构中的内环201和外环202独立转动，以改变旋翼轴线方向，继而进行飞行控制。其中，直线电机的驱动过程相对舵机更为直接，精准度更高，计算方法更加简单，而且能够保证无人机的控制灵活性。

具体地，外环202和内环201的初始位置位于初始平面内。

由于内环驱动连接点(即第一推杆312与内环201的连接点)靠近或位于第一轴线cd上，外环驱动连接点(即第二推杆322与外环202的连接点)靠近或位于第二轴线ab上，可近似认为内环201和外环202的运动相互独立。也就是说，内环201的转动不对外环202及其连接的直线电机的运动产生影响，外环202的转动不对内环201及其连接的直线电机的运动产生影响。

当得出内环201和外环202应倾斜的角度θx以及θy后，将其转化为两直线电机分别的行程。以下以第一直线电机301及转角θx为例，表述电机行程与十字盘转角(即内环转角或外环转角)的相互关系。下述公式同时适用于内环和外环。

请参见图2、图5、图6，直线ab为内环201的转动轴线，c为第一直线电机301的转动轴线所在的铅垂面与直线ab的相交点，p为内环201与第一推杆311的连接点（即上文中所说的内环驱动连接点）。l2为内环驱动连接点（具体可为内环201的最外侧边框）至转动轴线ab的距离，l1为第一直线电机301的长度，由飞控系统控制。m为第一直线电机301在机架4的安装基座上的铰接点，o为点c向安装基座上的投影点，θ为内环201或外环202拟达到的倾斜角。ab（c）、m、o各点位置固定且已知，l2、cm、θ均已知。由图6可得，l1、l2、cm三者所成三角形三边已知，则有

具体地，上文中所说的“内环驱动连接点”位于内环201上距离第二轴线ab最远的位置，从而图2中的r1为最大值；上文中所说的“外环驱动连接点”位于外环202上距离第一轴线cd最远的位置，从而图2中的r2为最大值。

具体地，外环202的一端通过第一铰接关节与机架4铰接，另一端通过第二铰接关节与机架4铰接，第一铰接关节的转动中心和第二铰接关节的转动中心连线构成第一轴线cd，第一轴线cd为外环202相对机架4转动时的旋转中心轴线；而且，内环201的一端通过第三铰接关节与外环202铰接，另一端通过第四铰接关节与外环202铰接，第三铰接关节的转动中心和第四铰接关节的转动中心连线构成第二轴线ab，第二轴线ab与第一轴线cd垂直，第二轴线ab为内环201相对外环202转动时的旋转中心轴线。

可见，该无人机十字盘机构，不仅能够作为万向调节机构应用于旋翼飞行器中，通过改变旋翼轴线方向进行飞行控制，而且，该无人机十字盘机构中，由于内环驱动连接点位于内环201上距离第二轴线ab最远的位置、外环驱动连接点位于外环202上距离第一轴线cd最远的位置，从而能够获得较大的控制力矩。

此外，该无人机十字盘机构中，通过第一球铰关节能够补偿内环201绕第二轴线ab转动时的横向位移，通过第二球铰关节能够补偿外环202绕第一轴线cd转动时的横向位移，从而能够保证内环201和外环202的转动灵活性，并且能够保证在调节飞行角度时具有较高的控制精度。

具体地，上述第一球铰关节和第二球铰关节统称为球铰关节，上述内环驱动连接点和外环驱动连接点统称为驱动连接点，所示第一推杆312和第二推杆322统称为推杆。

具体地，每个球铰关节包括中间接头（具体可参见图3），以及设置在驱动连接点的第一定位孔和设置在推杆端部的第二定位孔。其中：

中间接头为依次固连在一起的圆盘型连接部501、中间连接杆502、球型连接部503；圆盘型连接部501嵌套在第一定位孔内，且具有轴向活动间隙j，j＞0；球型连接部503嵌套在第二定位孔内，且可在第二定位孔内自由转动。

在此需要说明的是，由于圆盘型连接部501嵌套在第一定位孔内，且具有大于零的轴向活动间隙j，j＞0，从而，通过第一球铰关节能够补偿内环201绕第二轴线ab转动时的横向位移，通过第二球铰关节能够补偿外环202绕第一轴线cd转动时的横向位移，从而能够保证内环201和外环202的转动灵活性，并且能够保证在调节飞行角度时具有较高的控制精度。

具体地，上述“轴向活动间隙j”可参见图4，设内环201（或外环202）向上转动至极限位置和向下转动至极限位置时，其偏转角度值均为t：连杆机构带着球型连接部503竖直向上移动距离h时，内环201（或外环202）向上转动至极限位置，此时，圆盘型连接部501在第一定位孔内沿轴向外移动距离为j（即上段中所说的轴向活动间隙j）；同理地，连杆机构带着球型连接部503竖直向下移动距离h时，内环201（或外环202）向下转动至极限位置，此时，圆盘型连接部501在第一定位孔内沿轴向外移动距离为j。

具体地，内环驱动连接点位于内环201的外侧壁（或称为侧边框）上，从而远离第二轴线ab，以获得较大的控制力矩；和/或，外环驱动连接点位于外环202的外侧壁（或称为侧边框）上，从而远离第一轴线cd，以获得较大的控制力矩。

同时，在上述无人机十字盘机构中，内环驱动连接点尽量靠近或位于第一轴线cd上，外环驱动连接点尽量靠近或位于第二轴线ab上，以降低两环转动时产生的相互干扰和耦合。无人机动力装置1的中心轴线需要进行偏转时，通过控制内环驱动连接点和/或外环驱动连接点的位移，即可实现对内环201和/或外环202的转动角度的控制，从而控制无人机动力装置1的中心轴线按照实际情况进行偏转。

具体地，在上述无人机十字盘机构中，第一直线电机301的机身底端通过第三球铰关节311与机架4连接，第二直线电机302的机身底端通过第四球铰关节321与机架4连接。。

而且，在上述无人机十字盘机构中：第一推杆312为设置有外螺纹的螺杆结构，其端部设置有第一连接件313（类似于螺帽结构），第一连接件313的一端与第一推杆312螺纹连接，另一端设置有上述第二定位孔；第二推杆322为设置有外螺纹的螺杆结构，其端部设置有第二连接件323（类似于螺帽结构），第二连接件323的一端与第二推杆322螺纹连接，另一端设置有上述第二定位孔。

此外，本发明具体实施例还提供了一种无人机，该无人机中设置有上文中所说的无人机十字盘机构，采用上文中所说的无人机控制方法。

具体地，该无人机中，在无人机十字盘机构中的动力装置1上设置有上部螺旋桨601、下部螺旋桨602、用于驱动上部螺旋桨601转动的第一电机、用于驱动下部螺旋桨602转动的第二电机，第一电机和第二电机构成串列电机组或并列电机组。

具体地，上述“串列电机组”具体可参见图7至图12，上部螺旋桨601和下部螺旋桨602为共轴反转螺旋桨，分别安装在上部桨毂603和下部桨毂604上，分别由轴上电机701和空心轴电机702驱动转动，以提供无人机飞行所需的升力。

而且，轴上电机701安装在支座8的下部安装板801上，空心轴电机702安装在支座8的上部安装板802上，轴上电机701位于空心轴电机702的正下方，两者转动轴线重合。轴上电机701的转轴711穿过空心轴电机702的中轴孔并带动上部螺旋桨601转动；下部空心轴电机702转轴带动下部螺旋桨602转动。

当无人机需要控制机身绕垂直轴（即螺旋桨转轴）转动时，控制系统对轴上电机701和空心轴电机702的转速分别进行控制，使两者的气动力矩不相等，产生控制机身绕垂直轴转动的力矩。

上部螺旋桨601和下部螺旋桨602旋转时，产生的升力f1、f2及阻力矩t1、t2分别为：

f1=k11n12

f2=k21n22

t1=k12n12

t2=k22n22

上式中，n1、n2分别为轴上电机701和空心轴电机702的转速，k11、k12、k21、k22均为相关系数，由试验测得。

当无人机准备进行上升或下降时，轴上电机701和空心轴电机702同时增大或减小转速，使得总升力增大或减小，同时上部螺旋桨601和下部螺旋桨602产生的力矩相等。

当无人机准备进行绕轴线的转动时，飞控系统计算如下方程：

f1+f2=f10+f20

t1-t2=ta

上式中，f10、f20分别为开始转动前上部螺旋桨601和下部螺旋桨602的升力，ta为进行控制所需产生的力矩，由飞控系统给出。

具体地，上述“并列电机组”具体可参见图13至图18，上部螺旋桨601和下部螺旋桨602为共轴反转螺旋桨,分别安装在上部桨毂603和下部桨毂604上，分别由第一电机901和轴第二电机902驱动，以提供无人机飞行所需的升力。

而且，第一电机901和第二电机902并排安装在支座8上，且位于上部螺旋桨601和下部螺旋桨602之间。第一电机901通过第一减速器903驱动上部桨毂603，第二电机902通过第二减速器904驱动下部桨毂604，从而产生无人机飞行所需升力。

优选地，第一减速器903和第二减速器904可采用齿轮组，以减小占用空间，提高传动精度和转速改变时的响应速度。

当无人机需要控制机身绕垂直轴（即螺旋桨转轴）转动时，控制系统对第一电机901和第二电机902的转速分别进行控制，使两者的气动力矩不相等，产生控制机身绕垂直轴转动的力矩。

上部螺旋桨601和下部螺旋桨602旋转时，产生的升力f1、f2及阻力矩t1、t2分别为：

f1=k11n12

f2=k21n22

t1=k12n12

t2=k22n22

上式中，n1、n2分别为第一电机901和第二电机902的转速，k11、k12、k21、k22均为相关系数，由试验测得。

当无人机准备进行上升或下降时，第一电机901和第二电机902同时增大或减小转速，使得总升力增大或减小，同时上部螺旋桨601和下部螺旋桨602产生的力矩相等。

当无人机准备进行绕轴线的转动时，飞控系统计算如下方程：

f1+f2=f10+f20

t1-t2=ta

上式中，f10、f20分别为开始转动前上部螺旋桨601和下部螺旋桨602的升力，ta为进行控制所需产生的力矩，由飞控系统给出。

最后，需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。