[0001] 本发明属于旋翼飞行器技术领域， 尤其涉及一种旋翼控制装置以及具有该旋翼 控制装置的旋翼飞行器。

背景技术

[0002] 当代小型无人旋翼机通常分为两种类型： 多旋翼飞行器和类似于直升机的单旋 翼飞行器。

[0003] 目前， 最常见且应用最广的是多旋翼飞行器， 这类飞行器通常具有 4个或 4个以 上的螺旋桨， 以用于提供升力和控制飞行器的姿态。 其中， 这类飞行器中最常 见的是四旋翼飞行器， 四旋翼飞行器具有四个螺旋桨， 通过调整四个螺旋桨的 平均转速来控制飞行器的飞行高度以及通过调 节各个螺旋桨之间的转速差来控 制飞行器的姿态。 然而， 传统的多旋翼飞行器需要至少 4个电机才能实现对飞行 器的控制， 从空气动力学的角度来看， 其不如传统的直升机或共轴双桨直升机 的气动效率高， 这直接导致相同数量级或动力配置的四旋翼飞 行器的续航吋间 不如传统的直升机。

[0004] 单旋翼飞行器主要分为以下三种类型：

[0005] 第一种单旋翼飞行器共有两个主螺旋桨， 两个螺旋桨共轴旋转且旋转方向相反 。 这种单旋翼飞行器在螺旋桨下方设有倾斜盘结 构， 该倾斜盘结构由伺服装置 控制， 通过该倾斜盘结构周期性的控制一个或两个螺 旋桨的桨距来实现对飞行 器俯仰和横滚两个自由度的控制， 通过调节两个螺旋桨的转速差来控制飞行器 的偏航， 通过调节两个螺旋桨的平均转速或桨距来控制 升力大小进而控制飞行 器的飞行高度。 这种飞行器虽然使用了共轴双桨并提高了飞行 效率， 但是飞行 器的俯仰和横滚姿态控制需要依靠至少两个伺 服电机和倾斜盘结构实现， 多数 倾斜盘结构使用连杆结构实现其结构较为复杂 ， 而且用以驱动倾斜盘的伺服电 机价格也较为昂贵。 因此， 这类飞行器的制造成本高， 旋翼发生碰撞吋容易损 坏倾斜盘结构和伺服电机， 倾斜盘结构损坏后比较难以修复； 另外倾斜盘结构 和伺服电机占用了机身较大的空间， 同时也增加了重量。

[0006] 第二种单旋翼飞行器共有三个螺旋桨， 其中两个为主螺旋桨， 主螺旋桨共轴旋 转且旋转方向相反。 在飞行器的尾部有一个小的螺旋桨， 其旋转轴与主螺旋桨 是平行的。 通过调节两个螺旋桨的转速差来控制飞行器的 偏航， 通过尾桨的螺 旋桨正反转和偏航自由度的配合来控制飞行器 的俯仰和横滚， 通过调节两个螺 旋桨的平均转速或桨距来控制升力大小进而控 制飞行器的飞行高度。 这种飞行 器用一个尾部螺旋桨来代替倾斜盘的功能， 但是由于其俯仰和滚转控制需要偏 航轴不断调整尾部螺旋桨的位置， 这导致了其俯仰和横滚姿态控制速率极低； 另外， 由于尾部的螺旋桨既需要提供向上的推力又需 要提供向下的推力， 所以 其桨叶设计为对称的翼型， 这导致其气动效率很低， 往往需要较大的叶片才能 产生一定的控制力； 此外， 其尾部螺旋桨的支撑杆会暴露于螺旋桨的下洗 气流 之下， 这也使得其损失了一部分的升力。 虽然这类飞行器没有使用倾斜盘和伺 服电机而节省了成本， 但是其俯仰和横滚姿态的控制速率很低， 无论是飞行器 的操控者亦或是自动飞行控制系统都很难达到 对飞行器的精确操作， 所以此类 飞行器主要用于低端的直升机玩具。

[0007] 第三种单旋翼飞行器共有两个螺旋桨， 一个为主旋翼， 一个为尾旋翼， 尾旋翼 的旋转轴与主旋翼垂直， 尾旋翼通过改变转速或改变桨距来抵消主旋翼 的扭矩 并同吋控制飞行器的偏航； 在主旋翼下方设有由伺服装置控制的倾斜盘结 构， 通过该倾斜盘结构来周期性的控制主旋翼的桨 距来实现对飞行器俯仰和横滚两 个自由度上的控制。 然而， 这种飞行器和第一种单旋翼飞行器一样， 都采用了 倾斜盘结构和至少两个伺服电机来控制飞行器 的俯仰和滚转姿态， 伹是其使用 了一个和主旋翼轴垂直的尾螺旋桨来抵消主旋 翼的扭矩和控制偏航， 这使得这 种飞行器同样也具有第一种单旋翼飞行器的缺 点， 即倾斜盘和用于控制倾斜盘 的伺服电机都容易损坏且较难维护； 此外， 其这种飞行器与第二种单旋翼飞行 器一样， 都具有用于支撑尾部电机的支撑杆， 尾螺旋桨支撑杆会暴露于螺旋桨 的下洗气流之下， 这也使得其损失了一部分的升力。

[0008] 对于上述各种传统旋翼飞行器的控制方式， 多旋翼飞行器至少需要四个电机才 能实现对飞行器的控制， 而其续航时间短且气动效率低； 单旋翼飞行器不但需 要驱动其主旋翼转动的电机， 而且还需要倾斜盘和至少两个伺服电机才能完 成 姿态控制， 然而其结构较为复杂。 为此， 为了使单旋翼飞行器结构简单并能实 现姿态控制， 专利 （公开号为 WO2014/150526) 中公开了一种微型飞行器的被动 旋翼控制机构， 具体公开了利用轮轴将驱动电机的动力传递至 一对螺旋桨的叶 片上， 以实现飞行器的姿态控制， 并在轮轴与螺旋桨之间分别安装了一对铰链 。 然而， 这种结构却存在着如下缺陷： 由于铰链轴线不与动力主轴垂直， 导致 在螺旋桨围绕铰链摆动吋， 螺旋桨的重心与动力主轴之间的距离发生了变 化， 因此， 螺旋桨所受的向心力会与螺旋桨受到的控制力 相耦合， 尤其在高转速下 该螺旋桨所受的向心力远远大于电机可以产生 的最大控制力矩， 这直接导致了 在高转速下螺旋桨叶片气动攻角变化过小难以 产生更大的控制力矩。 而且， 专 利 （公幵号为 WO2014/150526) 中所提供的测试参数曲线也证实了这一问题， 即 在其横轴为转速及纵轴为力矩的图表曲线中可 以看出， 其控制力矩过早的到达 力矩平台期， 同时耦合也给控制系统的精确控制带来了不利 的影响。

技术问题

[0009] 本发明的目的在于提供一种旋翼控制装置， 旨在解决现有技术中单旋翼飞行器 的螺旋桨容易产生向心力耦合现象的技术问题 。

问题的解决方案

技术解决方案

[0010] 本发明是这样实现的， 一种旋翼控制装置， 包括：

[0011] 伺服装置， 设有动力主轴；

[0012] 动力传递组件， 包括动力输入轴、 第一输出轴和第二输出轴， 所述第一输出轴 与所述第二输出轴同轴固定连接， 且与所述动力输入轴相垂直， 所述动力输入 轴与所述动力主轴固定连接；

[0013] 固定架， 与所述动力主轴同轴连接；

[0014] 沿所述固定架的径向同轴设置的第一螺旋桨和 第二螺旋桨， 所述第一螺旋桨固 定于所述固定架上并与所述第一输出轴固定连 接， 所述第二螺旋桨固定于所述 固定架上并与所述第二输出轴固定连接； 其中， 所述第一螺旋桨的径向轴线与 所述第一螺旋桨的转动轴线平行， 所述第一螺旋桨的转动轴线与所述动力主轴 垂直， 所述第二螺旋桨的径向轴线与所述第二螺旋桨 的转动轴线平行， 所述第 二螺旋桨的转动轴线与所述动力主轴垂直；

[0015] 其中， 所述伺服装置产生的周期性旋转角加速度而导 致了周期性的转矩变化， 该周期性的转矩变化经所述动力传递组件传递 至所述第一螺旋桨和所述第二螺 旋桨， 通过控制所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨的 桨距变化来实现对飞行器 俯仰和横滚自由度的控制。

[0016] 进一步地， 所述固定架包括固定安装所述第一螺旋桨和所 述第二螺旋桨的安装 圆环以及设置于所述安装圆环内并设有安装孔 的支架部， 所述动力主轴穿过所 述安装孔与所述动力输入轴固定连接。

[0017] 进一步地， 所述旋翼控制装置还包括限制所述动力主轴与 所述固定架相对位移 且为环状的柔性元件， 所述柔性元件固定于所述动力主轴与所述安装 孔的孔壁 之间。

[0018] 进一步地， 所述第一螺旋桨包括固定安装于所述安装圆环 上并与所述第一输出 轴同轴固定连接的第一传动轴以及与所述第一 传动轴固定连接的第一叶片； 所 述第二螺旋桨包括固定安装于所述安装圆环上 并与所述第二输出轴同轴固定连 接的第二传动轴以及与所述第二传动轴固定连 接的第二叶片。

[0019] 进一步地， 所述动力传递组件还包括具有动力输入端和动 力输出端的万向节机 构以及与所述万向节机构连接并设有所述第一 输出轴和所述第二输出轴的安装 框， 其中， 所述动力输入轴设置于所述万向节机构的动力 输入端， 所述第一输 出轴设置于所述万向节机构的动力输出端。

[0020] 进一步地， 所述万向节机构为普通万向节、 准等速万向节、 等速万向节、 十字 轴式万向节、 双联式万向节、 三轴式万向节、 球笼式万向节、 球差式万向节或 者绕性万向节。

[0021] 进一步地， 所述动力传递组件还包括与所述动力输入轴同 轴固定连接的第一齿 轮、 转动安装于所述第一输出轴上的第二齿轮以及 固定安装于所述第二输出轴 上并与所述第二齿轮位于所述第一齿轮相对两 侧的第三齿轮， 所述第二齿轮和 所述第三齿轮与所述第一齿轮啮合。

[0022] 进一步地， 所述伺服装置包括： [0023] 电机， 具有所述动力主轴；

[0024] 旋转位置传感器， 固定连接于所述电机并用于检测所述电机转动 的相对位置； [0025] 控制系统， 接收所述旋转位置传感器的相对位置信号并控 制所述电机， 以使所 述电机的角加速度产生周期性变化。

[0026] 进一步地， 所述控制系统包括姿态控制器和电机控制器；

[0027] 所述姿态控制器接收飞行员的命令信号和来自 惯性量测单元的飞行器姿态信号 , 根据预先设定的程序算法生成一控制指令并将 所述控制指令发送给电机控制 器；

[0028] 所述电机控制器接收所述姿态控制器的控制指 令和所述旋转位置传感器提供的 位置信号， 并生成驱动所述电机运转的驱动信号， 所述驱动信号与所述电机控 制器驱动所述电机的固有驱动信号叠加以控制 所述第一螺旋桨和所述第二螺旋 桨的桨距变化。

[0029] 进一步地， 所述驱动信号为一正弦驱动信号， 匀速转动的所述电机接收到所述 正弦驱动信号而发生周期性角加速度变化； 所述正弦驱动信号的相位决定了所 述桨距变化于所述飞行器坐标系中的位置。

[0030] 进一步地， 所述旋转位置传感器为磁传感器、 霍尔传感器或者光电码盘。

[0031] 本发明还提供了一种旋翼飞行器， 包括旋翼控制装置， 所述旋翼控制装置为上 述旋翼控制装置。

发明的有益效果

有益效果

[0032] 本发明相对于现有技术的技术效果是： 该旋翼控制装置利用所述固定架连接所 述动力主轴与所述第一螺旋桨和所述第二螺旋 桨， 使得所述第一螺旋桨的径向 轴线与所述第一螺旋桨的转动轴线平行以及使 得所述第二螺旋桨的径向轴线与 所述第二螺旋桨的转动轴线平行， 且所述第一螺旋桨的转动轴线与所述动力主 轴垂直以及所述第二螺旋桨的转动轴线与所述 动力主轴垂直， 这种连接关系避 免了驱动所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨发 生桨距变化的力与所述第一螺旋 桨和所述第二螺旋桨所受的向心力之间发生耦 合现象， 保证了该旋翼控制装置 可以精确高效地控制所述第一螺旋桨和所述第 二螺旋桨的桨距变化， 而且也使 得具有该旋翼控制装置的旋翼飞行器可以获得 更大的俯仰和横滚控制力矩。 对附图的简要说明

附图说明

[0033] 为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案， 下面将对本发明实施例或现有技 术描述中所需要使用的附图作简单地介绍， 显而易见地， 下面所描述的附图仅 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。

[0034] 图 1是本发明一实施例提供的旋翼控制装置的立� �图；

[0035] 图 2是图 1中旋翼控制装置的局部分解图；

[0036] 图 3是图 2中动力传递组件的结构图；

[0037] 图 4是本发明另一实施例提供的旋翼控制装置的� �体图；

[0038] 图 5是图 4中旋翼控制装置的局部分解图；

[0039] 图 6本发明实施例提供的旋翼控制装置在飞行器� �标系中的俯视图；

[0040] 图 7是本发明实施例提供的第一螺旋桨和旋转起� �位置的夹角与飞行器角加速 度的关系图；

[0041] 图 8是本发明实施例提供的第一螺旋桨和第二螺� �桨的桨距与夹角 A的关系图； [0042] 图 9是本发明实施例提供的旋翼控制装置的控制� �分的框图。

[0043] 主要元件符号说明：

[]

[Si]

发明实施例

本发明的实施方式

[0044] 为了使本发明的目的、 技术方案及优点更加清楚明白， 以下结合附图及实施例 , 对本发明进行进一步详细说明。 应当理解， 此处所描述的具体实施例仅仅用 以解释本发明， 并不用于限定本发明。

[0045] 请参照图 1至图 5, 本发明实施例提供的旋翼控制装置包括：

[0046] 伺服装置 10, 设有动力主轴 120;

[0047] 动力传递组件 20， 包括动力输入轴 21、 第一输出轴 22和第二输出轴 23 , 所述第 一输出轴 22与所述第二输出轴 23同轴固定连接， 且与所述动力输入轴 21相垂直 , 所述动力输入轴 21与所述动力主轴 120固定连接；

[0048] 固定架 30, 与所述动力主轴 120同轴连接；

[0049] 沿所述固定架 30的径向同轴设置的第一螺旋桨 40和第二螺旋桨 50, 所述第一螺 旋桨 40固定于所述固定架 30上并与所述第一输出轴 22固定连接， 所述第二螺旋 桨 50固定于所述固定架 30上并与所述第二输出轴 23固定连接； 其中， 所述第一 螺旋桨 40的径向轴线与所述第一螺旋桨 40的转动轴线平行， 所述第一螺旋桨 40 的转动轴线与所述动力主轴 120垂直 , 所述第二螺旋桨 50的径向轴线与所述第二 螺旋桨 50的转动轴线平行， 所述第二螺旋桨 50的转动轴线与所述动力主轴 120垂 直；

[0050] 其中， 所述伺服装置 10产生的周期性旋转角加速度而导致了周期性� ��转矩变化 ， 该周期性的转矩变化经所述动力传递组件 20传递至所述第一螺旋桨 40和所述 第二螺旋桨 50, 通过控制所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50的桨距变化来 实现对飞行器俯仰和横滚自由度的控制。

[0051] 本发明实施例提供的旋翼控制装置利用所述固 定架 30连接所述动力主轴 120与 所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50， 使得所述第一螺旋桨 40的径向轴线与 所述第一螺旋桨 40的转动轴线平行以及使得所述第二螺旋桨 50的径向轴线与所 述第二螺旋桨 50的转动轴线平行， 且所述第一螺旋桨 40的转动轴线与所述动力 主轴 120垂直以及所述第二螺旋桨 50的转动轴线与所述动力主轴 120垂直， 这种 连接关系避免了驱动所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50发生桨距变化的力 与所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50所受的向心力之间发生耦合现象， 保 证了该旋翼控制装置可以精确高效地控制所述 第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 5 0的桨距变化， 而且也使得具有该旋翼控制装置的旋翼飞行器 可以获得更大的俯 仰和横滚控制力矩。

[0052] 在该实施例中， 所述第一输出轴 22和所述第二输出轴 23可以是同一轴的两部分 或者通过连接结构而同轴固定的两段轴， 所述第一输出轴 22和所述第二输出轴 2 3的连接方式可以为其他任意结构， 以同轴固定连接为准即可。

[0053] 在该实施例中， 所述固定架 30成圆环状， 所述伺服装置 10的动力主轴 120沿所 述固定架 30的轴向设置， 所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50沿所述固定架 3 0的径向设置， 且所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50的轴线与所述动力主轴 120的轴线垂直相交。

[0054] 运行过程中， 所述伺服装置 10产生周期性旋转角加速度变化， 并将该角加速度 变化导致了周期性的转矩变化， 而该周期性的转矩变化经所述动力主轴 120通过 所述动力传递主机传递至所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋浆 50， 从而带动所 述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50绕所述动力主轴 120的轴向旋转而发生桨距 变化， 由此实现对所述飞行器俯仰和横滚两个自由度 的控制， 结构简单且气动 效率高。

[0055] 请参照图 1、 图 2、 图 4和图 5 , 进一步地， 所述固定架 30包括固定安装所述第一 螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50的安装圆环 32以及设置于所述安装圆环 32内并设 有安装孔 35的支架部 34, 所述动力主轴 120穿过所述安装孔 35与所述动力输入轴 21固定连接。 所述安装圆环 32与所述支架部 34由一体成型而制成。 所述支架部 3 4包括设有所述安装孔 35的连接环 36以及多个沿所述连接环 36外壁突出延伸至所 述安装圆环 32内壁上的连接杆 37， 所述安装孔 35、 所述连接环 36与所述安装圆 环 32同轴设置， 且所述安装孔 35的孔径远小于所述安装圆环 32的孔径。 所述动 力传递组件 20收容于所述安装圆环 32的环内以与所述第一螺旋桨 40和所述第二 螺旋桨 50连接， 从而实现动力传递。

[0056] 本发明实施例提供的旋翼控制装置利用所述伺 服装置 10的动力主轴 120穿过所 述安装孔 35固定连接于所述动力输入轴 21， 并由所述动力传递组件 20的所述第 一输出轴 22和所述第二输出轴 23分别固定连接于所述第一螺旋桨 40和所述第二 螺旋桨 50， 同吋， 利用所述安装圆环 32固定所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋 桨 50， 以限制所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50之间出现相对转动而发生 向心力耦合现象。 所述伺服装置 10驱动所述动力主轴 120转动时， 所述动力主轴 120通过所述动力传递组件 20带动所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50旋转 , 以改变所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50的桨距。

[0057] 请参照图 2和图 5， 进一步地， 所述旋翼控制装置还包括限制所述动力主轴 120 与所述固定架 30相对位移且为环状的柔性元件 50, 所述柔性元件 50固定于所述 动力主轴 120与所述安装孔 35的孔壁之间。 利用所述柔性元件 50限制所述动力主 轴 120与所述固定架 30之间的相对转动， 并将其相对转动角度控制在一定角度范 围， 优选地， 最大相对位移不超过 180°。 在该实施例中， 所述柔性元件 50为圆环 状且与所述固定架 30同轴。

[0058] 请参照图 1至图 5， 进一步地， 所述第一螺旋桨 40包括固定安装于所述安装圆环 32上并与所述第一输出轴 22同轴固定连接的第一传动轴 42以及与所述第一传动 轴 42固定连接的第一叶片 44; 所述第二螺旋桨 50包括固定安装于所述安装圆环 3 2上并与所述第二输出轴 23同轴固定连接的第二传动轴 52以及与所述第二传动轴 52固定连接的第二叶片。 所述第一传动轴 42的两端分别固定所述第一输出轴 22 和所述第一叶片 44, 所述第二传动轴 52的两端分别固定所述第二输出轴 23和所 述第二叶片， 所述第一传动轴 42、 所述第一输出轴 22、 所述第二输出轴 23和所 述第二传动轴 52同轴固定连接。 通过将所述第一传动轴 42和所述第二传动轴 52 分别固定于所述安装圆环 32上， 以使所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50与 所述固定架 30随所述动力主轴 120的转动而旋转， 避免所述第一螺旋桨 40和所述 第二螺旋桨 50之间产生向心力耦合现象。 在该实施例中， 所述第一叶片 44和所 述第二叶片结构相同。

[0059] 请参照图 1至图 3， 进一步地， 所述动力传递组件 20还包括具有动力输入端 242 和动力输出端 244的万向节机构 24以及与所述万向节机构 24连接并设有所述第一 输出轴 22和所述第二输出轴 23的安装框 25， 其中， 所述动力输入轴 21设置于所 述万向节机构 24的动力输入端 242， 所述第一输出轴 22设置于所述万向节机构 24 的动力输出端 244。 所述安装框 25位于所述第一输出轴 22和所述第二输出轴 23之 间， 且所述安装框 25、 所述第一输出轴 22和所述第二输出轴 23由一体成型而制 成。 所述万向节机构 24位于所述安装框 25与所述动力主轴 120之间， 且所述万向 节的动力输出端 244连接于所述第一输出轴 22, 所述动力输入端 242通过所述动 力输入轴 21连接于所述动力主轴 120 , 以由所述伺服装置 10带动所述万向节机构 24转动， 从而带动所述安装框 25、 所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50做旋 转运动。

[0060] 所述伺服装置 10的动力主轴 120产生角加速度吋， 所述动力主轴 120会与所述固 定架 30之间产生扭转力矩并产生相对位移， 所述万向节机构 24将这一相对位移 传递到与所述动力主轴 120垂直的第一传动轴 42和所述第二传动轴 52上， 并带动 所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50气动攻角的变化， 进而产生控制力矩， 从而实现对飞行器俯仰和横滚两个自由度的控 制。

[0061] 在该实施例中， 所述万向节机构 24为普通万向节、 准等速万向节、 等速万向节 、 十字轴式万向节、 双联式万向节、 三轴式万向节、 球笼式万向节、 球差式万 向节或者绕性万向节。 在其他实施例中， 所述万向节机构 24也可以是其他类型 的万向节， 此处不一一枚举。

[0062] 请参照图 4和图 5， 进一步地， 所述动力传递组件 20还包括与所述动力输入轴 21 同轴固定连接的第一齿轮 26、 转动安装于所述第一输出轴 22上的第二齿轮 27以 及固定安装于所述第二输出轴 23上并与所述第二齿轮 27位于所述第一齿轮 26相 对两侧的第三齿轮 28, 所述第二齿轮 27和所述第三齿轮 28与所述第一齿轮 26啮 合。 所述第一传动轴 42、 所述第一输出轴 22、 所述第二齿轮 27、 所述第三齿轮 2 8、 所述第二输出轴 23和所述第二传动轴 52同轴设置， 所述第二齿轮 27和所述第 三齿轮 28相对设置于所述第一齿轮 26的两侧并均与所述第一齿轮 26啮合。 所述 第一输出轴 22与所述第二齿轮 27固定连接且与所述第二齿轮 27的转动轴同轴， 所述第二输出轴 23穿过所述第三齿轮 28并与第二传动轴 52同轴固定连接， 所述 第三齿轮 28与所述第二输出轴 23可相对转动。 在该实施例中， 所述第一输出轴 2 2和所述第二输出轴 23为同一轴的两段。

[0063] 所述伺服装置 10的动力主轴 120产生角加速度吋， 所述动力主轴 120会与所述固 定架 30之间产生扭转力矩并产生相对位移， 所述第一齿轮 26与所述第二齿轮 27 和所述第三齿轮 28啮合并将这一相对位移传递到与所述动力主� �� 120垂直的第一 传动轴 42和所述第二传动轴 52上， 并带动所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 5 0气动攻角的变化， 进而产生控制力矩， 从而实现对飞行器俯仰和横滚两个自由 度的控制。

[0064] 在该实施例中， 所述动力传递组件 20可以是其他类型的联轴器或者柔性抗疲劳 材料。

[0065] 请参照图 1至图 5以及图 9， 进一步地， 所述伺服装置 10包括： [0066] 电机 12， 具有所述动力主轴 120;

[0067] 旋转位置传感器 14, 固定连接于所述电机 12并用于检测所述电机 12转动的相对 位置；

[0068] 控制系统 16， 接收所述旋转位置传感器 14的相对位置信号并控制所述电机 12， 以使所述电机 12的角加速度产生周期性变化。

[0069] 本发明实施例提供的旋翼控制装置通过使用一 个电机 12完成对飞行器俯仰和横 滚姿态的控制， 不但减轻了重量和制造成本， 大大延长了续航时间， 并可搭载 更大的有效载荷， 同时还提高了可靠性。

[0070] 本发明实施例提供的旋翼控制装置利用控制系 统 16使电机 12产生周期性变化的 角加速度， 该变化的角加速度使得所述电机 12主轴与所述固定架 30之间的力矩 变化， 而由于所述电机 12主轴与所述固定架 30之间通过所述柔性元件 50相连接 ， 这样， 力矩变化会使所述电机 12的动力主轴 120与所述固定架 30之间产生相对 位移， 这一相对位移通过动力传递组件 20传递至所述第一输出轴 22和所述第二 输出轴 23， 并通过与所述第一输出轴 22固定连接的第一传动轴 42以及与所述第 二输出轴 23固定连接的第二传动轴 52直接改变所述第一螺旋桨 40和所述第二螺 旋桨 50的桨距。

[0071] 在该实施例中， 所述旋转位置传感器 14可以获取所述第一螺旋桨 40和所述第二 螺旋桨 50相对飞行器坐标系的位置信号， 所述旋转位置传感器 14为磁传感器、 霍尔传感器或者光电码盘。

[0072] 请参照图 1至图 5以及图 9， 进一步地， 所述控制系统 16包括姿态控制器 162和电 机控制器 164;

[0073] 所述姿态控制器 162接收飞行员的命令信号和来自惯性量测单元 15的飞行器姿 态信号， 根据预先设定的程序算法生成一控制指令并将 所述控制指令发送给电 机控制器 164;

[0074] 所述电机控制器 164接收所述姿态控制器 162的控制指令和所述旋转位置传感器 14提供的位置信号， 并生成驱动所述电机 12运转的驱动信号， 所述驱动信号与 所述电机控制器 164驱动所述电机 12的固有驱动信号叠加以控制所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50的桨距变化。 [0075] 在该实施例中， 驱动所述电机 12运转的驱动信号包括维持飞行器平均升力的� �� 均转速信号以及控制飞行器俯仰和横滚姿态的 使所述电机 12产生周期性角加速 度变化的信号。

[0076] 请参照图 6至图 8， 进一步地， 所述驱动信号为一正弦驱动信号， 匀速转动的所 述电机 12接收到所述正弦驱动信号而发生周期性角加� ��度变化； 所述正弦驱动 信号的相位决定了所述桨距变化于所述飞行器 坐标系中的位置。

[0077] 在该实施例中， 所述正弦驱动信号与所述固有驱动信号叠加， 当匀速转动的电 机 12接收到该正弦驱动信号时， 所述电机 12的转速会产生周期性的变化， 这种 转速变化会产生角加速度的变化， 而角加速度的变化会使通过所述柔性元件 50 连接的所述动力主轴 120与所述固定架 30之间产生力矩变化， 这样， 所述动力主 轴 120与所述固定架 30之间会产生相对位移 , 这一相对位移通过动力传递组件 20 传递至所述第一输出轴 22和所述第二输出轴 23, 并通过与所述第一输出轴 22和 所述第二输出轴 23固连的所述第一传动轴 42和所述第二传动轴 52直接改变了所 述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50的桨距。

[0078] 该正弦驱动信号的幅值决定了桨距变化的大小 ， 从而决定了作用于所述飞行器 上控制力矩的大小。 所述正弦驱动信号的相位决定了控制力矩作用 于所述飞行 器上的方向， 即飞行器控制力矩的大小和方向可控， 从而实现了对飞行器俯仰 和横滚两个自由度的控制。 同吋， 该正弦驱动信号的相位决定了所述第一螺旋 桨 40和所述第二螺旋桨 50桨距变化在飞行器坐标系中的位置。

[0079] 在其他实施例中， 所述驱动信号可以是任意方式的信号， 以使电机能产生所需 大小的角加速度为准。

[0080] 以下以一个工作周期 （即所述第一螺旋桨 40旋转 360°) 为例说明该旋翼控制装 置的工作方式：

[0081] 图 6为本发明实施例提供的旋翼控制装置的俯视� �， 图中将所述飞行器分为如 图所示的四个象限， 这四个象限视为飞行器坐标系， 在该飞行器坐标系中， 规 定所述第一螺旋桨 40轴线与所述第一象限起始位置的夹角 A为电机控制器 164的 位置参考值， 运动过程中， 所述第一螺旋桨 40沿逆吋针方向旋转且与起始位置 的夹角 A变化范围为 -45°-315°。 假设所述飞行器需要向前飞行， 此吋所述电机 12 接收到所述电机控制器 164的驱动信号后而发生角加速度变化如图 7的曲线所示

[0082] 请参照图 6至图 8， 当所述第一螺旋桨 40的轴线与起始位置的夹角 A小于 135°时 , 所述电机 12的角加速度为正值， 此吋， 所述动力主轴 120与所述固定架 30之间 产生正向位移， 该正向位移由动力传递组件 20传递至所述第一输出轴 22和所述 第二输出轴 23， 再由与所述第一输出轴 22和所述第二输出轴 23相固连的第一传 动轴 42和所述第二传动轴 52传递至所述第一螺旋桨 40的第一叶片 44和所述第二 螺旋桨 50的第二叶片上， 所述第一螺旋桨 40的桨距为负值， 而所述第二螺旋桨 5 0的桨距为正值。 由于当所述第一螺旋桨 40与起始位置的夹角 A在 135°以内时， 所述第一螺旋桨 40的桨距均为负值， 所述第二螺旋桨 50的桨距均为正值， 因此 , 位于所述第一象限和所述第二象限的第一螺旋 桨 40会产生向下的升力， 而位 于所述第三象限和所述第四象限的第二螺旋桨 50会产生向上的升力， 这样， 所 述飞行器会受到一合力向前方的扭转力矩。

[0083] 请参照图 6至图 8， 当所述第一螺旋桨 40的轴线与起始位置的夹角 A为 135°吋， 所述电机 12的角加速度为零， 所述动力主轴 120与所述固定架 30之间不存在相对 位移， 此时， 所述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50的桨距均为零， 因此， 所 述第一螺旋桨 40和所述第二螺旋桨 50所产生的升力大小和方向均相同。

[0084] 请参照图 6至图 8， 当所述第一螺旋桨 40的轴线与起始位置的夹角 A位于 135°与 3 15°之间吋， 所述电机 12的角加速度为负值， 此时， 所述动力主轴 120与所述固定 架 30之间产生负向位移， 该负向位移由动力传递组件 20传递至所述第一输出轴 2 2和所述第二输出轴 23 , 再由与所述第一输出轴 22和所述第二输出轴 23相固连的 第一传动轴 42和所述第二传动轴 52传递至所述第一螺旋桨 40的第一叶片 44和所 述第二螺旋桨 50的第二叶片上， 所述第一螺旋桨 40的桨距为正值， 而所述第二 螺旋桨 50的桨距为负值。 由于当所述第一螺旋桨 40与起始位置的夹角 A在 135°以 内时， 所述第一螺旋桨 40的桨距均为正值， 所述第二螺旋桨 50的桨距均为负值 , 因此， 位于所述第一象限和所述第二象限的第二螺旋 桨 50会产生向下的升力 , 而位于所述第三象限和所述第四象限的第一螺 旋桨 40会产生向上的升力， 这 样， 所述飞行器会受到一合力向前方的扭转力矩。 [0085] 因此， 在一个工作周期内， 所述飞行器受到来自本发明实施例提供的旋翼 控制 装置的一个合力向前方的扭转力矩， 在该扭转力矩的控制下飞行器即可完成向 前飞行的动作。

[0086] 本发明实施例提供的旋翼飞行器包括旋翼控制 装置， 所述旋翼控制装置为上述 旋翼控制装置。 该实施例提供的旋翼控制装置与上述各实施例 提供的旋翼控制 装置具有相同的结构和特征， 而且所起作用相同， 在此不赘述。

[0087] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已， 并不用以限制本发明， 凡在本发明的 精神和原则之内所作的任何修改、 等同替换和改进等， 均应包含在本发明的保 护范围之内。

[0088]