CN103625640A - 多旋翼无人飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多旋翼无人飞行器，包括机身，所述机身的中心设置有中心涵道，该中心涵道的外围呈辐射状地周向均布n个旋翼支撑臂，其中，n≥3；中心涵道的内部同轴安装有中心旋翼组件，该中心旋翼组件包括中心旋翼电机以及与中心旋翼电机输出轴连接的中心旋翼，所述中心旋翼电机固定安装于机身的中心；每一个旋翼支撑臂上均安装有周边旋翼组件，该周边旋翼组件包括周边旋翼电机以及与周边旋翼电机输出轴连接的周边旋翼，所述周边旋翼电机安装于旋翼支撑臂；中心旋翼的尺寸大于周边旋翼，且中心旋翼的转向与周边旋翼的转向相反。因此，本发明气动布局新颖、悬停稳定可靠、负载能力强且易于工程实现。

Description

多旋翼无人飞行器

技术领域

本发明涉及一种面对称布局的多旋翼无人飞行器，属于无人飞行器设计与控制技术领域，可携带各种任务设备，广泛应用于航拍摄影、电力巡检、环境监测、森林防火、灾情巡查、防恐救生、军事侦察、战场评估等领域。

背景技术

多旋翼无人飞行器是一种带有垂直起降、稳定悬停能力的新型旋翼类无人飞行器，相比传统旋翼直升机，其机械结构简化、动力控制简单、旋翼尺寸安全、机动性和自主控制性强，成为新型微小型无人机研究领域的热点之一。该飞行器普遍采用机体中心对称分布的多个正反转向旋翼，通过电能驱动电机带动旋翼产生升力和扭矩，实现飞行器的各向飞行和定点悬停。

近年来，多旋翼无人飞行器从理论研究走向商业应用，相继诞生了一些典型产品。例如，德国MikroKopter研制的MK L4-ME四旋翼飞行器、MK Hexa系列六旋翼飞行器和MK Okto系列八旋翼飞行器，全部采用中心对称的单层旋翼布局；加拿大Draganfly公司研制的多旋翼系列飞行器中，X6、X8分别为六旋翼、八旋翼双层共轴布置，其特点是：支撑臂的末端有两个共轴安装、上下朝向相反的旋翼，二者反向旋转以相互抵消反扭矩。

以色列Sky Sapience公司研制的HoverMast，突破了多旋翼飞行器的常规气动布局，重新定义了各旋翼对飞行性能区分。其中安装在机体中心的共轴双桨旋翼提供飞行主要升力，彼此正反旋转抵消偏航扭矩；中心对称分布的四个较小旋翼用于改变机体姿态。飞行器能源和通信需求通过线缆由地面车载船载等设备提供。该方案共轴双桨旋翼的使用降低了气动性能，车载与船载设备的配合也限制了应用环境。

专利号为LT2012007的《Method of controlling a helicopter with six or more rotors》，采用靠近机体中心两侧对称安装的大旋翼提供主要的升力，而四周中心对称的四个较小旋翼提供机动飞行的额外升力和扭矩，从而提高飞行器负载能力和稳定性。该方案虽能有效提升飞行器负载能力，但旋翼的功能区分还未互相独立，大小旋翼对飞行姿态存在耦合，使得飞行控制更加复杂。

申请号为201210085568.9的《牵引输能源式涵道旋翼飞吊器》，由提供升力为主的大直径主涵道共轴正反转双旋翼和提供机动的小直径涵道旋翼体构成。主涵道内置摆动导风板调控方向和主动式防涡环，小直径旋翼体能实现四自由度运动用于调整方向姿态。其动力来源于有线牵引输送电力或燃料，采用无线遥控。该方案机械结构复杂、驱动设备繁多、控制量纷杂、能源保障受限，且仅适合短距离应用，难以实现高稳定和可靠飞行。

申请号为200610114336.6的《一种多功能飞行器》，其动力装置为中心对称四旋翼和安置在主体内部中空、有底的扁平腔体内的涵道风扇，附加主体下方的行走装置。通过各旋翼的控制形成各向升力（包括四个旋翼产生的升力和中心风扇产生的向下的力），从而实现正常飞行和吸附行走。该方案巧妙利用了力相互作用特性，但实际控制难度较高，难以实现旋翼配合以完成吸附行走。

通过对上述国内外多旋翼飞行器气动布局分析，可以发现：

1）旋翼普遍采用中心对称或者面对称、单层或共轴双层布局，旋翼尺寸一致。该布局在获得美观和可控性的同时，由于机械结构和控制需要，相对较小的旋翼尺寸也限制了飞行器的载荷和悬停性能，使得实用性略打折扣；

2）旋翼功能分区的气动布局，或对称大旋翼或涵道风扇的引入，较好解决了多旋翼负载问题，但也存在着旋翼功能分区不够明确、机械结构复杂、控制参数繁多、工程实现较难、实用性较低的不足；

3）而以稳定悬停执行任务为主的多旋翼飞行器，其旋翼越多负载能力越强，提升飞行器浮空（定点悬停）性能和容错性能，因此在满足控制应用的前提下，可适当增加旋翼的数量，提升飞行器控制可靠性。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种气动布局新颖、悬停稳定可靠、负载能力强且易于工程实现的多旋翼飞行器方案，克服现有方案的不足。

本发明的技术解决方案是：一种多旋翼无人飞行器，包括机身，所述机身的中心设置有中心涵道，该中心涵道的外围呈辐射状地周向均布n个旋翼支撑臂，其中，n≥3；中心涵道的内部同轴安装有中心旋翼组件，该中心旋翼组件包括中心旋翼电机以及与中心旋翼电机输出轴连接的中心旋翼，所述中心旋翼电机固定安装于机身的中心；每一个旋翼支撑臂上均安装有周边旋翼组件，该周边旋翼组件包括周边旋翼电机以及与周边旋翼电机输出轴连接的周边旋翼，所述周边旋翼电机安装于旋翼支撑臂；中心旋翼的尺寸大于周边旋翼，且中心旋翼的转向与周边旋翼的转向相反。

优选地，所述周边旋翼电机安装于旋翼支撑臂的外端。

优选地，所述旋翼支撑臂的外端设置有周边涵道，周边旋翼电机置于该周边涵道的内部。

优选地，所述中心旋翼和周边旋翼处于同一平面。

根据以上的技术方案，相对于现有技术，本发明具有以下的有益效果：

1）中心旋翼位于机身中心，尺寸较大，负载能力增强，对机身仅产生向上的升力和航向反扭矩，减弱了对姿态的影响，强化了旋翼负载功能；

2）周边旋翼用于平衡中心旋翼对机身的反扭矩，同时可产生额外的升力和扭矩作用于机身，实现飞行器姿态控制，强化了旋翼姿态控制功能；

3）两类旋翼功能分割明确，气动性能互不影响，控制方法易于实现，兼顾多旋翼的悬停稳定性和机动性，提升抗风和操控性能；

4）方案机械结构简单、控制思路明晰，易于工程实现。

附图说明

图1为实施例1的具有四个周边旋翼的飞行器立体示意图。

图2为实施例1的“X”型布局俯视示意图（不含起落架）。

图3为实施例1的“十”型布局俯视示意图（不含起落架）。

图4为本发明的实施例2的俯视示意图（不含起落架）。

图5为本发明的实施例3的俯视示意图（不含起落架）。

图6为本发明的实施例4的俯视示意图（不含起落架）。

图中标记名称：1、机身，2、中心涵道，3、旋翼支撑臂，4、中心旋翼电机，5、中心旋翼，6、周边旋翼电机，7、周边旋翼，8、周边涵道，9、起落架。

具体实施方式

附图非限制性地公开了本发明所涉及实施例的结构示意图；以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。

如图1-3所示，本发明的实施例1公开了一种五旋翼浮空飞行器，包括机身1、中心旋翼组件、周边旋翼组件、起落架8。机身1的中心设有中心涵道2，外围辐射状周向均布着旋翼支撑臂3；中心旋翼组件位于所述机身中心涵道2内部且同轴，包含中心旋翼电机4和中心旋翼5；中心旋翼电机4固定于机身中心，中心旋翼5安装于中心旋翼电机4的转轴上并由中心旋翼电机4驱动，为飞行器提供主升力。周边旋翼组件个数为4个，且所有周边旋翼组件的尺寸相同；每个周边旋翼组件包含周边旋翼电机6和周边旋翼7，并通过周边旋翼电机6固连于机身旋翼支撑臂3的外端；周边旋翼7安装于周边旋翼电机6的转轴上并由周边旋翼电机6驱动，为飞行器提供辅助升力和姿态控制力矩。中心旋翼5的尺寸大于每个周边旋翼7的尺寸，所有周边旋翼7的桨型相同、转向一致，中心旋翼5的桨型和转向均与周边旋翼7的相反，从而使整架飞行器的航向扭矩平衡。起落架9固连于机身下方。

所述机身1设有固连于旋翼支撑臂3外端容纳周边旋翼7的周边涵道8。

所述中心旋翼5和周边旋翼7，处于同一平面。

在飞行器的实际飞行中，中心旋翼、周边旋翼分别由中心旋翼电机和周边旋翼电机驱动，通过协调控制每个电机的转速，可实现飞行器的姿态和轨迹控制。其原理如下：

1）升力控制。中心旋翼A用于提供飞行的主要升力；周边旋翼B、C、D、E提供飞行的辅助升力，通过协调增减5个旋翼的转速可改变飞行器的总升力，实现飞行器垂直方向上的悬停和升降控制。

2）航向扭矩平衡。如图2、图3所示，周边旋翼B、C、D、E与中心旋翼A的桨型相反、转向相逆，通过协调5个旋翼的转速，可使中心旋翼A产生的反扭矩与周边旋翼B、C、D、E产生的反扭矩相平衡。

3）姿态控制和轨迹控制。

如图2所示，“X”型布局飞行器的控制方法为：

① 增加周边旋翼D、E的转速，降低周边旋翼B、C的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生前俯力矩，飞行器前倾，实现前飞；反之，降低周边旋翼D、E的转速，增加周边旋翼B、C的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生后仰力矩，飞行器后仰，实现后飞。

② 增加周边旋翼C、D的转速，降低周边旋翼B、E的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生左滚力矩，飞行器左滚转，实现左飞；反之，降低周边旋翼C、D的转速，增加周边旋翼B、E的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生右滚力矩，飞行器右滚转，实现右飞。

③ 增加周边旋翼B、C、D、E的转速，降低中心旋翼A的转速，可在总升力不变的情况下，产生与中心旋翼A同向的偏航控制力矩，图2中为左偏航控制；反之，降低周边旋翼B、C、D、E的转速，增加中心旋翼A的转速，可在总升力不变的情况下，产生与中心旋翼A反向的偏航控制力矩，图2中为右偏航控制，由此实现飞行器的航向控制。

如图3所示，“十”型布局飞行器的控制方法为：

① 增加周边旋翼D的转速，降低周边旋翼B的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生前俯力矩，飞行器前倾，实现前飞；反之，降低周边旋翼D的转速，增加周边旋翼B的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生后仰力矩，飞行器后仰，实现后飞。

② 增加周边旋翼C的转速，降低周边旋翼E的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生左滚力矩，飞行器左滚转，实现左飞；反之，降低周边旋翼C的转速，增加周边旋翼E的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生右滚力矩，飞行器右滚转，实现右飞。

③ 飞行器的航向控制同“X”型布局飞行器。

如图4所示，本发明的实施例2公开的是一种四旋翼浮空飞行器，其中，周边旋翼组件的个数为3。

如图5所示，本发明的实施例3公开的是一种六旋翼浮空飞行器，周边旋翼组件的个数为5。

如图6所示，本发明的实施例4公开的是一种七旋翼浮空飞行器，周边旋翼组件的个数为6。

对于实施例2～4，以及任意1+N旋翼飞行器，其中的“1”代表中心旋翼组件，“N”代表周边旋翼组件的个数，飞行器的飞行控制策略与实例1类似，归纳如下：

1）升力控制。中心旋翼用于提供飞行的主要升力，周边旋翼提供飞行的辅助升力，通过协调增减周边旋翼的转速可改变飞行器的总升力，实现飞行器垂直方向上的悬停和升降控制。

2）航向扭矩平衡。周边旋翼与中心旋翼的桨型相反、转向相逆，通过协调所有旋翼的转速，可使中心旋翼产生的反扭矩与全部周边旋翼产生的反扭矩相平衡。

3）姿态控制和轨迹控制。

① 增加后部周边旋翼的转速，降低前部周边旋翼的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生前俯力矩，飞行器前倾，实现前飞；反之，降低后部周边旋翼的转速，增加前部周边旋翼的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生后仰力矩，飞行器后仰，实现后飞。

② 增加左侧周边旋翼的转速，降低右侧周边旋翼的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生左滚力矩，飞行器左滚转，实现左飞；反之，降低左侧周边旋翼的转速，增加右侧周边旋翼的转速，可在升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生右滚力矩，飞行器右滚转，实现右飞。

③ 增加周边旋翼的转速，降低中心旋翼的转速，可在总升力不变的情况下，产生与中心旋翼同向的偏航控制力矩；反之，降低周边旋翼的转速，增加中心旋翼的转速，可在总升力不变的情况下，产生与中心旋翼反向的偏航控制力矩，由此实现飞行器的航向控制。

Claims (4)

1.一种多旋翼无人飞行器，包括机身，其特征在于：所述机身的中心设置有中心涵道，该中心涵道的外围呈辐射状地周向均布n个旋翼支撑臂，其中，n≥3；中心涵道的内部同轴安装有中心旋翼组件，该中心旋翼组件包括中心旋翼电机以及与中心旋翼电机输出轴连接的中心旋翼，所述中心旋翼电机固定安装于机身的中心；每一个旋翼支撑臂上均安装有周边旋翼组件，该周边旋翼组件包括周边旋翼电机以及与周边旋翼电机输出轴连接的周边旋翼，所述周边旋翼电机安装于旋翼支撑臂；中心旋翼的尺寸大于周边旋翼，且中心旋翼的转向与周边旋翼的转向相反。

2.根据权利要求1所述的多旋翼无人飞行器，其特征在于：所述周边旋翼电机安装于旋翼支撑臂的外端。

3.根据权利要求2所述的多旋翼无人飞行器，其特征在于：所述旋翼支撑臂的外端设置有周边涵道，周边旋翼电机置于该周边涵道的内部。

4.根据1-3任一权利要求所述的多旋翼无人飞行器，其特征在于：所述中心旋翼和周边旋翼处于同一平面。

Images