CN104973241A - 具有主副多旋翼结构的无人飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种具有主副多旋翼结构的无人飞行器，包括机身(3)、动力系统、传动系统、N个副旋翼轴(5)和N个副旋翼(2)，动力系统位于机身内，副旋翼轴沿着周向间隔安装于机身的外壁上且N个副旋翼轴位于同一水平面内，副旋翼安装于副旋翼轴的末端上，传动系统敷设于副旋翼轴内，并且传动系统一端与动力系统相连而另一端与副旋翼相连以能够驱动副旋翼转动；还包括主旋翼(1)和主旋翼轴(4)，主旋翼轴竖直安装于机身的顶部，主旋翼安装于主旋翼轴顶部，并且主旋翼与传动系统相连以使得主旋翼能够转动，其中，N为不小于3的正整数。该无人飞行器载荷大、航程长、升限高，并且姿态易于控制、悬停稳定可靠。

Description

具有主副多旋翼结构的无人飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体地，涉及一种具有主副多旋翼结构的无人飞行器。

背景技术

机动性较高的无人飞行器，目前主要有单主旋翼无人直升机和多旋翼飞行器。两者的技术都已经很成熟，但各有优缺点。

多旋翼无人飞行器的负载较小，因为没有变距系统，依靠电动机转速变化来改变各旋翼推力从而控制姿态。为了达到稳定的姿态控制效果，使用较短的刚性旋翼，质量小，其转动惯量也较小，从而获得非常快的电机转速响应，机身振动也较小。因此多旋翼无人飞行器易于控制姿态，悬停稳定，抗风能力强，其飞行控制程序也较易实现。目前国内的多旋翼无人飞行器市场发展迅速，飞行控制程序也非常成熟。但较小的旋翼使得多旋翼的推力较小，负载很小，很难搭载大型任务设备。同时电动机需要电源供电，现阶段电池的能量密度远不能和燃油发动机相比。从而带来更大的机身载荷，进一步降低任务载荷。由于没有变距系统，多旋翼无法进行倒飞一类的飞行动作，也无法自旋降落，如果空中发生故障，会直接坠机。

单主旋翼无人直升机通过调节桨距来达到改变推力，旋翼转速变化较小，因此不需要考虑转速响应的问题。可以使用较大的螺旋桨提供大推力，有很大的负载。然而单主旋翼无人机主桨旋转带来的反作用力需要添加尾桨或共轴桨进行平衡。如果是尾桨则会消耗一部分发动机的动力。如果是共轴双旋翼，则设计更加复杂。而在稳定悬停和抗风能力方面，虽然挥舞铰克服了章动性，但仍然存在进动性。因此悬停飞行时定位不稳定，易产生水平横向漂移，抗测风能力有限。而向前飞行时旋翼桨面受的气动力两侧不平衡，遇有强逆向湍流转捩风时容易失衡。综合考虑，直升机在设计原理上仅用一至两个个螺旋桨来调节姿态，与使用多个旋翼的多旋翼飞行器相比难度更高。因此直升机的飞行控制系统更加复杂，成本更高。

发明内容

本发明的目的是提供一种具有主副多旋翼结构的无人飞行器，该具有主副多旋翼结构的无人飞行器载荷大、航程长、升限高，并且姿态易于控制、悬停稳定可靠。

为了实现上述目的，本发明提供了一种具有主副多旋翼结构的无人飞行器，包括机身、动力系统、传动系统、N个副旋翼轴和N个副旋翼，动力系统位于机身内，副旋翼轴沿着周向间隔安装于机身的外壁上且N个副旋翼轴位于同一水平面内，副旋翼安装于副旋翼轴的末端上，传动系统敷设于副旋翼轴内，并且传动系统一端与动力系统相连而另一端与副旋翼相连以能够驱动副旋翼转动；还包括主旋翼和主旋翼轴，主旋翼轴竖直安装于机身的顶部，主旋翼安装于主旋翼轴顶部，并且主旋翼与传动系统相连以使得主旋翼能够转动，其中，N为不小于3的正整数。

优选地，主旋翼的桨叶与副旋翼的桨叶的桨型相反。

优选地，主旋翼的桨叶长度大于副旋翼的桨叶长度。

优选地，无人飞行器还包括设置于主旋翼轴上和副旋翼轴上的总距变距系统，总距变距系统能够协同改变主旋翼和副旋翼的总距。

优选地，在无人飞行器处于升降状态下，副旋翼以及主旋翼均在水平面内转动并且旋转方向相反。

优选地，主旋翼的桨毂处和/或副旋翼的桨毂处设有挥舞铰。

优选地，主旋翼的桨毂处和/或副旋翼的桨毂处还设有与挥舞铰相配合的阻尼器，阻尼器的两端分别连接挥舞铰和桨毂。

优选地，挥舞铰与主旋翼的桨叶和/或副旋翼的桨叶之间设有摆振铰。

优选地，传动系统包括主减速器、主减速器输入轴、副减速器输入轴和副减速器，传动系统依次通过主减速器输入轴和主减速器能够驱动主旋翼旋转；并且，传动系统还依次通过副减速器输入轴、副减速器能够驱动副旋翼旋转。

根据上述技术方案，本发明采用N个尺寸小于主旋翼的水平副旋翼，与多旋翼无人飞行器相比，主旋翼尺寸较大，拥有较高的升力效率；而与单旋翼带尾桨无人直升机相比，在拥有相同的主桨升力效率时，副旋翼在平衡主桨扭矩时还可提供额外的辅助升力；从而解决了传统无人直升机升力效率低的问题。同时，N个副旋翼还可在飞行控制系统的协同操纵下，提高悬停稳定性，增加抗湍流转捩风和侧风能力。

本发明的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

附图是用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本发明，但并不构成对本发明的限制。在附图中：

图1是根据本发明的优选实施方式中的具有主副多旋翼结构的无人飞行器(N＝4时)的结构示意图。

附图标记说明

1-主旋翼                2-副旋翼

3-机身                  4-主旋翼轴

5-副旋翼轴

具体实施方式

以下结合附图对本发明的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本发明，并不用于限制本发明。

在本发明中，在未作相反说明的情况下，“上、下、内、外”等包含在术语中的方位词仅代表该术语在常规使用状态下的方位，或为本领域技术人员理解的俗称，而不应视为对该术语的限制。

参见图1，本发明提供一种具有主副多旋翼结构的无人飞行器，包括机身3、动力系统、传动系统、N个副旋翼轴5和N个副旋翼2，动力系统位于机身3内，副旋翼轴5沿着周向间隔安装于机身3的外壁上且N个副旋翼轴5位于同一水平面内，副旋翼2安装于副旋翼轴5的末端上，传动系统敷设于副旋翼轴内，并且传动系统一端与动力系统相连而另一端与副旋翼2相连以能够驱动副旋翼2转动；还包括主旋翼1和主旋翼轴4，主旋翼轴4竖直安装于机身3的顶部，主旋翼1安装于主旋翼轴4顶部，并且主旋翼1与传动系统相连以使得主旋翼1能够转动，其中，N为不小于3的正整数。

通过上述技术方案，该无人飞行器采用N个尺寸小于主旋翼1的水平副旋翼2，与多旋翼无人飞行器相比，主旋翼1尺寸较大，拥有较高的升力效率；而与单旋翼带尾桨无人直升机相比，在拥有相同的主桨升力效率时，副旋翼2在平衡主旋翼1扭矩时还可提供额外的辅助升力；从而解决了传统无人直升机升力效率低的问题。同时，N个副旋翼2还可在飞行控制系统的协同操纵下，提高悬停稳定性，增加抗湍流转捩风和侧风能力。

在本实施方式中，为了提高无人飞行器飞行时的稳定性，使得副旋翼2能够平衡主旋翼1旋转带来的反作用力，优选地，主旋翼1的桨叶与副旋翼2的桨叶的桨型相反。并且优选在无人飞行器处于升降状态下时，副旋翼2以及主旋翼1均在水平面内转动并且旋转方向相反。

在无人飞行器飞行时，为了使得主旋翼1能够提供足够大的升力，优选主旋翼1的桨叶长度大于副旋翼2的桨叶长度。这样，主旋翼1旋转时就可以提供较大的升力，提高了整个无人飞行器的负载能力。

此外，无人飞行器在飞行过程中，根据实际需要会进行升降、悬停或者航向偏转、前后左右移动等操作，为了实现该技术效果，使得无人飞行器的飞行更加灵活多变，优选地，无人飞行器还包括设置于主旋翼轴4上和副旋翼轴5上的总距变距系统，总距变距系统能够协同改变主旋翼1和副旋翼2的总距。总距，也叫螺距，是飞行器旋翼的桨叶横切面中心线与水平线的夹角角度。这样，通过总距变距系统改变主副旋翼总距使无人直升机升降、悬停，通过协同改变主旋翼和各副旋翼总距使无人直升机航向偏转、前后或左右移动。

在上述飞行过程中，当确定主旋翼为A，副旋翼B、C、D、E方向分别为无人飞行器前、左、后、右四个方向方向时，副旋翼B、C、D、E与主旋翼A的桨型相反且转向相反，通过协调主副旋翼的转速和桨距，可以使主旋翼A产生的反扭矩与副旋翼B、C、D、E产生的反扭矩相互平衡。由于主旋翼A用于提供飞行时的主要升力，副旋翼B、C提供飞行时的辅助升力，通过飞行控制系统协同改变主旋翼A和副旋翼B、C、D、E的总距，使得在副旋翼B、D总距相同，副旋翼C、E总距相同，并且主副旋翼反扭矩平衡的情况下，改变无人飞行器的总升力，实现在机身平衡和航向不变的情况下垂直方向上的悬停和升降控制。

在姿态控制和轨迹控制过程中，保持主旋翼A和副旋翼C、E的总距不变，降低副旋翼B的总距，增大副旋翼D的总距，可以在保持升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生前俯力矩，无人飞行器前倾并向前飞行；反之降低副旋翼D的总距，增大副旋翼B的总距，可以在保持升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生后仰力矩，无人飞行器后仰并向后飞行。保持主旋翼A和副旋翼B、D的总距不变，降低副旋翼C的总距，增大副旋翼E的总距，可以在保持升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生左滚力矩，无人飞行器左滚转并向左飞行；反之降低副旋翼E的总距，增大副旋翼C的总距，可以在保持升力平衡和航向扭矩平衡的情况下产生右滚力矩，无人飞行器右滚转并向右飞行。增加副旋翼B、C、D、E的总距，降低主旋翼A的总距，可以在保持升力平衡的情况下，产生与中心旋翼A旋转方向相同的偏航控制力矩；反之，降低副旋翼B、C、D、E的总距，增加主旋翼A的总距，可以在保持升力平衡的情况下，产生与中心旋翼A旋转方向相反的偏航控制力矩；从而可以控制直升机的航向。

在无人飞行器飞行过程中，当迎面风和桨叶成90度夹角时速度为V+W，当和桨叶成270度夹角时为V-W(V为桨叶圆周速度，W为风速)。由此得知桨叶在旋转一周的受力是不均匀的，这样容易造成飞行不稳定，为了解决这一技术问题，优选地，主旋翼1的桨毂处和/或副旋翼2的桨毂处设有挥舞铰。为了进一步优化挥舞铰的调节作用，优选主旋翼1的桨毂处和/或副旋翼2的桨毂处还设有与挥舞铰相配合的阻尼器，阻尼器的两端分别连接挥舞铰和桨毂。采用这种结构当桨叶上升后，在挥舞铰夹角的作用下迎角减小(螺距减小)，叶片升力开始降低，桨叶下降。反之，桨叶下降，迎角增加，升力上升，桨叶开始上升。

本实施方式中，为了优化该无人飞行器的飞行安全性，防止主旋翼1和/或副旋翼2受损，优选地，挥舞铰与主旋翼1的桨叶和/或副旋翼2的桨叶之间设有摆振铰。这样，摆振铰利用前行时阻力增加，使桨叶自然增加后掠角(即所谓“滞后”，因为桨叶在旋转方向上的角速度低于圆心的旋转速度)，这也变相增加桨叶在气流方向上剖面的长度，加强了减小迎角的作用；在后行时，阻力减小，阻尼器(相当于弹簧)使桨叶恢复的正常位置。

另外，为便于分别控制主旋翼1和副旋翼2的旋转速度，优选地，传动系统包括主减速器、主减速器输入轴、副减速器输入轴和副减速器，传动系统依次通过主减速器输入轴和主减速器能够驱动主旋翼1旋转；并且，传动系统还依次通过副减速器输入轴、副减速器能够驱动副旋翼2旋转。

以上结合附图详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本发明的保护范围。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。

此外，本发明的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本发明的思想，其同样应当视为本发明所公开的内容。

Claims (9)

1.一种具有主副多旋翼结构的无人飞行器，包括机身(3)、动力系统、传动系统、N个副旋翼轴(5)和N个副旋翼(2)，所述动力系统位于所述机身(3)内，所述副旋翼轴(5)沿着周向间隔安装于所述机身(3)的外壁上且所述N个副旋翼轴(5)位于同一水平面内，所述副旋翼(2)安装于所述副旋翼轴(5)的末端上，所述传动系统敷设于所述副旋翼轴内，并且所述传动系统一端与所述动力系统相连而另一端与所述副旋翼(2)相连以能够驱动所述副旋翼(2)转动；其特征在于，还包括主旋翼(1)和主旋翼轴(4)，所述主旋翼轴(4)竖直安装于所述机身(3)的顶部，所述主旋翼(1)安装于所述主旋翼轴(4)顶部，并且所述主旋翼(1)与所述传动系统相连以使得所述主旋翼(1)能够转动，其中，N为不小于3的正整数。

2.根据权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述主旋翼(1)的桨叶与所述副旋翼(2)的桨叶的桨型相反。

3.根据权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述主旋翼(1)的桨叶长度大于所述副旋翼(2)的桨叶长度。

4.根据权利要求1-3中任意一项所述的无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器还包括设置于所述主旋翼轴(4)上和副旋翼轴(5)上的总距变距系统，所述总距变距系统能够协同改变所述主旋翼(1)和副旋翼(2)的总距。

5.根据权利要求4所述的无人飞行器，其特征在于，在所述无人飞行器处于升降状态下，所述副旋翼(2)以及主旋翼(1)均在水平面内转动并且旋转方向相反。

6.根据权利要求4所述的无人飞行器，其特征在于，所述主旋翼(1)的桨毂处和/或所述副旋翼(2)的桨毂处设有挥舞铰。

7.根据权利要求6所述的无人飞行器，其特征在于，所述主旋翼(1)的桨毂处和/或所述副旋翼(2)的桨毂处还设有与所述挥舞铰相配合的阻尼器，所述阻尼器的两端分别连接所述挥舞铰和桨毂。

8.根据权利要求6或7所述的无人飞行器，其特征在于，所述挥舞铰与所述主旋翼(1)的桨叶和/或所述副旋翼(2)的桨叶之间设有摆振铰。

9.根据权利要求1-3中任意一项所述的无人飞行器，其特征在于，所述传动系统包括主减速器、主减速器输入轴、副减速器输入轴和副减速器，所述传动系统依次通过主减速器输入轴和所述主减速器能够驱动所述主旋翼(1)旋转；并且，所述传动系统还依次通过所述副减速器输入轴、副减速器能够驱动所述副旋翼(2)旋转。