CN105539829B - 多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种多旋翼飞行器，包括旋翼组件、旋翼支架和旋翼支架基座，旋翼组件活动连接于旋翼支架，旋翼支架活动连接于旋翼支架基座，通过各部件转动调整飞行姿态。在旋翼支架末端和旋翼支架基座内部设有可控限位装置，可以控制旋翼和旋翼支架的转动与固定，改变多旋翼飞行器结构来应对不同飞行任务要求。采用了发动机和电机组成的复合旋翼组件，发挥了发动机动力持久电机响应速度快的优点。本发明的有益效果为：具备多种飞行模式，可以单独使用发动机或同时使用发动机和电机为动力，具备长续航、大负载、快速响应、双动力备份，安全性能高的特点。

Description

多旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种多旋翼飞行器。

背景技术

多旋翼飞行器是一种结构简单、操控灵活、飞行姿态稳定的飞行器。一般常见的有三轴、四轴、六轴、八轴等不同种类。得益于近年来微机电、传感器技术的发展，多旋翼飞行器被广泛应用于航模、空中拍摄平台等领域。多旋翼飞行器通过各类传感器感知飞行状态，并通过微处理器向旋翼电机发出转速指令来调整飞行器的不同飞行姿态。

目前，多旋翼飞行器要想获得稳定的飞行姿态需要各类传感器准确感知飞行器状态，并通过微处理器向响应速度很快的旋翼电机发出转速指令来保持飞行状态稳定，这个过程需要各部件反应非常迅速，才能保持飞行器稳定。其中，传感器、处理器、电机都需要电池供电，特别是提供动力的电机耗电量最大。局限于目前电池技术发展水平，使用电池为动力的多旋翼飞行器普遍续航时间短、负载能力小，这大大限制了多旋翼飞行器的性能表现和应用领域。为解决多旋翼飞行器续航时间短的缺点，人们考虑通过燃料发动机作为动力。但燃料发动机与电机相比，最大的缺点就是响应速度慢，这无法满足迅速控制多旋翼飞行器飞行姿态的要求。除此之外，多旋翼飞行器在发生旋翼故障时，一般的结果就是造成飞行器的坠毁，若飞行器上的货物较贵重甚至于在飞行器上搭载乘客，将造成无法挽回的损失。

目前，多旋翼飞行器的旋翼与旋翼支架大多是固定连接的，旋翼支架与多旋翼飞行器的机身也是固定连接。这种结构的缺点是当一个旋翼出现非人为设定的力的改变时，多旋翼飞行器飞行姿态会有所改变，因为旋翼、旋翼支架、机身是固定连接，其他旋翼的姿态也会发生改变。这样一个旋翼的干扰会影响到其他旋翼，使干扰被放大，多旋翼飞行器的飞行姿态会加速恶化。如果多旋翼飞行器采用电机作为动力，其响应速度非常快，在飞行器姿态失控前完全可以通过电机转速的改变修正这种非预期的改变。但是，如果多旋翼飞行器采用了响应速度慢的发动机作为动力，则无法及时进行响应调整从而导致多旋翼飞行器的失控坠毁。除此之外，固定结构的多旋翼飞行器飞行器，还无法根据飞行任务的不同自动进行飞行器结构转换。

发明内容

本发明的目的在于提供一种多旋翼飞行器以实现多旋翼飞行器续航时间长、负载能力大、响应速度快、较高安全系数的效果。

本发明提供一种多旋翼飞行器，包括旋翼组件、旋翼支架和旋翼支架基座，其特征在于：旋翼组件活动连接于旋翼支架，旋翼支架活动连接于旋翼支架基座。

进一步的，所述旋翼组件包括发动机旋翼组件、电机旋翼组件和复合旋翼组件，所述发动机旋翼组件包括发动机和与发动机装配连接的发动机旋翼，所述电机旋翼组件包括电机和与电机装配连接的电机旋翼，所述复合旋翼组件包括至少一个发动机和至少一个电机，所述发动机和所述电机按照同轴向或平行轴向固定连接，发动机装配连接发动机旋翼，电机装配连接电机旋翼。

进一步的，所述旋翼支架与所述旋翼支架基座铰接，所述旋翼支架与所述旋翼组件铰接，所述旋翼支架与所述旋翼组件铰接位置高于所述旋翼组件的重心。

进一步的，所述旋翼支架末端固定连接有第一限位顶柱，所述第一限位顶柱可卡合于所述旋翼组件上。

进一步的，所述第一限位顶柱的末端设置有第一电磁铁。

进一步的，所述旋翼支架基座上活动连接有第二限位顶柱，所述第二限位顶柱可卡合于所述旋翼支架上。

进一步的，所述第二限位顶柱的一侧边的旋翼支架基座上设置有第二电磁铁。

进一步的，所述第二限位顶柱的底边的旋翼支架基座上设置有第三电磁铁。

进一步的，所述旋翼支架的数量为一个，在所述旋翼支架的两端分别连接所述旋翼组件。

进一步的，所述旋翼支架的数量为多个，多个所述旋翼支架在空间中交叉且都与所述旋翼支架基座连接，在所述旋翼支架的两端分别连接所述旋翼组件。

与现有技术相比，本发明的多旋翼飞行器具有以下特点和优点：

1、本发明的多旋翼飞行器，具备发动机动力的多旋翼飞行器的长续航、大负载能力，还具备电机动力的多旋翼飞行器的快速响应、灵活调整飞行器飞行姿态的特点。

2、本发明的多旋翼飞行器，具备长续航飞行模式、灵活飞行模式和应急飞行模式三种飞行模式的选择。

3、本发明的多旋翼飞行器，可以通过多旋翼飞行器的机身结构的改变来实现调整飞行姿态。

4本发明的多旋翼飞行器采用发动机和电机互为备份动力，安全系数较高。

结合附图阅读本发明的具体实施方式后，本发明的特点和优点将变得更加清楚。

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为本发明实施例中的一种多旋翼飞行器的立体图；

图2为本发明实施例中的一种多旋翼飞行器中的旋翼支架的结构示意图；

图3为本发明实施例中的一种多旋翼飞行器中的旋翼支架基座的结构示意图；

图4为本发明实施例中的一种多旋翼飞行器中的旋翼支架基座、旋翼支架、复合旋翼组件装配示意图；

图5为本发明实施例中的一种多旋翼飞行器受力分析图一；

图6为本发明实施例中的一种多旋翼飞行器受力分析图二；

其中，

1、起落架，21、油箱，22、电池组，3、控制箱，4、旋翼支架基座，41、第二限位顶柱，5、旋翼支架，51、第一铰接轴，52、第一限位顶柱，6、复合旋翼组件，61、发动机，62、电机，63、动力连接基座，64、发动机旋翼，65、电机旋翼，66、第二铰接轴71、第一电磁铁，72、第二电磁铁，73、第三电磁铁。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明予以详细描述。

如图1至图4所示，本实施例提供一种多旋翼飞行器，在起落架1上装配连接有油箱21，油箱上装配连接有电池箱22，电池箱上装配连接有控制箱3，控制箱上装配连接有旋翼支架基座4，旋翼支架基座连接有旋翼支架5，旋翼支架上连接有复合旋翼组件6，复合旋翼组件6包括发动机61和电机62，发动机61和电机62经动力连接基座63装配连接，发动机轴和电机轴位于同一轴线上，发动机轴上装配连接有发动机旋翼64，电机轴上装配连接有电机旋翼65，油箱21与发动机61经输油管路连接，电池组22与电机62经导线电连接，实现了多旋翼飞行器上同时具备发动机61和电机62作为动力，具有发动机动力飞行器的长续航和大负载能力的性能，又具有电机动力飞行器的快速响应灵活调节飞行姿态的特性。在油箱21和电池组22的上方装配连接有控制箱3，控制箱3与电池组22电连接，并与电机62、第一电磁铁71、第二电磁铁72和第三电磁铁73信号连接。通过控制箱3控制电机62的转速以调节多旋翼飞行器的飞行姿态，控制第一电磁铁71、第二电磁铁72和第三电磁铁73配合第一限位顶柱52和第二限位顶柱41以实现多旋翼飞行器结构调整后的卡位固定。在控制箱3的上方还装配连接旋翼支架基座4，旋翼支架基座4上经第一铰接轴51铰接有旋翼支架5，本实施例中的旋翼支架5的数量为两个，复合旋翼组件6的数量为四个，两个所述旋翼支架5在空间中交叉且都与所述旋翼支架基座4铰接，四个所述复合旋翼组件6分别连接在所述旋翼支架5的两端。旋翼支架5经第二铰接轴66铰接连接复合旋翼组件6。第二铰接轴66在竖直位置上高于所述复合旋翼组件6的重心，复合旋翼组件6可以在重力的作用下相对于旋翼支架5旋转，从而依靠多旋翼飞行器机身结构的改变调节飞行姿态。当然，旋翼支架基座4、旋翼支架5和复合旋翼组件6之间还可以固定连接，只是固定连接后它们三者之间的位置就相对固定。本实施例中的旋翼支架基座4、旋翼支架5和复合旋翼组件6相互之间铰接，从而可以实现多旋翼飞行器机身结构的改变，在多旋翼飞行器的飞行姿态受外界干扰力作用时，可以通过多旋翼飞行器机身结构的改变，改变机体的整体受力情况，以调整多旋翼飞行器的飞行姿态。在旋翼支架5上固定连接有第一限位顶柱52，所述第一限位顶柱52可卡合于复合旋翼组件6上。在第一限位顶柱52的末端设置有第一电磁铁71。第一限位顶柱52作用是：在复合旋翼组件6位置低于同旋翼支架对向复合旋翼组件时，并且复合旋翼组件6已经到达垂直于旋翼支架5位置时，限制复合旋翼组件6继续在重力作用下向飞行器内部方向转动，从而保持复合旋翼组件6与旋翼支架5的垂直位置关系。第一电磁铁71作用是其通电可吸附复合旋翼组件6使其转变为固定旋翼组件结构。所述旋翼支架基座4上活动连接有第二限位顶柱41，所述第二限位顶柱41可卡合于所述旋翼支架5上。每根旋翼支架5配有两个第二限位顶柱41，两个第二限位顶柱41分别位于旋翼支架基座的两侧，并分别处于第一铰接轴51前侧和后侧的位置。当第二限位顶柱41弹出时可以固定旋翼支架5限制其转动。所述第二限位顶柱41的一侧边的旋翼支架基座4上设置有第二电磁铁72，在第二限位顶柱41的底边的旋翼支架基座4上设置有第三电磁铁73。控制箱3控制第一电磁铁71、第二电磁铁72、第三电磁铁73的开关，以及基于复合旋翼组件6重力的作用，实现多旋翼飞行器机身的结构的改变，以及机身结构改变之后的限位卡合。

本实施例中的多旋翼飞行器，具有长续航飞行模式、灵活飞行模式和应急飞行模式。长续航飞行模式下，复合旋翼组件6、旋翼支架5可转动，发动机启动，电机不启动。因为复合旋翼组件6、旋翼支架5可转动，在重力、干扰力、控制力的作用下可以自动改变机身结构来响应这些力的改变，从而获得足够的时间辅助配合发动机转速的改变来实现飞行姿态的控制。油箱储备有足够的燃油，发动机可以长时间的工作。长续航飞行模式，适用于对续航要求和载重要求较高但对飞行姿态稳定、操控灵活要求较低的场合，如长途运输、长时间滞空等。灵活飞行模式下，复合旋翼组件6被第一电磁铁71通电吸附固定，不可转动。旋翼支架5被第二限位顶柱41弹出固定，不可转动。同时启动发动机和电机，响应速度慢的发动机提供定值动力，响应速度快的电机提供变量动力，其合动力的值就可以快速变化，从而满足快速响应的目的，兼顾了省电和灵活操控要求。灵活飞行模式适用于对飞行姿态控制要求较高场合，例如精确起降、高速规避障碍物、作为空中拍摄平台等。应急飞行模式下，复合旋翼组件6、旋翼支架5可转动，发动机和电机两套动力互为备份，当其中一套动力出现故障时立即启动另外一套动力执行紧急降落或紧急返航指令。应急飞行模式大大提高了多旋翼飞行器的安全性，特别适合对安全性要求较高的载人飞行、托运贵重物品的场合。

结合图5和图6，描述本实施例中的多旋翼飞行器在长续航模式时通过机身结构的改变来实现调整飞行姿态的过程。为方便描述，本实施例所述多旋翼飞行器两根旋翼支架分别处于X轴和Y轴相互垂直并同处于水平面。如图5所示，以处于X轴的两个对向的复合旋翼为例，说明多旋翼飞行器通过机身结构的改变延Y轴旋转倾向的自稳定过程。处于Y轴的两个对向的复合旋翼延X轴旋转倾向的自稳定过程原理相同。在长续航模式下复合旋翼A、复合旋翼B、旋翼支架5、旋翼支架基座4之间可以相对转动。为方便描述，初始状态复合旋翼A与复合旋翼B的升力相等，分别为F1和F2，多旋翼飞行器处于悬停状态，旋翼支架5处于水平面。当复合旋翼B出现干扰或是人为设定发生力的变化，复合旋翼A升力保持不变时，设F2>F1,旋翼支架5会相对水平面逆时针转动一个角度α。复合旋翼B在绕Y轴旋转力矩方向的分力是F3，F3垂直于旋翼支架5，其大小为F3＝F2*cosα。复合旋翼A因为重力和第一限位顶柱52的作用始终与旋翼支架5保持垂直的关系，其对旋翼支架5产生扭矩的力也始终是F1。干扰刚刚发生时α角度很小，此时F1<F3，随着转动越来越大，α角度也越来越大，cosα则越来越小，从而F3也越来越小。当F3＝F1时复合旋翼A与复合旋翼B对旋翼支架5的扭矩的大小一样，此时旋翼支架5延Y轴的转动趋势趋于动平衡。如图6所示，以处于X轴的两个对向复合旋翼为例，说明多旋翼飞行器通过机身结构的改变延多旋翼飞行器重力方向调整飞行姿态缓冲过程。多旋翼飞行器的机身结构处于可以改变的状态，复合旋翼A、复合旋翼B、旋翼支架5、旋翼支架基座4之间可以相对转动。为方便描述，初始状态复合旋翼A与复合旋翼B的升力相等，分别为F1和F2，多旋翼飞行器处于悬停状态旋，旋翼支架5处于水平面。当复合旋翼A出现干扰或是人为设定发生力的变化，复合旋翼B升力保持不变时，设F1<F2,旋翼支架5会相对水平面逆时针转动一个角度α。复合旋翼A在竖直方向的力变为F1的一个分力F3，F3延重力方向向上。F3＝F1*cosα，α角度越大，cosα越小，可见F3<F1，也就是说复合旋翼A因为发生转动在竖直方向的升力有损失。基于对图5描述的原理，α最终会稳定在一个值，复合旋翼A竖直方向的升力损失也会稳定在一个定值，不再持续恶化。复合旋翼B在重力的作用下始终保持重力方向上，所以复合旋翼B在竖直方向的升力没有损失。传统固定旋翼的多旋翼飞行器，一旦飞行姿态改变，所有的旋翼都会旋转同样角度也都会损失竖直方向的升力，并且如果没有控制箱的及时调整，延Y轴旋转的角度会越来越大直至多旋翼飞行器的失控。由此可以看出，多旋翼飞行器通过机身结构的改变，在减少竖直升力损失旋翼的数量上和稳定竖直升力损失进一步恶化两方面起到了缓冲多旋翼飞行器在重力方向飞行姿态不稳的作用。

当然，上述说明并非是对本发明的限制，本发明也并不仅限于上述举例，本技术领域的技术人员在本发明的实质范围内所做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种多旋翼飞行器，包括复合旋翼组件、旋翼支架和旋翼支架基座，其特征在于：复合旋翼组件活动连接于旋翼支架，旋翼支架活动连接于旋翼支架基座，所述复合旋翼组件包括至少一个发动机和至少一个电机，所述复合旋翼组件包括发动机旋翼组件和电机旋翼组件，所述发动机和所述电机按照同轴向或平行轴向固定连接，发动机装配连接发动机旋翼，电机装配连接电机旋翼；

其中，所述旋翼支架与所述旋翼支架基座铰接，所述旋翼支架与所述复合旋翼组件铰接，所述旋翼支架与所述复合旋翼组件铰接位置高于所述复合旋翼组件的重心；

所述旋翼支架末端固定连接有第一限位顶柱，所述第一限位顶柱能够卡合于所述复合旋翼组件上,所述第一限位顶柱的末端设置有第一电磁铁；

所述旋翼支架基座上活动连接有第二限位顶柱，所述第二限位顶柱卡合于所述旋翼支架上,所述第二限位顶柱的一侧边的旋翼支架基座上设置有第二电磁铁。

2.根据权利要求1的多旋翼飞行器，其特征在于：所述第二限位顶柱的底边的旋翼支架基座上设置有第三电磁铁。

3.根据权利要求1或2所述的多旋翼飞行器，其特征在于：所述旋翼支架的数量为一个，在所述旋翼支架的两端分别连接所述复合旋翼组件。

4.根据权利要求1或2所述的多旋翼飞行器，其特征在于：所述旋翼支架的数量为多个，多个所述旋翼支架在空间中交叉且都与所述旋翼支架基座连接，在所述旋翼支架的两端分别连接所述复合旋翼组件。