CN112429228A - 一种多扑旋翼航空器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多扑旋翼航空器，包括：机身，支撑组件和扑旋翼组件，且扑旋翼组件包括四组扑旋翼装置，四组扑旋翼装置两两对称分别通过支撑组件设于机身两侧，每组扑旋翼装置均包括公转主轴、转臂、自转主轴、转动轮、驱动部、旋翼部、拉动部、刹车制动件和旋翼框架，通过公转主轴、转臂、自转主轴、转动轮、驱动部、旋翼部、拉动部、刹车制动件和旋翼框架之间的联动配合，从而使扑旋翼装置中公转主轴带动转臂和自转主轴进行公转，转动轮的设置还使得自转主轴在公转的过程中还能够进行自转，从而带动旋翼部进行自转，且在自转的过程中利用连续转动的翼片产生向上的升力，为航空器起飞和空中悬停提供较大的升力。

Description

一种多扑旋翼航空器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，更具体的说是涉及一种多扑旋翼航空器。

背景技术

扑旋翼航空器是一种模仿鸟类飞行而制造的航空器，它用像飞鸟翅膀那样扑动的翼面产生升力和拉力，目前，国内外虽然有很多专家学者都对扑旋翼航空器的飞行方式进行了大量的研究和试验，但是，由于现有的许多扑旋翼航空器在旋翼上行和下行运转过程中会导致产生的升力抵消，使得扑旋翼航空器的发展仍然存在许多技术困难，因而也就造成现有的扑旋翼航空器产生升力的稳定性差，安全性低，而且灵活性差，不能自由改变航空器的飞行方向。

因此，提供一种设计合理，结构简单，易于操作，方便控制，灵活性好，能保证航空器顺利起飞和空中悬停的多扑旋翼航空器是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决现有技术中的上述技术问题之一，提供了一种设计合理，结构简单，易于操作，方便控制，灵活性好，能保证航空器顺利起飞和空中悬停的多扑旋翼航空器。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种多扑旋翼航空器，包括：

机身；

支撑组件，所述支撑组件包括四组支撑架，四组支撑架两两对称布置在所述机身两侧，并沿所述机身向外侧伸出，且所述支撑架的一端与所述机身固定连接；每组所述支撑架均包括前支撑架和后支撑架，所述前支撑架和所述后支撑架分别设于靠近所述机身头部和所述机身尾部处，所述前支撑架和所述后支撑架沿所述机身轴向相对布置，且所述前支撑架轴线和所述后支撑架轴线平行布置；

扑旋翼组件，所述扑旋翼组件包括四组扑旋翼装置，四组所述扑旋翼装置与四组所述支撑架对应设置，每组所述扑旋翼装置均包括：

公转主轴，所述公转主轴的两端分别穿过所述前支撑架和所述后支撑架，并与所述前支撑架和所述后支撑架转动连接，且所述公转主轴的轴线与所述机身的轴线平行布置；

转臂，所述转臂设于所述公转主轴上靠近所述公转主轴端部位置，且所述转臂的一端与所述公转主轴垂直且固定连接；

自转主轴，所述自转主轴设于所述转臂的另一端，所述自转主轴与所述转臂垂直且固定连接，且所述自转主轴的轴线与所述公转主轴的轴线平行布置；

转动轮，所述转动轮包括第一转动轮和第二转动轮，所述第一转动轮设于所述公转主轴的一端，且所述第一转动轮通过连接件与所述后支撑架或所述前支撑架固定连接，且所述公转主轴穿过所述第一转动轮的圆心并与所述第一转动轮转动连接；所述第二转动轮对应设于所述自转主轴的一端，并与所述自转主轴同心布置且固定连接，且所述第二转动轮与所述第一转动轮端面平行布置，所述第一转动轮和所述第二转动轮通过链条连接，且所述第一转动轮和所述第二转动轮的内径比为1:2；

驱动部，所述驱动部包括驱动电机、主动轮和从动轮，所述驱动电机固定连接在所述后支撑架上，所述驱动电机的输出轴与所述主动轮传动连接，所述主动轮和所述从动轮啮合连接，所述从动轮设于所述公转主轴一端，并与所述公转主轴同心布置且固定连接；

旋翼部，所述旋翼部包括中心轴、轴承、转动盘和翼片，所述中心轴的一端垂直且固定连接在所述自转主轴上，所述轴承转动连接在所述中心轴上，所述转动盘固定连接在所述轴承的圆周侧壁上，所述翼片的一端设于所述转动盘的圆周面上，并与所述转动盘固定连接，所述翼片为上翼面和下翼面均呈弧形的双凸对称翼型，且所述翼片的前缘较厚，后缘较薄；

控制组件，所述控制组件设于所述机身内部，所述控制组件与所述驱动电机电连接，用于控制所述驱动电机的开关及速度。

经由上述的技术方案可知，与现有技术方案相比，本发明公开提供了一种多扑旋翼航空器，该航空器机身两侧对称布置有四组扑旋翼装置，利用扑旋翼装置中公转主轴的公转，能够带动转臂和自转主轴进行公转，同时，扑旋翼装置中第一转动轮和第二转动轮的设置还使得自转主轴在公转的过程中还能够进行自转，从而使得设于自转主轴上的旋翼部能够随着自转主轴的自转进行自转，且在自转的过程中能够利用连续转动的翼片产生向上的升力，从而为航空器起飞和空中悬停提供较大的升力，且四组扑旋翼装置的设置能够为航空器飞行提供持续稳定的升力，提高航空器运行的安全性；操控四组扑旋翼装置产生不同的升力能使该多扑旋翼航空器获得不同的飞行姿态。本发明的一种多扑旋翼航空器，不仅设计合理，结构简单，易于操作，方便控制，而且运行效率较高，灵活性强，能够有效保证航空器的顺利起飞和空中悬停，具有良好的应用前景。

进一步的，所述转臂包括前转臂和后转臂，所述前转臂和所述后转臂分别位于靠近所述前支撑架和所述后支撑架处，且所述前转臂轴线和所述后转臂轴线平行布置；所述第一转动轮和所述第二转动轮分别设于所述公转主轴和所述自转主轴上靠近所述后转臂一端。

采用上述技术方案产生的有益效果是，使得该多扑旋翼航空器中扑旋翼装置的结构更加紧凑，且稳定性更强。

进一步的，所述扑旋翼装置还包括拉动部，所述拉动部包括拉动翼片和迎角调节机构，所述拉动翼片前缘较厚，后缘较薄，且所述拉动翼片为上翼面和下翼面均呈弧形的双凸翼型结构，所述拉动翼片转动连接在所述前转臂上，且所述拉动翼片的前缘朝向所述机身的头部，所述迎角调节机构设于所述公转主轴和所述前转臂之间，并与所述公转主轴和所述前转臂固定连接，所述迎角调节机构用于驱动所述拉动翼片围绕所述前转臂倾转；

所述迎角调节机构包括第一调节套筒、迎角调节电机、第一调节锥齿轮、第二调节锥齿轮、传动轴、圆柱齿轮和第二调节套筒；所述第一调节套筒沿所述拉动翼片轴向穿过所述拉动翼片，且固定在所述拉动翼片内部，所述第一调节套筒的两端分别穿过所述拉动翼片的两端，且所述第一调节套筒的一端具有轮齿；所述迎角调节电机固定在所述公转主轴上，且所述迎角调节电机输出轴与所述第一调节锥齿轮传动连接；所述第二调节套筒固定在所述前转臂上，所述传动轴穿过所述第二调节套筒两端并与所述第二调节套筒通过轴承转动连接，所述传动轴的两端分别固定有所述第二调节锥齿轮和所述圆柱齿轮，所述第二调节锥齿轮与所述第一调节锥齿轮啮合，所述圆柱齿轮与所述第一调节套筒一端的轮齿啮合；

所述控制组件与所述迎角调节电机电连接，控制所述迎角调节电机驱动所述第一调节锥齿轮转动，并依次带动所述第二调节锥齿轮、所述传动轴、所述圆柱齿轮和所述第一调节套筒旋转，进而带动所述拉动翼片围绕所述前转臂倾转。

采用上述技术方案产生的有益效果是，能够通过调节迎角调节电机来调节拉动翼片的的倾转角度，进而调节该多扑旋翼航空器的飞行方向，从而提高了该多扑旋翼航空器的灵活性。

进一步的，所述扑旋翼装置还包括刹车制动件和光电检测开关，所述刹车制动件和所述光电检测开关均设于所述前支撑架或所述后支撑架上，并与所述前支撑架或所述后支撑架固定连接，所述刹车制动件和所述光电检测开关均与所述控制组件电连接；所述公转主轴侧壁上形成有定位孔，所述定位孔与所述刹车制动件和所述光电检测开关对应设置，所述光电检测开关用于检测所述转动盘和所述翼片的旋转面，当所述光电检测开关检测到所述转动盘和所述翼片的旋转面为水平状态时，所述光电检测开关将检测信号发送给所述控制组件，所述控制组件控制所述刹车制动件作用于所述定位孔。

采用上述技术方案产生的有益效果是，在航空器飞行过程中，如果发生故障等紧急情况，或需要节能飞行时，可利用刹车制动件和光电检测开关使公转主轴停止公转，且保持其中一个旋翼部的转动面处于水平状态，从而保证旋翼部能够为飞行中的航空器提供稳定的升力，提高旋翼部的缓冲性能。

进一步的，所述刹车制动件包括制动电机、制动杆、固定杆、压缩弹簧和驱动杆，所述制动电机固定在所述前支撑架或所述后支撑架上，所述制动电机的输出端设有制动轮，所述制动杆的一端固定连接在所述制动轮的圆周侧壁上；所述固定杆的一端垂直固定在所述前支撑架或所述后支撑架上，另一端向外侧伸出，所述压缩弹簧的一端固定连接在所述固定杆的中部，另一端与所述驱动杆的一端固定连接，所述驱动杆的另一端与所述定位孔相对布置，所述制动杆的另一端固定在所述驱动杆的中部；所述控制组件与所述制动电机电连接，用于控制所述制动电机。

采用上述技术方案产生的有益效果是，当自转主轴上旋翼部的转动盘和翼片的旋转面处于水平状态时，光电检测开关将检测到处于水平状态的信号发送给控制组件，控制组件控制制动电机使制动轮和制动杆转动，从而带动压缩弹簧伸缩，进而使驱动杆嵌入公转主轴上的定位孔内，使公转主轴停止转动，从而实现对扑旋翼装置的刹车制动。

进一步的，每组所述扑旋翼装置中所述前转臂和所述后转臂均为多个，且多个所述前转臂或多个所述后转臂均匀布置在同一圆周面上，与多个所述前转臂和多个所述后转臂对应布置的所述自转主轴有多个，与多个所述自转主轴对应设置的所述旋翼部有多个。

采用上述技术方案产生的有益效果是，能够保证公转主轴在公转的过程中，自转主轴能够围绕公转主轴做半转自转，且在自转主轴自转和公转过程中，旋翼部中的翼片能够通过高速旋转为航空器提供持续稳定的升力。

进一步的，每组所述扑旋翼装置中所述前转臂和所述后转臂均为三个，三个所述前转臂或三个所述后转臂均匀布置在同一圆周面上，且任意相邻的两个所述前转臂或所述后转臂之间的夹角为120°，与三个所述前转臂和三个所述后转臂对应布置的所述自转主轴有三个，与三个所述自转主轴对应设置的所述旋翼部有三个。

采用上述技术方案产生的有益效果是，能够有效提高驱动电机的传动效率，减少不必要的能量消耗，同时为飞行器提供持续、稳定、较大的升力。

进一步的，所述第一转动轮和所述第二转动轮均为链轮、伞齿轮和同步轮中的一种。

采用上述技术方案产生的有益效果是，能够有效实现该航空器中扑旋翼装置的自由半转式运动，同时还提高了该装置在运行过程中的安全性。

进一步的，每个所述旋翼部中所述翼片有多个，多个所述翼片均匀布置在所述转动盘的圆周面上，且多个所述翼片的前缘方向相同。

进一步的，所述翼片采用的型号为NACA0012翼型或NACA0016翼型中的一种。

采用上述技术方案产生的有益效果是，能够有效保证翼片在连续转动的过程中持续产生较大的升力。

进一步的，每个所述旋翼部包括两个同轴布置的所述转动盘，两个所述转动盘上均设有翼片，且上层所述转动盘上的所述翼片前缘方向与下层所述转动盘上的所述翼片前缘方向相反。

采用上述技术方案产生的有益效果是，不仅使得该航空器中扑旋翼装置的结构更加紧凑，还使得航空器在双层翼片的转动作用下能够受到更大的升力，同时，双层翼片中前缘方向相反的设置使得翼片在转动过程中能够抵消由于翼片转动而作用于中心轴上的扭力。

进一步的，所述扑旋翼装置还包括旋翼框架，所述旋翼框架设于所述自转主轴上并与所述自转主轴固定连接，所述旋翼框架位于所述旋翼部外部，用于防护所述旋翼部免受气流较大冲击力。

采用上述技术方案产生的有益效果是，能够有效防护旋翼部免受气流冲击，从而延长旋翼部的使用寿命，进而提高该航空器运行过程中的安全性。

进一步的，还包括起落组件，所述起落组件包括起落架和滑动轮，所述起落架设于所述机身的底端面上，且所述起落架的一端与所述机身铰接，另一端设有滑动轮，所述滑动轮通过连接件与所述起落架转动连接。

采用上述技术方案产生的有益效果是，能够保证该航空器的顺利起飞和降落。

进一步的，还包括机翼和尾翼，所述机翼为两块，两块所述机翼对称设于所述机身两侧顶侧壁上，并与所述机身固定连接，且所述机翼位于所述前支撑架和所述后支撑架上方，并与所述前支撑架和所述后支撑架保持较大距离；所述尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，所述垂直尾翼和所述水平尾翼均设于所述机身尾部，并与所述机身固定连接，所述垂直尾翼用于调节所述机身的俯仰角度，所述水平尾翼用于调节所述机身头部的方向；所述控制组件与所述垂直尾翼和所述水平尾翼电连接，用于控制所述垂直尾翼和所述水平尾翼。

采用上述技术方案产生的有益效果是，能够调节该航空器飞行过程中的俯仰角度和左右转动方向，进而提高该航空器的灵活性。特别是当扑旋翼组件失去动力后该航空器可以通过控制所述垂直尾翼和所述水平尾翼安全迫降。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍。

图1附图为本发明提供的一种多扑旋翼航空器的结构示意图；

图2附图为本发明提供的一种多扑旋翼航空器中扑旋翼装置的结构示意图；

图3附图为本发明提供的一种多扑旋翼航空器中旋翼部的结构示意图；

图4附图为本发明提供的一种多扑旋翼航空器中具有双层翼片的旋翼部的结构示意图；

图5附图为本发明提供的一种多扑旋翼航空器的仰视图；

图6附图为本发明提供的一种多扑旋翼航空器中拉动部的结构示意图；

图7附图为本发明提供的一种多扑旋翼航空器中刹车制动件的局部放大图。

其中：1-机身，2-支撑架，21-前支撑架，22-后支撑架，3-扑旋翼装置，31-公转主轴，32-转臂，321-前转臂，322-后转臂，33-自转主轴，34-转动轮，341-第一转动轮，342-第二转动轮，35-驱动部，351-驱动电机，352-主动轮，353-从动轮，36-旋翼部，361-中心轴，362-轴承，363-转动盘，364-翼片，37-拉动部，371-拉动翼片，372-迎角调节机构，3721-第一调节套筒，3722-迎角调节电机，3723-第一调节锥齿轮，3724-第二调节锥齿轮，3725-传动轴，3726-圆柱齿轮，3727-第二调节套筒，38-刹车制动件，381-制动电机，382-制动杆，383-固定杆，384-压缩弹簧，385-驱动杆，39-旋翼框架，4-起落组件，41-滑动轮，5-机翼，6-尾翼，61-垂直尾翼，62-水平尾翼。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体 ；可以是机械连接，也可以是电连接 ；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明公开了一种多扑旋翼航空器，包括：

机身1；

支撑组件，支撑组件包括四组支撑架2，四组支撑架2两两对称布置在机身1两侧，并沿机身1向外侧伸出，且支撑架2的一端与机身1固定连接；每组支撑架2均包括前支撑架21和后支撑架22，前支撑架21和后支撑架22分别设于靠近机身1头部和机身1尾部处，前支撑架21和后支撑架22沿机身1轴向相对布置，且前支撑架21轴线和后支撑架22轴线平行布置；

扑旋翼组件，扑旋翼组件包括四组扑旋翼装置3，四组扑旋翼装置3与四组支撑架2对应设置，每组扑旋翼装置3均包括：

公转主轴31，公转主轴31的两端分别穿过前支撑架21和后支撑架22，并与前支撑架21和后支撑架22转动连接，且公转主轴31的轴线与机身1的轴线平行布置；

转臂32，转臂32设于公转主轴31上靠近公转主轴31端部位置，且转臂32的一端与公转主轴31垂直且固定连接；

自转主轴33，自转主轴33设于转臂32的另一端，自转主轴33与转臂32垂直且固定连接，且自转主轴33的轴线与公转主轴31的轴线平行布置；

转动轮34，转动轮34包括第一转动轮341和第二转动轮342，第一转动轮341设于公转主轴31的一端，且第一转动轮341通过连接件与后支撑架22或前支撑架21固定连接，且公转主轴31穿过第一转动轮341的圆心并与第一转动轮341转动连接；第二转动轮342对应设于自转主轴33的一端，并与自转主轴33同心布置且固定连接，且第二转动轮342与第一转动轮341端面平行布置，第一转动轮341和第二转动轮342通过链条连接，且第一转动轮341和第二转动轮342的内径比为1:2；

驱动部35，驱动部35包括驱动电机351、主动轮352和从动轮353，驱动电机351固定连接在后支撑架22上，驱动电机351的输出轴与主动轮352传动连接，主动轮352和从动轮353啮合连接，从动轮353设于公转主轴31一端，并与公转主轴31同心布置且固定连接；

旋翼部36，旋翼部36包括中心轴361、轴承362、转动盘363和翼片364，中心轴361的一端垂直且固定连接在自转主轴33上，轴承362转动连接在中心轴361上，转动盘363固定连接在轴承362的圆周侧壁上，翼片364的一端设于转动盘363的圆周面上，并与转动盘363固定连接，翼片364为上翼面和下翼面均呈弧形的双凸对称翼型，且翼片364的前缘较厚，后缘较薄；

控制组件，控制组件设于机身1内部，控制组件与驱动电机351电连接，用于控制驱动电机351的开关及速度。

根据本发明的一个可选实施例，转臂32包括前转臂321和后转臂322，前转臂321和后转臂322分别位于靠近前支撑架21和后支撑架22处，且前转臂321轴线和后转臂322轴线平行布置；第一转动轮341和第二转动轮342分别设于公转主轴31和自转主轴33上靠近后转臂322一端，从而使得该多扑旋翼航空器中扑旋翼装置的结构更加紧凑，且稳定性更强

根据本发明的一个可选实施例，扑旋翼装置3还包括拉动部37，拉动部37包括拉动翼片371和迎角调节机构372，拉动翼片371前缘较厚，后缘较薄，且拉动翼片371为上翼面和下翼面均呈弧形的双凸翼型结构，拉动翼片371转动连接在前转臂321上，且拉动翼片371的前缘朝向机身1的头部，迎角调节机构372设于公转主轴31和前转臂321之间，并与公转主轴31和前转臂321固定连接，迎角调节机构372用于驱动拉动翼片371围绕前转臂321倾转；

迎角调节机构372包括第一调节套筒3721、迎角调节电机3722、第一调节锥齿轮3723、第二调节锥齿轮3724、传动轴3725、圆柱齿轮3726和第二调节套筒3727；第一调节套筒3721沿拉动翼片371轴向穿过拉动翼片371，且固定在拉动翼片371内部，第一调节套筒3721的两端分别穿过拉动翼片371的两端，且第一调节套筒3721的一端具有轮齿；迎角调节电机3722固定在公转主轴31上，且迎角调节电机3722输出轴与第一调节锥齿轮3723传动连接；第二调节套筒3727固定在前转臂321上，传动轴3725穿过第二调节套筒3727两端并与第二调节套筒3727通过轴承362转动连接，传动轴3725的两端分别固定有第二调节锥齿轮3724和圆柱齿轮3726，第二调节锥齿轮3724与第一调节锥齿轮3723啮合，圆柱齿轮3726与第一调节套筒3721一端的轮齿啮合；

控制组件与迎角调节电机3722电连接，控制迎角调节电机3722驱动第一调节锥齿轮3723转动，并依次带动第二调节锥齿轮3724、传动轴3725、圆柱齿轮3726和第一调节套筒3721旋转，进而带动拉动翼片371围绕前转臂321倾转；从而能够通过调节迎角调节电机来调节拉动翼片的的倾转角度，进而调节该多扑旋翼航空器的飞行方向，提高了该多扑旋翼航空器的灵活性。

根据本发明的一个可选实施例，扑旋翼装置3还包括刹车制动件38和光电检测开关，刹车制动件38和光电检测开关均设于前支撑架21或后支撑架22上，并与前支撑架21或后支撑架22固定连接，刹车制动件38和光电检测开关均与控制组件电连接；公转主轴31侧壁上形成有定位孔，定位孔与刹车制动件38和光电检测开关对应设置，光电检测开关用于检测转动盘363和翼片364的旋转面，当光电检测开关检测到转动盘363和翼片364的旋转面为水平状态时，光电检测开关将检测信号发送给控制组件，控制组件控制刹车制动件38作用于定位孔；从而使得航空器在飞行过程中，如果发生故障等紧急情况，或需要节能飞行时，可利用刹车制动件和光电检测开关使公转主轴停止公转，且保持其中一个旋翼部的转动面处于水平状态，从而保证旋翼部能够为飞行中的航空器提供稳定的升力，提高旋翼部的缓冲性能。

具体地，刹车制动件38包括制动电机381、制动杆382、固定杆383、压缩弹簧384和驱动杆385，制动电机381固定在前支撑架或后支撑架上，制动电机381的输出端设有制动轮，制动杆382的一端固定连接在制动轮的圆周侧壁上；固定杆383的一端垂直固定在前支撑架或后支撑架上，另一端向外侧伸出，压缩弹簧384的一端固定连接在固定杆383的中部，另一端与驱动杆385的一端固定连接，驱动杆385的另一端与定位孔相对布置，制动杆382的另一端固定在驱动杆385的中部；控制组件与制动电机381电连接，用于控制制动电机381；从而使得当自转主轴上旋翼部的转动盘和翼片的旋转面处于水平状态时，光电检测开关将检测到处于水平状态的信号发送给控制组件，控制组件控制制动电机使制动轮和制动杆转动，从而带动压缩弹簧伸缩，进而使驱动杆嵌入公转主轴上的定位孔内，使公转主轴停止转动，从而实现对扑旋翼装置的刹车制动。

根据本发明的一个可选实施例，每组扑旋翼装置3中前转臂321和后转臂322均为三个，且三个前转臂321或三个后转臂322均匀布置在同一圆周面上，且任意相邻的两个前转臂321或后转臂322之间的夹角为120°，与三个前转臂321和三个后转臂322对应布置的自转主轴33有三个，与三个自转主轴33对应设置的旋翼部36有三个；从而能够有效提高驱动电机的传动效率，减少不必要的能量消耗，同时为飞行器提供持续、稳定、较大的升力。

根据本发明的一个可选实施例，第一转动轮341和第二转动轮342均为链轮，从而能够有效实现该航空器中扑旋翼装置的自由半转式运动，同时还提高了该装置在运行过程中的安全性。

根据本发明的一个可选实施例，每个旋翼部36中翼片364有四个，四个翼片364均匀布置在转动盘363的圆周面上，且四个翼片364的前缘方向相同；具体地，翼片364采用的型号为NACA0012翼型，从而能够有效保证翼片在连续转动的过程中持续产生较大的升力。

根据本发明的一个可选实施例，每个旋翼部36包括两个同轴布置的转动盘363，两个转动盘363上均设有翼片364，且上层转动盘363上的翼片364前缘方向与下层转动盘363上的翼片364前缘方向相反，从而不仅使得该航空器中扑旋翼装置的结构更加紧凑，还使得航空器在双层翼片的转动作用下能够受到更大的升力，同时，双层翼片中前缘方向相反的设置使得翼片在转动过程中能够抵消由于翼片转动而作用于中心轴上的扭力。

根据本发明的一个可选实施例，扑旋翼装置3还包括旋翼框架39，旋翼框架39设于自转主轴33上并与自转主轴33固定连接，旋翼框架39位于旋翼部36外部，用于防护旋翼部36免受气流较大冲击力，从而能够有效防护旋翼部免受气流冲击，延长旋翼部的使用寿命，进而提高该航空器运行过程中的安全性。扑旋翼装置3还包括旋翼的预旋系统，采用遥控器控制，自动离合，在该多扑旋翼航空器未起飞之前预先让装有翼片的转动轮转动起来，作用类似于自转旋翼机的预旋装置。

根据本发明的一个可选实施例，还包括起落组件4，起落组件4包括起落架和滑动轮41，起落架设于机身1的底端面上，且起落架的一端与机身1铰接，另一端设有滑动轮41，滑动轮41通过连接件与起落架转动连接，从而能够保证该航空器的顺利起飞和降落。

根据本发明的一个可选实施例，还包括机翼5和尾翼6，机翼5为两块，两块机翼5对称设于机身1两侧顶侧壁上，并与机身1固定连接，且机翼5位于前支撑架21和后支撑架22上方，并与前支撑架21和后支撑架22保持较大距离；尾翼6包括垂直尾翼61和水平尾翼62，垂直尾翼61和水平尾翼62均设于机身1尾部，并与机身1固定连接，垂直尾翼61用于调节机身1的俯仰角度，水平尾翼62用于调节机身1头部的方向；控制组件与垂直尾翼61和水平尾翼62电连接，用于控制垂直尾翼61和水平尾翼62；从而能够调节该航空器飞行过程中的俯仰角度和左右转动方向，进而提高该航空器的灵活性。特别是当扑旋翼组件失去动力后该航空器可以通过控制所述垂直尾翼61和所述水平尾翼62安全迫降。

本发明的一种多扑旋翼航空器，通过在航空器机身两侧对称布置有四组扑旋翼装置，利用扑旋翼装置中公转主轴的公转，能够带动转臂和自转主轴进行公转，同时，扑旋翼装置中第一转动轮和第二转动轮的设置还使得自转主轴在公转的过程中还能够进行自转，从而使得设于自转主轴上的旋翼部能够随着自转主轴的自转进行自转，且在自转的过程中能够利用连续转动的翼片产生向上的升力，从而为航空器起飞和空中悬停提供较大的升力，且四组扑旋翼装置的设置能够为航空器飞行提供持续稳定的升力，提高航空器运行的安全性；操控四组扑旋翼装置产生不同的升力能使该多扑旋翼航空器获得不同的飞行姿态。本发明的一种多扑旋翼航空器，不仅设计合理，结构简单，易于操作，方便控制，而且运行效率较高，灵活性强，能够有效保证航空器的顺利起飞和空中悬停，具有良好的应用前景。

Claims (10)

1.一种多扑旋翼航空器，其特征在于，包括：

机身（1）；

支撑组件，所述支撑组件包括四组支撑架（2），四组所述支撑架（2）两两对称布置在所述机身（1）两侧，并沿所述机身（1）向外侧伸出，且所述支撑架（2）的一端与所述机身（1）固定连接；每组所述支撑架（2）均包括前支撑架（21）和后支撑架（22），所述前支撑架（21）和所述后支撑架（22）分别设于靠近所述机身（1）头部和所述机身（1）尾部处，所述前支撑架（21）和所述后支撑架（22）沿所述机身（1）轴向相对布置，且所述前支撑架（21）轴线和所述后支撑架（22）轴线平行布置；

扑旋翼组件，所述扑旋翼组件包括四组扑旋翼装置（3），四组所述扑旋翼装置（3）与四组所述支撑架（2）对应设置，每组所述扑旋翼装置（3）均包括：

公转主轴（31），所述公转主轴（31）的两端分别穿过所述前支撑架（21）和所述后支撑架（22），并与所述前支撑架（21）和所述后支撑架（22）转动连接，且所述公转主轴（31）的轴线与所述机身（1）的轴线平行布置；

转臂（32），所述转臂（32）设于所述公转主轴（31）上靠近所述公转主轴（31）端部位置，且所述转臂（32）的一端与所述公转主轴（31）垂直且固定连接；

自转主轴（33），所述自转主轴（33）设于所述转臂（32）的另一端，所述自转主轴（33）与所述转臂（32）垂直且固定连接，且所述自转主轴（33）的轴线与所述公转主轴（31）的轴线平行布置；

转动轮（34），所述转动轮（34）包括第一转动轮（341）和第二转动轮（342），所述第一转动轮（341）设于所述公转主轴（31）的一端，且所述第一转动轮（341）通过连接件与所述后支撑架（22）或所述前支撑架（21）固定连接，且所述公转主轴（31）穿过所述第一转动轮（341）的圆心并与所述第一转动轮（341）转动连接；所述第二转动轮（342）对应设于所述自转主轴（33）的一端，并与所述自转主轴（33）同心布置且固定连接，且所述第二转动轮（342）与所述第一转动轮（341）端面平行布置，所述第一转动轮（341）和所述第二转动轮（342）通过链条连接，且所述第一转动轮（341）和所述第二转动轮（342）的内径比为1:2；

驱动部（35），所述驱动部（35）包括驱动电机（351）、主动轮（352）和从动轮（353），所述驱动电机（351）固定连接在所述后支撑架（22）上，所述驱动电机（351）的输出轴与所述主动轮（352）传动连接，所述主动轮（352）和所述从动轮（353）啮合连接，所述从动轮（353）设于所述公转主轴（31）一端，并与所述公转主轴（31）同心布置且固定连接；

旋翼部（36），所述旋翼部（36）包括中心轴（361）、轴承（362）、转动盘（363）和翼片（364），所述中心轴（361）的一端垂直且固定连接在所述自转主轴（33）上，所述轴承（362）转动连接在所述中心轴（361）上，所述转动盘（363）固定连接在所述轴承（362）的圆周侧壁上，所述翼片（364）的一端设于所述转动盘（363）的圆周面上，并与所述转动盘（363）固定连接，所述翼片（364）为上翼面和下翼面均呈弧形的双凸对称翼型，且所述翼片（364）的前缘较厚，后缘较薄；

控制组件，所述控制组件设于所述机身（1）内部，所述控制组件与所述驱动电机（351）电连接，用于控制所述驱动电机（351）的开关及速度。

2.根据权利要求1所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，所述转臂（32）包括前转臂（321）和后转臂（322），所述前转臂（321）和所述后转臂（322）分别位于靠近所述前支撑架（21）和所述后支撑架（22）处，且所述前转臂（321）轴线和所述后转臂（322）轴线平行布置；所述第一转动轮（341）和所述第二转动轮（342）分别设于所述公转主轴（31）和所述自转主轴（33）上靠近所述后转臂（322）一端。

3.根据权利要求2所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，所述扑旋翼装置（3）还包括拉动部（37），所述拉动部（37）包括拉动翼片（371）和迎角调节机构（372），所述拉动翼片（371）前缘较厚，后缘较薄，且所述拉动翼片（371）为上翼面和下翼面均呈弧形的双凸翼型结构，所述拉动翼片（371）转动连接在所述前转臂（321）上，且所述拉动翼片（371）的前缘朝向所述机身（1）的头部，所述迎角调节机构（372）设于所述公转主轴（31）和所述前转臂（321）之间，并与所述公转主轴（31）和所述前转臂（321）固定连接，所述迎角调节机构（372）用于驱动所述拉动翼片（371）围绕所述前转臂（321）倾转；

所述迎角调节机构（372）包括第一调节套筒（3721）、迎角调节电机（3722）、第一调节锥齿轮（3723）、第二调节锥齿轮（3724）、传动轴（3725）、圆柱齿轮（3726）和第二调节套筒（3727）；所述第一调节套筒（3721）沿所述拉动翼片（371）轴向穿过所述拉动翼片（371），且固定在所述拉动翼片（371）内部，所述第一调节套筒（3721）的两端分别穿过所述拉动翼片（371）的两端，且所述第一调节套筒（3721）的一端具有轮齿；所述迎角调节电机（3722）固定在所述公转主轴（31）上，且所述迎角调节电机（3722）输出轴与所述第一调节锥齿轮（3723）传动连接；所述第二调节套筒（3727）固定在所述前转臂（321）上，所述传动轴（3725）穿过所述第二调节套筒（3727）两端并与所述第二调节套筒（3727）通过轴承（362）转动连接，所述传动轴（3725）的两端分别固定有所述第二调节锥齿轮（3724）和所述圆柱齿轮（3726），所述第二调节锥齿轮（3724）与所述第一调节锥齿轮（3723）啮合，所述圆柱齿轮（3726）与所述第一调节套筒（3721）一端的轮齿啮合；

所述控制组件与所述迎角调节电机（3722）电连接，控制所述迎角调节电机（3722）驱动所述第一调节锥齿轮（3723）转动，并依次带动所述第二调节锥齿轮（3724）、所述传动轴（3725）、所述圆柱齿轮（3726）和所述第一调节套筒（3721）旋转，进而带动所述拉动翼片（371）围绕所述前转臂（321）倾转。

4.根据权利要求2所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，所述扑旋翼装置（3）还包括刹车制动件（38）和光电检测开关，所述刹车制动件（38）和所述光电检测开关均设于所述前支撑架（21）或所述后支撑架（22）上，并与所述前支撑架（21）或所述后支撑架（22）固定连接，所述刹车制动件（38）和所述光电检测开关均与所述控制组件电连接；所述公转主轴（31）侧壁上形成有定位孔，所述定位孔与所述刹车制动件（38）和所述光电检测开关对应设置，所述光电检测开关用于检测所述转动盘（363）和所述翼片（364）的旋转面，当所述光电检测开关检测到所述转动盘（363）和所述翼片（364）的旋转面为水平状态时，所述光电检测开关将检测信号发送给所述控制组件，所述控制组件控制所述刹车制动件（38）作用于所述定位孔。

5.根据权利要求1所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，所述第一转动轮（341）和所述第二转动轮（342）均为链轮、伞齿轮和同步轮中的一种。

6.根据权利要求1所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，每个所述旋翼部（36）中所述翼片（364）有多个，多个所述翼片（364）均匀布置在所述转动盘（363）的圆周面上。

7.根据权利要求1所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，每个所述旋翼部（36）包括两个同轴布置的所述转动盘（363），两个所述转动盘（363）上均设有翼片（364），且上层所述转动盘（363）上的所述翼片（364）前缘方向与下层所述转动盘（363）上的所述翼片（364）前缘方向相反。

8.根据权利要求1所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，所述扑旋翼装置（3）还包括旋翼框架（39），所述旋翼框架（39）设于所述自转主轴（33）上并与所述自转主轴（33）固定连接，所述旋翼框架（39）位于所述旋翼部（36）外部，用于防护所述旋翼部（36）免受气流较大冲击力。

9.根据权利要求1所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，还包括起落组件（4），所述起落组件（4）包括起落架和滑动轮（41），所述起落架设于所述机身（1）的底端面上，且所述起落架的一端与所述机身（1）铰接，另一端设有滑动轮（41），所述滑动轮（41）通过连接件与所述起落架转动连接。

10.根据权利要求1所述的一种多扑旋翼航空器，其特征在于，还包括机翼（5）和尾翼（6），所述机翼（5）为两块，两块所述机翼（5）对称设于所述机身（1）两侧顶侧壁上，并与所述机身（1）固定连接，且所述机翼（5）位于所述前支撑架（21）和所述后支撑架（22）上方，并与所述前支撑架（21）和所述后支撑架（22）保持较大距离；所述尾翼（6）包括垂直尾翼（61）和水平尾翼（62），所述垂直尾翼（61）和所述水平尾翼（62）均设于所述机身（1）尾部，并与所述机身（1）固定连接，所述垂直尾翼（61）用于调节所述机身（1）的俯仰角度，所述水平尾翼（62）用于调节所述机身（1）头部的方向；所述控制组件与所述垂直尾翼（61）和所述水平尾翼（62）电连接，用于控制所述垂直尾翼（61）和所述水平尾翼（62）。

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