CN117208248A - 一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机 - Google Patents

Abstract

本发明属于无人机技术领域，尤其是一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，针对现有技术中所使用的无人机拆卸困难，且飞行过程中稳定性较低的问题，现提出如下方案，其包括机臂模块、机身模块、上壳模块、起落架模块、飞行控制系统，所述机身模块包括碳纤维机身，所述碳纤维机身内部设置有电池舱、控制舱、荷载舱，所述电池舱内设有动力电池，所述飞行控制系统设置在控制舱内。本发明组装方便，各部件之间模块化连接，支持免工具拆装，机身模块结构与机臂模块和起落架模块都是通过快拆安装座实现部件的对接，可以实现快速的插拔安装，拆装方便，便于使用维护过程中运输和快速展开。

Description

一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机。

背景技术

无人驾驶飞机简称“无人机”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机。无人机上面没有驾驶舱，但有自动驾驶仪和程序控制装置等设备。与载人飞机相比，无人机具有体积小、造价低、使用方便、对作战环境要求低，战场生存能力较强等优点，备受世界各国军队的青睐。无人机的研制成功和战场运用，揭开了以远距离攻击型智能化武器、信息化武器为主导的非接触性战争的新篇章。无人机需要在空中飞行，执行侦查、干扰、搜索、校射等多种作战任务，但是在空中飞行时常常会受到来自大气的阻力以及风力的阻力，无人机状态需要频繁进行升降，因而所机身模块的要求以及机臂模块的结构强度要求较高。

在现有技术中，为了增加机臂模块与机身模块之间的连接强固性，机臂模块与机身模块采用一体成型，但是在进行无人机维护、问题查找时，需要将机臂模块随着机身模块一同拆卸，而机臂模块有相对较为脆弱，故而造成拆卸困难，同时，无人机在飞行过程中常常受到很大的阻力，导致飞行过程中稳定性较差，进行侦查时捕捉的画面稳定性低，不利于地面监控人员观测、分析。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中所使用的无人机拆卸困难，且飞行过程中稳定性较低的缺点，而提出的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机。

为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，包括机臂模块、机身模块、上壳模块、起落架模块、飞行控制系统，所述机身模块包括碳纤维机身，所述碳纤维机身内部设置有电池舱、控制舱、荷载舱，所述电池舱内设有动力电池，所述飞行控制系统设置在控制舱内，所述机臂模块沿机身模块的周向设置，所述机臂模块包括碳纤维机臂，碳纤维机臂上设有机臂快拆端，所述机身模块和上壳模块拉合锁紧，所述机臂模块与机身模块上和起落架模块与机身模块上均设置卡装机构，所述起落架模块包括碳纤维起落架横杆和碳纤维起落架竖杆，所述碳纤维起落架横杆和碳纤维起落架竖杆固定连接，所述碳纤维起落架横杆和碳纤维起落架竖杆上安装有起落架快拆端， 所述上壳模块包括玻璃纤维上壳，玻璃纤维上壳上设有RTK天线。

优选的，所述机臂模块的数量为多个，多个所述机臂模块沿所述机身模块的周向均匀分布，且任意相邻的两个所述机臂模块间隔设置。

优选的，所述机臂模块包括机臂快拆端和动力端，所述机臂快拆端和动力端固定连接，所述机臂快拆端与所述机身模块螺纹连接，所述动力端设置有动力组件，所述动力组件与所述飞行控制系统连接。

优选的，所述动力组件包括电机和螺旋桨，所述电机与飞行控制系统电连接，电机安装在碳纤维机臂上，螺旋桨安装在电机上，且螺旋桨为碳纤维材质。

优选的，所述起落架模块设置在机身模块底部。

优选的，所述电池舱内设有电池扎带，电池扎带与动力电池相互配合。

优选的，所述机臂模块为共轴双桨设计。

优选的，各舱之间设置有挡板，所述飞行控制系统设置在所述控制舱内，所述荷载舱内安装有载荷设备。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

（1）本方案由于设置了机身模块、机臂模块、起落架模块、起落架模块、飞行控制系统；机身模块的内部设置有电池舱、载荷舱、飞控舱，飞行控制系统设置在飞控舱内，飞行控制系统用于接收指令和发出指令；机臂模块沿机身模块的周向设置，机臂模块用于提供飞行动力，带动机身模块悬空，飞行控制系统能够驱动机臂模块产生动力；通过机臂模块带动机身模块在空中飞行，飞行控制系统能够接收来自地面的控制信号，并且驱动该无人机结构实现命令操作，飞行控制系统放置在飞控舱内，机身模块对飞行控制系统形成保护作用，减少无人机结构在飞行过程中，因所处环境恶劣而对飞行控制系统产生损害；机身模块与机臂模块和起落架模块都是通过快拆安装座实现部件的对接，可以实现快速的插拔安装，拆装方便，便于使用维护过程中运输和快速展开。同时，机身模块和上壳模块拉合锁紧，呈现一体化流线型外观设计，从而降低了该无人机结构在飞行过程中机身所承受的空气阻力，且上升的升力得到一定的提高。

本发明还提供一种具有共轴双桨功能的无人机，为了提高该无人机结构强度，增大负载量以及飞机稳定性。在该无人机机臂模块设计选用上下双层电机结构布局，选用共轴设计，抵消上下电机的反扭力。通过一系列的飞行优化设计，确保将共轴双桨设计带来的力效损失降到最低，该设计具有更高的载重能力、抗风稳定性和飞行安全性。

本发明组装方便，各部件之间模块化连接，支持免工具拆装，机身模块结构与机臂模块和起落架模块都是通过快拆安装座实现部件的对接，可以实现快速的插拔安装，拆装方便，便于使用维护过程中运输和快速展开。

附图说明

图1为本发明提出的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机结构和造型的示意图；

图2为本发明提出的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机的机身模块示意图；

图3为本发明提出的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机的机臂模块示意图；

图4为本发明提出的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机的起落架模块示意图；

图5为本发明提出的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机的电机转动方向及其标号的示意图。

图中：1、机身模块；11、控制舱；12、电池舱；13、载荷舱；14、碳纤维机身；15、动力电池；16、电池扎带；2、机臂模块；21、无刷电机；22、螺旋桨；23、机臂快拆端；24、碳纤维机臂；3、起落架模块；31、起落架快拆端；32、碳纤维起落架竖杆；33、碳纤维起落架横杆；4、上壳模块；41、RTK天线；42、玻璃纤维上壳；5、飞行控制系统。

具体实施方式

下面将结合本实施例中的附图，对本实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实施例一部分实施例，而不是全部的实施例。

实施例一

参照图1-图5，一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，包括身模块1、机臂模块2、起落架模块模块3、上壳模块4、飞行控制系统5；机臂模块2沿机身模块1的周向设置，机臂模块2用于提供动力，带动机身模块1悬空、前飞、转向等姿态，飞行控制系统5能够驱动机臂模块2产生动力；

机身模块1的内部设置有控制舱11、电池舱12、载荷舱13；机身模块1主要用来支持、固定和装载无人机的飞行控制系统5和任务载荷，并承受各部件传递的静载荷和动载荷；碳纤维机身14采用复合材料通过模具制作而成，成型效果好，光洁度高，重量轻，机身内部电子设备全部在机身外壳的包围之中，有效的避免了外部恶劣环境对电子设备和控制设备的干扰。碳纤维机身14内部采用碳纤维框架加强，使无人机更具一体化，碳纤维机身14过渡采用超大圆角过渡，避免造成碳纤维机身14过渡处的应力集中，提高无人机的强度。飞行控制系统5设置在控制舱8内，飞行控制系统5能够与地面产生信号联系，并根据地面操作接收操作命令，同时飞行控制系统5又能够驱动该无人机根据接收到的指令，实现该指令操作。通过打开玻璃纤维上壳42可以实现对内部电子设备的操作，RTK天线41置于碳纤维上壳42顶部的固定区域，RTK天线41区域采用玻璃纤维加工而成，有效的减小对RTK天线41的屏蔽，RTK天线41高于碳纤维上壳42，远离飞行控制系统5内部的电子部件，有效的避免了信号的干扰。

为了增加该无人机结构在空中飞行时的稳定性，减小空中飞行时承受的空气阻力，因而机身模块1与上壳模块4拉合锁紧形成一个无人机的气动外形，即机身模块1与上壳模块4的外表面平滑而规则，没有大的起伏或者尖锐的棱角；当该无人机结构在空气流中飞行时，主要表现为层流，较少的出现湍流，保证了该无人机受到较小的阻力，同时还能提高升力；其次采用有限元分析和飞行动力学等手段开展了该无人机气动外形和气动布局设计，完成多方案气动外形设计，依据气动布局方案，设计了三维网格模型，通过有限元气动模拟，选取阻力最小的方案。其中，机身模块1与上壳模块4拉合锁紧形成的气动外形为头圆尾尖的结构形状，类似于水滴形。流线型结构还能够增加无人机的美观性。

通过机臂模块2带动机身模块1在空中飞行，飞行控制系统5能够接收来自地面的控制信号，并且驱动该无人机结构实现命令操作，飞行控制系统5放置在控制舱11内，机身模块1对飞行控制系统5形成保护作用，减少无人机结构在飞行过程中，因所处环境恶劣而对飞行控制系统5产生损害；上壳模块4便于进行拆装，进而实现对飞行控制系统5的电路进行维护、修理；具体的，机臂模块2沿机身模块1的周向设置，机臂模块2主要用于产生升力，带动机身模块1在空中飞行；为了增加该无人机结构的升力，机臂模块2的数量为多个，且多个机臂模块2沿机身模块1的周向方向均匀分布，进而将机身模块1所承受的升力均匀化，保证了机身模块1在飞行过程中的平稳性。

在本实施例可选的方案中，机臂模块2包括：无刷电机21、螺旋桨22、机臂快拆端23、碳纤维机臂24；动力组件包含：螺旋桨22、无刷电机21；快拆件23和动力组件固定设置，快拆件23与机身模块1固定设置，动力组件通过飞行控制系统5进行控制，以提供驱动力。

在本实施例可选的方案中，动力组件中无刷电机21与飞行控制系统5通信连接，无刷电机21驱动螺旋桨22转动并产生动力。螺旋桨22在转动的过程中能够将无刷电机21的转动功率转化为推进力。具体的，动力组件用于提供驱动机身模块1上升的动力。另外螺旋桨22采用碳纤维材质制成，可以相应的做的较薄写，更有利于螺旋桨22高速运转，提升高速运转时的效率。

碳纤维机臂24设计仅保留主要结构，极简设计，无多余装饰。T型过渡采用小曲率过渡，降低应力集中，提高结构强度。碳纤维机臂24过渡采用超大圆角过渡，避免造成过渡处的应力集中，提高碳纤维机臂24强度。为满足无人机平台的大载重任务需求，在具体设计过程中采用碳纤维一体成型机臂。确保即使3倍于现有的飞机起飞重量，碳纤维机臂24的刚性、强度和拉伸度，都能达到安全起飞、飞行和降落的目标要求。在确保碳纤维机臂24结构强度前提下，通过理论分析和实测数据验证，设计出最合适的机臂碳管直径以及壁厚，得到重量与载重之间的最优方案。从结构强度，重量以及整机协调性等方便考虑，采取50-32-1渐变碳纤维管作为机臂，竖直圆管作为连接无刷电机21，以达到最低结构重量，减少造型等多余重量，碳纤维机臂24横向方向壁厚1mm，而垂直方向的壁厚1.2mm，横向和垂直方向搭接加厚工艺设计。

在本实施例可选的方案中，机身模块1的下表面设置有起落架模块3，起落架模块3用于支撑机身模块1和机臂模块2。当将该无人机结构放置在地面上，起落架模块3能够支撑在地面上，从而支撑机身模块1和机臂模块2，改善因机身模块1或者机臂模块2直接接触到地面，与地面发生碰撞，进而损坏碳纤维机身14结构、碳纤维机臂24结构或者动力组件等。

在本实施例可选的方案中，起落架模块3包括起落架快拆端31、碳纤维起落架竖杆32、碳纤维起落架横杆33，起落架快拆端31用于与机身模块1连接，支撑部设置为月牙形结构，且与起落架快拆端31固定连接。其中，起落架快拆端31能够实现快拆，从而控制起落架模块3展开或者收起；当在空中飞行时，起落架快拆端31处于锁紧状态，碳纤维起落架竖杆32与机身模块1的下表面抵接；当需要落地时，碳纤维起落架竖杆32与地面接触，进而实现起落架模块3的支撑功能。

起落架模块3的设计经对比选取四点式与雪橇式起落架结合的方式，该起落架具有四点式起落架可在复杂地面降落、降落稳定的优点，又兼具弓形起落架结构强度高的优点。同时，采用快拆结构设计，方便运输携带。起落架模块3考虑到运输的便利性，采用快拆结构设计，快拆后成4部分，方便运输携带。

机身模块1结构上设有机臂模块2和起落架模块3快拆安装座，接口零件均采用铝合金7075厚板机加而成，铝合金7075属于特种航空铝，具有良好的综合力学机械性能，比强度大，比刚度大，具有良好的工艺塑性，在表面工艺处理过后具有良好的耐腐蚀性能，满足在潮湿、盐雾环境下的抗腐蚀要求。机身模块1结构上设有机臂模块2和起落架模块3都是通过快拆安装座实现部件的对接，可以实现快速的插拔安装，拆装方便，便于使用维护过程中运输和快速展开。

无人机系统整机可实现无工具快速拆装，在5分钟之内可完成装配和拆卸。本节对有关快速拆装的结构设计进行详细说明：

第一步，打开包装运输箱，取出机身模块1，并将机身模块1倒置向上放回原取出位置。

第二步，从包装运输箱上部取出起落架模块3，将起落架模块3的标号与机身模块1的标号对应，将起落架模块3插入机身模块1内，最后将起落架快拆端31锁紧。完成起落架模块3的组装。

第三步，将装好的机身模块1取出放置在地面，安装机臂模块2，机臂快拆端23选取螺纹锁紧的方式，将机臂模块2对准机身模块1上的安装孔，在防呆设计的辅助下，机臂模块2可快速对齐插入机身模块1，并可快速安装锁紧。

第四步，机臂模块2、起落架模块3依次安装完成之后，将无人机放置在地面，打开上壳模块4，将动力电池15放置在左右两侧电池舱12，待其底部魔术贴粘接完成之后拉紧电池扎带16。

该无人机组装方便，各部件之间模块化连接，支持免工具拆装。机身模块1结构与机臂模块2和起落架模块3都是通过快拆安装座实现部件的对接，可以实现快速的插拔安装，拆装方便，便于使用维护过程中运输和快速展开。

多旋翼无人机常用的机架结构有“×”字型和“十”字型两种。相比于“十”字型的机体架构，“×”字型机体架构具有平衡力矩小、飞行更加稳定的特点。所以“×”字型机体架构更符合项目的需求。该款流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机为四轴八旋翼无人机，驱动力是通过飞行控制系统5调节螺旋桨22的转速而产生的。螺旋桨22在旋转的过程中不仅会产生竖直方向的推力，同时也会产生水平方向的推力。由于水平方向的推力会使无人机产生自旋运动，而在无人机的正常飞行过程中这种自旋运动是需要被消除的。为消除无人机的自旋运动，采用的做法是使相邻电机的转向相反，以此抵消电机转动时产生的水平方向的推力，进而消除自旋。“×”字型四轴八旋翼无人机的电机转动方向及其标号如图5所示。

四轴八旋翼无人机具有以下四种基本运动方式：

1、上下运动：当无人机的八个无刷电机21输出功率相同时，其螺旋桨22在水平方向的推力被抵消，这时无人机只存在竖直方向上的推力，当螺旋桨22产生的推力大于整机重量时，无人机会产生竖直上升的运动，小于则会产生竖直下降的运动，若螺旋桨22产生的推力等于整机重量，则无人机会静止悬停在空中。

2、前后运动：当减小（增加）图中的 M1、M2、M5、M6 号无刷电机21的转速，并同时增大（减小）M3、M4、M7、M8 号无刷电机21的转速时，会使无人机产生前倾（后仰）。向前（向后）倾斜致使螺旋桨22产生向前（向后）的推力，因此可以实现无人机的向前（向后）运动。

3、左右运动：原理同前后运动类似，当减小（增大）M2、M3、M5、M8 号无刷电机21转速，并增大（减小）M1、M4、M6、M7号无刷电机21的转速时，就会使无人机产生向左倾斜（向右倾斜），机身向左（向右）倾斜致使螺旋桨22产生向左（向右）的推力，因此可以实现无人机的向左（向右）运动。

4、偏航运动：偏航运动是根据无人机的自旋原理实现的。当减小（增大）M2、M4、M5、M7号无刷电机21转速，并同时增大（减小）M1、M3、M6、M8号无刷电机21转速时，由于相邻无刷电机21产生的水平方向推力大小不同，可以使无人机自身逆（顺）时针转动。

多旋翼无人机在飞行过程中产生的复杂飞行动作及飞行轨迹基本都是依赖于上述四种基本运动实现的。

实施例二：

在多旋翼无人机飞行平台采用一款流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机布局，相比传统的六轴六桨布局，四轴八桨设计具有更高的载重能力、抗风稳定性和飞行安全性，但是共轴螺旋桨设计会带来力效损失。

采用共轴结构设计，同等体积下机臂模块2的拉力更大，为方便无人机的携带和运输，机臂模块2采用快拆收纳方式。为满足无人机平台的大载重任务需求，无人机平台需要提供足够的动力，对结构强度有很高的要求，因此在加工过程中采用碳纤维一体化成型工艺以确保碳纤维机臂24结构强度。

在本实施例可选的方案中，搭建模拟共轴测试平台，水平对质两台无刷电机21，模拟不同间距、不同转速、不同电压情况下的拉力数据并通过计算机对比分析与单个无刷电机21的数据偏差，分析力效损失情况。利用气动仿真软件分析，水平对质无刷电机21在工作状态下的干扰情况。下桨总是处于上桨的来流当中，相当于翼截面叶素的攻角减小，所以阻力减小，但升力不够。

共轴双桨为同一碳纤维机臂24上、下安装两个无刷电机21，另外需要两个相同转向无刷电机21来抵消无刷电机21推动螺旋桨22过程中产生的反扭力。在共轴无刷电机21力效测试报告中显示，两个无刷电机21的螺旋桨22面离的越远，力效损失越小，力效越高，最佳的理想状态两个无刷电机21之间的距离无限大，这样可以确保上、下无刷电机21在运转过程中不会产生干扰。但实际情况上、下无刷电机21的距离越大将会导致无刷电机21固定端非常大，重量成线性增加。当桨间距大于280mm时两桨减少影响的效果才开始显现，下桨的升力会减小，扭矩值也会减小，距离远会使两桨的阻力值趋近。考虑到实际使用情况、以及综合力效损失，上、下电机的距离普遍认为在三分之一桨距时电机力效值和电机座重量达到一个最佳组合关系。

该无人机在充分发挥四轴八桨技术体制优越性的同时，通过定制螺旋桨22和流体仿真分析等一系列的飞行优化设计，确保将共轴双桨设计带来的力效损失最小化，达到几乎和非共轴螺旋桨同类型的无人机相近的性能。

以上所述，仅为本实施例较佳的具体实施方式，但本实施例的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实施例揭露的技术范围内，根据本实施例的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本实施例的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，包括机臂模块（2）、机身模块（1）、上壳模块（4）、起落架模块（3）、飞行控制系统（5），其特征在于，所述机身模块（1）包括碳纤维机身（14），所述碳纤维机身（14）内部设置有电池舱（12）、控制舱（11）、荷载舱（13），所述电池舱（12）内设有动力电池（15），所述飞行控制系统（5）设置在控制舱（11）内，所述机臂模块（2）沿机身模块（1）的周向设置，所述机臂模块（2）包括碳纤维机臂（24），碳纤维机臂（24）上设有机臂快拆端（23），所述机身模块（1）和上壳模块（4）拉合锁紧，所述机臂模块（2）与机身模块（1）上和起落架模块（3）与机身模块（1）上均设置卡装机构，所述起落架模块（3）包括碳纤维起落架横杆（33）和碳纤维起落架竖杆（32），所述碳纤维起落架横杆（33）和碳纤维起落架竖杆（32）固定连接，所述碳纤维起落架横杆（33）和碳纤维起落架竖杆（32）上安装有起落架快拆端（31）， 所述上壳模块（4）包括玻璃纤维上壳（42），玻璃纤维上壳（42）上设有RTK天线（41）。

2.根据权利要求1所述的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，其特征在于，所述机臂模块（2）的数量为多个，多个所述机臂模块（2）沿所述机身模块（1）的周向均匀分布，且任意相邻的两个所述机臂模块（2）间隔设置。

3.根据权利要求1所述的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，其特征在于，所述机臂模块（2）包括机臂快拆端（23）和动力端，所述机臂快拆端（23）和动力端固定连接，所述机臂快拆端（23）与所述机身模块（1）螺纹连接，所述动力端设置有动力组件，所述动力组件与所述飞行控制系统（5）连接。

4.根据权利要求1所述的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，其特征在于，所述动力组件包括电机（21）和螺旋桨（22），所述电机（21）与飞行控制系统（5）电连接，电机（21）安装在碳纤维机臂（24）上，螺旋桨（22）安装在电机（21）上，且螺旋桨（22）为碳纤维材质。

5.根据权利要求1所述的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，其特征在于，所述起落架模块（3）设置在机身模块（1）底部。

6.根据权利要求1所述的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，其特征在于，所述电池舱（12）内设有电池扎带（16），电池扎带（16）与动力电池（15）相互配合。

7.根据权利要求1所述的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，其特征在于，所述机臂模块（2）为共轴双桨设计。

8.根据权利要求1所述的一种流线型及具有快速拆卸的共轴多旋翼无人机，其特征在于，各舱之间设置有挡板，所述飞行控制系统（5）设置在所述控制舱（11）内，所述荷载舱（13）内安装有载荷设备。