專利名稱：多旋翼飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器領(lǐng)域，特別是一種多旋翼飛行器。
背景技術(shù)：
具有垂直起降和懸停等功能的旋翼類飛行器，不但在軍事領(lǐng)域發(fā)揮著重要的作用，在災(zāi)害現(xiàn)場救助，危險環(huán)境探查、交通監(jiān)視或者空中拍攝等領(lǐng)域也展示出巨大應(yīng)用潛力，已受到廣泛關(guān)注。當前旋翼類飛行器主要有單旋翼(主旋翼+尾槳)直升機、雙旋翼(共軸反槳)直升機、四旋翼飛行器以及六旋翼飛行器等四種結(jié)構(gòu)形式，比如美國麥道公司的MH-16直升機、
俄羅斯的卡-29直升機、德國Microdrone公司、加拿大Dranganflyer公司的四旋翼飛行器等。單旋翼直升機或共軸反槳直升機需要尾槳來消除旋翼對機體產(chǎn)生的扭力，四旋翼飛行器通過對角線上正反旋翼消除對機體產(chǎn)生的扭力。上述旋翼飛行器共同存在的問題是其自身都是一個運動耦合系統(tǒng)，飛行中的方向和姿態(tài)是耦合的，穩(wěn)定性和操縱性較差，前飛速度低，飛行器的升力和重量比較低，設(shè)計成小型飛行器時帶載能力差。因此，研制出一種前飛速度高、具有高度的姿態(tài)穩(wěn)定性和可控性的新型結(jié)構(gòu)飛行器勢在必行。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種可有效提高飛行器穩(wěn)定性和操縱性的多旋翼飛行器。為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明的多旋翼飛行器包括四個主旋翼系統(tǒng)，機體，和安裝在機體中的飛行綜合系統(tǒng)；機體坐標系原點是飛行器的重心，Z軸鉛垂向上，X軸垂直于Z軸，指向前方，y軸由右手定則確定；其特征在于所述四個主旋翼系統(tǒng)分別位于機體坐標系xy平面的四個象限內(nèi)，四個主旋翼系統(tǒng)旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z軸成一夾角Θ，O < Θ <90°，并且各旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線在機體坐標系xoy平面上的投影與旋翼旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點的連線在機體坐標系xoy平面上的投影重合。所述每個主旋翼系統(tǒng)由第一旋翼、第二旋翼、主旋翼驅(qū)動裝置和主旋翼固定機構(gòu)組成；第一旋翼安裝在第二旋翼上方，第一旋翼和第二旋翼的旋轉(zhuǎn)平面平行；主旋翼驅(qū)動裝置設(shè)有兩個輸出軸，兩個輸出軸共線，分別連接第一旋翼和第二旋翼，并且第一旋翼和第二旋翼分別為正反槳；主旋翼固定機構(gòu)將主旋翼驅(qū)動裝置與機體連接固定。所述各主旋翼系統(tǒng)的第一旋翼幾何尺寸相同，第二旋翼幾何尺寸相同；第一旋翼與第二旋翼外形相似，且第一旋翼與第二旋翼幾何尺寸比值為I. (Tl. I。作為本發(fā)明的進一步改進是還包括兩個副旋翼系統(tǒng)；所述兩個副旋翼系統(tǒng)分別位于X軸兩側(cè)，且其旋轉(zhuǎn)軸線與X軸平行。所述兩個副旋翼安裝正反槳，旋轉(zhuǎn)方向相反，扭力距可相互抵消。所述副旋翼系統(tǒng)的副旋翼采用雙對稱翼型，每個副旋翼通過直接改變旋轉(zhuǎn)方向提供給飛行器向前和向后的推力。
所述副旋翼系統(tǒng)由副旋翼、副旋翼驅(qū)動裝置和副旋翼固定機構(gòu)組成，副旋翼固定機構(gòu)將副旋翼驅(qū)動裝置與機體連接固定。所述每個驅(qū)動裝置至少包括一個電動機或一個發(fā)動機。所述機體可以是多個桿組成的輻條狀、網(wǎng)狀，或具有升力翼型的碟形，但不局限于上述形狀。所述飛行綜合系統(tǒng)包括控制系統(tǒng)，慣性傳感器與姿態(tài)測量系統(tǒng)、導航系統(tǒng)、圖像采集與傳輸系統(tǒng)。每個旋翼系統(tǒng)可采用涵道螺旋槳結(jié)構(gòu)，以提高抗風能力和增加安全性。本發(fā)明的有益效果如下 I.通過四個主旋翼系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系XOY平面分別形成三個傾角的空間配置，使得飛行器在機體坐標系XYZ三軸上均有力和力矩的分量，因此通過調(diào)節(jié)四個主旋翼系統(tǒng)的旋翼轉(zhuǎn)速可實現(xiàn)飛行器運動和姿態(tài)變化，飛行器可實現(xiàn)垂直起降、前飛、倒飛、懸停、翻滾等動作。由于四個主旋翼系統(tǒng)的旋翼在機體坐標系的三個軸上均有力的分量，因此有效地增加了飛行器的穩(wěn)定性和操縱性。2、通過四個主旋翼系統(tǒng)共八個旋翼產(chǎn)生升力，在有限的空間內(nèi)提供更大的升力，可提高飛行器帶載能力和升力/重量比。3.由于共軸雙旋翼之間的氣動干擾，具有相同幾何尺寸的上下旋翼拉力及尾渦形態(tài)改變，使兩旋翼的旋轉(zhuǎn)阻力發(fā)生變化，反扭矩出現(xiàn)差別，這就增加了飛行器的航向操縱控制難度，本發(fā)明滿足幾何相似條件的第一旋翼與第二旋翼，幾何尺寸不同，且比值為
I.(Ti. 1，可減小甚至消除反扭矩差別，使主旋翼系統(tǒng)中上下兩個旋翼的合扭矩為零。4、由于兩個副旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線平行于機體坐標系X軸，升力向前，可有效提高飛行器的前飛速度。5.兩個副旋翼系統(tǒng)采用雙對稱翼型，每個副旋翼通過直接改變旋轉(zhuǎn)方向提供給飛行器向前和向后的推力，實現(xiàn)飛行器向前或向后加減速飛行；兩個副旋翼系統(tǒng)安裝正反向旋翼，扭力距可相互抵消。6.通過四個主旋翼系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系XOY平面分別形成三個傾角以及兩個副旋翼系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)軸線平行于X軸的六個旋翼系統(tǒng)的空間配置，使得飛行器在XYZ軸上力和力矩的分量分別可調(diào)節(jié)，因此飛行器可以在不同的飛行姿態(tài)中保持平衡，不但提高了飛行器的穩(wěn)定性和操作性，而且載有視頻設(shè)備的云臺得到簡化，從而減小飛行器的總體質(zhì)量。


下面結(jié)合附圖和具體實施方式
對本發(fā)明作進一步詳細說明。圖I表示本發(fā)明的多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)示意圖。圖2表示本發(fā)明主旋翼系統(tǒng)安裝結(jié)構(gòu)示意圖。圖3表示本發(fā)明副旋翼系統(tǒng)安裝結(jié)構(gòu)示意圖。圖4表示本發(fā)明副旋翼使用的雙對稱翼型。圖5表示本發(fā)明碟形機體以及涵道結(jié)構(gòu)的示意圖。圖中I、王旋翼系統(tǒng)，2、王旋翼系統(tǒng),3、王旋翼系統(tǒng),4、王旋翼系統(tǒng),5、副旋翼系統(tǒng)，6、副旋翼系統(tǒng),7、機體，8、飛彳丁綜合系統(tǒng)，9、王旋翼系統(tǒng)中旋翼旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點連線在機體坐標系xoy平面的投影，10、副旋翼旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點連線在機體坐標系xoy平面的投影，101、第一旋翼，102、第二旋翼，103、主旋翼驅(qū)動裝置，104、主旋翼固定機構(gòu)，501、副旋翼，502、副旋翼驅(qū)動裝置，503、副旋翼固定機構(gòu)，111、主旋翼系統(tǒng)涵道螺旋槳結(jié)構(gòu)，511、副旋翼系統(tǒng)涵道螺旋槳結(jié)構(gòu)，711、碟形機體。
具體實施例方式如圖I所示，本發(fā)明包括四個主旋翼系統(tǒng)1，2，3,4,兩個副旋翼系統(tǒng)5，6，機體7，和安裝在機體7中的飛行綜合系統(tǒng)8。飛行綜合系統(tǒng)8包括控制系統(tǒng)，慣性傳感器與姿態(tài)測量系統(tǒng)、導航系統(tǒng)、圖像采集與傳輸系統(tǒng)。飛行器的機體坐標系是飛行器的重心，z軸鉛垂向上，X軸垂直于z軸，指向前方，y軸由右手定則確定，副旋翼系統(tǒng)5，6分布在X軸兩側(cè)，主旋翼系統(tǒng)廣4分別分布在機體坐標系xy平面的四個象限內(nèi)。如圖2所示，四個主旋翼系統(tǒng)中主旋翼系統(tǒng)1、2的每個旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z 軸成順時針45°夾角，主旋翼系統(tǒng)3、4的每個旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z軸成逆時針45°夾角，并且每個旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線在機體坐標系xoy平面上的投影與旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點連線在機體坐標系xoy平面上的投影9重合；每個主旋翼系統(tǒng)由第一旋翼101、第二旋翼102、主旋翼驅(qū)動裝置103和主旋翼固定機構(gòu)104組成，第一旋翼101安裝在第二旋翼102上方，第一旋翼101和第二旋翼102的旋轉(zhuǎn)平面平行，主旋翼驅(qū)動裝置103設(shè)有兩個輸出軸，輸出軸共線，分別連接第一旋翼101和第二旋翼102，第一旋翼101和第二旋翼102安裝正反槳，主旋翼固定機構(gòu)104將主旋翼驅(qū)動裝置103與機體7連接固定，主旋翼驅(qū)動裝置103至少包括一個電動機或一個發(fā)動機；每個主旋翼系統(tǒng)的第一旋翼幾何尺寸相同，第二旋翼幾何尺寸相同，第一旋翼與第二旋翼外形相同，幾何尺寸相似，且第一旋翼與第二旋翼幾何尺寸比值為I. (Ti. I。如圖3所示，副旋翼系統(tǒng)5，6由旋翼501、副旋翼驅(qū)動裝置502和副旋翼固定機構(gòu)503組成，副旋翼固定機構(gòu)將副旋翼驅(qū)動裝置與機體7連接固定；副旋翼系統(tǒng)5，6的旋轉(zhuǎn)軸線與X軸平行，安裝正反向旋翼，旋轉(zhuǎn)方向相反，扭力距抵消。如圖4所示，副旋翼系統(tǒng)5、6的副旋翼501采用雙對稱翼型，每個副旋翼501通過直接改變副旋翼驅(qū)動裝置502輸出軸旋轉(zhuǎn)方向，從而改變旋翼旋轉(zhuǎn)方向，提供給飛行器向前和向后的推力。所述機體7可以是多個桿組成的輻條狀、網(wǎng)狀、或具有升力翼型的碟形，但不局限于上述形狀。各旋翼系統(tǒng)可采用涵道螺旋槳結(jié)構(gòu)，以提高抗風能力和增加安全性。為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結(jié)合實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明，應(yīng)當理解，此處所描述的具體實施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。實施例一如圖I所示，本發(fā)明包括四個主旋翼系統(tǒng)I，2，3，4，兩個副旋翼系統(tǒng)5，6，機體7，和安裝在機體 中的飛行綜合系統(tǒng)8，機體7周邊伸出六個連接桿11、21、31、41、51、61，飛行綜合系統(tǒng)8包括控制系統(tǒng)，慣性傳感器與姿態(tài)測量系統(tǒng)、導航系統(tǒng)、圖像采集與傳輸系統(tǒng)，所述飛行器的機體坐標系原點是飛行器的重心，Z軸鉛垂向上，X軸垂直于Z軸，指向前方，y軸由右手定則確定，副旋翼系統(tǒng)5，6分布在X軸兩側(cè)，主旋翼系統(tǒng)廣4分別分布在機體坐標系xy平面的四個象限內(nèi)。所述的四個主旋翼系統(tǒng)1、2、3、4安裝共軸反轉(zhuǎn)雙旋翼，雙旋翼分別為正反槳；四個主旋翼系統(tǒng)1、2、3、4分別通過機體7周邊伸出的連接桿11、21、31、41連接到機體7上，并且四個連接桿11、21、31、41呈“十”字形分布；各主旋翼系統(tǒng)的第一旋翼的旋轉(zhuǎn)中心位于同一水平面上，第二旋翼的旋轉(zhuǎn)中心位于同一水平面上，并且各主旋翼系統(tǒng)的旋翼旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點的距離相等。兩個副旋翼系統(tǒng)5、6的旋轉(zhuǎn)軸線平行于機體坐標系X軸，且兩個副旋翼501的旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點的距離相等，旋轉(zhuǎn)方向相反，扭力距抵消，兩個副旋翼系統(tǒng)5、6通過連接桿51、61連接到機體7上。如圖2所示，四個主旋翼系統(tǒng)中主旋翼系統(tǒng)1、2的每個旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z軸成順時針45°夾角，主旋翼系統(tǒng)3、4的每個旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z軸成逆時針45°夾角，并且每個旋轉(zhuǎn)軸線在機體坐標系xoy平面上的投影與旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點連線在機體坐標系xoy平面上的投影9重合；每個主旋翼系統(tǒng)由第一旋翼101、第二旋翼102、主旋翼驅(qū)動裝置103和主旋翼固定機構(gòu)104組成，第一旋翼101安裝在第二旋翼102上方， 第一旋翼101和第二旋翼102的旋轉(zhuǎn)平面平行，主旋翼驅(qū)動裝置103設(shè)有兩個輸出軸，輸出軸共線，分別連接第一旋翼101和第二旋翼102，主旋翼固定機構(gòu)104將主旋翼驅(qū)動裝置103與機體7連接固定,主旋翼驅(qū)動裝置103至少包括一個電動機或一個發(fā)動機；每個主旋翼系統(tǒng)的第一旋翼101幾何尺寸相同，第二旋翼102幾何尺寸相同,第一旋翼101與第二旋翼102外形相似，幾何尺寸相似，且第一旋翼與第二旋翼幾何尺寸比值為I. (Tl. I。如圖3所示，副旋翼系統(tǒng)5、6由旋翼501、副旋翼驅(qū)動裝置502和副旋翼固定機構(gòu)503組成，副旋翼固定機構(gòu)503將副旋翼驅(qū)動裝置502與機體7連接固定。如圖4所示，副旋翼501采用雙對稱翼型，每個副旋翼通過直接改變旋轉(zhuǎn)方向提供給飛行器向前和向后的推力。實施例二 如圖5所示，包括四個涵道螺旋槳結(jié)構(gòu)的主旋翼系統(tǒng)111，兩個涵道螺旋槳結(jié)構(gòu)的副旋翼系統(tǒng)511，碟形機體711，和安裝在機體711中的飛行綜合系統(tǒng)811，飛行綜合系統(tǒng)811包括控制系統(tǒng)，慣性傳感器與姿態(tài)測量系統(tǒng)、導航系統(tǒng)、圖像采集與傳輸系統(tǒng)，所述飛行器的機體坐標系原點是飛行器的重心，z軸鉛垂向上，X軸垂直于z軸，指向前方，y軸由右手定則確定，副旋翼系統(tǒng)511分布在X軸兩側(cè)，四個主旋翼系統(tǒng)111分別分布在機體坐標系xy平面的四個象限內(nèi)。四個主旋翼系統(tǒng)中主旋翼系統(tǒng)1、2的每個旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z軸成順時針45°夾角，主旋翼系統(tǒng)3、4的每個旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z軸成逆時針45°夾角，并且每個旋轉(zhuǎn)軸線在機體坐標系xoy平面上的投影與旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點連線在機體坐標系xoy平面上的投影9重合；副旋翼系統(tǒng)5、6的旋轉(zhuǎn)軸線與X軸平行，安裝正反向旋翼，旋轉(zhuǎn)方向相反，扭力距抵消。飛行器飛行原理如下以具體實施例一為例，當四組主旋翼以相同的轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)而兩組副旋翼轉(zhuǎn)速為零時，該飛行器合扭力為零，調(diào)節(jié)四個主旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)速使產(chǎn)生的升力在z軸的合力與重力相等時，該飛行器在一定高度懸停；當四組主旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)速同時增加或減小時，飛行器可沿z軸方向上升或下降；調(diào)節(jié)副旋翼系統(tǒng)5、6轉(zhuǎn)速，使兩者轉(zhuǎn)速不同，飛行器可繞z軸滾轉(zhuǎn)。調(diào)節(jié)主旋翼系統(tǒng)1、2、3、4和副旋翼系統(tǒng)5、6轉(zhuǎn)速，使主旋翼系統(tǒng)1、2、3、4轉(zhuǎn)速相同，旋翼系統(tǒng)5、6轉(zhuǎn)速相同，此時，直接改變副旋翼驅(qū)動裝置旋轉(zhuǎn)方向從而改變副旋翼系統(tǒng)5、6旋轉(zhuǎn)方向，飛行器可快速水平前飛、加減速或后退。主旋翼系統(tǒng)I、4轉(zhuǎn)速大于旋翼系統(tǒng)2、3轉(zhuǎn)速時，飛行器可繞X軸滾轉(zhuǎn)，主旋翼系統(tǒng)1、2轉(zhuǎn)速大于主旋翼系統(tǒng)3、4轉(zhuǎn)速時，飛行器可繞y軸滾轉(zhuǎn)。因此通過調(diào)節(jié)六組旋翼的轉(zhuǎn)速控制可實現(xiàn)飛行器不同的運動和姿態(tài)變化，飛行器可實現(xiàn)垂直起降、快速前飛、倒飛、懸停、翻滾等動作。由于六個旋翼系統(tǒng)的合力和合力矩在機 體坐標系的三個軸上均有分量，實現(xiàn)飛行器運動和姿態(tài)的解耦，有效地增加了飛行器的穩(wěn)定性和操縱性。
權(quán)利要求
1.一種多旋翼飛行器，包括四個主旋翼系統(tǒng)，機體(7)，和安裝在機體(7)中的飛行綜合系統(tǒng)(8);機體坐標系原點是飛行器的重心，z軸鉛垂向上，X軸垂直于z軸，指向前方，y軸由右手定則確定；其特征在于所述四個主旋翼系統(tǒng)分別位于機體坐標系xy平面的四個象限內(nèi)，四個主旋翼系統(tǒng)旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z軸成一夾角0，0< 0 <90°，并且各旋翼的旋轉(zhuǎn)軸線在機體坐標系xoy平面上的投影與旋翼旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點的連線在機體坐標系xoy平面上的投影重合。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的多旋翼飛行器，其特征在于所述每個主旋翼系統(tǒng)由第一旋翼(101 )、第二旋翼(102)、主旋翼驅(qū)動裝置(103)和主旋翼固定機構(gòu)(104)組成；第一旋翼(101)安裝在第二旋翼(102)上方，第一旋翼(101)和第二旋翼(102)的旋轉(zhuǎn)平面平行；主旋翼驅(qū)動裝置(103)設(shè)有兩個輸出軸，兩個輸出軸共線，分別連接第一旋翼(101)和第二旋翼(102)，并且第一旋翼和第二旋翼分別為正反槳；主旋翼固定機構(gòu)(104)將主旋翼驅(qū)動裝置(103)與機體(7)連接固定。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的多旋翼飛行器，其特征在于所述各主旋翼系統(tǒng)的第一旋翼(101)幾何尺寸相同，(102)第二旋翼幾何尺寸相同；第一旋翼(101)與第二旋翼(102)外形相似，且第一旋翼(101)與第二旋翼(102)幾何尺寸比值為I. (Tl. I。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的多旋翼飛行器，其特征在于還包括兩個副旋翼系統(tǒng)；所述兩個副旋翼系統(tǒng)分別位于X軸兩側(cè)，且其旋轉(zhuǎn)軸線與X軸平行。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的多旋翼飛行器，其特征在于所述副旋翼系統(tǒng)的副旋翼采用雙對稱翼型。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的多旋翼飛行器，其特征在于所述副旋翼系統(tǒng)由副旋翼(501)、副旋翼驅(qū)動裝置(502 )和副旋翼固定機構(gòu)(503 )組成，副旋翼固定機構(gòu)(503 )將副旋翼驅(qū)動裝置(502)與機體(7)連接固定。
7.根據(jù)權(quán)利要求I所述的多旋翼飛行器，其特征在于所述機體(7)是多個桿組成的輻條狀、網(wǎng)狀，或具有升力翼型的碟形。
8.根據(jù)權(quán)利要求I所述的多旋翼飛行器，其特征在于主旋翼系統(tǒng)和副旋翼系統(tǒng)采用涵道螺旋槳結(jié)構(gòu)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種多旋翼飛行器，該飛行器包括四個主旋翼系統(tǒng)，兩個副旋翼系統(tǒng)，機體和安裝在機體中的飛行綜合系統(tǒng)；飛行器機體坐標系的原點是飛行器的重心，z軸鉛垂向上，x軸垂直于z軸，指向前方，y軸由右手定則確定；四個主旋翼系統(tǒng)分別分布在機體坐標系xy平面的四個象限內(nèi)，四個主旋翼系統(tǒng)的每個旋轉(zhuǎn)軸線與機體坐標系的z軸成一夾角θ，并且每個旋轉(zhuǎn)軸線在機體坐標系xoy平面上的投影與旋轉(zhuǎn)中心到機體坐標系原點連線在機體坐標系xoy平面上的投影重合。本發(fā)明通過調(diào)節(jié)四個主旋翼系統(tǒng)和兩個副旋翼系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速可實現(xiàn)飛行器運動和姿態(tài)改變，飛行器可實現(xiàn)垂直起降、前飛、倒飛、懸停、翻滾等動作，穩(wěn)定性和操縱性好。
文檔編號B64C27/32GK102806993SQ201210272300
公開日2012年12月5日 申請日期2012年8月2日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月9日
發(fā)明者高慶嘉, 白越, 孫強 申請人:中國科學院長春光學精密機械與物理研究所