CN102910287A

CN102910287A - 旋翼飞行器

Info

Publication number: CN102910287A
Application number: CN2011102193448A
Authority: CN
Inventors: 孙海翔; 李庆松; 朱亮; 窦新国; 钟强
Original assignee: SHENZHEN LIANXUN INNOVATION WORKSHOP TECHNOLOGY DEVELOPMENT CO LTD
Current assignee: SHENZHEN LIANXUN INNOVATION WORKSHOP TECHNOLOGY DEVELOPMENT CO LTD
Priority date: 2011-08-02
Filing date: 2011-08-02
Publication date: 2013-02-06
Anticipated expiration: 2031-08-02
Also published as: CN102910287B

Abstract

一种旋翼飞行器，包括旋翼、旋翼动力驱动部分、控制所述旋翼飞行器起落及转向的控制部分和载荷部分，在所述旋翼和载荷部分之间设有支撑部件和支撑部件可调装置。现有技术中所述直升机调整重心结构只调整水平方向上的重心，且现有技术中所述直升机下方载荷易受气流扰动影响飞行器空中稳定，进而提供一种能调节飞行器支撑部件长度，使飞行器快速回归稳定状态，起降平衡且受气流扰动小的旋翼飞行器。

Description

旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及一种飞行器，具体地说是一种旋翼飞行器。

背景技术

一般旋翼飞行器具有结构简单，控制灵活等优点，被广泛应用于拍摄或执行空中监控等任务中。

现有飞行器旋翼与飞行器重心接近，飞行器在飞行过程中，上方旋翼旋转所产生的气流易受空气扰流影响，使飞行器姿态改变，下方载荷从而受到影响，飞行器左右晃动以致倾覆，用于航拍的飞行器下方的摄像机拍摄的画面抖动而不清晰。如果飞行器旋翼和载荷之间的支撑部件长，虽然远离飞行器的旋翼部分，下方载荷受气流扰动的影响变小，但是，飞行器存放的空间增加，不利于存放，且飞行器在起飞或降落时，如果地面不平或有风吹动时，因支撑部件太长，飞行器的重心太高，而使飞行器容易翻倒，不利于飞行器的起飞和降落。因此，亟需一种旋翼飞行器根据起飞、降落及飞行的具体情况，调整飞行器支撑部件长度来调节飞行器的重心位置，从而使飞行器的起降平稳及受空气扰流影响小，提高航拍摄像机的拍摄效果。

现有技术中，中国专利文献CN201168442Y公开了一种便携式无人航拍专用直升机，该专利在直升机的中部设置一套带转向风轮的整机重心调整飞行机构，即通过整机重心调整飞行机构来调整飞行器重心向前或向后移动来使水平旋转的旋翼向前或向后改变角度，使飞行器向前或向后飞行，也就是说，该技术中的便携式无人航拍专用直升机的重心调整飞行机构用于调整直升机重心是通过调整水平方向上的重心位移实现的，准确地说只能用于转向，而对于遇到侧风、湍流、大气扰动的影响时，飞行器在垂直方向的重心仍没有改变，那么上述气流的扰动仍会对飞行器的飞行稳定性造成影响，该技术方案仍然没有解决上述提到的气流扰动对飞行器稳定性影响的问题。

发明内容

为此，本发明所要解决的技术问题在于现有技术中所述直升机调整重心结构只调整水平方向上的重心且现有技术中所述直升机下方载荷受气流扰动大，进而提供一种能调节飞行器支撑部件长度，起降平衡且受气流扰动小的旋翼飞行器。

为解决上述技术问题，本发明旋翼飞行器，包括旋翼、旋翼动力驱动部分、控制所述旋翼飞行器起落及转向的控制部分和载荷部分，在所述旋翼动力驱动部分和载荷部分之间设有支撑部件和支撑部件可调装置。

所述支撑部件可调装置为套筒伸缩连杆机构，所述套筒伸缩连杆机构为至少两个以上套筒依次套接而成，所述支撑部件分为上下两段，所述套筒伸缩连杆机构一端和所述支撑部件之一连接，所述套筒伸缩连杆机构另一端和所述支撑部件另一段连接。

所述支撑部件可调装置为活塞机构，所述活塞机构包括气缸、密封设置在所述气缸内的活塞，所述支撑部件分为上下两段，所述气缸和所述支撑部件之一相连接，所述活塞和所述支撑部件另一段相连接。

所述活塞机构还包括活塞连杆，所述活塞连杆设置在所述活塞和所述支撑部件另一段之间。

所述支撑部件可调装置为四连杆伸缩机构，所述支撑部件分为上下两段，所述四连杆伸缩机构一端和所述支撑部件之一连接，所述四连杆伸缩机构另一端和所述支撑部件另一段连接。

所述支撑部件和所述支撑部件可调装置设置在所述旋翼转动的轴线上。

所述支撑部件可调装置与所述旋翼转动的轴线平行。

所述支撑部件可调装置为两个或多个，且以所述旋翼轴线延长线为中心对称设置。

所述旋翼动力驱动部分包括动力源和驱动电机，所述动力源设置在所述支撑部件和所述载荷部分之间，所述支撑部件可调装置设置在所述动力源和所述载荷部分之间。

所述控制部分设置在所述旋翼和所述载荷部分之间，所述支撑部件可调装置设置在所述控制部分和所述载荷部分之间。

所述控制部分和所述动力源依次设置在所述旋翼和所述载荷部分之间，所述支撑部件可调装置设置在所述控制部分和所述动力源之间。

所述动力源为电动机。

所述旋翼为对转双旋翼，所述动力源驱动所述旋翼相对所述支撑部件转动。

本发明的上述技术方案相比现有技术具有以下优点，

1、本发明所述旋翼飞行器中设置支撑部件可调装置，因为支撑部件长度可调，支撑部件初始状态为缩短状态，储存空间小，起飞时重心低，放置平稳，不易翻倒，当飞行器飞行时，拉长飞行器支撑部件在垂直方向上的长度，使载荷远离飞行器的旋翼驱动部分，上部的气流对下部载荷的扰动影响小，从而确保飞行器下方所带的载荷的稳定性，即使受到气流的扰动也能在自身产生的转矩作用下快速实现平衡，特别适用于是航拍摄像机，拍摄画面清晰；当飞行器降落时，可再次收短支撑部件，降落平稳，不易侧翻。

2、本发明所述旋翼飞行器，所述旋翼各有一个驱动电机驱动，每个驱动电机只驱动单个旋翼，因此动力源体积小，便于安装。

3、本发明所述旋翼飞行器，所述支撑部件可调装置为四连杆伸缩机构或为活塞机构，或为套筒伸缩连杆机构，结构简单，易于实现。

附图说明

为了使本发明的内容更容易被清楚的理解，下面根据本发明的具体实施例并结合附图，对本发明作进一步详细的说明，其中

图1a是本发明所述支撑部件可调装置为活塞机构的旋翼飞行器；

图1b是图1a所述活塞机构为伸长状态的旋翼飞行器；

图2a是本发明所述支撑部件可调装置为四连杆伸缩机构的旋翼飞行器；

图2b是图2a所述四连杆伸缩机构为伸长状态的旋翼飞行器；

图3a是本发明所述支撑部件可调装置为套筒伸缩连杆机构的旋翼飞行器;

图3b是图3a所述套筒伸缩连杆机构为伸长状态的旋翼飞行器；

图4a是本发明所述旋翼飞行器受力示意图；

图4b是本发明所述旋翼飞行器受到侧风时的受力示意图；

图4c是本发明所述旋翼飞行器受到图4b所示侧风时的受力示意图；

图5是本发明所述支撑部件可调装置为多个的示意图。

图中附图标记表示为：1-支撑部件，2-旋翼，3-支撑部件可调装置，4-控制部分，5-载荷部分，6-驱动电机，7-动力源，F-气动力，F’-附加力，M-反向平衡力矩，M’-附加力矩，G-重力。

具体实施方式

实施例1

图1a所示为本实施例中所述旋翼飞行器，包括旋翼2、旋翼动力驱动部分、控制所述旋翼飞行器起落及转向的控制部分4和载荷部分5，在所述旋翼动力驱动部分和载荷部分5之间设有支撑部件1和支撑部件可调装置3，所述支撑部件1和所述支撑部件可调装置3设置在旋翼2转动的轴线上；所述旋翼动力驱动部分包括动力源7和驱动电机6，所述驱动电机6上的齿轮与所述旋翼上的齿轮啮合，从而实现驱动电机6对旋翼的驱动，用于驱动所述旋翼2旋转，动力源7用于对所述驱动电机6供应电源，本实施例中设置所述旋翼2为对转双旋翼，所述支撑部件1为支杆，所述旋翼2各有一个动力源7驱动，所述动力源7为电动机，所述动力源7驱动所述旋翼2相对所述支撑部件1转动；所述支撑部件可调装置3为活塞机构，所述活塞机构包括气缸、密封设置在所述气缸内的活塞，所述支撑部件1分为上下两段，所述气缸和所述支撑部件1之一相连接，所述活塞和所述支撑部件1另一段相连接。所述旋翼飞行器在旋翼2旋转驱动下飞行，当气动力F大于所述载荷部分5的重力G时，所述旋翼飞行器上升；当气动力F小于所述载荷部分5的重力G时，所述旋翼飞行器下降；当所述气动力F等于所述载荷部分5的重力G时，所述旋翼飞行器平稳飞行（见图4a所示），当受到侧风时（见图4b所示），可视为在气动力F作用点上，外部扰动气流产生附加力F’和附加力矩M’，所述旋翼飞行器倾斜，在气动力F作用下产生反向平衡力矩M，通过改变支撑部件可调装置3，使载荷部分5的重心位置下移，此时反向平衡力矩M因重心下移与旋翼飞行器中心距离变长而增大（见图4c所示），从而使所述旋翼飞行器快速回到平衡位置。

进一步，本实施例在上述实施例的基础上，所述活塞机构还包括活塞连杆，所述活塞连杆设置在所述活塞和所述支撑部件1另一段之间。

作为可变换的实施例，所述动力源7设置在所述支撑部件1和所述载荷部分5之间，所述支撑部件可调装置3设置在所述动力源7和所述载荷部分5之间，所述支撑部件可调装置3可设置两个或多个，所述两个或多个支撑部件可调装置3同样设置在所述旋翼2下方，并且以所述旋翼2轴线延长线为中心对称设置，优选其在对称设置的同时均匀分布保证所述旋翼飞行器飞行稳定即可。

进一步，本实施例在上述实施例的基础上，所述支撑部件可调装置3与所述旋翼2转动的轴线平行（见图5所示）。

支撑部件1通过支撑部件可调装置3拉伸或缩短所述支撑部件1来改变所述支撑部件1的长度，支撑部件1初始状态为缩短状态(见图1a，2a，3a所示)，使用时放置在地面上，当飞行器起飞时，飞行器慢慢伸长支撑部件可调装置3，待支撑部件可调装置3完全拉长后，飞行器正式起飞(见图1b，2b，3b所示)，飞行时因为载荷远离飞行器旋翼驱动部分，上部因的气流扰动对下部载荷的扰动影响小，从而确保飞行器下方所带的载荷的稳定性，特别适用于是航拍摄像机，拍摄画面清晰；当飞行器降落时，飞行器慢慢降落，支撑部件可调装置3慢慢缩短，飞行器继续下降，待完全下降后，飞行器旋翼2停止转动，降落平稳，不易侧翻。

进一步，本实施例在上述实施例的基础上，还包括控制所述支撑部件可调装置3的控制***，所述旋翼飞行器起飞时所述支撑部件可调装置3为缩短状态，在起飞调节所述支撑部件可调装置3为伸长状态。即通过控制***智能控制飞行器在起飞及起飞后的还可调节飞行器支撑部件1长短，改变飞行器重心位置，使飞行器在飞行时实时调节飞行器的重心，使其飞行更加平稳。

飞行器的支撑部件1初始状态为缩短状态(见图1a，2a，3a所示)，等飞行器起飞后，通过控制***调节支撑部件可调装置3拉长支撑部件1，待飞行任务完成后通过控制***调节支撑部件可调装置3缩短支撑部件1，缩短后平稳降落飞行器。

实施例2

图2a所示为本实施例中所述旋翼飞行器，包括旋翼2、旋翼动力驱动部分、控制所述旋翼飞行器起落及转向的控制部分4和载荷部分5，在所述旋翼动力驱动部分和载荷部分5之间设有支撑部件1和支撑部件可调装置3，所述支撑部件1和所述支撑部件可调装置3设置在旋翼2转动的轴线上；所述控制部分4设置在所述旋翼2和所述载荷部分5之间，所述支撑部件可调装置3设置在所述控制部分4和所述载荷部分5之间；其中，所述支撑部件可调装置3为四连杆伸缩机构，所述支撑部件1分为上下两段，所述四连杆伸缩机构一端和所述支撑部件1之一连接，所述四连杆伸缩机构另一端和所述支撑部件1另一段连接；所述旋翼2为对转双旋翼；所述旋翼2共用一个动力源7驱动；所述动力源7为内燃机。

作为可变换的实施例，所述控制部分4和所述动力源7依次设置在所述旋翼2和所述载荷部分5之间，所述支撑部件可调装置3设置在所述控制部分4和所述动力源7之间。本实施例在上述实施例的基础上将所述支撑部件可调装置3替换为套筒伸缩连杆机构(见图3a所示)，所述套筒伸缩连杆机构为至少两个以上套筒相互套接而成，所述支撑部件1分为上下两段，所述套筒伸缩连杆机构一端和所述支撑部件1之一连接，所述套筒伸缩连杆机构另一端和所述支撑部件1另一段连接，所述动力源7为电池，所述电池设置在所述驱动电机6的机壳内。

所述支撑部件可调装置3可设置在旋翼2的旋转轴线或以旋转轴线为中心对称设置的任何位置能调整旋翼2和所述载荷部分5之间的相距长度即可。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims

1.旋翼飞行器，包括旋翼（2）、旋翼动力驱动部分、控制所述旋翼飞行器起落及转向的控制部分（4）和载荷部分（5），其特征在于，在所述旋翼（2）和载荷部分（5）之间设有支撑部件（1）和支撑部件可调装置（3）。

2.根据权利要求1所述旋翼飞行器，其特征在于，所述支撑部件可调装置（3）为套筒伸缩连杆机构，所述套筒伸缩连杆机构为至少两个以上套筒依次套接而成，所述支撑部件（1）分为上下两段，所述套筒伸缩连杆机构一端和所述支撑部件（1）之一连接，所述套筒伸缩连杆机构另一端和所述支撑部件（1）另一段连接。

3.根据权利要求1所述旋翼飞行器，其特征在于，所述支撑部件可调装置（3）为活塞机构，所述活塞机构包括气缸、密封设置在所述气缸内的活塞，所述支撑部件（1）分为上下两段，所述气缸和所述支撑部件（1）之一相连接，所述活塞和所述支撑部件（1）另一段相连接。

4.根据权利要求3所述旋翼飞行器，其特征在于，所述活塞机构还包括活塞连杆，所述活塞连杆设置在所述活塞和所述支撑部件（1）另一段之间。

5.根据权利要求1所述旋翼飞行器，其特征在于，所述支撑部件可调装置（3）为四连杆伸缩机构，所述支撑部件（1）分为上下两段，所述四连杆伸缩机构一端和所述支撑部件（1）之一连接，所述四连杆伸缩机构另一端和所述支撑部件（1）另一段连接。

6.根据权利要求1～5任一所述旋翼飞行器，其特征在于，所述支撑部件（1）和所述支撑部件可调装置（3）设置在所述旋翼（2）转动的轴线上。

7.根据权利要求1～5任一所述旋翼飞行器，其特征在于，所述支撑部件可调装置（3）与所述旋翼（2）转动的轴线平行。

8.根据权利要求7所述旋翼飞行器，其特征在于，所述支撑部件可调装置（3）为两个或多个，且以所述旋翼（2）轴线延长线为中心对称设置。

9.根据权利要求1～8任一所述旋翼飞行器，其特征在于，所述旋翼动力驱动部分包括动力源（7）和驱动电机（6），所述动力源（7）设置在所述支撑部件（1）和所述载荷部分（5）之间，所述支撑部件可调装置（3）设置在所述动力源（7）和所述载荷部分（5）之间。

10.根据权利要求1～8任一所述旋翼飞行器，其特征在于，所述控制部分（4）设置在所述旋翼（2）和所述载荷部分（5）之间，所述支撑部件可调装置（3）设置在所述控制部分（4）和所述载荷部分（5）之间。

11.根据权利要求1～8任一所述旋翼飞行器，其特征在于，所述控制部分（4）和所述动力源（7）依次设置在所述旋翼（2）和所述载荷部分（5）之间，所述支撑部件可调装置（3）设置在所述控制部分（4）和所述动力源（7）之间。

12.根据权利要求9或10或11所述旋翼飞行器，其特征在于，所述动力源（7）为电动机。

13.根据权利要求1～12任一所述旋翼飞行器，其特征在于，所述旋翼（2）为对转双旋翼，所述动力源（7）驱动所述旋翼（2）相对所述支撑部件（1）转动。