CN104743107B - 多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种多旋翼飞行器，包括：主旋翼，其由燃油发动机驱动，所述主旋翼安装在所述燃油发动机的机体的中心位置的下端或上端；以及若干个副旋翼，所述副旋翼布置在所述机体的四周，所述副旋翼分别由电动机驱动。该多旋翼飞行器载重大、航行时间长。

Description

多旋翼飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其是涉及一种多旋翼飞行器。

背景技术

飞行器(flight vehicle)是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的飞行物。在现有的飞行物中，具有垂直起降和悬停能力的多旋翼飞行器具有非常广泛的应用领域，其与传统的单旋翼直升机相比，具有结构简单、维护容易、桨叶杀伤力小、操作安全的特点。不但在军事领域发挥着日益重要的作用，也在空中摄影、农业植保、电力巡线、交通巡视及灾害评估等多个民用领域得到广泛的应用。

目前，多旋翼飞行器均采用电池供电的电动机驱动，由于电池技术的瓶颈尚未突破，电池能量密度较低，因此多旋翼飞行器的载重和航行时间都十分有限，这极大限制了多旋翼飞行器的应用领域。

发明内容

本发明的目的在于提供一种多旋翼飞行器，通过采用油电混合动力的动力方案以解决现有的多旋翼飞行器载重和航行时间受限的技术问题。

本发明提供一种多旋翼飞行器，包括：

主旋翼，其由燃油发动机驱动，所述主旋翼安装在所述燃油发动机的机体的中心位置的下端或上端；以及

若干个副旋翼，所述副旋翼布置在所述机体的四周，所述副旋翼分别由电动机驱动。

该方案中，在燃油发动机的机体的中心的下端或上端安装有主旋翼，通过燃油发动机驱动主旋翼，提供飞行器的主要升力。同时，在机体的周围安装有若干个电动机驱动的副旋翼，提供飞行器的姿态控制力矩和少部分升力，所有副旋翼对称分布于机体四周。在本方案中，飞行器的主要升力由燃油发动机驱动的主旋翼提供，可以大大提高飞行器的载重和航时，飞行器的姿态控制力矩直接由电动机驱动的副旋翼提供，省去了传统单旋翼直升机的变桨距机构、桨盘倾斜器等复杂机构，提高了可靠性、安全性和操作的便利性。另一方面，通过调节主旋翼转速可对飞行器升力进行粗调，通过调节副旋翼转速可对飞行器进行姿态控制并对升力进行精调，升力的粗、细两级调节机制既有利于提高燃油和电池的经济性，又有利于提高控制精度。

上述方案中，根据需要，主旋翼可采用涵道式，以提高气动效率。也可采用共轴双桨，进一步增大升力，并相互抵消反扭力矩。当飞行器的总升力变化较大时(载重变化、快速升降、姿态角变化较大时)，才通过调整主旋翼的转速进行调节，不需频繁控制燃油发动机转速。同时，对于副旋翼，可选择适当桨距的螺旋桨和电动机，电动机提供的升力可在某一固定值附近调节，用于姿态控制，副旋翼的转速变化较小，此时，需要合理选择电动机分担的升力值，分担的升力值较小时对降低电池电量消耗有利，分担的升力值大对提高飞行器的姿态控制能力有利，以上措施可提高燃油和电池的经济性。

优选地，上述技术方案中，所述主旋翼安装在所述机体的中心位置的下端，所述副旋翼所在的平面处于所述主旋翼所在的平面的上侧。在本方案中，副旋翼的平面高出主旋翼的平面一定的高度，以提高姿态稳定性。而且，主旋翼和副旋翼上下位安装，避免主旋翼和副旋翼的互相干涉。

优选地，上述技术方案中，所述副旋翼的个数为4个，所述副旋翼以所述机体的中心两两对称分布。在本方案中，通过设置四个副旋翼，具体设计为前副旋翼、后副旋翼、左副旋翼和右副旋翼，当前副旋翼和后副旋翼同时加速或减速时，可对飞行器的总升力进行精调；当前副旋翼和后副旋翼中一个加速、另一个减速时，可控制飞行器的俯仰姿态，同时改变总升力方向，从而改变飞行器的前进或后退速度；当右副旋翼和左副旋翼同时加速或减速时，可调节反扭力矩的大小(引起的总升力变化可通过前副旋翼和后副旋翼调整)，从而改变飞行器的偏航姿态；当右副旋翼和左副旋翼中一个加速、另一个减速时，可控制飞行器的滚转姿态，同时改变总升力方向，从而改变飞行器的侧向速度。

优选地，上述技术方案中，所述燃油发动机通过主旋转轴直接驱动所述主旋翼旋转。在本方案中，燃油发动机上直接安装主旋转轴，主旋翼由与其直接相连，这样，燃油发动机可以直接驱动主旋翼工作，为飞行器提供主要升力，而且通过舵机控制发动机的风门大小来调节主旋翼的转速，从而对飞行器的升力进行粗调。

优选地，上述技术方案中，所述副旋翼通过机臂安装在所述机体的周围。在本方案中，通过设置专门的副旋翼的安装机臂，副旋翼的安装牢靠，保障整机结构的可靠。

优选地，上述技术方案中，所述电动机固定在所述机臂的端头，所述电动机通过副旋转轴直接驱动所述副旋翼旋转。在本方案中，将电动机直接固定在机臂的端头，而且电动机上直接安装副旋转轴，副旋转轴直接与副旋翼连接，就可以通过电动机直接驱动副旋翼旋转，省去减速齿轮等机构，结构紧凑，控制灵敏。而且电动机转速较高，可以提高电动机和螺旋浆的利用效率。

优选地，上述技术方案中，所述副旋翼所在的平面与所述机体所在的平面具有夹角。在本方案中，相对方向的副旋翼可以倾斜设计，比如，左右方向上的副旋翼分别绕其中心连线转动一定的角度安装(两者转动的角度大小相等方向相反)时，其所在平面与机体所在平面成一个小的夹角，使产生的升力有一个小的分量，以抵消主旋翼产生的“反扭矩”，可以提高飞行器旋转过程中的响应速度。在本方案中，需要合理选择左右方向的副旋翼的倾斜安装角度，当两者拉力的小分量形成的反扭力矩与主旋翼产生的反扭力矩平衡时，两者升力分量之和应与其分担的升力相等。另外，根据需要，前后方向的副旋翼也可以倾斜一定的角度安装，以平衡自身桨叶旋转产生的反扭力矩，可以进一步提高旋转响应速度。

优选地，上述技术方案中，所述燃油发动机通过输油管由地面油泵设备供油，所述电动机通过输电线由地面电源供电。

优选地，上述技术方案中，沿所述机体的中心环形布置有油箱或容器。在本方案中，燃油发动机的燃油供应可以单独设计油箱，而且油箱沿所述机体的中心环形布置，这样可以减小燃油消耗对飞行器质心位置的影响。另外，若飞行器的有效载荷为待喷洒的农药等液体载荷，则也可采用绕机体中心环形布置的容器，同样可以减小液体消耗对飞行器质心位置的影响。

优选地，上述技术方案中，该多旋翼飞行器还包括平衡翼,所述平衡翼所在的平面与所述主旋翼所在的平面垂直。本方案中，通过设置平衡翼即可通过平衡翼抵消主旋翼的反扭力矩，进行偏航姿态的控制，进而可以取消左右方向的副旋翼的倾斜安装角。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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方式，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为本发明实施例提供的多旋翼飞行器的主视图；

图2为本发明实施例提供的多旋翼飞行器的立体示意图；

图3为本发明实施例提供的多旋翼飞行器的又一立体示意图；

图4为本发明另一实施例提供的多旋翼飞行器的立体示意图；

图5为本发明又一实施例提供的多旋翼飞行器的立体示意图；

图6为本发明又一实施例提供的多旋翼飞行器的主视图；

图7为图6所示的多旋翼飞行器的立体示意图。

附图标记：

1-机体； 11-主旋翼； 12-副旋翼；

13-平衡翼； 112-主旋转轴； 121-机臂；

122-电动机； 123-锂电池盒； 124-副旋转轴；

101-油箱； 102-容器； 131-延长臂；

132-平衡电动机。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1

图1为本发明实施例提供的多旋翼飞行器的主视图；图2为本发明实施例提供的多旋翼飞行器的立体示意图；图3为本发明实施例提供的多旋翼飞行器的又一立体示意图；如图1-3所示，本发明实施例提供的多旋翼飞行器，包括主旋翼11以及若干个副旋翼12，其中主旋翼11由燃油发动机(图中未示出)驱动，主旋翼11安装在燃油发动机的机体1的中心位置的下端或上端。副旋翼12布置在机体1的四周，副旋翼12分别由电动机122驱动。

上述方案中，在燃油发动机的机体1的中心的下侧安装有主旋翼11，通过燃油发动机驱动主旋翼11，提供飞行器的主要升力。同时，在机体1的周围安装有若干个电动机122驱动的副旋翼12，提供飞行器的姿态控制力矩和少部分升力，所有副旋翼12对称分布于机体1的四周。在本实施例中，飞行器的主要升力由燃油发动机驱动的主旋翼11提供，可以大大提高飞行器的载重和航时，飞行器的姿态控制力矩直接由电动机122驱动的副旋翼12提供，省去了传统单旋翼直升机的变桨距机构、桨盘倾斜器等复杂机构，提高了可靠性、安全性和操作的便利性。另一方面，通过调节主旋翼11的转速可对飞行器升力进行粗调，通过调节副旋翼12的转速可对飞行器进行姿态控制并对升力进行精调，升力的粗、细两级调节机制既有利于提高燃油和电池的经济性，又有利于提高控制精度。

在本实施例中，根据需要，主旋翼11可采用涵道式，以提高气动效率。也可采用共轴双桨，进一步增大升力，并相互抵消反扭力矩。当飞行器的总升力变化较大时(载重变化、快速升降、姿态角变化较大时)，才通过调整主旋翼11的转速进行调节，不需频繁控制燃油发动机的转速。同时，对于副旋翼12，可选择适当桨距的螺旋桨和电动机，电动机提供的升力可在某一固定值附近调节，用于姿态控制，副旋翼12的转速变化较小，此时，需要合理选择电动机分担的升力值，分担的升力值较小时对降低电池电量消耗有利，分担的升力值大对提高飞行器的姿态控制能力有利，以上措施可提高燃油和电池的经济性。

作为一种优选实施例，副旋翼12的个数设计为4个，副旋翼12以机体1的中心两两对称分布。具体地，在实施例中，四个副旋翼12具体设计为前副旋翼、后副旋翼、左副旋翼和右副旋翼，当前副旋翼和后副旋翼同时加速或减速时，可对飞行器的总升力进行精调；当前副旋翼和后副旋翼中一个加速、另一个减速时，可控制飞行器的俯仰姿态，同时改变总升力方向，从而改变飞行器的前进或后退速度；当右副旋翼和左副旋翼同时加速或减速时，可调节反扭力矩的大小(引起的总升力变化可通过前副旋翼和后副旋翼调整)，从而改变飞行器的偏航姿态；当右副旋翼和左副旋翼中一个加速、另一个减速时，可控制飞行器的滚转姿态，同时改变总升力方向，从而改变飞行器的侧向速度。

作为一种优选实施例，在上述技术方案的基础上，主旋翼11安装在机体的中心位置的下端，副旋翼12所在的平面处于主旋翼11所在的平面的上侧。通过如此设计，副旋翼12的平面高出主旋翼11的平面一定的高度(参见图1)，以提高姿态稳定性。而且，主旋翼和副旋翼上下位安装，避免主旋翼和副旋翼的互相干涉。

作为一种优选实施例，在上述技术方案的基础上，燃油发动机通过主旋转轴112直接驱动主旋翼11旋转(参见图3)。具体地，燃油发动机上直接安装主旋转轴112，主旋翼11由与其直接相连，这样，燃油发动机可以直接驱动主旋翼11工作，为飞行器提供主要升力，而且通过舵机控制发动机的风门大小来调节主旋翼的转速，从而对飞行器的升力进行粗调。另外，副旋翼12通过机臂121安装在机体1的周围，具体地，电动机122固定在机臂121的端头，电动机122通过副旋转轴124直接驱动副旋翼12旋转(参见图1)。在本方案中，将电动机122直接固定在机臂121的端头，而且电动机122上直接安装副旋转轴124，副旋转轴124直接与副旋翼12连接，就可以通过电动机122直接驱动副旋翼12旋转，省去减速齿轮等机构，结构紧凑，控制灵敏。而且电动机122转速较高，可以提高电动机和螺旋浆的利用效率。

实施例2

图4为本发明另一实施例提供的多旋翼飞行器的立体示意图；图5为本发明又一实施例提供的多旋翼飞行器的立体示意图；如图4及图5所示，本发明另一实施例提供的多旋翼飞行器，包括主旋翼11以及若干个副旋翼12，其中主旋翼11由燃油发动机(图中未示出)驱动，主旋翼11安装在燃油发动机的机体1的中心位置的下端或上端。副旋翼12布置在机体1的四周，副旋翼12分别由电动机122驱动。

在本实施例中，副旋翼12的平面与机体1的平面具有夹角(参见图4)。具体地，相对方向的副旋翼12倾斜设计，比如，左右方向上的副旋翼12分别绕其中心连线转动一定的角度安装(两者转动的角度大小相等，方向相反)时，其所在平面与机体1所在平面成一个小的夹角，使产生的升力有一个小的分量，以抵消主旋翼11产生的“反扭矩”，可以提高飞行器旋转过程中的响应速度。在本方案中，具体需要合理选择左右方向的副旋翼12的倾斜安装角度，当两者拉力的小分量形成的反扭力矩与主旋翼11产生的反扭力矩平衡时，两者升力分量之和应与其分担的升力相等。另外，根据需要，前后方向的副旋翼12也可以倾斜一定的角度安装，以平衡自身桨叶旋转产生的反扭力矩，可以进一步提高旋转响应速度。

作为一种优选实施例，在上述实施例1或实施例2的技术方案中，电动机可以由锂电池盒123供电(参见图4)，锂电池盒123及控制器固定安装在机体1的上端。在本方案中，采用锂电池供电，蓄电能力强，延长飞行器的航时。作为一种优选实施例，在上述实施例1或实施例2的技术方案的基础上，燃油发动机的燃油供应可以单独设计油箱，具体地可以沿机体1的中心环形布置有油箱101。另外，可以沿机体1的中心环形布置有储存液体的容器102，或者在油箱101的周围还可以环形布置有储存液体的容器102，本技术方案中，油箱101或容器102沿机体的中心环形布置，可以减小燃油消耗，或飞行器的有效载荷为待喷洒的农药等液体减少时，对飞行器质心位置的影响，保证飞行器的平衡性。

需要说明的是，对于需要长时间滞空悬停的应用场合，燃油发动机可以通过输油管由地面油泵设备供油，电动机122通过输电线由地面电源供电。由于载重能力提高，输油管(和输电线)可以更长，飞行器悬停的高度可以更高。

进一步，如果希望某一方向上的控制力矩要求更大，可将相应的电动机122的功率提高或加长机臂121。

实施例3

本实施例作为实施例2的一种替代方案，参见图6和图7，根据需要，该多旋翼飞行器还包括平衡翼13,平衡翼13的个数为1个或2个，其也由电动机直接驱动，本实施例中，平衡翼13所在的平面与主旋翼11所在的平面垂直，如此即可通过平衡翼13抵消主旋翼11的反扭力矩，进行偏航姿态的控制，进而可以取消左右方向的副旋翼12的倾斜安装角。

作为一种优选实施例，该多旋翼飞行器包括4个副旋翼12和1个平衡翼13，具体地，在其中一个副旋翼12的机臂上延伸出延长臂131，在延长臂131的端头固定安装平衡电动机132，平衡翼13由平衡电动机132驱动，平衡翼13的具体安装同其他副旋翼12。当然，平衡翼13也可以设置在机体周围的其他位置，比如在两个副旋翼的中间位置另设机臂。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (3)

1.一种多旋翼飞行器，其特征在于，包括：

一个主旋翼，其由燃油发动机驱动，所述主旋翼安装在所述燃油发动机的机体的中心位置的下端；以及

若干个副旋翼，所述副旋翼布置在所述机体的四周，所述副旋翼分别由电动机驱动；

所述副旋翼所在的平面与所述机体所在的平面具有夹角；

所述燃油发动机通过输油管由地面油泵设备供油，所述电动机通过输电线由地面电源供电；

所述副旋翼所在的平面处于所述主旋翼所在的平面的上侧；

所述副旋翼的个数为4个，所述副旋翼以所述机体的中心两两对称分布；

所述燃油发动机通过主旋转轴直接驱动所述主旋翼旋转；

所述副旋翼通过机臂安装在所述机体的周围；

所述电动机固定在所述机臂的端头，所述电动机通过副旋转轴直接驱动所述副旋翼旋转。

2.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，沿所述机体的中心环形布置有油箱或容器。

3.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，该多旋翼飞行器还包括平衡翼,所述平衡翼所在的平面与所述主旋翼所在的平面垂直。