CN205203381U - 双动力协同驱动的无人飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种双动力协同驱动的无人飞行器，包括无人飞行器主体以及用于驱动所述无人飞行器主体的旋翼组件；所述旋翼组件包括主旋翼单元、第1副旋翼单元和第2副旋翼单元；主旋翼单元包括主螺旋桨(211)以及主螺旋桨驱动装置(212)；第1副旋翼单元包括俯仰/滚转副螺旋桨(231)和俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)；第2副旋翼单元包括：航向螺旋桨(221)以及航向螺旋桨驱动装置(222)。优点为：可有效提高无人飞行器的动力***效率，增长续航时间。

Description

双动力协同驱动的无人飞行器

技术领域

本实用新型涉及一种无人飞行器，具体涉及一种双动力协同驱动的无人飞行器。

背景技术

多旋翼飞行器通过多旋翼驱动能够实现定高定点悬停，并且可以在悬停状态下迅速改变机身姿态，具有良好的机动性，能够携带载荷完成飞行任务。

现有技术中，多旋翼飞行器主要采用多个相同的独立驱动装置驱动，例如：对于六旋翼飞行器，采用六个相同的旋翼驱动，并且，六个旋翼均布在飞行器主体周围。布置在飞行器主体周围的旋翼的作用包括提供升力和姿态控制两方面。也就是说，多旋翼飞行器的旋翼产生的推力不仅要能够克服飞行器自身所受重力，保持飞行器浮空状态，同时需要在飞行控制***的控制下，通过各个旋翼产生推力的变化来维持飞行器稳定与完成各种机动动作。另外，多旋翼飞行器的各旋翼产生的推力主要用于产生升力克服飞行器自身重量，只有少部分推力能够用于机身姿态控制。在出现外部干扰或机动动作时，如刮风或运动过程中，此时需要无人飞行器的机体产生较大的倾角才能达到平衡。

上述布局的缺陷是：多旋翼飞行器在飞行过程中，旋翼需要保持推力大于重力，旋翼负荷较大；另外，在调整飞行器姿态的过程中，部分旋翼需要产生较大的推力以产生足够的控制力，导致相应驱动装置会在高负荷状态下运行，使动力***效率急剧下降。因此，上述布局的无人飞行器的动力***效率相对较低，续航时间较短。

实用新型内容

针对现有技术存在的缺陷，本实用新型提供一种双动力协同驱动的无人飞行器，可有效提高无人飞行器的动力***效率，增长续航时间。

本实用新型采用的技术方案如下：

本实用新型提供一种双动力协同驱动的无人飞行器，包括无人飞行器主体以及用于驱动所述无人飞行器主体的旋翼组件；

其中，所述无人飞行器主体包括中心盘(1)、机臂(14)、整流罩(3)和主螺旋桨连接臂(15)；所述整流罩(3)设置于所述中心盘(1)的上面，所述主螺旋桨连接臂(15)垂直设置，其尾端穿过所述整流罩(3)而固定到所述中心盘(1)的上表面中心位置；所述机臂(14)的设置数量为4个，分别为第1机臂、第2机臂、第3机臂和第4机臂，各个所述机臂(14)发散设置于所述中心盘(1)的周围，且呈“X”型布置，并且，每个机臂的首端通过可折叠机臂支架(13)与所述中心盘(1)可折叠连接；设所述第1机臂和所述第3机臂为相对设置的机臂，其机臂轴在一条直线上；设所述第2机臂和所述第4机臂为相对设置的机臂，其机臂轴在一条直线上；

所述旋翼组件包括主旋翼单元、第1副旋翼单元和第2副旋翼单元；其中，所述主旋翼单元包括主螺旋桨(211)以及主螺旋桨驱动装置(212)；所述主螺旋桨驱动装置(212)固定安装于所述主螺旋桨连接臂(15)的顶端，所述主螺旋桨(211)设置于所述主螺旋桨驱动装置(212)的上方，并与所述主螺旋桨驱动装置(212)连接；

所述第1副旋翼单元的设置数量为4个，分别为第1-1副旋翼单元、第1-2副旋翼单元、第1-3副旋翼单元和第1-4副旋翼单元，所述第1-1副旋翼单元、所述第1-2副旋翼单元、所述第1-3副旋翼单元和所述第1-4副旋翼单元分别设置于所述第1机臂、所述第2机臂、所述第3机臂和所述第4机臂的末端；此外，所述第1-1副旋翼单元、所述第1-2副旋翼单元、所述第1-3副旋翼单元和所述第1-4副旋翼单元的结构均相同，均包括俯仰/滚转副螺旋桨(231)和俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)，所述俯仰/滚转副螺旋桨(231)的底部固定安装所述俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)，所述俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)的底部固定到对应机臂的末端；

所述第2副旋翼单元的设置数量为2个，分别为第2-1副旋翼单元和第2-2副旋翼单元；所述第2-1副旋翼单元和所述第2-2副旋翼单元分别设置于所述第1机臂和所述第3机臂上，并且，设所述第2-1副旋翼单元在所述第1机臂的设置位置为A点，A点到第1机臂首端的长度为第1机臂总长度的67％；设所述第2-2副旋翼单元在所述第3机臂的设置位置为B点，B点到第3机臂首端的长度为第3机臂总长度的67％；此外，所述第2-1副旋翼单元和所述第2-2副旋翼单元均包括：航向螺旋桨(221)以及航向螺旋桨驱动装置(222)，所述航向螺旋桨(221)通过所述航向螺旋桨驱动装置(222)固定到对应机臂的相应位置。

优选的，各个所述机臂(14)均以中心盘为中心，向上倾斜设置，并且，所述机臂(14)向上倾斜的角度为5°。

优选的，所述航向螺旋桨(221)的螺旋桨平面与水平面垂直，用于产生绕飞行器中心轴的力矩，该力矩可克服主螺旋桨(211)旋转产生的反向力矩。

优选的，所述中心盘(1)为中空结构，包括上下设置的上盖板(11)和下盖板(12)，所述上盖板(11)和所述下盖板(12)之间通过若干根机臂支架(13)支撑连接；

在所述中心盘(1)的腔体中固定安装有电调模块；

另外，所述机臂(14)和所述主螺旋桨连接臂(15)均为中空结构，且与所述中心盘(1)的内腔相连通；

所述电调模块和所述主螺旋桨驱动装置(212)之间的连接线缆位于主螺旋桨连接臂(15)的腔体中；所述电调模块和所述俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)之间的连接线缆位于相应机臂的腔体中；所述电调模块和所述航向螺旋桨驱动装置(222)之间的连接线缆位于相应机臂的腔体中。

优选的，所述上盖板(11)和所述下盖板(12)采用2mm的碳纤维复合材料板，其抗弯强度为45MPa。

优选的，所述中心盘(1)的下表面固定连接有支架(16)，所述支架(16)用于安装惯性测量模块、控制模块和信号接收发射模块；

在所述支架(16)的下方设置有电源装置容纳位(4)，并且，所述电源装置容纳位(4)固定连接在所述中心盘(1)的下表面，所述电源装置容纳位(4)用于放置电源装置；

在所述中心盘(1)的下表面固定连接有脚架(5)，所述脚架(5)用于支撑飞行器，还用于安装指示灯。

优选的，所述整流罩设计为长径比为1的抛物线外形形状。

本实用新型提供的双动力协同驱动的无人飞行器具有以下优点：

由中心的主螺旋桨产生约80％的升力，由俯仰/滚转螺旋桨产生约20％的升力，因此，可有效降低在飞行过程中俯仰/滚转螺旋桨的负荷，从而有效的提升飞行器动力***效率，提升飞行器续航时间。

附图说明

图1为本实用新型提供的无人飞行器在一个观察视角下的结构示意图；

图2为本实用新型提供的无人飞行器主体的结构示意图；

图3为本实用新型提供的无人飞行器在另一个观察视角下的结构示意图。

具体实施方式

为了使本实用新型所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

本实用新型提供一种双动力协同驱动的无人飞行器，可以用于进行航拍、地图测绘、灾情调查、救援、空中监控、输电线路巡检等。与传统的无人飞行器相比，本实用新型提供的无人飞行器能够有效的提升动力***效率，增长飞行器续航时间。

具体的，本实用新型提供的双动力协同驱动的无人飞行器，采用经过优化设计的大尺寸高效率的主螺旋桨与俯仰/滚转螺旋桨协同驱动飞行器，该飞行器起飞重量约为5kg，由中心的主螺旋桨产生约80％的升力，由俯仰/滚转螺旋桨产生约20％的升力，因此，可有效降低在飞行过程中俯仰/滚转螺旋桨的负荷，从而有效的提升飞行器动力***效率，提升飞行器续航时间。

结合图1、图2和图3，本实用新型提供的双动力协同驱动的无人飞行器，包括无人飞行器主体以及用于驱动无人飞行器主体的旋翼组件。以下对无人飞行器主体和旋翼组件分别介绍说明：

(一)无人飞行器主体

参考图2，为无人飞行器主体的结构示意图，无人飞行器主体包括中心盘1、机臂14、整流罩3和主螺旋桨连接臂15；整流罩3设置于中心盘1的上面，主螺旋桨连接臂15垂直设置，其尾端穿过整流罩3而固定到中心盘1的上表面；机臂14的设置数量为4个，分别为第1机臂、第2机臂、第3机臂和第4机臂，各个机臂14发散设置于中心盘1的周围，且呈“X”型布置，并且，每个机臂的首端通过可折叠机臂支架13与中心盘1可折叠连接；设第1机臂和第3机臂为相对设置的机臂，其机臂轴在一条直线上；设第2机臂和第4机臂为相对设置的机臂，其机臂轴在一条直线上。

机臂的首端与中心盘1可折叠连接，因此，在存储与运输过程中，可以将机臂折叠贴靠于飞行器主体上以节省空间，便于存储和运输。使用时直接将机臂展开即可自动锁定。

此外，本实用新型还对中心盘和整流罩进行改进：

(1)中心盘

另外，中心盘1为中空结构，包括上下设置的上盖板11和下盖板12，上盖板11和下盖板12之间通过若干根机臂支架13支撑连接。

由于中心盘1位于中心的主螺旋桨下方，会对主螺旋桨211的滑流造成明显的影响，引起主螺旋桨211推力的下降。因此，在保证中心盘足够结构强度与内部空间的前提下，应尽可能的缩减中心盘的尺寸，控制中心盘1对主螺旋桨211推力的影响。

为避免因中心盘尺寸的缩减产生应力集中导致中心盘结构损坏，利用有限元软件对飞行器飞行过程中中心盘应力分布情况进行分析，结果表明，中心盘上盖板除承受主螺旋桨连接臂产生的拉力外，还要承受机臂通过连接件传递的弯曲力矩。但试验发现，中心盘上盖板上没有明显的应力集中点，应力较大的区域为主螺旋桨连接臂安装点周围与机臂连接件安装点周围。对于下盖板，只承受机臂通过连接件传递的弯曲力矩，但试验发现，中心盘下盖板上没有明显的应力集中点，应力较大的区域为机臂连接件安装点周围。

本实用新型中，中心盘上下盖板采用2mm的碳纤维复合材料板制造，因此，应以中心盘上下盖板最大弯曲应力为设计应力。根据分析结果，中心盘上下盖板的最大弯曲应力值为7.818MPa，而所采用的2mm碳纤维复合材料板的抗弯强度可以达到45MPa，能够保证足够的强度

中心盘1内部的空间能够安装电调模块与连接线缆等，并对其进行保护，避免在运输与存储过程中造成损伤。

(2)整流罩

对于本实用新型提供的整流罩，安装于中心盘1上方。根据片条理论估算飞行器悬停状态下主螺旋桨的滑流速度，利用有限元软件计算不同外形整流罩对主螺旋桨滑流的影响。选择对中心主螺旋桨滑流影响较小的整流罩外形，以减少推力损失，提升效率，增长飞行器续航时间。

通过计算飞行器悬停状态下不同外形整流罩的空气阻力系数，发现当整流罩外形的长径比相同时，抛物线和双曲线形状的整流罩产生空气阻力基本相同且小于其他外形的整流罩。考虑到双曲线外形整流罩的加工和检测难度较大，因此采用抛物线形状的整流罩。由于飞行器中心盘较小，且主螺旋桨连接臂长度约为中心盘直径的2倍，整流罩长径比应小于2。计算多组抛物线形整流罩的空气阻力系数后，对曲线进行拟合后，得到长径比为0至2的抛物线形整流罩空气阻力系数随长径比变化的函数关系为

y＝-0.359x³+1.6231x²-2.3416x+1.6606

根据曲线可以发现，在长径比大于1的范围内，整流罩的空气阻力系数基本保持不变，因此将该飞行器的整流罩设计为长径比为1的抛物线外形。

经试验，在没有安装整流罩时，中心盘下方产生剧烈的漩涡，导致阻力上升。而在安装整流罩后，气流较为均匀的流过中心盘，没有产生明显的漩涡。计算结果表明，在安装整流罩后，中心盘阻力约下降30％左右。

(二)旋翼组件

旋翼组件包括主旋翼单元、第1副旋翼单元和第2副旋翼单元。

(1)主旋翼单元

主旋翼单元包括主螺旋桨211以及主螺旋桨驱动装置212；主螺旋桨驱动装置212固定安装于主螺旋桨连接臂15的顶端，主螺旋桨211设置于主螺旋桨驱动装置212的上方，并与主螺旋桨驱动装置212连接。

(2)第1副旋翼单元

第1副旋翼单元的设置数量为4个，分别为第1-1副旋翼单元、第1-2副旋翼单元、第1-3副旋翼单元和第1-4副旋翼单元，第1-1副旋翼单元、第1-2副旋翼单元、第1-3副旋翼单元和第1-4副旋翼单元分别设置于第1机臂、第2机臂、第3机臂和第4机臂的末端；此外，第1-1副旋翼单元、第1-2副旋翼单元、第1-3副旋翼单元和第1-4副旋翼单元的结构均相同，均包括俯仰/滚转副螺旋桨231和俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置232，俯仰/滚转副螺旋桨231的底部固定安装俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置232，俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置232的底部固定到对应机臂的末端。

(3)第2副旋翼单元

第2副旋翼单元的设置数量为2个，分别为第2-1副旋翼单元和第2-2副旋翼单元；第2-1副旋翼单元和第2-2副旋翼单元分别设置于第1机臂和第3机臂上，并且，利用片条理论估算飞行器悬停状态下主旋翼产生的反向力矩，根据航向电机推力计算航向电机安装位置。设第2-1副旋翼单元在第1机臂的设置位置为A点，A点到第1机臂首端的长度为第1机臂总长度的67％；设第2-2副旋翼单元在第3机臂的设置位置为B点，B点到第3机臂首端的长度为第3机臂总长度的67％；此外，第2-1副旋翼单元和第2-2副旋翼单元均包括：航向螺旋桨221以及航向螺旋桨驱动装置222，航向螺旋桨221通过航向螺旋桨驱动装置222固定到对应机臂的相应位置，且螺旋桨平面与水平面垂直。

本实用新型提供的旋翼组件，为提高效率、增长无人飞行器航时，采用经过优化设计的大尺寸高效率主螺旋桨并将其布置于飞行器主体上方，具体为26寸-28寸的高效率的大尺寸中心主螺旋桨；将两组俯仰/滚转螺旋桨环绕飞行器主体布置。主螺旋桨与俯仰/滚转螺旋桨协同驱动该飞行器，并且，在飞行过程中，通过俯仰/滚转螺旋桨小幅度的推力变化控制飞行器俯仰/滚转姿态。此外，将一组小尺寸航向螺旋桨对称的布置在飞行器机臂上，且螺旋桨平面与水平面垂直。航向螺旋桨负责产生绕飞行器中心轴的力矩，克服中心主螺旋桨旋转产生的反向力矩，控制飞行器航向偏转。

实际应用中，主螺旋桨驱动装置一端固定在主螺旋桨连接臂端部的安装位上，另一端连接主螺旋桨，且可将主螺旋桨驱动装置线缆布置于主螺旋桨连接臂的腔体中。主螺旋桨驱动装置可为高效率电机或高效率油机，若驱动装置为电机，主螺旋桨可固定连接于电机转轴上。主螺旋桨驱动装置连接于对应电调模块。若驱动装置为油机，主螺旋桨221可固定连接于油机传动轴上。油箱可安放于电源容纳位4.

两组俯仰/滚转螺旋桨驱动装置232一端固定在机臂端部的安装位上，另一端连接俯仰/滚转螺旋桨。驱动装置可为电机，俯仰/滚转螺旋桨可固定连接于电机转轴上。

航向螺旋桨驱动装置222一端固定在机臂上的安装位上，另一端连接航向螺旋桨。驱动装置可为电机，航向螺旋桨可固定连接在电机转轴上。

(三)附属件

另外，机臂14和主螺旋桨连接臂15均为中空结构，且与中心盘1的内腔相连通；电调模块和主螺旋桨驱动装置212之间的连接线缆位于主螺旋桨连接臂15的腔体中；电调模块和俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置232之间的连接线缆位于相应机臂的腔体中；电调模块和航向螺旋桨驱动装置222之间的连接线缆位于相应机臂的腔体中。

中心盘1的下表面固定连接有支架16，支架16可使用螺丝等作为紧固件固定连接于中心盘下盖板，支架用于安装惯性测量模块、控制模块和信号接收发射模块；

在支架16的下方设置有电源装置容纳位4，并且，电源装置容纳位4可使用螺丝等作为紧固件固定连接在中心盘1的下表面。电源装置容纳位4用于放置电源装置，通过电源装置向控制模块，信号接收发射模块，驱动装置等供电；或者，电源装置容纳位通过连接件挂载云台等任务载荷。

在中心盘1的下表面固定连接有脚架5，脚架可使用螺丝等紧固件固定连接于中心盘下方，脚架5用于支撑飞行器，还用于安装指示灯。

以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本实用新型的保护范围。

Claims (7)

1.一种双动力协同驱动的无人飞行器，其特征在于，包括无人飞行器主体以及用于驱动所述无人飞行器主体的旋翼组件；

其中，所述无人飞行器主体包括中心盘(1)、机臂(14)、整流罩(3)和主螺旋桨连接臂(15)；所述整流罩(3)设置于所述中心盘(1)的上面，所述主螺旋桨连接臂(15)垂直设置，其尾端穿过所述整流罩(3)而固定到所述中心盘(1)的上表面中心位置；所述机臂(14)的设置数量为4个，分别为第1机臂、第2机臂、第3机臂和第4机臂，各个所述机臂(14)发散设置于所述中心盘(1)的周围，且呈“X”型布置，并且，每个机臂的首端通过可折叠机臂支架(13)与所述中心盘(1)可折叠连接；设所述第1机臂和所述第3机臂为相对设置的机臂，其机臂轴在一条直线上；设所述第2机臂和所述第4机臂为相对设置的机臂，其机臂轴在一条直线上；

所述旋翼组件包括主旋翼单元、第1副旋翼单元和第2副旋翼单元；其中，所述主旋翼单元包括主螺旋桨(211)以及主螺旋桨驱动装置(212)；所述主螺旋桨驱动装置(212)固定安装于所述主螺旋桨连接臂(15)的顶端，所述主螺旋桨(211)设置于所述主螺旋桨驱动装置(212)的上方，并与所述主螺旋桨驱动装置(212)连接；

所述第1副旋翼单元的设置数量为4个，分别为第1-1副旋翼单元、第1-2副旋翼单元、第1-3副旋翼单元和第1-4副旋翼单元，所述第1-1副旋翼单元、所述第1-2副旋翼单元、所述第1-3副旋翼单元和所述第1-4副旋翼单元分别设置于所述第1机臂、所述第2机臂、所述第3机臂和所述第4机臂的末端；此外，所述第1-1副旋翼单元、所述第1-2副旋翼单元、所述第1-3副旋翼单元和所述第1-4副旋翼单元的结构均相同，均包括俯仰/滚转副螺旋桨(231)和俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)，所述俯仰/滚转副螺旋桨(231)的底部固定安装所述俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)，所述俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)的底部固定到对应机臂的末端；

所述第2副旋翼单元的设置数量为2个，分别为第2-1副旋翼单元和第2-2副旋翼单元；所述第2-1副旋翼单元和所述第2-2副旋翼单元分别设置于所述第1机臂和所述第3机臂上，并且，设所述第2-1副旋翼单元在所述第1机臂的设置位置为A点，A点到第1机臂首端的长度为第1机臂总长度的67％；设所述第2-2副旋翼单元在所述第3机臂的设置位置为B点，B点到第3机臂首端的长度为第3机臂总长度的67％；此外，所述第2-1副旋翼单元和所述第2-2副旋翼单元均包括：航向螺旋桨(221)以及航向螺旋桨驱动装置(222)，所述航向螺旋桨(221)通过所述航向螺旋桨驱动装置(222)固定到对应机臂的相应位置。

2.根据权利要求1所述的双动力协同驱动的无人飞行器，其特征在于，各个所述机臂(14)均以中心盘为中心，向上倾斜设置，并且，所述机臂(14)向上倾斜的角度为5°。

3.根据权利要求1所述的双动力协同驱动的无人飞行器，其特征在于，所述航向螺旋桨(221)的螺旋桨平面与水平面垂直，用于产生绕飞行器中心轴的力矩，该力矩可克服主螺旋桨(211)旋转产生的反向力矩。

4.根据权利要求1所述的双动力协同驱动的无人飞行器，其特征在于，所述中心盘(1)为中空结构，包括上下设置的上盖板(11)和下盖板(12)，所述上盖板(11)和所述下盖板(12)之间通过若干根机臂支架(13)支撑连接；

在所述中心盘(1)的腔体中固定安装有电调模块；

另外，所述机臂(14)和所述主螺旋桨连接臂(15)均为中空结构，且与所述中心盘(1)的内腔相连通；

所述电调模块和所述主螺旋桨驱动装置(212)之间的连接线缆位于主螺旋桨连接臂(15)的腔体中；所述电调模块和所述俯仰/滚转副螺旋桨驱动装置(232)之间的连接线缆位于相应机臂的腔体中；所述电调模块和所述航向螺旋桨驱动装置(222)之间的连接线缆位于相应机臂的腔体中。

5.根据权利要求4所述的双动力协同驱动的无人飞行器，其特征在于，所述上盖板(11)和所述下盖板(12)采用2mm的碳纤维复合材料板，其抗弯强度为45MPa。

6.根据权利要求1所述的双动力协同驱动的无人飞行器，其特征在于，所述中心盘(1)的下表面固定连接有支架(16)，所述支架(16)用于安装惯性测量模块、控制模块和信号接收发射模块；

在所述支架(16)的下方设置有电源装置容纳位(4)，并且，所述电源装置容纳位(4)固定连接在所述中心盘(1)的下表面，所述电源装置容纳位(4)用于放置电源装置；

在所述中心盘(1)的下表面固定连接有脚架(5)，所述脚架(5)用于支撑飞行器，还用于安装指示灯。

7.根据权利要求1所述的双动力协同驱动的无人飞行器，其特征在于，所述整流罩设计为长径比为1的抛物线外形形状。