多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于：包括機體和四個動力裝置，所述動力裝置以所述機體的軸線為軸均勻分布；所述動力裝置包括固定在所述機體上的支撐臂和通過發(fā)動機支座固定在所述機體上的發(fā)動機，所述發(fā)動機的輸出端通過聯(lián)軸器與一傳動軸連接，所述傳動軸的輸出端連接有一齒輪箱，所述齒輪箱上設(shè)有一軸，所述軸穿過所述支撐臂與一變距機構(gòu)連接，所述變距機構(gòu)上設(shè)有旋翼；所述支撐臂上還設(shè)有控制所述變距機構(gòu)的舵機。本發(fā)明通過多發(fā)油動的方式，極大地延長了多旋翼飛行器的續(xù)航時間和載重量，通過變槳距規(guī)避了油機較慢的反應(yīng)速度，通過油機定速控制使得拉力隨槳矩變化，線性好，容易控制。
【專利說明】多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及多旋翼飛行器領(lǐng)域，具體地說是一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器。

【背景技術(shù)】
[0002]目前多旋翼飛行器大多采用電池驅(qū)動，由于單位質(zhì)量電池所能存儲的能量遠(yuǎn)小于汽油、柴油等化石燃料，所以目前多旋翼飛行器的飛行時間和負(fù)載量都十分有限，這極大地限制了多旋翼飛行器的應(yīng)用領(lǐng)域和發(fā)展，尤其不能滿足目前多個應(yīng)用領(lǐng)域?qū)d重量和航時要求量日益增多的趨勢。
[0003]另一方面，雖然有部分旋翼飛行器使用油機作為動力源，但是普遍不能解決油機控制反應(yīng)慢的劣勢，這也是油機動力多旋翼飛行器發(fā)展受到限制的原因之一。
[0004]傳統(tǒng)的多旋翼飛行器往往是通過控制多軸的轉(zhuǎn)速來控制每個旋翼的拉力和扭矩，進(jìn)而控制飛行器的姿態(tài)。
[0005]現(xiàn)有的可變距飛行器都是單機驅(qū)動，這也限制了可變距飛行器的航時和載重量。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]根據(jù)上述提出的現(xiàn)有技術(shù)的油機控制反應(yīng)慢，航時短，載重量小以及只能通過控制轉(zhuǎn)速控制每個旋翼的拉力和扭矩，進(jìn)而控制飛行器的姿態(tài)等技術(shù)問題，而提供一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器。
[0007]一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，包括機體和四個動力裝置，所述動力裝置以所述機體的軸線為軸均勻分布，所述油機指的是汽油發(fā)動機或柴油發(fā)動機，所述機體呈軸對稱結(jié)構(gòu)，當(dāng)所述機體具有多個對稱軸時，所述機體的軸線指的是多個所述對稱軸中的一條；當(dāng)所述機體具有一個對稱軸時，所述機體的軸線為所述機體的對稱軸；
[0008]所述動力裝置包括固定在所述機體上的支撐臂和通過發(fā)動機支座固定在所述機體上的發(fā)動機，所述發(fā)動機的輸出端通過聯(lián)軸器與一傳動軸連接，所述傳動軸的輸出端連接有一齒輪箱，所述齒輪箱上設(shè)有一軸，所述軸穿過所述支撐臂與一變距機構(gòu)連接，所述變距機構(gòu)上設(shè)有旋翼，所述變距機構(gòu)用于改變所述旋翼的槳葉與所述槳葉的旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角，即漿距；
[0009]所述支撐臂上還設(shè)有控制所述變距機構(gòu)的舵機；
[0010]所述機體內(nèi)設(shè)有油箱，控制和驅(qū)動動力裝置的控制系統(tǒng)，GPS系統(tǒng)和電池。
[0011]所述支撐臂呈圓柱形，所述支撐臂的軸線垂直于所述機體的軸線，所述軸的軸線與所述機體的軸線平行。
[0012]所有所述動力裝置的所述旋翼具有同一旋轉(zhuǎn)平面。
[0013]所述旋翼的翼型為對稱翼型。
[0014]所述控制系統(tǒng)包括飛行控制單元和驅(qū)動單元，所述飛行控制單元包括處理器和連接在所述處理器上的慣性測量模塊、數(shù)據(jù)收發(fā)模塊、數(shù)據(jù)傳輸模塊和地面站實時顯示單元。
[0015]所述發(fā)動機為二沖程的發(fā)動機。
[0016]所述機體的下端設(shè)有起落架。
[0017]所述機臂呈中空結(jié)構(gòu)，所述中空結(jié)構(gòu)用于容納連接所述控制系統(tǒng)和所述發(fā)動機的導(dǎo)線。
[0018]所述傳動軸通過傳動軸支架與所述支撐臂連接。
[0019]所述飛行器上還設(shè)有用于檢測所述飛行器的飛行姿態(tài)位置的傳感器。
[0020]所述飛行器在飛行的過程中將傳感器和GPS系統(tǒng)以及飛行控制單元所檢測到的所述飛行器的飛行姿態(tài)位置的數(shù)據(jù)輸送給所述飛行控制單元，并由所述飛行控制單元做數(shù)據(jù)處理，如果需要調(diào)節(jié)所述飛行器的飛行姿態(tài)位置，所述飛行控制單元便向所述驅(qū)動單元發(fā)出信號，所述驅(qū)動單元向需要調(diào)節(jié)的所述動力裝置發(fā)出單獨的調(diào)節(jié)信號，改變需要調(diào)節(jié)的所述動力裝置的旋翼轉(zhuǎn)速和/或所述旋翼的槳葉的漿距，從而確定所述旋翼的轉(zhuǎn)速和/或所述旋翼的拉力和扭矩，進(jìn)而調(diào)節(jié)所述飛行器的飛行姿態(tài)位置。
[0021]與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的多油動變槳距多旋翼飛行器，通過多油動的方式，不僅極大地延長了多旋翼飛行器的續(xù)航時間和載重量，同時通過變槳距規(guī)避了油機較慢的反應(yīng)速度，通過油機定速控制使得拉力隨槳矩變化，線性好，容易控制。
[0022]基于上述理由本發(fā)明可在多旋翼飛行器等領(lǐng)域廣泛推廣。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0023]下面結(jié)合附圖和【具體實施方式】對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說明。
[0024]圖1是本發(fā)明的【具體實施方式】中的多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0025]圖2是本發(fā)明的【具體實施方式】中的動力裝置。
[0026]圖3是本發(fā)明的【具體實施方式】中的多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器的控制原理結(jié)構(gòu)框圖。
[0027]其中，1、機體，2、支撐臂，3、起落架，4、發(fā)動機支座，5、發(fā)動機，6、聯(lián)軸器，7、傳動軸支架，8、傳動軸，9、齒輪箱，10、軸，11、舵機，12、變距機構(gòu)，13、旋翼。

【具體實施方式】
[0028]如圖1，圖2所示，一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，包括機體1和四個動力裝置(動力裝置一，動力裝置二，動力裝置三和動力裝置四)，所述機體呈削去四條棱邊的長方體，即長方體的四條豎直設(shè)置的棱邊被削去并形成新的側(cè)面，所述機體1的下端設(shè)有起落架3 ;
[0029]四個所述動力裝置以所述機體1的軸線為軸均勻分布，所述機體1的軸線為所述機體1的對稱軸，所述對稱軸與長方體被削去的豎直設(shè)置的棱邊平行；
[0030]所述動力裝置包括固定在所述機體1的所述新的側(cè)面上的支撐臂2和通過發(fā)動機支座4固定在所述機體1上的發(fā)動機5，所述支撐臂2呈圓柱形并呈中空結(jié)構(gòu)，所述支撐臂2的軸線垂直于所述機體1的軸線，所述發(fā)動機5為二沖程的發(fā)動機，所述發(fā)動機5的輸出端通過聯(lián)軸器6與一傳動軸8連接，所述傳動軸8通過傳動軸支架7與所述支撐臂2連接，所述傳動軸8的輸出端連接有一齒輪箱9，所述齒輪箱9上設(shè)有一軸10，所述軸10的軸線與所述機體1的軸線平行，所述軸10穿過所述支撐臂2與一變距機構(gòu)12連接，所述變距機構(gòu)12上設(shè)有旋翼13，四個所述動力裝置的所述旋翼13具有同一旋轉(zhuǎn)平面，所述旋翼13的翼型為對稱翼型，所述支撐2上還設(shè)有控制所述變距機構(gòu)12的舵機11 ;
[0031]所述機體1內(nèi)設(shè)有油箱，控制和驅(qū)動動力裝置的控制系統(tǒng)，GPS系統(tǒng)和電池，所述控制系統(tǒng)包括飛行控制單元和驅(qū)動單元，所述飛行控制單元包括處理器和連接在所述處理器上的慣性測量模塊、數(shù)據(jù)收發(fā)模塊、數(shù)據(jù)傳輸模塊和地面站實時顯示單元，所述慣性測量模塊采用型號為ADIS 16488A的慣性測量模塊，所述處理器的型號為STM32F405RaT6的處理器，所述數(shù)據(jù)收發(fā)模塊采用型號為Xbee的數(shù)據(jù)收發(fā)模塊。所述飛行器上還設(shè)有用于檢測所述飛行器的飛行姿態(tài)位置的傳感器，所述中空結(jié)構(gòu)用于容納連接所述控制系統(tǒng)和所述發(fā)動機5的導(dǎo)線。
[0032]如圖3所示，所述飛行器在飛行的過程中將傳感器和GPS系統(tǒng)以及飛行控制單元所檢測到的所述飛行器的飛行姿態(tài)位置的數(shù)據(jù)輸送給所述飛行控制單元，并由所述飛行控制單元做數(shù)據(jù)處理，如果需要調(diào)節(jié)所述飛行器的飛行姿態(tài)位置，所述飛行控制單元便向所述驅(qū)動單元發(fā)出信號，所述驅(qū)動單元向需要調(diào)節(jié)的所述動力裝置發(fā)出單獨的調(diào)節(jié)信號，改變需要調(diào)節(jié)的所述動力裝置的旋翼轉(zhuǎn)速和/或所述旋翼的槳葉的漿距，從而確定所述旋翼的轉(zhuǎn)速和/或所述旋翼的拉力和扭矩，進(jìn)而調(diào)節(jié)所述飛行器的飛行姿態(tài)位置。
[0033]以上所述，僅為本發(fā)明較佳的【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本【技術(shù)領(lǐng)域】的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，根據(jù)本發(fā)明的技術(shù)方案及其發(fā)明構(gòu)思加以等同替換或改變，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:包括機體和四個動力裝置，所述動力裝置以所述機體的軸線為軸均勻分布； 所述動力裝置包括固定在所述機體上的支撐臂和通過發(fā)動機支座固定在所述機體上的發(fā)動機，所述發(fā)動機的輸出端通過聯(lián)軸器與一傳動軸連接，所述傳動軸的輸出端連接有一齒輪箱，所述齒輪箱上設(shè)有一軸，所述軸穿過所述支撐臂與一變距機構(gòu)連接，所述變距機構(gòu)上設(shè)有旋翼； 所述支撐臂上還設(shè)有控制所述變距機構(gòu)的舵機； 所述機體內(nèi)設(shè)有油箱，控制和驅(qū)動動力裝置的控制系統(tǒng)，GPS系統(tǒng)和電池。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所述支撐臂呈圓柱形，所述支撐臂的軸線垂直于所述機體的軸線，所述軸的軸線與所述機體的軸線平行。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所有所述動力裝置的所述旋翼具有同一旋轉(zhuǎn)平面。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所述旋翼的翼型為對稱翼型。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所述控制系統(tǒng)包括飛行控制單元和驅(qū)動單元，所述飛行控制單元包括處理器和連接在所述處理器上的慣性測量模塊、數(shù)據(jù)收發(fā)模塊、數(shù)據(jù)傳輸模塊和地面站實時顯示單元。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所述發(fā)動機為二沖程的發(fā)動機。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所述機體的下端設(shè)有起落架。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所述機臂呈中空結(jié)構(gòu)。
9.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所述傳動軸通過傳動軸支架與所述支撐臂連接。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種多發(fā)油動變槳距多旋翼飛行器，其特征在于:所述飛行器上還設(shè)有用于檢測所述飛行器的飛行姿態(tài)位置的傳感器。
【文檔編號】B64C27/02GK104443372SQ201410705668
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2014年11月26日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月26日
【發(fā)明者】姜文輝, 郭相群 申請人:大連宏翼航空科技發(fā)展有限公司, 遼寧銳翔通用航空有限公司