可變矩大載重四旋翼飛行器的製作方法

2023-12-09 04:50:36

專利名稱：可變矩大載重四旋翼飛行器的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種旋翼飛機，進一步涉及一種可變矩大載重四旋翼飛行器。
背景技術：
現有的多旋翼飛行器都是通過調節每個電動機轉速來改變旋翼轉速，實現升力的變化，從而控制飛行器的姿態和位移。這種結構效率低，負載小，而且動力不穩定，尤其是在下降過程中，必須降低轉速，以減小旋翼升力，升力減小就意味著對飛行器姿態控制的能力減弱，飛行器會出現搖擺的情況甚至失控。
發明內容本發明的目的是提供一種槳葉與水平面夾角可調的旋翼飛行器。可變矩大載重四旋翼飛行器，包括機身，與機身相連，對稱分布的4個旋翼臂，位於旋翼臂上的旋翼，所述4個旋翼中，兩兩相鄰旋翼的旋轉方向相反；所述每個旋翼槳葉1201與水平面的夾角可調，達到升力的可調，進而對飛行器的姿態實現調整。所述旋翼由電機701驅動，每個電機的旋轉速度保持一致。還包括旋翼槳角度調整機構，該機構包括慣性導航儀401，慣性導航儀控制的4個舵機601-1、601-2、601-3、601-4，分別與每個舵機相連的連杆901、搖臂1001、矩形滑塊1101。所述機身包括從上至下依次水平分布的圓形上層板101、圓形中層板102和圓形下層板103 ;垂直分布的第一支撐板301和第二支撐板302, 二者平行為第一組；垂直分布的第三支撐板303和第四支撐板304，二者平行為第二組；第一組和第二組支撐板十字交叉分布，交叉方向與四個旋翼中線線連線的交叉方向完全一致；所述中層板102與下層板103正好分別位於十字交叉形成的上、下兩個支撐面；所述上層板101與中層板102之間通過垂直分布的支撐柱連接。所述旋翼臂包括支撐管201-1、202-1、203-1、204_1，支撐管兩側對稱分布的2根支撐杆 201-2、201-3、202-2、202-3、203-2、203-4、204-2、204-3 ;所述支撐管外端連接旋翼，內端連接於一組支撐板；所述支撐杆外端與支撐管連接，內端連接於中層板。所述上層板101、中層板102、下層板103、第一支撐板301、第二支撐板301、第三支撐板303、第四支撐板304均為鏤空結構。作為優選方案，還包括位於下層板103下的起落架501。本發明現對於現有技術的優點在於(一)在本發明中的四旋翼是變槳矩的，在轉速變化的同時，槳矩隨之變化，有效的提聞了電動機在每一個轉速下的最聞效率，提聞了有效負荷，是聞效的四旋翼飛行器。同時，旋翼轉速不會大範圍變化，對飛行器姿態的控制能力更強，抗風性能比普通四旋翼好，是一種穩定的四旋翼飛行器。( 二)有效負荷的提升可以減少旋翼的直徑。根據空氣動力學，旋翼直徑越大，操縱性能差，抗風能力低，容易搖擺，失控；因此，本發明飛行器的操作性能大大提高。[0013](三)本發明中的可變矩四旋翼飛行器在機身結構上，採用了高層建築和橋梁的框架式結構，強度大，重量輕，有效的提升了留空時間和工作效率，並且對它的控制系統起到了保護的作用。

圖I是可變矩大載重四旋翼飛行器結構圖。601-1、601-2、601-3、601_4代表舵機，701代表電機，801-1、801-2、801-3、801-4代表旋翼的槳葉。圖2是旋翼局部位置A的放大圖；圖中，901代表連杆，1001代表搖臂，1101代表滑塊。圖3是圖2的右視圖。圖4是上升時變矩示意圖。圖中，1201代表槳葉，槳葉順時針旋轉。圖5是下降時變矩示意圖。圖中，1201代表槳葉，槳葉順時針旋轉。圖6是機身結構爆炸示意圖。圖中，101代表上層板，102代表中層板，103代表下層板;201-1、202-1、203-1、204-1 分別代表支撐管；201-2、201-3、202-2、202-3、203-2、203-4,204-2,204-3分別代表支撐杆；301代表第一支撐板，302代表第二支撐板，303代表第三支撐板，304代表第四支撐板；401代表慣性導航儀；501代表支架。圖7是實施例I中上層板結構示意圖。圖8是實施例I中支柱結構示意圖。圖9是實施例I中中層板結構示意圖。圖10是實施例I中第一、第二、第三、第四支撐板結構示意圖。圖11是實施例I中第一、第二、第三、第四支撐板裝配結構示意圖。圖12是實施例I中下層板結構示意圖。圖13是實施例I中支撐管安裝隔框結構示意圖。圖14是實施例I中遙控器面板結構示意圖。圖15是實施例I中平衡儀連接示意圖。
具體實施方式
實施例I :對照圖1-12說明本發明的實施過程。可變矩大載重四旋翼飛行器，包括機身，與機身相連，對稱分布的4個旋翼臂，位於旋翼臂上的旋翼，所述4個旋翼中，兩兩相鄰旋翼的旋轉方向相反；所述每個旋翼槳葉1201與水平面的夾角可調，達到升力的可調，進而對飛行器的姿態實現調整。所述旋翼由電機701驅動，每個電機的旋轉速度保持一致。還包括旋翼槳角度調整機構，該機構包括慣性導航儀401，慣性導航儀控制的4個舵機601-1、601-2、601-3、601-4，分別與每個舵機相連的連杆901、搖臂1001、矩形滑塊1101。所述機身包括從上至下依次水平分布的圓形上層板101、圓形中層板102和圓形下層板103 ;垂直分布的第一支撐板301和第二支撐板302, 二者平行為第一組；垂直分布的第三支撐板303和第四支撐板304，二者平行為第二組；第一組和第二組支撐板十字交叉分布，交叉方向與四個旋翼中線線連線的交叉方向完全一致；所述中層板102與下層板103正好分別位於十字交叉形成的上、下兩個支撐面；所述上層板101與中層板102之間通過垂直分布的支撐柱連接。所述旋翼臂包括支撐管201-1、202-1、203-1、204_1，支撐管兩側對稱分布的2根支撐杆 201-2、201-3、202-2、202-3、203-2、203-4、204-2、204-3 ;所述支撐管外端連接旋翼，內端連接於一組支撐板；所述支撐杆外端與支撐管連接，內端連接於中層板。所述上層板101、中層板102、下層板103、第一支撐板301、第二支撐板301、第三支撐板303、第四支撐板304均為鏤空結構。還包括位於下層板103下的起落架501 ;連接支撐管與支撐板的支撐管安裝隔框 1301、1302、1303、1304、1305、1306、1307、1308。連接結構如下以下層板103為基準，利用螺絲和下層板103上的定位孔將第一、第二、第三、第四支撐板301、302、303、304固定在下層板103上。其中，下層板103的定位孔1，2，3，4，5，6與第四支撐板304的定位孔I' ,2'，3' A'，5' ,6/連接，定位孔7，8，9，10，11，12與第三支撐板303的定位孔7'，8'，9'，10'，11'，12'連接，定位孔13，14，15，16，17，18與第一支撐板 301 的定位孔 13'，14' ,15/ ,16/ ,17/ ,18/ 連接，定位孔 19，20，21，22，23，24與第二支撐板302的定位孔19'，20'，21'，22'，23'，24'連接。支撐管安裝隔框1301通過定位孔25，26，27，28與第四支撐板304的定位孔25'，26'和第三支撐板303的定位孔27'，28'連接，支撐管安裝隔框1302通過定位孔29，30，31，32與第四支撐板304的定位孔29'，30'和第三支撐板303的定位孔31'，32'連接，支撐管安裝隔框1303通過定位孔33，34，35，36與第四支撐板304的定位孔33' ,34/和第三支撐板303的定位孔35' ,36/連接，支撐管安裝隔框1304通過定位孔37，38，39，40與第四支撐板304的定位孔37' ,38/和第三支撐板303的定位孔39' ,40'連接，支撐管安裝隔框1305通過定位孔41，42，43，44與第一支撐板301的定位孔41'，42'和第二支撐板302的定位孔43'，44'連接，支撐管安裝隔框1306通過定位孔45，46，47，48與第一支撐板301的定位孔45' ,46/和第二支撐板302的定位孔47'，48'連接，支撐管安裝隔框1307通過定位孔49，50，51，52與第一支撐板301的定位孔49' ,50/和第二支撐板302的定位孔51'，52'連接，支撐管安裝隔框1308通過定位孔53，54，55，56與第一支撐板301的定位孔53'，54'和第二支撐板302的定位孔55' ,56/連接。第一、二、三、四支撐板301、302、303、304通過定位孔與中層板102連接，第四支撐板 304 的定位孔 57，58，59，60，61，62 與中層板 102 的定位孔 57' ,58/ ,59' ,60'，61'，62'連接，第三支撐板303的定位孔63，64，65，66，67，68與中層板102的定位孔63'，64' ,65/ ,66/ ,67' ,68'連接，第一支撐板301的定位孔69，70，71，72，73，74與中層板102的定位孔69' ,70' ,11' ,12' ,73/ ,IA'連接，第二支撐板302的定位孔75，76，77，78，79，80 與中層板 102 的定位孔 75'，76' ,11' ,78, ,79' ,80'連接。中層板102通過第一、二、三、四、五、六、七、八支柱與上層板101連接，中層板102的定位孔81，82，83，84，85，86，87，88與第一支柱的定位孔81'，第二支柱的定位孔82'，第三支柱的定位孔83'，第四支柱的定位孔84'，第五支柱的定位孔85'，第六支柱的定位孔86'，第七支柱的定位孔87'，第八支柱的定位孔88'連接。上層板101的定位孔89，90，91，92，93，94，95，96與第一支柱的定位孔89'，第二支柱的定位孔90'，第三支柱的定位孔91'，第四支柱的定位孔92'，第五支柱的定位孔93'，第六支柱的定位孔94'，第七支柱的定位孔95'，第八支柱的定位孔96'連接。支撐杆201-2、201-3、202-2、202-3、203-2、203-4、204-2、204-3 的定位孔 97，98，99，100，101，102，103，104 分別與上層板 101 的定位孔 97' ,98 ' ,99 ' ,100 ' ,101 '，102' , 103/ ,104'連接。慣性導航儀401選擇Helicommand品牌下的Profi型號。安裝在下層板的某個位置。Profi內置三個高質量的SMM陀螺，可以對飛行器的姿態保持穩定；氣壓計和光學高度測量儀，確定飛行器的高度；2個CCD傳感器用於地面速度和水平漂移的檢測。該儀器的特點能夠自動懸停和增穩，非常平滑和準確；完整的飛行姿態穩定功
能，包括任何飛行姿態，高度下；增加光學位置鎖定模式，可以在離地20-30m處(實際效果視飛速而定)保持直升機水平位置；高級失控保護功能；無漂移尾槳陀螺；高質量產品，達到最大安全可靠性；防水鋁製外殼，完善的內部減震措施以及衝擊吸收設計。水平增穩與定位功能(Pilot通道)。Profi的水平增穩功能有以下三種模式關閉模式，傳統的人工控制；增穩模式，通過三軸陀螺儀對飛行器姿態進行調節，保持飛行器水平；定位模式，這一模式下，平衡儀不僅可以保持直升機的姿態，還可以對地定位。這是很強的平衡功能，可以用於自動懸停和慢速飛行。沒有GPS的情況下，在距地0. 5米至5米高度效果最好，如果環境條件好(例如無風天)，10米甚至20-30米高度都可以正常工作。用遙控器的Pilot通道開關(圖15)可以在三種模式中進行切換(使用輸出信號可調的三檔開關或滑動電位器)。高度穩定功能(H-pilot通道)高度穩定功能有兩種工作模式鎖定模式(更強的穩定效果)，用來保持飛行器在一定的高度持續懸停；阻尼模式，可以比較容易的控制飛行器。系統有三個內置傳感器來測量高度氣壓計(距離地面I米以上有效)紅外測距儀(距離地面I. 5米以下有效)用遙控器的H-Pilot通道開關(圖15)可以在兩種模式中進行切換(使用輸出信號可調的三檔開關或滑動電位器)。自動微調(AUX通道)首次飛行時，使用自動微調功能非常重要，自動微調校準平衡儀內部傳感器相對於安裝角度誤差和直升機本身特性的中立位置。使用遙控器的AUX通道開關(圖15)來觸發自動微調，建議使用復位開關。變矩過程操縱手向上推遙控器操縱杆A(圖15)，遙控器將信號發射給接收機，接收機將信號傳給RC模塊，由RC模塊控制所有舵機轉動，帶動連杆，連杆帶動搖臂向上運動，搖臂推動變矩滑塊向上運動，使所有旋翼的前緣向上傾斜，增加總力矩實現四旋翼向上飛行(圖4)。操縱手控制四旋翼飛行器在3米高度懸停，此時打開AUX通道，觸發自動微調，校準平衡儀內部傳感器相對於安裝角度誤差和直升機本身特性的中立位置。[0062]校準後，控制四旋翼飛行器上升到50米高度，打開Pilot通道的定位開關，實現空中懸停。同時打開H-Pilot通道開關的高度鎖定模式，使四旋翼飛行器自動保持在50米高度。完成任務後，需要降落時，打開H-Pilot通道開關的高度阻尼模式，使得操 縱手更容易的控制四旋翼飛行器降落。向下拉遙控器操縱杆A(圖15)，遙控器將信號發射給接收機，接收機將信號傳給RC模塊，由RC模塊控制所有舵機轉動，帶動連杆，連杆帶動搖臂向下運動，搖臂推動變矩滑塊向下運動，使所有旋翼的前緣向下傾斜，減少總力矩實現四旋翼降落(圖5)。
權利要求1.可變矩大載重四旋翼飛行器，其特徵在於，包括機身，與機身相連，對稱分布的4個旋翼臂，位於旋翼臂上的旋翼，所述4個旋翼中，兩兩相鄰旋翼的旋轉方向相反；所述每個旋翼槳葉(1201)與水平面的夾角可調，達到升力的可調，進而對飛行器的姿態實現調整。
2.根據權利要求I所述可變矩大載重四旋翼飛行器，其特徵在於，所述旋翼由電機(701)驅動，每個電機的旋轉速度保持一致。
3.根據權利要求I所述可變矩大載重四旋翼飛行器，其特徵在於，還包括旋翼槳角度調整機構，該機構包括慣性導航儀(401)，慣性導航儀控制的4個舵機(601-1、601-2、601-3、601-4)，分別與每個舵機相連的連杆(901)、搖臂(1001)、矩形滑塊(1101)。
4.根據權利要求I至3任何一項所述可變矩大載重四旋翼飛行器，其特徵在於，所述機身包括從上至下依次水平分布的圓形上層板(101)、圓形中層板(102)和圓形下層板(103);垂直分布的第一支撐板(301)和第二支撐板(302), 二者平行為第一組；垂直分布的第三支撐板(303)和第四支撐板(304)，二者平行為第二組；第一組和第二組支撐板十字交叉分布，交叉方向與四個旋翼中線線連線的交叉方向完全一致；所述中層板(102)與下層板(103)正好分別位於十字交叉形成的上、下兩個支撐面；所述上層板(101)與中層板(102)之間通過垂直分布的支撐柱連接。
5.根據權利要求4所述可變矩大載重四旋翼飛行器，其特徵在於，所述旋翼臂包括支撐管(201-1、202-1、203-1、204-1)，支撐管兩側對稱分布的2根支撐杆(201_2、201_3、202-2、202-3、203-2、203-4、204-2、204-3);所述支撐管外端連接旋翼，內端連接於一組支撐板；所述支撐杆外端與支撐管連接，內端連接於中層板。
6.根據權利要求5所述可變矩大載重四旋翼飛行器，其特徵在於，還包括位於下層板(103)下的起落架(501)。
7.根據權利要求4所述可變矩大載重四旋翼飛行器，其特徵在於，所述上層板(101)、中層板(102)、下層板(103)、第一支撐板(301)、第二支撐板(302)、第三支撐板(303)、第四支撐板(304)均為鏤空結構。
專利摘要本實用新型涉及一種旋翼飛機，進一步涉及一種可變矩大載重四旋翼飛行器。可變矩大載重四旋翼飛行器，包括機身，與機身相連，對稱分布的4個旋翼臂，位於旋翼臂上的旋翼，所述4個旋翼中，兩兩相鄰旋翼的旋轉方向相反；所述每個旋翼槳葉1201與水平面的夾角可調，達到升力的可調，進而對飛行器的姿態實現調整。本實用新型飛行器的操作性能大大提高。
文檔編號B64C27/32GK202783778SQ20112055342
公開日2013年3月13日 申請日期2011年12月27日 優先權日2011年12月27日
發明者趙曙光 申請人:天津曙光敬業科技有限公司