CN103387052B - 八旋翼飞行器 - Google Patents
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Abstract
八旋翼飞行器，涉及飞行器领域，解决了现有八旋翼飞行器偏航能力弱的问题，包括机体，航空电子系统，工作载荷模块，起落装置，与航空电子系统相连沿机体中心轴向四周等角度展开的四个支撑臂和其端部的驱动单元，支撑臂与机体中心轴的夹角α相等且0°＜α＜90°，并在xoy平面的投影为轴对称相交的两条直线，四个驱动单元在xoy平面的投影分别位于四个象限内或x、y正负半轴上，其旋转轴线在yoz或xoz平面的投影与z轴成夹角θ，-75°≤θ≤75°，不包括0，驱动单元的旋转轴线在xoy平面的投影与旋转中心到机体坐标系原点的连线在xoy平面的投影垂直。本发明偏航力矩大小提高了一个数量级，偏航能力大幅提高。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种八旋翼飞行器。
背景技术
八旋翼飞行器是在传统四旋翼飞行器基础上衍生出来的，包括两种结构形式，一是在同一平面上安装八个旋翼，二是在同一平面上安装四个共轴旋翼，和传统四旋翼飞行器相比，八旋翼飞行器采用八个旋翼产生推力，相比四个旋翼产生的推力更大，因此，能搭载更大的载荷，近年来在世界范围内掀起了研究热潮。
八旋翼飞行器，通过改变八个旋翼的转速大小产生飞行器飞行所需的升力和扭矩，从而实现飞行器的稳定盘旋和精确飞行，从运动状态看，八旋翼飞行器具有空间六个自由度和四个可控的基本运动状态，四个可控的基本运动状态分别为垂向飞行、纵向飞行、横向飞行和水平转动，前三个运动状态是通过改变八个旋翼的升力大小产生对飞行器不同大小和方向的合力和合力矩实现飞行器运动状态的改变，而水平转动即偏航是通过改变八个旋翼的反扭力矩实现对飞行器偏航的调整，由于旋翼的反扭力矩相比升力作用于飞行器机体产生的合力矩小很多，现有的八旋翼飞行器的偏航能力相比其他三种运动状态变化能力非常弱，这一问题严重影响八旋翼飞行器机动性和抗风性能。
发明内容
为了解决现有八旋翼飞行器存在的偏航能力弱的问题，本发明提供一种具有较强偏航能力的八旋翼飞行器。
本发明为解决技术问题所采用的技术方案如下：
八旋翼飞行器，包括机体、设置在机体内部的航空电子系统和外部的起落装置及固定在机体下方的工作载荷模块，所述起落装置包括两个头部上翘的滑撬杆和两个交叉安装的滑撬梁，还包括与航空电子系统相连并通过折页结构可拆卸地安装在机体上的四个等长支撑臂和分别安装在支撑臂端部的四个结构相同的驱动单元，将飞行器质心设为机体坐标系原点，x轴方向设为飞行器的机头方向，z轴沿着飞行器纵向面，指向上方，四个支撑臂沿机体中心轴向四周等角度展开，每个支撑臂与机体中心轴的夹角α相等且0°＜α＜90°，四个支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影为轴对称相交的两条直线，四个驱动单元在机体坐标系xoy平面的投影分别位于四个象限内或者分别位于x轴正负半轴上和y轴正负半轴上，每个驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影分别与z轴形成一夹角θ，-75°≤θ≤75°，不包括0，正负号表示方向，当θ取正值时，表示驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面沿z轴逆时针偏转；当θ取负值时，表示驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面沿z轴顺时针偏转，四个夹角大小相等方向不同，每个驱动单元的旋转轴线在机体坐标系xoy平面的投影与旋转中心到机体坐标系原点的连线在机体坐标系xoy平面的投影相互垂直，该飞行器姿态调整的控制量包括俯仰、滚转、偏航和z轴的升力总量。
所述驱动单元由两个结构相同的旋翼和一个驱动电机组成，驱动电机固定在支撑臂端部，两个旋翼均通过输出轴安装在驱动电机的同一侧，飞行器工作时，两个旋翼的相对转速为零，两个旋翼的旋转平面相互平行且相互离开一定安全距离。
所述驱动单元由两个结构相同的正反旋翼和两个结构相同的驱动电机组成，驱动电机固定在支撑臂端部，两个旋翼分别通过输出轴安装在两个驱动电机形成的串联结构的上下两侧，飞行器工作时，两个旋翼的相对转速不为零。
所述四个驱动单元分别为第一驱动单元、第二驱动单元、第三驱动单元和第四驱动单元，所述第一驱动单元在机体坐标系xoy平面的投影位于第一象限内或x轴正半轴上，所述第二驱动单元在机体坐标系xoy平面的投影位于第二象限内或y轴正半轴上，所述第三驱动单元在机体坐标系xoy平面的投影位于第三象限内或x轴负半轴上，所述第四驱动单元在机体坐标系xoy平面的投影位于第四象限内或y轴负半轴上。
所述第一驱动单元的第一旋翼与第三驱动单元的第一旋翼的旋转方向同时为顺时针或同时为逆时针，第一驱动单元与第三驱动单元产生的升力分量和反扭力矩使飞行器机头产生向同一方向偏转的力矩；
所述第二驱动单元的第一旋翼与第四驱动单元的第一旋翼的旋转方向同时为逆时针或者同时为顺时针，第二驱动单元与第四驱动单元产生的升力分量和反扭力矩使飞行器机头产生向相反方向偏转的力矩；
所述第一驱动单元的第一旋翼与相邻的第二驱动单元的第一旋翼的旋转方向不同；所述第三驱动单元的第一旋翼与相邻的第四驱动单元的第一旋翼的旋转方向不同。
所述第一驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ1，所述第二驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ2，所述第三驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ3，所述第四驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ4，θ1，θ2，θ3，θ4大小相等，θ1与θ3方向不同，θ2与θ4方向不同。
所述四个支撑臂分别为第一支撑臂、第二支撑臂、第三支撑臂和第四支撑臂，所述第一支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影位于第一象限或x轴正半轴上，所述第二支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影位于第二象限内或y轴正半轴上，所述第三支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影位于第三象限内或x轴负半轴上，所述第四支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影位于第四象限内或y轴负半轴上。
所述第一支撑臂和第三支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影共线，所述第二支撑臂与第四支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影共线，所述第一支撑臂和第四支撑臂在机体坐标系xoy平面内的投影成60°夹角，所述第一支撑臂和第二支撑臂在机体坐标系xoy平面内的投影成120°夹角。
所述第一支撑臂和第三支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影共线，所述第二支撑臂与第四支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影共线，所述第一支撑臂和第四支撑臂在机体坐标系xoy平面内的投影成90°夹角，所述第一支撑臂和第二支撑臂在机体坐标系xoy平面内的投影成90°夹角。
每个驱动单元的外部均设置有一个用于保护旋翼的防碰撞装置，防碰撞装置为圆环结构或圆筒结构，防碰撞装置可拆卸地安装在支承臂上并将驱动单元包围在其内部。
本发明的有益效果是：本发明的八旋翼飞行器的偏航力矩是由旋翼升力在机体坐标系xoy平面的投影部分的力、力臂产生的力矩以及旋翼产生的反扭力矩共同叠加得到的，相比现有的八旋翼飞行器，其偏航力矩大小能够提高一个数量级，偏航能力大幅提高，同时，由于四个驱动单元的八个旋翼在机体坐标系的三个轴上均有力和力矩的分量，有效地增加了飞行器的稳定性和操纵性；旋翼旋转轴与机体坐标系z轴的夹角θ较小，既能提高八旋翼飞行器的偏航能力又不会造成z轴方向的升力较大的损失，能耗降低；本发明的载重能力强，飞行器质量、体积均有所减小。
附图说明
图1为具体实施方式一的俯视方向示意图；
图2为具体实施方式一的驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面的投影与z轴形成的夹角的示意图；
图3为具体实施方式二的俯视方向示意图；
图4为具体实施方式二的驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面的投影与z轴形成的夹角的示意图；
图5为具体实施方式三的俯视方向示意图；
图6为具体实施方式三的驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面的投影与z轴形成的夹角的示意图；
图7为驱动单元的第一种结构形式的示意图；
图8为驱动单元的第二种结构形式的示意图；
图9为起落装置的结构示意图。
图中：1、机体，2、航空电子系统，3、起落装置，301、滑撬杆，302、滑撬梁，401、第一支撑臂，402、第二支撑臂，403、第三支撑臂，404、第四支撑臂，5、第一驱动单元，501、第一驱动单元的第一旋翼，502、第一驱动单元的第二旋翼，503、第一驱动单元的驱动电机，504、第一驱动单元的旋转轴线，6、第二驱动单元，601、第二驱动单元的第一旋翼，602、第二驱动单元的第二旋翼，603、第二驱动单元的驱动电机，604、第二驱动单元的旋转轴线，7、第三驱动单元，701、第三驱动单元的第一旋翼，702、第三驱动单元的第二旋翼，703、第三驱动单元的驱动电机，704、第三驱动单元的旋转轴线，8、第四驱动单元，801、第四驱动单元的第一旋翼，802、第四驱动单元的第二旋翼，803、第四驱动单元的驱动电机，804、第四驱动单元的旋转轴线。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
将飞行器的质心设为机体坐标系的原点o，x轴、y轴、z轴相互垂直，在图1、图3、图5中，y轴在纸面中向左，z轴垂直于纸面向外，x轴在纸面中向上，xoy平面被分为四个象限；在图2、图4、图6中，x轴垂直于纸面向里，将x轴方向设为飞行器的机头方向，z轴沿着飞行器纵向面，指向上方。
如图1所示，本发明的八旋翼飞行器，主要由机体1、航空电子系统2、起落装置3、工作载荷模块、四个支撑臂、四个驱动单元和防碰撞装置组成，机体1的中心位于机体坐标系的原点o处，机体1的中心轴即为z轴，航空电子系统2设置在机体1的内部，用于飞行器姿态控制和信息传递，航空电子系统2由控制系统、传感器、导航系统和图像采集与传输系统组成，传感器为转速传感器、加速度传感器、陀螺仪、气压传感器、磁力传感器、超声波传感器、全球定位系统（GPS）传感器和光学传感器中的一种或多种，起落装置3设置在机体1的外部，如图9所示，起落装置3包括两个头部上翘的滑撬杆301和两个交叉安装的滑撬梁302；可更换的工作载荷模块固定在机体1下方，工作载荷模块为红外相机、可见光相机、卡片相机、摄像机、激光照明器和光谱仪中的一种或多种。
如图1所示，四个等长的支承臂通过折页结构可拆卸地安装在机体1上，并且每个支撑臂都与航空电子系统2相连，四个支撑臂沿着机体1的中心轴即机体坐标系z轴向四周等角度展开，每个支撑臂与机体1的中心轴即机体坐标系z轴形成的夹角相等，将该夹角设为α，其大小为：0°＜α＜90°，且这四个支撑臂在机体坐标系xoy平面内的投影为两条直线，这两条直线在机体坐标系xoy平面内沿x轴和y轴对称分布，或者分别位于x轴和y轴上，一个支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影分别与两个相邻支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影所形成的两个夹角之和为180°，这两个夹角均大于0°，具体为第一支撑臂401在机体坐标系xoy平面的投影位于第一象限或x轴正半轴上，第二支撑臂402在机体坐标系xoy平面的投影位于第二象限内或y轴正半轴上，第三支撑臂403在机体坐标系xoy平面的投影位于第三象限内或x轴负半轴上，第四支撑臂404在机体坐标系xoy平面的投影位于第四象限内或y轴负半轴上，第一支撑臂401在机体坐标系xoy平面的投影与第三支撑臂403在机体坐标系xoy平面的投影共线，第二支撑臂402在机体坐标系xoy平面的投影与第四支撑臂404在机体坐标系xoy平面的投影共线，四个支撑臂端部到飞行器质心即机体1中心的距离相等，也就是这四个支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影到机体坐标系原点o的距离相等。
如图1所示，四个结构完全相同的驱动单元分别安装在四个支承臂的端部，四个驱动单元分别为第一驱动单元5、第二驱动单元6、第三驱动单元7和第四驱动单元8，第一驱动单元5在机体坐标系xoy平面的投影位于第一象限内或x轴正半轴上，第二驱动单元6在机体坐标系xoy平面的投影位于第二象限内或y轴正半轴上，第三驱动单元7在机体坐标系xoy平面的投影位于第三象限内或x轴负半轴上，第四驱动单元8在机体坐标系xoy平面的投影位于第四象限内或y轴负半轴上。
如图2、图4、图6所示，四个驱动单元的四个旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影分别与z轴成一夹角，具体如下：第一驱动单元5的旋转轴线504在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ1，-75°≤θ1≤75°，但不包括0，θ1取正值时，表示第一驱动单元5的旋转轴线504在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转，θ1取负值时，表示第一驱动单元5的旋转轴线504在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转，θ1优选为-5°，-15°，45°；第二驱动单元6的旋转轴线604在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ2，-75°≤θ2≤75°，但不包括0，θ2取正值时，表示第二驱动单元6的旋转轴线604在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转，θ2取负值时，表示第二驱动单元6的旋转轴线604在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转，θ2优选为-5°，15°，45°；第三驱动单元7的旋转轴线704在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ3，-75°≤θ3≤75°，但不包括0，θ3取正值时，表示第三驱动单元7的旋转轴线704在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转，θ3取负值时，表示第三驱动单元7的旋转轴线704在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转，θ3优选为5°，15°，-45°；第四驱动单元8的旋转轴线804在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ4，-75°≤θ4≤75°，但不包括0，θ4取正值时，表示第四驱动单元8的旋转轴线804在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转，θ4取负值时，表示第四驱动单元8的旋转轴线804在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转，θ4优选为5°，-15°，-45°；各驱动单元的旋转轴线在机体坐标系的xoy平面的投影与对应的驱动单元的旋转中心到机体坐标系原点o的连线在机体坐标系xoy平面的投影相互垂直，四个驱动单元的旋转中心在机体坐标系xoy平面的投影分别位于机体坐标系的xoy平面的四个象限，包括四个象限内和x轴、y轴上。
第一驱动单元5的旋转轴线504在机体坐标系的yoz平面的投影与z轴的夹角为θ1，第二驱动单元6的旋转轴线604在机体坐标系的yoz平面的投影与z轴的夹角为θ2，第三驱动单元7的旋转轴线704在机体坐标系的yoz平面的投影与z轴的夹角为θ3与第四驱动单元8的旋转轴线804在机体坐标系的yoz平面的投影与z轴的夹角为θ4之间的大小相同，但是具体的方向不同，θ1与θ3的方向不同，θ2与θ4的方向不同。
驱动单元有两种结构形式，如图7所示，为驱动单元的第一种结构形式：每个驱动单元由两个结构完全相同的旋翼和一个驱动电机组成，每个驱动单元采用一个驱动电机驱动，驱动电机用于驱动旋翼旋转，驱动电机固定在对应的支撑臂的端部，两个旋翼均通过输出轴安装在驱动电机的同一侧，飞行器工作时，两个旋翼的相对转速为零，第一种结构形式中的两个旋翼的旋转平面相互平行且相互离开一定距离，防止发生碰撞事故；如图8所示，为驱动单元的第二种结构形式：每个驱动单元由两个结构完全相同的正反旋翼和两个结构完全相同的驱动电机组成，每个驱动单元采用两个驱动电机驱动，驱动电机固定在对应的支撑臂的端部，两个旋翼分别通过输出轴安装在两个驱动电机形成的串联结构的上下两侧，飞行器工作时，两个旋翼的相对转速不为零。
第一驱动单元5的第一旋翼501与第三驱动单元7的第一旋翼701的旋转方向同时为顺时针或者同时为逆时针，第一驱动单元5与第三驱动单元7产生的升力分量和反扭力矩使飞行器机头产生向同一方向偏转的力矩。
第二驱动单元6的第一旋翼601与第四驱动单元8的第一旋翼801的旋转方向同时为逆时针或者同时为顺时针，第二驱动单元6与第四驱动单元8产生的升力分量和反扭力矩使飞行器机头产生向相反方向偏转的力矩。
第一驱动单元5的第一旋翼501与相邻的第二驱动单元6的第一旋翼601的旋转方向不同，第三驱动单元7的第一旋翼701与相邻的第四驱动单元8的第一旋翼801的旋转方向不同。
每个驱动单元的外部均设置有一个防碰撞装置，防碰撞装置将驱动单元包围在其内部，用于保护旋翼，四个防碰撞装置分别可拆卸地安装在四个支承臂上，防碰撞装置为四个圆环结构或者四个圆筒结构。
调节每个驱动单元的两个旋翼的转速大小，可保证在总升力不变的情况下产生顺时针方向或者逆时针方向的反扭力矩。
本发明的八旋翼飞行器采用控制俯仰、滚转、偏航和z轴的升力总量共四个量作为姿态调整的控制量，可在一定程度上减小飞行器各个通道间的操作耦合性，降低操纵复杂性。
本实施方式中，所说的各驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影沿着z轴顺时针或者逆时针偏转，具体指的是，在机体坐标系yoz平面，驱动单元的旋转轴线沿着z轴顺时针或者逆时针偏转，是沿着x轴方向上看；在机体坐标系xoz平面，驱动单元的旋转轴线沿着z轴顺时针或者逆时针偏转，是沿着y轴方向上看。
具体实施方式一、如图1所示，将飞行器的质心设为机体坐标系的原点o，x轴、y轴、z轴相互垂直，y轴在纸面中向左，z轴垂直于纸面向外，x轴在纸面中向上，xoy平面被分为四个象限，将x轴方向设为飞行器的机头方向，z轴沿着飞行器纵向面，指向上方。
四个等长的支承臂通过折页结构可拆卸地安装在机体1上，并且每个支撑臂都与航空电子系统2相连，第一支撑臂401和第三支撑臂403在机体坐标系xoy平面的投影共线，第二支撑臂402与第四支撑臂404在机体坐标系xoy平面的投影共线，第一支撑臂401和第四支撑臂404在机体坐标系xoy平面内的投影成60°夹角，第一支撑臂401和第二支撑臂402在机体坐标系xoy平面内的投影成120°夹角，四个支撑臂的端部分别连接四个驱动单元中的四个驱动电机，四个驱动单元均采用如图8所示的第二种结构形式，以其中的第一驱动单元5举例说明，即第一驱动单元5安装两个驱动电机503，一个驱动电机503驱动第一旋翼501旋转，另一个驱动电机503驱动第二旋翼502旋转，第二旋翼502与第一旋翼501互为正反桨，旋转方向相反，驱动电机503采用永磁无刷直流电动机，其他的三个驱动单元的机构形式与第一驱动单元5相同。
本实施方式中，如图2所示，从飞行器后方向机头看去，即沿着x轴方向看去，第一驱动单元5的旋转轴线504在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转5°，即θ1=-5°，第二驱动单元6的旋转轴线604在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转5°，即θ2=-5°，第三驱动单元7的旋转轴线704在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转5°，即θ3=5°，第四驱动单元8的旋转轴线804在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转5°，即θ4=5°。
本实施方式中，第一驱动单元5的第一旋翼501逆时针旋转，第二旋翼502顺时针旋转，第一旋翼501和第二旋翼502产生的升力向上并偏向右前方，第一旋翼501产生的反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器的机头向右偏转的力量；第二旋翼502产生的反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器的机头向左偏转的力量。
本实施方式中，第二驱动单元6的第一旋翼601顺时针旋转，第二旋翼602逆时针旋转，第一旋翼601和第二旋翼602产生的升力向上并偏向右后方，第一旋翼601产生的反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器的机头向左偏转的力量；第二旋翼602产生的反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器的机头向右偏转的力量；当第一旋翼601与第二旋翼602采用相同气动外形和尺寸，并且转速相同时反扭矩为零。
本实施方式中，第三驱动单元7的第一旋翼701逆时针旋转，第二旋翼702顺时针旋转，第一旋翼701和第二旋翼702产生的升力向上并偏向左后方，第一旋翼701产生的反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器机头向右偏转的力量；第二旋翼702产生的反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器机头向左偏转的力量。
本实施方式中，第四驱动单元8的第一旋翼801顺时针旋转，第二旋翼802逆时针旋转，第一旋翼801和第二旋翼802产生的升力向上并偏向左前方，第一旋翼801产生的反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器的机头向左偏转的力量；第二旋翼802产生的反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器的机头向右偏转的力量。
本实施方式中，第一驱动单元5和第三驱动单元7产生的升力分量使飞行器的机头产生向右偏转的力矩。
本实施方式中，第二驱动单元6和第四驱动单元8产生的升力分量使飞行器的机头产生向左偏转的力矩。
本实施方式中，由于第一驱动单元5与第四驱动单元8的入流速度增加，第二驱动单元6与第三驱动单元7的入流速度增加，而尾流减弱，此种布局相比平面布局的传统四旋翼飞行器，旋翼升力有所提高。
具体实施方式二、如图3所示，将飞行器的质心设为机体坐标系的原点o，x轴、y轴、z轴相互垂直，y轴在纸面中向左，z轴垂直于纸面向外，x轴在纸面中向上，xoy平面被分为四个象限，将x轴方向设为飞行器的机头方向，z轴沿着飞行器纵向面，指向上方。
四个等长的支承臂通过折页结构可拆卸地安装在机体1上，并且每个支撑臂都与航空电子系统2相连，第一支撑臂401和第三支撑臂403在机体坐标系xoy平面的投影共线，第二支撑臂402与第四支撑臂404在机体坐标系xoy平面的投影共线，第一支撑臂401和第四支撑臂404在机体坐标系xoy平面内的投影成90°夹角，第一支撑臂401和第二支撑臂402在机体坐标系xoy平面内的投影成90°夹角，四个支撑臂的端部分别连接四个驱动单元中的四个驱动电机，四个驱动单元均采用如图7所示的第一种结构形式，以其中的第一驱动单元5举例说明，即第一驱动单元5安装一个驱动电机503，驱动电机503同时驱动第一旋翼501和第二旋翼502旋转，第一旋翼501与第二旋翼502的相对转速为零，驱动电机503采用永磁无刷直流电动机，其他的三个驱动单元的机构形式与第一驱动单元5相同。
本实施方式中，如图4所示，从飞行器后方向机头看去，即沿着x轴方向看去，第一驱动单元5的旋转轴线504在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转45°，即θ1=45°，第二驱动单元6的旋转轴线604在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转45°，即θ2=45°，第三驱动单元7的旋转轴线704在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转45°，即θ3=-45°，第四驱动单元8的旋转轴线804在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转45°，即θ4=-45°。
本实施方式中，第一驱动单元5的第一旋翼501和第二旋翼502顺时针旋转，第一旋翼501和第二旋翼502产生的升力向上并偏向左后方，反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器机头向左偏转的力量。
本实施方式中，第二驱动单元6的第一旋翼601和第二旋翼602逆时针旋转，第一旋翼601和第二旋翼602产生的升力向上并偏向左前方，反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器机头向右偏转的力量。
本实施方式中，第三驱动单元7的第一旋翼701和第二旋翼702顺时针旋转，第一旋翼701和第二旋翼702产生的升力向上并偏向右前方，反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器的机头向左偏转的力量。
本实施方式中，第四驱动单元8的第一旋翼801和第二旋翼802逆时针旋转，第一旋翼801和第二旋翼802产生的升力向上并偏向右后方，反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器机头向右偏转的力量。
本实施方式中，第一驱动单元5和第三驱动单元7产生的升力分量和反扭力矩均使飞行器机头产生向左偏转的力矩；
本实施方式中，第二驱动单元6和第四驱动单元8产生的升力分量和反扭力矩均使飞行器的机头产生向右偏转的力矩。
具体实施方式三、如图5所示，将飞行器的质心设为机体坐标系的原点o，x轴、y轴、z轴相互垂直，y轴在纸面中向左，z轴垂直于纸面向外，x轴在纸面中向上，xoy平面被分为四个象限，将x轴方向设为飞行器的机头方向，z轴沿着飞行器纵向面，指向上方。
四个等长的支承臂通过折页结构可拆卸地安装在机体1上，并且每个支撑臂都与航空电子系统2相连，第一支撑臂401和第三支撑臂403在机体坐标系xoy平面的投影共线，第二支撑臂402与第四支撑臂404在机体坐标系xoy平面的投影共线，第一支撑臂401和第四支撑臂404在机体坐标系xoy平面内的投影90°夹角，第一支撑臂401和第二支撑臂402在机体坐标系xoy平面内的投影成90°夹角，四个支撑臂的端部分别连接四个驱动单元中的四个驱动电机，四个驱动单元均采用如图8所示的第二种结构形式，以其中的第一驱动单元5举例说明，即第一驱动单元5安装两个驱动电机503，一个驱动电机503驱动第一旋翼501旋转，另一个驱动电机503驱动第二旋翼502旋转，第二旋翼502与第一旋翼501互为正反桨，旋转方向相反，驱动电机503采用永磁无刷直流电动机，其他的三个驱动单元的机构形式与第一驱动单元5相同。
本实施方式中，如图6所示，从飞行器后方向机头看去，即沿着x轴方向看去，第一驱动单元5的旋转轴线504在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转15°，即θ1=-15°，沿着x轴方向看去，第二驱动单元6的旋转轴线604在机体坐标系yoz平面的投影垂直y轴，沿着y轴方向看去，第二驱动单元6的旋转轴线604在机体坐标系xoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转15°，即θ2=15°，沿着x轴方向看去，第三驱动单元7的旋转轴线704在机体坐标系yoz平面的投影沿着z轴逆时针偏转15°，即θ3=15°，沿着x轴方向看去，第四驱动单元8的旋转轴线804在机体坐标系yoz平面的投影垂直y轴，沿着y轴方向看去，第四驱动单元8的旋转轴线804在机体坐标系xoz平面的投影沿着z轴顺时针偏转15°，即θ4=-15°。
本实施方式中，如图5所示，第一驱动单元5的第一旋翼501逆时针旋转，第二旋翼502顺时针旋转，第一旋翼501和第二旋翼502产生的升力向上并偏向右前方，第一旋翼501产生的反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器机头向右偏转的力量；第二旋翼502产生的反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器机头向左偏转的力量。
本实施方式中，第二驱动单元6的第一旋翼601顺时针旋转，第二旋翼602逆时针旋转，第一旋翼601和第二旋翼602产生的升力向上并偏向右后方，第一旋翼601产生的反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器机头向左偏转的力量；第二旋翼602产生的反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器机头向右偏转的力量。
本实施方式中，第三驱动单元7的第一旋翼701逆时针旋转，第二旋翼702顺时针旋转，第一旋翼701和第二旋翼702产生的升力向上并偏向左后方，第一旋翼701产生的反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器机头向右偏转的力量；第二旋翼702产生的反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器机头向左偏转的力量。
本实施方式中，第四驱动单元8的第一旋翼801顺时针旋转，第二旋翼802逆时针旋转，第一旋翼801和第二旋翼802产生的升力向上并偏向左前方，第一旋翼801产生的反扭力矩为逆时针方向，具有使飞行器机头向左偏转的力量；第二旋翼802产生的反扭力矩为顺时针方向，具有使飞行器机头向右偏转的力量。
本实施方式中，第一驱动单元5和第三驱动单元7产生的升力分量使飞行器机头产生向右偏转的力矩。
本实施方式中，第二驱动单元6和第四驱动单元8产生的升力分量使飞行器机头产生向左偏转的力矩。
以具体实施方式二为例来说明本发明的八旋翼飞行器的飞行原理：四个驱动单元安装相同气动性能和外形的两个旋翼，当两个旋翼以相同的转速大小旋转时，该飞行器合扭力为零，调节四个驱动单元的转速使产生的升力在机体坐标系z轴的合力与重力相等时，该飞行器在一定高度悬停；四个驱动单元的转速同时增加或同时减小时，飞行器可沿机体坐标系z轴方向上升或下降，实现飞行器垂向飞行；当同时增加第一驱动单元5和第二驱动单元6的转速，并同时减小第三驱动单元7和第四驱动单元8的转速，飞行器向右滚转，反之，飞行器向左滚转，维持此时转速不变，飞行器向右（或向左）飞行，实现飞行器横向飞行；当同时增加第二驱动单元6和第三驱动单元7的转速，并同时减小第一驱动单元5和第四驱动单元8的转速，飞行器低头，反之，飞行器抬头，维持此时转速不变，飞行器向前（或向后）飞行，实现飞行器纵向飞行；当同时增加第一驱动单元5和第三驱动单元7的转速，并同时减小第二驱动单元6和第四驱动单元8的转速，飞行器机头向左偏转，反之，飞行器机头向右偏转，实现飞行器水平转动。
Claims (8)
1.八旋翼飞行器，包括机体(1)、设置在机体(1)内部的航空电子系统(2)和外部的起落装置(3)及固定在机体(1)下方的工作载荷模块，所述起落装置(3)包括两个头部上翘的滑撬杆(301)和两个交叉安装的滑撬梁(302)，其特征在于，还包括与航空电子系统(2)相连并通过折页结构可拆卸地安装在机体(1)上的四个等长支撑臂和分别安装在支撑臂端部的四个结构相同的驱动单元，将飞行器质心设为机体坐标系原点，x轴方向设为飞行器的机头方向，z轴沿着飞行器纵向面，指向上方，四个支撑臂沿机体(1)中心轴向四周等角度展开，每个支撑臂与机体(1)中心轴的夹角α相等且0°＜α＜90°，四个支撑臂在机体坐标系xoy平面的投影为轴对称相交的两条直线，每个驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影分别与z轴形成一夹角θ，-75°≤θ≤75°，不包括0，正负号表示方向，当θ取正值时，表示驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面沿z轴逆时针偏转；当θ取负值时，表示驱动单元的旋转轴线在机体坐标系yoz平面或xoz平面沿z轴顺时针偏转，四个夹角大小相等方向不同，每个驱动单元的旋转轴线在机体坐标系xoy平面的投影与旋转中心到机体坐标系原点的连线在机体坐标系xoy平面的投影相互垂直，该飞行器姿态调整的控制量包括俯仰、滚转、偏航和z轴的升力总量；
所述四个驱动单元分别为第一驱动单元(5)、第二驱动单元(6)、第三驱动单元(7)和第四驱动单元(8)，所述第一驱动单元(5)在机体坐标系xoy平面的投影位于第一象限内或x轴正半轴上，所述第二驱动单元(6)在机体坐标系xoy平面的投影位于第二象限内或y轴正半轴上，所述第三驱动单元(7)在机体坐标系xoy平面的投影位于第三象限内或x轴负半轴上，所述第四驱动单元(8)在机体坐标系xoy平面的投影位于第四象限内或y轴负半轴上；
所述第一驱动单元(5)的旋转轴线(504)在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ1，所述第二驱动单元(6)的旋转轴线(604)在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ2，所述第三驱动单元(7)的旋转轴线(704)在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ3，所述第四驱动单元(8)的旋转轴线(804)在机体坐标系yoz平面或xoz平面的投影与z轴的夹角为θ4，θ1，θ2，θ3，θ4大小相等，θ1与θ3方向不同，θ2与θ4方向不同。
2.根据权利要求1所述的八旋翼飞行器，其特征在于，所述驱动单元由两个结构相同的旋翼和一个驱动电机组成，驱动电机固定在支撑臂端部，两个旋翼均通过输出轴安装在驱动电机的同一侧，飞行器工作时，两个旋翼的相对转速为零，两个旋翼的旋转平面相互平行且相互离开一定安全距离。
3.根据权利要求1所述的八旋翼飞行器，其特征在于，所述驱动单元由两个结构相同的正反旋翼和两个结构相同的驱动电机组成，驱动电机固定在支撑臂端部，两个旋翼分别通过输出轴安装在两个驱动电机形成的串联结构的上下两侧，飞行器工作时，两个旋翼的相对转速不为零。
4.根据权利要求1所述的八旋翼飞行器，其特征在于，所述第一驱动单元(5)的第一旋翼(501)与第三驱动单元(7)的第一旋翼(701)的旋转方向同时为顺时针或同时为逆时针，第一驱动单元(5)与第三驱动单元(7)产生的升力分量和反扭力矩使飞行器机头产生向同一方向偏转的力矩；
所述第二驱动单元(6)的第一旋翼(601)与第四驱动单元(8)的第一旋翼(801)的旋转方向同时为逆时针或者同时为顺时针，第二驱动单元(6)与第四驱动单元(8)产生的升力分量和反扭力矩使飞行器机头产生向相反方向偏转的力矩；
所述第一驱动单元(5)的第一旋翼(501)与相邻的第二驱动单元(6)的第一旋翼(601)的旋转方向不同；所述第三驱动单元(7)的第一旋翼(701)与相邻的第四驱动单元(8)的第一旋翼(801)的旋转方向不同。
5.根据权利要求1所述的八旋翼飞行器，其特征在于，所述四个支撑臂分别为第一支撑臂(401)、第二支撑臂(402)、第三支撑臂(403)和第四支撑臂(404)，所述第一支撑臂(401)在机体坐标系xoy平面的投影位于第一象限或x轴正半轴上，所述第二支撑臂(402)在机体坐标系xoy平面的投影位于第二象限内或y轴正半轴上，所述第三支撑臂(403)在机体坐标系xoy平面的投影位于第三象限内或x轴负半轴上，所述第四支撑臂(404)在机体坐标系xoy平面的投影位于第四象限内或y轴负半轴上。
6.根据权利要求5所述的八旋翼飞行器，其特征在于，所述第一支撑臂(401)和第三支撑臂(403)在机体坐标系xoy平面的投影共线，所述第二支撑臂(402)与第四支撑臂(404)在机体坐标系xoy平面的投影共线，所述第一支撑臂(401)和第四支撑臂(404)在机体坐标系xoy平面内的投影成60°夹角，所述第一支撑臂(401)和第二支撑臂(402)在机体坐标系xoy平面内的投影成120°夹角。
7.根据权利要求5所述的八旋翼飞行器，其特征在于，所述第一支撑臂(401)和第三支撑臂(403)在机体坐标系xoy平面的投影共线，所述第二支撑臂(402)与第四支撑臂(404)在机体坐标系xoy平面的投影共线，所述第一支撑臂(401)和第四支撑臂(404)在机体坐标系xoy平面内的投影成90°夹角，所述第一支撑臂(401)和第二支撑臂(402)在机体坐标系xoy平面内的投影成90°夹角。
8.根据权利要求1所述的八旋翼飞行器，其特征在于，每个驱动单元的外部均设置有一个用于保护旋翼的防碰撞装置，防碰撞装置为圆环结构或圆筒结构，防碰撞装置可拆卸地安装在支承臂上并将驱动单元包围在其内部。
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