CN104176247A - 采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机 - Google Patents

Abstract

采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，包括：机体，对称设置在机体上的四个动力升力单元和四个升力调节单元，动力升力单元为两叶固定桨距螺旋桨，用于提供主升力；升力调节单元为两叶可变桨距螺旋桨，用于提供姿态控制。四个动力单元为四台航空发动机，一台发动机直驱一个旋翼。与所述升力和动力升力单元连接的中央飞行控制计算机系统，用于控制两个系统单元来调整旋翼机的姿态和速度。本发明采用航空发动机，具有能效比高，推力大，续航能力强可以长时间飞行的特点。四台发动机配置模式，即使一台发动机出现停车等故障，也可通过提升未停车的对称轴上的两台发动机升力，实现平稳安全降落，提高了飞行器的可靠性和稳定性。

Description

采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机

技术领域：本发明涉及一种旋翼无人机，尤其是一种采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机。

背景技术：目前，能够垂直起降的飞行器，最常见的，就是旋翼直升机(简称“直升机”)。直升机主要由机体和升力系统(含主旋翼和尾桨)、动力系统、传动系统三大系统以及机载飞行设备等组成。直升机的主旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴、减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。直升机发动机驱动主旋翼提供升力，把直升机托举在空中。主发动机同时也输出动力至飞行器尾部的尾桨，机载陀螺仪能侦测直升机偏航姿态的偏差并反馈至尾桨控制系统，以便其调整尾桨的桨距，来抵消主旋翼产生的力矩。

从结构上，直升机可分为单旋翼直升机和双旋翼直升机。单旋翼直升机带尾桨，由一个水平主旋翼负责提供升力，尾部一个小型垂直旋翼(尾桨)负责抵消主旋翼产生的反力矩。例如，欧洲直升机公司制造的EC-135直升机。双旋翼直升机又分为纵列式、横列式和共轴式。纵列式的结构为两个旋翼前后纵向排列，旋转方向相反，例如，美国波音公司制造的CH-47“支努干”运输直升机；横列式的结构为两个旋翼左右横向排列，旋翼轴间隔较远，旋转方向相反，例如，前苏联米里设计局研制的Mi-12直升机；共轴式的结构为两个旋翼上下排列，在同一个轴线上反向旋转，例如，前苏联卡莫夫设计局研制的卡一50武装直升机。

四轴单层四旋翼飞行器通过支撑臂连接前后和左右两组共四个旋翼，每组内的两个旋翼旋转方向相同，而两组旋翼的旋转方向相反，以此抵消旋翼力矩，保持机体平衡，其通过改变各个旋翼的转速来改变升力，进而改变四旋翼飞行器的姿态和位置。

四轴双层八旋翼飞行器的结构与四轴单层四旋翼飞行器类似，不过，它采用前后左右共四组旋翼，每组又包含上下两层旋翼。每组内的两个旋翼的旋转方向是相反的，以相互抵消单个旋翼旋转所产生的力矩，调节前后左右各组旋翼的转速，就可以调节飞行器的飞行姿态和速度。

上述四旋翼飞行器使用电动发电机，都存在航时短，能效比低的缺点，并且一台发动机出现故障整台机器将面临瘫痪，飞行进程也将停止。

发明内容：针对上述现有技术的不足，本发明提供一种采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，包括有机身和连接在机身上的机架，机架与动力单元连接，其特征在于，所述的机架是由四个相同的旋翼轴两两相对接组成的十字型机架，控制系统和电池都处于机身内。所述的动力单元包括有固定在旋翼轴端部的电机座，设置在电机座上的旋翼组和固定在电机座下端驱动旋翼组的航空发动机，旋翼组分为上下两层，所述的航空发动机的电源输入端电连接控制系统的输出端。所述的四个旋翼组对称分布在以机身旋转中心线为中心的圆周上，对称轴上的两个发动机一个顺时针转，一个逆时针转。顺时针转安装正桨，逆时针转安装反桨。

优选的，机身外围设有电子系统防护罩。

优选的，旋翼轴的下端设有起落装置。

优选的，机身内设有增稳控制器，利用旋转专用的感测器——陀螺仪来感知艇身的平衡程度并将讯号传送至微控制器，再通过微控制器内部程序的运算产生控制信号来控制旋翼机上四个旋翼的转速，以维持整个旋翼机的平衡。

优选的，所述的旋翼轴为中空结构，内置有导线。

优选的，控制系统包括有飞行控制单元、用于驱动动力单元的驱动单元、储能动力电池和充电控制单元，其中，所述的飞行控制单元的信号输出端连接驱动单元的信号输入端，所述的驱动单元的输出驱动信号分别连接四组动力单元中的航空发动机，所述的充电控制单元的输入端连接发电单元的输出端，充电控制单元的输出连接储能动力电池，用于对储能动力电池进行充电，所述的储能动力电池连接驱动单元进行供电。所述的飞行控制单元、驱动单元、储能动力电池、发电单元电池组和充电控制单元均设置在电子系统防护罩内，其输入和输出信号都通过贯穿电子系统防护罩的导线连接。

安装在同一旋翼轴尾部有一组旋翼，每组旋翼又包含上下两层旋翼，每层均为一个两叶桨。每组内的两个旋翼旋转方向是相反的，以相互抵消单个旋翼旋转所产生的力矩。尾部上端安装固定桨距螺旋桨，用于提供主升力，紧邻其下安装一个两叶可变桨距螺旋桨。用于提供姿态控制。

四旋翼旋翼机具有对称布局模式，所述旋翼组件相对于机身纵向左右对称分布以及放置在设备舱增稳控制器的增稳控制，通过协同调整四个旋翼的转速和方向来动态平衡四旋翼旋翼机的各种飞行状态，提高了旋翼机的稳定性。

本发明所述的方案将所述旋翼对称分布在以所述机身旋转中心线为中心的圆周上，同时，在作为舵机的驱动电机与其对应的径向臂之间设有驱动该旋翼绕径向臂摇转的摇转机构，因此，当任一旋翼及其驱动电机出现故障时，可通过调节未停车的对称轴上的两台发动机升力，利用其所产生的绕机身旋转中心线转动的附加旋转力矩来平衡其它正常旋翼产生的绕机身旋转中心线转动的力矩，飞行器仍然可正常飞行并安全返回、着落。

本四旋翼旋翼机采用航空发动机，具有能效比高，推力大，续航能力强可以长时间飞行的特点。加上旋翼机本身容错能力强，大大提高了旋翼机的稳定性和可靠性，使得本设备能更好的采集高空、管道等各种环境下的图像。本发明一般应用于长航时重型或大型无人运输系统，或者高经济价值应用目标，比如长航时电力、输油管线巡线等。

附图说明：

图1是本发明的结构示意图。

图2是本发明的飞行原理图。

具体实施方式：

如图1所示，采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，包括有机身1和连接在机身1上的机架2，机架2与动力单元22连接，其特征在于，所述的机架2是由四个相同的旋翼轴23两两相对接组成的十字型机架，控制系统13和电池都处于机身1内。所述的动力单元22包括有固定在旋翼轴23端部的电机座221，设置在电机座221上的旋翼组223和固定在电机座221下端驱动旋翼组223的航空发动机222，旋翼组223分为上下两层，所述的航空发动222的电源输入端电连接控制系统的输出端。所述的四个旋翼组223对称分布在以机身旋转中心线为中心的圆周上，旋翼轴之间夹角为90°。旋翼机通过径向臂连接前后和左右两套共四组旋翼，每套内的发动机在对称轴上，对称轴上的两个发动机一个顺时针转，一个逆时针转，顺时针转安装正桨，逆时针转安装反桨。一台发动机直接驱动一个旋翼，发动机和匹配螺旋桨工作在最佳工作状态，发动机0.4—0.7输出功率，螺旋桨桨效率在最佳状态。为了保证无人飞行器着路时的稳定性，在所述的旋翼轴23上设置有具有缓冲作用的起落装置3。

控制系统13包括有飞行控制单元、用于驱动动力单元的驱动单元、储能动力电池和充电控制单元，其中，所述的飞行控制单元的信号输出端连接驱动单元的信号输入端，所述的驱动单元的输出驱动信号分别连接四组动力单元中的航空发动机，所述的充电控制单元的输入端连接发电单元的输出端，充电控制单元的输出连接储能动力电池，用于对储能动力电池进行充电，所述的储能动力电池连接驱动单元进行供电。所述的飞行控制单元、驱动单元、储能动力电池、发电单元电池组和充电控制单元均设置在电子系统防护罩内，其输入和输出信号都通过贯穿电子系统防护罩4的导线连接。

所述的飞行控制单元包括有处理器，处理器为ARM处理器，分别连接处理器的惯性测量模块和数据收发模块，所述处理器的输出信号连接驱动单元。

控制系统13控制四个升力动力单元22的航空发动机222，使各个发动机的输出功率相等，控制桨距控制机构驱动各个旋翼组223为正桨距，并使各个桨距相等，从而产生相等的升力，实现飞行器的正常飞行。

由于所述旋翼组件相对于艇身纵向左右对称分布以及放置在系统防护罩4里面的增稳控制器的增稳控制，通过协同调整四个旋翼的转速和方向来动态平衡四旋翼旋翼机的各种飞行状态，提高了旋翼机的稳定性。旋翼机的运动如下：

(1)垂直运动：垂直运动相对来说比较容易。在图2中，因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩，控制系统同步增加四个动力升力单元22的航空发动机222输出功率，旋翼组223转速增加使得总的拉力增大，当总拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机222的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿z轴的垂直运动。当外界扰动量为零时，在旋翼组223产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。保证四个旋翼223转速同步增加或减小是垂直运动的关键。

(2)俯仰运动：在图2中，通过控制系统13的变距系统使旋翼18的转速上升，旋翼20的转速下降，旋翼19、旋翼21的转速保持不变。为了不因为旋翼转速的改变引起四旋翼飞行器整体力矩及总拉力改变，旋翼18与旋翼20转速该变量的大小应相等。由于旋翼18的升力上升，旋翼20的升力下降，产生的不平衡力矩使机身1绕y轴旋转(方向如图2所示)，同理，当旋翼18的转速下降，旋翼20的转速上升，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。

(3)滚转运动：根据图2，改变旋翼19和旋翼21的转速，保持旋翼18和旋翼20的转速不变，则可使机身1绕x轴旋转(正向和反向)，实现飞行器的滚转运动。

(4)偏航运动：四旋翼飞行器偏航运动可以借助旋翼产生的反力矩来实现。旋翼转动过程中由于空气阻力作用会形成与转动方向相反的反力矩，为了克服反力矩影响，可使四个旋翼组223中的两个正转，两个反转，且对角线上的各个旋翼转动方向相同。反力矩的大小与旋翼转速有关，当四个航空发动机222转速相同时，四个旋翼组223产生的反力矩相互平衡，四旋翼飞行器不发生转动；当航空发动机222转速不完全相同时，不平衡的反力矩会引起四旋翼飞行器转动。当旋翼18和旋翼20的转速上升，旋翼19和旋翼21的转速下降时，旋翼18和旋翼20对机身的反力矩大于旋翼19和旋翼21对机身的反力矩，机身便在富余反力矩的作用下绕z轴转动，实现飞行器的偏航运动，转向与旋翼18、旋翼20的转向相反。

(5)前后运动：要想实现飞行器在水平面内前后、左右的运动，必须在水平面内对飞行器施加一定的力。增加旋翼20转速，使拉力增大，相应减小旋翼18转速，使拉力减小，同时保持其它两个电机转速不变，反力矩仍然要保持平衡。飞行器首先发生一定程度的倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，因此可以实现飞行器的前飞运动。向后飞行与向前飞行正好相反。飞行器在产生俯仰、翻滚运动的同时也会产生沿x、y轴的水平运动。

(6)倾向运动：由于结构对称，所以倾向飞行的工作原理与前后运动完全一样。

(7)当图2中的一个旋翼16出现故障时，如果故障前，旋翼14是逆时针旋转，而旋翼15、旋翼17是顺时针旋转，那么故障后，所述的飞控系统便调整正常的旋翼14、旋翼20的转速，同时，并调整两个对称轴上旋翼15、旋翼17转速，使其所产生的绕机身旋转中心线顺时针旋转的附加旋转力矩与旋翼14、旋翼20所产生的绕机身旋转中心线的旋转力矩大小相等，方向相反，且旋翼所产生的升力等于整个飞行器的自重，所述飞行器仍能保持原来的飞行姿态正常飞行。

Claims (7)

1.采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，包括有机身和连接在机身上的机架，机架与动力单元连接，其特征在于，所述的机架是由四个相同的旋翼轴两两相对接组成的十字型机架，控制系统和电池都处于机身内，所述的动力单元包括有固定在旋翼轴端部的电机座，设置在电机座上的旋翼组和固定在电机座下端驱动旋翼组的航空发动机，旋翼组分为上下两层，所述的航空发动机的电源输入端电连接控制系统的输出端。所述的四个旋翼组对称分布在以机身旋转中心线为中心的圆周上，对称轴上的两个发动机一个顺时针转，一个逆时针转，顺时针转安装正桨，逆时针转安装反桨。

2.如权利要求1所述的采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，其特征在于：机身外围设有电子系统防护罩。

3.如权利要求1所述的采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，其特征在于：旋翼轴的下端设有起落装置。

4.如权利要求1所述的采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，其特征在于：机身内设有增稳控制器。

5.如权利要求4所述的采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，其特征在于：所述的增稳控制器为陀螺仪。

6.如权利要求1所述的采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，其特征在于：所述的旋翼轴为中空结构，内置有导线。

7.如权利要求1所述的采用一台发动机直驱一个旋翼的四旋翼无人机，其特征在于：控制系统包括有飞行控制单元、用于驱动动力单元的驱动单元、储能动力电池和充电控制单元，其中，所述的飞行控制单元的信号输出端连接驱动单元的信号输入端，所述的驱动单元的输出驱动信号分别连接四组动力单元中的航空发动机，所述的充电控制单元的输入端连接发电单元的输出端，充电控制单元的输出连接储能动力电池，所述的储能动力电池连接驱动单元进行供电；所述的飞行控制单元、驱动单元、储能动力电池、发电单元电池组和充电控制单元均设置在电子系统防护罩内，其输入和输出信号都通过贯穿电子系统防护罩的导线连接。