一种多轴共轴双桨多旋翼无人机的制作方法

[0001]
本发明涉及载人无人机，具体涉及到一种多轴共轴双桨多旋翼无人机。


背景技术：

[0002]
近年来，随着电机技术、电池技术和新材料工艺的迅速发展，多旋翼无人机不断朝着大载重、长航时、安全智能的方向发展，大载重多旋翼无人机甚至是载人多旋翼无人机的设计和开发成为了可能。载人多旋翼无人机可以应用在旅游娱乐观光、急救医疗服务、消防救火、快递物流、电网维护、管道检查、农药喷洒等场景；以及近海人员物资运输、海上作战等军事战争场景。
[0003]
目前，载人多旋翼无人机和大载重多旋翼无人机存在着尺寸庞大、气动阻力大、偏航操纵性能差等问题，也欠缺对载人多旋翼无人机和大载重多旋翼无人机侧风降落易侧翻、螺旋桨或电机失效后易坠毁等可能威胁乘客生命安全等因素的考虑。


技术实现要素：

[0004]
有鉴于此，本发明设计一种载人用多轴共轴双桨多旋翼无人机，在兼具控制灵活、结构简单等多旋翼无人机优点的同时，采用共轴双桨技术减小无人机整体尺寸以减小气动阻力，提升载重能力以满足载人需求，优化结构以保证无人机效率与安全，避免载人多旋翼无人机侧翻、电机螺旋桨失效无人机坠毁等问题发生。具体方案如下：
[0005]
一种多轴共轴双桨多旋翼无人机，所述多轴共轴双桨多旋翼无人机由机架座舱和对称安装在所述机架座舱左右两侧的多组旋翼机构组成，各旋翼机构与机架座舱之间通过机臂相连，所述旋翼机构包括有用于和所述机臂固定连接的电机安装座，所述电机安装座为中空结构，电机安装座一端设有套管和所述机臂连接；
[0006]
在电机安装座的上下两侧分别安装有一驱动电机且上下两个驱动电机的转向相反，在所述驱动电机的输出轴上安装有螺旋桨；
[0007]
各旋翼机构的两个驱动电机倾斜并且上下对称的安装在电机安装座上下两侧，所述驱动电机输出轴与自身连接机臂轴线所处的竖平面之间的夹角均为α，其中，
[0008]
在机架座舱同一侧相邻的前后任意两个旋翼机构中，其中一旋翼机构的上下两个驱动电机输出轴的末端均向机架座舱前侧倾斜，另一旋翼机构的上下两个驱动电机输出轴的末端均向机架座舱后侧倾斜，第一、第二旋翼机构上侧驱动电机的转向相反，并且
[0009]
靠近所述机架座舱前侧或者后侧的左右一对旋翼机构中，该对旋翼机构驱动电机输出轴的末端均向机架座舱前侧或者后端倾斜。
[0010]
进一步的，在所述机架座舱的左右两侧均设置有4组旋翼机构。
[0011]
进一步的，所述α夹角为2
°-
10
°
。
[0012]
进一步的，所述α夹角为4
°
。
[0013]
进一步的，所述机臂为碳纤维复合材料圆管，所述机架座舱外壳以及螺旋桨为碳纤维复合材料；
[0014]
在所述机架座舱底部安装有钢制起落架。
[0015]
进一步的，所述机架座舱两侧均设置有多个正六边形套接口，所述机臂一端固定有可插接于所述正六边形套接口内的正六边形空心金属套接头；
[0016]
所述正六边形套接口和所述套管均配置有锁紧机构。
[0017]
进一步的，每组旋翼机构的下螺旋桨中心均配置有螺旋桨保护装置，所述螺旋桨保护装置为与下驱动电机同轴并向下延伸的空心圆锥柱体，其中每组旋翼机构的圆锥柱体的长度相同。
[0018]
进一步的，电机安装座为镂空的矩形金属框体。
[0019]
进一步的，所述机架座舱同一侧相邻两个机臂之间的夹角互不相同。
[0020]
进一步的，所述驱动电机为无刷电机。
[0021]
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
[0022]
1、采用多轴共轴双桨布局，在不增加多旋翼无人机整体尺寸的情况下，极大地提升了无人机的载重能力。且减小了无人机的迎风面积，减小了无人机所受空气阻力，提升了飞行速度。
[0023]
2、采用多轴共轴双桨布局，有较强的控制和动力冗余度。在随机拆除多只螺旋桨的情况下，多轴共轴双桨的多旋翼无人机依然可以保持稳定，不会发生自旋，并具有俯仰、横滚方向的操作力矩，保证多轴共轴双桨多旋翼无人机能够紧急安全迫降。
[0024]
3、机架座舱与电机、螺旋桨处于同一水平面，既提升了效率，又避免了机架座舱上置带来安全风险，或机架座舱下置，造成螺旋桨气流受干扰、效率降低。
[0025]
4、设计了可插接机臂，在无人机运输过程等非使用状态下，可以拆卸机臂，进一步减小无人机的尺寸，减小无人机的占地空间。
[0026]
5、设计了钢制的防侧翻起落架，与地面的接触面积大，降落时载人多旋翼无人机不易发生倾倒。
[0027]
6、设计了螺旋桨保护装置，保证无人机机身倾斜时也不会倾斜、不会损伤到螺旋桨，更加安全。
[0028]
7、设计了沿机臂轴倾斜的电机座，保证载人多旋翼无人机具有较强的偏航力矩，大幅度提升无人机操纵的灵活性。
附图说明
[0029]
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0030]
图1为一实施例中，本发明提供的八轴共轴双桨多旋翼无人机；
[0031]
图2为图1的局部图，示出了机臂和机架座舱连接处的示意图；
[0032]
图3为图1中，机架座舱左前方第一个旋翼机构(a旋翼机构)及其机臂的立体图；
[0033]
图4为图1中，机架座舱左侧第二个旋翼机构(b旋翼机构)及其机臂的立体图；
[0034]
图5为对应图3的a旋翼机构立体图；
[0035]
图6为a旋翼机构机臂从轴向方向上往机架座舱方向看的截面图；
[0036]
图7为b旋翼机构机臂从轴向方向上往机架座舱方向看的截面图；
[0037]
图8为对应图1中8个旋翼机构的转向示意图；
[0038]
图9示出了a旋翼机构中两只螺旋桨产生的推力方向以及各自沿水平、竖直方向分解的示意图；
[0039]
图10示出了a旋翼机构中两只螺旋桨产生的推力的水平分力，对无人机产生的顺时针、逆时针偏航力矩相互抵消的示意图；
[0040]
图11示出了a旋翼机构两只螺旋桨转速不一致时，产生的推力以及各自沿水平、竖直方向分解的力的示意图；
[0041]
图12示出了a旋翼机构两只螺旋桨转速不一致时，产生的推力的水平分力大小不同，进而对无人机产生偏航力矩，使无人机做偏航运动的示意图。
具体实施方式
[0042]
在下文的描述中，给出了大量具体的细节以便提供对本发明更为彻底的理解。然而，对于本领域技术人员而言显而易见的是，本发明可以无需一个或多个这些细节而得以实施。在其他的例子中，为了避免与本发明发生混淆，对于本领域公知的一些技术特征未进行描述。
[0043]
为了彻底理解本发明，将在下列的描述中提出详细的步骤以及详细的结构，以便阐释本发明的技术方案。本发明的较佳实施例详细描述如下，然而除了这些详细描述外，本发明还可以具有其他实施方式。
[0044]
本发明提供了一种多轴共轴双桨多旋翼无人机，多轴共轴双桨多旋翼无人机由机架座舱1和对称安装在机架座舱1两侧的多组旋翼机构组成，各旋翼机构与机架座舱1之间通过机臂2相连，旋翼机构包括有用于和机臂2固定连接的电机安装座5，电机安装座5为中空结构，电机安装座5一端设有套管6和机臂2连接；
[0045]
在电机安装座5的上下两侧安装有一驱动电机且上下两个驱动电机的转向相反，在驱动电机的输出轴上安装有螺旋桨；各旋翼机构的两个驱动电机倾斜并且上下对称的安装在电机安装座5上下两侧，驱动电机输出轴与自身连接机臂2轴线所处的竖平面之间的夹角均为α，其中，在机架座舱1同一侧相邻的前后任意两个旋翼机构中，其中一旋翼机构的上下两个驱动电机输出轴的末端均向机架座舱1前侧倾斜，另一旋翼机构的上下两个驱动电机输出轴的末端均向机架座舱1后侧倾斜，第一、第二旋翼机构上侧驱动电机的转向相反，并且，靠近机架座舱1前侧或者后侧的左右一对旋翼机构中，该对旋翼机构驱动电机输出轴的末端均向机架座舱前侧或者后端倾斜。
[0046]
结合图1和图7所示，机架座舱1左右两侧分别设置有4组旋翼机构，设左侧的四组旋翼机构从前往后依次为旋翼机构a、旋翼机构b、旋翼机构c、旋翼机构d，设右侧的四组旋翼机构从前往后依次为旋翼机构h、旋翼机构g、旋翼机构f、旋翼机构e。左侧的四组旋翼机构按照从前往后的顺序，上螺旋桨分别表示为a1、b1、c1、d1，下螺旋桨分别表示为a2、b2、c2、d2；右侧的h、g、f、e四组旋翼机构从前往后数，上螺旋桨分别表示为h1、g1、f1、e1，下螺旋桨分别表示为h2、g2、f2、e2，其中在图8中为了更好区分上下螺旋桨，上螺旋桨的转动方向用实心加粗线条予以标示，下螺旋的转动方向用空心线条予以标示。图3-4中示出了ab两个旋翼机构的立体图，a旋翼机构的上螺旋桨a1由驱动电机a3驱动转动，下螺旋桨a2由驱动
电机a4驱动转动；b旋翼机构的上螺旋桨b1由驱动电机b3驱动转动，下螺旋桨b2由驱动电机b4驱动转动。
[0047]
参照图1为例，以机架座舱1左侧的ab两个旋翼机构为例进行说明：a旋翼机构的电机输出轴末端往机架座舱1前侧方向倾斜，b旋翼机构的电机输出轴往末端机架座舱1后侧方向倾斜。并且机架座舱1前侧的一对旋翼机构a和h中，a旋翼机构和h旋翼机构的电机输出轴末端均往机架座舱1前侧方向倾斜；相应的，机架座舱1后侧的一对旋翼机构d和e中，d旋翼机构和e旋翼机构的电机输出轴末端均往机架座舱1后侧方向倾斜。
[0048]
需要说明的是，上述每组旋翼机构的上下电机均通过专用硅胶线与电子调速器相连，所有电子调速器均通过专用硅胶线与电池相连。电子调速器与电池相连的导线上，使用香蕉头插接件，以便在拆装机臂2时快速拆装硅胶线。
[0049]
下面对本发明的控制逻辑进行进一步的说明：
[0050]
在本领域中，螺旋桨反扭矩的解释为：旋翼给空气以作用力矩(或称扭矩)，空气必然在同一时间以大小相等、方向相反的反作用力矩作用于旋翼(或称反扭矩)，从而再通过旋翼将这一反作用力矩传递到无人机机体上。也就是顺时针旋转的螺旋桨，会给无人机一个逆时针转动的扭矩。无人机螺旋桨数量一般为偶数个，因此正反螺旋桨数量相等，悬停状态下所有螺旋桨转速相等，其反扭矩会相互抵消。
[0051]
本发明同一旋翼机构上的两个电机转动方向相反，仅造成20％左右的效率损失，可以在不增加无人机整体尺寸的情况下提升载重能力。此外，本发明螺旋桨有正桨、反桨之分：图1和图7中，h2、g1、f2、e1、d2、c1、b2、a1号螺旋桨逆时针旋转产生升力，为正桨，会在产生升力的同时对无人机产生顺时针旋转的反扭矩；h1、g2、f1、e2、d1、c2、b1、a2号螺旋桨顺时针旋转产生升力，为反桨，会在产生升力的同时对无人机产生逆时针旋转的反扭矩。
[0052]
图6和图7为分别为旋翼机构a和旋翼机构b沿机臂2轴向往机架座舱1看的视图，电机安装角度与竖直方向所呈的安装角为4
°
左右，使螺旋桨朝不同方向倾斜。倾斜安装的螺旋桨会产生一个水平分力，水平分力对无人机产生的扭矩，与其旋转产生的反扭方向一致，因此，可以起到增大无人机偏航力矩的作用，让无人机更具偏航操纵性。因而要求所有正桨的倾斜方向向左，增大无人机顺时针方向操纵力矩；反桨的倾斜方向向右，增大无人机逆时针方向操纵力矩。具体而言，按照沿机臂2向内看的视角，图1和图7中，a、c、g、e螺旋桨的电机输出轴均向前倾斜，b、d、h、f螺旋桨的电机输出轴均向后倾斜，因而使得螺旋桨h2、螺旋桨g1、螺旋桨f2、螺旋桨e1、螺旋桨d2、螺旋桨c1、螺旋桨b2、螺旋桨a1所在平面向左侧倾斜(可视为螺旋桨前侧向下倾斜)，相反的，螺旋桨h1、螺旋桨g2、螺旋桨f1、螺旋桨e2、螺旋桨d1、螺旋桨c2、螺旋桨b1、螺旋桨a2所在平面向右侧倾斜(可视为螺旋桨后侧向下倾斜)。八轴共轴双桨无人机通过改变每组旋翼机构的电机转速的方式来达成飞行器前后飞行、滚翻运动以及航向角的改变。在图1中，无人机在各方向上的控制逻辑与运动效果如下：
[0053]
1)对于无人机高度上升，所有的驱动电机同时增大转速。
[0054]
2)对于无人机高度下降，所有的驱动电机同时减小转速。
[0055]
3)对于无人机向前俯仰运动，无人机前侧的左右两对旋翼机构电机转速减小，后侧的左右两对旋翼机构电机转速增大，即旋翼机构a、旋翼机构b、旋翼机构h、旋翼机构g电机转速减小，旋翼机构f、旋翼机构e、旋翼机构c、旋翼机构d电机转速增大。
[0056]
4)对于无人机向后俯仰运动，无人机前侧的左右两对旋翼机构电机转速增大，后
侧的左右两对旋翼机构电机转速减小，即旋翼机构a、旋翼机构b、旋翼机构h、旋翼机构g电机转速增大，旋翼机构f、旋翼机构e、旋翼机构c、旋翼机构d电机转速减小。
[0057]
5)对于无人机向左横滚运动，无人机右侧的旋翼机构h、旋翼机构g、旋翼机构f、旋翼机构e转速增大，无人机左侧的旋翼机构a、旋翼机构b、旋翼机构c、旋翼机构d转速减小。
[0058]
6)对于无人机向右横滚运动，无人机右侧的旋翼机构h、旋翼机构g、旋翼机构f、旋翼机构e转速减小，无人机左侧的旋翼机构a、旋翼机构b、旋翼机构c、旋翼机构d转速增大。
[0059]
7)对于无人机逆时针偏航运动，螺旋桨h2、螺旋桨g1、螺旋桨f2、螺旋桨e1、螺旋桨d2、螺旋桨c1、螺旋桨b2、螺旋桨a1的电机转速减小，对无人机产生的顺时针方向的反扭矩减小；并且，螺旋桨h1、螺旋桨g2、螺旋桨f1、螺旋桨e2、螺旋桨d1、螺旋桨c2、螺旋桨b1、螺旋桨a2的电机转速增大，对无人机产生的逆时针方向反扭矩增大，从而使得无人机做逆时针偏航运动。
[0060]
8)对于无人机顺时针偏航运动，螺旋桨h2、螺旋桨g1、螺旋桨f2、螺旋桨e1、螺旋桨d2、螺旋桨c1、螺旋桨b2、螺旋桨a1的电机转速增大，对无人机产生的顺时针方向的反扭矩增大；并且，螺旋桨h1、螺旋桨g2、螺旋桨f1、螺旋桨e2、螺旋桨d1、螺旋桨c2、螺旋桨b1、螺旋桨a2的电机转速减小，对无人机产生的逆时针方向反扭矩减小，从而使得无人机做顺时针偏航运动。
[0061]
在一可选的实施例中，机架座舱1每一侧的旋翼机构数量均为偶数，优选的，在机架座舱1的左右两侧均设置有4组旋翼机构，从而构成八轴共轴的双桨多旋翼无人机。
[0062]
考虑无人机尺寸与机动性关系，无人机的加速度与其尺寸无关、角加速度反比于无人机机身半径，即无人机的尺寸越大大，其偏航角加速度越小。因此，本发明作为载人无人机，尺寸较大，仅依靠螺旋桨反扭矩来控制无人机偏航，其偏航操纵性能很差。为解决这一问题，需要设计电机安装角。在本发明一可选的实施例中，α夹角(可视为电机安装角)为2-10
°
。进一步优选的，α夹角为4
°
。在本发明中，电机安装角α为4
°
，左右且上下两个电机安装相反的螺旋桨，既保证了螺旋桨产生的推力主要沿竖直方向平衡重力，又保证产生足够大的水平方向分力。因而，当无人机不做偏航动作时，同轴的两个电机产生的水平方向的分力可相互抵消，不会导致无人机自旋；当无人机做偏航动作时，其中一个电机转速增大、水平分力增大，另一个电机转速减小、水平分力减小，可以为载人多旋翼无人机提供一个偏航力矩，增大无人机的偏航操纵性能。
[0063]
如图9-10，以a旋翼机构为例：a1为逆时针转动的螺旋桨，会给无人机顺时针转动的力矩；a2为顺时针转动的螺旋桨，会给无人机逆时针转动的力矩。沿机臂向内看，a1向左倾斜，a2向右倾斜。可以将螺旋桨产生的推力沿水平方向和竖直方向分解。在图10俯视角度下看，水平分力1对无人机产生了顺时针方向的力矩。水平分力2对无人机产生了逆时针方向的力矩。
[0064]
因此，电机安装角对电机螺旋桨带来了额外增大的力矩，也就可以更好地通过转速控制无人机的偏航运动。如图11-12，偏航运动情况下，螺旋桨a1、b2、c1、d2、e1、f2、g1、h2转速增大；螺旋桨a2、b1、c2、d1、e2、f1、g2、h1转速减小，无人机做顺时针偏航运动。
[0065]
在一可选的实施例中，机臂2为碳纤维复合材料圆管，所述机架座舱1外壳以及螺旋桨为碳纤维复合材料。螺旋桨为大直径碳纤维螺旋桨，具有较高的强度，较小的质量与转动惯量，以便载人多旋翼无人机可以通过电机调速实现自身姿态控制。
[0066]
在机架座舱1底部安装有钢制起落架3，优选的，起落架3的材料为钢，具有吸收冲击振动的作用。起落架3围成的面积较大，可保证无人机在侧飞起飞或着陆时不易倾翻。
[0067]
在一可选的实施例中，机架座舱1两侧均设置有多个正六边形套接口11，机臂2一端固定有可插接于正六边形套接口11内的正六边形空心金属套接头21，如图2。正六边形套接口11和套管6均配置有锁紧机构，如图5所示，套管6侧壁开设有轴向的豁口，豁口上下两侧的套管6侧壁上焊接有螺钉锁紧块，通过螺栓将套管与机臂紧密固定。
[0068]
在一可选的实施例中，如图3-4，每组旋翼机构的下螺旋桨中心均配置有螺旋桨保护装置4，螺旋桨保护装置4为与下驱动电机同轴并向下延伸的空心圆锥柱体，其中每组旋翼机构的圆锥柱体的长度相同。优选的，螺旋桨保护装置4应选用比强度较高的金属材料，且安装时应与电机、螺旋桨转轴有良好的同轴度，防止产生振动，影响多轴共轴双桨多旋翼无人机正常飞行。当载人多旋翼无人机机身倾斜时，电机下安装的螺旋桨保护装置4会优先与地面点接触，起到支撑的作用，避免了螺旋桨打到地面、受到损伤的情况发生，起到保护螺旋桨与乘客的作用。
[0069]
在一可选的实施例中，电机安装座5为镂空的矩形金属框体，如图5，起到减重作用。
[0070]
在一可选的实施例中，机架座舱1同一侧相邻两个机臂2之间的夹角互不相同，即旋翼机构a和b机臂之间的夹角、旋翼机构b和c机臂之间的夹角、旋翼机构c和d机臂之间的夹角互不相同。在一可选的实施例中，驱动电机为无刷电机。
[0071]
本发明提供的载人用多轴共轴双桨多旋翼无人机机身采用碳纤维复合材料制造，大大地减轻了飞行器自身重量；机臂2末端安装有多对电机沿相反方向转动，同时转动可为无人机提供竖直向上的升力，在不增加无人机整体尺寸的情况下，提升了无人机的载重性能；无刷电机具有一定的安装角，使其可以产生水平方向的分力，该分力对无人机产生的扭矩，与螺旋桨转动产生的反扭矩方向一致，增大了无人机的偏航操纵力矩，提升了无人机的偏航操纵性能；下层电机与螺旋桨下方安装有螺旋桨保护装置4，可以保证无人机机身倾斜时，螺旋桨保护装置4与地面优先接触，形成新的支撑平面，避免无人机倾覆、损伤螺旋桨；高韧性的起落架3可以吸收无人机降落时的能量、减小冲击，保证乘客安全。
[0072]
以上对本发明的较佳实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，其中未尽详细描述的设备和结构应该理解为用本领域中的普通方式予以实施；任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围情况下，都可利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例，这并不影响本发明的实质内容。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均仍属于本发明技术方案保护的范围内。

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