超低空飛行器的制造方法
【專利摘要】本申請涉及一種超低空飛行器，包括長條形機架，所述機架包括中部的機身，在機身前端下側(cè)設(shè)置有用以載物或載人的駕駛艙，機身后部向下彎折形成機尾，在機尾和駕駛艙之間形成凹形空間，在該空間內(nèi)設(shè)置有后動力單元，所述后動力單元包括共軸雙旋翼，該共軸雙旋翼由設(shè)置在機尾處的第二發(fā)動機帶動。在機身前端兩側(cè)通過支架設(shè)置有對稱的前動力單元，所述前動力單元包括上下排布的上、下旋翼，其中上旋翼由電動機帶動，下旋翼由設(shè)置在機身內(nèi)的第一發(fā)動機帶動。本申請通過前、后呈品字形排布的前、后側(cè)動力單元在提高提升力的同時，保障機架的整體穩(wěn)定性。本申請通過降落機構(gòu)可在復(fù)雜地形平穩(wěn)降落，從而使得應(yīng)用范圍更廣。
【專利說明】
超低空飛行器
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本申請涉及一種飛行穩(wěn)定，載重量較大，且可平穩(wěn)降落的超低空飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著科技的發(fā)展，無人機或小型載人飛行器已經(jīng)應(yīng)用在航拍、測量、運輸、檢修、救援等多個領(lǐng)域?，F(xiàn)有技術(shù)中的無人機或小型載人飛行器大多為固定翼飛行器或者多軸飛行器。
[0003]固定翼飛行器上設(shè)置一個或多個機翼，并且在機翼上設(shè)置螺旋槳，通過電機帶動螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣流推動飛行器飛行。
[0004]多軸飛行器以四軸飛行器為例，其包括均勻設(shè)置在機架四周的四個由電機帶動的旋翼，通過控制電機轉(zhuǎn)速調(diào)整旋翼轉(zhuǎn)速，通過電機的正反轉(zhuǎn)控制旋翼的正反轉(zhuǎn)，從而可改變氣流流向，進而控制整機做出懸停、拉升、前進、偏轉(zhuǎn)、翻滾等動作。如申請?zhí)枮?01510217561.1的中國發(fā)明專利申請“飛行器”就提出了一種具有第一動力單元，其具有第一旋翼裝置，安裝在所述機架上;第二動力單元，其具有第二旋翼裝置，通過轉(zhuǎn)軸可旋轉(zhuǎn)地安裝在所述機架上;旋轉(zhuǎn)動力單元，安裝在所述機架上，驅(qū)動所述轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動;所述第二旋翼裝置包括第一子旋翼和第二子旋翼，所述第一子旋翼與所述第二子旋翼分布于所述轉(zhuǎn)軸兩偵U。該多軸飛行器雖然具有較好的靈活性和穩(wěn)定性，但其是在未載物的情況下飛行，若載物飛行則會影響其整體平衡性，故并不適合載物飛行。
[0005]目前，飛行器均利用慣性測量模塊(MU)控制飛行姿態(tài)。慣性測量模塊包括加速度計和陀螺儀，又稱慣性導(dǎo)航組合。參考空間直角坐標(biāo)系，在X、Y、Z軸方向上，分別布置一個陀螺儀，用于測量多軸飛行器在上述三個方向上的旋轉(zhuǎn)運動；在Χ、Υ、Ζ軸方向上，分別布置一個加速度計，用于測量多軸飛行器在上述三個方向上平移運動的加速度。慣性測量模塊能夠檢測到飛行器前后俯仰、左右傾斜、偏航等姿態(tài)，并將相應(yīng)的信號反饋給多軸飛行器的控制電路，多軸飛行器根據(jù)預(yù)設(shè)在控制電路中的存儲器中的姿態(tài)控制規(guī)則或遙控器輸入的控制信號控制電機轉(zhuǎn)速來調(diào)整飛行姿態(tài)。但載人飛行器在降落時，一般均需要較為平坦的地面，若遇陡坡、坑洼地等復(fù)雜地形，降落時極易發(fā)送危險。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本申請的目的在于提出一種飛行穩(wěn)定，載重量較大，且可在復(fù)雜地形平穩(wěn)降落的超低空飛行器。
[0007]本申請的目的是這樣實現(xiàn)的:超低空飛行器包括長條形機架，所述機架包括中部的機身，在機身前端下側(cè)設(shè)置有用以載物或載人的駕駛艙，機身后部向下彎折形成機尾，在機尾和駕駛艙之間形成凹形空間，在該空間內(nèi)設(shè)置有后動力單元，所述后動力單元包括共軸雙旋翼，該共軸雙旋翼由設(shè)置在機尾處的第二發(fā)動機帶動。在機身前端兩側(cè)通過支架設(shè)置有對稱的前動力單元，所述前動力單元包括上下排布的上、下旋翼，其中上旋翼由電動機帶動，下旋翼由設(shè)置在機身內(nèi)的第一發(fā)動機帶動。
[0008]由于實行上述方案，本申請結(jié)構(gòu)合理，通過前、后呈品字形排布的前、后側(cè)動力單元在提高提升力的同時，保障機架的整體穩(wěn)定性。通過氣流導(dǎo)板的轉(zhuǎn)動從而改變整體在飛行狀態(tài)時的偏轉(zhuǎn)角度，通過上旋翼和下旋翼之間的轉(zhuǎn)速差改變飛行高度和調(diào)整機架平穩(wěn)，從而使得本申請在飛行狀態(tài)時的平穩(wěn)、靈活性。本申請通過降落機構(gòu)可在復(fù)雜地形平穩(wěn)降落，從而使得應(yīng)用范圍更廣。
[0009]【附圖說明】:本申請的技術(shù)方案由以下的附圖和實施例給出:
圖1是第二動力單元裝設(shè)在機架下側(cè)的本申請結(jié)構(gòu)示意圖；
圖2是第二動力單元裝設(shè)在機架上側(cè)的本申請結(jié)構(gòu)示意圖；
圖3是圖1的俯視結(jié)構(gòu)不意圖；
圖4是降落機構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖5是本申請的電路控制原理圖。
[0010]圖例:1、前動力單元，2、第一氣流導(dǎo)板，3、電動機，4、上旋翼，5、下旋翼，6、前氣流罩，7、第一發(fā)動機，8、機身，9、第二發(fā)動機，10、電器艙，11、機尾，12、油箱，13、后動力單元，14、第二氣流導(dǎo)板，15、同心軸，16、共軸雙旋翼，17、后氣流罩，18、駕駛艙，19、第三氣流導(dǎo)板，20、后起落架，21、前起落架，22、主桿調(diào)節(jié)液壓臂，23、主桿，24、隨動桿調(diào)節(jié)液壓臂，25、起落架，26、起落架調(diào)節(jié)液壓臂，27、隨動桿。
[0011]【具體實施方式】:本申請不受下述實施例的限制，可根據(jù)本申請的技術(shù)方案與實際情況來確定具體的實施方式。
[0012]實施例1:如圖1、3所示，超低空飛行器包括長條形機架，所述機架包括中部的機身8，在機身8前端下側(cè)設(shè)置有用以載物或載人的駕駛艙18，機身8后部向下彎折形成機尾11，在機尾11和駕駛艙18之間形成凹形空間，在該空間內(nèi)設(shè)置有后動力單元13，所述后動力單元13包括共軸雙旋翼16，該共軸雙旋翼16由設(shè)置在機尾11處的第二發(fā)動機9帶動。在機身8前端兩側(cè)通過支架設(shè)置有對稱的前動力單元I，所述前動力單元I包括上下排布的上、下旋翼4、5，其中上旋翼4由電動機3帶動，下旋翼5由設(shè)置在機身內(nèi)的第一發(fā)動機7帶動。
[0013]所述后動力單元13中的共軸雙旋翼16為已有技術(shù)，其包括一同心軸15，該同心軸15位于機身8長方向中心位置，其余結(jié)構(gòu)非本申請發(fā)明點，在此不做詳細(xì)描述。
[0014]所述前動力單元還包括罩于上、下旋翼4、5外的前氣流罩6，在前氣流罩6下端設(shè)置有平行的兩根第一氣流導(dǎo)板2。
[0015]所述后動力單元還包括罩于共軸雙旋翼16外的后氣流罩17，在后氣流罩17下端設(shè)置有平行的兩根第二氣流導(dǎo)板14。
[0016]所述第一、二氣流導(dǎo)板2、14在水平面上投影的延長線垂直相交。
[0017]實施例2:如圖2所示，機身8后部水平布設(shè)，后動力單元13設(shè)置在機身8上側(cè)，此時可將駕駛艙18保留在機身8前端下側(cè)，也可將駕駛艙18設(shè)置在機身8前端。其余結(jié)構(gòu)均同實施例I。
[0018]當(dāng)后動力單元13設(shè)置在機身8上側(cè)時，在后氣流罩17上、下端分別設(shè)置有第三、二氣流導(dǎo)板19、14。所述第三、二氣流導(dǎo)板19、14在水平面上的投影垂直相交。
[0019]如圖1、2、4所示，在駕駛艙18下裝設(shè)有前起落架21，在機尾11下裝設(shè)有后起落架20，所述前起落架21或后起落架20通過降落裝置控制，所述降落裝置包括一主桿23，主桿23中心與駕駛艙18或機尾11活絡(luò)相連，在主桿23中心兩側(cè)設(shè)置有對稱的主桿調(diào)節(jié)液壓臂22，主桿調(diào)節(jié)液壓臂22—端與駕駛艙18或機尾11固定相連，另端與主桿23活絡(luò)相連。在主桿23兩端活絡(luò)相連有起落架調(diào)節(jié)液壓臂26，起落架調(diào)節(jié)液壓臂26處連裝有與起落架調(diào)節(jié)液壓臂26隨動的隨動桿27，在隨動桿27與主桿23之間連接有隨動桿調(diào)節(jié)液壓臂24。
[0020]起落架調(diào)節(jié)液壓臂26下連前起落架21或后起落架20，在前、后起落架21、20下端設(shè)置有第一壓力傳感器，在隨動桿調(diào)節(jié)液壓臂24處設(shè)置有第二壓力傳感器，所述第一、二壓力傳感器與慣性測量模塊(IMU)內(nèi)的主控CPU電路相連。
[0021 ]如圖5所示，在慣性測量模塊(MU)側(cè)電路連接有用以控制電動機3轉(zhuǎn)速的電路控制單元，用以控制主調(diào)節(jié)液壓臂22、隨動桿調(diào)節(jié)液壓臂24和起落架調(diào)節(jié)液壓臂26伸縮的液壓控制單元，
飛行時，通過調(diào)整第一、二、三氣流導(dǎo)板2、14、19的擺動角度，即可控制飛行器的轉(zhuǎn)向，同時還可通過調(diào)節(jié)電動機3的轉(zhuǎn)速，從而調(diào)節(jié)上旋翼和下旋翼之間的轉(zhuǎn)速差改變飛行高度和調(diào)整機架平穩(wěn)。
[0022]降落時，通過第一、第二壓力傳感器將前、后起落架21、20所受壓力信號傳回主控CPU內(nèi)，主控CPU內(nèi)預(yù)設(shè)程序分析，從而控制起落架調(diào)節(jié)液壓臂26的伸縮，控制隨動桿液壓臂24的伸縮，控制主桿調(diào)節(jié)液壓臂22的伸縮，共同作用完成前、后起落架21、20的伸縮調(diào)節(jié)，保持機架水平，適應(yīng)復(fù)雜地形的降落。
[0023]以上技術(shù)特征構(gòu)成了本申請的最佳實施例，其具有較強的適應(yīng)性和最佳實施效果，可根據(jù)實際需要增減非必要技術(shù)特征。
【主權(quán)項】
1.一種超低空飛行器，包括長條形機架，所述機架包括中部的機身，在機身前端下側(cè)設(shè)置有用以載物或載人的駕駛艙，其特征在于:機身后部向下彎折形成機尾，在機尾和駕駛艙之間形成凹形空間，在該空間內(nèi)設(shè)置有后動力單元，所述后動力單元包括共軸雙旋翼，該共軸雙旋翼由設(shè)置在機尾處的第二發(fā)動機帶動，在機身前端兩側(cè)通過支架設(shè)置有對稱的前動力單元，所述前動力單元包括上下排布的上、下旋翼，其中上旋翼由電動機帶動，下旋翼由設(shè)置在機身內(nèi)的第一發(fā)動機帶動。2.如權(quán)利要求1所述的超低空飛行器，其特征在于:所述前動力單元還包括罩于上、下旋翼外的前氣流罩，在前氣流罩下端設(shè)置有平行的兩根第一氣流導(dǎo)板。3.如權(quán)利要求2所述的超低空飛行器，其特征在于:所述后動力單元還包括罩于共軸雙旋翼外的后氣流罩，在后氣流罩下端設(shè)置有平行的兩根第二氣流導(dǎo)板。4.如權(quán)利要求3所述的超低空飛行器，其特征在于:所述第一、二氣流導(dǎo)板在水平面上投影的延長線垂直相交。5.如權(quán)利要求1所述的超低空飛行器，其特征在于:機身后部水平布設(shè)，后動力單元設(shè)置在機身上側(cè)，此時可將駕駛艙保留在機身前端下側(cè)，也可將駕駛艙設(shè)置在機身前端。6.如權(quán)利要求5所述的超低空飛行器，其特征在于:在后氣流罩上、下端分別設(shè)置有第三、二氣流導(dǎo)板，所述第三、二氣流導(dǎo)板在水平面上的投影垂直相交。7.如權(quán)利要求1或5所述的超低空飛行器，其特征在于:在駕駛艙下裝設(shè)有前起落架，在機尾下裝設(shè)有后起落架，所述前起落架或后起落架通過降落裝置控制，所述降落裝置包括一主桿，主桿中心與駕駛艙或機尾活絡(luò)相連，在主桿中心兩側(cè)設(shè)置有對稱的主桿調(diào)節(jié)液壓臂，主桿調(diào)節(jié)液壓臂一端與駕駛艙或機尾固定相連，另端與主桿活絡(luò)相連，在主桿兩端活絡(luò)相連有起落架調(diào)節(jié)液壓臂，起落架調(diào)節(jié)液壓臂處連裝有與起落架調(diào)節(jié)液壓臂隨動的隨動桿，在隨動桿與主桿之間連接有隨動桿調(diào)節(jié)液壓臂。8.如權(quán)利要求7所述的超低空飛行器，其特征在于:起落架調(diào)節(jié)液壓臂下連前起落架或后起落架，在前、后起落架下端設(shè)置有第一壓力傳感器，在隨動桿調(diào)節(jié)液壓臂處設(shè)置有第二壓力傳感器，所述第一、二壓力傳感器與慣性測量模塊(MU)內(nèi)的主控CPU電路相連。
【文檔編號】B64C27/08GK105857594SQ201610376528
【公開日】2016年8月17日
【申請日】2016年5月31日
【發(fā)明人】聶平利
【申請人】聶平利