具有主副多旋翼結構的無人飛行器的制造方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及飛行器領域，具體地，涉及一種具有主副多旋翼結構的無人飛行器。
【背景技術】
[0002]機動性較高的無人飛行器，目前主要有單主旋翼無人直升機和多旋翼飛行器。兩者的技術都已經很成熟，但各有優缺點。
[0003]多旋翼無人飛行器的負載較小，因為沒有變距系統，依靠電動機轉速變化來改變各旋翼推力從而控制姿態。為了達到穩定的姿態控制效果，使用較短的剛性旋翼，質量小，其轉動慣量也較小，從而獲得非常快的電機轉速響應，機身振動也較小。因此多旋翼無人飛行器易于控制姿態，懸停穩定，抗風能力強，其飛行控制程序也較易實現。目前國內的多旋翼無人飛行器市場發展迅速，飛行控制程序也非常成熟。但較小的旋翼使得多旋翼的推力較小，負載很小，很難搭載大型任務設備。同時電動機需要電源供電，現階段電池的能量密度遠不能和燃油發動機相比。從而帶來更大的機身載荷，進一步降低任務載荷。由于沒有變距系統，多旋翼無法進行倒飛一類的飛行動作，也無法自旋降落，如果空中發生故障，會直接墜機。
[0004]單主旋翼無人直升機通過調節槳距來達到改變推力，旋翼轉速變化較小，因此不需要考慮轉速響應的問題。可以使用較大的螺旋槳提供大推力，有很大的負載。然而單主旋翼無人機主槳旋轉帶來的反作用力需要添加尾槳或共軸槳進行平衡。如果是尾槳則會消耗一部分發動機的動力。如果是共軸雙旋翼，則設計更加復雜。而在穩定懸停和抗風能力方面，雖然揮舞鉸克服了章動性，但仍然存在進動性。因此懸停飛行時定位不穩定，易產生水平橫向漂移，抗測風能力有限。而向前飛行時旋翼槳面受的氣動力兩側不平衡，遇有強逆向湍流轉捩風時容易失衡。綜合考慮，直升機在設計原理上僅用一至兩個個螺旋槳來調節姿態，與使用多個旋翼的多旋翼飛行器相比難度更高。因此直升機的飛行控制系統更加復雜，成本更高。
【發明內容】
[0005]本發明的目的是提供一種具有主副多旋翼結構的無人飛行器，該具有主副多旋翼結構的無人飛行器載荷大、航程長、升限高，并且姿態易于控制、懸停穩定可靠。
[0006]為了實現上述目的，本發明提供了一種具有主副多旋翼結構的無人飛行器，包括機身、動力系統、傳動系統、N個副旋翼軸和N個副旋翼，動力系統位于機身內，副旋翼軸沿著周向間隔安裝于機身的外壁上且N個副旋翼軸位于同一水平面內，副旋翼安裝于副旋翼軸的末端上，傳動系統敷設于副旋翼軸內，并且傳動系統一端與動力系統相連而另一端與副旋翼相連以能夠驅動副旋翼轉動；還包括主旋翼和主旋翼軸，主旋翼軸豎直安裝于機身的頂部，主旋翼安裝于主旋翼軸頂部，并且主旋翼與傳動系統相連以使得主旋翼能夠轉動，其中，N為不小于3的正整數。
[0007]優選地，主旋翼的槳葉與副旋翼的槳葉的槳型相反。
[0008]優選地，主旋翼的槳葉長度大于副旋翼的槳葉長度。
[0009]優選地，無人飛行器還包括設置于主旋翼軸上和副旋翼軸上的總距變距系統，總距變距系統能夠協同改變主旋翼和副旋翼的總距。
[0010]優選地，在無人飛行器處于升降狀態下，副旋翼以及主旋翼均在水平面內轉動并且旋轉方向相反。
[0011]優選地，主旋翼的槳轂處和/或副旋翼的槳轂處設有揮舞鉸。
[0012]優選地，主旋翼的槳轂處和/或副旋翼的槳轂處還設有與揮舞鉸相配合的阻尼器，阻尼器的兩端分別連接揮舞鉸和槳轂。
[0013]優選地，揮舞鉸與主旋翼的槳葉和/或副旋翼的槳葉之間設有擺振鉸。
[0014]優選地，傳動系統包括主減速器、主減速器輸入軸、副減速器輸入軸和副減速器，傳動系統依次通過主減速器輸入軸和主減速器能夠驅動主旋翼旋轉；并且，傳動系統還依次通過副減速器輸入軸、副減速器能夠驅動副旋翼旋轉。
[0015]根據上述技術方案，本發明采用N個尺寸小于主旋翼的水平副旋翼，與多旋翼無人飛行器相比，主旋翼尺寸較大，擁有較高的升力效率；而與單旋翼帶尾槳無人直升機相比，在擁有相同的主槳升力效率時，副旋翼在平衡主槳扭矩時還可提供額外的輔助升力；從而解決了傳統無人直升機升力效率低的問題。同時，N個副旋翼還可在飛行控制系統的協同操縱下，提高懸停穩定性，增加抗湍流轉捩風和側風能力。
[0016]本發明的其他特征和優點將在隨后的【具體實施方式】部分予以詳細說明。
【附圖說明】
[0017]附圖是用來提供對本發明的進一步理解，并且構成說明書的一部分，與下面的【具體實施方式】一起用于解釋本發明，但并不構成對本發明的限制。在附圖中:
[0018]圖1是根據本發明的優選實施方式中的具有主副多旋翼結構的無人飛行器(N =4時)的結構示意圖。
[0019]附圖標記說明
[0020]1-主旋翼2-副旋翼
[0021]3-機身4-主旋翼軸
[0022]5-副旋翼軸
【具體實施方式】
[0023]以下結合附圖對本發明的【具體實施方式】進行詳細說明。應當理解的是，此處所描述的【具體實施方式】僅用于說明和解釋本發明，并不用于限制本發明。
[0024]在本發明中，在未作相反說明的情況下，“上、下、內、外”等包含在術語中的方位詞僅代表該術語在常規使用狀態下的方位，或為本領域技術人員理解的俗稱，而不應視為對該術語的限制。
[0025]參見圖1，本發明提供一種具有主副多旋翼結構的無人飛行器，包括機身3、動力系統、傳動系統、N個副旋翼軸5和N個副旋翼2，動力系統位于機身3內，副旋翼軸5沿著周向間隔安裝于機身3的外壁上且N個副旋翼軸5位于同一水平面內，副旋翼2安裝于副旋翼軸5的末端上，傳動系統敷設于副旋翼軸內，并且傳動系統一端與動力系統相連而另一端與副旋翼2相連以能夠驅動副旋翼2轉動；還包括主旋翼I和主旋翼軸4，主旋翼軸4豎直安裝于機身3的頂部，主旋翼I安裝于主旋翼軸4頂部，并且主旋翼I與傳動系統相連以使得主旋翼I能夠轉動，其中，N為不小于3的正整數。
[0026]通過上述技術方案，該無人飛行器采用N個尺寸小于主旋翼I的水平副旋翼2，與多旋翼無人飛行器相比，主旋翼I尺寸較大，擁有較高的升力效率；而與單旋翼帶尾槳無人直升機相比，在擁有相同的主槳升力效率時，副旋翼2在平衡主旋翼I扭矩時還可提供額外的輔助升力；從而解決了傳統無人直升機升力效率低的問題。同時，N個副旋翼2還可在飛行控制系統的協同操縱下，提高懸停穩定性，增加抗湍流轉捩風和側風能力。
[0027]在本實施方式中，為了提高無人飛行器飛行時的穩定性，使得副旋翼2能夠平衡主旋翼I旋轉帶來的反作用力，優選地，主旋翼I的槳葉與副旋翼2的槳葉的槳型相反。并且優選在無人飛行器處于升降狀態下時，副旋翼2以及主旋翼I均在水平面內轉動并且旋轉方向相反。
[0028]在無人飛行器飛行時，為了使得主旋翼I能夠提供足夠大的升力，優選主旋翼I的槳葉長度大于副旋翼2的槳葉長度。這樣，主旋翼I旋轉時就可以提供較大的升力，提高了整個無人飛行器的負載能力。
[0029]此外，無人飛行器在飛行過程中，根據實際需要會進行升降、懸停或者航向偏轉、前后左右移動等操作，為了實現該技術效果，使得無人飛行器的飛行更加靈活多變，優選地，無人飛行器還包括設置于主旋翼軸4上和副旋翼軸5上的總距變距系統，總距變距系統能夠協同改變主旋翼I和副旋翼2的總距。總距，也叫螺距，是飛行器旋翼的槳葉橫切面中心線與水平線的夾角角度。這樣，通過總距