一种长航时的多旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及飞行领域，尤其涉及一种长航时的多旋翼飞行器。

背景技术：

多旋翼飞行器是由多组动力系统组成的飞行平台，一般常见的有四旋翼、六旋翼、八旋翼……十八旋翼，甚至更多旋翼组成，其系统构成及其基本工作原理基本一致。多旋翼飞行器均由机架、偶数个围绕机架中心点对称分布的旋翼、电机驱动电路、飞行姿态控制系统及动力系统组成。其中动力系统提供飞行器的完成功能所需的能量；旋翼包括了桨叶及驱动电机；飞行姿态控制系统包括有陀螺仪，加速度计，电子罗盘（磁力计）等多种传感器构成的姿态感知系统、有微处理器构成的姿态解算及控制系统构成；飞行姿态控制系统通过电机驱动电路控制旋翼的转速，各个组成部分通过机架整合在一起。

多旋翼飞行器的工作原理简述如下：

为了抵消电机转动的扭矩、避免飞行器自旋，一般采用如下设计手段:

（1）电机数量设计为双数；

（2）每个对称轴上的电机旋转方向一致，同时每两个相邻电机的旋转方向相反；

（3）对不同旋转方向的电机分别安装正浆和反浆，正反浆的差异是一个顺时针转动时产生面向电机安装方向的推力，一个逆时针转动时产生面向电机安装方向的推力。

以目前使用最为广泛的多旋翼飞行器，四旋翼飞行器为例，四旋翼飞行器有四个结构和半径都相同的且处于同一平面高度的桨叶和各自的电机相连接，他们通过机架对称分布在机体的前后、左右四个方向，机架的中间位置放置动力系统，飞行姿态控制系统，电机驱动电路等。图1所示是四旋翼飞行器的示意图，图1中，电机M1，M3顺时针方向旋转, 电机M2,M4逆时针方向旋转。通过改变四个电机的转速即可实现四旋翼飞行器的水平、竖直方向和偏航方向上的运动: 当飞行器处于悬停状态时，如果M1、M3的转速比M2和M4快，M1和M3产生的扭力大于M2和M4产生的扭力，飞行器将会绕着中心点往右旋转，反之则向左转，从而完成偏航的动作；当飞行器处于悬停状态时，某个瞬间电机M1及M2转速稍慢于M3和M4，因为飞行器的M3和M4所在的一侧的升力F3和F4比M1和M2所在的一侧的升力F1和F2更强，飞行器将向M1和M2侧倾斜，即M3和M4所在一侧的位置将高于M1和M2所在侧，随后通过调整M1，M2，M3，M4使飞行器保持该姿态不变，此时由于电机是垂直机架安装的，机架向M1和M2的倾斜，将导致M1，M2，M3，M4均产生一个图1中箭头A所示方向的分力，从而导致飞行器向箭头A所示的水平方向移动。四个旋翼产生的垂直方向的升力，超过或者低于飞行器本身重量的时候将实现垂直方向的上升或下降运动，当升力和飞行器本身的重量相等的时候即可保持高度不变。

机架都采用碳钎维，铝合金，强化塑料等轻质材料做成，内部中空并多开有孔、槽，以进一步减轻重量，机架一般有机臂、中心板，电机安装板和起落架组成，其中机臂和电机安装板用来支撑和固定旋翼，中心板用于安装控制系统及能源供给系统；现有技术中，也有很多机架是有一对上下分开的，由碳钎维，铝合金，强化塑料等轻质材料组成的非密封外壳构成，例如大疆的Phantom系列，此种机架的电机驱动电路、飞行姿态控制系统及动力系统固定于机壳内部。

飞行姿态控制系统通过对姿态感知系统中的陀螺仪，加速度计，电子罗盘等传感器数据的实时采集，再通过互补滤波、梯度算法、卡尔曼滤波等公知多旋翼飞行器中传感器数据融合的常用算法得到包含偏航（YAW）,前后翻滚（PITCH）和左右翻滚（ROLL）姿态角度及对地磁坐标系X、Y、Z轴向的速度、加速度等实时姿态参数。

从图1可知，现有技术中多旋翼飞行器的各组动力系统中的电机的转动方向及正反桨叶的选择，均是事先设计好的，后续在控制飞行器姿态时，只是单纯通过调节各组电机的转速大小来改变旋翼转速，从而控制各组动力的合力的大小和方向，进而控制飞行器的飞行姿态。

同时由于在现有技术中，改变飞行姿态并不需要改变各组电机转动方向，旋翼也只需要产生面向电机安装方向的推力即可，因而市面上几乎所有正浆或反浆的桨叶均采用了正反两面非对称翼型结构以降低成本及提高效率。多旋翼飞行器普遍采用的正浆或反浆的桨叶，均只能在电机顺时针或逆时针转动时得到较好的推力，当电机转动方向逆转时，旋翼所产生的反向风的风量，风速和风压都明显下降，旋翼的推力和效率大大降低。但有很多桨叶翼型方面的专利技术，例如中国发明公开号 CN1036438A “双头反向对称风机翼型”， 中国发明公开号 CN1036438A“一种非对称可逆s型翼型设计”等，采用上述反向对称或非对称可逆翼型结构均可以使旋翼在无论电机正向或反向旋转时所产生的风量、风速和风压基本一致，从而可获得近似的推力。图2所示为四轴飞行器的力学简化图可以看到，四旋翼飞行器由旋翼旋转所产生的面向电机安装方向的推力及所受重力（mg）的合力来控制飞行器的姿态。当四个旋翼垂直方向分力的和大于整机重量时，即当旋翼转速足够快时，飞行器垂直上升；反之，当四个旋翼垂直方向分力的和小于整机的重量时，即旋翼转速较慢时，飞行器就会垂直下降，直至平衡落地。为保持多旋翼飞行器能停留在空中，必须保证旋翼产生的垂直方向分力的和（即升力）不小于飞行器的自重，这种升力的获得显然占用了多旋翼飞行器所耗费能量的绝大部分。为获得比较长的滞空时间，现有技术只能采用减轻飞行器自重，或多带燃油或增大电池容量的方法来解决。

技术实现要素：

本发明用于提供一种长航时的多旋翼飞行器，在不通过减少多旋翼飞行器自重，不增加燃油或电池容量的同时大幅度的增加多旋翼飞行器滞空时间，从而满足多旋翼飞行器长航时的任务要求。

为达到本发明目的，本发明提供一种长航时的多旋翼飞行器，包括机架、偶数个围绕机架中心点对称分布的旋翼，电机驱动电路、飞行姿态控制系统及动力系统组成，所述旋翼由电机及桨叶组成，所述电机通过电机驱动电路与飞行姿态控制系统相连，所述飞行姿态控制系统包含若干种传感器组成的飞行姿态感知模块及微处理器组成的姿态解算控制模块；其特征在于：所述多旋翼飞行器含有一个密闭气囊，所述密闭气囊中填充有密度比空气小的气体；所述旋翼的旋转速度及旋转方向均通过飞行姿态控制系统调节；所述飞行姿态控制系统根据飞行姿态感知系统所获得的密闭气囊中的浮力大于、小于或等于多旋翼飞行器的自重的信号，控制旋翼的旋转速度及旋转方向来实现多旋翼飞行器的偏航、水平或垂直运动。

进一步的，多旋翼飞行器通过下列步骤和方法实现偏航，水平和垂直运动功能:

（1）飞行器通电后，旋翼不旋转的瞬间，通过飞行器姿态感知系统确定密闭气囊浮力与飞行器自重的关系。具体实现原理和方法如下：对飞行器垂直地面的Z轴方向进行的受力分析如下，假设密闭气囊产生的浮力为Fa，飞行器的所受重力为Fb，飞行器旋翼所产生的垂直方向的分力和为Fz，飞行器重量为M，飞行器在Z轴方向的加速度为az，根据牛顿定律它们存在如下关系：Fa+Fz-Fb=M*az，由于此时旋翼没有转动，Fz为0。通过姿态感知系统可获得当前的加速度az，az大于0，则飞行器的浮力是大于飞行器自重；az等于0，则飞行器的浮力是等于飞行器自重；az小于0，则飞行器的浮力是小于飞行器自重。

（2）当浮力大于，等于或小于多旋翼飞行器自重时，分别采用下列控制方式来实现多旋翼飞行器所具有的偏航，水平和垂直运动功能。

a)多旋翼飞行器所获得的空气浮力大于飞行器自重时，多旋翼飞行器依靠浮力获得向上的升力。当飞行器需要悬停或下降时，多旋翼飞行器的所有旋翼旋转方向将和公知多旋翼各个旋翼的旋转方向相反，即正浆逆时针旋转，反浆顺时针旋转，此时配合本发明所采用的旋翼结构获得向下的推力，用于抵消多余的浮力，驱动飞行器悬停或下降。飞行器偏航动作的控制方式和原理仍然和公知技术一致。飞行器水平运动时，所涉及的控制流程和公知技术的差异在于，公知技术是通过旋翼旋转产生的垂直于机架的升力在水平方向的分力来完成，而本发明通过是通过旋翼旋转产生的垂直于机架的压力在水平方向的分力来完成的。

b)多旋翼飞行器所获得的空气浮力等于重力时，多旋翼飞行器的各个旋翼旋转方向与按公知的多旋翼工作模式一致时，即正浆顺时针旋转，反浆逆时针旋转时，旋翼产生向上的升力推动飞行器上升；当多旋翼飞行器的各个旋翼旋转方向与公知模式相反时，即正浆逆时针旋转，反浆顺时针旋转时，旋翼旋转会产生向下的推力推动飞行器下降；此时本发明中所述的多旋翼飞行器的水平运动通过如下交替采用（a）所述浮力大于飞行器自重的水平运动控制方式和（c）所述浮力小于飞行器自重的水平运动控制方式来实现，因为在此情况下，采用（a）所述水平运动控制方式，旋翼在产生垂直方向向下的压力，这样会导致飞行器水平运动的同时高度下降，而采用（c）所述水平运动控制方式，旋翼在产生垂直方向向上的升力，这样会导致飞行器水平运动的同时高度上升，交替使用这两种控制方式，则可以在维持水平运动的同时保持高度基本不变；在多旋翼飞行器所获得的空气浮力等于重力时，偏航运动的控制方法和原理和公知技术依然一致。

c)多旋翼飞行器所获得的空气浮力小于重力时，本发明中的多旋翼飞行器的将等价于公知技术中重量轻了很多的多旋翼飞行器，其姿态控制方法和原理和公知技术完全一致。

进一步的，所述电机驱动电路在飞行姿态控制系统控制下能实现电机的正向或反向旋转驱动。

进一步的，所述桨叶采用在电机正向或反向旋转时所产生的风量、风速和风压基本一致的反向对称翼型结构或非对称可逆翼型结构。

进一步的，所述电机为有感直流无刷电机。

进一步的，所述密闭气囊内填充有氦气或氢气。

进一步的，所述密闭气囊由机架内部密闭空间组成。

进一步的，所述密闭气囊由铝膜围合而成，并且所述密闭气囊与所述机架一体成型。

与现有技术相比，本发明有以下有益效果：本发明首先增加一个密闭气囊，该密闭气囊可以位于机架内部作为机架的一部分，也可以独立存在并和机架整合在一起，密闭气囊中填充密度轻于空气的氢气、氦气、氖气来获取一定的浮力；其次通过采用同时支持电机正反转的驱动电路及无论电机正反转都能获得近似推力的反向对称翼型或非对称可逆翼型的桨叶结构；最后再根据密闭气囊产生浮力和多旋翼飞行器自重的关系，通过控制电机的旋转方向和转速实现多旋翼飞行器所具有的偏航，水平和垂直运动功能，从而在保持公知多旋翼飞行器功能的同时延长飞行器的滞空时间。

附图说明

下面结合附图对本发明专利进一步说明。

图1为现有的四旋翼飞行器的示意图。

图2为现有的四翼飞行器的力学简化图。

图3为本发明实施例的多旋翼飞行器的力学简化图。

图4为本发明实施例的旋翼飞行器的结构示意图。

图中：1-机架；2-旋翼；20-桨叶；21-电机；3-密闭气囊。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步说明。

如图4所示，本发明提供的一种长航时的多旋翼飞行器结构示意图，包括机架1、所述机架的中心部分安装有电机驱动电路、飞行姿态控制系统及动力系统；四个对称设置于机架中心点的旋翼2，所述旋翼2由电机21及桨叶20组成，所述电机21经电机驱动电路与飞行姿态控制系统相联；密闭气囊3内部填充了比重小于空气的气体，在本实施例中，所述密闭气囊3中填充氦气或氢气，同时通过控制填入气体的体积使密闭气囊3所获得的空气浮力稍大于飞行器的自重，从而最大程度的抵消飞行器的自重，获得最长的滞空时间。

在本实施例中，所述电机采用有感直流无刷电机，而不是公知多旋翼飞行器中普遍使用的无感直流无刷电机，其原因在于无感直流无刷电机通过检测感生电动势来检测转子的位置，这一方式必须当电机转速快到一定程度才可靠，所以无感直流无刷电机启动时的可控性差，不适用于需要电机频繁起动、停止和反转的场合。公知多旋翼飞行器仅做电机转速的调节，并不需要电机频繁起动、停止和反转，而本实施例中多旋翼飞行器所获得的空气浮力大于重力，电机需要经常的起动、停止和反转，所以本实施例选用了含霍尔传感器的直流有感无刷电机。

本实施例中所述电机驱动电路采用了同时能控制电机旋转方向的驱动电路，以便通过电机旋转方向的改变来实现旋翼升力或压力的转换，关于直流无刷电机旋转方向的控制是一个很成熟的技术，很多文献中多有这方面的论述，网络上也有很多实用的例程及电路可供参考，故本发明中在此不加详述。

本实施例中所述桨叶，正浆及反浆，均采用了上下两面对称的反向对称翼型结构，以便无论电机正向或反向旋转时能获得近似一致的风量、风速和风压。公知多旋翼飞行器中旋翼只需要产生面向电机安装方向的推力即可，因而无论正浆或反浆的桨叶结构均采用了正反两面非对称不可逆的翼型结构以降低成本及提高效率，此类翼型结构的桨叶均只能在电机顺时针或逆时针转动时得到较好的推力，当电机转动方向逆转时，所产生的反向风的风量，风速和风压都明显下降，旋翼的推力和效率大大降低。本实施例采用电机正向或反向旋转时能获得近似推力的反向对称翼型结构，此类翼型结构有很多公开文献可查，同时也在很多其他领域广泛使用，故本发明中在此不加详述。

本实施例中密闭气囊3由铝膜围成，同时通过锁扣，扎带或紧固件等其他物理连接手段和机架连接在一起，组成一个有机整体。该密闭气囊3也可以本身就是机架的一部分，由机架内的密闭空间组成。

下面通过本实施例对本发明实现现有公知飞行器的偏航、垂直和水平运动的控制方式做进一步说明。

本实施例中，因为多旋翼飞行器所获得的空气浮力大于飞行器自重，即使旋翼静止不动，飞行器也会垂直上升。此时如果需要加快飞行器上升的速度，则各旋翼的工作模式和公知多旋翼飞行器工作模式一致，即正浆顺时针旋转，反浆逆时针旋转，从而通过旋翼获得额外的升力。当飞行器需要降低上升速度、悬停或垂直下降时，多旋翼飞行器的所有旋翼旋转方向将和公知多旋翼各个旋翼的旋转方向相反，即正浆逆时针旋转，反浆顺时针旋转，此时旋翼旋转产生向下的推力，抵消多余的浮力，直至驱动飞行器悬停或下降。

本实施例中，多旋翼飞行器偏航动作的控制方式和原理仍然和公知技术一致，因为密闭气囊3所引入的浮力，只是改变了多旋翼飞行器垂直方向的力学模型，左右转动依然有电机扭力的合力决定，即M1、M3的转速比M2、M4快时，M1和M3产生的扭力大于M2和M4产生的扭力，飞行器将会绕着中心点往右旋转，反之当M2、M4的转速比M1、M3快时行器将会绕着中心点往向左旋转。

本实施例中飞行器需要水平运动时，所涉及的控制流程和公知技术类似，这里的不同点是公知技术的旋翼产生的是垂直于电机的向上的升力，而本发明在此情况下，旋翼产生的是向上的推力，该推力使飞行器受力向下。以向前水平运动为例，具体控制流程描述如下（四个电机标识依然以附图1所示）: 首先和公知技术一样，通过使M1及M2电机转速的慢于M3和M4，这样M1和M2产生向下的推力要小于M3和M4产生的向下的推力，结果导致飞行器产生M1和M2侧高于M3和M4侧的倾斜，从而使M1，M2，M3及M4向电机方向的压力产生向箭头A方向的水平分量，随后再通过调整M1，M2，M3，M4使飞行器保持该飞行姿态不变实现向前的水平运动，控制飞行器向其他水平方向移动的原理和向前完全一致。

综上所述，本发明提供的一种长航时的多旋翼飞行器，在不通过减少多旋翼飞行器自重，不增加燃油或电池容量的同时大幅度的增加多旋翼飞行器滞空时间，从而满足多旋翼飞行器长航时的任务要求。

本发明提供的上列较佳实施例，对本发明的目的、技术方案和优点进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。