翼12分别由电动机122驱动。
[0038]上述方案中，在燃油发动机的机体I的中心的下侧安装有主旋翼11，通过燃油发动机驱动主旋翼11，提供飞行器的主要升力。同时，在机体I的周围安装有若干个电动机122驱动的副旋翼12，提供飞行器的姿态控制力矩和少部分升力，所有副旋翼12对称分布于机体I的四周。在本实施例中，飞行器的主要升力由燃油发动机驱动的主旋翼11提供，可以大大提高飞行器的载重和航时，飞行器的姿态控制力矩直接由电动机122驱动的副旋翼12提供，省去了传统单旋翼直升机的变桨距机构、桨盘倾斜器等复杂机构，提高了可靠性、安全性和操作的便利性。另一方面，通过调节主旋翼11的转速可对飞行器升力进行粗调，通过调节副旋翼12的转速可对飞行器进行姿态控制并对升力进行精调，升力的粗、细两级调节机制既有利于提高燃油和电池的经济性，又有利于提高控制精度。
[0039]在本实施例中，根据需要，主旋翼11可采用涵道式，以提高气动效率。也可采用共轴双桨，进一步增大升力，并相互抵消反扭力矩。当飞行器的总升力变化较大时(载重变化、快速升降、姿态角变化较大时)，才通过调整主旋翼11的转速进行调节，不需频繁控制燃油发动机的转速。同时，对于副旋翼12，可选择适当桨距的螺旋桨和电动机，电动机提供的升力可在某一固定值附近调节，用于姿态控制，副旋翼12的转速变化较小，此时，需要合理选择电动机分担的升力值，分担的升力值较小时对降低电池电量消耗有利，分担的升力值大对提高飞行器的姿态控制能力有利，以上措施可提高燃油和电池的经济性。
[0040]作为一种优选实施例，副旋翼12的个数设计为4个，副旋翼12以机体I的中心两两对称分布。具体地，在实施例中，四个副旋翼12具体设计为前副旋翼、后副旋翼、左副旋翼和右副旋翼，当前副旋翼和后副旋翼同时加速或减速时，可对飞行器的总升力进行精调；当前副旋翼和后副旋翼中一个加速、另一个减速时，可控制飞行器的俯仰姿态，同时改变总升力方向，从而改变飞行器的前进或后退速度；当右副旋翼和左副旋翼同时加速或减速时，可调节反扭力矩的大小(引起的总升力变化可通过前副旋翼和后副旋翼调整)，从而改变飞行器的偏航姿态；当右副旋翼和左副旋翼中一个加速、另一个减速时，可控制飞行器的滚转姿态，同时改变总升力方向，从而改变飞行器的侧向速度。
[0041]作为一种优选实施例，在上述技术方案的基础上，主旋翼11安装在机体的中心位置的下端，副旋翼12所在的平面处于主旋翼11所在的平面的上侧。通过如此设计，副旋翼12的平面高出主旋翼11的平面一定的高度(参见图1)，以提高姿态稳定性。而且，主旋翼和副旋翼上下位安装，避免主旋翼和副旋翼的互相干涉。
[0042]作为一种优选实施例，在上述技术方案的基础上，燃油发动机通过主旋转轴112直接驱动主旋翼11旋转(参见图3)。具体地，燃油发动机上直接安装主旋转轴112，主旋翼11由与其直接相连，这样，燃油发动机可以直接驱动主旋翼11工作，为飞行器提供主要升力，而且通过舵机控制发动机的风门大小来调节主旋翼的转速，从而对飞行器的升力进行粗调。另外，副旋翼12通过机臂121安装在机体I的周围，具体地，电动机122固定在机臂121的端头，电动机122通过副旋转轴124直接驱动副旋翼12旋转(参见图1)。在本方案中，将电动机122直接固定在机臂121的端头，而且电动机122上直接安装副旋转轴124，副旋转轴124直接与副旋翼12连接，就可以通过电动机122直接驱动副旋翼12旋转，省去减速齿轮等机构，结构紧凑，控制灵敏。而且电动机122转速较高，可以提高电动机和螺旋浆的利用效率。
[0043]实施例2
[0044]图4为本发明另一实施例提供的多旋翼飞行器的立体示意图；图5为本发明又一实施例提供的多旋翼飞行器的立体示意图；如图4及图5所示，本发明另一实施例提供的多旋翼飞行器，包括主旋翼11以及若干个副旋翼12，其中主旋翼11由燃油发动机(图中未示出)驱动，主旋翼11安装在燃油发动机的机体I的中心位置的下端或上端。副旋翼12布置在机体I的四周，副旋翼12分别由电动机122驱动。
[0045]在本实施例中，副旋翼12的平面与机体I的平面具有夹角(参见图4)。具体地，相对方向的副旋翼12倾斜设计，比如，左右方向上的副旋翼12分别绕其中心连线转动一定的角度安装(两者转动的角度大小相等，方向相反)时，其所在平面与机体I所在平面成一个小的夹角，使产生的升力有一个小的分量，以抵消主旋翼11产生的“反扭矩”，可以提高飞行器旋转过程中的响应速度。在本方案中，具体需要合理选择左右方向的副旋翼12的倾斜安装角度，当两者拉力的小分量形成的反扭力矩与主旋翼11产生的反扭力矩平衡时，两者升力分量之和应与其分担的升力相等。另外，根据需要，前后方向的副旋翼12也可以倾斜一定的角度安装，以平衡自身桨叶旋转产生的反扭力矩，可以进一步提高旋转响应速度。
[0046]作为一种优选实施例，在上述实施例1或实施例2的技术方案中，电动机可以由锂电池盒123供电(参见图4)，锂电池盒123及控制器固定安装在机体I的上端。在本方案中，采用锂电池供电，蓄电能力强，延长飞行器的航时。作为一种优选实施例，在上述实施例1或实施例2的技术方案的基础上，燃油发动机的燃油供应可以单独设计油箱，具体地可以沿机体I的中心环形布置有油箱101。另外，可以沿机体I的中心环形布置有储存液体的容器102，或者在油箱101的周围还可以环形布置有储存液体的容器102，本技术方案中，油箱101或容器102沿机体的中心环形布置，可以减小燃油消耗，或飞行器的有效载荷为待喷洒的农药等液体减少时，对飞行器质心位置的影响，保证飞行器的平衡性。
[0047]需要说明的是，对于需要长时间滞空悬停的应用场合，燃油发动机可以通过输油管由地面油泵设备供油，电动机122通过输电线由地面电源供电。由于载重能力提高，输油管(和输电线)可以更长，飞行器悬停的高度可以更高。
[0048]进一步，如果希望某一方向上的控制力矩要求更大，可将相应的电动机122的功率提高或加长机臂121。
[0049]实施例3
[0050]本实施例作为实施例2的一种替代方案，参见图6和图7，根据需要，该多旋翼飞行器还包括平衡翼13，平衡翼13的个数为I个或2个，其也由电动机直接驱动，本实施例中，平衡翼13所在的平面与主旋翼11所在的平面垂直，如此即可通过平衡翼13抵消主旋翼11的反扭力矩，进行偏航姿态的控制，进而可以取消左右方向的副旋翼12的倾斜安装角。
[0051]作为一种优选实施例，该多旋翼飞行器包括4个副旋翼12和I个平衡翼13，具体地，在其中一个副旋翼12的机臂上延伸出延长臂131，在延长臂131的端头固定安装平衡电动机132，平衡翼13由平衡电动机132驱动，平衡翼13的具体安装同其他副旋翼12。当然，平衡翼13也可以设置在机体周围的其他位置，比如在两个副旋翼的中间位置另设机臂。
[0052]最后应说明的是:以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
【主权项】
1.一种多旋翼飞行器，其特征在于，包括: 主旋翼，其由燃油发动机驱动，所述主旋翼安装在所述燃油发动机的机体的中心位置的下端或上端；以及 若干个副旋翼，所述副旋翼布置在所述机体的四周，所述副旋翼分别由电动机驱动。
2.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述主旋翼安装在所述机体的中心位置的下端，所述副旋翼所在的平面处于所述主旋翼所在的平面的上侧。
3.根据权利要求2所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述副旋翼的个数为4个，所述副旋翼以所述机体的中心两两对称分布。
4.根据权利要求3所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述燃油发动机通过主旋转轴直接驱动所述主旋翼旋转。
5.根据权利要求4所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述副旋翼通过机臂安装在所述机体的周围。
6.根据权利要求5所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述电动机固定在所述机臂的端头，所述电动机通过副旋转轴直接驱动所述副旋翼旋转。
7.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述副旋翼所在的平面与所述机体所在的平面具有夹角。
8.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述燃油发动机通过输油管由地面油泵设备供油，所述电动机通过输电线由地面电源供电。
9.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，沿所述机体的中心环形布置有油箱或容器。
10.根据权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，该多旋翼飞行器还包括平衡翼，所述平衡翼所在的平面与所述主旋翼所在的平面垂直。
【专利摘要】本发明提供了一种多旋翼飞行器，包括：主旋翼，其由燃油发动机驱动，所述主旋翼安装在所述燃油发动机的机体的中心位置的下端或上端；以及若干个副旋翼，所述副旋翼布置在所述机体的四周，所述副旋翼分别由电动机驱动。该多旋翼飞行器载重大、航行时间长。
【IPC分类】B64C27-82, B64C27-12
【公开号】CN104743107
【申请号】CN201510201730
【发明人】倪慧
【申请人】北京双飞伟业科技有限公司
【公开日】2015年7月1日
【申请日】2015年4月24日