多旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及航空技术，更具体地，涉及多旋翼飞行器。

背景技术：

浮空器曾经广泛应用于空中运输。浮空器是指利用轻于空气的气体来提供升力的航空器。依照工作原理，浮空器可分为飞艇、系留气球和热气球。浮空器包括气囊，用于容纳比重小于空气的气体(例如热空气、氢气或氦气)，从而获得升力。浮空器的结构简单，成本低廉，在空中停留时间长。然而，浮空器的精确控制却很困难。在垂直方向上，浮空器可以通过充放气体控制上升或下降。然而，在水平方向，浮空器的移动依靠自然风或附加的动力装置，不仅移动速度慢而且操作困难。

图1a和1b分别示出根据现有技术的浮空器中的气囊的俯视图和截面图。该气囊包括充气的囊体100。囊体100在充气之后的形状为圆柱状，在图1a的俯视图中示出为圆形，在图1b的截面图中示出为矩形。

近年来，多旋翼飞行器越来越引起人们的关注。现有的多旋翼飞行器系统主要由多个螺旋桨、马达、电子调速器、主控板、机架、锂电池等部件构成。采用单一的锂电池供电体制，利用大倍率放电实现对多轴旋翼系统的驱动。通过控制各螺旋桨的转速能够实现各方向自由变轨和姿态调整。由于锂电池的容量限制，多旋翼飞行器可实现的飞行时间仅在15-30分钟左右，从而制约了其应用范围。

因此，期望结合浮空器和多旋翼飞行器的优点，开发出长时间滞空且操控容易的飞行器。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种利用多旋翼系统和气囊作为双升力源以延长滞空时间和提高操控性能的多旋翼飞行器。

根据本发明的实施例，提供一种多旋翼飞行器，包括：气囊，所述 气囊包括囊体及其围绕的内部空间，所述气囊的外形为中间厚度大于周边厚度的扁平碟状，并且在气囊的周边区域包括贯穿气囊的上下表面的多个涵道，所述涵道的侧壁与囊体一起限定气囊的内部空间；以及多旋翼系统，所述多旋翼系统包括位于气囊内部空间的主控电路盒、位于所述多个涵道中的多个电机和多个螺旋桨、以及用于连接主控电路盒和所述多个电机的连接支架。

优选地，所述气囊的上下表面是平滑的曲面，并且上下表面平滑过渡。

优选地，所述气囊的外形为具有长轴和短轴的回转体，并且以短轴作为回转中心轴。

优选地，所述气囊的外形为以下曲线之一绕回转中心轴形成的回转体：椭圆形、抛物线弧、双曲线弧、分段曲线。

优选地，所述长轴与短轴之比为2:1～5:1。

优选地，还包括位于所述囊体的底部的电池盒，其中容纳可充电电池和直流电压变换模块。

优选地，还包括位于所述囊体的顶部的光伏组件，所述光伏组件为柔性薄膜光伏组件。

优选地，所述光伏组件与所述囊体的顶部共形。

优选地，所述囊体由选自以下材料的一种形成：高强度加强纤维布、PVC膜、涤纶膜、聚脂纤维膜。

优选地，所述多旋翼飞行器还包括：分别位于囊体的上下表面的中间部分的隆起的盖；以及用于将盖与主控电路盒刚性连接的连接杆，其中，所述盖和所述连接杆一起限定气囊的短轴。

优选地，所述多旋翼飞行器还包括：用于将囊体的内表面与连接支架相连的多个拉带，所述多个拉带的长度按照气囊的外形设置，从而在充气状态维持气囊的外形。

优选地，所述涵道具有用于气体流入的上端口以及用于气体流出的下端口，并且上端口和下端口相对于中间部分的面积增加，所述涵道的侧壁是光滑的曲面。

优选地，所述涵道的侧壁与所述囊体整体形成，或者由独立的管状 部件限定贯穿通道且与囊体粘接在一起。

优选地，所述连接支架为中空的管状，并且采用导线从主控电路盒开始，穿过连接支架到达电机，用于为电机提供驱动电压。

优选地，所述多旋翼飞行器还包括：密封胶，用于填充所述连接支架的内部空间；以及法兰盘结构，用于所述连接支架与所述囊体之间的连接，其中，所述密封胶和所述法兰盘结构一起维持所述囊体的气密性。

优选地，述多个螺旋桨的数量为4个或更多个。

优选地，所述主控电路盒和所述多个连接支架以所述囊体的中心轴形成轴对称图形，其中，所述多个连接支架等角度分布于垂直于中心轴的平面内。

优选地，所述多个连接支架的长度相等，并且在端部分别安装所述多个电机和所述多个螺旋桨，使得所述多个螺旋桨与所述囊体的中心轴的距离相等。

优选地，所述多个电机和所述多个螺旋桨的中心轴分别与所述囊体的中心轴平行，从而在工作时产生竖直方向的气流，形成升力。

根据本发明的上述实施例的多旋翼飞行器，利用多旋翼系统和气囊作为双升力源，以延长滞空时间和提高操控性能。在充气状态，气囊的外形为扁平碟状，有利于减小风阻和提高抗风能力。在水平方向移动时，该形状还可以减少动力设备的能量损耗，以及改善操控性能。

在气囊的周边附近设置涵道，用于容纳多旋翼系统的电机和螺旋桨。由于气囊的边缘厚度较小，涵道可以满足多旋翼系统所需的气体动力学要求，从而不需要特殊设计，即可减小涵道对螺旋桨气流的阻力。

该多旋翼飞行器可以应用于多种需要长时间滞空和水平移动性的场合。例如，该多旋翼飞行器可以携带通信设备，用于抢险救灾是通讯的中转站，或者用于携带采集设备，用于气候监测，数据采集，或者携带监控设备，用于远距离长时间监控。

附图说明

通过以下参照附图对本发明实施例的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优点将更为清楚，在附图中：

图1a和1b分别示出根据本发明的对照例的浮空器中的气囊的俯视图和截面图；

图2a和2b分别示出根据本发明的实施例的多旋翼飞行器中的气囊的俯视图和截面图；以及

图3a和3b分别示出根据本发明的实施例的多旋翼飞行器的俯视图和截面图。

具体实施方式

以下将参照附图更详细地描述本发明。在各个附图中，相同的元件采用类似的附图标记来表示。为了清楚起见，附图中的各个部分没有按比例绘制。此外，可能未示出某些公知的部分。为了简明起见，可以在一幅图中描述经过数个步骤后获得的结构。

应当理解，在描述器件的结构时，当将一层、一个区域称为位于另一层、另一个区域“上面”或“上方”时，可以指直接位于另一层、另一个区域上面，或者在其与另一层、另一个区域之间还包含其它的层或区域。并且，如果将器件翻转，该一层、一个区域将位于另一层、另一个区域“下面”或“下方”。

如果为了描述直接位于另一层、另一个区域上面的情形，本文将采用“A直接在B上面”或“A在B上面并与之邻接”的表述方式。在本申请中，“A直接位于B中”表示A位于B中，而非A位于B中形成的掺杂区中。

在本申请中，术语“中间结构”指在制造超材料复合结构的各个步骤中形成的整个结构的统称，包括已经形成的所有层或区域。

在下文中描述了本发明的许多特定的细节，例如微结构、材料、尺寸、处理工艺和技术，以便更清楚地理解本发明。但正如本领域的技术人员能够理解的那样，可以不按照这些特定的细节来实现本发明。

本发明可以各种形式呈现，以下将描述其中一些示例。

图2a和2b分别示出根据本发明的实施例的多旋翼飞行器中的气囊的俯视图和截面图，其中图2b所示的截面图沿着2a所示的俯视图的中心线AA截取获得。

该气囊包括可以充气的囊体200。在图中示出了充气状态的囊体形状。如图所示，在充气状态囊体200的形状为扁平的碟状。该形状有利于减小风阻和提高抗风能力。在水平方向移动时，该形状还可以减少动力设备的能量损耗，以及改善操控性能。

气囊的中间部分的厚度大于周边部分的厚度，并且具有平滑的表面轮廓。优选地，气囊为回转体，该回转体具有位于水平面上的长轴以及位于垂直方向上的短轴，并且以短轴为回转中心轴。长轴与短轴之比为2:1～5:1。

作为示例，囊体200在图1a的俯视图中示出为圆形，在图1b的截面图中示出为近似椭圆形。然而，囊体200的截面形状不限于此，可以是选自椭圆形，或是由抛物线弧、双曲线弧、分段曲线的至少一种组成的封闭形状。

气囊用于提供多旋翼飞行器滞空所需的至少一部分升力。气囊包括囊体200及其围绕的内部空间。囊体200容纳比重小于空气的气体，例如氢气或氦气，以提供升力。因此，囊体200的材料应当具有气密性。例如，囊体200由高强度加强纤维布制成。替代地，如果对囊体的机械强度要求不高，囊体200的材料还可以是PVC膜、涤纶膜、聚脂纤维膜。

气囊采用扁平的碟状囊体可以减小风阻和改善操控性能。为此，囊体可以采取保形措施以维持期望的外形。保形措施例如是多层拉带拉接技术。在囊体200的内部空间，采用多层拉带的形式，每层拉带间隔25mm，拉带的长度从囊体300的中间部分向周边部分从大到小设置。多层拉带可以保证囊体200的外形与设计一致。

用于形成碟状囊体的工艺包括多个步骤。首先，根据碟状囊体的设计外形，将碟状囊体的表面分割成多个网格区。每个网格包括囊体的一个表面区。根据碟状囊体的形状和网格的部位，相邻网格的表面区的形状相同或不同。然后，按照网格的表面区形状，裁剪高强度加强纤维布，以获得与网格的表面区相对应的材料片。接着，将材料片按照表面区的位置拼接在一起并且进行压合，以形成完整的囊体表面。在压合时，压合机温度为120摄氏度，压合速度为0.5米/分钟，压合时不得晃动物料，以免产生褶皱。

在图1所示的本发明的对照例的浮空器中，气囊的囊体100为圆柱状。假设囊体100直径为3m，高1m，则囊体100的体积为7.069m³，在5m/s时的风速下风阻为20N。在图2所示的根据本发明的实施例的多旋翼飞行器中，气囊的囊体200为扁平碟状。假设囊体200的形状为理想的椭球形，长轴为3.45m，短轴为1.15m，则囊体200的体积为7.17m³，在5m/s的风速下风阻力5N。由此可见，根据本发明的实施人例的多旋翼飞行器可以显著减小风阻，相应地提高抗风能力、减小能量损耗和改善水平方向移动的操控性能。

图3a和3b分别示出根据本发明的实施例的多旋翼飞行器的俯视图和截面图，其中图3b所示的截面图沿着3a所示的俯视图的中心线AA截取获得。

该多旋翼飞行器包括扁平的碟状囊体300。在该实施例中，囊体300是具有位于水平面内的长轴和垂直方向上的短轴的回转体。囊体300在图3a的俯视图中示出为圆形，在图3b的截面图中示出为由双曲线弧组成的大致封闭曲线。双曲线弧的上部弧段对应于囊体300的上表面，下部弧段对应于囊体300的下表面。

如图3b所示，在囊体300的周边，双曲线弧的上部弧段和下部弧段的连接段是平滑的曲线。也即，囊体300的上表面和下表面之间平滑过渡，而没有产生尖锐的边缘。囊体300的平滑边缘有利于获得流线型截面轮廓，从而减小多旋翼飞行器移动时的风阻。根据内部空间需求和空气动力学需求，采用双曲线弧截面，并且上部弧段的弦高可以大于、小于或等于下部弧段的弦高。

在囊体300的周边附近，形成沿着周边方向均匀分布的4个涵道340。涵道340从囊体300的上表面延伸至下表面，形成气流的贯穿通道。在该实施例中，涵道340的侧壁与囊体300整体形成。在替代的实施例中，涵道340分别由独立的管状部件限定贯穿通道，并且与囊体300粘接在一起，从而形成气密密封。

涵道340的上端口和下端口相对于其中间部分的面积增加，并且涵道340的侧壁是外凸的光滑曲面，使得涵道340的截面积从中间部分分别向其上端口和下端口逐渐扩大，从而减小气流流入和流出的阻力。在 工作中，气流从涵道340的上端口流入，从涵道340的下端口流出。

在囊体300的上表面和下表面的中心部分，分别形成隆起的盖310和320。进一步地，在囊体300的内部空间，设置主控电路盒301。主控电路盒中包括了主控板、电子调速器、信号接收器等部分。在该实施例中，主控电路盒301兼作主支架。

在优选的实施例中，盖310和320分别经由连接杆302和303与主控电路盒301刚性连接。4个连接支架305各自的一端分别与主控电路盒301刚性连接，并且各自的另一端延伸至相应的涵道340中，用于安装各自的电机350和螺旋桨360。

优选地，主控电路盒301和四个连接支架305组成中心对称图形，例如，以囊体300的中心轴形成轴对称图形，其中，四个连接支架305等角度分布于垂直于中心轴的平面内。进一步优选地，四个连接支架305的长度相等，四个连接支架305的端部分别安装各自的电机550和螺旋桨560，从而与囊体的中心轴的距离相等。电机550和螺旋桨560的中心轴均与囊体的中心轴平行，从而在工作时螺旋桨560产生沿着竖直方向的气流，形成升力。在其他的实施方式中，四个连接支架305也可以倾斜于囊体300的中心轴，并不以本实施例为限。

连接支架305例如通过密封法兰盘结构穿过囊体300，用于支撑电机350和螺旋桨360。连接支架305可以是中空的管状，用于驱动电机350的驱动电路设置在主控电路盒301中。导线从主控电路盒301开始，穿过连接支架305到达电机350，用于为电机350提供驱动电压。在连接支架305的内部，在放置导线之后，采用密封胶填充内部空间。

由于采用密封胶密封和法兰盘结构密封，可以避免囊体300中的气体经由连接支架305的内部空间或者其与囊体300之间的结合部泄露，从而维持囊体300的气密性。

优选地，在囊体300的内部，采用多个上部拉带306连接囊体300的上部内表面和连接支架305，采用多个下部拉带307连接囊体300的下部内表面和连接支架305。上部拉带306和下部拉带307的长度从囊体300的中间部分向周边部分从大到小设置。从而，在充气状态，利用拉带的拉力维持囊体300的表面形状，以实现囊体300的保形。如前文 所述，可以采用多层拉带的设置方式。多层拉带可以更好地维持大体积气囊的外形，并且可以更好地使得气囊的实际外形与设计外形相符。

优选地，在囊体300的底部安装电池盒。电池盒用于容纳可充电电池和直流电压变换模块。在电池盒内部，采用导线连接可充电电池和直流电压变换模块。电池盒的底部通过阀门结构开启或闭合，方便可充电电池的更换与充电。在电池盒内部，采用导线将电池盒连接至主控电路盒301，使得可以向主控电路盒301供电。

优选地，在囊体300的顶部安装光伏组件。由于囊体300的顶部为曲面，因此可以安装与囊体300的顶部共形的柔性薄膜光伏组件。采用导线将光伏组件连接至主控电路盒301和/或电池盒，使得可以采用光伏组件向主控电路盒301供电，或者用于向电池盒内部的可充电电池充电。

优选地，在囊体300的底部还设计有减震支架，起到起飞降落防护作用。减震支架例如安装在电池盒的下表面。

在工作状态，多旋翼系统通过调节4个电机350的转速来改变旋翼转速，从而实现升力变化以及控制飞行方向。在悬停状态，4个电机350保持在平衡转速，使得旋翼产生的升力等于飞行器的自重。在垂直方向上移动时，通过同时增加4个电机350的转速实现垂直上升，通过同时减小4个电机350的转速实现垂直下降。在水平方向上移动时，减小沿着运动方向在前的第一个电机的转速、增加沿着运动方向在后的第二个电机的转速、同时维持其余两个电机的平衡转速，使得飞行器先发生一定程度的倾斜，然后产生向前运动的推力。

在囊体300的设计上，采用具备一定空气动力学外形的结构。通过对材料、形状、尺寸、填充气体的设计，使得囊体300在充气后能够提供有效的净浮力。因此，囊体300的体积V、表面积S、材料密度D1、填充气体密度D2、空气密度D3、整机其他部件的重量M等参数间需要满足如下关系：

M＞V×(D3-D2)-S×D1＞0，

即囊体300提供的净浮力数值必须大于零，但也不能大于系统中除囊体300外的其他部件的重量总合。

在此设计下，囊体300提供的浮力能够有效抵消系统其他部件的部 分重量，减轻系统的起飞重量，减小对螺旋桨推力的要求，进而减小工作时的功耗，实现飞行时间的延长。

在上述实施例的多旋翼飞行器中，不仅采用气囊中容纳的气体作为升力源，而且采用多旋翼系统提供升力源，以及实现水平方向的移动控制。由于气囊提供了多旋翼飞行器滞空所需的至少一部分升力，因此，多旋翼系统即使工作于较低的转速，也能够实现多旋翼飞行器的悬停、垂直移动和水平移动。该多旋翼飞行器采用气囊和多旋翼系统的组合，可以减少多旋翼系统的能量消耗，延长滞空时间。多旋翼系统为多旋翼飞行器提供了水平移动和垂直移动的动力。

在充气状态，气囊的外形为扁平碟状，有利于减小风阻和提高抗风能力。在水平方向移动时，该形状还可以减少动力设备的能量损耗，以及改善操控性能。

在气囊的周边附近设置涵道，用于容纳多旋翼系统的电机和螺旋桨。由于气囊的边缘厚度较小，涵道可以满足多旋翼系统所需的气体动力学要求。与设置在气囊中间的涵道相比，本发明的实施例中采用设置在气囊周边的涵道，从而不需要特殊设计，即可减小涵道对螺旋桨气流的阻力。

在上述的实施例中，描述了多旋翼飞行器的多旋翼系统包括4个螺旋桨。可以理解，多旋翼系统可以包括更多的螺旋桨，以实现更加复杂的飞行姿态。

以上对本发明的实施例进行了描述。但是，这些实施例仅仅是为了说明的目的，而并非为了限制本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求及其等价物限定。不脱离本发明的范围，本领域技术人员可以做出多种替代和修改，这些替代和修改都应落在本发明的范围之内。