多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台的制作方法

本实用新型属于机械技术领域，涉及一种多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台。

背景技术：

目前，四旋翼已经很普遍，广泛应用于航拍，巡查等领域。现有的多旋翼飞行器以纯电动为主，基本上都是由机架、动力电池、电子调速器、无刷直流电机、螺旋桨和飞行控制器组成。通过飞行控制器来控制电机的转速来实现多旋翼无人机的飞行姿态控制，进一步完成导航控制。纯电动多旋翼飞行器由于负载能力差且航时短，在军事、科研、工业、抢险救灾、电力架线等领域的实际使用价值并不高。

考虑到长航时与大负载的要求，该多余度动力系统超大负载四旋翼飞行平台通过对四旋翼无人机动力结构进行重新的规划与设计，不考虑一般的纯电动四旋翼的动力结构，而是采用油动的结构与控制方式。该结构用常用的汽油活塞式航空发动机作为动力源以解决航时短的问题，采用轴传动方式以解决传动功率损耗过多的问题。为了提高载荷能力，并且降低动力设备的故障率，采用多发动机并联同轴输出的形式作为动力总成。为了降低发动机输出转速，采用了模块化的一体式变速箱。

这样，发动机总成通过一体式变速箱将发动机转速降低到一定的转速和扭力则升高到相应的扭力矩，然后通过四个传动轴带动四个旋翼机构。每一个旋翼机构都包含可变桨距的旋翼以及私服舵机。

该多余度动力系统超大负载四旋翼飞行平台的独特设计使得其质量分布更加靠近重心位置，飞行控制也更加容易，由于动力系统采用冗余设计，所以其负载能力更强且故障率更低。

技术实现要素：

本实用新型的目的是针对现有技术存在的上述问题，提供一种动力系统多余度、航时长、负载能力强的油动四旋翼飞行平台。

本实用新型的目的可通过下列技术方案来实现：

一种多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台，包括支架，其特征在于，还包括活塞式航空发动机、主动轮和旋翼头组件，上述活塞式航空发动机与主动轮相联且能带动主动轮转动，上述的主动轮和旋翼头组件之间具有一当主动轮转动能带动旋翼头组件动作的传动机构，上述的传动机构和旋翼头组件形成一旋翼单元，上述主动轮侧部均布有若干与其相联的旋翼单元。

每个航空活塞式发动机输出的动力带动主动轮转动，主动轮转动过程中具有足够的动力，然后通过传动机构将动力传递至每个旋翼单元。

旋翼单元转动过程中从而能使本飞行平台能够飞行。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述支架内具有一固定板，所述的固定板上连接有主轴，上述主动轮套在主轴上。

固定板提供足够的位置安装上述的主轴。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述的活塞式航空发动机的转轴上固连有传动轮一，所述的固定板上还连接有传动轴，上述传动轴上固连有传动轮二，上述传动轮一与传动轮二之间通过传动带一相联。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述的传动轴上固连有传动齿三，上述主动轮外侧具有若干齿牙且传动轮三与主动轮侧部相啮合。

传动轮一比传动轮二的外径小，然后再通过传动轮三与主动轮相啮合，从而使动力传递至主动轮时得到一定的变速。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述传动轮三为单向齿轮。

这样的结构能保证旋翼头组件最终能连续的单向转动。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述的传动机构包括输出轴、传动轮四和传动轮五，上述的输出轴轴向固连在支架上，上述传动轮四和传动轮五分别固连在输出轴的下端和上端处，所述传动轮四与主动轮相啮合，所述旋翼头组件下端具有传动轮六，上述传动轮六与传动轮五通过传动带二相联。

主动轮通过传动轮四带动输出轴转动，输出轴转动过程中在传动轮五、传动轮六和传动带二的作用下稳定带动旋翼头组件转动。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述的传动带一和传动带二均为皮带。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述的传动带一和传动带二均为同步带。

采用皮带其结构简单，成本比较低。当然，根据实际需要也可以采用同步带，同步带其动力传输稳定性比较高。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述的每个活塞式航空发动机均具有与其相联的油门舵机，所有的油门舵机均与一接收机相联，接收机能控制上述油门舵机的油门大小。

通过油量的控制间接的控制活塞式航空发动机的输出功率。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，每个旋翼头组件上均连接有与其一一对应能控制桨距角的控制舵机。

通过控制舵机实现本飞行平台的行进方向的控制。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述旋翼单元的数量为四个且均布在主动轮上。

这样的结构使得旋翼单元其结构紧凑，而且飞行动力稳定性高。

在上述的多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台中，所述的主动轮上还装有磁电机，上述的支架还具有蓄电池，所述的蓄电池通过导线与上述的接收机相联。

本飞行平台在飞行过程中会对蓄电池充电，通过蓄电池处供给的电使接收机能正常相应动作。

与现有技术相比，本多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台采用多余度动力系统，将四个航空发动机的输出动力在一定程度上叠加在主轴上进行输出，主轴输出通过传动轴将动力分配到各个旋翼头，旋翼头通过伞状齿轮的变化来改变旋翼的旋转方向，进而实现了旋翼两个顺时针旋转，另外两个逆时针旋转，抵消了他们之间的扭转力矩，飞机升降时，同时控制舵机来改变各个旋翼的桨距角实现旋翼升力的改变进而完成上升与下降的控制，当飞机前后飞行时，同时改变机头和机尾两个旋翼的桨距角来实现飞行器的低头前飞与抬头后飞，左右飞行时，同时改变机体左侧或者右侧两个旋翼的桨距角来实现机身的左倾和右倾，进而实现左飞和右飞动作，当飞机需要左右旋转时，同时改变对角的旋翼桨距角即可实现，由于飞行器上有提供电力的系统，固不需要额外的锂电池供电，由于本发明采用多余度动力系统，所以有效降低了故障率，改善了常规多旋翼飞行器的负载能力差，航时短的弱点，且结构简单合理易于实现。

附图说明

图1是本多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台的立体结构示意图。

图2是本多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台的内部结构示意图。

图3是本多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台的俯视结构示意图。

图中，1、支架；2、活塞式航空发动机；3、主动轮；4、旋翼头组件；4a、传动轮六；5、主轴；6、传动轮一；7、传动轮二；8、传动轴；9、传动带一；10、输出轴；11、传动轮三；12、传动轮四；13、传动轮五；14、传动带二。

具体实施方式

如图1和图2和图3所示，本多余度动力系统超大负载多旋翼飞行平台，包括支架1，还包括活塞式航空发动机2、主动轮3和旋翼头组件4，上述活塞式航空发动机2与主动轮3相联且能带动主动轮3转动，上述的主动轮3和旋翼头组件4之间具有一当主动轮3转动能带动旋翼头组件4动作的传动机构，上述的传动机构和旋翼头组件4形成一旋翼单元，上述主动轮3侧部均布有若干与其相联的旋翼单元。

本实施例中的旋翼头组件4为普通结构，在此不在赘述。

所述支架1内具有一固定板，所述的固定板上连接有主轴5，上述主动轮3套在主轴5上。

所述的活塞式航空发动机2的转轴上固连有传动轮一6，所述的固定板上还连接有传动轴8，上述传动轴8上固连有传动轮二7，上述传动轮一6与传动轮二7之间通过传动带一9相联。

所述的传动轴8上固连有传动齿三11，上述主动轮3外侧具有若干齿牙且传动轮三11与主动轮3侧部相啮合。

所述传动轮三11为单向齿轮。

所述的传动机构包括输出轴10、传动轮四12和传动轮五13，上述的输出轴10轴向固连在支架1上，上述传动轮四12和传动轮五13分别固连在输出轴10的下端和上端处，所述传动轮四12与主动轮3相啮合，所述旋翼头组件下端具有传动轮六4a，上述传动轮六4a与传动轮五13通过传动带二14相联。

所述的传动带一9和传动带二14均为皮带。根据实际情况，所述的传动带一9和传动带二14均为同步带也是可行的。

所述的每个活塞式航空发动机均具有与其相联的油门舵机，所有的油门舵机均与一接收机相联，接收机能控制上述油门舵机的油门大小。

每个旋翼头组件上均连接有与其一一对应能控制桨距角的控制舵机。

所述旋翼单元的数量为四个且均布在主动轮上。

所述的主动轮上还装有磁电机，上述的支架还具有蓄电池，所述的蓄电池通过导线与上述的接收机相联。

每个航空活塞式发动机输出的动力带动主动轮转动，主动轮转动过程中具有足够的动力，然后通过传动机构将动力传递至每个旋翼单元。

旋翼单元转动过程中从而能使本飞行平台能够飞行。