一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器及飞行方法与流程

本发明涉及无人飞行器技术领域，特别涉及一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器及飞行方法。

背景技术

近年来，市场上出现多种多样的无人飞行器，其应用的领域也越来越广泛，常用于航拍、娱乐、表演、运输等领域；人们对无人飞行器产生了浓厚的兴趣，且该领域的技术日益进步，使得无人飞行器越来越普及。目前大多数无人飞行器都采用四旋翼或六旋翼的结构，其马达固定于飞行器上而不与飞行器有相对运动，通过改变马达动力能实现不同的飞行动作，但这些无人飞行器无法实现在空中稳定地改变飞行姿态，且目前的无人飞行器上所能配置的外部设备单一，无法满足人们越来越高的日常需求。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器，该无人飞行器利用升力差可实现在空中稳定地改变飞行姿势，且可配合多种外部设备使用。

本发明的另一目的在于提供一种通过上述无人飞行器实现的利用升力差改变飞行姿态的飞行方法。

本发明的技术方案为：一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器，包括主控制机构、平行控制机构、垂直控制机构和至少两组旋翼机构，各组旋翼机构分布于主控机构的一侧上，其中一组旋翼机构中设有垂直控制机构，各组旋翼机构之间通过平行控制机构进行连接；

每组旋翼机构包括对称设于主控制机构左右两侧的两个马达支撑杆，每个马达支撑杆的末端对应设有至少一个旋翼，马达支撑杆与旋翼的连接处设有一个马达；主控制机构内设有相连接的控制电路板和电池包，各马达分别与控制电路板连接。其中，每个马达支撑杆对应的旋翼个数可根据实际需要进行选择，位于同一马达支撑杆上的旋翼动力对应由一个马达提供，各马达由控制电路板进行控制，从而为无人飞行器提供升力，每组旋翼机构内的两个马达提供相同的升力，当无人飞行器上的一组或多组马达升力发生变化，在重力及升力共同作用下，无人飞行器的主控制机构与水平面即可形成不同角度，改变飞行姿态，并能带动外部设备改变角度。

所述主控制机构包括壳体和外部设备固定架，壳体安装于外部设备固定架的一侧上，外部设备固定架的另一侧设置外部设备；

壳体内部设置相连接的控制电路板和电池包，壳体的一侧设有插口，外部设备通过插口处与控制电路板进行有线连接，或者外部设备与控制电路板之间通过无线或蓝牙的方式进行连接。

其中，壳体可以是封闭式结构或者开放式结构，可采用一次成型的一体式结构，也可以采用多零件组合形成的装配体，壳体内部有足够空间安装控制电路板及电池包。电池包可由一块或多块电池组成，并与控制电路板相连接，为无人飞行器中的各部件提供电力，若为多块电池组合时，每块电池能单独为指定电器元件供电而互不影响工作。

所述控制电路板中设有数据处理器、数据存储器、数据通讯模块及多个传感器，数据存储器、数据通讯模块和各传感器分别与数据处理器连接；

其中，数据处理器用于对来自各个传感器及外部设备的数据进行运算处理并反馈，实现无人飞行器稳定飞行；数据存储器用于存储无人飞行器的各种飞行参数；数据通讯模块用于与外部设备及地面设备进行通讯，当外部设备也带有传感器时，数据通讯模块直接读取来自外部设备的传感器数据并送至数据处理器进行处理。(即可实现内部传感器(即控制电路板上的传感器)和外部传感器(即外部设备上的传感器)的使用切换，亦可由外部设备如手机通过软件直接操控控制电路板的各电器元件工作，进而间接进行飞行操作)。

所述传感器包括三轴陀螺仪、三轴加速度传感器、导航仪及地磁传感器中的一种或多种。各传感器参数能被数据处理器进行处理，实现稳定飞行、自动返航以及各种飞行动作。其中，三轴陀螺仪测量角速度，判别飞行器的飞行状态；三轴加速度传感器测量三个方向的线加速度；导航仪用于对飞行器进行定位；地磁传感器用于测量地理方位。这些传感器中，可根据外部设备的种类进行选择性安装，若外部设备本身不具有任何一种传感器，则飞行器上安装上述所有传感器；若外部设备如手机携带多种传感器，则飞行器上只需安装部分甚至不安装上述传感器，此时控制电路板直接调用手机中的传感器实现飞行稳定、自动返航及各种飞行动作。

所述主控机构中，壳体包括外壳本体和多个支撑杆连接部，外壳本体呈矩形状，多个支撑杆连接部分布于外壳本体的一侧上，每个支撑杆连接部对应与一个马达支撑杆连接；外部设备固定架可采用夹持、磁铁、魔术贴或绳索的方式固定外部设备。

外部设备固定架为伸缩式夹持固定支架。该支架的伸缩结构与目前市面通用的手机支架相同，通过该伸缩结构，可配合夹持多种不同尺寸的外部设备使用，其外部设备可采用手机、平板电脑、摄影设备、雷达或者其他测量设备。此外，外部设备与外部设备固定架之间还可通过磁铁、魔术贴、绳索或其他机械连接方式进行固定，外部设备固定架上还可设有防抖动用的减震装置。

支撑杆连接部与马达支撑杆之间进行相对转动，具体可采用以下几种连接方式：

(1)所述支撑杆连接部与马达支撑杆的连接处，支撑杆连接部设有一个凹位，马达支撑杆的端部设有一个卡球和弹簧，卡球通过弹簧固定于马达支撑杆的端部(此处卡球的作用是使马达支撑杆垂直于壳体，方便起飞与降落；马达支撑杆在卡球位置处内部有一弹簧顶住卡球，当马达支撑杆发生转动时，卡球从凹位退出挤压弹簧，此时卡球不再起任何作用，即卡球、弹簧与马达支撑杆为一整体)，当旋翼的转动轴垂直于外壳本体的矩形表面时，卡球嵌于凹位内；即在无人飞行器起飞前，卡球卡在凹位处，这时旋翼转动轴正好垂直于壳体所在平面(即其外壳本体的矩形表面)，此时将无人飞行器置于水平面上，控制电路板或外部设备上的各种传感器记录此刻无人飞行器各种位置参数，并且标定该状态为初始状态，在很小外力作用下卡球即可退出，以便实现后续飞行动作；

支撑杆连接部为中空结构，支撑杆连接部的末端设有轴承，马达支撑杆末端设有安装孔，轴承设于安装孔内，马达支撑杆通过轴承与支撑杆连接部进行相对转动。其中，马达支撑杆的中部也设有通孔，连接于马达和控制电路板之间的导线，从马达处依次经过马达支撑杆中部的通孔、轴承中部、支撑杆连接部中部后，进入外壳本体内与控制电路板相连接。其中，将支撑杆连接部作为公端结构，马达支撑杆末端作为母端结构，两者进行连接，也可将公端和母端结构设为相反结构进行连接固定(即轴承设于马达支撑杆上，安装孔设于支撑杆连接部上)。

(2)所述支撑杆连接部与马达支撑杆的连接处，支撑杆连接部设有一个凹位，马达支撑杆的端部设有一个卡球和弹簧，卡球通过弹簧固定于马达支撑杆的端部，当旋翼的转动轴垂直于外壳本体的矩形表面时，卡球嵌于凹位内；

支撑杆连接部的末端直接嵌入马达支撑杆末端的安装孔内，支撑杆连接部于马达支撑杆进行相对运动。

该结构适用于支撑杆连接部末端及马达支撑杆的安装孔均采用摩擦系数小的材料，与第(1)种结构相比则可以取消轴承的安装，从而达到简化结构的效果，且马达支撑杆与支撑杆连接部相对转动关系保持不变。

(3)所述支撑杆连接部与马达支撑杆的连接处，支撑杆连接部设有一个凹位，马达支撑杆的端部设有一个卡球和弹簧，卡球通过弹簧固定于马达支撑杆的端部(此处卡球作用是使马达支撑杆垂直于壳体，方便起飞与降落；马达支撑杆在卡球位置处内部有一弹簧顶住卡球，当马达支撑杆发生转动时，卡球从凹位退出挤压弹簧，此时卡球不再起任何作用，即卡球、弹簧与马达支撑杆为一整体)，当旋翼的转动轴垂直于外壳本体的矩形表面时，卡球嵌于凹位内；即在无人飞行器起飞前，卡球卡在凹位处，这时旋翼转动轴正好垂直于壳体所在平面(即其外壳本体的矩形表面)，此时将无人飞行器置于水平面上，控制电路板或外部设备上的各种传感器记录此刻无人飞行器各种位置参数，并且标定该状态为初始状态，在很小外力作用下卡球即可退出，以便实现后续飞行动作；

支撑杆连接部的末端设有连接插头，马达支撑杆的末端设有连接插孔，连接插孔内侧设有限位球，连接插头插入连接插孔后通过限位球固定，且马达支撑杆绕连接插头转动。该结构中，连接插头与连接插孔之间的连接方式与目前耳塞插头和插孔的连接方式相同。其中，将支撑杆连接部作为公端结构，马达支撑杆末端作为母端结构，两者进行连接，也可将公端和母端结构设为相反结构进行连接固定(即连接插头设于马达支撑杆上，连接插孔设于支撑杆连接部上)。

所述平行控制机构包括多个纵向连接杆和多个横向连接杆，每组旋翼机构中的两个马达支撑杆之间设有一个横向连接杆；各组旋翼机构中，位于主控机构同一侧边(即左侧或右侧)上的马达支撑杆之间通过一个纵向连接杆进行连接；各横向连接杆与各纵向连接杆形成矩形框架结构。该矩形框架结构连接于各个马达支撑杆之间，可达到保持各个旋翼的旋转平面相平行的目的。其中，在同一组旋翼机构的两个马达支撑杆之间设置一个横向连接杆，可使对应的两个旋翼旋转面处于同一平面内，保持平衡。

所述垂直控制机构包括弹簧、铁片和电磁铁，位于主控制机构最上方的一组旋翼机构中，连接于两个马达支撑杆之间的横向连接杆中部设有铁片，铁片的一侧通过弹簧与主控制机构连接，铁片的另一侧通过电磁铁与主控制机构连接，电磁铁还与控制电路板相连接。也就是说，电磁铁固定于主控制机构中的壳体上，铁片与电磁铁之间通过电磁力吸引固定，弹簧的一端固定于主控制机构中的壳体或外部设备固定架上，弹簧的另一端与铁片固定连接，马达支撑杆在弹簧力及电磁铁吸引力的共同作用下实现马达转动的轴线保持与水平面垂直。其中，根据升力差的实际差值，电磁铁所产生的吸引力大小由控制电路板进行调节，然后通过弹簧力进行平衡，使马达转动的轴线保持与水平面垂直。

本发明一种利用升力差改变飞行姿态的飞行方法，通过在无人飞行器的每个旋翼处对应设置一个马达，对称位于主控制机构左右两侧的旋翼两两配合形成一组旋翼机构，主控制机构内设有控制电路板，各马达与控制电路板连接，控制电路板与外部设备和地面控制设备进行通讯，利用地面控制设备进行参数调节，再通过主控制电路板调节各马达的升力，通过改变不同组旋翼机构中马达的升力差，改变无人飞行器的飞行姿态。

本发明相对于现有技术，具有以下有益效果：

本无人飞行器及飞行方法通过将旋翼分成多组，其每个旋翼配置一个马达，利用不同组旋翼之间的升力差来改变无人飞行器与水平面之间的夹角，从而改变无人飞行器在空中的飞行姿态，其稳定性高。此外，还可利用该无人飞行器携带各种外部设备，可广泛应用于航拍、测量、娱乐、表演和物料运输等多个领域。

相比现有的无人飞行器，本无人飞行器可实现携带的外部设备灵活多样，对外部设备兼容性强，在简单的结构下能实现外部设备偏转而不需额外复杂的机构，飞行器空中的飞行姿态多样。

附图说明

图1为本无人飞行器实施例1的结构示意图。

图2为图1中各组成部件的具体结构示意图。

图3为本无人飞行器中升力差改变时的飞行状态变化示意图。

图4为壳体与马达支撑杆通过卡球固定时的结构示意图。

图5为实施例1中壳体与马达支撑杆之间通过轴承连接的结构示意图。

图6为垂直控制机构的结构示意图。

图7为实施例2中壳体与马达支撑杆之间通过连接插头和连接插孔连接时的结构示意图。

图8为实施例3中壳体与马达支撑杆之间通过嵌套结构连接时的结构示意图。

图9为实施例4中无人飞行器的结构示意图。

图10为控制电路板的原理示意图。

具体实施方式

下面结合实施例，对本发明作进一步的详细说明，但本发明的实施方式不限于此。

实施例1

本实施例一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器，如图1或图2所示，包括主控制机构、平行控制机构、垂直控制机构和两组旋翼机构，各组旋翼机构由上至下依次分布于主控机构的一侧上，位于最上方的一组旋翼机构中设有垂直控制机构，各组旋翼机构之间通过平行控制机构进行连接。

其中，每组旋翼机构包括对称设于主控制机构左右两侧的两个马达支撑杆1，每个马达支撑杆的末端对应设有一个旋翼2，马达支撑杆与旋翼的连接处设有一个马达3；主控制机构内设有相连接的控制电路板和电池包(图中未示出)，各马达分别与控制电路板连接。每个旋翼的动力对应由一个马达提供，各马达由控制电路板进行控制，从而为无人飞行器提供升力，每组旋翼机构内的两个马达提供相同的升力，当无人飞行器上的一组或多组马达升力发生变化，在重力及升力共同作用下，无人飞行器的主控制机构与水平面即可形成不同角度，改变飞行姿态，并能带动外部设备改变角度。

主控制机构包括壳体4和外部设备固定架5，壳体安装于外部设备固定架的一侧上，外部设备固定架的另一侧设置外部设备6；壳体内部设置相连接的控制电路板和电池包，壳体的一侧设有插口，外部设备通过插口处与控制电路板进行有线连接(如图1所示)，根据设备的实际需要，外部设备与控制电路板之间也可通过无线或蓝牙的方式进行连接。其中，壳体可以是封闭式结构或者开放式结构，可采用一次成型的一体式结构，也可以采用多零件组合形成的装配体，壳体内部有足够空间安装控制电路板及电池包。电池包可由一块或多块电池组成，并与控制电路板相连接，为无人飞行器中的各部件提供电力，若为多块电池组合时，每块电池能单独为指定电器元件供电而互不影响工作。控制电路板中设有数据处理器、数据存储器、数据通讯模块及多个传感器，如图10所示，数据存储器、数据通讯模块和各传感器分别与数据处理器连接；本实施例中，数据处理器可采用云辉stc89c51rc单片机，数据存储器可采用金士顿sdc10/32gb，通讯模块可采用usb数据线或蓝牙模块teleskyhc‐05或wifi模块teleskyesp8266。其中，数据处理器用于对来自各个传感器及外部设备的数据进行运算处理并反馈，实现无人飞行器稳定飞行；数据存储器用于存储无人飞行器的各种飞行参数；数据通讯模块用于与外部设备及地面设备进行通讯，当外部设备也带有传感器时，数据通讯模块直接读取来自外部设备的传感器数据并送至数据处理器进行处理。(即可实现内部传感器(即控制电路板上的传感器)和外部传感器(即外部设备上的传感器)的使用切换，亦可由外部设备如手机通过软件直接操控控制电路板的各电器元件工作，进而间接进行飞行操作)。传感器包括三轴陀螺仪、三轴加速度传感器、导航仪及地磁传感器中的一种或多种。各传感器参数能被数据处理器进行处理，实现稳定飞行、自动返航以及各种飞行动作。其中，三轴陀螺仪测量角速度，判别飞行器的飞行状态；三轴加速度传感器测量三个方向的线加速度；导航仪用于对飞行器进行定位；地磁传感器用于测量地理方位；这些传感器中，可根据外部设备的种类进行选择性安装，若外部设备本身不具有任何一种传感器，则飞行器上安装上述所有传感器；若外部设备如手机携带多种传感器，则飞行器上只需安装部分甚至不安装上述传感器，此时控制电路板直接调用手机中的传感器实现飞行稳定、自动返航及各种飞行动作。

主控机构中，如图2所示，壳体包括外壳本体4‐1和多个支撑杆连接部4‐2，外壳本体呈矩形状，多个支撑杆连接部分布于外壳本体的一侧上，每个支撑杆连接部对应与一个马达支撑杆连接；本实施例中，支撑杆连接部由四个，与旋翼个数相对应，四个支撑杆连接部分布于外壳本体的四个角。外部设备固定架为伸缩式夹持固定支架。该支架的伸缩结构与目前市面通用的手机支架相同，通过该伸缩结构，可配合夹持多种不同尺寸的外部设备使用，其外部设备可采用手机、平板电脑、摄影设备、雷达或者其他测量设备。此外，外部设备与外部设备固定架之间还可通过磁铁、魔术贴、绳索或其他机械连接方式进行固定，外部设备固定架上还可设有防抖动用的减震装置。

如图4所示，支撑杆连接部与马达支撑杆的连接处，支撑杆连接部设有一个凹位4‐3，马达支撑杆的端部设有一个卡球7和弹簧19，卡球通过弹簧固定于马达支撑杆的端部(此处卡球作用是使马达支撑杆垂直于壳体，方便起飞与降落；马达支撑杆在卡球位置处内部有一弹簧顶住卡球，当马达支撑杆发生转动时，卡球从凹位退出挤压弹簧，此时卡球不再起任何作用，即卡球、弹簧与马达支撑杆为一整体)，当旋翼的转动轴垂直于外壳本体的矩形表面时，卡球嵌于凹位内；即在无人飞行器起飞前，卡球卡在凹位处，这时旋翼转动轴正好垂直于壳体所在平面(即其外壳本体的矩形表面)，此时将无人飞行器置于水平面上，控制电路板或外部设备上的各种传感器记录此刻无人飞行器各种位置参数，并且标定该状态为初始状态，在很小外力作用下卡球即可退出，以便实现后续飞行动作。如图5所示，支撑杆连接部为中空结构，支撑杆连接部的末端设有轴承8，马达支撑杆末端设有安装孔9，轴承设于安装孔内，马达支撑杆在轴承的带动下相对于支撑杆连接部进行转动。其中，马达支撑杆的中部也为设有通孔，连接于马达和控制电路板之间的导线10，从马达处依次经过马达支撑杆中部的通孔、轴承中部、支撑杆连接部中部后，进入外壳本体内与控制电路板相连接。

如图1所示，平行控制机构包括多个纵向连接杆11和多个横向连接杆12，每组旋翼机构中的两个马达支撑杆之间设有一个横向连接杆；各组旋翼机构中，位于主控机构同一侧边(即左侧或右侧)上的马达支撑杆之间通过一个纵向连接杆进行连接；各横向连接杆与各纵向连接杆形成矩形框架结构。该矩形框架结构连接于各个马达支撑杆之间，可达到保持各个旋翼的旋转平面相平行的目的。其中，在同一组旋翼机构的两个马达支撑杆之间设置一个横向连接杆，可使对应的两个旋翼旋转面处于同一平面内，保持平衡。

如图1或图6所示，垂直控制机构包括弹簧13、铁片14和电磁铁15，位于主控制机构最上方的一组旋翼机构中，连接于两个马达支撑杆之间的横向连接杆中部设有铁片，铁片的一侧通过弹簧与主控制机构连接，铁片的另一侧通过电磁铁与主控制机构连接，电磁铁还与控制电路板相连接。也就是说，电磁铁固定于主控制机构中的壳体上，铁片与电磁铁之间通过电磁力吸引固定，弹簧的一端固定于主控制机构中的壳体或外部设备固定架上，弹簧的另一端与铁片固定连接，马达支撑杆在弹簧力及电磁铁吸引力的共同作用下实现马达转动的轴线保持与水平面垂直。其中，产生作用力的分别是弹簧及电磁铁，所产生的弹簧力f1及电磁铁吸引力f2共同作用在马达支撑杆上，控制电路板通过各种传感器收集分析无人飞行器飞行状态，并且通过计算决定电磁铁吸引力f2的大小，马达支撑杆在弹簧力f1及电磁力f2共同作用下保持垂直状态。其中，根据升力差的实际差值，电磁铁所产生的吸引力大小由控制电路板进行调节，然后通过弹簧力进行平衡，使马达转动的轴线保持与水平面垂直。

通过上述无人飞行器可实现一种利用升力差改变飞行姿态的飞行方法，通过在无人飞行器的每个旋翼处对应设置一个马达，对称位于主控制机构左右两侧的旋翼两两配合形成一组旋翼机构，主控制机构内设有控制电路板，各马达与控制电路板连接，控制电路板与外部设备和地面控制设备进行通讯，利用地面控制设备进行参数调节，再通过主控制电路板调节各马达的升力，通过改变不同组旋翼机构中马达的升力差，改变无人飞行器的飞行姿态，其升力差改变后无人飞行器的飞行状态变化如图3所示。

实施例2

本实施例一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器，与实施例1相比较，其不同之处在于，如图7所示，支撑杆连接部的末端设有连接插头16，马达支撑杆的末端设有连接插孔17，连接插孔内侧设有限位球18，连接插头插入连接插孔后通过限位球固定，且马达支撑杆绕连接插头转动。该结构中，连接插头与连接插孔之间的连接方式与目前耳塞插头和插孔的连接方式相同。

实施例3

本实施例一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器，与实施例1相比较，其不同之处在于，如图8所示，支撑杆连接部与马达支撑杆的连接处，支撑杆连接部设有一个凹位，马达支撑杆的端部设有一个卡球和弹簧，卡球通过弹簧固定于马达支撑杆的端部，当旋翼的转动轴垂直于外壳本体的矩形表面时，卡球嵌于凹位内；

支撑杆连接部的末端4‐4直接嵌入马达支撑杆末端的安装孔9内，支撑杆连接部于马达支撑杆进行相对运动。

该结构适用于支撑杆连接部末端及马达支撑杆的安装孔均采用摩擦系数小的材料，与实施例1的结构相比可以取消轴承的安装，从而达到简化结构的效果，且马达支撑杆与支撑杆连接部相对转动关系保持不变。

实施例4

本实施例一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器，与实施例1相比较，其不同之处在于，如图9所示，主控机构上设有三组旋翼机构，各组旋翼机构由上至下依次分布于壳体的同一侧面上，位于最上方的一组旋翼机构中设有垂直控制机构，各组旋翼机构之间通过平行控制机构进行连接。同样地，其中马达支撑杆、马达及旋翼也两两为一组，当其中一组或多组马达提供的升力发生变化时，无人飞行器便会在升力差的作用下发生飞行姿态的改变，多组旋翼共同作用能提高飞行稳定性。

如上所述，便可较好地实现本发明，上述实施例仅为本发明的较佳实施例，并非用来限定本发明的实施范围；即凡依本发明内容所作的均等变化与修饰，都为本发明权利要求所要求保护的范围所涵盖。