一种具有多台驱动装置的飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种可无限增加驱动装置和载荷量的飞行器。

背景技术：

目前，以飞行器发动机组为例：在组合发动机等装置中，大多采用串列式、直线式、方形、环形等排列方式。这种方式受限于组合体中发动机之间连接方式繁琐，发动机组工作时互相干扰，发动机之间会产生不必要的空间、空隙，导致组合装置的体积、重量增加。系统力学结构复杂，组合体中不同位置发动机之间互相连接固定的部件分力不均匀而导致组合体系统中应力集中。无限累加发动机最终会导致飞行器连接结构崩溃，因而不能无限增加组合体中发动机数量以及载荷上限。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种可无限增加驱动装置数量和载荷量的飞行器，以解决上述问题。

本发明中飞行器的一个显著特点是驱动装置以三角形排列使得可以在单位体积内容纳更多的驱动装置，飞行器在获得同等推进力的条件下可保持最优的空间布局。

基本原则是飞行器驱动装置以三角形排列，组成三角形驱动装置模块；优选组合方法为相邻驱动装置之间的空间距离相等；以三角形排列的驱动装置模块为基础向空间方向映射排列组合成由多台驱动装置组成的驱动装置组合体；驱动装置组合体中驱动装置的数量为n台，n≥3。

驱动装置映射排列组合的优选方法可用以下几何方法表述，三角形abc为等边三角形，以等边△abc的bc边为轴作出△abc的轴对称等边△bcd构成菱形abcd，分别沿ab、bd、cd、ac向两边反向延长，截得与菱形边长相等的边，连接相应点，构成无数菱形，然后将所有菱形的短对角线连接起来，形成由无数个等边三角形构成的菱形几何结构，几何结构的节点处视为驱动装置优选安装位置，节点重合处视为共用位置，根据实际需要，节点的各个空间方向均可安装驱动装置。另外，驱动装置组合体的形状及驱动装置数量可以根据飞行环境或载荷重量、形态等需要做出相应变化。

本发明中，飞行器如果是喷气类旋转扭力较小的驱动装置可以选用奇数台或偶数台驱动装置组合；如果使用产生旋转扭力比较强的驱动装置，例如，发动机连接螺旋桨的方式，需要优选偶数台发动机连接螺旋桨以抵消反扭力。目前来说，由多台驱动装置驱动的飞行器多采用发动机连接螺旋桨方式，因而，本发明的优选方案为菱形映射，即以等边三角形模块为基础组成菱形模块，在菱形的节点处安装发动机，发动机可以上下布置。

在几何结构中以菱形驱动装置模块(两个三角形模块组成)为基础构建的组合体中，由于飞行器的结构和功能特性，菱形模块内对角线的空间距离根据飞行器需要可以调节，并且，几何结构所构成的连接件中菱形的顶角角度可以调节。

本发明中，飞行器的驱动装置之间由连接件连接，连接件可以采用但不限于骨架或其他连接件。按照飞行器的特性及现有技术条件，飞行器可优选为骨架连接，骨架之间可为固定式或者活动式连接。采用固定式骨架是指可以制造一体式骨架或通过固定连接件固定骨架组件的形态；活动式骨架之间由活动连接件连接，制成可折叠或分解的骨架，在使用时骨架通过固定件限制骨架活动构成稳固的形态，需要减小体积时解除限制骨架活动的固定件即可实现骨架折叠或分解，这样有效地减小了飞行器，尤其是大型飞行器的体积，方便存放和运输。

本发明的第二大特点在于，飞行器可以根据飞行环境、载荷的形态及重量确定飞行器的尺寸、形状。飞行器上除去驱动装置占据的安装位置外，其余区域均可作为飞行辅助装置或载荷物的安装或挂载区域。由于本发明飞行器的特殊构架，飞行器驱动系统中每台驱动装置或是每组驱动装置区域内均可设置载荷挂载区域或与整体载荷相连接的区域，这样设置的目的在于使飞行器驱动系统中产生的驱动力均匀地施加给载荷部分，飞行器中的驱动装置与载荷之间的连接就不会出现因为应力集中在某个区域而导致影响整体飞行系统的一系列恶性连锁反应。

附图说明

以下结合附图对本发明的几个优选实施方式进行具体描述：

图1是本发明飞行器的驱动装置基本分布示意图；

图2是本发明飞行器的驱动装置映射排列几何结构实施方式示意图；

图3是本发明飞行器的驱动装置映射排列几何结构的另一个实施方式示意图；

图4是飞行器驱动装置的一种可行性布局示意图；

图5是飞行器驱动装置的另一种可行性布局示意图；

图6是飞行器的一种优选骨架结构示意图；

图7是飞行器的一种优选可折叠骨架结构示意图；

图8是飞行器的一种优选面状体镂空安装示意图，其中，图8a为俯视图，图8b为侧视图；

图9a、9b是飞行器依载荷形态构建的一个实施方式示意图；

图10a、10b是飞行器依载荷形态构建的另一个实施方式示意图。

01-三角形驱动装置模块02-节点03-映射体04-骨架05-驱动装置06-面状体07-镂空区域08-骨架连接件09-螺旋桨10-发动机支架11-几何结构参考线12-发动机13-载荷

具体实施方式

图1示出了本发明飞行器的驱动装置的基本分布，图中三角形abc为等边三角形，三角形的三个顶点处为飞行器驱动装置(05)位置，组成三角形驱动装置模块(01)；优选地，相邻驱动装置(05)之间的空间距离相等；以三角形排列的驱动装置模块(01)为基础向空间方向映射排列组合成由多台驱动装置(05)组成的驱动装置(05)组合体，本图中菱形abcd即由三角形abc驱动装置模块衍生而来形成菱形模块，依此类推，可以形成各种形态的驱动装置(05)组合体；驱动装置(05)组合体中驱动装置(05)的数量为n台，n≥3。其中，(03)为几何结构中三角形的映射体，(11)为几何结构参考线。

本发明飞行器中驱动装置映射排列组合的优选实施方式可用以下几何方法表述，如图2，三角形abc为等边三角形，以等边△abc的bc边为轴作出△abc的轴对称等边△bcd构成菱形abcd，分别沿ab、bd、cd、ac向两边反向延长，截得与菱形边长相等的边，连接相应点，构成无数菱形，然后将所有菱形的短对角线连接起来，形成由无数个等边三角形(03)构成的菱形几何结构，几何结构的节点(02)处视为驱动装置(05)优选安装位置，节点(02)重合处视为共用位置。

本发明飞行器中多台驱动装置映射排列组合的另一个实施方式具体可用以下几何方法表述：如图3，三角形abc为等边三角形，分别以a、b、c三点为中心对称点做出△abc的中心对称△ade、△cfg、△bhi，分别以d、e、f、g、h、i点为中心对称点做出等边三角形(03)，以此类推可以得到无数个等边三角形(03)构成的几何结构，几何结构的节点(02)处视为驱动装置(05)优选安装位置，节点(02)重合处视为共用位置。

需要提出的是，为了发挥飞行器的最佳动力效果，以上所有几何结构中的节点(02)的各个空间方向均可安装驱动装置(05)，其中以节点(02)上下方向安装效果最佳。此外，驱动装置(05)组合体的尺寸、形状及驱动装置(05)数量可以根据需要做出变化。

驱动装置以发动机为例，下面将具体介绍由几何结构演变而来的驱动装置的几种可行性布局及优选连接方案。

依据图3的几何方法，以等边三角形abc的三个顶点为基础，分别做其中心对称三角形(03)，节点(02)处安装发动机(12)即成为图4所示发动机(12)组合体，发动机(12)通过发动机支架(10)固定于主体构架中，发动机(12)上端连接螺旋桨(09)即组合成为具有九台发动机(12)的飞行器，根据需要，节点(02)上下方向均可选择性安装发动机(12)，最多可组合为十八旋翼飞行器。

依据图2的几何方法，在节点(02)处选择性安装发动机(12)，可以得到如图5所示发动机(12)组合体，发动机(12)上连接螺旋桨(09)即可组合成为多轴多旋翼飞行器，同样，根据需要节点(02)处各个空间方向均可安装发动机(12)。

以上布局中，发动机(12)之间可由骨架、面状体镂空或其它方式连接。如果发动机以骨架(04)方式连接，骨架之间由骨架连接件(08)连接，如图6所示为具有八台发动机(12)的飞行器的优选骨架连接示意图，骨架连接件(08)可以是固定式或活动式。采用固定式骨架连接可以直接制造出一体式骨架(04)或通过固定连接件(08)固定骨架组件的形态；如图7所示，活动式骨架(04)之间由活动连接件(08)连接，制成可折叠或分解的骨架(04)，在使用时骨架(04)通过固定件限制骨架活动构成稳固的形态，在存放和运输中需要减小体积时解除限制骨架活动的固定件，实现骨架(04)折叠或分解。如图8a所示发动机之间以面状体镂空方式连接，即发动机(12)安装在面状体(06)内镂空区域(07)，见图8b。

本发明中的飞行器可以根据载荷的形态确定飞行器的尺寸、形状。飞行器上除去驱动装置占据的安装位置外，其余区域均可作为飞行辅助装置或载荷物的安装或挂载区域。如图9a、9b和图10a、10b所示，该发动机(12)组合体以菱形为动力单元，每个单元可视为飞行器动力系统中的一个模块，每个模块根据发动机(12)数量可以产生一定的推力，每个模块可以分担飞行器中的一部分载荷(13)，比如以菱形模块为例，菱形4个顶点有四台发动机(12)，每台发动机(12)产生的推力一定，即该模块可以产生4个单位的推力，菱形模块中有四台发动机(12)以及配套的骨架(04)、电池等产生的重量，该模块产生的4个单位的推力可以同时分担模块的总体重量，同时剩余的推力可以用于分担飞行器总体的一部分载荷(13)重量。飞行器的动力系统由n个动力模块组成，相邻动力模块中发动机(12)视为模块共用发动机(12)，共同分担相邻模块中需分担的载荷(13)重量，即飞行器的起飞重量近似均匀的分担到动力系统中。

飞行器动力单元中，如图9a、9b每台动力装置或每个动力模块内均可设置载荷(13)挂载区域或如图10a、10b与整体载荷(13)相连接的区域，这样设置的目的在于使飞行器动力系统中的发动机(12)产生的驱动力均匀地施加给载荷(13)部分，飞行器中的发动机(12)与载荷(13)之间的连接就不会出现因为应力集中在某个区域而导致影响整体飞行系统的一系列恶性连锁反应。

必须说明的是，除了上述实施例以外，本发明还可以有其他的实施方式，例如：由于飞行器的结构与功能特性，有些驱动装置之间不必严格按照等边三角形模块组合，也可以是等腰三角形排列布局组合。同理，有些驱动装置也不必严格按照菱形模块组合，也可以是平行四边形排列布局组合等等。可见，相关的等同替换技术方案均应落在本发明要求的保护范围内。