一种高速多旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器技术领域，更具体的说是涉及一种高速多旋翼飞行器。

背景技术：

多旋翼是依靠多个旋翼产生的升力来平衡飞行器的重力，让飞行器可以飞起来，通过改变每个旋翼的转速来控制飞行器的平稳和姿态。所以多旋翼飞行器可以悬停，在一定速度范围内以任意的速度飞行，基本上就是一个空中飞行的平台，可以在平台上加装传感器或者相机，甚至机械手之类的仪器。

目前，多旋翼飞行器多为传统形式结构，动力主要由电机带动桨叶产生，电机效率是提升多旋翼飞行器性能的一项关键指标。对于高速飞行的多旋翼飞行器，在空气流场中速度的提升与机身倾角的变化，下压力会逐渐变大而导致飞行器逐渐掉高。

为了实现多旋翼飞行器高速机动飞行，必定要提高飞行器电机的效率输出，从而其可以做额外的功去克服流场下压力来补偿升力损失，在同等条件下整机功耗曲线呈线性快速上升趋势，导致电机的效率随着速度的提升不断减小，降低整机能效比。并且，为满足多旋翼飞行器高速性与机动性，其空气流场也会导致其飞行姿态控制与飞行航时受到严重影响，无法满足飞行设计要求，如需保证飞行器飞行姿态稳定等。

同时，对于飞行器，一个比较关键的指标就是航时，机载电池的电量决定了机载航电设备的工作时间。所以，机载电池的电量就成为了飞行器航时的一大瓶颈。

因此，如何提供一种同时具备较高平飞行性能，并且能够运动充电的高速多旋翼飞行器是本领域技术人员亟需解决的技术问题。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种高速多旋翼飞行器，以解决现有技术中多旋翼飞行器在高速机动飞行时电机效率不断减小，导致整机能效比降低的问题，运动充电机能够将无用功转化为电能储存起来利用，设置的缓冲降落支架既保证有效助降、又减小对飞行器的冲击力。

为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高速多旋翼飞行器，包括机身，所述机身两侧分别对称设有机臂，其中所述机臂的一端与所述机身连接，所述机臂的另一端设有与所述机身平行的旋翼臂，所述旋翼臂的两端分别设有主旋翼；所述机臂上还分别设有副旋翼，所述副旋翼位于所述机身的横向轴线上；

所述机身包括外壳以及设置在所述外壳内的机体，所述机体包括平行设置的上碳板和下碳板；所述机臂为可收缩式结构，其中所述机臂的一端在所述机臂处于收容状态时通过限位锁紧机构收缩于所述机体内部，且在所述机臂处于展开状态时通过所述限位锁紧机构固定于所述机体一侧；

所述限位锁紧机构包括两个相对设置在所述上碳板和所述下碳板上的限位块，所述机臂的一端位于两个所述限位块以及所述上碳板、所述下碳板形成的区域内；所述限位块的两端分别设有锁紧件，所述机臂一端的上顶面和下顶面上还分别设有与所述锁紧件相配合的通槽，其中所述锁紧件包括丝杆、旋钮和螺母，所述丝杆的上端连接所述旋钮，所述丝杆的下端依次穿过所述上碳板、所述通槽以及所述下碳板，所述螺母连接在所述丝杆上并对所述机臂一端的上顶面进行固定；

所述机身顶部设置有可开闭的舱门，所述舱门内设置有运动充电机构，所述运动充电机构由控制装置、风机、ac/dc模块及蓄电池组成，且当飞行器需要减速时，所述舱门开启，所述风机移动至所述舱门外，所述风机受风力转动，并将转动获得的动力势能转化为电能通过所述ac/dc模块将电能整流输出至所述蓄电池中；

所述机身底部设置有缓冲降落支架，所述缓冲降落支架包括一中空管状结构的杆体，所述的杆体中设有一压力缓冲组件，压力缓冲组件一端与所述杆体固定连接，另一端与支撑杆连接。

优选的，在上述一种高速多旋翼飞行器中，所述副旋翼通过旋翼支架向后倾斜设置在所述机臂上，从而使所述副旋翼的升力方向与飞行方向之间的夹角为钝角。

优选的，在上述一种高速多旋翼飞行器中，所述副旋翼的升力方向与飞行方向之间的夹角为143°。

优选的，在上述一种高速多旋翼飞行器中，所述副旋翼采用naca66翼型。

优选的，在上述一种高速多旋翼飞行器中，所述限位块为长方形框架结构，所述通槽的长度为所述限位块的长度的一半。

优选的，在上述一种高速多旋翼飞行器中，所述风机包括多片可转动的风机旋翼、转轴、控制转轴的旋转角度并使风机旋翼始终迎着来风的方向用的万向节及机头；所述风机旋翼和机头分别可转动地设于所述转轴的两端，且所述机头位于所述机身内部，并当机头旋转时分别带动转轴及风机旋翼旋转，所述万向节设于机头和转轴的接合处，当飞行器正常飞行时，风机旋翼收入于所述舱门内侧，此时所述舱门为关闭状态；当飞行器需要减速时，所述舱门开启，风机旋翼则由所述舱门内侧向所述机身外伸出一段距离。

优选的，在上述一种高速多旋翼飞行器中，所述控制装置包括采集飞行器飞行矢量速度用的速度采集模块、根据所述速度采集模块采集的数据调整转轴角度，并使风机旋翼始终迎着来风的方向用的万向节控制模块。

经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明提供了一种高速多旋翼飞行器，通过在机身两侧分别加装副旋翼，使多旋翼飞行器在高速机动飞行时通过副旋翼产生的升力对空气流场下压力进行升力补偿，在同等飞行状态下有效提高了电机的效率，减小了总功耗，从而增强了电池使用效率，节约了机载能源，提高了整机能效比。

同时，副旋翼的升力方向与多旋翼飞行器的飞行方向具有反向夹角，可使多旋翼飞行器具有更大的飞行倾角，有利于高速飞行，还使多旋翼飞行器在急刹时具有更好的稳定性，满足飞行设计要求。

此外，机臂采用可收缩式结构，其横向长度可以伸缩，并通过限位锁紧机构达到整机的快速收容与展开，不仅缩小了整机的体积，还缩短了整机的收容和展开时间；设置的缓冲降落支架既保证有效助降、又减小对飞行器的冲击力。

本发明还有效解决了传统飞行器电池容量有限，电量不足时需要停止飞行并进行充电的技术问题；本发明的运动充电结构通过将风机转动获得的动能转化为电能并通过ac/dc模块将电能整流后充入飞行器的蓄电池中，从而极大提高了飞行器的航时。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种高速多旋翼飞行器的整体结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种高速多旋翼飞行器的内部结构示意图；

图3为本发明实施例提供的限位锁紧机构的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的锁紧件的结构示意图；

图5是运动充电机构的示意图；

图6是缓冲降落支架的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例公开了本发明提供了一种高速多旋翼飞行器，以解决现有技术中多旋翼飞行器在高速机动飞行时电机效率不断减小，导致整机能效比降低的问题，运动充电机能够将无用功转化为电能储存起来利用，设置的缓冲降落支架既保证有效助降、又减小对飞行器的冲击力。

结合附图1-6，本发明公开了一种高速多旋翼飞行器，包括机身1，机身1两侧分别对称设有机臂2，其中机臂2的一端与机身1连接，机臂2的另一端设有与机身1平行的旋翼臂3，旋翼臂3的两端分别设有主旋翼4；机臂2上还分别设有副旋翼5，副旋翼5位于机身1的横向轴线上；

机身1包括外壳以及设置在外壳内的机体，机体包括平行设置的上碳板7和下碳板8；机臂2为可收缩式结构，其中机臂2的一端在机臂2处于收容状态时通过限位锁紧机构收缩于机体内部，且在机臂2处于展开状态时通过限位锁紧机构固定于机体一侧；

限位锁紧机构包括两个相对设置在上碳板7和下碳板8上的限位块9，机臂2的一端位于两个限位块9以及上碳板7、下碳板8形成的区域内；限位块9的两端分别设有锁紧件10，机臂2一端的上顶面和下顶面上还分别设有与锁紧件10相配合的通槽11，其中锁紧件10包括丝杆12、旋钮13和螺母14，丝杆12的上端连接旋钮13，丝杆12的下端依次穿过上碳板7、通槽11以及下碳板8，螺母14连接在丝杆12上并对机臂2一端的上顶面进行固定；

机身1顶部设置有可开闭的舱门31，舱门31内设置有运动充电机构，运动充电机构由控制装置32、与控制装置32电连接的风机、ac/dc模块34及蓄电池35组成，且当飞行器需要减速时，舱门31开启，风机移动至舱门31外，风机受风力转动，并将转动获得的动力势能转化为电能通过ac/dc模块34将电能整流输出至蓄电池35中；

机身1底部设置有缓冲降落支架41，缓冲降落支架41包括一中空管状结构的杆体42，杆体42中设有一压力缓冲组件43，压力缓冲组件43一端与杆体42固定连接，另一端与支撑杆44连接。

为了进一步优化上述技术方案，副旋翼5通过旋翼支架6向后倾斜设置在机臂2上，从而使副旋翼5的升力方向与飞行方向之间的夹角为钝角。

为了进一步优化上述技术方案，副旋翼5的升力方向与飞行方向之间的夹角为143°。

为了进一步优化上述技术方案，副旋翼5采用naca66翼型。

为了进一步优化上述技术方案，限位块9为长方形框架结构，通槽11的长度为限位块9的长度的一半。

为了进一步优化上述技术方案，风机包括多片可转动的风机旋翼331、转轴332、控制转轴332的旋转角度并使风机旋翼331始终迎着来风的方向用的万向节333及机头334。

风机旋翼331和机头334分别可转动地设于转轴332的两端，且机头334位于机身1内部，并当机头334旋转时分别带动转轴332及风机旋翼331旋转，万向节333设于机头334和转轴332的接合处，当飞行器正常飞行时，风机旋翼331收入于舱门31内侧，此时舱门31为关闭状态；当飞行器需要减速时，舱门31开启，风机旋翼331则由舱门31内侧向机身1外伸出一段距离。

为了进一步优化上述技术方案，控制装置32包括采集飞行器飞行矢量速度用的速度采集模块321、根据速度采集模块321采集的数据调整转轴角度，并使风机旋翼331始终迎着来风的方向用的万向节控制模块322。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。