升力桨与姿态控制桨分离布局的电动多翼无人机动力结构的制作方法

本发明涉及一种升力桨与姿态控制桨分离布局的电动多翼无人机动力结构，属于无人机技术领域。

背景技术：

现有电动多翼无人机的动力结构由若干个功能、结构、外形尺寸和规格完全相同的动力单元组成，这些动力单元均匀对称分散式地布置在机身周边。每个动力单元由电机和螺旋浆组成，各动力单元自身同时兼具产生升力和控制飞行姿态的两大功能。因此，规格和参数的同一性以及功能兼顾性是现有电动多翼无人机的动力单元必须具备的基本技术特性。

然而从大量试验和实际使用情况看来，这种动力单元的结构与功能模式会导致驱动螺旋浆的电机无法长时间地工作在高效率区段内，电机需要消耗很大的电能才能获取维持电动多翼无人机飞行所需的升力。

目前，由于电动多翼无人机受到自身飞行器重量的严格限制，机载电池的容量十分有限，所以现有电动多翼无人机的飞行时间都很短，一般在15分钟～30分钟以内，这给无人机的各种专业应用带来了极大的不便。由此可见，飞行时间过短已成为制约电动多翼无人机发展的重大技术瓶颈。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种升力桨与姿态控制桨分离布局的电动多翼无人机动力结构，此动力结构突破了现有电动多翼无人机的动力结构布局，将电动多翼无人机所需的动力结构分解成功能分离、独立控制的升力桨与姿态控制桨，大大降低了电动多翼无人机的电能消耗，使电动多翼无人机在不衰减飞行能力和不增加电池容量的条件下可实现大幅度延长续航时间的目的，是对电动多翼无人机动力结构的一次重大变革。

为了实现上述目的，本发明采用了以下技术方案：

一种升力桨与姿态控制桨分离布局的电动多翼无人机动力结构，其特征在于：它包括在电动多翼无人机垂直升降和各种姿态的飞行过程中提供升力以及保持机身平稳的两个升力桨组，两个升力桨组上下同轴设置并安装在机身的中心轴线上，升力桨组的外周均布有在空中飞行过程中对电动多翼无人机的飞行姿态进行控制的至少四个姿态控制桨组，其中：两个升力桨组之间的转速相同、旋转方向相反，以互相抵消自旋力矩；相邻两个姿态控制桨组之间的旋转方向相反；姿态控制桨组的个数为大于等于4的偶数个；升力桨组中的升力桨的升力螺旋桨叶的直径远远大于姿态控制桨组中的姿态控制桨的姿态控制螺旋桨叶的直径。

本发明的优点是：

本发明将电动多翼无人机所需的动力结构分解成功能分离、独立控制的升力桨与姿态控制桨，改变了现有电动多翼无人机的动力结构布局，大大降低了电动多翼无人机的电能消耗，在不衰减飞行能力和不增加电池容量的条件下，实现了大幅延长续航时间的目的。

1、升力桨处于机身中心的集中式结构设计彻底改变了电动多翼无人机原有的动力分布，为优化升力电机的工作状态创造了所需的基本条件。经过大量试验证实，本发明中的两个升力浆组所产生的总升力不低于现有电动多翼无人机上分散式布置的多个动力单元所产生的升力总合。

2、由于承担产生升力功能的升力桨和升力电机设置在电动多翼无人机的机身中心轴位置，因此它们具有较大的安装空间，这样，升力桨就可以采用大直径螺旋浆叶来实现，升力电机就可以采用大扭力低转速电机来实现，并且低kv值的大扭力电机、大直径螺旋浆叶等具有的高效能特性可被充分利用，从而使本发明可具有很高的工作效率。

3、姿态控制浆不再承担升力功能，因此其可采用小直径螺旋浆叶来实现，其使用的姿态控制电机可采用小功率电机，并且姿态控制桨和姿态控制电机的数量可大大地减少。另外，姿态控制电机在飞行过程中处于间歇工作状态，可使能耗进一步降低。

4、与现有电动多翼无人机相比，在产生相同升力的前提下，本发明动力结构所消耗的电量明显降低，升力电机可较多地工作在高效率区段，从而用较少的能耗便可获得较大的升力，以实现在不衰减飞行能力和不增加电池容量(不增加电能供应)的条件下大幅延长飞行时间的目的。

附图说明

图1是本发明电动多翼无人机动力结构的主视示意图。

图2是图1的俯视示意图。

图3是驱动控制系统的组成示意图。

图4是升力桨组的一实施例示意图。

图5是图4的仰视示意图。

图6是升力桨组的另一实施例示意图。

图7是图6的仰视示意图。

具体实施方式

如图1至图3，本发明升力桨与姿态控制桨分离布局的电动多翼无人机动力结构包括在电动多翼无人机垂直升降和各种姿态的飞行过程中提供升力以及保持机身平稳的两个升力桨组，两个升力桨组上下同轴设置并安装在机身的中心轴线上，即两个升力桨组的中心轴为机身的同一中心轴线，升力桨组的外周均布有在空中飞行过程中对电动多翼无人机的飞行姿态(如横滚、仰卧、偏航)进行控制的至少四个姿态控制桨组，所有姿态控制桨组处于同一水平面内，其中：两个升力桨组之间的转速相同、旋转方向相反，以互相抵消自旋力矩，即上面的升力桨组中的所有升力桨10的旋转方向与下面的升力桨组中的所有升力桨10的旋转方向相反(例如上面的升力桨组中的所有升力桨10的旋转方向为正转，而下面的升力桨组中的所有升力桨10的旋转方向为反转)但转速相同，这样的设计可使两个升力桨组各自产生的自旋力矩互相抵消，从而在空中飞行过程中保持机身平稳，避免产生自旋，在本发明中，升力浆组的转速只取决于对电动多翼无人机的升降要求，其不参与姿态控制；相邻两个姿态控制桨组之间的旋转方向相反，即各姿态控制桨组中的姿态控制桨50的转速相同或不同，但相邻的两个姿态控制桨组的姿态控制桨50之间的旋转方向相反(例如，一个姿态控制桨组的所有姿态控制桨50的旋转方向为正转，则这个姿态控制桨组相邻的姿态控制桨组中的所有姿态控制桨50的旋转方向为反转)，在本发明中，姿态控制桨组的转速只取决于对电动多翼无人机的飞行姿态要求，其不参与升降控制。

在实际设计中，姿态控制桨组的个数可设计为大于等于4的偶数个，较优地，姿态控制桨组设计为4个。

在实际设计中，每个升力桨组包括至少一个升力桨10，升力桨10由升力电机20带动旋转。对于每个升力桨组，每个升力桨10可由一个升力电机20带动旋转，或者两个或更多个或所有升力桨10共同由一个升力电机20带动旋转，又例如，可以设计两个升力电机20，每个升力电机20带动一个或多个升力桨10旋转。升力桨10包括均布的至少两个升力螺旋桨叶，图2中示出了两个升力螺旋桨叶构成升力桨10的情形。

在实际设计中，每个姿态控制桨组包括姿态控制桨50，例如较佳地仅设计一个姿态控制桨50，姿态控制桨50由姿态控制电机60带动旋转。对于每个姿态控制桨组，每个姿态控制桨50由一个姿态控制电机60带动旋转。姿态控制桨50包括均布的至少两个姿态控制螺旋桨叶，图2中示出了两个姿态控制螺旋桨叶构成姿态控制桨50的情形。

如图2，在实际设计中，升力桨10的升力螺旋桨叶的直径要远远大于姿态控制桨50的姿态控制螺旋桨叶的直径。升力螺旋桨叶为大直径桨叶，姿态控制螺旋桨叶为小直径桨叶。

如图1，电动多翼无人机的机身包括上下结构的上机架70、下机架80，下机架80下面安装有起落架90，较佳地，两个升力桨组分别安装在机身的上、下机架70、80上，所有姿态控制桨组安装在上机架70或下机架80向外延伸的机臂上，其中：

当挂载物(图中未示出，例如用于植物保护的喷洒药箱等物品)置于升力桨组的旋转半径之外时，安装在下机架80的升力桨组位于下机架80的下方且此升力桨组中的升力桨10的升力螺旋桨叶11直接与升力电机20的输出轴连接，如图4和图5所示。

当挂载物(图中未示出，例如摄像机等)置于下机架80下方时，安装在下机架80的升力桨组位于下机架80的上方且升力桨组中的升力桨10的升力螺旋桨叶11通过减压连接杆12与升力电机20的输出轴连接，如图6和图7所示。从图1、图2以及图6、图7中可以理解，所有减压连接杆12可以使升力桨10的中心位置形成一个低风速区域，从而使低压风速区域用来消除挂载物与升力螺旋桨叶11下行气流之间产生的互相作用与影响，从而改善飞行效果。

面对下机架80的升力桨组处于不同位置的设计，上机架70的升力桨组位于上机架70的上方或下方均可，视实际需要而定，并且上机架70的升力桨组中的升力桨10的构成、规格尺寸等应均与下机架80的升力桨组中的升力桨10保持相同。

在实际实施时，升力电机20可为无刷直流电动机，姿态控制电机60可为直流空心杯电动机或小功率无刷直流电动机，在本发明中，姿态控制电机60所使用的小功率无刷直流电动机的功率远小于升力电机20所使用的无刷直流电动机的功率。

在实际实施时，升力桨组和姿态控制桨组受驱动控制系统控制，如图3，图中示出了驱动控制系统的组成。具体来说，各升力电机20、各姿态控制电机60均与一个电机运转控制装置连接，电机运转控制装置与电机控制器105相连，电机控制器105与输出用于控制现有电动多翼无人机所有螺旋桨的n(n为正整数)路电机控制信号的飞行控制器110相连，电机控制器105用于将飞行控制器110输出的n路电机控制信号(图3中示出了四路电机控制信号的情形)转换成用于控制各姿态控制电机60以及各升力电机20总个数的相应路数的控制信号，其中，两个升力桨组可共同一路控制信号。

进一步来说，与升力电机20相连的电机运转控制装置为无刷直流电机电子调速器101，如图3，无刷直流电机电子调速器101对升力电机20进行换相控制以及通过pwm调制进行转速控制。

进一步来说，当姿态控制电机60为直流空心杯电动机时，与姿态控制电机60相连的电机运转控制装置为有刷直流电机电子调速器103，如图3，有刷直流电机电子调速器103对姿态控制电机60通过pwm调制进行转速控制，其中：姿态控制桨组连接有电压转换器104。

而当姿态控制电机60为小功率无刷直流电动机时，与姿态控制电机60相连的电机运转控制装置为无刷直流电机电子调速器(图中未示出)，无刷直流电机电子调速器对姿态控制电机60进行换相以及通过pwm调制进行转速控制。

无刷直流电机电子调速器101包括微处理器、稳压电源以及由功率三极管构成的pwm调制电路。姿态控制电机60所使用的无刷直流电机电子调速器的构成与无刷直流电机电子调速器101的构成相同，因此可参考无刷直流电机电子调速器101来理解，但姿态控制电机60所使用的无刷直流电机电子调速器的驱动功率要远小于无刷直流电机电子调速器101的驱动功率。

有刷直流电机电子调速器103包括微处理器、限流电阻以及由mosfet三极管构成的pwm调制电路。

电机控制器105包括将飞行控制器110输出的原有电机控制信号转换为用于控制升力桨组和姿态控制桨组的控制信号的微处理器。

如图3，进一步地，飞行控制器110包括微处理器111以及与微处理器111相连接的电陀螺仪112、加速度计113、气压计114、磁力计115等各类传感器以及无线遥控接收机116。在实际实施时，飞行控制器110安装在上机架70或下机架80的中心位置上且与升力桨组处于相异侧。

如图1至图3，图中示出了两个升力桨组且每个升力桨组设置一个升力桨10和一个升力电机20，以及四个姿态控制桨组且每个姿态控制桨组设置一个姿态控制桨50和一个姿态控制电机60的情形，换句话说，图中示出了机身上设置有两个升力桨10和四个姿态控制桨50的情形，相应地，每个姿态控制桨50各自相连的一个姿态控制电机60均由一个有刷直流电机电子调速器103驱动，每个升力桨10各自相连的一个升力电机20均由一个无刷直流电机电子调速器101驱动，各有刷直流电机电子调速器103的信号端口分别作为独立的一路与电机控制器105相应引脚连接，两个无刷直流电机电子调速器101的信号端口合并为一路与电机控制器105相应一个引脚连接，也就是说，电机控制器105用于将飞行控制器110输出的四路电机控制信号转换为用于控制四个姿态控制桨50以及两个升力桨10的五路控制信号。

在本发明中，飞行控制器110使用的是现有电动多翼无人机的飞行控制器，飞行控制器110内的电子部件在飞行过程中用于测量电动多翼无人机的运动和姿态参数，并接收无线遥控发射机发出的飞行指令，参数、指令等全部信息均传送给微处理器111，由微处理器111综合处理后产生电机控制信号并输出。图3示出的飞行控制器110是具有驱动四个螺旋桨功能的现有电动多翼无人机所使用的飞行控制器，其输出四路电机控制信号。

当这四路电机控制信号传送给电机控制器105后，电机控制器105通过对接收的四路电机控制信号的占空比等状况进行实时分析而产生出适合升力桨10、姿态控制桨50分离设计的升力控制信号、姿态控制信号，一共5路控制信号，进而通过无刷直流电机电子调速器101对升力电机20进行独立控制，通过有刷直流电机电子调速器103对姿态控制电机60进行独立控制。

在电动多翼无人机进行垂直升降以及各种姿态的飞行过程中，如图3，两个升力桨10的转速相同、旋转方向相反，于是分别正、反转运转的两个升力桨10共同合成升力，同时消除自旋，保持机身平稳。

在执行完垂直升起操作后的空中飞行过程中，当不需要改变飞行姿态时，各姿态控制电机60保持静止状态，所有姿态控制桨50的转速为0，不产生旋转，而当需要改变飞行姿态时，各姿态控制电机60根据飞行姿态需求而以相应转速运转，且使相邻的两个姿态控制桨50之间的旋转方向相反(如图2所示)，以改变电动多翼无人机的飞行姿态。

当然在电动多翼无人机实际进行垂直上升的过程中，姿态控制桨50也可参与，其与升力桨10同时同步工作，产生附加升力，以提高升空速度。

本发明的优点是：

本发明将电动多翼无人机所需的动力结构分解成功能分离、独立控制的升力桨与姿态控制桨，改变了现有电动多翼无人机的动力结构布局，大大降低了电动多翼无人机的电能消耗，在不衰减飞行能力和不增加电池容量的条件下，实现了大幅延长续航时间的目的。

以上所述是本发明较佳实施例及其所运用的技术原理，对于本领域的技术人员来说，在不背离本发明的精神和范围的情况下，任何基于本发明技术方案基础上的等效变换、简单替换等显而易见的改变，均属于本发明保护范围之内。