一种旋转收缩式可变矩四旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及一种可变矩旋翼飞行器,进一步涉及一种旋转收缩式可变矩旋翼飞行器。

背景技术：

四旋翼飞行器通过支撑臂连接前后和左右两组共四个旋翼，每组旋翼的旋向相同，两组旋翼分别互为正反旋翼，两组旋翼旋向相反，以此抵消机体扭力矩，保持机体平衡，并且通过改变旋翼转速来改变升力，进而改变四旋翼直升机的姿态和位置，常见的四旋翼飞行器支撑臂与机身体固定为一体，从而造成几何尺寸较大，存在着储藏和运输不方便等问题。

四旋翼飞行器的动力装置是由螺旋桨和四个独立电机构成的，飞行器上相对方向为一对相同的螺旋桨且相邻的旋翼旋转方向相反，四个电机向飞行器提供输入转矩。现有的旋翼飞行器都是通过调节电机转速来改变飞行器旋翼产生升力的大小，实现对飞行器姿态、位置的控制。这种飞行控制原理效率低，飞行器负载小，而且飞行能力不稳定，尤其是在飞行器降落过程中，必须降低旋翼转速，以减小旋翼升力，升力减小就意味着对飞行器姿态控制的能力减弱，飞行器飞行稳定性降低甚至失控。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种旋翼与机体距离可调的旋翼飞行器。

本发明现对于现有技术的优点在于：

(一)本发明通过旋转连杆与加长连杆的旋转收缩为整个装置在不使用的状态下整体体积的缩小创造了条件，便于储藏和运输。

(二)本发明中的可变矩四旋翼飞行器在机身结构上，采用了空间连杆机构和凸轮机构，使得旋翼能够控制收缩，改变扭矩，从而改变升力，进而实现对飞行器飞行姿态的调整。

(三)在本发明中的四旋翼是可变矩的，在转速变化的同时，桨矩随之变化，有效的提高了电动机在每一个转速下的最高效率，提高了有效负荷，是高效的四旋翼飞行器。同时，旋翼转速不会大范围变化，对飞行器姿态的控制能力更强，抗风性能比普通四旋翼好，是一种稳定的四旋翼飞行器。

(四)有效负荷的提升可以减少旋翼的直径。根据空气动力学，旋翼直径越大，操纵性能差，抗风能力低，容易摇摆，失控；因此，本发明飞行器的操作性能大大提高。

附图说明

图1是旋转收缩式可变矩四旋翼飞行器结构图。15代表主控制板，16-1、17-1、18-1、19-1代表空间连杆，20-1代表电机，21-1、21-2、21-3、21-4代表旋翼的桨叶，22代表上层板，23代表下层板，24-1代表起落架，25代表落架杆。

图2是飞行器局部位置A，可变矩机构的放大图；图中，17-2、18-2代表空间连杆，30-1代表支撑架，26代表凸轮机构上层板，27代表凸轮机构下层板，29-1代表滑块。

图3是主控制板的俯视图。

图4是上层板的结构示意图。

图5是下层板的结构示意图。

图6是凸轮机构结构示意图。

图7是舵机结构示意图。

图8是起落架结构示意图。

具体实施方式

实施例1

对照图1-8说明本发明的实施过程。

旋转式可变矩四旋翼飞行器(图1)，包括：机身，与机身相连，对称分布的4个旋翼臂，位于旋翼臂上的旋翼，所述4个旋翼中，两两相邻旋翼的旋转方向相反；所述每个旋翼桨叶21可通过可变矩机构(图2)，采用了空间连杆机构和凸轮机构，使得旋翼能够由舵机控制收缩，调整运动及与机体的距离，进而改变扭矩，达到升力的可调的目的，实现对飞行器的姿态实现调整功能。

所述旋翼由电机20驱动，每个电机的旋转速度保持一致。还包括：，该机构包括：惯性导航仪控制的4个电机20-1、20-2、20-3、20-4，分别与每个电机相连的空间连杆(图2)，连杆19、连杆18、连杆17、连杆16。旋翼桨与机体距离调整机构有效的提高了电动机在每一个转速下的最高效率，提高了有效负荷；旋翼转速不会大范围变化，对飞行器姿态的控制能力加强，抗风性能提高，增强了四旋翼飞行器的稳定性。

所述机身包括：从上至下依次垂直分布的主控板(图3)、圆形上层板(图4)、凸轮机构上层板26、凸轮机构下层板27(图6)、圆形下层板23(图5)和舵机28(图7),主控板15连接在圆形上层板22上，凸轮机构上层板26与凸轮机构下层板27固定于转轴，由舵机28带动旋转；水平分布的滑块29、支撑架30、连杆17。水平分布的活塞、支撑架、连杆成中心对称，总共四部分。滑块29卡在凸轮机构上层板26与下层板27中间的槽内，经由与其固连的连杆17来推动连杆18运动，支撑架30则支撑起连杆18及其他连杆、舵机28、桨21。

所述旋翼臂包括：连杆16-1、16-2、16-3、16-4，连杆17-1、17-2、17-3、17-4，连杆18-1、18-2、18-3、18-4，连杆19-1、19-2、19-3、19-4；所述连杆外端连接电机，由电机带动桨叶旋转。通过连杆的收缩可以减小旋翼直径，操纵性增强，抗风能力增高，不容易摇摆、失控。

所述可变矩机构包括：凸轮机构上层板26、凸轮机构下层板27、活塞29、舵机28和空间连杆机构，连杆19、连杆18、连杆17、连杆16。通过旋转连杆与加长连杆的旋转收缩为整个装置在不使用的状态下整体体积的缩小创造了条件，便于储藏和运输。

所述上层板21、下层板23、空间连杆16、17、18、19和起落架24、25(图8)均为碳纤维结构材料。

凸轮上层板26和凸轮下层板27由舵机28带动旋转。

主控板15控制4个电机20和舵机28。

连接结构如下：

以下层板23为基准，利用螺丝和下层板23上的定位孔将舵机28、和上层板固定，主控板15由螺钉固定在上层板22上，空间连杆16、17、18、19则通过铰链连接，支撑架30通过螺钉固定在下层板23上，并连接空间杆16、17的末端。

实施例2

硬件如下：

采用了72MHz主频的stm32F103T8控制芯片。

采用了三轴陀螺仪和三轴加速度传感器的MPU6050。

集成蓝牙通讯系统，可以实现四旋翼和电脑/手机的通讯。

集成锂电池充电系统，可以使用micro-USB接口直接充电。

预留电磁传感器HMC5883L芯片安装位置，方便用户进行扩展。

预留I2C接口，用于扩展电磁传感器HMC5883L和高度计BMP085等模块。

预留SPI接口，用于扩展2.4G NRF24L01+无线通讯模块

飞行控制过程：

系统结构是基于stm32F103T8为飞行主控制器来控制系统。微控制器实现对传感器的信号进行采样、处理、计算，得到飞行器的姿态、位置等参数，其中三轴陀螺仪和三轴加速度传感器MPU6050用于测量飞行器姿态。蓝牙通讯模块将信号发射给飞行器主控制器，结合遥控器或者地面控制站的控制信号进行控制算法运算，实现控制量输出。各种控制接口将控制器的控制量输出转换为电机的驱动信号和输出标示信号，控制脉冲宽度，使舵机输出轴转动相应的角度，使得凸轮机构作旋转运动，带动连杆16，使得连杆19末端做水平运动，旋翼可以通过操控舵机来实现水平向外或向内伸展，由于凸轮的轮廓有函数控制，所以通过控制舵机可以控制连杆的伸展运动，经过空间连杆机构定量增加总力矩或减小总力矩实现四旋翼飞行姿态调整。实现收缩体积，减小占用空间的功能；实现增加总力矩，控制飞行器上升，减小总力矩，控制飞行器下降。