多旋翼飞行器 |
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| 申请号 | CN201510690611.8 | 申请日 | 2015-10-22 | 公开(公告)号 | CN106608350A | 公开(公告)日 | 2017-05-03 |
| 申请人 | 深圳光启合众科技有限公司; | 发明人 | 不公告发明人; | ||||
| 摘要 | 公开了一种多旋翼 飞行器 。所述多旋翼飞行器包括：气囊，包括囊体；多旋翼系统，包括位于所述气囊内部空间的主 支架 、位于所述气囊外部的多个 电机 和多个螺旋桨、以及用于连接所述主支架和所述多个电机的多个连接支架，所述多个电机分别驱动所述多个螺旋桨；驱动 电路 ，用于驱动所述多个电机并且调节其转速；以及电源，包括光伏组件和可充电 电池 ，用于向所述驱动电路供电。该多旋翼飞行器利用多旋翼系统和气囊作为双升 力 源，以及采用光伏组件和可充电电池作为双电源，从而可以延长滞空时间。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种多旋翼飞行器，包括： |
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| 说明书全文 | 多旋翼飞行器技术领域[0001] 本发明涉及航空技术，更具体地，涉及多旋翼飞行器。 背景技术[0002] 浮空器曾经广泛应用于空中运输。浮空器是指利用轻于空气的气体来提供升力的航空器。依照工作原理，浮空器可分为飞艇、系留气球和热气球。浮空器包括气囊，用于容纳比重小于空气的气体(例如热空气、氢气或氦气)，从而获得升力。浮空器的结构简单，成本低廉，在空中停留时间长。然而，浮空器的精确控制却很困难。在垂直方向上，浮空器可以通过充放气体控制上升或下降。然而，在水平方向，浮空器的移动依靠自然风或附加的动力装置，不仅移动速度慢而且操作困难。 [0003] 近年来，多旋翼飞行器越来越引起人们的关注。现有的多旋翼飞行器采用多个螺旋桨提供升力和水平移动的动力，每个螺旋桨由相应的一个电机驱动。图1为根据现有技术的多旋翼飞行器的控制系统的示意性框图。该控制系统包括主控制模块101。主控制模块101由可充电电池102供电，例如锂电池。主控制模块101从接收机103接收远程控制指令或者回传数据，以及产生控制信号，分别提供至电子调速模块104a-104d以控制电机M1-M4的转速。通过控制各螺旋桨的转速能够实现各方向自由变轨和姿态调整。 [0004] 上述多旋翼飞行器采用单一的锂电池供电体制，利用大倍率放电实现对多轴旋翼系统的驱动。由于锂电池的容量限制，多旋翼飞行器可实现的飞行时间仅在15-30分钟左右，从而制约了其应用范围。 [0005] 因此，期望结合浮空器和多旋翼飞行器的优点，开发出长时间滞空的飞行器。 发明内容[0006] 本发明的目的在于提供一种采用多旋翼系统和气囊作为双升力源、以及采用光伏组件和可充电电池作为双电源，以延长滞空时间的多旋翼飞行器。 [0007] 根据本发明的一方面，提供一种多旋翼飞行器，包括：气囊，包括囊体；多旋翼系统，包括位于所述气囊内部空间的主支架、位于所述气囊外部的多个电机和多个螺旋桨、以及用于连接所述主支架和所述多个电机的多个连接支架，所述多个电机分别驱动所述多个螺旋桨；驱动电路，用于驱动所述多个电机并且调节其转速；以及电源，包括光伏组件和可充电电池，用于向所述驱动电路供电。 [0008] 优选地，所述电源还包括直流电压变换模块，所述光伏组件与所述直流电压变换模块连接，使得所述光伏组件产生的电流经由所述直流电压变换模块转换之后，对所述可充电电池持续进行浮充以补充电能，或者直接向所述驱动电路供电。 [0009] 优选地，所述多旋翼飞行器还包括位于所述囊体的底部的电池盒，用于容纳所述可充电电池和所述直流电压变换模块。 [0011] 优选地，所述囊体的顶部中表面为平面或曲面。 [0012] 优选地，所述光伏组件安装在所述囊体的顶部。 [0013] 优选地，所述光伏组件与所述囊体的顶部共形。 [0015] 优选地，所述多旋翼飞行器还包括：用于将所述囊体的内表面与所述多个连接支架相连的多个拉带，所述多个拉带的长度按照所述气囊的外形设置，从而在充气状态维持所述气囊的外形。 [0016] 优选地，所述多个连接支架分别为中空的管状，并且采用导线从所述驱动电路开始，穿过所述多个连接支架到达所述多个电机，用于为所述多个电机提供驱动电压。 [0017] 优选地，所述多旋翼飞行器还包括：密封胶，用于填充所述多个连接支架的内部空间；以及法兰盘结构，用于所述多个连接支架与所述囊体之间的连接，其中，所述密封胶和所述法兰盘结构一起维持所述囊体的气密性。 [0018] 优选地，所述多个螺旋桨的数量为4个或更多个。 [0020] 优选地，所述多个连接支架的长度相等，并且在端部分别安装所述多个电机和所述多个螺旋桨，使得所述多个螺旋桨与囊体的中心轴的距离相等。 [0021] 优选地，所述多个电机和所述多个螺旋桨的中心轴分别与所述囊体的中心轴平行，从而在工作时产生竖直方向的气流，形成升力。 [0022] 根据本发明的实施例的多旋翼飞行器中，不仅采用气囊中容纳的气体作为升力源，而且采用多旋翼系统提供升力源，以及实现水平方向的移动控制。由于气囊提供了多旋翼飞行器滞空所需的至少一部分升力，因此，多旋翼系统即使工作于较低的转速，也能够实现多旋翼飞行器的悬停、垂直移动和水平移动。多旋翼系统为多旋翼飞行器提供了水平移动和垂直移动的动力。该多旋翼飞行器采用气囊和多旋翼系统的组合，可以减少多旋翼系统的能量消耗，延长滞空时间。 [0023] 进一步地，该多旋翼飞行器采用可充电电池和光伏组件的组合，利用气囊的顶部提供光伏组件的安装空间。光伏组件可以产生足够的电能输出，对可充电电池持续进行浮充以补充电能，或者直接向系统供电。由于采用附加的电能来源，可以进一步延长滞空时间。 [0024] 此外，由于采用多个连接支架连接气囊内部和外部的部件，可以实现紧凑的外部形状，改善操控性能。 [0025] 该多旋翼飞行器可以应用于多种需要长时间滞空和水平移动性的场合。例如，该多旋翼飞行器可以携带通信设备，用于抢险救灾是通讯的中转站，或者用于携带采集设备，用于气候监测，数据采集，或者携带监控设备，用于远距离长时间监控。附图说明 [0026] 通过以下参照附图对本发明实施例的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优点将更为清楚，在附图中： [0027] 图1为根据现有技术的多旋翼飞行器的驱动电路的示意性框图； [0028] 图2为根据本发明的实施例多旋翼飞行器的驱动电路的示意性框图； [0029] 图3为根据本发明的实施例的多旋翼飞行器的立体示意图； [0030] 图4a和4b为根据本发明的实施例的多旋翼飞行器的俯视图和截面图。 具体实施方式[0031] 以下将参照附图更详细地描述本发明。在各个附图中，相同的元件采用类似的附图标记来表示。为了清楚起见，附图中的各个部分没有按比例绘制。此外，可能未示出某些公知的部分。为了简明起见，可以在一幅图中描述经过数个步骤后获得的结构。 [0032] 应当理解，在描述器件的结构时，当将一层、一个区域称为位于另一层、另一个区域“上面”或“上方”时，可以指直接位于另一层、另一个区域上面，或者在其与另一层、另一个区域之间还包含其它的层或区域。并且，如果将器件翻转，该一层、一个区域将位于另一层、另一个区域“下面”或“下方”。 [0033] 如果为了描述直接位于另一层、另一个区域上面的情形，本文将采用“A直接在B上面”或“A在B上面并与之邻接”的表述方式。在本申请中，“A直接位于B中”表示A位于B中，而非A位于B中形成的掺杂区中。 [0034] 在下文中描述了本发明的许多特定的细节，例如材料、尺寸、处理工艺和技术，以便更清楚地理解本发明。但正如本领域的技术人员能够理解的那样，可以不按照这些特定的细节来实现本发明。 [0035] 本发明可以各种形式呈现，以下将描述其中一些示例。 [0036] 图2为根据本发明的实施例的多旋翼飞行器的驱动电路的示意性框图。该驱动电路包括主控制模块101。主控制模块101由可充电电池102供电，例如锂电池。主控制模块101从接收机103接收远程控制指令或者回传数据，以及产生控制信号，分别提供至电子调速模块104a-104d以控制电机M1-M4的转速。通过控制各螺旋桨的转速能够实现各方向自由变轨和姿态调整。 [0037] 该驱动电路还包括光伏组件201和直流电压变换模块202，从而采用光伏组件和可充电电池作为双电源。 [0038] 光伏组件201包括单晶硅、多晶硅、铜铟镓硒、砷化镓、染料敏化电池等诸多类型，可以将太阳能转化为电能，为电子设备提供能源。光伏组件的使用可以在一定程度上为整机系统提供额外的能源补充。光伏组件在有限的尺寸和特定的电压体制下难以实现瞬间大电流供电，因此一般不能单独作为系统的供电来源，需要与具备高倍率放电能力的电池共同使用。 [0039] 如下文将描述的那样，根据本发明的实施例的多旋翼系统还包括气囊，从而为大面积的光伏组件的安装提供了空间。因此，在本发明的驱动电路中，采用光伏组件201可以提供充足的能源补充，甚至可以作为独立的供电来源。 [0040] 在图2所示的实施例中，使用支持浮充工作的可充电电池102，例如锂电池。光伏组件201通过直流电压转换模块202向可充电电池102不断供电，由可充电电池102经由主控制模块101向电子调速模块104a-104d等大电流系统部件供电。 [0042] 图3为根据本发明的实施例的多旋翼飞行器的立体示意图，图4a和4b为根据本发明的实施例的多旋翼飞行器的俯视图和截面图，其中图4b所示的截面图沿着图4a所示的俯视图的中心线AA截取获得。 [0043] 该多旋翼飞行器500采用多旋翼系统和气囊作为双升力源。气囊包括可以充气的囊体510。在图中示出了充气状态的囊体形状。如图所示，在充气状态，囊体510的形状为圆柱状，其顶部平整，便于安装光伏组件。 [0044] 作为示例，囊体510在图4a的俯视图中示出为圆形，在图4b的以平行于囊体510的中心轴的平面截取囊体510所得的截面图中示出为近似矩形。然而，囊体510的所述截面形状不限于此，可以是椭圆形，或是外轮廓为由曲线组成的封闭形状，该曲线选自抛物线弧、双曲线弧、分段曲线中的至少一种。 [0045] 气囊用于提供多旋翼飞行器滞空所需的至少一部分升力。为此，囊体510容纳比重小于空气的气体，例如氢气或氦气，以提供升力。囊体510的材料应当具有气密性。例如，囊体510由高强度加强纤维布制成。替代地，如果对囊体的机械强度要求不高，囊体510的材料还可以是PVC膜、涤纶膜、聚脂纤维膜。 [0046] 在囊体510的顶部安装光伏组件201。有利地，囊体510具有平坦的顶部，从而可以安装单晶硅和柔性薄膜光伏组件中的任意一种。在替代的实施例中，如果囊体510的顶部为曲面，则可以安装与囊体510的顶部共形的柔性薄膜光伏组件。 [0047] 在囊体510的底部安装电池盒570。电池盒570用于容纳可充电电池102和直流电压变换模块202。在电池盒570内部，采用导线206连接可充电电池102和直流电压变换模块202。电池盒570的底部通过阀门结构开启或闭合，方便可充电电池2102的更换与充电。 [0048] 在囊体510的底部还设计有减震支架580，起到起飞降落防护作用。减震支架580例如安装在电池盒570的下表面。在囊体510的外部，经由导线205将光伏组件201连接至电池盒570中的直流电压变换模块202。 [0049] 在囊体510的内部设置例如由金属或合金组成的主支架520。在主支架520上设置主电路板590。主电路板590例如包括如图2所示的主控制模块101、接收机103和电子调速模块104a-104d等部分。采用导线207连接主电路板590和可充电电池102，从而利用可充电电池102向主电路板590供电。 [0051] 优选地，采用多个拉带521连接囊体510的内壁和主支架520。在充气状态，利用拉带的拉力维持囊体510的表面形状，以实现囊体510的保形。此外，可以采用多层拉带的设置方式。多层拉带可以更好地维持大体积气囊的外形，并且可以更好地使得气囊的实际外形与设计外形相符。 [0052] 四个连接支架530各自的一端分别与主支架520刚性连接，并且各自的另一端穿过囊体510延伸至外部，用于安装各自的电机550和螺旋桨560。连接支架530经由密封法兰盘结构540穿过囊体510。 [0053] 优选地，主支架520和四个连接支架530组成中心对称图形，例如，以囊体510的中心轴形成轴对称图形，其中，四个连接支架530等角度分布于垂直于中心轴的平面内。进一步优选地，四个连接支架530的长度相等，四个连接支架530的端部分别安装各自的电机550和螺旋桨560，从而与囊体的中心轴的距离相等。电机550和螺旋桨560的中心轴均与囊体的中心轴平行，从而在工作时螺旋桨560产生沿着竖直方向的气流，形成升力。 [0054] 在另一可选的实施方式中，四个连接支架530也可以与囊体510的中心轴倾斜设置，且优选四个连接支架530与囊体510的中心轴所成的角度相等。 [0055] 连接支架530可以是中空的管状，用于驱动电机550的驱动电路设置在主电路板590中。导线208从主电路板590开始，穿过连接支架530到达电机550，用于为电机550提供驱动电压。在连接支架530的内部，在放置导线208之后，采用密封胶填充内部空间。 [0056] 由于采用密封胶密封和法兰盘结构540进行密封，可以避免囊体510中的气体经由连接支架530的内部空间或者其与囊体510之间的结合部泄露，从而维持囊体510的气密性。 [0057] 在工作状态，多旋翼系统通过调节4个电机550的转速来改变旋翼转速，从而实现升力变化以及控制飞行方向。在悬停状态，4个电机550保持在平衡转速，使得旋翼产生的升力和囊体510提供的净浮力等于飞行器的自重。在垂直方向上移动时，通过同时增加4个电机550的转速实现垂直上升，通过同时减小4个电机550的转速实现垂直下降。在水平方向上移动时，减小沿着运动方向在前的第一个电机的转速、增加沿着运动方向在后的第二个电机的转速、同时维持其余两个电机的平衡转速，使得飞行器先发生一定程度的倾斜，然后产生向前运动的推力。 [0058] 在囊体510的设计上，采用具备一定空气动力学外形的结构。通过对材料、形状、尺寸、填充气体的设计，使得囊体510在充气后能够提供有效的净浮力。因此，囊体510的体积V、表面积S、材料密度D1、填充气体密度D2、空气密度D3、整机其他部件的重量M等参数间需要满足如下关系： [0059] M＞V×(D3-D2)-S×D1＞0， [0060] 即囊体510提供的净浮力数值必须大于零，但也不能大于系统中除囊体510外的其他部件的重量总合。 [0061] 在此设计下，囊体510提供的浮力能够有效抵消系统其他部件的部分重量，减轻系统的起飞重量，减小对螺旋桨推力的要求，进而减小工作时的功耗，实现飞行时间的延长。 [0062] 以下分析本发明的多旋翼飞行器的滞空效果。如表1所示，在不包含气囊和光伏组件时，多旋翼飞行器500的裸重约6kg(含电池)，有效飞行时间约25分钟。根据本发明的实施例，多旋翼飞行器500与气囊组合在一起，在囊体510的顶部安装CIGS柔性薄膜光伏组件201。结果，多旋翼飞行器的悬停时间得到了显著增长，达到了约57分钟的数值，比原系统提高了一倍以上，效果明显。 [0063] 表1：多旋翼飞行器的悬停时间分析 [0064]机架重量(kg) 4.2 可充电电池重量(kg) 1.8 可充电电池型号 6S 16000mAh 可充电电池电量(Wh) 355 气囊重量(kg) 1.7 气囊体积(m3) 5.3 浮力气体 氦气 总浮力(kg) 5.9 CIGS光伏组件重量(kg) 3.3 CIGS光伏组件功率(W) 750 附加结构重量(kg) 2.0 净重量(kg) 7.1 悬停净功耗(W) 374 悬停时间(min) 57.0 [0065] 在上述的实施例中，描述了多旋翼飞行器的多旋翼系统包括4个螺旋桨。可以理解，多旋翼系统可以包括更多的螺旋桨，以实现更加复杂的飞行姿态。 |
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