一种2N+1轴飞行器的制作方法

一种2n+1轴飞行器
技术领域
1.本发明涉及航空航天技术领域，尤其是一种2n+1轴飞行器。


背景技术：

2.飞行器可分为：航空器、航天器、火箭、导弹和制导武器地效飞行器地效飞行器，在大气层内飞行的飞行器称为航空器，如气球、滑翔机、飞艇、飞机、直升机等它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行。
3.中国专利文献（专利名称：一种六轴垂直起降飞行器、申请号：202222947628 .5）公开的技术方案包括：机身顶部安装有横板，所述横板与机身之间安装有固定机构，所述横板两侧的量边角处均固定安装有侧向机翼架，四个所述侧向机翼架顶端的边角处均固定安装有第一电动旋翼，所述机身的尾端固定安装有尾翼，所述机身的底部固定安装有横向机翼架，所述横向机翼架顶端的两侧固定安装有第二电动旋翼；其中，第一电动旋翼的数量共四个，第二电动旋翼的数量共两个，是一款具有共六个电动旋翼的六轴垂直起降飞行器；通过飞控计算机控制第一电动旋翼和第二电动旋翼转动，控制机身的飞翔，解决了多旋翼飞行器不能长距离飞行的问题，同时解决了固定翼飞机需要在跑道上助飞的问题，可以直接向上的升力飞行。
4.但上述专利文献公开的飞行器仅仅依靠位于机身四周的六个电动旋翼提供升力，升力结构显得薄弱，会存在抗风能力弱、升力不足的现象，且容易空中翻车，失去动力时没有迫降功能，安全性不高。


技术实现要素：

5.本发明克服了现有技术中的缺点，提供一种2n+1轴飞行器，具有抗风能力强、升力充足的优点，能克服背景技术中提到的问题。
6.为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：一种2n+1轴飞行器，n≥2，n∈整数，包括机身、偶数个中旋翼以及2n个小旋翼；所述机身上设置有主轴，偶数个所述中旋翼共轴设置在所述主轴上；2n个所述小旋翼连接在所述机身上、并规律分布在所述主轴的周围。小旋翼的分布可以是前后对称且左右对称分布，包括环形均匀分布、矩阵排列。
7.更进一步地，所述主轴上设置有自转旋翼组件；所述自转旋翼组件包含以下结构的一种：结构a；第一自转旋翼；所述第一自转旋翼转动连接在所述主轴上；所述第一自转旋翼包括近心段以及远心段；近心段指靠拢主轴的一段，远心段指远离主轴的一段；近心段的展长与中旋翼的半径相当；所述近心段的安装角度范围是5
°
至16
°
，所述远心段的安装角度范围是0
°
至3
°
；结构b：第二自转旋翼以及第一风力叶片；第一风力叶片的直径与中旋翼的直径相
当；所述第二自转旋翼与所述第一风力叶片转动连接在所述主轴上；所述第二自转旋翼与所述第一风力叶片固定连接且相互交叉布局；所述第二自转旋翼的安装角度范围是0
°
至3
°
，所述第一风力叶片的安装角度范围是5
°
至16
°
；结构c：第三自转旋翼以及第二风力叶片；第二风力叶片的直径与中旋翼的直径相当；包括套筒，所述套筒转动连接所述主轴上，所述第二风力叶片连接在所述套筒上；所述第三自转旋翼单向转动连接在所述套筒上；所述第三自转旋翼与所述第二风力叶片位于不同高度的平面上；所述第三自转旋翼的安装角度范围是0
°
至3
°
，所述第二风力叶片的安装角度范围是5
°
至16
°
。
8.更进一步地，所述机身上设置有前进动力组件，能使飞行器的前行速度更快。
9.更进一步地，所述中旋翼采用电动机直接驱动或内燃机减速后驱动。采用电动机直接驱动时结构非常简单；内燃机减速后驱动时，也不需要像传统的直升机那样采用复杂的倾转和挥舞机构。这样故障率低，安全可靠。
10.更进一步地，2n个所述小旋翼是电动机驱动的。
11.更进一步地，所述机身上设置有垂直尾翼，用于航向控制，尤其是迫降时会起关键作用。
12.更进一步地，所述机身上设置有起落架。
13.更进一步地，所述起落架包括夹持组件。
14.更进一步地，所述第一自转旋翼、第二自转旋翼以及第三自转旋翼的直径尺寸大于所述中旋翼的直径尺寸。这样设置能使迫降时下降速度更慢。
15.更进一步地，所述起落架设置有缓冲装置。
16.更进一步地，所述机身下方设置有方便陆行的汽车组件。汽车组件优先采用自动驾驶。
17.更进一步地，中旋翼组和小旋翼组分别使用一套飞控系统，更能确保安全。所述的中旋翼组是指本飞行器中的所有中旋翼的组合；所述的小旋翼组是指本飞行器中的所有小旋翼的组合。小旋翼组使用传统的多旋翼无人机的飞控；中旋翼组根据动力源的不同使用传统的共轴直升机的飞控中的一个或两个通道即可。
18.更进一步地，中旋翼组产生的最大总升力大于所述飞行器的起飞重量。
19.更进一步地，小旋翼组产生的最大总升力不小于所述飞行器的起飞重量。
20.更进一步地，中旋翼组为两个中旋翼且中旋翼的驱动装置为电机时，采用两个中空的外转子电机背靠背上下安装，两个电机的定子固连在一起，并通过一个电机支架安装在机身上，下方电机的外转子连接一根轴从两个电机的中心孔中穿过至上方电机的上方再安装上面的中旋翼，下面的中旋翼直接安装在上方电机的外转子上。
21.与现有技术相比，本发明的有益效果至少包括：本飞行器包括机身、偶数个中旋翼以及2n个小旋翼，中旋翼以及小旋翼的转动均提供升力，其中中旋翼主要提供升力，小旋翼主要用作飞行姿态的控制，此作用与传统的无
人机的飞行姿态的控制方式相同；并且偶数个中旋翼是共轴设置在主轴上的，因此中旋翼的长度尺寸可以适当加长，令中旋翼转动时产生的升力更强劲，由于中旋翼的直径较大，转速较快，其陀螺效应明显，所以稳定性也更好，抗风能力好。
22.由于单个小旋翼的升力远小于本飞行器的重量，且由于中旋翼的高转动惯量的存在，所以个别小旋翼故障不会使飞行器发生空中翻车，多个小旋翼故障也不易使飞行器发生翻车。
23.主轴上设置有自转旋翼组件，中旋翼以及小旋翼尤其是中旋翼转动时形成的气流会令自转旋翼组件发生转动，因此当中旋翼或/和小旋翼发生故障要迫降时，自转旋翼组件由于惯性继续旋转，下降过程在下方来流的作用下自转旋翼会快速旋转产生升力，使飞行器能缓慢下降，避免发生坠机现象，安全性高。由于设置了风力叶片，在正常飞行中自转旋翼始终处于预旋状态，有利于飞行器的稳定。
附图说明
24.附图用来提供对本发明的进一步理解，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制，在附图中：图1是飞行器的正视图（自转旋翼组件的结构a）；图2是飞行器的立体结构图（自转旋翼组件的结构a）；图3是自转旋翼组件的结构b的结构示意图；图4是自转旋翼组件的结构c的结构示意图；图5是图4的中部剖视图。
25.图中：1、机身；2、中旋翼；201、电机支架；202、下方电机；203、上方电机；3、小旋翼；4、主轴；5、第一自转旋翼；501、近心段；502、远心段；6、第二自转旋翼；7、第一风力叶片；8、第三自转旋翼；9、第二风力叶片；10、套筒；11、起落架；1101、夹持组件；1102、缓冲装置；12、第一轴承；13、第二轴承。
实施方式
26.以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
27.如图1至图2所示，一种2n+1轴飞行器，包括机身1、偶数个中旋翼2以及2n个小旋翼3，其中，n≥2，并且n∈整数，即小旋翼3的个数是四以上的偶数；机身1上设置有主轴4，偶数个中旋翼2共轴设置在主轴4上；偶数个中旋翼2中，一半数量的中旋翼2的转向是相同的，另一半数量的中旋翼2的转向是相反的，即以图1为例，中旋翼2的数量是两个，两个中旋翼2的转向是相反的，从而能达到相互抵消扭矩的作用，能保持平衡稳定。
28.双旋翼共轴反向转动是现有技术，通过控制主轴4的转动控制中旋翼2转动，已经广泛应用在目前直升飞机的结构中，此处不作赘述，本发明飞行器中的共轴无需传统的直升机的倾转和挥舞装置，只需一台发动通过一组锥齿轮组直接传递动力给两个套装的转轴驱动两副定矩中旋翼即可；或者，采用中空状的主轴4，主轴4固定连接在机身1中不转动，每个中旋翼2分别通过通过外转子电机驱动转动，主轴4的中心孔用于外转子电机布线用，通过各自的外转子电
机单独驱动对应的中旋翼2转动；或者像图中描述的：采用两个中空的外转子电机背靠背上下安装，两个电机的定子固连在一起，并通过一个电机支架201安装在机身1上，下方电机202的外转子连接一根轴从两个电机的中心孔中穿过至上方电机203的上方再安装上面的中旋翼2，下面的中旋翼2直接安装在上方电机203的外转子上。
29.2n个小旋翼3连接在机身1上，并均匀分布在主轴4的周围，像传统的多旋翼无人机布置。
30.中旋翼2以及小旋翼3的转动均提供升力，其中升力主要由中旋翼2提供，小旋翼3还用作飞行姿态的控制，此作用与传统的无人机的飞行姿态的控制方式相当，小旋翼3可以采用现有的无人机飞行控制系统进行控制；中旋翼2可以采用传统的共轴直升机的控制方式控制；并且偶数个中旋翼2是共轴设置在主轴4上的，因此中旋翼2的长度尺寸可以适当加长，令中旋翼2转动时形成的气流更大，升力更强劲，稳定性也更好。
31.由于该飞行器中主要升力是由中旋翼2提供，小旋翼3提供的升力只是达到辅助的作用（升力相对较小、有限），因此小旋翼3转动时的翻转力矩比较小，在飞行时不足以令飞行器发生翻转，因此令飞行时更加稳定；并且中旋翼2的直径尺寸大于小旋翼3的直径尺寸，因此在转动时会形成陀螺效应，会令中旋翼2的轴的方向是很难随着外力（中旋翼2的力或外部风力）的影响发生改变的，从而保持较强的稳定性，抗风能力强。
32.主轴4上设置有自转旋翼组件；自转旋翼组件用于提高飞行器的安全性，自转旋翼组件包含以下结构的一种：结构a；第一自转旋翼5；第一自转旋翼5通过轴承转动连接在主轴4上；第一自转旋翼5包括近心段501以及远心段502；近心段501的安装角度范围是5
°
至16
°
，远心段502的安装角度范围是0
°
至3
°
；中旋翼2以及小旋翼3转动时形成的气流会吹动第一自转旋翼5转动，其中，近心段501的安装角度范围是5
°
至16
°
，该段相对比较倾斜，用意在于，当受到中旋翼2气流的吹动时会快速旋转；远心段502的安装角度范围是0
°
至3
°
，该段相对比较平顺，用意在于，当中旋翼2以及小旋翼3发生故障，需要第一自转旋翼5自转产生升力时，远心段502容易高速转动形成相对平稳的升力面，令飞行器不容易发生倾斜或翻转，有利于保持下降的平稳性。
33.如图3所示，是自转旋翼组件的结构b的结构示意图；在该结构b中，是包括第二自转旋翼6以及第一风力叶片7；第二自转旋翼6与第一风力叶片7通过轴承转动连接在主轴4上；并且，第二自转旋翼6与第一风力叶片7固定连接且相互交叉布局；第二自转旋翼6的安装角度范围是0
°
至3
°
，第一风力叶片7的安装角度范围是5
°
至16
°
；第一风力叶片7的安装角度范围的倾斜角度相对较大，因此在中旋翼2转动时形成的气流会吹动下能令第一风力叶片7转动从而带动第二自转旋翼6快速转动；而当中旋翼2以及小旋翼3发生故障，由于第二自转旋翼6的直径大且安装角度较小，第二自转旋翼6在下方来流的作用下继续快速转动，并带动第一风力叶片7转动也产生升力，令飞行器不容易发生倾斜或翻转，有利于保持下降的平稳性。
34.如图4以及图5所示，是自转旋翼组件的结构c的结构示意图，该结构c中，包括第三
自转旋翼8以及第二风力叶片9；包括套筒10，套筒10是通过第一轴承12转动连接主轴4上，第二风力叶片9固定安装在套筒10上；第三自转旋翼8是通过第二轴承13单向转动连接在套筒10上；并且第一轴承12以及第二轴承13均是单向轴承；中旋翼2转动时产生的气流会带动第二风力叶片9转动，第二风力叶片9通过第二轴承13带动第三自转旋翼8转动（由于第二轴承13是单向轴承）；当中旋翼2以及小旋翼3发生故障需要迫降时，不再对第二风力叶片9具有吹力，此时第三自转旋翼8由于惯性还会具有一定的转速（相当于预旋），在下降时由于下方来流的作用还会快速旋转从而具有升力，保证飞行器的缓慢安全降落。
35.第三自转旋翼8与第二风力叶片9位于不同高度的平面上；第三自转旋翼8的安装角度范围是0
°
至3
°
，第二风力叶片9的安装角度范围是5
°
至16
°
。
36.第三自转旋翼8以及第二风力叶片9安装角度范围不同的作用，与结构b的作用一样，此处不作赘述；并且第一自转旋翼5、第二自转旋翼6以及第三自转旋翼8的直径尺寸大于中旋翼2的直径尺寸，因此第一自转旋翼5、第二自转旋翼6以及第三自转旋翼8在自转时会产生足够大的升力保证飞行器能平稳的下降。
37.机身1上设置有前进动力组件，前进动力组件可以采用螺旋桨结构或喷气结构，当飞行器升高至一定高度后，前进动力组件能加快飞行器的前行速度；机身1上设置有垂直尾翼，垂直尾翼能达到平衡、控制航向的目的，尤其是能在迫降时起很大作用。
38.中旋翼2采用电动机直接驱动或内燃机减速后驱动，此处不作限定。图中两个中旋翼采用遥控器的一个通道进行控制，确保两个中旋翼2的转速基本相同转向相反。
39.2n个小旋翼3是采用电动机直接驱动。图中六个小旋翼采用传统的六旋翼飞控控制。
40.机身1上设置有起落架11，起落架11包括夹持组件1101，夹持组件1101可以设置成可开合夹持式的，用于对载荷箱体进行夹持，达到采用该飞行器进行物流搬运的目的。
41.起落架11设置有缓冲装置1102，缓冲装置1102是一种大筒套小筒的结构，小筒是滑动套接在大筒内，大筒内设置有弹簧，对小筒有支撑以及复位的作用；该缓冲装置1102令飞行器降落时有缓冲的作用。
42.作为进一步改进，机身1下方设置有汽车组件；汽车组件是传统的常规汽车，该汽车优先采用无人驾驶系统，机身1与汽车的车身固定一起，人坐在汽车里面，通过遥控器控制本飞行器的旋翼组件，当需要起飞时，直接令本飞行器带动汽车一起飞行至目的地。
43.最后应说明的是：以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神实质之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种2n+1轴飞行器，其特征在于，包括机身（1）、偶数个中旋翼（2）以及2n个小旋翼（3）；所述机身（1）上设置有主轴（4），偶数个所述中旋翼（2）共轴设置在所述主轴（4）上；2n个所述小旋翼（3）连接在所述机身（1）上、并规律分布在所述主轴（4）的周围。2.根据权利要求1所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述主轴（4）上设置有自转旋翼组件；所述自转旋翼组件包含以下结构的一种：结构a；第一自转旋翼（5）；所述第一自转旋翼（5）转动连接在所述主轴（4）上；所述第一自转旋翼（5）包括近心段（501）以及远心段（502）；所述近心段（501）的安装角度范围是5
°
至16
°
，所述远心段（502）的安装角度范围是0
°
至3
°
；结构b：第二自转旋翼（6）以及第一风力叶片（7）；所述第二自转旋翼（6）与所述第一风力叶片（7）转动连接在所述主轴（4）上；所述第二自转旋翼（6）与所述第一风力叶片（7）固定连接且相互交叉布局；所述第二自转旋翼（6）的安装角度范围是0
°
至3
°
，所述第一风力叶片（7）的安装角度范围是5
°
至16
°
；结构c：第三自转旋翼（8）以及第二风力叶片（9）；包括套筒（10），所述套筒（10）转动连接所述主轴（4）上，所述第二风力叶片（9）连接在所述套筒（10）上；所述第三自转旋翼（8）单向转动连接在所述套筒（10）上；所述第三自转旋翼（8）与所述第二风力叶片（9）位于不同高度的平面上；所述第三自转旋翼（8）的安装角度范围是0
°
至3
°
，所述第二风力叶片（9）的安装角度范围是5
°
至16
°
。3.根据权利要求1或2所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述机身（1）上设置有前进动力组件。4.根据权利要求1或2所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述中旋翼（2）采用电动机直接驱动或内燃机减速后驱动。5.根据权利要求1或2所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，2n个所述小旋翼（3）采用电动机驱动。6.根据权利要求3所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述机身（1）上设置有垂直尾翼。7.根据权利要求1所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述机身（1）上设置有起落架（11）。8.根据权利要求7所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述起落架（11）包括夹持组件（1101）。9.根据权利要求2所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述第一自转旋翼（5）、第二自转旋翼（6）以及第三自转旋翼（8）的直径尺寸大于所述中旋翼（2）的直径尺寸。10.根据权利要求7所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述起落架（11）设置有缓冲装置（1102）。
11.根据权利要求1或2所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，所述机身（1）下方设置有汽车组件。12.根据权利要求1或2所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，中旋翼组和小旋翼组分别使用一套飞控系统。13.根据权利要求4或12所述的一种2n+1轴飞行器，其特征在于，中旋翼（2）的数量为两个且中旋翼（2）的驱动装置为电机时，采用两个中空的外转子电机背靠背上下安装，两个电机的定子固连在一起，并通过电机支架（201）安装在机身（1）上，下方电机（202）的外转子连接一根轴从两个电机的中心孔中穿过至上方电机（203）的上方再安装上面的中旋翼（2），下面的中旋翼（2）直接安装在上方电机（203）的外转子上。

技术总结
本发明提供一种2N+1轴飞行器，涉及航天技术领域，包括机身、偶数个中旋翼以及2N个小旋翼；所述机身上设置有主轴，偶数个所述中旋翼共轴设置在所述主轴上；2N个所述小旋翼连接在所述机身上、并规律分布在所述主轴的周围。本发明的有益之处是，本飞行器包括机身、偶数个中旋翼以及2N个小旋翼，中旋翼以及小旋翼的转动均提供升力，并且偶数个中旋翼是共轴设置在主轴上的，因此中旋翼的长度尺寸可以适当加长，令中旋翼转动时产生的升力更强劲，稳定性也更好，抗风能力好；主轴上设置有自转旋翼组件，当中旋翼或小旋翼发生故障时要迫降时，自转旋翼组件在下方来流的作用下快速转动产生升力，使飞行器能缓慢下降，避免发生坠机现象，安全性高。安全性高。安全性高。


技术研发人员：王志成
受保护的技术使用者：佛山市神风航空科技有限公司
技术研发日：2023.04.01
技术公布日：2023/6/3