本發(fā)明涉及一種旋翼無人機結(jié)構(gòu)，確切地說是一種雙層同軸多旋翼無人機。

背景技術(shù)：

旋翼無人機是當(dāng)前無人機設(shè)備中一種十分常見，且技術(shù)相對穩(wěn)定成熟的無人機結(jié)構(gòu)，但在實際使用中發(fā)現(xiàn)，由于旋翼結(jié)構(gòu)運行的特性，導(dǎo)致當(dāng)前旋翼類無人機的飛行動力性能、系統(tǒng)運行穩(wěn)定性及操控的靈活性均存在著較大的不足，難以滿足實際使用的需要，因此針對這一問題，當(dāng)前主要是通過增加旋翼數(shù)量來達到提高無人機動力性能的要求，因此多旋翼無人機使用量十分巨大，但當(dāng)前的多旋翼無人機由于旋翼數(shù)量多，雖然提高了無人機的動力性能和一定的機動性能，但由于當(dāng)前無人機各旋翼位置均為固定結(jié)構(gòu)，因此各旋翼之間在運行時的控制相對較為復(fù)雜，且旋翼運行狀態(tài)、驅(qū)動力調(diào)控分配控制、無人機空氣動力性能調(diào)節(jié)等能力均相對低下，從而導(dǎo)致當(dāng)前的多旋翼無人機的運行性能受到了極大的限制，無法有效滿足使用的需要，因此針對這一現(xiàn)狀，迫切需要開發(fā)一種發(fā)明的無人機結(jié)構(gòu)，以滿足實際使用的需要。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)上存在的不足，本發(fā)明提供一種雙層同軸多旋翼無人機。該發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，使用靈活方便，一方面驅(qū)動力大，驅(qū)動力輸出穩(wěn)定性好，另一方面驅(qū)動力、升力及氣流調(diào)節(jié)能力強，調(diào)節(jié)范圍廣，從而在滿足提高無人機正常飛行穩(wěn)定性和可靠性的同時，另可有效的改善無人機飛行過程中的機動性、飛行姿態(tài)調(diào)節(jié)的靈活性和穩(wěn)定性。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明是通過如下的技術(shù)方案來實現(xiàn)：

一種雙層同軸多旋翼無人機，包括機體、懸臂及旋翼裝置，懸臂至少兩個，并環(huán)繞機體軸線均布在機體外側(cè)表面，懸臂末端通過調(diào)節(jié)裝置與機體側(cè)表面鉸接，懸臂軸線與水平面呈0°—90°夾角，旋翼裝置通過調(diào)節(jié)裝置與懸臂前端面鉸接，旋翼裝置軸線與懸臂軸線相互垂直分布，并與水平面呈0°—180°夾角，旋翼裝置包括風(fēng)道、旋翼、驅(qū)動裝置、傳動裝置及導(dǎo)流板，風(fēng)道為空心管狀結(jié)構(gòu)，驅(qū)動裝置安裝在風(fēng)道外表面，傳動裝置通過承載架安裝在風(fēng)道內(nèi)，并與風(fēng)道同軸分布，旋翼共兩個，并對稱分布在風(fēng)道兩端端面位置處，旋翼與風(fēng)道同軸分布，并通過傳動軸與傳動裝置連接，導(dǎo)流板若干，環(huán)繞風(fēng)道軸線均布在兩旋翼之間的風(fēng)道內(nèi)，導(dǎo)流板通過調(diào)節(jié)裝置與風(fēng)道內(nèi)壁鉸接，且導(dǎo)流板軸線與風(fēng)道軸線呈0°—90°夾角。

進一步的，所述的風(fēng)道兩端位置均設(shè)防護網(wǎng)，所述的防護網(wǎng)包覆在旋翼外側(cè)。

進一步的，所述的風(fēng)道兩端的旋翼旋轉(zhuǎn)方向相同或相反，且風(fēng)道兩端的旋翼旋轉(zhuǎn)角度差為0°—180°。

進一步的，所述的風(fēng)道側(cè)表面均布至少兩個溢流孔，所述的溢流孔處設(shè)密封蓋，所述的密封蓋與風(fēng)道外表面通過棘輪機構(gòu)鉸接。

本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，使用靈活方便，一方面驅(qū)動力大，驅(qū)動力輸出穩(wěn)定性好，另一方面驅(qū)動力、升力及氣流調(diào)節(jié)能力強，調(diào)節(jié)范圍廣，從而在滿足提高無人機正常飛行穩(wěn)定性和可靠性的同時，另可有效的改善無人機飛行過程中的機動性、飛行姿態(tài)調(diào)節(jié)的靈活性和穩(wěn)定性。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和具體實施方式來詳細說明本發(fā)明。

圖1為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實施方式

為使本發(fā)明實現(xiàn)的技術(shù)手段、創(chuàng)作特征、達成目的與功效易于明白了解，下面結(jié)合具體實施方式，進一步闡述本發(fā)明。

如圖1 所述的一種雙層同軸多旋翼無人機，包括機體1、懸臂2及旋翼裝置3，懸臂2至少兩個，并環(huán)繞機體1軸線均布在機體1外側(cè)表面，懸臂2末端通過調(diào)節(jié)裝置3與機體1側(cè)表面鉸接，懸臂2軸線與水平面呈0°—90°夾角，旋翼裝置3通過調(diào)節(jié)裝置與懸臂2前端面鉸接，旋翼裝置3軸線與懸臂2軸線相互垂直分布，并與水平面呈0°—180°夾角，旋翼裝置3包括風(fēng)道31、旋翼32、驅(qū)動裝置33、傳動裝置34及導(dǎo)流板35，風(fēng)道31為空心管狀結(jié)構(gòu)，驅(qū)動裝置33安裝在風(fēng)道31外表面，傳動裝置34通過承載架36安裝在風(fēng)道31內(nèi)，并與風(fēng)道31同軸分布，旋翼32共兩個，并對稱分布在風(fēng)道31兩端端面位置處，旋翼32與風(fēng)道31同軸分布，并通過傳動軸37與傳動裝置34連接，導(dǎo)流板35若干，環(huán)繞風(fēng)道31軸線均布在兩旋翼32之間的風(fēng)道31內(nèi)，導(dǎo)流板35通過調(diào)節(jié)裝置與風(fēng)道31內(nèi)壁鉸接，且導(dǎo)流板35軸線與風(fēng)道31軸線呈0°—90°夾角。

本實施例中，所述的風(fēng)道31兩端位置均設(shè)防護網(wǎng)37，所述的防護網(wǎng)37包覆在旋翼32外側(cè)。

本實施例中，所述的風(fēng)道31兩端的旋翼32旋轉(zhuǎn)方向相同或相反，且風(fēng)道31兩端的旋翼32旋轉(zhuǎn)角度差為0°—180°。

本實施例中，所述的風(fēng)道31側(cè)表面均布至少兩個溢流孔38，所述的溢流孔38處設(shè)密封蓋4，所述的密封蓋4與風(fēng)道31外表面通過棘輪機構(gòu)鉸接。

本發(fā)明在具體實施時，當(dāng)無人機運行時，首先由旋翼機構(gòu)的旋翼運行，為無人機提供飛行動力，在旋翼機構(gòu)運行時，位于風(fēng)道兩端的旋翼同時運行，一方面提高無人機驅(qū)動動力，另一方面可對旋翼運行產(chǎn)生的扭矩方向進行靈活調(diào)整，從而達到提高無人機飛行控制能力、飛行穩(wěn)定性及操作靈活性的目的，于此同時，旋翼機構(gòu)中的導(dǎo)流板在運行時可根據(jù)使用需要進行靈活調(diào)整，從而達到進一步改善位于風(fēng)道兩端位置旋翼運行時的驅(qū)動動力的調(diào)整能力，最后在無人機飛行時，還可根據(jù)使用需要，一方面通過調(diào)整懸臂與水平面角度關(guān)系，調(diào)整旋翼機構(gòu)與無人機機體間相對位置關(guān)系，另一方面通過調(diào)整旋翼機構(gòu)軸線與水平面角度關(guān)系，調(diào)節(jié)無人機飛行驅(qū)動力與無人機飛行方向的關(guān)系，從而進一步達到提高無人機驅(qū)動力調(diào)節(jié)能力和操控性能的目的。

本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單，使用靈活方便，一方面驅(qū)動力大，驅(qū)動力輸出穩(wěn)定性好，另一方面驅(qū)動力、升力及氣流調(diào)節(jié)能力強，調(diào)節(jié)范圍廣，從而在滿足提高無人機正常飛行穩(wěn)定性和可靠性的同時，另可有效的改善無人機飛行過程中的機動性、飛行姿態(tài)調(diào)節(jié)的靈活性和穩(wěn)定性。

本行業(yè)的技術(shù)人員應(yīng)該了解，本發(fā)明不受上述實施例的限制。上述實施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理。在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會有各種變化和改進。這些變化和改進都落入要求保護的本發(fā)明范圍內(nèi)。本發(fā)明要求保護范圍由所附的權(quán)利要求書及其等效物界定。