一種涵道式無人機(jī)的制作方法
【專利摘要】本實用新型公開了一種涵道式無人機(jī)，所述無人機(jī)包括機(jī)身主體(1)；與所述機(jī)身主體(1)的第一側(cè)連接的第一主涵道(2)和第二主涵道(3)；與所述機(jī)身主體(1)的第二側(cè)連接的第三主涵道(4)和第四主涵道(5)；其中，所述第一主涵道(2)和第四主涵道(5)相對于所述機(jī)身主體(1)的尾部對稱設(shè)置，所述第二主涵道(3)和所述第三主涵道(4)相對于所述機(jī)身主體(1)的頭部對稱設(shè)置。本實用新型可在陸地和空中兩棲運(yùn)行，使得所述無人機(jī)可以多形態(tài)穩(wěn)定飛行，穿越多種障礙，采用涵道式結(jié)構(gòu)大大節(jié)省了動力系統(tǒng)的空間，為無人機(jī)運(yùn)載騰出了很大的空間，相比傳統(tǒng)多旋翼無人機(jī)更加安全可靠。
【專利說明】
-種涵道式無人機(jī)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001 ]本實用新型設(shè)及無人機(jī)領(lǐng)域，特別是設(shè)及一種涵道式無人機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)有技術(shù)中近年來，無人機(jī)由于它鮮明的技術(shù)特點在軍事和民用領(lǐng)域都獲得了越 來越廣泛的應(yīng)用和飛速發(fā)展，尤其在農(nóng)業(yè)植保、軍事偵察、環(huán)境異常檢測、救災(zāi)搶險、電力巡 檢、測繪與建模、航拍、娛樂等領(lǐng)域具有廣泛的需求，它代表著未來航空器的一個重要發(fā)展 方向，特別是近五年來，涌現(xiàn)出了很多特色鮮明的小型多軸旋翼無人機(jī)。
[0003] 從技術(shù)角度定義，無人機(jī)可W分為:無人直升機(jī)、無人固定翼機(jī)、無人多旋翼飛行 器、無人飛艇、無人傘翼機(jī)、無人涵道機(jī)等
[0004] 近年來特別盛行的多旋翼無人機(jī)存在著較大的安全隱患，經(jīng)常有人因為操作不當(dāng) 或不熟練，被多旋翼無人機(jī)的螺旋獎打傷甚至致殘；同時螺旋獎的整套動力系統(tǒng)占用了多 旋翼無人機(jī)大部分的空間，使得多旋翼無人機(jī)搭載平臺面積小；與此同時多旋翼無人機(jī)因 其結(jié)構(gòu)特性導(dǎo)致它飛行的速度受到了一定限制。固定翼無人機(jī)有其可W高速飛行的特點， 但是無法垂直起降導(dǎo)致它在起飛和降落需要較大的場地，無法水平懸停也導(dǎo)致了它在某些 應(yīng)用場合的局限性。
[0005] 涵道式飛行器具有普通固定翼飛機(jī)和直升機(jī)、多旋翼機(jī)不具備的眾多優(yōu)點，在軍 用和民用航空領(lǐng)域發(fā)揮著重要的作用?，F(xiàn)有的多旋翼無人機(jī)和傳統(tǒng)無人直升機(jī)旋翼獎葉外 露導(dǎo)致安全性差和噪音大問題，多旋翼無人機(jī)飛行速度慢，多旋翼無人機(jī)無法做到豎直(傾 斜)穩(wěn)態(tài)飛行問題，多旋翼無人機(jī)動力系統(tǒng)占用過大空間問題，固定翼無人機(jī)無法定點懸停 問題 【實用新型內(nèi)容】
[0006] 本實用新型解決的技術(shù)問題是提供一種涵道式無人機(jī)及其控制方法，可W實現(xiàn)陸 地上運(yùn)動，也可W在空中飛行的兩棲運(yùn)動，并且具有多形態(tài)穩(wěn)定飛行和懸停的能力。
[0007] -種涵道式無人機(jī)，包括：
[000引機(jī)身主體；
[0009] 與所述機(jī)身主體的第一側(cè)連接的第一主涵道和第二主涵道；
[0010] 與所述機(jī)身主體的第二側(cè)連接的第Ξ主涵道和第四主涵道;其中，所述第一主涵 道和第四主涵道相對于所述機(jī)身主體的尾部對稱設(shè)置，所述第二主涵道和所述第Ξ主涵道 相對于所述機(jī)身主體的頭部對稱設(shè)置；
[0011] 所述機(jī)身主體的頭部下方還設(shè)置有前起落架，所述機(jī)身主體的尾部下方還設(shè)置有 后起落架；
[0012] 所述第一主涵道、所述第二主涵道、所述第Ξ主涵道W及所述第四主涵道內(nèi)部均 設(shè)置有一螺旋獎W及帶動螺旋獎轉(zhuǎn)動的發(fā)動機(jī)。
[0013] 所述第一主涵道通過第一涵道方向控制艙機(jī)與所述機(jī)身主體的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連接；
[0014] 所述第二主涵道通過第二涵道方向控制艙機(jī)與所述機(jī)身主體的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連接；
[0015] 所述第Ξ主涵道通過第Ξ涵道方向控制艙機(jī)與所述機(jī)身主體的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連接；
[0016] 所述第四主涵道通過第四涵道方向控制艙機(jī)與所述機(jī)身主體的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連接。
[0017] 優(yōu)選地，所述第一涵道方向控制艙機(jī)通過第一艙盤與所述機(jī)身主體的第一側(cè)轉(zhuǎn)動 連接；
[0018] 所述第二涵道方向控制艙機(jī)通過第二艙盤與所述機(jī)身主體的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連接；
[0019] 所述第Ξ涵道方向控制艙機(jī)通過第Ξ艙盤與所述機(jī)身主體的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連接；
[0020] 所述第四涵道方向控制艙機(jī)通過第四艙盤與所述機(jī)身主體的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連接。 [0021 ]優(yōu)選地，第一前底輪和第二前底輪;其中，
[0022] 所述第一前底輪與所述機(jī)身主體轉(zhuǎn)動連接；
[0023] 所述第二前底輪與所述機(jī)身主體轉(zhuǎn)動連接；
[0024] 所述機(jī)身主體的頭部還固定連接有一起落架轉(zhuǎn)向艙機(jī)；
[0025] 所述起落架轉(zhuǎn)向艙機(jī)通過艙盤與所述第一前底輪和所述第二前底輪轉(zhuǎn)動連接；
[0026] 所述后起落架包括:一個后底輪，所述后底輪與所述機(jī)身主體的尾部固定連接；
[0027] 所述第一前底輪、第二前底輪W及后底輪上設(shè)有減震部件。
[0028] 優(yōu)選地，所述機(jī)身主體還設(shè)置有中央飛控計算機(jī)；
[0029] 所述中央飛控計算機(jī)與所述第一主涵道的第一涵道方向控制艙機(jī)W及第一發(fā)動 機(jī)、所述第二主涵道的第二涵道方向控制艙機(jī)W及第二發(fā)動機(jī)、所述第Ξ主涵道的第Ξ涵 道方向控制艙機(jī)W及第Ξ發(fā)動機(jī)、所述第四主涵道的第四涵道方向控制艙機(jī)W及第四發(fā)動 機(jī)、所述起落架轉(zhuǎn)向艙機(jī)均電連接；
[0030] 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)、所述第二發(fā)動機(jī)、所述第Ξ發(fā)動機(jī)W 及所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同時，所述機(jī)身主體處于懸停狀態(tài)；
[0031] 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)和所述第二發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所 述第Ξ發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于橫滾運(yùn)動狀態(tài)，其中，所 述第Ξ發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同；
[0032] 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第二發(fā)動機(jī)、所述第Ξ發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所 述第一發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于俯仰運(yùn)動狀態(tài)，其中，所 述第一發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同；
[0033] 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)和所述第Ξ發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所 述第二發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于自旋運(yùn)動狀態(tài)，其中，所 述第二發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同；
[0034] 涵道式無人機(jī)還包括:設(shè)置于所述機(jī)身主體上，并與所述中央飛控計算機(jī)電連接 的激光掃描器、傳感器和/或攝像設(shè)備。
[0035] 優(yōu)選地，所述第一主涵道和所述第Ξ主涵道內(nèi)部的螺旋獎的旋轉(zhuǎn)方向均為第一方 向；
[0036] 所述第二主涵道和所述第四主涵道內(nèi)部的螺旋獎的旋轉(zhuǎn)方向均為第二方向；
[0037] 其中，第一方向與所述第二方向相反。
[0038] 本實用新型的有益效果：本實用新型可在陸地和空中兩棲運(yùn)行，運(yùn)載量大，效率 高，采用涵道式結(jié)構(gòu)節(jié)省了大量動力系統(tǒng)本的空間，為無人機(jī)運(yùn)載騰出了很大的空間；采用 涵道式結(jié)構(gòu)，相比傳統(tǒng)多旋翼無人機(jī)更加安全可靠；四個涵道可獨(dú)立轉(zhuǎn)動，使得無人機(jī)可w 適應(yīng)多種復(fù)雜環(huán)境，使得機(jī)身不僅能夠在水平狀態(tài)飛行，也能在豎直狀態(tài)和傾斜狀態(tài)保持 長時間穩(wěn)態(tài)飛行，躲避復(fù)雜障礙。
【附圖說明】
[0039] 為了更清楚地說明本實用新型實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對實施例 中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本實用新型的 一個實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動的前提下，還可W根據(jù)運(yùn) 些附圖獲得其他的附圖。
[0040] 圖1為本實用新型的無人機(jī)的立體圖；
[0041 ]圖2為本實用新型的無人機(jī)螺旋獎的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0042] 圖3為本實用新型的無人機(jī)在地面高速行駛的示意圖；
[0043] 圖4為本實用新型的無人機(jī)在空中穩(wěn)定直立飛行躲避縱向障礙物的示意圖；
[0044] 圖5為本實用新型的無人機(jī)在遇到傾斜障礙物時的示意圖。
[0045] 圖6為減震底輪的示意圖。
【具體實施方式】
[0046] 下面結(jié)合附圖和實施例對本實用新型的【具體實施方式】作進(jìn)一步描述，W下實施例 僅用于更加清楚地說明本實用新型的技術(shù)方案，而不能W此來限制本實用新型的保護(hù)范 圍。
[0047] 如圖1-6所示，本實用新型的一種實施例的無人機(jī)的示意圖，本實施例的無人機(jī)包 括：
[004引機(jī)身主體1;
[0049] 與所述機(jī)身主體1的第一側(cè)連接的第一主涵道2和第二主涵道3;
[0050] 與所述機(jī)身主體1的第二側(cè)連接的第Ξ主涵道4和第四主涵道5;其中，所述第一主 涵道2和第四主涵道5相對于所述機(jī)身主體1的尾部對稱設(shè)置，所述第二主涵道3和所述第Ξ 主涵道4相對于所述機(jī)身主體1的頭部對稱設(shè)置；
[0051] 所述機(jī)身主體1的頭部下方還設(shè)置有前起落架6,所述機(jī)身主體1的尾部下方還設(shè) 置有后起落架；
[0化2] 所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所述第Ξ主涵道4W及所述第四主涵道5內(nèi) 部均設(shè)置有一螺旋獎W及帶動螺旋獎轉(zhuǎn)動的發(fā)動機(jī)。
[0053] 本實用新型的第一主涵道2通過第一涵道方向控制艙機(jī)A與所述機(jī)身主體1的第一 側(cè)轉(zhuǎn)動連接；
[0054] 所述第二主涵道3通過第二涵道方向控制艙機(jī)B與所述機(jī)身主體1的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連 接；
[0055] 所述第Ξ主涵道4通過第Ξ涵道方向控制艙機(jī)C與所述機(jī)身主體1的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連 接；
[0056] 所述第四主涵道5通過第四涵道方向控制艙機(jī)D與所述機(jī)身主體1的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連 接。
[0057] 本實用新型可在陸地和空中兩棲運(yùn)行，運(yùn)載量大，效率高，采用涵道式結(jié)構(gòu)節(jié)省了 大量動力系統(tǒng)本的空間，為無人機(jī)運(yùn)載騰出了很大的空間;采用涵道式結(jié)構(gòu)，相比傳統(tǒng)多旋 翼無人機(jī)更加安全可靠；四個涵道可獨(dú)立轉(zhuǎn)動，使得無人機(jī)可W適應(yīng)多種復(fù)雜環(huán)境，使得機(jī) 身不僅能夠在水平狀態(tài)飛行，也能在豎直狀態(tài)和傾斜狀態(tài)保持長時間穩(wěn)態(tài)飛行。
[0058] 本實用新型的第一涵道方向控制艙機(jī)A通過第一艙盤與所述機(jī)身主體1的第一側(cè) 轉(zhuǎn)動連接；
[0059] 所述第二涵道方向控制艙機(jī)B通過第二艙盤與所述機(jī)身主體1的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連接；
[0060] 所述第Ξ涵道方向控制艙機(jī)C通過第Ξ艙盤與所述機(jī)身主體1的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連接；
[0061] 所述第四涵道方向控制艙機(jī)D通過第四艙盤與所述機(jī)身主體1的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連接。
[0062] 本實用新型的前起落架包括:第一前底輪7和第二前底輪8;其中，
[0063] 所述第一前底輪與所述機(jī)身主體1轉(zhuǎn)動連接；
[0064] 所述第二前底輪與所述機(jī)身主體1轉(zhuǎn)動連接。
[0065] 本實用新型的機(jī)身主體1的頭部還固定連接有一起落架轉(zhuǎn)向艙機(jī)E;
[0066] 所述起落架轉(zhuǎn)向艙機(jī)E通過艙盤與所述第一前底輪7和所述第二前底輪8轉(zhuǎn)動連 接。
[0067] 本實用新型的后起落架包括:一個后底輪，所述后底輪與所述機(jī)身主體1的尾部固 定連接。
[0068] 本實用新型的第一前底輪、第二前底輪W及后底輪上設(shè)有減震部件。圖6為減震底 輪的示意圖，圖中的兩個方框指示了減震部件的位置。
[0069] 本實用新型的機(jī)身主體1還設(shè)置有中央飛控計算機(jī)9,所述中央飛控計算機(jī)9與所 述第一主涵道2的第一涵道方向控制艙機(jī)W及第一發(fā)動機(jī)13、所述第二主涵道3的第二涵道 方向控制艙機(jī)W及第二發(fā)動機(jī)14、所述第Ξ主涵道4的第Ξ涵道方向控制艙機(jī)W及第Ξ發(fā) 動機(jī)15、所述第四主涵道5的第四涵道方向控制艙機(jī)W及第四發(fā)動機(jī)16、所述起落架轉(zhuǎn)向艙 機(jī)E均電連接；
[0070] 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)、所述第二發(fā)動機(jī)、所述第Ξ發(fā)動機(jī)W 及所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同時，所述機(jī)身主體處于懸停狀態(tài)；
[0071] 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)和所述第二發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所 述第Ξ發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于橫滾運(yùn)動狀態(tài)，其中，所 述第Ξ發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同；
[0072] 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第二發(fā)動機(jī)、所述第Ξ發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所 述第一發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于俯仰運(yùn)動狀態(tài)，其中，所 述第一發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同；
[0073] 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)和所述第Ξ發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所 述第二發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于自旋運(yùn)動狀態(tài)，其中，所 述第二發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同。
[0074] 本實用新型無人機(jī)還包括:設(shè)置于所述機(jī)身主體1上，并與所述中央飛控計算機(jī)電 連接的激光掃描器、傳感器和/或攝像設(shè)備，在圖中W標(biāo)號10代表。
[0075] 本實用新型的第一主涵道2和所述第Ξ主涵道4內(nèi)部的螺旋獎的旋轉(zhuǎn)方向均為第 一方向；
[0076] 所述第二主涵道3和所述第四主涵道5內(nèi)部的螺旋獎的旋轉(zhuǎn)方向均為第二方向；
[0077] 其中，第一方向與所述第二方向相反。如圖2所示，螺旋獎包括正向螺旋獎11和反 向螺旋獎12。所述第一主涵道2和所述第Ξ主涵道4采用正向螺旋獎11，所述發(fā)動機(jī)13、15逆 時針轉(zhuǎn)動;所述第二主涵道3和所述第四主涵道5采用反向螺旋獎12,所述發(fā)動機(jī)14、16順時 針轉(zhuǎn)動，從而保證無人機(jī)在飛行過程中的角動量守恒和轉(zhuǎn)向的控制。
[0078] 如圖3所示，為本實用新型的無人機(jī)在地面高速行駛的示意圖，所述四個主涵道和 發(fā)動機(jī)將在方向控制艙機(jī)的驅(qū)動下，旋轉(zhuǎn)到水平方向。推動無人機(jī)在地面高速行進(jìn)。所述四 個方向控制艙機(jī)還可W根據(jù)實際路況，獨(dú)立調(diào)節(jié)涵道與機(jī)身的夾角，實現(xiàn)最高效的行進(jìn)。
[0079] 如圖4所示，為本實用新型的無人機(jī)在空中穩(wěn)定直立飛行躲避縱向障礙物的示意 圖，當(dāng)無人機(jī)進(jìn)行空中飛行時，所述四個主涵道和發(fā)動機(jī)將在方向控制艙機(jī)的驅(qū)動下，旋轉(zhuǎn) 到豎直方向上，推動無人機(jī)在空中飛行。所述無人機(jī)的空中飛行采用差速控制原理，在無風(fēng) 情況下，當(dāng)無人機(jī)的主涵道發(fā)動機(jī)13、14、15、16轉(zhuǎn)速一致時，無人機(jī)將處于懸停狀態(tài)；當(dāng)無 人機(jī)的主涵道發(fā)動機(jī)13、14與主涵道發(fā)動機(jī)15、16轉(zhuǎn)速不同時，無人機(jī)將發(fā)生橫滾運(yùn)動（向 左或向右飛行）；當(dāng)無人機(jī)的主涵道發(fā)動機(jī)14、15與主涵道發(fā)動機(jī)13、16轉(zhuǎn)速不同時，無人機(jī) 將發(fā)生俯仰運(yùn)動（向前或向后飛行）；當(dāng)無人機(jī)的主涵道發(fā)動機(jī)13、15與主涵道發(fā)動機(jī)14、16 轉(zhuǎn)速不同時，無人機(jī)將發(fā)生自旋運(yùn)動。
[0080] 如圖5所示，為本實用新型的無人機(jī)在遇到傾斜障礙物時的示意圖，當(dāng)無人機(jī)在空 中飛行過程中遇到障礙物時，所述無人機(jī)可W根據(jù)所述攝像頭實時捕獲的圖像信息，通過 所述中央飛控計算機(jī)9的識別和處理后，得出飛行方向障礙物的信息并采取避障措施，所述 避障措施除了傳統(tǒng)上的繞行外，所述無人機(jī)還可W根據(jù)障礙的形態(tài)，通過所述四個方向控 制艙機(jī)A、B、C、D的轉(zhuǎn)動，從而改變無人機(jī)飛行姿態(tài)，順利穿過障礙物。例如，當(dāng)所述無人機(jī)遇 到類似欄桿的縱向障礙時，方向控制艙機(jī)將轉(zhuǎn)動角度，使得所述涵道與無人機(jī)機(jī)身平行，從 而能夠保持無人機(jī)的飛行姿態(tài)穩(wěn)定為豎直狀態(tài)，穿越障礙物。
[0081] 當(dāng)無人機(jī)需要進(jìn)行高速飛行時，所述無人機(jī)可在機(jī)身保持水平的最小阻力情況 下，通過調(diào)節(jié)四個涵道的方向，使他們與機(jī)身之間產(chǎn)生一定夾角，從而使無人機(jī)在水平方向 上產(chǎn)生一定的分力，推動無人機(jī)高速飛行。
[0082] 本實用新型還提供了一種涵道式無人機(jī)的控制方法，包括：
[0083] 獲取無人機(jī)當(dāng)前所處環(huán)境的深度圖像，所述深度圖像中包括有無人機(jī)前方可供無 人機(jī)飛越的空桐信息；
[0084] 獲取無人機(jī)當(dāng)前的機(jī)身主體1、第一主涵道2、第二主涵道3、第Ξ主涵道4和第四主 涵道5的機(jī)身空間信息；
[0085] 在所述機(jī)身空間信息表示的機(jī)身空間可W穿越空桐信息表示的空桐空間時，控制 所述機(jī)身主體1的第一側(cè)連接的第一主涵道2和第二主涵道3W及控制與所述機(jī)身主體1的 第二側(cè)連接的第Ξ主涵道4和第四主涵道5W預(yù)定姿態(tài)和預(yù)定軌跡穿越所述空桐；
[0086] 其中，所述第一主涵道2和第四主涵道5相對于所述機(jī)身主體1的尾部對稱設(shè)置，所 述第二主涵道3和所述第Ξ主涵道4相對于所述機(jī)身主體1的頭部對稱設(shè)置;所述機(jī)身主體1 的頭部下方還設(shè)置有前起落架，所述機(jī)身主體1的尾部下方還設(shè)置有后起落架;所述第一主 涵道2、所述第二主涵道3、所述第Ξ主涵道4W及所述第四主涵道5內(nèi)部均設(shè)置有一螺旋獎 W及帶動螺旋獎轉(zhuǎn)動的發(fā)動機(jī)。
[0087] 其中，所述預(yù)定姿態(tài)通過W下方式獲得：
[0088] 通過空桐信息，確定無人機(jī)機(jī)身主體傾斜飛行時與水平面的夾角α;
[0089] 根據(jù)所述夾角α，確定所述預(yù)定姿態(tài)；
[0090] 其中，0<a<ji/2。
[0091 ]其中，所述預(yù)定軌跡通過W下過程獲得：
[0092] 獲取機(jī)身主體的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；
[0093] 根據(jù)所述滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角，得到所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所 述第Ξ主涵道4W及所述第四主涵道5內(nèi)部的發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速；
[0094] 根據(jù)所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所述第Ξ主涵道4W及所述第四主涵道 5內(nèi)部的發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速，得到各個發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動的力和力矩；
[00M]根據(jù)所述各個發(fā)動機(jī)的力和力矩，得到機(jī)身主體飛行的預(yù)定軌跡。
[0096] 其中，所述控制方法的描述是建立在機(jī)體坐標(biāo)系和大地坐標(biāo)系基礎(chǔ)上的，所述機(jī) 體坐標(biāo)系的Xf軸為機(jī)身主體頭部和尾部所在軸線，方向由機(jī)尾指向機(jī)頭;所述機(jī)體坐標(biāo)系 的Yf軸為機(jī)身主體左側(cè)和右側(cè)所在軸線，方向由機(jī)體左側(cè)指向機(jī)體右側(cè);所述機(jī)體坐標(biāo)系 的Zf軸為垂直于機(jī)體平面的軸線，方向由機(jī)體頂部指向機(jī)體底部。所述大地坐標(biāo)系的Xd軸水 平指向正北;所述大地坐標(biāo)系的Yd軸水平指向正東;所述大地坐標(biāo)系的Zd軸為重力加速度方 向。
[0097] 所述機(jī)身主體的滾轉(zhuǎn)角Φ為旋轉(zhuǎn)機(jī)身主體所在的坐標(biāo)系中的Xf軸時，&軸與通過 機(jī)身主體縱向軸線Xf的鉛垂面之間的夾角；
[009引俯仰角目:旋轉(zhuǎn)Yf軸，Xf軸與水平面之間的夾角，向上為正；
[0099] 偏航角Φ:旋轉(zhuǎn)Zf軸，Xf軸在水平面內(nèi)的投影與Xd之間的夾角，向右為正。
[0100] 其中，大地到機(jī)身主體的轉(zhuǎn)換矩陣為： 「01011
[0102] 歐拉角的變化率記為
[0103] 機(jī)身主體所在坐標(biāo)系的Ξ個角速度分別為繞機(jī)體Xf軸、&軸、&軸轉(zhuǎn)動的角速度， 記為p、q、r;
[0104] 因此歐拉角變化率與機(jī)體角速度的變換關(guān)系如下：
[0105]
[0106] 其中，根據(jù)所述第一主涵道2、所述第二主涵道3、所述第Ξ主涵道4W及所述第四 主涵道5內(nèi)部的發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速，得到各個發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動的力和力矩的步驟包括：
[0107] 獲得四個涵道發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的升力為Fi，其中i = l，2,3,4,與無人機(jī)的機(jī)身主體 的-?方向成α角；
[010引其中，涵道電機(jī)產(chǎn)生的升力=·4,巧3，其中kf是電機(jī)的轉(zhuǎn)動系數(shù)，coi為發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn) 速；
[0109] 涵道中螺旋獎旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)力矩為Ml,其中i = l，2,3,4,發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速與力矩 關(guān)系為：
[0110]
[0111] 其中kM是電機(jī)轉(zhuǎn)動力矩的系數(shù)。
[0112] 其中，根據(jù)所述各個發(fā)動機(jī)的力和力矩，得到機(jī)身主體飛行的預(yù)定軌跡的步驟包 括
[0113] 無人機(jī)在運(yùn)動過程中滿足牛頓第二定律，有：
[0114]
[0115] r表示無人機(jī)的額位置矢量；
[0116] 通過W下公式得到涵道兩棲無人機(jī)在飛行過程中的運(yùn)動軌跡：
[0117]
[0118] 其中，L為涵道中屯、到飛行器質(zhì)屯、的距離，I為慣量矩陣。
[0119] 本實用新型無人機(jī)在空中飛行過程中遇到障礙物時，本實用新型無人機(jī)可W根據(jù) 所述攝像頭實時捕獲的圖像信息，通過所述中央飛控計算機(jī)9的識別和處理后，得出飛行方 向障礙物的信息并采取避障措施，所述避障措施除了傳統(tǒng)上的繞行外，所述無人機(jī)還可W 根據(jù)障礙的形態(tài)，通過四個旋轉(zhuǎn)艙機(jī)A、B、C、D的轉(zhuǎn)動，從而改變無人機(jī)飛行姿態(tài)，順利穿過 障礙物。例如，當(dāng)所述無人機(jī)遇到類似欄桿的縱向障礙時，轉(zhuǎn)動艙機(jī)將轉(zhuǎn)動角度，使得主涵 道與無人機(jī)機(jī)身主體平行，從而能夠保持無人機(jī)的飛行姿態(tài)穩(wěn)定為豎直狀態(tài)，穿越障礙物。
[0120] 當(dāng)本實用新型無人機(jī)需要進(jìn)行高速飛行時，無人機(jī)可在機(jī)身保持水平的最小阻力 情況下，通過調(diào)節(jié)四個主涵道與機(jī)身之間產(chǎn)生一定夾角，從而使無人機(jī)在水平方向上產(chǎn)生 一定的分力，推動無人機(jī)高速飛行。
[0121] W上所述僅是本實用新型的優(yōu)先實施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技 術(shù)人員來說，在不脫離本實用新型技術(shù)原理的前提下，還可W做出若干改進(jìn)和潤飾，運(yùn)些改 進(jìn)和潤飾也應(yīng)視為本實用新型的保護(hù)范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種涵道式無人機(jī)，其特征在于，包括： 機(jī)身主體(1); 與所述機(jī)身主體（1)的第一側(cè)連接的第一主涵道(2)和第二主涵道(3); 與所述機(jī)身主體（1)的第二側(cè)連接的第三主涵道(4)和第四主涵道(5);其中，所述第一 主涵道(2)和第四主涵道(5)相對于所述機(jī)身主體（1)的尾部對稱設(shè)置，所述第二主涵道(3) 和所述第三主涵道(4)相對于所述機(jī)身主體(1)的頭部對稱設(shè)置； 所述機(jī)身主體（1)的頭部下方還設(shè)置有前起落架，所述機(jī)身主體（1)的尾部下方還設(shè)置 有后起落架； 所述第一主涵道（2)、所述第二主涵道（3)、所述第三主涵道(4)以及所述第四主涵道 (5)內(nèi)部均設(shè)置有一螺旋槳以及帶動螺旋槳轉(zhuǎn)動的發(fā)動機(jī)。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的涵道式無人機(jī)，其特征在于， 所述第一主涵道(2)通過第一涵道方向控制舵機(jī)與所述機(jī)身主體（1)的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連 接； 所述第二主涵道(3)通過第二涵道方向控制舵機(jī)與所述機(jī)身主體（1)的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連 接； 所述第三主涵道(4)通過第三涵道方向控制舵機(jī)與所述機(jī)身主體（1)的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連 接； 所述第四主涵道(5)通過第四涵道方向控制舵機(jī)與所述機(jī)身主體（1)的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連 接。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的涵道式無人機(jī)，其特征在于， 所述第一涵道方向控制舵機(jī)通過第一舵盤與所述機(jī)身主體(1)的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連接； 所述第二涵道方向控制舵機(jī)通過第二舵盤與所述機(jī)身主體(1)的第一側(cè)轉(zhuǎn)動連接； 所述第三涵道方向控制舵機(jī)通過第三舵盤與所述機(jī)身主體(1)的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連接； 所述第四涵道方向控制舵機(jī)通過第四舵盤與所述機(jī)身主體(1)的第二側(cè)轉(zhuǎn)動連接。4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的涵道式無人機(jī)，其特征在于，所述前起落架包括:第一前底輪 和第二前底輪;其中， 所述第一前底輪與所述機(jī)身主體(1)轉(zhuǎn)動連接； 所述第二前底輪與所述機(jī)身主體(1)轉(zhuǎn)動連接； 所述機(jī)身主體(1)的頭部還固定連接有一起落架轉(zhuǎn)向舵機(jī)； 所述起落架轉(zhuǎn)向舵機(jī)通過舵盤與所述第一前底輪和所述第二前底輪轉(zhuǎn)動連接； 所述后起落架包括:一個后底輪，所述后底輪與所述機(jī)身主體(1)的尾部固定連接； 所述第一前底輪、第二前底輪以及后底輪上設(shè)有減震部件。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的涵道式無人機(jī)，其特征在于，所述機(jī)身主體（1)還設(shè)置有中央 飛控計算機(jī)； 所述中央飛控計算機(jī)與所述第一主涵道（2)的第一涵道方向控制舵機(jī)以及第一發(fā)動 機(jī)、所述第二主涵道(3)的第二涵道方向控制舵機(jī)以及第二發(fā)動機(jī)、所述第三主涵道(4)的 第三涵道方向控制舵機(jī)以及第三發(fā)動機(jī)、所述第四主涵道(5)的第四涵道方向控制舵機(jī)以 及第四發(fā)動機(jī)、所述起落架轉(zhuǎn)向舵機(jī)均電連接； 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)、所述第二發(fā)動機(jī)、所述第三發(fā)動機(jī)以及所 述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同時，所述機(jī)身主體處于懸停狀態(tài)； 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)和所述第二發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所述第 三發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于橫滾運(yùn)動狀態(tài)，其中，所述第 三發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同； 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第二發(fā)動機(jī)、所述第三發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所述第 一發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于俯仰運(yùn)動狀態(tài)，其中，所述第 一發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同； 所述中央飛控計算機(jī)控制所述第一發(fā)動機(jī)和所述第三發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同，且與所述第 二發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速不同時，所述機(jī)身主體處于自旋運(yùn)動狀態(tài)，其中，所述第 二發(fā)動機(jī)和所述第四發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速相同； 涵道式無人機(jī)還包括:設(shè)置于所述機(jī)身主體（1)上，并與所述中央飛控計算機(jī)電連接的 激光掃描器、傳感器和/或攝像設(shè)備。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的涵道式無人機(jī)，其特征在于， 所述第一主涵道(2)和所述第三主涵道(4)內(nèi)部的螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向均為第一方向； 所述第二主涵道(3)和所述第四主涵道(5)內(nèi)部的螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向均為第二方向； 其中，第一方向與所述第二方向相反。
【文檔編號】B64C39/02GK205602092SQ201620271130
【公開日】2016年9月28日
【申請日】2016年4月1日
【發(fā)明人】陳方平, 孫培賢, 李曉, 莊月清, 賈惠柱, 解曉東
【申請人】陳方平