一种适用于火箭推进的四旋翼飞行器

摘要

本发明公开了一种适用于火箭推进的四旋翼飞行器，该四旋翼飞行器包括有旋臂、机身架、旋臂展开锁定组件、主轴、支架组件、以及用于驱动螺旋桨转动的无刷电机。旋臂位于机身架的下方，机身架的上方是支架组件，四个无刷电机分别安装在旋臂和机身架的圆环端上，无刷电机的输出轴上安装螺旋桨，旋臂展开锁定组件与机身架固定安装，主轴安装在旋臂展开锁定组件上。本发明四旋翼飞行器在由火箭产生推力输送至指定高度位置后，搭载的四旋翼飞行器与火箭脱离，并自动展开至飞行状态，执行拍摄侦查等任务。由于四旋翼飞行器由火箭搭载，具有工作高度高，覆盖面积广，到达指定高度速度快等特点。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器，更特别地说，是指一种由火箭运载发射至高空的四旋翼飞行器。

背景技术

四旋翼飞行器是一种垂直起降的无人飞行器，通过对称安装的四个螺旋桨提供动力，克服自身重力，进行自主或遥控飞行，并且能够携带一定载荷，可搭载摄像机等进行拍摄或其它任务。具有结构简单、操作灵活、带载能力强等特点，具有重要的军事和民用价值。

由于四旋翼飞行器机械结构简单，成本低廉，现今已广泛用于军事或民用场合，执行各类型任务。四旋翼飞行器通过自带的电池或者燃料作为驱动电机的能量，通过四个螺旋桨产生的升力克服自身的重力飞行。由于螺旋桨能够提供的动力及携带载荷能力有限，其飞行时间一般限制在30分钟内，飞行的高度一般低于500米，飞行半径一般小于1千米，不可执行高空远航程任务。

发明内容

为克服现有技术的上述缺陷和不足，本发明所要解决的技术问题是，将四旋翼飞行器与火箭结合，将弥补四旋翼飞行器不可执行高空远航程任务的这一缺陷。同时设计了一种轻质、能够手动折叠和自动展开的新型四旋翼飞行器。

本发明的技术方案是：设计一种火箭运载的四旋翼飞行器，包括一个四旋翼飞行器、以及装载所述四旋翼飞行器的火箭。四旋翼飞行器装载在火箭的整流罩内部，由火箭发射升空。到达指定高度后，四旋翼飞行器从火箭的整流罩中弹出，单独执行巡航、拍摄等高空远航程任务。

本发明的另一技术方案在于在上述基础之上，由于火箭能够提供给四旋翼飞行器的空间有限，四旋翼飞行器的结构设计为可折叠的结构。在放入火箭的整流罩内部空间时，四旋翼飞行器结构手动折叠，以便安装在火箭狭小空间内，当火箭送达指定高度时，四旋翼飞行器自动从火箭的整流罩中弹出，并将在火箭的整流罩内部已经折叠状态的自身结构自动展开(主要是旋臂顺时针展开)，由此完成四旋翼飞行器由折叠状态到飞行状态的转变。

本发明设计的一种适用于火箭推进的四旋翼飞行器，该四旋翼飞行器装载在火箭的整流罩内部，通过火箭将四旋翼飞行器发射到指定高度；

该四旋翼飞行器上设有无刷电机(7A、7B、7C、7D)、螺旋桨(6A、6B、6C、6D)，A无刷电机(7A)的输出轴上安装有A螺旋桨(6A)，B无刷电机(7B)的输出轴上安装有B螺旋桨(6B)，C无刷电机(7C)的输出轴上安装有C螺旋桨(6C)，D无刷电机(7D)的输出轴上安装有D螺旋桨(6D)；

其特征在于：四旋翼飞行器还包括有旋臂(1)、机身架(2)、旋臂展开锁定组件(3)、主轴(4)和支架组件(5)；

支架组件(5)包括有第一面板(51)、第二面板(52)、第三面板(53)、第一竖板(54)、第二竖板(55)、以及多个支撑柱；

BA支撑柱(51A)、BB支撑柱(51B)、BC支撑柱(51C)、BD支撑柱(51D)设置在第一面板(51)与第二面板(52)之间；

支撑柱CA支撑柱(52A)、CB支撑柱(52B)、CC支撑柱(52C)、CD支撑柱(52D)设置在第二面板(52)与第三面板(53)之间；

AA支撑柱(5A)、AB支撑柱(5B)、AC支撑柱(5C)、AD支撑柱(5D)设置在第二面板(52)与机身架(2)之间；

第一竖板(54)设置在BA支撑柱(51A)与BD支撑柱(51D)之间；第二竖板(55)设置在CA支撑柱(52A)与CD支撑柱(52D)之间；第一面板(51)与第二面板(52)之间的空间里安装有电源模块(50)；第二面板(52)与第三面板(53)之间的空间里安装有控制模块(40)；

旋臂(1)的中部设有A通孔(1A)、A半圆弧凸起(1A1)和B半圆弧凸起(1A2)；该A半圆弧凸起(1A1)卡合在轴套(3F)的A挡块(3F2)处；该B半圆弧凸起(1A2)卡合在轴套(3F)的B挡块(3F3)处；该A通孔(1A)用于主轴(4)穿过；旋臂(1)的一端设有用于安装B螺旋桨(6B)的右圆环端(1B)，旋臂(1)的另一端设有用于安装D螺旋桨(6D)的左圆环端(1C)；

机身架(2)的左端设有左支臂(2C)，所述左支臂(2C)的端部设有用于安装C螺旋桨(6C)的左圆环端(2C1)；机身架(2)的右端设有右支臂(2B)，所述右支臂(2B)的端部设有用于安装A螺旋桨(6A)的右圆环端(2B1)；机身架(2)的机身本体(2A)上设有用于主轴(4)穿过的B通孔(2A1)、用于安装旋臂展开锁定组件(3)的十字通孔(2A2)、以及实现机身本体(2A)减重的减重孔(2A3)；

主轴(4)从上至下设有扭簧槽(4A)、卡扣槽(4B)、轴肩(4C)和螺纹段(4D)，所述扭簧槽(4A)用于放置扭簧(3H)的A横段(3H1)，所述卡扣槽(4B)用于放置开口卡扣(3G)，所述轴肩(4C)上套接有展开固定板(3A)和旋臂(1)，所述螺纹段(4D)上螺纹连接有轴套(3F)；

旋臂展开锁定组件(3)包括有展开固定板(3A)、U形压板(3B)、锁簧(3C)、回转中心杆(3D)、姿态锁扣(3E)、轴套(3F)、开口卡扣(3G)和扭簧(3H)；

展开固定板(3A)上设有矩形通孔(3A1)、主轴通孔(3A2)，矩形通孔(3A1)用于放置姿态锁扣(3E)的长支臂(3E3)，主轴通孔(3A2)用于主轴(4)穿过；展开固定板(3A)通过螺钉固定在机身架(2)的下方；

锁簧(3C)的一端粘接固定在姿态锁扣(3E)的锁簧扣(3E2)上，锁簧(3C)的另一端粘接固定在展开固定板(3A)上；锁簧(3C)置于机身本体(2A)的锁簧通孔(2A5)中；

回转中心杆(3D)穿过姿态锁扣(3E)上的通孔(3E1)后，置于机身架(2)的十字通孔(2A2)的A方向槽(2A2A)中，且上方粘接有U形压板(3B)；

姿态锁扣(3E)上设有长支臂(3E3)、短支臂(3E4)、锁簧扣(3E2)和通孔(3E1)；所述锁簧扣(3E2)用于粘接固定锁簧(3C)一端；所述通孔(3E1)用于回转中心杆(3D)穿过；所述长支臂(3E3)置于展开固定板(3A)的矩形通孔(3A1)中，所述短支臂(3E4)置于U形压板(3B)的卡臂槽(3B)1内；

轴套(3F)上设有左旋螺纹通孔(3F1)、A挡块(3F2)和B挡块(3F3)，A挡块(3F2)与B挡块(3F3)之间是开口(3F4)；所述开口(3F4)用于放置旋臂(1)；所述螺纹通孔(3F1)用于主轴(4)的一端穿过，且螺纹连接在主轴(4)的螺纹段(4D)上；

开口卡扣(3G)放置在主轴(4)的卡扣槽(4B)内；

扭簧(3H)上设有簧身(3H3)、扭簧A横段(3H1)和扭簧B横段(3H2)，所述簧身(3H3)套在主轴(4)的卡扣槽(4B)的上方，所述扭簧A横段(3H1)置于主轴(4)端部的扭簧槽(4A)内，所述扭簧B横段(3H2)置于机身架(2A)的弹簧槽(2A4)内。

本发明由火箭运载发射至高空的四旋翼飞行器的优点在于：

①本发明设计的四旋翼飞行器是一种机身结构可手动折叠的结构，这是为了满足火箭的整流罩内部有限空间的限制。四旋翼飞行器自动从火箭的整流罩中弹出后，并将在火箭的整流罩内部已经折叠状态的自身结构自动展开，完成由折叠状态到飞行状态的转变。

②本发明设计的四旋翼飞行器从折叠状态到飞行状态的转变是通过旋臂、主轴与旋臂展开锁定组件来实现的。

③本发明设计的四旋翼飞行器是一种能够执行高空、远航程任务的火箭运载四旋翼飞行器，该飞行器将火箭和四旋翼飞行器相结合，借助于火箭的快速、远距离机动优势使四旋翼飞行器能够快速执行高空远航程的任务。

附图说明

图1是火箭运载的四旋翼飞行器的装配示意图。

图2是本发明四旋翼飞行器折叠状态下的结构图。

图2A是本发明四旋翼飞行器折叠状态下的底部结构图。

图2B是本发明四旋翼飞行器折叠状态下的另一视角结构图。

图3是本发明四旋翼飞行器飞行状态下的结构图。

图4是本发明支架组件的结构图。

图4A是本发明支架组件的另一视角结构图。

图5是本发明机身架、旋臂与旋臂展开锁定组件的结构图。

图5A是本发明机身架、旋臂与旋臂展开锁定组件的另一视角的结构图。

图5B是本发明旋臂的结构图。

图5C是本发明机身架的结构图。

图6是本发明旋臂展开锁定组件与主轴的结构图。

图6A是本发明姿态锁扣的结构图。

图6B是本发明旋臂展开锁定组件与主轴的分解图。

图6C是本发明机身架、旋臂、旋臂展开锁定组件与主轴的剖面结构图。

图6D是本发明姿态锁扣与机身架和旋臂展开锁定组件的透视正视图。

图6E是本发明旋臂展开状态与机身架和旋臂展开锁定组件的结构图。

1.旋臂1A.A通孔1A1.A半圆弧凸起1A2.B半圆弧凸起1B.右圆环端1C.左圆环端2.机身架2A.机身本体2A-1.上面板2A-2.下面板2A1.B通孔2A2.十字通孔2A2A.A方向槽2A2B.B方向槽2A3.减重孔2A4.弹簧槽2A5.锁簧通孔2B.右支臂2B1.右圆环端2C.左支臂2C1.左圆环端3.旋臂展开锁定组件3A.展开固定板3A1.矩形通孔3A2.主轴通孔3A3.挡块3B.U形压板3B1.卡臂槽3C.锁簧3D.回转中心杆3E.姿态锁扣3E1.通孔3E2.锁簧扣3E3.长支臂3E4.短支臂3E5.限位开口3F.轴套3F1.螺纹通孔3F2.A挡块3F3.B挡块3F4.开口3G.开口卡扣3H.扭簧3H1.扭簧A横段3H2.扭簧B横段3H3.簧身4.主轴4A.扭簧槽4B.卡扣槽4C.轴肩4D.螺纹段5.支架组件51.第一面板52.第二面板53.第三面板54.第一竖板55.第二竖板5A.AA支撑柱5B.AB支撑柱5C.AC支撑柱5D.AD支撑柱51A.BA支撑柱51B.BB支撑柱51C.BC支撑柱51D.BD支撑柱52A.CA支撑柱52B.CB支撑柱52C.CC支撑柱52D.CD支撑柱6A.A螺旋桨6B.B螺旋桨6C.C螺旋桨6D.D螺旋桨7A.A无刷电机7B.B无刷电机7C.C无刷电机7D.D无刷电机10.四旋翼飞行器20.火箭30.整流罩40.控制模块50.电源模块

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

参见图1所示的火箭运载的四旋翼飞行器的装配示意图。图中是将本发明设计的可手动折叠和自动伸展的四旋翼飞行器10安装在火箭20前端的整流罩30的空腔中。四旋翼飞行器10装配在火箭2上时，所述四旋翼飞行器10的结构状态处折叠状态。

在本发明中，所用到的火箭为小型军用或民用的火箭。一般小型军用或民用的火箭的发射高度在2000米～8000米。

参见图2、图2A、图2B所示，本发明设计的一种火箭运载的四旋翼飞行器，所述四旋翼飞行器包括有旋臂1、机身架2、旋臂展开锁定组件3、主轴4、支架组件5、无刷电机(7A、7B、7C、7D)、以及螺旋桨(6A、6B、6C、6D)。

在本发明中，螺旋桨(6A、6B、6C、6D)选用5030螺旋桨、5035螺旋桨、5040螺旋桨、5045螺旋桨、5050螺旋桨、6030螺旋桨、6035螺旋桨、6040螺旋桨、6045螺旋桨、6050螺旋桨或者6055螺旋桨。

在本发明中，无刷电机(7A、7B、7C、7D)可以选用直流无刷电机。无刷电机的输出轴上安装螺旋桨。即：

A无刷电机7A的输出轴上安装有A螺旋桨6A，A无刷电机7A固定在机身架2的右支臂2B的右圆环端2B1上。

B无刷电机7B的输出轴上安装有B螺旋桨6B，B无刷电机7B固定在旋臂1的右圆环端1B上。

C无刷电机7C的输出轴上安装有C螺旋桨6C，C无刷电机7C固定在机身架2的左支臂2C的左圆环端2C1上。

D无刷电机7D的输出轴上安装有D螺旋桨6D，D无刷电机7D固定在旋臂1的左圆环端1C上。

支架组件5

参见图2、图2A、图2B、图4、图4A所示，支架组件5包括有第一面板51、第二面板52、第三面板53、第一竖板54、第二竖板55、以及多个支撑柱(5A、5B、5C、5D、51A、51B、51C、51D、52A、52B、52C、52D)；所述BA支撑柱51A、BB支撑柱51B、BC支撑柱51C、BD支撑柱51D设置在第一面板51与第二面板52之间，且通过螺钉实现支撑柱与面板的固定；所述支撑柱CA支撑柱52A、CB支撑柱52B、CC支撑柱52C、CD支撑柱52D设置在第二面板52与第三面板53之间，且通过螺钉实现支撑柱与面板的固定；所述AA支撑柱5A、AB支撑柱5B、AC支撑柱5C、AD支撑柱5D设置在第二面板52与机身架2之间，且通过螺钉实现支撑柱与面板的固定。第一竖板54设置在BA支撑柱51A与BD支撑柱51D之间。第二竖板55设置在CA支撑柱52A与CD支撑柱52D之间。

在本发明中，第一面板51与第二面板52之间的空间里安装有电源模块50。第二面板52与第三面板53之间的空间里安装有控制模块40。

在本发明中，支架组件5的设计是用于固定安装用于执行高空远航程任务用的，如电源、电池、控制设备、航拍设备等。支架组件5要考虑重量，因此选用轻质材料加工、结构要紧凑、牢固。

机身架2与旋臂1：

参见图2、图2A、图2B、图5、图5A、图5B所示，旋臂1的中部设有A通孔1A、A半圆弧凸起1A1和B半圆弧凸起1A2；该A半圆弧凸起1A1卡合在轴套3F的A挡块3F2处；该B半圆弧凸起1A2卡合在轴套3F的B挡块3F3处；该A通孔1A用于主轴4穿过；旋臂1的一端设有用于安装B螺旋桨6B的右圆环端1B，旋臂1的另一端设有用于安装D螺旋桨6D的左圆环端1C。旋臂1与轴套3F的固定通过A半圆弧凸起1A1与A挡块3F2、B半圆弧凸起1A2与B挡块3F3的凹凸结构配合，使得旋臂1绕主轴4作顺时针运动进行展开时，不易造成位置滑动，达到旋臂1与轴套3F的锁定。

参见图2、图2A、图2B、图5、图5A、图5C所示，机身架2的左端设有左支臂2C，所述左支臂2C的端部设有用于安装C螺旋桨6C的左圆环端2C1；机身架2的右端设有右支臂2B，所述右支臂2B的端部设有用于安装A螺旋桨6A的右圆环端2B1；机身架2的机身本体2A上设有十字通孔2A2、用于主轴4穿过的B通孔2A1、用于放置锁簧3C的锁簧通孔2A5、以及实现机身本体2A减重的减重孔2A3。所述十字通孔2A2的A方向槽2A2A与B方向槽2A2B互相垂直，A方向槽2A2A用于放置旋臂展开锁定组件3的回转中心杆3D，B方向槽2A2B用于姿态锁扣3E的长支臂3E3穿过。参见图6D、图6E所示，在B方向槽2A2B处姿态锁扣3E的长支臂3E3位于机身本体2A的下面板2A-2，而姿态锁扣3E的短支臂3E4位于机身本体2A的上面板2A-1。位于十字通孔2A2处的机身本体2A起达对姿态锁扣3E绕回转中心杆3D运动的位置大小的限制。

旋臂展开锁定组件3与主轴4：

参见图2、图6、图6B、图6C所示，主轴4从上至下设有扭簧槽4A、卡扣槽4B、轴肩4C和螺纹段4D，所述扭簧槽4A用于放置扭簧3H的A横段3H1，所述卡扣槽4B用于放置开口卡扣3G，所述轴肩4C上套接有展开固定板3A和旋臂1，所述螺纹段4D上螺纹连接有轴套3F。主轴4上的螺纹段4D为左旋螺纹，由于主轴4带动旋臂1的展开运动为顺时针方向(如图2所示)，所以主轴4上的螺纹段4D设计为左旋螺纹，能够使旋臂1在展开运动过程中防止轴套3F滑动。如图6C所示，在扭簧3H的作用下，主轴4转动，从而使与主轴4固连的旋臂1和轴套3F也转动，主轴4与轴套3F的螺纹连接设计成左旋螺纹，有利于阻止转动过程中轴套3F从主轴4上滑落。

参见图2、图6、图6A、图6B、图6D所示，旋臂展开锁定组件3包括有展开固定板3A、U形压板3B、锁簧3C、回转中心杆3D、姿态锁扣3E、轴套3F、开口卡扣3G和扭簧3H。

展开固定板3A，展开固定板3A上设有矩形通孔3A1、主轴通孔3A2，矩形通孔3A1用于放置姿态锁扣3E的长支臂3E3，主轴通孔3A2用于主轴4穿过。展开固定板3A通过螺钉固定在机身架2的下方。参见图5C所示，所述长支臂3E3先要穿过机身架2的机身本体2A上的十字通孔2A2的B方向槽2A2B后，再置于矩形通孔3A1中。

U形压板3B，U形压板3B上设有用于放置姿态锁扣3E的短支臂3E4的卡臂槽3B1。

锁簧3C，锁簧3C的一端粘接固定在姿态锁扣3E的锁簧扣3E2上，锁簧3C的另一端粘接固定在展开固定板3A上。锁簧3C置于机身本体2A的锁簧通孔2A5中。

回转中心杆3D，回转中心杆3D穿过姿态锁扣3E上的通孔3E1后，置于机身架2的十字通孔2A2的A方向槽2A2A中(如图5C所示)，且上方通过粘接的U形压板3B实现将回转中心杆3D压紧。

参见图6A所示，姿态锁扣3E，姿态锁扣3E上设有长支臂3E3、短支臂3E4、锁簧扣3E2和通孔3E1；长支臂3E3与短支臂3E4之间是限位开口3E5；所述锁簧扣3E2用于粘接固定锁簧3C一端；所述通孔3E1用于回转中心杆3D穿过。所述长支臂3E3置于展开固定板3A的矩形通孔3A1中，所述短支臂3E4置于U形压板3B的卡臂槽3B1内。

轴套3F，轴套3F上设有左旋螺纹通孔3F1、A挡块3F2和B挡块3F3，A挡块3F2与B挡块3F3之间是开口3F4；所述开口3F4用于放置旋臂1(如图6B所示)；所述左旋螺纹通孔3F1用于主轴4的一端穿过，穿过左旋螺纹通孔3F1的主轴4的螺纹段4D上螺纹连接了轴套3F，使得轴套3F螺纹连接在主轴4的螺纹段4D上。

开口卡扣3G，开口卡扣3G放置在主轴4的卡扣槽4B内。用于阻止套接在主轴4上的展开固定板3A和旋臂1沿轴向方向(即上下方向)的运动。

扭簧3H，扭簧3H上设有簧身3H3、扭簧A横段3H 1和扭簧B横段3H2，所述簧身3H3套在主轴4的卡扣槽4B的上方，所述扭簧A横段3H1置于主轴4端部的扭簧槽4A内，所述扭簧B横段3H2置于机身架2A的弹簧槽2A4内(如图5A、图5C所示)。在四旋翼飞行器自动从火箭的整流罩中弹出后，在扭簧3H的作用下，主轴4转动，进而旋臂1转动，旋臂1掠过姿态锁扣3E的长支臂3E3后到达挡块3A3(如图2A所示)，这也是旋臂1能够到达的最大位置，此时，姿态锁扣3E的长支臂3E3在锁簧3C的作用下复位，弹起长支臂3E3，使得旋臂1在展开状态时只能在此位置中运动(如图6E所示)。

本发明四旋翼飞行器中的旋臂从展开至锁定的工作过程为：

参见图1所示，当火箭20将四旋翼飞行器10发送到指定高度后，四旋翼飞行器10从火箭20的整流罩30中弹出，此时四旋翼飞行器10的结构需要从折叠状态(即初始状态)自动转换成飞行状态，请参看图3所示。在四旋翼飞行器10处于手动折叠状态(有利于放入整流罩30中)时，姿态锁扣3E的长支臂3E3是突出在机身架2的下方的(如图2A所示)，当旋臂1转动向飞行状态运动时，旋臂1压过姿态锁扣3E的长支臂3E3，姿态锁扣3E会绕回转中心杆3D转动，有锁簧扣3E2的一端会向下，使得长支臂3E3完全被压入矩形通孔3A1中；当旋臂1掠过姿态锁扣3E后，在锁簧3C的作用下，姿态锁扣3E的长支臂3E3再次放下复位，达到阻止旋臂1回转(如图6E所示)。

本发明设计的火箭推进的四旋翼飞行器，利用手动装配主轴4、旋臂1、扭簧3H、轴套3F，使得放置在整流罩30中的四旋翼飞行器为折叠状态。当火箭推进的四旋翼飞行器到达指定高度后，四旋翼飞行器与火箭分离，此时扭簧3H受扭，悬臂1呈自动展开趋势，在扭簧3H恢复正常形态的驱动下，主轴4顺时针旋转，主轴4带动轴套3F运动，由于旋臂1安装在轴套3F(图6C所示)上，旋臂1随轴套3F运动。旋臂1与轴套3F接触面积大，防止旋臂1结构被扭力破坏，旋臂1离开初始位置，绕着主轴4旋转，掠过旋臂展开锁定组件3的姿态锁扣3E的长支臂3E3，被挡块3A3限制无法继续顺时针运动(图6E所示)。旋臂1掠过姿态锁扣3的长支臂3E的过程中，锁簧3C先压缩后恢复正常形态，短支臂3E4被机身本体上的十字通孔2A2处的机身面板限位，长支臂3E3向下弹起，阻止旋臂1反向。在扭簧3H、开口卡扣3G、主轴4和轴套3F的作用下，实现了旋臂1的自动展开，在展开固定板3A、U型固定板3B，姿态锁扣3E，锁簧3C和回转中心杆3B的作用下实现了旋臂1的自动锁定。

本发明设计了一种适用于火箭推进的四旋翼飞行器，解决传统四旋翼飞行器不能实现远航程作业的能力问题，选用的火箭具有放置四旋翼飞行器的空间，并具备将四旋翼飞行器发射到指定高度的运载能力。本发明火箭运载四旋翼飞行器在由火箭产生推力输送至指定高度后，搭载的四旋翼飞行器与火箭分离，由四旋翼飞行器执行拍摄侦查等任务。四旋翼飞行器由火箭搭载，具有工作高度高，到达指定高度速度快等特点。