一种可变形机体及应用该机体的无人飞行器及其控制方法与流程

本发明涉及可变形多旋翼无人机技术领域，具体涉及一种可变形机体及应用该机体的无人飞行器及其控制方法。

背景技术：

近几年无人飞行器发展迅速，由于其小巧便携，易操控且可实现一定高度的巡航作业，可代替人工完成一些平时难以进行的工作。目前已经在侦察、监视、巡检和航拍等多领域应用。随着应用的不断扩展，多旋翼无人机的作业空间环境也越来越复杂，尤其是一些室内、管道、缝隙、丛林等狭窄空间。常见的四旋翼机体结构采用固定结构“口”字或者“x”字构型，形成方形对称的机体机构，由于其机体结构本身是固定不变的，所欲使得无人机在飞行过程中对所需的通过空间有一定的要求。在由广阔空间飞行到狭窄空间中时，需要操控手具备较高的控制技巧，会增加飞行操控难度且大幅提高无人机的坠机几率。另外，如果通过空间太小会导致无人机无法通过，因此使得目标任务无法完成。因此需要一种可变形无人飞行器，已解决以上问题。

技术实现要素：

针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于提供一种可变形无人飞行器，该飞行器结构简单，机体穿越半径可进行改变，可提高飞行器的穿越能力。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种可变形机体，其中，所述机体包括多组连接桥臂，多组所述连接桥臂依次首尾转动连接形成一封闭环状多边形机体结构，构成所述机体的连接桥臂的数量大于三。

在本发明中，进一步的，所述机体上还设有形变驱动组件，所述形变驱动组件同时与两组相邻连接桥臂相连接，用以调节两组相邻的所述连接桥臂之间的夹角继而实现整体形状的改变。

在本发明中，进一步的，所述形变驱动组件包括变体驱动单元与形变齿轮组，所述形变齿轮组包括传动齿轮一与传动齿轮二，所述传动齿轮一固定设置于一组连接桥臂的连接端，所述变体驱动单元固定设置于另一组相邻的连接桥臂上，所述传动齿轮二固定设置于变体驱动单元的输出端，所述传动齿轮一与传动齿轮二相啮合或所述传动齿轮一与传动齿轮二通过环形链条相连接。

在本发明中，进一步的，所述形变驱动组件包括伸缩杆，所述伸缩杆的两端部分别转动设置于两组相邻连接桥臂之间。

另外，本发明还提供了一种可变形无人飞行器，包括上述的一种可变形机体。

在本发明中，进一步的，四组所述连接桥臂首尾转动连接形成一封闭四边形机体结构，四组所述连接桥臂长度相等。

在本发明中，进一步的，选择所述四边形机体结构中任意的一组或两组转动关节设置为变体关节，所述变体关节处设有形变驱动组件。

在本发明中，进一步的，当选择所述四边形机体结构中任意两组转动关节设置为变体关节时，两组所述转动关节处于相对位置。

在本发明中，进一步的，所述机体上设有挂载杆组，所述挂载杆组包括两组滑移杆与一组架套，两组所述滑移杆对称滑动穿设于架套上，两组所述滑移杆远离架套的一端分别铰设于两组连接桥臂上。

同时，本发明还提供一种可变形无人飞行器的控制方法，包括如下步骤：

步骤一、接收变形信号；

步骤二、控制形变驱动组件动作，由形变驱动组件改变连接桥臂之间的夹角完成变形。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明的装置通过将机体设置为多边形环式可变形机体结构来实现对机体本身形状的改变，由此可实现飞行器在飞行作业过程中的形态的实时改变，由此可增加飞行器的通过性能。

另外，机体通过多组连接桥臂依次首尾转动连接，形成封闭式多边形结构，且飞控组件与供能组件可集成分布在多组连接桥臂上形成一体结构，由此可简化飞行器本身的结构，使得飞行器本身的结构更加简单、紧凑、灵巧。

附图说明

图1为本发明的总体结构示意图。

图2为变体驱动单元与形变齿轮组构成的形变驱动组件的结构示意图。

图3为本发明中机体变为窄体时的俯视图。

图4为本发明中机体变为宽体时的俯视图。

图5为本发明中挂载杆组的结构示意图。

图6为本发明中的电气控制框图。

图7为本发明中实施例一的总体结构示意图。

图8为本发明中实施例三中同步保持机构的总体结构示意图。

附图中：1、连接桥臂；10、变体关节；11、转动关节；12、限位块；2、动力组件；20、螺旋桨叶；21、伺服电机；211、一号电机；212、二号电机；213、三号电机；214、四号电机；3、形变驱动组件；30、传动齿轮一；31、传动齿轮二；32、变体驱动单元；4、供能组件；5、飞控组件；6、挂载杆组；61、架套；62、滑移杆，63、滑槽；64、中心齿轮；65、同步齿条。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，当组件被称为“固定于”另一个组件，它可以直接在另一个组件上或者也可以存在居中的组件。当一个组件被认为是“连接”另一个组件，它可以是直接连接到另一个组件或者可能同时存在居中组件。当一个组件被认为是“设置于”另一个组件，它可以是直接设置在另一个组件上或者可能同时存在居中组件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本文所使用的术语“及/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。

实施例一

请同时参见图7，本发明一较佳实施方式提供一种可变形无人飞行器，包括机体，此机体为可变形机体，所述机体包括多组连接桥臂1，多组所述连接桥臂1依次首尾转动连接形成一封闭环状多边形机体结构，构成所述机体的连接桥臂1的数量大于三，如四个或六个等。

机体上，即连接桥臂1上采用分散式布局固定设置有多组功能组件，其中功能组件包括最为基础的动力组件2、飞控组件5与供能组件4，飞控组件5控制动力组件2运行，供能组件4为飞行器供能；此多边形机体结构的边数最少为四组，一般设置为偶数边的对称式多变形机体结构，此对称式多边形机体结构机身更加规整，机身重力分布均匀，便于将动力组件2、飞控组件5与供能组件4等其他功能组件分布安装在机身上，以使得飞行器整体的重心与其几何中心更容易重合。由此也使得飞行器在实际的飞行过程中的受力更加简单，便于飞控组件5对飞行器的控制。

另外，飞控组件5由陀螺仪、角速度计、加速度计、单片机、信号输入端口以及信号输出端口等构件组成。负责控制飞行器姿态、旋翼动力输出以及机体变形时变体驱动单元32的控制信号。动力组件2由螺旋桨叶20及伺服电机21构成，用于为飞行器提供动力。且动力组件2、飞控组件5均为本领域的现有技术，在此不再赘述。

此飞行器的变形通过人工手动变形来实现，人工提前将飞行器的各组连接桥臂1之间的夹角进行调节以改变机体的宽度，此结构可节省制造成本，简化机身整体结构并降低机身重量，也由此可以节省对供能组件4中的能源的消耗，以延长续航。

实施例二

如图3和图5所示，本实施例二是在实施例一的基础上增加了用于安装执行相关任务时所需装备的挂载杆组6，机体上设有挂载杆组6，挂载杆组6包括两组滑移杆62与一组架套61，两组滑移杆62对称滑动穿设于架套61上，两组滑移杆62远离架套61的一端分别铰设于两组连接桥臂1上。两组滑移杆62一上一下平行设置，且两组滑移杆62的连接端部铰设在两组相邻的连接桥臂1之间，当飞行器在进行变形时，两组相邻的连接桥臂1之间的角度会变化，在此过程中铰接在两组相邻连接桥臂1之间的两组滑移杆62在架套61内进行滑动以适应两组相邻连接桥臂1之间的夹角变化。架套61上安装有执行相关任务的功能组件。例如摄像机、探测仪、雷达、包裹箱、抓捕器等构件，可提高飞行器执行任务的多样性。以上各功能组件之间通过缆线进行电力或信号通讯连接。

实施例三

如图8所示，本实施例三与实施例二的不同仅在于在实施例二中的载挂杆组6中增设了同步保持机构，此同步保持机构包括中心齿轮64和两组同步齿条65，中心齿轮64转动设置于架套61内部，两组同步齿条65分别设置于中心齿轮64的两侧且与中心齿轮64相啮合，且该两组同步齿条65关于中心齿轮64的中轴线呈中心对称设置，同时该两组同步齿条65分别与所对应的滑移杆62固定连接，滑移杆62上还开设有滑槽63，此滑槽63用于防止滑移杆62与中心齿轮64的安装部相互干涉。通过设置同步保持机构可保证安装在架套61上的挂载物在飞行器进行变形时可一直处在中轴线位置，不会出现横向滑移。

实施例四

如图1和图2所示，实施例四为分别在实施例一、二和三的基础上增加了形变驱动组件3，机体包括多组连接桥臂1与形变驱动组件3，多组连接桥臂1依次首尾转动连接形成一封闭环状多边形结构，形变驱动组件3同时与两组相邻连接桥臂1相连接。通过形变驱动组件3来改变两组相邻连接桥臂1之间的夹角。由此也因两组连接桥臂1之间的夹角的改变来带动飞行器形态的变化。同时由于设置了形变驱动组件3可在飞行器的飞行作业过程中通过飞控组件5发送指令来控制形变驱动组件3来对飞行器的体形进行自动调节控制，可不必通过人工进行手动调节。

形变驱动组件3的设置组数以及安装位置，可根据实际所选择的多边形机体结构的具体边数以及便于调节控制机体形状的转动关节11所在的位置进行安装。此形变驱动组件3的设定方式为现有技术，再此不再赘述。

如图2所示，形变驱动组件3包括变体驱动单元32与形变齿轮组，形变齿轮组包括传动齿轮一30与传动齿轮二31，传动齿轮一30可粘接固定或通过螺钉固定设置于一组连接桥臂1的连接端，变体驱动单元32通过现有的固定连接方式设置于另一组相邻的连接桥臂1上，传动齿轮二31固定设置于变体驱动单元32的输出端，传动齿轮一30与传动齿轮二31相啮合。两组相邻的连接桥臂1之间的夹角通过形变驱动组件3来改变，此形变驱动组件3的结构紧凑，传动更加稳定。

本实施例四中另一种形变驱动组件3的设置方式如下：

形变驱动组件3包括变体驱动单元32与形变链轮组，形变链轮组包括传动齿轮一30、传动齿轮二31与环形链条，传动齿轮一30固定设置于一组连接桥臂1的连接端，变体驱动单元32固定设置于另一组相邻的连接桥臂1上，传动齿轮二31固定设置于变体驱动单元32的输出端，传动齿轮一30与传动齿轮二31通过环形链条相传动连接。通过环形链条的长度可改变传动齿轮一30和传动齿轮二31之间的距离，由此可调节变体驱动单元32在连接桥臂1上的安装位置，也便于后期在机体上进行动力组件2、飞控组件5与供能组件4安装时更加方便协调安装位置，也可以通过调节变体驱动单元32的安装位置来便于调节机体重心的分布位置。

变体驱动单元32可为现有的舵机或步进电机、伺服电机以及对其进行控制的控制系统，通过控制系统来控制电机的转动以实现一定的角度的旋转，从而驱动飞行器的变形。

实施例五

本实施例五与实施例四的的区别有且仅有形变驱动组件3的具体结构形式不同，本实施例中所采用的形变驱动组件3包括伸缩杆，伸缩杆的两端部分别转动设置于两组相邻连接桥臂(1)之间。此伸缩杆可为现有的电缸、气缸或电动伸缩杆，将其活动端与固定端的端部分别铰接连接于两组相邻的连接桥臂之间，通过伸缩杆的长度变化来改变两组连接桥臂之间的距离，从而实现对两组连接桥臂之间的夹角的调节。

本实施例中的伸缩杆的机构结构更加简单，便于简化机身结构。

参考图1-图6，以正四边形的机体结构为例进行以下详细说明：

四组连接桥臂1首尾转动连接形成一封闭四边形机体结构，四组连接桥臂1长度相等。正四边形结构的飞行器的机体结构较为简单并且控制更加容易实际使用较多。在实际的使用中在其每组转动关节11处安装动力组件2，可按照图3的方式进行布局设置。在实际的操控使用过程中由于该机体采用四旋翼“+”字构型，其中一号电机211与二号电机212顺时针旋转，三号电机213与四号电机214逆时针旋转，(如图3所示)飞行过程中，一号电机211与二号电机212的连线方向为飞行器的前进或后退的方向，调节一号电机211与二号电机212转速之间的差值来控制飞行器俯仰运动；调节三号电机213与四号电机214转速之间的差值来控制飞行器的滚转运动；调节一号电机211、二号电机212与三号电机213、4电机之间的转速差值，控制飞行器的偏航运动，四个电机同时增速或减速，控制飞行器垂直方向的升降运动。

选择四边形机体结构中任意的一组或两组转动关节11设置为变体关节10，变体关节10处设有形变驱动组件3。由于是正四边形机构选择其中一组转动关节11作为变体关节10即可驱动整个正四边形机体结构的变形，但是选择两组转动关节11设置为变体关节10可防止仅设置一组变体关节10的机体结构在出现故障时无法进行变形，设置两组变体关节10时，在进行形变驱动组件3驱动变形时，根据正平行四边形各内外角之间的角度的变化关系来控制各形变驱动组件3的驱动角度，也即为变体驱动单元32的驱动角度。

当选择四边形机体结构中任意两组转动关节11设置为变体关节10时，两组转动关节11处于相对位置。此设置可保证机体机在两组对称的变体关节10处均安装形变驱动组件3，可保证机体重心位于机体的几何中心处。两组连接桥臂1位于变体关节10处的连接端部，使用滑套轴承过同心孔套合装配，两组连接桥臂1位于非变体关节10处的连接端部使用普通轴承过同心孔套合装配，由此可减少在机体进行变形时各连接桥臂1之间的摩擦力，节省能源消耗。

连接桥臂1上设有限位块12。限位块12用于限制两组相邻的连接桥臂1之间的最小夹角，由于在变形中宽度的逐渐缩小可使两组处于相对位置处的动力组件2逐渐靠近，但是为了避免两组螺旋桨叶20会发生碰撞，所以需要保证在飞行过程中，两组相邻的连接桥臂1之间的夹角一直大于最小夹角的角度值。另外也可以通过设定变体驱动单元32可以变动的角度范围来防止两组螺旋桨叶20发生碰撞的情况发生。

固定设置于机体上的飞控组件5、供能组件4、动力组件2与形变驱动组件3的质量分布需保证飞行器的重心与飞行器的几何中心保持一致。供能组件4也即为电源，在实际的安装过程中可将整个电源设置为多个供能单元根据体积的整体的重心分布要求进行安装布置，以保证飞行器整体的重心位于其的几何中心处。可便于后期的控制，并且保证了飞行器的飞行稳定性。在实际的生产应用中也可将连接桥臂1设置为中空结构，可将飞控组件5与供能组件4集成至连接桥臂1内部，由此可降低机身的飞行阻力并增加美观性。

机体下方设有多组起落支架。起落支架用于飞行器的降落与平时的放置。

工作原理：

步骤1：对飞行器进行飞行前检查，检查变形机构是否有故障。

步骤2：打开地面站对飞行器的状态进行校准检测。

步骤3：在地面进行低空飞行，测试飞行器的情况和变形机构的工作情况。

步骤4：飞行在空旷空间时，采用常规“+”构型飞行，也即为宽体形态时的机体结构进行飞行。

步骤5：当飞行器通过架套61上挂载的摄像头或雷达组件所反馈的相关信号中判断出需要通过狭窄空间时，地面站发出变形指令。

步骤6：根据步骤5中所获取到的图像信息中飞行通道在所拍摄画面中所占的比例以及雷达等距离探测组件获得的飞行器到飞行通道之间的距离来确定飞行通道的宽度，或者直接通过雷达等距离探测组件探测的信号获得飞行通道的宽度，并且地面站由获得的此宽度推算出飞行器通过飞行通道时所需要变动的角度，并将角度变动信号发送至飞控组件5中。

步骤7：飞控组件5接收到角度变动信号后给变体驱动单元32发出具体的旋转角度控制信号，两组变体驱动单元32驱动连接桥臂1改变夹角以完成结构变形。

步骤8：同时，飞控组件5计算出变形后四个电机力矩变化，依据姿态测算与输出控制命令，适时调整旋翼动力输出，控制飞行姿态。

步骤9：飞行器减小通过半径，可以安全通过狭窄空间，当飞行至空旷空间时，可继续变为宽体形态进行飞行。

上述说明是针对本发明较佳可行实施例的详细说明，但实施例并非用以限定本发明的专利申请范围，凡本发明所提示的技术精神下所完成的同等变化或修饰变更，均应属于本发明所涵盖专利范围。