本發(fā)明涉及一種無人機(jī)動力裝置及一種新型垂直起降無人機(jī)，屬無人機(jī)動力領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
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目前，消費(fèi)級無人機(jī)市場需求很大，消費(fèi)級無人機(jī)中以四軸無人機(jī)為主，四軸無人機(jī)采用直流無刷電動機(jī)帶動螺旋槳旋轉(zhuǎn)并通過四個槳的轉(zhuǎn)速差來實(shí)現(xiàn)低速前飛、后飛、側(cè)飛及空中懸停，但缺點(diǎn)是不能實(shí)現(xiàn)高速前飛，而且低速前飛時整機(jī)的空氣動力學(xué)性能不夠好，續(xù)航時間較短。因此，開發(fā)一種可垂直起降的具有良好空氣動力學(xué)性能的可遠(yuǎn)距離飛行的無人機(jī)很有必要。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
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本發(fā)明的目的在于應(yīng)用一種新型無人機(jī)動力裝置，使無人機(jī)可以垂直起降并具有良好的空氣動力學(xué)外形。

本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述目的，采用如下技術(shù)方案。

一種垂直起降無人機(jī)，包括：主機(jī)身(9)、新型無人機(jī)動力裝置(8)、電源(10)、飛行控制系統(tǒng)(11)。主機(jī)身(9)內(nèi)對稱地開有四個放置新型無人機(jī)動力裝置的內(nèi)涵道。新型無人機(jī)動力裝置(8)包括：圓環(huán)螺旋槳(6)、內(nèi)側(cè)軸承(1)、外側(cè)軸承(4)、長方形永久磁鐵、固定軸(2)、固定支架(7)。內(nèi)側(cè)軸承(1)通過粘接劑水平套在固定支架(7)的豎直放置的固定軸(2)中心處，圓環(huán)螺旋槳內(nèi)環(huán)(3)通過粘接劑套在內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈上，外側(cè)軸承(4)內(nèi)圈通過粘接劑套在圓環(huán)螺旋槳外環(huán)(5)上，主機(jī)身(9)內(nèi)涵道邊緣通過粘接劑套在外側(cè)軸承(4)外圈上。

所述圓環(huán)螺旋槳(6)內(nèi)部嵌有線圈繞組，所述圓環(huán)螺旋槳(6)采用玻璃鋼材質(zhì)。

所述固定支架(7)由固定托架和連接桿組成，水平放置的所述外側(cè)軸承(4)外圈的上下兩側(cè)與豎直放置的固定軸(2)之間分別由連接桿連接所述長方形永久磁鐵通過粘接劑固定在所述固定托架上。電源(10)的電源線經(jīng)主機(jī)身(9)內(nèi)部沿連接桿分別與內(nèi)側(cè)軸承(1)內(nèi)圈連接，所述固定支架(7)分布在所述圓環(huán)螺旋槳(6)所在平面的上下兩側(cè)，所述圓環(huán)螺旋槳(6)的上下兩側(cè)的所述固定支架(7)的所述固定托架上粘接的所述長方形永久磁鐵具有這樣的特點(diǎn)：同一豎直平面內(nèi)的所述固定支架(7)的固定托架上粘接的所述長方形永久磁鐵的極性相反。

所述內(nèi)側(cè)軸承(1)為角接觸式軸承，所用滾珠材質(zhì)為石墨，所述內(nèi)側(cè)軸承(1)內(nèi)圈由四塊相同的相互絕緣的圓弧形銅質(zhì)金屬片與粘接劑粘接而成，所述內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈由四塊相同的相互絕緣的圓弧形銅質(zhì)金屬片與粘接劑粘接而成。

水平放置的所述內(nèi)側(cè)軸承(1)內(nèi)圈的四塊相同的相互絕緣的銅質(zhì)金屬片的下邊緣處分別與電源(10)的電源線連接。

所述內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈的四塊相同的相互絕緣的銅質(zhì)金屬片分別與所述圓環(huán)螺旋槳(6)內(nèi)部線圈繞組的端頭連接。

所述內(nèi)側(cè)軸承(1)的保持架采用絕緣性的工程塑料。

所述飛行控制系統(tǒng)(11)包括：飛行控制器、電流調(diào)節(jié)器、電源控制開關(guān)。

所述飛行控制器為可編程邏輯控制器或單片機(jī)。

所述新型動力裝置的圓環(huán)螺旋槳(6)的上下兩側(cè)覆蓋有電磁屏蔽網(wǎng)，電磁屏蔽網(wǎng)的邊緣固定在外側(cè)軸承(4)外圈上。

附圖說明：

圖1為根據(jù)本發(fā)明的示例性具體實(shí)施方案的新型垂直起降無人機(jī)動力裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為根據(jù)本發(fā)明的示例性具體實(shí)施方案的新型垂直起降無人機(jī)動力裝置的橫截面圖。

圖3為根據(jù)本發(fā)明的示例性具體實(shí)施方案的新型垂直起降無人機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。

應(yīng)當(dāng)了解，所附附圖并非是一定比例的，其顯示了說明本發(fā)明的基本原理的各種特征的略微簡化的畫法。本文所公開的本發(fā)明的具體設(shè)計特征(包括具體尺寸、方向、位置和外形)將部分地由具體預(yù)期應(yīng)用和使用的環(huán)境確定。

具體實(shí)施方式：

下面將參考附圖對本發(fā)明的示例性具體實(shí)施方案進(jìn)行詳細(xì)描述。

參照圖1，一種垂直起降無人機(jī)，包括：主機(jī)身(9)、新型無人機(jī)動力裝置(8)、電源(10)、飛行控制系統(tǒng)(11)。主機(jī)身(9)內(nèi)對稱地開有四個放置新型無人機(jī)動力裝置的內(nèi)涵道。新型無人機(jī)動力裝置(8)包括：圓環(huán)螺旋槳(6)、內(nèi)側(cè)軸承(1)、外側(cè)軸承(4)、長方形永久磁鐵、固定軸(2)、固定支架(7)。內(nèi)側(cè)軸承(1)通過粘接劑水平套在固定支架的豎直放置的固定軸(2)中心處，圓環(huán)螺旋槳內(nèi)環(huán)(3)通過粘接劑套在內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈上，外側(cè)軸承(4)內(nèi)圈通過粘接劑套在圓環(huán)螺旋槳外環(huán)(5)上，主機(jī)身(9)內(nèi)涵道邊緣通過粘接劑套在外側(cè)軸承(4)外圈上。

所述圓環(huán)螺旋槳(6)內(nèi)部嵌有線圈繞組，所述圓環(huán)螺旋槳(6)采用玻璃鋼材質(zhì)。

所述固定支架(7)由固定托架和連接桿組成，水平放置的所述外側(cè)軸承(4)外圈的上下兩側(cè)與豎直放置的固定軸(2)之間分別由連接桿連接所述長方形永久磁鐵通過粘接劑固定在所述固定托架上。電源(10)的電源線經(jīng)主機(jī)身(9)內(nèi)部沿連接桿分別與內(nèi)側(cè)軸承(1)內(nèi)圈連接，所述固定支架(7)分布在所述圓環(huán)螺旋槳(6)所在平面的上下兩側(cè)，所述圓環(huán)螺旋槳(6)的上下兩側(cè)的所述固定支架(7)的所述固定托架上粘接的所述長方形永久磁鐵具有這樣的特點(diǎn)：同一豎直平面內(nèi)的所述固定支架(7)的固定托架上粘接的所述長方形永久磁鐵的極性相反。

所述內(nèi)側(cè)軸承(1)為角接觸式軸承，所用滾珠材質(zhì)為石墨，所述內(nèi)側(cè)軸承(1)內(nèi)圈由四塊相同的相互絕緣的圓弧形銅質(zhì)金屬片與粘接劑粘接而成，所述內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈由四塊相同的相互絕緣的圓弧形銅質(zhì)金屬片與粘接劑粘接而成。

水平放置的所述內(nèi)側(cè)軸承(1)內(nèi)圈的四塊相同的相互絕緣的圓弧形銅質(zhì)金屬片的下邊緣處分別與電源(10)的電源線連接。

所述內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈的四塊相同的相互絕緣的圓弧形銅質(zhì)金屬片分別與所述圓環(huán)螺旋槳(6)內(nèi)部線圈繞組的端頭連接。

所述內(nèi)側(cè)軸承(1)的保持架采用絕緣性的工程塑料。

所述飛行控制系統(tǒng)(11)包括：飛行控制器、電流調(diào)節(jié)器、電源控制開關(guān)。

所述飛行控制器為可編程邏輯控制器或單片機(jī)。

所述新型動力裝置(8)的圓環(huán)螺旋槳(6)的上下兩側(cè)覆蓋有電磁屏蔽網(wǎng)，電磁屏蔽網(wǎng)的邊緣固定在外側(cè)軸承(4)外圈上。

本發(fā)明的工作原理：參照圖1，所述長方形永久磁鐵分布在圓環(huán)螺旋槳(6)所在平面的上下兩側(cè)并在帶環(huán)螺旋槳(6)平面產(chǎn)生復(fù)合磁場，在電源線通電的情況下，所述圓環(huán)螺旋槳(6)在所述內(nèi)側(cè)軸承(1)和所述外側(cè)軸承(4)的約束下在所述圓環(huán)螺旋槳(6)所在平面的復(fù)合磁場中繞所述固定軸(2)穩(wěn)定地旋轉(zhuǎn)。參照圖1，所述內(nèi)側(cè)軸承(1)內(nèi)圈的左上方銅質(zhì)金屬片和右下方的銅質(zhì)金屬片分別通過電源線與電源(10)的正極連接，所述內(nèi)側(cè)軸承(1)內(nèi)圈的左下方銅質(zhì)金屬片和右上方的銅質(zhì)金屬片分別通過電源線與電源(10)的負(fù)極連接，所述圓環(huán)螺旋槳(6)內(nèi)嵌線圈繞組的實(shí)施方式參照圖1，沿圖中的水平方向和豎直方向，所述圓環(huán)螺旋槳(6)可分為四個網(wǎng)孔，每個網(wǎng)孔外側(cè)邊緣的所述圓環(huán)螺旋槳(6)槳葉和部分所述圓環(huán)螺旋槳內(nèi)環(huán)(3)、外環(huán)(5)的內(nèi)部分別嵌入等量適當(dāng)匝數(shù)的線圈繞組，參照圖1，所述圓環(huán)螺旋槳包括左上方、左下方、右上方、右下方四組線圈繞組。其中，圖1中左下方和右下方的線圈繞組串聯(lián)，且圖1中左下方線圈繞組的端頭和內(nèi)側(cè)軸承(4)外圈的左下方的銅質(zhì)金屬片連接，圖1中右下方線圈繞組的端頭和內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈的右下方的銅質(zhì)金屬片連接，參照圖1，所述圓環(huán)螺旋槳(6)的左下方線圈繞組的繞向?yàn)轫槙r針，所述圓環(huán)螺旋槳(6)的右下方線圈繞組的繞向?yàn)槟鏁r針。圖1中左上方和右上方的線圈繞組串聯(lián)，且圖1中左上方線圈繞組的端頭和內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈的左上方的銅質(zhì)金屬片連接，圖1中右上方線圈繞組的端頭和內(nèi)側(cè)軸承(1)外圈的右上方的銅質(zhì)金屬片連接，參照圖1，所述圓環(huán)螺旋槳(6)的左上方線圈繞組的繞向?yàn)槟鏁r針，所述圓環(huán)螺旋槳(6)的右上方線圈繞組的繞向?yàn)轫槙r針。所述內(nèi)側(cè)軸承(1)在電源線和線圈繞組之間起電動機(jī)中整流子的作用。通電后的與電源線通過所述內(nèi)側(cè)軸承(1)連接的所述圓環(huán)螺旋槳(6)內(nèi)部的線圈繞組在所述圓環(huán)螺旋槳(6)所在平面的復(fù)合磁場中受到安培力作用，其中，所述圓環(huán)螺旋槳(6)的內(nèi)環(huán)(3)、外環(huán)(5)內(nèi)部的線圈繞組所受的安培力相互抵消，所述圓環(huán)螺旋槳(6)槳葉部分內(nèi)部的線圈繞組受到的安培力沿所述圓環(huán)螺旋槳(6)的旋轉(zhuǎn)方向一致朝向逆時針，所述圓環(huán)螺旋槳(6)在在所述內(nèi)側(cè)軸承(1)和所述外側(cè)軸承(4)的約束下因內(nèi)部的線圈繞組受安培力作用而逆時針旋轉(zhuǎn)，所述內(nèi)側(cè)軸承(1)起到電動機(jī)中整流子的作用，因此所述圓環(huán)螺旋槳(6)的內(nèi)部線圈繞組在定向逆時針旋轉(zhuǎn)的的同時周期改變輸入電流的流向，所述圓環(huán)螺旋槳(6)的內(nèi)部線圈繞組在定向逆時針旋轉(zhuǎn)的的同時因其位置改變而使所述圓環(huán)螺旋槳(6)的內(nèi)部線圈繞組在復(fù)合磁場中的位置也周期性變化。因此，所述圓環(huán)螺旋槳(6)可以為垂直起降無人機(jī)提供穩(wěn)定持久的動力。

飛行控制器通過控制電流調(diào)節(jié)器來控制所述垂直起降無人機(jī)的各個所述新型無人機(jī)動力裝置(8)的所述圓環(huán)螺旋槳的轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)速差，以實(shí)現(xiàn)垂直起降無人機(jī)的垂直起降和遠(yuǎn)距離飛行，所述垂直起降無人機(jī)遠(yuǎn)距離飛行時具有空氣動力學(xué)性能好的優(yōu)點(diǎn)。

以上所述，僅是本發(fā)明的實(shí)施例，并非對本發(fā)明作任何限制，凡是根據(jù)本發(fā)明技術(shù)實(shí)質(zhì)對以上實(shí)施例所作的任何簡單修改、變更以及等效結(jié)構(gòu)變化，均仍屬于本技術(shù)方案的保護(hù)范圍。