本發明涉及一種旋翼無人機結構，確切地說是一種雙層同軸多旋翼無人機。

背景技術：

旋翼無人機是當前無人機設備中一種十分常見，且技術相對穩定成熟的無人機結構，但在實際使用中發現，由于旋翼結構運行的特性，導致當前旋翼類無人機的飛行動力性能、系統運行穩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，當前主要是通過增加旋翼數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，但當前的多旋翼無人機由于旋翼數量多，雖然提高了無人機的動力性能和一定的機動性能，但由于當前無人機各旋翼位置均為固定結構，因此各旋翼之間在運行時的控制相對較為復雜，且旋翼運行狀態、驅動力調控分配控制、無人機空氣動力性能調節等能力均相對低下，從而導致當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，因此針對這一現狀，迫切需要開發一種發明的無人機結構，以滿足實際使用的需要。

技術實現要素：

針對現有技術上存在的不足，本發明提供一種雙層同軸多旋翼無人機。該發明結構簡單，使用靈活方便，一方面驅動力大，驅動力輸出穩定性好，另一方面驅動力、升力及氣流調節能力強，調節范圍廣，從而在滿足提高無人機正常飛行穩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、飛行姿態調節的靈活性和穩定性。

為了實現上述目的，本發明是通過如下的技術方案來實現：

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，并環繞機體軸線均布在機體外側表面，懸臂末端通過調節裝置與機體側表面鉸接，懸臂軸線與水平面呈0°—90°夾角，旋翼裝置通過調節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，旋翼裝置包括風道、旋翼、驅動裝置、傳動裝置及導流板，風道為空心管狀結構，驅動裝置安裝在風道外表面，傳動裝置通過承載架安裝在風道內，并與風道同軸分布，旋翼共兩個，并對稱分布在風道兩端端面位置處，旋翼與風道同軸分布，并通過傳動軸與傳動裝置連接，導流板若干，環繞風道軸線均布在兩旋翼之間的風道內，導流板通過調節裝置與風道內壁鉸接，且導流板軸線與風道軸線呈0°—90°夾角。

進一步的，所述的風道兩端位置均設防護網，所述的防護網包覆在旋翼外側。

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

進一步的，所述的風道側表面均布至少兩個溢流孔，所述的溢流孔處設密封蓋，所述的密封蓋與風道外表面通過棘輪機構鉸接。

本發明結構簡單，使用靈活方便，一方面驅動力大，驅動力輸出穩定性好，另一方面驅動力、升力及氣流調節能力強，調節范圍廣，從而在滿足提高無人機正常飛行穩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、飛行姿態調節的靈活性和穩定性。

附圖說明

下面結合附圖和具體實施方式來詳細說明本發明。

圖1為本發明結構示意圖。

具體實施方式

為使本發明實現的技術手段、創作特征、達成目的與功效易于明白了解，下面結合具體實施方式，進一步闡述本發明。

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，并環繞機體1軸線均布在機體1外側表面，懸臂2末端通過調節裝置3與機體1側表面鉸接，懸臂2軸線與水平面呈0°—90°夾角，旋翼裝置3通過調節裝置與懸臂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包括風道31、旋翼32、驅動裝置33、傳動裝置34及導流板35，風道31為空心管狀結構，驅動裝置33安裝在風道31外表面，傳動裝置34通過承載架36安裝在風道31內，并與風道31同軸分布，旋翼32共兩個，并對稱分布在風道31兩端端面位置處，旋翼32與風道31同軸分布，并通過傳動軸37與傳動裝置34連接，導流板35若干，環繞風道31軸線均布在兩旋翼32之間的風道31內，導流板35通過調節裝置與風道31內壁鉸接，且導流板35軸線與風道31軸線呈0°—90°夾角。

本實施例中，所述的風道31兩端位置均設防護網37，所述的防護網37包覆在旋翼32外側。

本實施例中，所述的風道31兩端的旋翼32旋轉方向相同或相反，且風道31兩端的旋翼32旋轉角度差為0°—180°。

本實施例中，所述的風道31側表面均布至少兩個溢流孔38，所述的溢流孔38處設密封蓋4，所述的密封蓋4與風道31外表面通過棘輪機構鉸接。

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

本發明結構簡單，使用靈活方便，一方面驅動力大，驅動力輸出穩定性好，另一方面驅動力、升力及氣流調節能力強，調節范圍廣，從而在滿足提高無人機正常飛行穩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、飛行姿態調節的靈活性和穩定性。

本行業的技術人員應該了解，本發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明的原理。在不脫離本發明精神和范圍的前提下，本發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明范圍內。本發明要求保護范圍由所附的權利要求書及其等效物界定。