本實(shí)用新型涉及固定翼無人機(jī)領(lǐng)域，具體為一種具有傾轉(zhuǎn)動力裝置的垂直起降固定翼無人機(jī)。

背景技術(shù)：

垂直起降飛行器(VTOL)的準(zhǔn)確定義是：能夠以零速度起飛/著陸，具備懸停能力，并能以固定翼飛機(jī)的方式水平飛行。與傳統(tǒng)飛機(jī)相比，垂直起降飛行器對跑道無依賴，且具有可懸停的優(yōu)勢；與傳統(tǒng)直升機(jī)相比，垂直起降飛行器具有高得多的前飛速度，并具有更大的航程。正因為具備這些優(yōu)點(diǎn)，垂直起降飛行器尤其適用于需要懸?；?qū)ζ鸾祱龅赜刑厥庖蟮膱龊稀?/p>

無人機(jī)通常被分為固定翼無人機(jī)與旋轉(zhuǎn)翼無人機(jī)，其中固定翼無人機(jī)，通過固定翼與空氣之間的相對運(yùn)動產(chǎn)生升力，具有長航時、速度快、飛行效率高的特點(diǎn)，可實(shí)現(xiàn)長航時大載荷飛行。但是同時，現(xiàn)有技術(shù)中，固定翼無人機(jī)存在的缺點(diǎn)是：需要專門開闊的場地用于起飛降落，而且無法實(shí)現(xiàn)懸停。旋轉(zhuǎn)翼無人機(jī)通過旋轉(zhuǎn)翼的旋轉(zhuǎn)，與空氣產(chǎn)生相對運(yùn)動產(chǎn)生升力，具有控制精準(zhǔn)、對起降場地要求小等特點(diǎn)，可實(shí)現(xiàn)垂直起降，但是飛行效率低續(xù)航時間短，無法實(shí)現(xiàn)大載荷長航時飛行。

現(xiàn)有的垂直起降飛行器大都采用單軸、雙軸或者三軸等控制難度很高的垂直起降結(jié)構(gòu)布局形式，不僅垂直起降模式時穩(wěn)定性和可靠性都難以保證，而且由于其采用的方式會導(dǎo)致飛機(jī)的結(jié)構(gòu)不同于一般常規(guī)固定翼飛機(jī)，過于復(fù)雜，嚴(yán)重影響到固定翼模式下的氣動布局，從而嚴(yán)重影響平飛時的飛行品質(zhì)。另外一個方面，現(xiàn)有的垂直起降飛機(jī)大部分由于其結(jié)構(gòu)設(shè)計所限，沒有辦法采用很大的翼展，從而無法增加有效的機(jī)翼面積，使得其飛行效率無法提高，航程和傳統(tǒng)固定翼飛機(jī)相比還是相差很大。所以，只有在盡量采用成熟旋翼機(jī)模型布局形式且不影響常規(guī)固定翼飛機(jī)布局結(jié)構(gòu)的情況下，做到垂直起降功能，才能最大程度上提高垂直起降飛行器的各個方面的性能。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為解決了現(xiàn)有技術(shù)中無法同時滿足垂直起降和大載荷長航時要求之間的矛盾，本實(shí)用新型提供了一種具有傾轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)動力裝置的垂直起降無人機(jī)，具體包括：機(jī)身、機(jī)翼、支撐臂、旋翼動力裝置和尾翼。

所述的機(jī)身與機(jī)翼為固定翼飛機(jī)布局；

所述的機(jī)身為中空殼體結(jié)構(gòu)，機(jī)身內(nèi)部布置貨物艙、機(jī)載電子設(shè)備、電池以及梁和加強(qiáng)框；所述的機(jī)載電子設(shè)備包括飛行控制板、電子調(diào)速器和傳感器數(shù)據(jù)終端；機(jī)身側(cè)面為機(jī)翼的安裝接口；所述的電池為聚合物鋰離子電池；機(jī)身的前部安裝有空速管；機(jī)身尾部上安裝有一組旋翼動力裝置。

所述的機(jī)翼為固定翼翼型，機(jī)翼為中空式結(jié)構(gòu)，內(nèi)部布置翼肋和梁結(jié)構(gòu)；在無人機(jī)兩側(cè)機(jī)翼下方各安裝一根支撐臂；兩根支撐臂的尾部固定連接尾翼。

所述的支撐臂上對稱安裝四組旋翼動力裝置，其中兩組旋翼動力裝置位于支撐臂的前緣，構(gòu)成本實(shí)用新型所述的傾轉(zhuǎn)動力裝置；另外兩組旋翼動力裝置位于機(jī)翼與尾翼之間的支撐臂上；該四組旋翼動力裝置的幾何中心與整個無人機(jī)的重心位置重合。

所述的尾翼為倒V型。

所述的五組旋翼動力裝置，為無人機(jī)提供垂直起降時的升力和巡航時的部分動力。每組旋翼動力裝置包括一部無刷電機(jī)和一只碳纖維螺旋槳；所述的無刷電機(jī)為外轉(zhuǎn)子無刷直流電機(jī)，使用螺釘固定于機(jī)翼下方的支撐臂或機(jī)身上，由機(jī)載電子設(shè)備進(jìn)行控制，由電池提供能源；所述的碳纖維螺旋槳包括槳轂、槳葉和發(fā)動機(jī)。

本實(shí)用新型提供一種具有傾轉(zhuǎn)動力裝置的垂直起降固定翼無人機(jī)，包括五組旋翼動力裝置，其中的兩組旋翼動力裝置通過傾轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)設(shè)置在支撐臂前緣，可同軸傾轉(zhuǎn)；兩組旋翼動力裝置位于機(jī)翼與尾翼之間的支撐臂上，提供垂直升力；最后一組旋翼動力裝置位于機(jī)身尾部，提供向前推力。垂直起降模式下，支撐臂上的四組旋翼動力裝置提供垂直方向上的動力，到達(dá)一定高度后傾轉(zhuǎn)機(jī)身前端兩側(cè)的兩只螺旋槳，降低機(jī)翼后側(cè)的兩只螺旋槳的轉(zhuǎn)速保持其升力與前側(cè)兩只螺旋槳的垂直升力分量平衡，從而使無人機(jī)切換至固定翼飛行模式。

本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn)在于：結(jié)合現(xiàn)有固定翼無人機(jī)和旋轉(zhuǎn)翼無人機(jī)的特點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)本實(shí)用新型提出的一種具有傾轉(zhuǎn)動力裝置的垂直起降固定翼無人機(jī)，同時滿足了無人機(jī)對垂直起降和大載荷長航時的要求，解決現(xiàn)有垂直起降飛行器在垂直起降結(jié)構(gòu)布局的局限，增加了有效的機(jī)翼面積，飛行效率大大提高，在垂直起降飛行器性能的各個方面都有很大改善。

附圖說明

圖1為本實(shí)用新型的一種具有傾轉(zhuǎn)動力裝置的垂直起降固定翼無人機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本實(shí)用新型旋翼動力裝置的碳纖維螺旋槳結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中：

1-機(jī)身；2-機(jī)翼；3-支撐臂；4-旋翼動力裝置；5-尾翼；6-副翼；7-空速管；

401-槳轂；402-槳葉；403-發(fā)動機(jī)。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖與實(shí)施例對本實(shí)用新型所述的一種具有傾轉(zhuǎn)動力裝置的垂直起降固定翼無人機(jī)實(shí)現(xiàn)以零速度起飛/著陸，具備懸停能力，并以固定翼飛機(jī)的方式水平飛行進(jìn)行進(jìn)一步說明。

如圖1所示，本實(shí)用新型提供一種具有傾轉(zhuǎn)動力裝置的垂直起降固定翼無人機(jī)，包括機(jī)身1、機(jī)翼2、支撐臂3、旋翼動力裝置4和尾翼5。

所述的機(jī)身1與機(jī)翼2為常規(guī)的固定翼飛機(jī)布局。

所述的機(jī)身1為中空殼體結(jié)構(gòu)，機(jī)身內(nèi)部布置貨物艙、機(jī)載電子設(shè)備、電池以及梁和加強(qiáng)框；所述的機(jī)載電子設(shè)備包括飛行控制板、電子調(diào)速器和傳感器數(shù)據(jù)終端等；所述的電池為聚合物鋰離子電池；機(jī)身側(cè)面為機(jī)翼的安裝接口，機(jī)身下方有帶艙蓋的艙口，用于機(jī)載電子設(shè)備的拆裝和維護(hù)、貨物的裝卸；機(jī)身1的前部安裝有空速管7，以測量無人機(jī)的運(yùn)動速度；機(jī)身1的尾部安裝有一組旋翼動力裝置4，為無人機(jī)飛行提供向前推力。

所述的機(jī)翼2為固定翼翼型，中空式結(jié)構(gòu)，內(nèi)部布置翼肋和梁結(jié)構(gòu)，機(jī)翼2中部下方有開口，用于安裝操縱副翼6使用的數(shù)字舵機(jī)；在兩側(cè)機(jī)翼下方各安裝一根支撐臂3，兩根支撐臂3的尾部固定連接尾翼5，機(jī)身1通過支撐臂3與尾翼5相連。

所述的支撐臂3為機(jī)身連接裝置，連接機(jī)身1與尾翼5；支撐臂3上對稱安裝四組旋翼動力裝置4，其中兩組旋翼動力裝置4位于支撐臂3的前緣，構(gòu)成本實(shí)用新型所述的傾轉(zhuǎn)動力裝置系統(tǒng)，通過傾轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)可以90度傾轉(zhuǎn)，即從與機(jī)翼2水平位置傾轉(zhuǎn)到與機(jī)翼2垂直位置；另外兩組旋翼動力裝置4位于機(jī)翼2與尾翼5之間支撐臂上；該四組旋翼動力裝置4的幾何中心與整個無人機(jī)的重心位置重合，為無人機(jī)提供垂直起降的升力及其傾轉(zhuǎn)后的水平推力。

所述的五組旋翼動力裝置4，為無人機(jī)提供垂直起降時的升力和巡航時的部分動力；每組旋翼動力裝置4包括一部無刷電機(jī)和一只碳纖維螺旋槳，所述的無刷電機(jī)為外轉(zhuǎn)子無刷直流電機(jī)，使用螺釘固定于機(jī)翼2下方的支撐臂3或機(jī)身1上，由機(jī)載電子設(shè)備進(jìn)行控制，由電池提供能源；所述的碳纖維螺旋槳包括槳轂401、槳葉402和發(fā)動機(jī)403，如圖2所示。

所述的尾翼5為如圖1所示的倒V型。

本實(shí)用新型所述的一種具有傾轉(zhuǎn)動力裝置的垂直起降固定翼無人機(jī)實(shí)現(xiàn)飛行任務(wù)的具體過程如下：

(1)給出起飛指令，由支撐臂3上的四個旋翼動力裝置4提供升力，實(shí)現(xiàn)垂直起飛；

(2)到達(dá)一定高度后，在飛行控制板的指令下，控制機(jī)翼2前側(cè)的兩只旋翼的偏轉(zhuǎn)角度，調(diào)整后側(cè)兩只旋翼的轉(zhuǎn)速使前后兩對旋翼提供的垂直升力平衡，開啟機(jī)身1尾部的旋翼動力裝置4以增加水平推力，同時控制尾翼5的偏轉(zhuǎn)角度，使得無人機(jī)由懸停狀態(tài)轉(zhuǎn)入巡航飛行狀態(tài)，由機(jī)翼2提供更多的升力，提高巡航的飛行效率，進(jìn)入航線飛行。