[發(fā)明專利]電動傾轉(zhuǎn)旋翼無人機

無效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201010217580.1
• 申請日: 2010-07-05
• 公開（公告）號: CN101879945A
• 公開（公告）日: 2010-11-10
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 王云;耿立威;江善元;劉偉;章勇
• 申請（專利權(quán)）人: 南昌航空大學(xué)
• 主分類號: B64C39/00
• 分類號: B64C39/00;B64C13/16
• 代理公司: 南昌洪達(dá)專利事務(wù)所 36111
• 代理人: 劉凌峰

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種無人機，尤其涉及一種電動傾轉(zhuǎn)旋翼無人機。

背景技術(shù)

無人機因其獨特的應(yīng)用近年來在軍民領(lǐng)域都獲得廣泛應(yīng)用和飛速發(fā)展，也代表著未來航空的一個重要發(fā)展方向。在各種無人機方案中，傾轉(zhuǎn)旋翼無人機在兼顧飛行速度、起降和懸停作業(yè)方面具有良好的綜合優(yōu)勢，但現(xiàn)有的傾轉(zhuǎn)旋翼無人機在控制穩(wěn)定性、安靜環(huán)保性以及經(jīng)濟性方面還存在一些不如人意之處。本發(fā)明研究的電動傾轉(zhuǎn)旋翼無人機通過采用新型的電動“推槳+傾轉(zhuǎn)共軸旋翼”的動力方案，能有效改進飛機的飛行控制穩(wěn)定性、飛行性能和環(huán)保經(jīng)濟性。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供了一種電動傾轉(zhuǎn)旋翼無人機，采用電動“推槳+傾轉(zhuǎn)旋翼”動力方案，兼有無人直升機和無人固定翼飛機的優(yōu)點，能實現(xiàn)垂直起降、懸停作業(yè)和快速前飛。與無人直升機相比，由于采用了非耦合的動力驅(qū)動系統(tǒng)，為飛行控制系統(tǒng)設(shè)計帶來了便利；與普通傾轉(zhuǎn)旋翼無人機相比，由于采用置身機身中央的傾轉(zhuǎn)同軸旋翼，能有效防止側(cè)翻失穩(wěn)，在旋翼傾轉(zhuǎn)前和傾轉(zhuǎn)時，采用尾槳輔助推進，有利于旋翼傾轉(zhuǎn)過程的平穩(wěn)；采用多點電推進動力系統(tǒng)，動力及控制穩(wěn)定可靠，結(jié)構(gòu)簡單，安靜環(huán)保。

本發(fā)明是這樣來實現(xiàn)的，它包括中央開有旋翼涵道的機身、旋翼旋轉(zhuǎn)軸、定位碳板架、動力電機、上旋翼、下旋翼、舵機伺服器、舵機搖桿、飛機姿態(tài)控制舵、旋翼翻轉(zhuǎn)伺服器、推進螺漿，其特征是中央開有旋翼涵道的機身的涵道上連有旋翼旋轉(zhuǎn)軸，旋翼旋轉(zhuǎn)軸的中心內(nèi)設(shè)有定位碳板架，定位碳板架的上、下端分別安裝有動力電機，兩個動力電機通過齒輪分別對應(yīng)連接上旋翼和下旋翼，上旋翼和下旋翼的旋轉(zhuǎn)軸同軸固定在定位碳板架的中心，定位碳板架的左、右側(cè)分別連接兩個舵機伺服器，舵機伺服器通過舵機搖桿連接飛機姿態(tài)控制舵，一飛機姿態(tài)控制舵的側(cè)邊連有旋翼翻轉(zhuǎn)伺服器，中央開有旋翼涵道的機身尾部設(shè)有推進螺漿。

本發(fā)明的技術(shù)效果是：1、采用一對置于機身中央的同軸反轉(zhuǎn)旋翼，可以有效克服傳統(tǒng)的左右兩個傾轉(zhuǎn)旋翼容易導(dǎo)致升力不均而產(chǎn)生的飛機側(cè)翻的問題；2、在旋翼傾轉(zhuǎn)前，采用推進螺漿進行預(yù)加速并在傾轉(zhuǎn)過程中保持必要的推力，保證旋翼傾轉(zhuǎn)時飛機飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換的穩(wěn)定性；3、可以通過四個飛機姿態(tài)控制舵的靈活組合和旋翼轉(zhuǎn)速的調(diào)節(jié)很方便的控制飛機在懸停和飛行狀態(tài)時的姿態(tài)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明中央開有旋翼涵道的機身的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖。

在圖中，1、中央開有旋翼涵道的機身?2、旋翼旋轉(zhuǎn)軸?3、定位碳板架?4、動力電機?5、上旋翼?6、下旋翼?7、舵機伺服器?8、舵機搖桿?9、飛機姿態(tài)控制舵?10、旋翼翻轉(zhuǎn)伺服器?11、推進螺漿

具體實施方式

如圖1、圖2所示，本發(fā)明是這樣來實現(xiàn)的，中央開有旋翼涵道的機身1的涵道上連有旋翼旋轉(zhuǎn)軸2，旋翼旋轉(zhuǎn)軸2的中心內(nèi)設(shè)有定位碳板架3，定位碳板架3的上、下端分別安裝有動力電機4，兩個動力電機4通過齒輪分別對應(yīng)連接上旋翼5和下旋翼6，上旋翼5和下旋翼6的旋轉(zhuǎn)軸同軸固定在定位碳板架3的中心，定位碳板架3的左、右側(cè)分別連接兩個舵機伺服器7，舵機伺服器7通過舵機搖桿8連接飛機姿態(tài)控制舵9，一飛機姿態(tài)控制舵9的側(cè)邊連有旋翼翻轉(zhuǎn)伺服器10，中央開有旋翼涵道的機身1尾部設(shè)有推進螺漿11。

現(xiàn)結(jié)合飛機的典型飛行過程“垂直起飛——懸停——快速前飛——垂直降落”來簡述本發(fā)明的具體實施方式。

(1)垂直起飛：此時旋翼轉(zhuǎn)軸處于豎直狀態(tài)，兩個旋翼等速反轉(zhuǎn)，尾部推進螺槳不工作，旋翼轉(zhuǎn)動產(chǎn)生垂直向上的升力，飛機垂直上升。

(2)懸停：當(dāng)垂直起降無人機起飛達(dá)到預(yù)定高度后，通過控制旋翼轉(zhuǎn)速使升力與飛機重力相等從而處于懸停狀態(tài)，為了保證飛機懸停狀態(tài)的穩(wěn)定性在上下旋翼中間裝有姿態(tài)控制機構(gòu)——姿態(tài)控制舵，如附圖2所示。在姿態(tài)控制舵上方有整流板，當(dāng)左右四個控制舵同步向前轉(zhuǎn)動或向后轉(zhuǎn)動一定角度后，受到旋翼產(chǎn)生的向下的氣流的作用可以實現(xiàn)俯仰控制。當(dāng)一側(cè)兩個控制舵前后分別轉(zhuǎn)動一定角度后，可以阻塞一側(cè)向下氣流而改變該側(cè)升力大小，實現(xiàn)翻滾控制。當(dāng)左右兩側(cè)控制舵同時朝相反的方向轉(zhuǎn)動時，會使飛機產(chǎn)生左右的偏航角。也可以通過改變上面或下面旋翼的轉(zhuǎn)速，使飛機產(chǎn)生偏航扭矩，原地旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)航向控制。