[發(fā)明專利]一種靜穩(wěn)定的四傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201810873591.1
• 申請(qǐng)日: 2018-08-02
• 公開（公告）號(hào): CN109094776A
• 公開（公告）日: 2018-12-28
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張冰融;潘祈帆;陳希平
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西安君暉航空科技有限公司
• 主分類號(hào): B64C27/28
• 分類號(hào): B64C27/28;B64C27/26
• 代理公司: 北京盛凡智榮知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11616
• 代理人: 高志軍

本發(fā)明公開了一種靜穩(wěn)定的四傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)，包括機(jī)身、前串列式雙前機(jī)翼、串列式雙后機(jī)翼、平尾、垂尾、螺旋槳及短艙、水平氣動(dòng)舵面、傾轉(zhuǎn)裝置，所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼上均設(shè)有所述水平氣動(dòng)舵面與所述螺旋槳及短艙，所述垂尾與平尾均位于所述機(jī)身尾部，所述水平氣動(dòng)舵面置于所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼后緣，所述螺旋槳及短艙設(shè)于所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼前緣，所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼由位于所述機(jī)身內(nèi)的所述傾轉(zhuǎn)裝置上傾轉(zhuǎn)軸控制傾轉(zhuǎn)角度。本發(fā)明保證無人機(jī)在高速巡航下的靜穩(wěn)定性，使無人機(jī)在垂直起降或高速巡航下都有較好的安定性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種靜穩(wěn)定的四傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)。

背景技術(shù)

傾轉(zhuǎn)翼或傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)兼具固定翼的高速巡航及多旋翼的垂直起降與懸停這兩者的優(yōu)勢(shì)，成為當(dāng)下無人機(jī)研發(fā)的熱點(diǎn)之一。

但傾轉(zhuǎn)翼的兩種飛行模式即固定翼模式與多旋翼模式是兩種完全不同的飛行形式，其平衡與控制的要求是不同的，同時(shí)在兩種模式之間的過渡模式需求更為復(fù)雜，因此其控制與操縱相較而言更為困難。

在發(fā)明專利CN 206087301 U中提供了一種具有變距螺旋槳的四傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)，通過控制螺旋槳槳距來調(diào)整飛行中的姿態(tài)。

在發(fā)明專利CN 107600403 A中提供了一種四傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)，通過機(jī)翼的傾轉(zhuǎn)角度與8個(gè)水平舵面復(fù)合控制無人機(jī)的飛行。

現(xiàn)有的傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)主要通過復(fù)雜的控制方法來解決傾轉(zhuǎn)翼不同飛行模式下的控制需求，設(shè)計(jì)難度大，對(duì)飛控系統(tǒng)的要求高，且飛機(jī)本身的靜不穩(wěn)定會(huì)占用大量的控制。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供了一種靜穩(wěn)定的四傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)，其采用了四軸旋翼、串列式機(jī)翼、水平尾翼及垂直尾翼的布局形式，旋翼可傾轉(zhuǎn)，而通過旋翼的傾轉(zhuǎn)角度可以改變旋翼產(chǎn)生的拉力方向，完成無人機(jī)的垂直起降與高速巡航。

為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：

一種靜穩(wěn)定的四傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)，包括機(jī)身、前串列式雙前機(jī)翼、串列式雙后機(jī)翼、平尾、垂尾、螺旋槳及短艙、水平氣動(dòng)舵面、傾轉(zhuǎn)裝置，所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼上均設(shè)有所述水平氣動(dòng)舵面與所述螺旋槳及短艙，所述垂尾與平尾均位于所述機(jī)身尾部，所述機(jī)身兩側(cè)連接所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼，所述水平氣動(dòng)舵面置于所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼后緣，所述螺旋槳及短艙設(shè)于所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼前緣，所述串列式雙前機(jī)翼與所述串列式雙后機(jī)翼由位于所述機(jī)身內(nèi)的所述傾轉(zhuǎn)裝置上傾轉(zhuǎn)軸控制傾轉(zhuǎn)角度。

對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步的描述，所述傾轉(zhuǎn)裝置可以控制旋翼傾轉(zhuǎn)或控制整個(gè)機(jī)翼傾轉(zhuǎn)。

對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步的描述，所述水平氣動(dòng)舵面可差動(dòng)控制，控制無人機(jī)完成俯仰、偏航與滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的動(dòng)作。

對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步的描述，所述螺旋槳及短艙采用鄰近螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反、對(duì)角線螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)方向相同的布置。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)：無人機(jī)的重心位于前后四個(gè)旋翼拉力作用點(diǎn)的中心位置，保證了四個(gè)旋翼在懸停與垂直起降狀態(tài)下可以平均分配拉力與轉(zhuǎn)速，易于控制；無人機(jī)的氣動(dòng)中心因平尾的存在而位于無人機(jī)重心之后且具有足夠的穩(wěn)定裕度，保證無人機(jī)在高速巡航下的靜穩(wěn)定性；以合理的氣動(dòng)布局使四傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)增加靜穩(wěn)定性，使無人機(jī)在垂直起降或高速巡航下都有較好的安定性，降低了飛行控制的難度以及平衡飛行狀態(tài)下的控制量，從而獲得一種易控制易實(shí)現(xiàn)的傾轉(zhuǎn)翼無人機(jī)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明各組成部件構(gòu)成的全機(jī)俯視圖。

圖2為本發(fā)明在本實(shí)施例中機(jī)翼不同傾轉(zhuǎn)狀態(tài)示意圖。

圖3為本發(fā)明在旋翼傾轉(zhuǎn)至垂直狀態(tài)下重心位置示意圖。