专利名称：一种垂直起降小型无人机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种具有垂直起降功能的小型无人机，属于航空飞行器设计领域。
背景技术：
无人驾驶飞机简称无人机，是一种有动力驱动，机上无人驾驶，可重复或一次使用 的航空器。无人机常以重量来分类，其中20kg以下的称为微型或小型无人机，一般用于执 行战场侦查、毁伤评估、目标指引等军事任务，以及作为载机平台用于飞行试验、航空测绘
等非军事任务。小型固定翼无人机一般采用水平滑跑起飞、手掷起飞、弹射起飞等起飞形式，并且 通常采用滑跑降落、伞降等降落形式。手掷和弹射起飞受限于人员臂力以及火药、弹簧的推 力，飞机的重量一般较轻，限制了其任务载荷的重量以及燃料的重量，航程较小，且不利于 任务的充分实现。伞降则不易精确控制降落地点，受风的影响较大，容易造成无人机的损 毁。因此，质量较大的无人机通常采用常规滑跑起降，对于跑道要求较高，从而限制了无人 机的使用范围。无人直升机没有起飞场地及跑道要求，能够垂直起降，特别是能自由悬停，机动灵 活性好，利于完成各种任务。但是无人直升机结构复杂，使用维护要求高，故障率高，且飞行 速度低，航程较短。在很多应用场合，即使最基本的起降场地的要求也难以满足，大大限制了固定翼 无人机的使用范围。以震区灾情评估任务为例，在发生地震的初始时刻，道路损毁，外部人 员无法快速进入震区内部了解损失情况。但为了给相关部门及时提供科学决策的依据，必 须通过空中、地面等多方面对震区进行勘察，此时应用小型无人机或小型无人直升机进行 作业不失为一种经济有效的手段。而现有小型固定翼无人机采用常规起降形式，震区满目 疮痍，起降条件差，限制了其使用；小型直升机则飞行速度低，航程小，不利于深入灾区飞 行。在这种情况下，迫切需要具有垂直起降性能的无人机，且要求其可随时随地垂直起降， 利用速度高、航程远的优势，深入灾区上空，开展相关工作，这将对抗震救灾的工作提供及 时和高效的帮助。
发明内容
本发明的目的是提供一种能够垂直起降和空中悬停，且具有较高飞行速度，较大 航程的无人机。本发明的具备垂直起降性能的无人机则不需要滑跑，可以进行垂直起飞和降落， 减小了对起降场地的要求，大大扩展了使用范围；且与无人直升机相比，本发明的具备垂直 起降性能的无人机飞行速度高，航程远，便于高效、高质地完成相关飞行科目。本发明的垂 直起降无人机兼有固定翼无人机和无人直升机的优点，取长补短，具有较好的应用前景。根据本发明的一个方面，提供了一种小型无人机，包括机身；机翼；水平尾翼；垂 直尾翼；位于所述机身的前部的机头动力舱；位于所述机头动力舱的前部的螺旋桨动力系统，其特征在于进一步包括位于机身中上部的倾转机构，所述机头动力舱通过所述倾转机构以可倾转的方式 与机身连接，从而使所述螺旋桨动力系统的螺旋桨的轴向能够相应地进行倾转。
图1是根据本发明的一个实施例的小型无人机在其水平飞行状态下的整体外形图。图2是图1所示的小型无人机在其垂直起降状态下的整体外形图。图3是适用于图1所示的小型无人机的共轴反桨动力系统的示意图。图4是适用于图1所示的小型无人机的倾转机构处于水平状态下的示意图。图5是适用于图1所示的小型无人机的倾转机构处于垂直状态下的示意图。
具体实施例方式本发明主要是通过对可垂直起降小型无人机的总体布局、水平飞行_垂直起降转 换方式、姿态调整模式所需机构的合理设计来实现的。以下结合附图详细说明本发明具体实施的技术方案。1)总体布局根据如图1所示的本发明实施例的小型无人机采用常规式气动布局，包括双垂尾 和自行车式起落架。其中机身(1)采用盒型方舱设计，内部为一个大容量的机舱，用于安装机载设备。 机头动力舱(15)的前部安装有共轴反桨动力系统(12)，该系统包含两副同轴、转向相反的 螺旋桨(121)和(122)，为飞机提供水平飞行和垂直起降时的动力；在垂直起降和悬停时， 通过上下两副桨叶转速的差动可以提供偏航力矩，进行航向操纵。机头动力舱(15)通过位 于机身中上部的倾转机构(16)以可倾转的方式与机身连接。机身(1)前下部设有滑跑时 控制方向的前起落架(11)，机身(1)中下部设有承受飞机主要重量的主起落架(10)。如图4所示，根据本发明的一个实施例的倾转机构(16)包括基座(161)、连杆 (162)、舵机摇臂(163)、第一舵机(164)、第二舵机(165)、机头动力舱支座(169)、转轴 (168)等。机头动力舱支座(169)固定于机身(1)上，通过转轴(168)将整个机头动力舱 (15)与机头动力舱支座(169)相连，机头动力舱(15)可以绕转轴(168)在约0 90度间 倾转。安装于机头动力舱(15)上的基座(161)通过连杆(162)与舵机摇臂(163)相连，第 一舵机(164)和第二舵机(165)的舵盘(163)和(166)通过连杆(167)并联。在第一舵机 (164)和第二舵机(165)的作用下，通过摇臂(163)带动连杆(162)，通过基座(161)驱动 机头动力舱(15)绕转轴(168)旋转，以满足不同飞行状态对动力方向的要求。图5显示了图4所示的倾转机构(16)的各部件在机头动力舱(15)可以绕转轴 (168)倾转到约90度时的状态。机翼(8)平面形状为梯形，其前缘后掠，后缘前掠。每侧机翼内侧后缘设置有襟 翼(9)，外侧后缘设置有副翼(7)。根据一个实施例，机翼结构采用常规单梁式结构，在机翼 (8)的30%弦长处设有一根主梁。整个机翼(8)通过主梁和前缘接头与机身连接，用于传递载荷。其中主梁能够传递剪力、弯矩和一定的扭矩；前缘接头用于承受机翼主要的扭矩。 机翼翼尖安装有用于垂直起降和空中悬停时控制飞机滚转的滚转调姿系统(14)和防止飞 机倾覆的辅助起落架(13)。水平尾翼(2)位于机身(1)后部，水平尾翼(2)后缘设有升降舵(3)，翼尖设有垂 直尾翼(5)，垂直尾翼(5)的后缘设有方向舵(6)。机身(1)尾部设有垂直起降和空中悬停 时控制飞机俯仰的俯仰调姿系统G)。2)垂直起降和悬停方式当根据图1所示的实施例的小型无人机垂直起降或悬停时，机头动力舱(1 与共 轴反桨动力系统(12)共同绕倾转机构倾转为相对于机身的纵向大体垂直的状态，从而提 供向上的拉力。襟翼(9)向下偏转至大体垂直的状态，以减小对共轴反桨动力系统(12)所 产生的滑流的遮蔽，从而减小动力损耗。设置在两侧机翼翼尖的滚转调姿系统(14)启动， 对飞机的滚转进行增稳与控制；尾部俯仰调姿系统(14)启动，对飞机的俯仰进行增稳与控 制。滚转调姿系统(14)包括一台小型电机/发动机和一个变距螺旋桨系统。小型电 机/发动机带动螺旋桨定速旋转；螺旋桨的螺距通过变距系统改变，从而迅速改变螺旋桨 拉力的大小和方向，为飞机提供操纵力矩。俯仰调姿系统与滚转调姿系统(14)结构、功能基本相同。3)飞行控制如图1所示的无人机可进行常规水平飞行、垂直起降、悬停以及垂直起降-水平过 渡飞行。具体地-常规水平飞行时，如图1所示，机头动力舱(15)与共轴反桨动力系统(12)共 同倾转为水平状态，产生前飞拉力，襟翼(9)也偏转为水平状态，增加升力；此时，飞机的控 制与常规布局飞机基本相同，即，依靠副翼(7)的偏转对飞机的滚转进行控制，依靠升降舵 ⑶的偏转对飞机的俯仰进行控制，依靠方向舵(6)的偏转对飞机的航向进行控制；-垂直起降和悬停时飞机的控制模式相同，S卩如图2所示，机头动力舱(15)与共 轴反桨动力系统(1 共同倾转为垂直状态，产生垂直拉力，襟翼(9)偏转为垂直状态，减小 对螺旋桨滑流的遮蔽。依靠两侧机翼(8)翼尖上的横滚调姿系统(14)的差动改变拉力的 大小，形成滚转力矩，控制飞机的滚转。依靠改变机身尾部的俯仰调姿系统(4)产生的推力 或拉力的大小，控制飞机的俯仰。飞机主动力系统为共轴反桨动力系统(12)，其主要特点是 动力系统包含两副共轴的螺旋桨，两副螺旋桨转向相反。这样设计可以使两副螺旋桨互相 抵消反扭力矩，同时，靠对两副螺旋桨的转速差动或桨矩差动的控制，可以形成反扭力矩， 对飞机的航向进行控制。-无人机在垂直起飞-水平过渡飞行时，机头动力舱(1 先倾转为垂直状态，提 供垂直拉力，襟翼(9)偏转为垂直状态。依靠两侧机翼(8)翼尖上的横滚调姿系统(14)改 变拉力或推力的大小，形成滚转力矩，控制飞机的滚转。依靠机身尾部的俯仰调姿系统(4) 改变推力或拉力的大小，控制飞机的俯仰。依靠共轴反桨动力系统(1 两副桨叶的转速差 动或桨矩差动形成反扭力矩，控制飞机的航向。待飞机垂直起飞至一定高度后，机头动力舱 (15)在倾转机构(16)的驱动下，与襟翼(9)联动缓缓倾转为水平状态；在此倾转过程中， 拉力方向逐渐从垂直转变为水平，使得飞机前飞速度逐渐增加，此时翼面的升力和舵面的效率均增加；在飞行速度足够大时，翼面的升力足以平衡飞机的重力，且舵面0)、(5)、(7) 产生的舵效足够对飞机进行控制，此时关闭俯仰调姿系统(4)和滚转调姿系统(14)，飞机 完全转为常规水平飞行；-水平-垂直降落过渡飞行与垂直起飞-水平过渡飞行过程相反，在此不予赘述。有益效果本发明的优点在于1)机头动力舱能够倾转并固定于水平或垂直状态。机头在垂直状态时，无人机能 够垂直起降和空中悬停，减小了对起降环境的要求，大大提高了执行任务时的灵活性和便 利性。机头在水平状态时，无人机能够水平高速飞行，并且航程较远。2)整机依靠机翼翼尖、机身尾部的调姿系统产生直接力对姿态进行控制，效率高， 反应灵敏，并且结构简单，可靠性较好。3)设计有较大面积的襟翼，能够与机头动力舱协调倾转，在无人机垂直起降或悬 停时减小对共轴反桨动力系统螺旋桨滑流的遮蔽，减小动力损耗。4)采用自行车式起落架，较好地满足了垂直起降的要求。具体实例下面通过两种实例对本发明的实施方式进行说明实例一，垂直起降与水平飞行转换在起降条件较好时，进行水平滑跑起降。在起降环境较恶劣而不能水平滑跑起降 时，机头动力舱倾转为垂直状态，开启调姿系统，进行垂直起飞，至一定高度后机头动力舱 缓缓转为水平状态，待水平飞行速度积累至一定飞行速度后，关闭调姿系统，转换为常规水 平飞行。执行完飞行任务后，到达降落区域上空，开启调姿系统，机头动力舱缓缓倾转为垂 直状态，待飞行速度降为零之后，垂直降落。实例二，水平飞行与空中悬停转换在执行诸如空中航拍等需要空中悬停的任务时，飞机水平飞行至目标上空后，开 启调姿系统，并将机头动力舱倾转为与地面垂直，转换为空中悬停状态，在目标上空进行定 点航拍和侦测。完成任务后，机头动力舱倾转为水平状态，待积累至一定飞行速度后，关闭 调姿系统，转换为水平飞行状态，飞离目标上空。应当理解的是，在以上叙述和说明中对本发明所进行的描述只是说明而非限定性 的，且在不脱离如所附权利要求书所限定的本发明的前提下，可以对上述实施例进行各种 改变、变形、和/或修正。
权利要求
1.一种小型无人机，包括 机身(1)；机翼⑶； 水平尾翼⑵； 垂直尾翼(5)；位于所述机身(1)的前部的机头动力舱(15)；位于所述机头动力舱(15)的前部的螺旋桨动力系统(12)，其特征在于进一步包括位于机身中上部的倾转机构(16)，所述机头动力舱(15)通过所述倾转机构(16)以可 倾转的方式与机身连接，从而使所述螺旋桨动力系统(1 的螺旋桨(121和12 的轴向能 够相应地进行倾转。
2.根据权利要求1所述的小型无人机，其特征在于所述螺旋桨动力系统(12)是共轴反桨动力系统(12)，其包括两副同轴、转向相反的螺 旋桨(121和122)，从而在所述机头动力舱(1 倾转而使所述螺旋桨(121和12 的轴线 偏离所述机身(1)的纵轴时，通过所述两副螺旋桨(121和12 的桨叶转速的差动而提供 偏航力矩，进行航向操纵，从而实现所述无人机的垂直起降和空中悬停。
3.根据权利要求2所述的小型无人机，其特征在于进一步包括设置在所述机翼(8)的两个翼尖的滚转调姿系统(14)，用于在所述无人机作垂直起降 和空中悬停时控制飞机的滚转。
4.根据权利要求3所述的小型无人机，其特征在于进一步包括设置在所述机身(1)的尾部的俯仰调姿系统G)，用于在所述无人机作垂直起降和空 中悬停时控制所述无人机的俯仰。
5.根据权利要求4所述的小型无人机，其特征在于所述滚转调姿系统(14)和所述俯仰调姿系统(4)各包括一个变距螺旋桨系统和一台 小型电机/发动机及其传动系统，其中所述小型电机/发动机用于带动所述变距螺旋桨系统的螺旋桨作定速旋转；所 述螺旋桨的螺距通过一个变距系统而得到改变，从而迅速改变所述螺旋桨拉力的大小和方 向，为所述无人机提供操纵力矩。
6.根据权利要求4所述的小型无人机，其特征在于所述倾转机构(16)包括 固定在所述机头动力舱(1 上的基座(161)，第一连杆(162)，其一端与所述基座(161)相连， 舵机摇臂(16 其一端与所述第一连杆(16 的另一端相连， 第一舵机(164)，用于驱动所述舵机摇臂(163)， 第二连杆(167)，其一端与所述舵机摇臂(16 的另一端相连， 第二舵机(165)，其具有一个舵盘(166)，其中所述第二连杆(167)的另一端与所述舵 盘(166)相连，机头动力舱支座(169)，转轴(168)，其中所述机头动力舱支座(169)固定于机身(1)上，通过所述转轴(168) 将整个机头动力舱(1 与机头动力舱支座(169)相连，所述舵机摇臂(16 和所述舵盘(166)通过所述连杆(167)并联。
7.根据权利要求4所述的小型无人机，其特征在于每个所述机翼(8)包括设置在其内侧后缘的襟翼(9)和设置在其外侧后缘的副翼(7)， 所述螺旋桨动力系统(12)是一个共轴反桨动力系统(12)其中当所述无人机作垂直起降/悬停时，所述机头动力舱(15)与所述共轴反桨动力系 统(1 共同绕所述倾转机构倾转至相对于所述机身的纵轴大体垂直的状态，从而提供向 上的拉力，且所述襟翼(9)向下偏转至大体垂直的状态，以减小对共轴反桨动力系统(12) 所产生的滑流的遮蔽。
8.根据权利要求4所述的小型无人机，其特征在于 所述水平尾翼(2)位于机身(1)后部，所述水平尾翼O)的后缘设有升降舵(3)，所述水平尾翼O)的两个翼尖各设有一个垂直尾翼(5)，每个所述垂直尾翼(5)的后缘设有方向舵(6)。
9.根据权利要求2所述的小型无人机，其特征在于进一步包括设置在所述机身(1)的前下部的前起落架(11)，用于在滑跑时控制方向； 设置在所述机身(1)的中下部的主起落架(10)，用于承受所述无人机的主要重量； 设置在所述机翼(8)的两个翼尖的辅助起落架(13)，用于在起飞/降落时的防止飞机 的倾覆。
全文摘要
一种能够垂直起降和空中悬停且具有较高飞行速度和较大航程的无人机；该无人机不需要滑跑，减小了对起降场地的要求，大大扩展了使用范围，且具有比无人直升机更高的速度、更远的航程，包括机身(1)；机翼(8)；水平尾翼(2)；垂直尾翼(5)；位于所述机身(1)的前部的机头动力舱(15)；位于所述机头动力舱(15)的前部的螺旋桨动力系统(12)，其特征在于进一步包括位于机身中上部的倾转机构(16)，所述机头动力舱(15)通过所述倾转机构(16)以可倾转的方式与机身连接，从而使所述螺旋桨动力系统(12)的螺旋桨(121和122)的轴向能够相应地进行倾转。
文档编号B64C27/52GK102126553SQ20101003403
公开日2011年7月20日 申请日期2010年1月12日 优先权日2010年1月12日
发明者万志强, 周磊, 王川, 王耀坤, 雷萤 申请人:北京航空航天大学