一种飞行器的制作方法

本实用新型涉及飞行器设计技术领域，尤其涉及一种飞行器。

背景技术：

无人驾驶飞行器因其具有体积小、造价低、使用方便、对环境要求低等优点而广泛应用于物流运输、高压电线、油气管道巡检、地质勘探、环境监控、深林防火、精准农业、边防巡逻等领域中。无人驾驶飞行器可分为固定翼与旋翼两大类：固定翼飞行器载重大，续航能力强，但需要滑跑起降，对场地和空间要求较高；旋翼机可垂直起降，任意悬停，不受场地和空间限制，但载重小，续航能力弱。因此，将固定翼与旋翼技术结合是同时解决垂直起降、任意悬停、大载重、长续航的一种趋势。

现有技术提供了多种多旋翼与固定翼结合的飞行器，例如：第一种是采用可偏转的旋翼，在垂直起降时螺旋桨盘面处于水平方向，产生升力，抬升飞行器；转平飞时倾转旋翼，使旋翼盘面垂直，从而产生推力，推动飞行器水平飞行，这种飞行器布局结构复杂，由于陀螺效应，难以大型化，对结构要求很高，飞控系统复杂。第二种是采用垂直起降与平飞两套系统，垂直起降时使用水平盘面的旋翼抬升，平飞时水平盘面的旋翼停转而垂直盘面的旋翼工作，推动飞行器平飞，这种布局在悬停与平飞时都有一部分电机和螺旋桨闲置，造成无效载荷和阻力的增加，有效载重和续航能力大大降低。第三种是X型机翼立式垂直起降布局，这种布局简单，但是转平飞以后垂直翼面闲置，导致升阻比大大降低，续航能力大大减小。第四种是飞翼式立式垂直起降布局，这种布局的飞行稳定性对无人机重心位置的要求过于苛刻，不便于任务载荷的安装，更加无法适应物流运输中各种形状和重量分布的物体的载运。因此，现有技术虽然解决了垂直起降、任意悬停的技术问题，但还存在如下的缺点：复杂的机械转动设计，导致安全隐患和技术成本增加；巡航过程中闲置的动力与翼面增加了巡航阻力，从而严重降低了载重与续航能力；对重心位置要求过于苛刻，不便于任务载荷的安放。除了上述问题，飞行器在载重运输时，由于其载重货物的形状与重心位置的不确定性，使得飞行器还面临着另外一个问题，那就是由货物带来的飞行器重心的任意变化影响飞行器的平稳飞行。因此，需要提供一种技术方案以解决上述问题。

技术实现要素：

本实用新型所要解决的技术问题是提供一种结构简单的飞行器，并适用于重量分布不均匀的任务载荷。

本实用新型解决上述技术问题所采用的技术方案是：

提供了一种飞行器，包括机身、前机翼、后机翼、第一动力组和第二动力组，所述前机翼与所述后机翼均分别固定在所述机身上，所述后机翼与所述前机翼在x轴方向和z轴方向上均相互错开；所述第一动力组和所述第二动力组沿y轴方向对称设置，用于为飞行器提供动力；所述前机翼上设置有前俯仰调节装置，所述后机翼上设置有后俯仰调节装置，所述前俯仰调节装置和所述后俯仰调节装置协同工作，用于调节飞行器绕x轴的滚转运动和绕y轴的俯仰运动。

作为上述技术方案的改进，所述前机翼包括相互对称的第一前机翼和第二前机翼，所述后机翼包括相互对称的第一后机翼和第二后机翼，所述第一前机翼和第一后机翼位于所述机身的同一侧，所述第二前机翼和所述第二后机翼位于机身的另一侧。

作为上述技术方案的进一步改进，所述前机翼和所述后机翼相互平行并沿y轴方向延伸。

作为上述技术方案的进一步改进，所述前俯仰调节装置包括第一前舵面和第二前舵面，所述第一前舵面设置在所述第一前机翼的后沿并可相对所述第一前机翼转动，所述第二前舵面的在所述第二前机翼设置的后沿并可相对所述第二前机翼转动，所述第一前舵面和所述第二前舵面相互对称；所述后俯仰调节装置包括第一后舵面和第二后舵面，所述第一后舵面设置在所述第一后机翼的后沿，并可相对所述第一后机翼转动，所述第二后舵面设置在所述第二后机翼的后沿，并可相对所述第二后机翼转动，所述第一后舵面和所述第二后舵面相互对称；所述第一前舵面、所述第二前舵面、所述第一后舵面和所述第二后舵面四者相互独立运动。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一动力组包括第一前螺旋桨装置和第一后螺旋桨装置，所述第一前螺旋桨装置对应设置在所述第一前舵面的前方，所述第一后螺旋桨装置对应设置在所述第一后舵面的前方；所述第二动力组包括第二前螺旋桨装置和第二后螺旋桨装置，所述第二前螺旋桨装置对应设置在所述第二前舵面的前方，所述第二后螺旋桨装置对应设置在所述第二后舵面的前方；所述第一前螺旋桨装置、所述第一后螺旋桨装置、所述第二前螺旋桨装置和所述第二后螺旋桨装置均绕x轴转动。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一前螺旋桨装置和所述第一后螺旋桨装置的转向相同，所述第二前螺旋桨装置和所述第二后螺旋桨装置的转向相同，并且，所述第一前螺旋桨装置、所述第一后螺旋桨装置的转向与所述第二前螺旋桨装置、所述第二后螺旋桨装置的转向相反。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一前螺旋桨装置、所述第一后螺旋桨装置、所述第二前螺旋桨装置和所述第二后螺旋桨装置四者相互独立运动。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一前螺旋桨装置和所述第一后螺旋桨装置同步运动；所述第二前螺旋桨装置和所述第二后螺旋桨装置同步运动。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一动力组包括一个或两个或多个第一前螺旋桨装置，所述第一动力组包括一个或两个或多个第一后螺旋桨装置，所述第二动力组包括一个或两个或多个第二前螺旋桨装置，所述第二动力组包括一个或两个或多个第二后螺旋桨装置，所述第二动力组与所述第一动力组相互对称。

作为上述技术方案的进一步改进，所述机身连接所述前机翼和所述后机翼的中部，使得飞行器整体呈工字型。

作为上述技术方案的进一步改进，所述机身包括第一机体和第二机体，所述第一机体连接所述前机翼和所述后机翼的一端，所述第二机体连接所述前机翼和所述后机翼的另一端。

本实用新型的有益效果是：

本实用新型提供了一种飞行器，包括机身、前机翼、后机翼、第一动力组和第二动力组，前机翼与后机翼均分别固定在机身上，后机翼与前机翼在x轴方向和z轴方向上均相互错开；第一动力组和第二动力组沿y轴方向对称设置，用于为飞行器的飞行提供动力；前机翼上设置有前俯仰调节装置，后机翼上设置有后俯仰调节装置，该前俯仰调节装置和后俯仰调节装置协同工作，用于调节飞行器绕x轴的滚转动作和绕y 轴的俯仰动作，使得飞行器可在飞行过程中切换竖直飞行或水平飞行状态。上述前机翼、后机翼、第一动力组和第二动力组的设置使得无论飞行器所带的载荷如何布置，整机重心相对x、y、z任何一个方向都会处于上述前、后机翼与上述前、后俯仰调节装置之间，可提高其操控性和稳定性，以及对不同载荷的适应性，适用于重量分布不均匀的任务载荷。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图做简单说明：

图1为本实用新型第一个实施例的立体结构示意图；

图2为图1所述实施例的主视图；

图3为图2的左视图；

图4为图2的俯视图；

图5为本实用新型第一个实施例中起落架的立体结构示意图；

图6为本实用新型第二个实施例的立体结构示意图；

图7为图6所述实施例的主视图；

图8为图7的左视图；

图9为本实用新型第三个实施例的立体结构示意图；

图10为图9所述实施例的主视图；

图11为图9的左视图。

具体实施方式

以下将结合实施例和附图对本实用新型的构思、具体结构及产生的技术效果进行清楚、完整地描述，以充分地理解本实用新型的目的、特征和效果。显然，所描述的实施例只是本实用新型的一部分实施例，而不是全部实施例，基于本实用新型的实施例，本领域的技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的其他实施例，均属于本实用新型保护的范围。另外，专利中涉及到的所有联接/连接关系，并非单指构件直接相接，而是指可根据具体实施情况，通过添加或减少联接辅件，来组成更优的联接结构。本实用新型中所涉及的上、下、左、右等方位描述仅仅是相对于附图中本实用新型各组成部分的相互位置关系来说的。本实用新型中的各个技术特征，在不互相矛盾冲突的前提下可以交互组合。

图1～5分别示出了本实用新型第一个实施例的立体结构示意图、主视图、左视图、俯视图以及起落架的结构示意图；请同时参照图1～5， x轴、y轴和z轴参考图中右上角的直角坐标系。如图，本实施例中，飞行器包括前机翼100、后机翼200、第一动力组300、第二动力组400 和机身500。前机翼100与后机翼200均固定在机身500上，二者相互平行并沿y轴方向延伸。机身500连接前机翼100和后机翼200的中部，使得飞行器整体呈工字型。

后机翼200在x轴方向上与前机翼100的相对距离为L，后机翼200 在z轴方向上与前机翼100的相对距离为D，L、D均不为零，后机翼200 与前机翼100在x轴方向和z轴方向上均相互错开，以减小相互干扰，并且可同时提供升力，从而可减小整体机翼面积，增大升阻比，增大载重和续航能力，L、D的大小可根据飞行器实际的整体结构进行合理设置。本实施例中，机身包括机身前端510和机身后端520，前机翼100固定在机身前端510的底部，后机翼200固定在机身后端520的顶部，飞行器处于水平飞行的姿态时，机身呈水平状态，后机翼200高于前机翼100，机身前端510头部向底部偏斜，机身后端520的尾部向顶部偏斜，使得整体呈流线型机身。前机翼100与后机翼200均有效产生升力与控制力，与传统布局相比，可减小每个机翼的面积，减小机翼弦长，从而使得展弦比加大、诱导阻力减小、升阻比提高，进而提高载重和续航能力。

在具体实施时，也可根据需要将前机翼100固定在机身500前端的顶部，后机翼200固定在机身500后端的底部，使得飞行器处于水平飞行的姿态时，后机翼200低于前机翼100，其作用与上述方案相同。

前机翼100上设置有前俯仰调节装置，后机翼200上设置有后俯仰调节装置，该前俯仰调节装置和后俯仰调节装置用于在飞行时调节飞行器绕x轴的滚转动作和绕y轴的俯仰动作。

在本实施例中，前机翼100包括第一前机翼110和第二前机翼120，第一前机翼110和第二前机翼120相对于机身500对称，并沿y方向延伸。后机翼200包括第一后机翼210和第二后机翼220，第一后机翼210 和第二后机翼220相对于机身500对称，并沿y方向延伸。具体实施时，第一前机翼110和第一后机翼210也可以与y轴呈一定角度，同样第二前机翼120和第二后机翼220也可以与y轴呈一定角度，只需第一前机翼110和第二前机翼120相对于机身500对称，第一后机翼210和第二后机翼220相对于机身500对称。

前舵面包括第一前舵面130和第二前舵面140，第一前舵面130设置在第一前机翼110的后沿，并可相对第一前机翼110沿y方向转动；第二前舵面140设置在第二前机翼120的后沿，并可相对第二前机翼120 沿y方向转动；第一前舵面130和第二前舵面140相对机身500对称。

后舵面包括第一后舵面230和第二后舵面240，第一后舵面230设置在第一后机翼210的后沿，并可相对第一后机翼210沿y方向转动；第二后舵面240设置在第二后机翼220的后沿，并可相对第二后机翼220 沿y方向转动；第一后舵面230和第二后舵面240相对于机身500对称。

上述的第一前舵面130、第二前舵面140、第一后舵面230和第二后舵面240四者相互独立运动，互不干扰。

飞行器绕x轴的滚转力矩由第一前舵面130、第一后舵面230与第二前舵面140、第二后舵面240相对机翼的偏转角度差实现，通过控制该角度差从而控制飞行器绕x轴进行滚转运动。无论载重的重心如何变化，飞行器重心都处于第一前舵面130、第一后舵面230和第二前舵面 140、第二后舵面240两组舵面之间的任何位置，力偶矩不变，用于控制滚转的PID(Proportion Integration Differentiation：比例积分微分)飞控参数无需调整，大大减轻飞控系统负担，增加飞行稳定性。

飞行器绕y轴的俯仰力矩由第一前舵面130、第二前舵面140与第一后舵面230、第二后舵面240相对机翼的偏转角度差实现，通过控制该角度差从而控制飞行器绕y轴进行俯仰运动。无论载重的重心如何变化，飞行器重心都处于第一前舵面130、第二前舵面140和第一后舵面 230、第二后舵面240两组舵面之间的任何位置，力偶矩不变，用于控制滚转的PID飞控参数无需调整，大大减轻飞控系统负担，增加飞行稳定性。

第一动力组300和第二动力组400用于为飞行器的飞行提供动力，并通过二者的差速控制飞行器绕z轴进行偏航运动。第一动力组300包括第一前螺旋桨装置310和第一后螺旋桨装置320，第二动力组400包括第二前螺旋桨装置410和第二后螺旋桨装置420。

第一前螺旋桨装置310对应第一前舵面130的位置设置在第一前机翼110的前方，并绕x轴转动，使得第一前螺旋桨装置310位于第一前舵面130的前方，当第一前螺旋桨装置310转动时，其转动形成的气流向后流过第一前舵面130，因此，不管飞行器处于飞行状态还是悬停状态，都有足够的气流流过第一前舵面130，从而保证第一前舵面130对飞行器的控制。

第一后螺旋桨装置320对应第一后舵面230的位置设置在第一后机翼210的前方，并绕x轴转动，使得第一后螺旋桨装置320位于第一后舵面230的前方，当第一后螺旋桨装置320转动时，其转动形成的气流向后流过第一后舵面230，因此，不管飞行器处于飞行状态还是悬停状态，都有足够的气流流过第一后舵面230，从而保证第一后舵面230对飞行器的控制。

第二前螺旋桨装置410对应第二前舵面140的位置设置在第二前机翼120的前方，并绕x轴转动，使得第二前螺旋桨装置410位于第二前舵面140的前方，当第二前螺旋桨装置410转动时，其转动形成的气流向后流过第二前舵面140，因此，不管飞行器处于飞行状态还是悬停状态，都有足够的气流流过第二前舵面140，从而保证第二前舵面140对飞行器的控制。

第二后螺旋桨装置420对应设置在所述第二后舵面的前方；使得第二后螺旋桨装置420位于第二后舵面240的前方，当第二后螺旋桨装置 420转动时，其转动形成的气流向后流过第二后舵面240，因此，不管飞行器处于飞行状态还是悬停状态，都有足够的气流流过第二后舵面 240，从而保证第二后舵面240对飞行器的控制。

上述的第一前螺旋桨装置310、第一后螺旋桨装置320、第二前螺旋桨装置410和第二后螺旋桨装置420四套螺旋桨位于机翼之前，保证飞行器即使在静止状态下，机翼也能够产生升力；并且，上述四个舵面位于机翼后沿，使得四套螺旋桨位于舵面前，保证飞机在任何姿态下，只要螺旋桨处于转动状态，舵面就有足够气流通过，保证足够效力控制飞机。

第一前螺旋桨装置310、第一后螺旋桨装置320、第二前螺旋桨装置410和第二后螺旋桨装置420四套螺旋桨装置通过四个驱动装置分别驱动，使得四者相互独立工作，互不影响，可提高冗余度，从而提升安全性。其中，第一前螺旋桨装置310和第一后螺旋桨装置320的转向相同，第二前螺旋桨装置410和第二后螺旋桨装置420的转向相同，并且，第一前螺旋桨装置310、第一后螺旋桨装置320的转向与第二前螺旋桨装置410第和第二后螺旋桨装置420的转向相反，从而抵消动力电机所带来的x轴方向的不必要的滚转力矩，有利于飞行器稳定飞行。具体实施时，也可仅设置两套驱动装置进行驱动，其中，第一驱动装置通过机械装置联动驱动第一前螺旋桨装置310和第一后螺旋桨装置320同时转动，第二驱动装置通过机械装置联动驱动第二前螺旋桨装置410和第二后螺旋桨装置420同时转动，第一驱动装置和第二驱动装置的输出转速相反。

本实施例中，第一动力组300包括一个第一前螺旋桨装置310和一个第一后螺旋装置320，第二动力组400包括一个第二前螺旋桨装置410 和一个第二后螺旋桨装置420，在具体实施过程中，可根据需要设置螺旋桨装置的数量，例如，第一动力组300可包括一个或两个或多个第一前螺旋桨装置310和一个或两个或多个第一后螺旋桨装置320，对应地，第二动力组400设置有与第一螺旋桨装置310数量相等的第二前螺旋桨 410装置和与第一后螺旋桨装置320数量相等的第二后螺旋桨装置420，并使第一动力组和第二动力组相互对称。

上述第一动力组和第二动力组均通过置于机翼前方的螺旋桨装置为飞行器提供推进力，在具体实施时，第一动力组和第二动力组也可以是置于机翼中间的嵌入式螺旋桨、嵌入机翼的涵道风扇或矢量喷气发动机，以产生推进力。

飞行器绕z轴的偏航力矩由飞行器一侧的第一前螺旋桨装置310、第一后螺旋桨装置320与飞行器另一侧的第二前螺旋桨装置410、第二后螺旋桨装置420的转速差实现，通过控制该转速差从而控制飞行器绕 z轴进行偏航运动。无论载重的重心如何变化，飞行器重心都处于第一前螺旋桨装置310、第一后螺旋桨装置320和第二前螺旋桨装置410、第二后螺旋桨装置420两螺旋桨之间的任何位置，力偶矩不变，用于控制滚转的PID飞控参数无需调整，大大减轻飞控系统负担，增加飞行稳定性。机身上还可设置垂直安定面以及垂直舵面，使飞行器在绕z轴的偏航方向上具有静稳定性。

通过自主导航和自动控制系统实现自主运行。自动控制系统内置三套累赘系统，大幅提升飞行可靠性和安全性，自动控制系统同时协调上述四个螺旋桨和四个舵面共同完成飞行控制，无论机身内载荷如何布置相对x、y、z任何一个方向，整机重心都会处于上述四套螺旋桨装置与上述四个舵面之间，可提高其操控性和稳定性，以及对不同载荷的适应性。

本实施例的飞行器还包括起落架600，如图5所示，起落架600设置在机身的后端520底部，并可相对机身500转动，起落架也可安装在其他部位。该起落架600用于在飞行器竖直状态时支撑飞行器机身，使其可在竖直立与地面，便于飞行器的竖直起降，或者用于飞行器在水平起降时进行滑跑起降。

图6～8分别示出了本实用新型第二个实施例的立体结构示意图、主视图和左视图，请同时参照图6～8，本实施例与第一个实施例的区别在于机身的结构不同，具体为：本实施例中，机身500为两端分别连接前机翼100中部和后机翼200中部的垂直机翼，使得飞行器整体呈工字型。该机身可减轻机身重量和阻力，当飞行器处于水平飞行状态时，机身500为倾斜状态，后机翼200在z轴方向相对前机翼100存在相对距离D。其他的设置均与上述的第一个实施例相同，此处不做赘述。

图9～11分别示出了本发明第三个实施例的立体结构示意图、主视图和左视图，请同时参照图9～11，本实施例与第一个实施例的不同之处在于机身的结构不同，具体为：本实施例中，前机翼100和后机翼200 长度相等，第一前机翼110和第二前机翼120相对于前机翼100的中部对称，第一后机翼210和第二后机翼220相对于后机翼的中部对称。机身500包括第一机体530和第二机体540，该第一机体530连接前机翼 100和后机翼200的同一端，第二机体540连接前机翼100和后机翼200 的另一端，使得飞行器整体呈口字型，本实施例中，第一机体510和第二机体520为垂直机翼，从而使得飞行器整体形成翼盒结构，既能减轻机身重量和阻力，又能对前机翼和后机翼起到稳定作用。当飞行器处于水平飞行状态时，第一机体530和第二机体540均为倾斜状态，后机翼 200在z轴方向相对前机翼100存在相对距离D。其他的设置均与上述的第一个实施例相同，此处不做赘述。

飞行器的飞行过程大致如下：

竖直起飞过程：利用自身尾部结构(可设置起落架进行支撑)竖直立于地面，启动上述四组动力电机使上述四个螺旋桨同时工作，并增加转速，当竖直向上的拉力足够的时候，飞行器实现垂直起飞；

竖直悬停过程：如受到风的扰动，飞行器通过第一前舵面130、第一后舵面230的偏转角度与第二前舵面140、第二后舵面240的偏转角度的差动控制实现x轴方向的滚转稳定，即保证飞行器不发生绕x轴的转动；通过第一前舵面130、第二前舵面140的偏转角度与第一后舵面 230、第二后舵面240的偏转角度的差动控制实现y轴方向的俯仰稳定，即保持机身始终竖直向上，不发生倾倒；通过第一前螺旋桨装置310、第一后螺旋桨装置320与第二前螺旋桨装置410、第二后螺旋桨装置420 的转速差实现z轴方向的偏航稳定，即飞行器不会绕z轴摆动或转动。

竖直悬停转换到水平巡航过程：第一前舵面130、第二前舵面140 从当前位置向上偏转以减小前机翼100的升力，同时第一后舵面230、第二后舵面240从当前位置向下偏转以增加后机翼200的升力，从而产生低头力矩，使机身绕y轴偏转，低头俯趴，直到水平状态。在机身转动的过程中，随着机身转动，上述四个螺旋桨的推力方向也由向上转为向前，逐步在水平方向加速，完成竖直转平飞的过程。

巡航过程：飞行器绕x轴的滚转力矩由第一前舵面130、第一后舵面230与第二前舵面140、第二后舵面240相对机翼的偏转角度差实现；飞行器绕y轴的俯仰力矩由第一前舵面130、第二前舵面140与第一后舵面230、第二后舵面240相对机翼的偏转角度差实现；飞行器绕z轴的偏航力矩由飞行器一侧的第一前螺旋桨装置310、第一后螺旋桨装置 320与飞行器另一侧第二前螺旋桨装置410、第二后螺旋桨装置420的转速差实现。如果发生风干扰，也由同样机制将飞行器拉回预期状态。

水平巡航转换到竖直悬停过程：与上述竖直悬停转换到水平巡航过程相反，第一前舵面130和第二前舵面140向下偏转，第一后舵面230 和第二后舵面240向上偏转，使机身绕y轴偏转，抬头仰起，这个过程水平速度逐渐减小，上述四个螺旋桨的推力由水平逐步转为垂直向上，直到飞行器达到竖直状态。

竖直降落过程：在竖直悬停状态下，同时减少上述四个螺旋桨的转速，从而减小竖直向上的拉力，当拉力小于重力时，飞行器下降，由飞行器尾部结构或起落架提供支撑接地降落。

水平起降过程：飞行器可以像传统的飞行器一样，水平放置于地面，用传统飞行器的起落架，通过上述四个螺旋桨加速滑跑起降。

上述仅为本实用新型的较佳实施例，但本实用新型并不限制于所述实施例，熟悉本领域的技术人员在不违背本实用新型精神的前提下还可以做出多种等同变形或替换，这些等同的变形或替换均包含在本申请权利要求所限定的范围内。