垂直起降旋翼式无人飞行器的制造方法
【专利摘要】本实用新型涉及无人机领域，具体公开了一种垂直起降旋翼式无人飞行器，主要包括主机架总成、发动机组、旋翼总成、尾传动总成；主机架总成包括机身侧板、传动组件和主轴，主轴垂直设置在传动组件上；发动机组设于机身侧板之间，尾传动总成通过尾管与主机架总成连接，旋翼总成与主轴连接；所述旋翼总成包括相互垂直设置的一对主旋翼和一对副翼，在该主旋翼和副翼交叉处设有总距滑块组，该总距滑块组下方设有十字盘，该十字盘设于主轴上；所述发动机组的排量为111CC。本实用新型优点是，该飞行器有效载荷可达15KG，可垂直起降，对地面空间要求很低，不需要专门的起降场地和跑道，飞行速度、制造成本低，灵活性强，人员操作安全，通用性强。
【专利说明】 垂直起降旋翼式无人飞行器
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及无人机领域，特别是指一种垂直起降旋翼式无人飞行器。
【背景技术】
[0002]目前，常规高空作业主要是有人驾驶航空飞行器，但是作业时，起飞降落受场地限制，又因外形庞大，空中飞行不能在周围环境复杂地区作业。随着我国低空领域开放步伐的加快和空域管理体制的改革，以及人们对高效作业的认识，无人驾驶飞行器的应用越来越广泛。无论是在国防交通领域应用，还是在农林科考领域应用，从作业精准度、飞行可控范围到应用领域来看，无人驾驶飞行器技术的发展及应用都是必然趋势。
[0003]现有高空作业无论是农业应用中高空喷洒农药，还是高空拍摄影像以及其他领域的应用都是采用有人驾驶飞机，不但成本高、场地要求高、受周围环境约束，而且通用性不强、可控性不高、机动灵活性低，还必须要专业飞行员才能操作。
实用新型内容
[0004]本实用新型的目的是提供一种垂直起降旋翼式无人飞行器，该飞行器有效载荷可达15KG，可垂直起降，对地面空间要求很低，不需要专门的起降场地和跑道，飞行速度、飞行高度可以任意控制，制造成本低，灵活性强，人员操作安全，通用性强。
[0005]为了实现上述目的，本实用新型采用了以下的技术方案:一种垂直起降旋翼式无人飞行器，主要包括主机架总成、发动机组、旋翼总成、尾传动总成；所述主机架总成包括对置设置的两块机身侧板、设于机身侧板之间的传动组件和主轴，所述主轴垂直设置在传动组件上；所述发动机组设于机身侧板之间，所述尾传动总成通过尾管与主机架总成连接，所述旋翼总成与主轴连接；所述旋翼总成包括相互垂直设置的一对主旋翼和一对副翼，在该主旋翼和副翼交叉处设有总距滑块组，该总距滑块组下方设有十字盘，该十字盘设于主轴上；所述发动机组的排量为111CC。
[0006]进一步的，所述尾传动总成包括设于尾管上的平尾和垂尾，所述尾管末端设有尾波箱组件，该尾波箱组件上设有一对尾旋翼。
[0007]进一步的，还包括起落架，所述起落架通过锁紧螺栓与机身侧板固定连接。
[0008]进一步的，在所述主轴下方和主轴的前方分别设有设备组。
[0009]进一步的，所述设备组包括设备盒和设备板，该设备板上设有减震器。
[0010]进一步的，所述起落架包括主架和设于主架上的两组加强横梁，所述起落架整体由不锈钢材料制成。
[0011]进一步的，所述机身侧板为碳纤维板。
[0012]本实用新型的有益效果在于:采用上述结构后，飞行器升空后发动机保持在一个相对稳定的转速下，控制上升和下降是通过调整旋翼的总距来得到不同的总升力，因此直升机实现了垂直起飞及降落；因此，对地面空间要求很低，不需要专门的起降场地和跑道，飞行速度、飞行高度可以任意控制，制造成本低，灵活性强，人员操作安全，通用性强。该发动机组的排量为111CC，功率为8.68KW，使该飞行器有效载荷可达15KG，实现购置成本低、机动灵活，应用范围广。
【专利附图】
【附图说明】
[0013]为了更清楚地说明本实用新型实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0014]图1为本实用新型的分解图；
[0015]图2为本实用新型中主机架总成的分解图；
[0016]图3为本实用新型中旋翼总成的分解图；
[0017]图4为本实用新型中尾传动总成的分解图；
[0018]图5为本实用新型中设备组的分解图。
【具体实施方式】
[0019]下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
[0020]如图1、图2所示的一种垂直起降旋翼式无人飞行器，主要包括主机架总成、发动机组60、旋翼总成20、尾传动总成30 ;所述主机架总成10包括对置设置的两块机身侧板101、设于机身侧板101之间的传动组件103和主轴102，所述主轴102垂直设置在传动组件103上；主轴102位于整机的中心，机身侧板101为碳纤维板，减轻整机重量的同时增强
整体强度。
[0021]所述发动机组60设于机身侧板101之间，所述尾传动总成30通过尾管301与主机架总成10连接，所述旋翼总成20与主轴102连接；发动机组60驱动传动组件103使主轴102带动旋翼总成20旋转提供升力，把飞行器举托在空中，发动机组60同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测无人机回转角度并反馈至尾桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。
[0022]如图3所不,所述旋翼总成20包括相互垂直设置的一对主旋翼201和一对副翼202，在该主旋翼201和副翼202交叉处设有总距滑块组203，该总距滑块组203下方设有十字盘204，该十字盘204设于主轴102上。
[0023]飞行器整体配备排量为Illcc的双缸对置活塞式汽油发动机，发动机功率达到
8.68KW，整机配备两个2L油箱104，油箱104为整机提供动力来源，油箱104分别设于机身侧板101两侧，同时配置双消音器。
[0024]如图4所示，所述尾传动总成30包括设于尾管301上的平尾302和垂尾303，所述尾管301末端设有尾波箱组件305，该尾波箱组件305上设有一对尾旋翼304。
[0025]其中，还包括起落架50，所述起落架50通过锁紧螺栓与机身侧板101固定连接。所述起落架50包括主架和设于主架上的两组加强横梁，起落架50整体由不锈钢制成。镶嵌式全焊接不锈钢起落架50，可整体拆卸，起落架50包含两组加强横梁，为起落架50的负重起到稳定作用。
[0026]如图5所示，在所述主轴102下方和主轴102的前方分别设有设备组40。所述设备组40包括设备盒401和设备板402，该设备板402上设有减震器403。设备盒401内放置的是控制设备，减震器403可防止控制设备损坏。整机搭配两套设备组40，用于进行飞行任务的自动控制。
[0027]使用时，通过“倾斜盘”可以改变直升机的旋翼的桨叶角，从而实现旋翼周期变距，以此改变旋翼旋转平面不同位置的升力来实现改变直升机的飞行姿态，再以升力方向变化改变飞行方向。同时，直升机升空后发动机是保持在一个相对稳定的转速下，控制直升机的上升和下降是通过调整旋翼的总距来得到不同的总升力的，因此直升机实现了垂直起飞及降落。
[0028]以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种垂直起降旋翼式无人飞行器，其特征在于:主要包括主机架总成(10)、发动机组(60)、旋翼总成(20)、尾传动总成(30)； 所述主机架总成(10)包括对置设置的两块机身侧板(101)、设于机身侧板(101)之间的传动组件(103)和主轴(102)，所述主轴(102)垂直设置在传动组件(103)上； 所述发动机组(60)设于机身侧板(101)之间，所述尾传动总成(30)通过尾管(301)与主机架总成(10)连接，所述旋翼总成(20)与主轴(102)连接； 所述旋翼总成(20)包括相互垂直设置的一对主旋翼(201)和一对副翼(202),在该主旋翼(201)和副翼(202)交叉处设有总距滑块组(203)，该总距滑块组(203)下方设有十字盘(204),该十字盘(204)设于主轴(102)上； 所述发动机组(60)的排量为111CC。
2.根据权利要求1所述的垂直起降旋翼式无人飞行器，其特征在于:所述尾传动总成(30 )包括设于尾管(301)上的平尾(302 )和垂尾(303 )，所述尾管(301)末端设有尾波箱组件(305 )，该尾波箱组件(305 )上设有一对尾旋翼(304)。
3.根据权利要求1所述的垂直起降旋翼式无人飞行器，其特征在于:还包括起落架(50)，所述起落架(50)通过锁紧螺栓与机身侧板(101)固定连接。
4.根据权利要求1所述的垂直起降旋翼式无人飞行器，其特征在于:在所述主轴(102)下方和主轴(102)的前方分别设有设备组(40)。
5.根据权利要求4所述的垂直起降旋翼式无人飞行器，其特征在于:所述设备组(40)包括设备盒(401)和设备板(402),该设备板(402)上设有减震器(403)。
6.根据权利要求3所述的垂直起降旋翼式无人飞行器，其特征在于:所述起落架(50)包括主架和设于主架上的两组加强横梁，所述起落架(50)整体由不锈钢材料制成。
7.根据权利要求1?6任一项权利要求所述的垂直起降旋翼式无人飞行器，其特征在于:所述机身侧板(101)为碳纤维板。
【文档编号】B64C27/52GK203698662SQ201420047611
【公开日】2014年7月9日 申请日期:2014年1月24日 优先权日:2014年1月24日
【发明者】杨志杰, 张伟阳, 杨柳青, 郭竞 申请人:兰州神龙航空科技有限公司