一种垂直起降固定翼无人机的制作方法

本实用新型属于无人机技术领域，具体地说是涉及一种垂直起降固定翼无人机。

背景技术：

多旋翼无人机与固定翼无人机在日常生活中已经非常多见，经常用于航空拍摄、地面测绘、救灾勘查等场合。

在使用过程中发现多旋翼无人机在飞行时间上非常的短，一般为15分钟左右，而且飞行速度较慢，不适合大范围的勘查与飞行，而固定翼无人机虽然解决了飞行续航时间短的问题，但是在起飞的时候需要弹射，在执行任务的过程中也不能实现无人机定点悬停，只能进行盘旋，与此同时在降落过程中对降落场地又有较为严格的要求，场地周围必须要空旷，有一定距离的降落跑道，所以固定翼无人机在实用的过程中同样也存在着一定的问题。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供一种垂直起降固定翼无人机，其意在克服背景技术中的不足。

为解决上述技术问题，本实用新型的目的是这样实现的：

一种垂直起降固定翼无人机，包括机身、机翼、尾翼以及飞行控制器，所述机翼前方以机翼长度方向的中线为轴线对称的安装有旋翼组件，所述机翼与尾翼之间安装有尾部旋翼组件，所述旋翼组件以及尾部旋翼组件构成三旋翼结构；

所述旋翼组件包含电机、桨叶以及将所述电机与机身转动连接的电机固定座，所述电机固定座包含伺服舵机以及固接于伺服舵机其舵机转轴的支架，所述电机位于伺服舵机上方且通过支架与伺服舵机其舵机转轴枢接，驱动电机通过伺服舵机沿着舵机转轴作纵向倾斜、旋转，并带动螺旋桨叶旋转，形成一个不用角度的升力，构成矢量调节动力。

在上述方案的基础上并作为上述方案的优选方案：所述伺服舵机底部固接有底板支架，底板支架通过由一夹持机构固定于机身上。

在上述方案的基础上并作为上述方案的优选方案：所述夹持机构由抱合在机臂上的上管夹、下管夹组成，该夹持机构结构简单，装配快速。

在上述方案的基础上并作为上述方案的优选方案：所述支架为U形支架，所述U形支架两自由端与舵机转轴的两端固连，U形支架进行连接后结构更加稳固可靠。

在上述方案的基础上并作为上述方案的优选方案：所述飞行控制器位于机翼中间靠前位置。

在上述方案的基础上并作为上述方案的优选方案：所述机身由多根碳纤维管连接而成，所述机翼与尾翼之间由一根尾梁连接，尾部旋翼组件固接与该尾梁上，所述机翼下方对称的向前延伸有悬臂，所述电机固定座可拆卸的安装于该悬臂上，碳纤维管质轻、强度大，提供机身足够强度的同时降低机身重量。

在上述方案的基础上并作为上述方案的优选方案：所述舵机转轴转动角度为0-90。

在上述方案的基础上并作为上述方案的优选方案：每个所述旋翼组件可独立进行控制，这样就可以更灵活的对飞行状态进行控制。

本实用新型相比现有技术突出且有益的技术效果是：

1.具备垂直起降的功能，解决了起飞降落麻烦的问题；

2.通过舵机切换电机摆动角度，能够在多旋翼无人机和固定翼无人机之间进行智能切换，汇聚两者优点与一体；

3.旋翼采用舵机控制角度，构成了矢量动力，具有比固定式旋翼更加抗风的性能。

附图说明

图1是本实用新型的整体结构立体视图；

图2是本实用新型的整体结构主视图；

图3是本实用新型的整体结构另一立体视图；

图4是电机固定座结构示意图。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，

一种垂直起降固定翼无人机，包括机身、机翼11、尾翼12以及飞行控制器1，机身由多根碳纤维管连接而成，所述机翼11与尾翼12之间由一根尾梁13连接，尾部旋翼组件固接与该尾梁13上，机翼11下方对称的向前延伸有悬臂5，机翼11前方以机翼11长度方向的中线为轴线对称的安装有旋翼组件，机翼11与尾翼11之间安装有尾部旋翼组件，旋翼组件以及尾部旋翼组件构成三旋翼结构；

旋翼组件分为左旋翼组件和有右旋翼组件，左旋翼组件含右翼电机2、右翼桨叶4以及将右翼电机2与悬臂5转动连接的电机固定座3，电机固定座3可拆卸的安装于该悬臂5上，电机固定座3包含右翼伺服舵机39以及固接于右翼伺服舵机39其舵机转轴34的支架33，右翼电机2位于右翼伺服舵机39上方且通过支架33与右翼伺服舵机39其舵机转轴34枢接。

右翼伺服舵机39底部固接有底板支架38，底板支架38通过由一夹持机构固定于悬臂5上。

夹持机构由抱合在机臂上的上管夹35、下管夹36组成。

优选的，支架33为U形支架，U形支架两自由端与舵机转轴34的两端固连。

左旋翼组件与右旋翼组件结构相同，包含左翼电机8、左翼桨叶6、电机固定座，电机固定座包含左翼舵机7。

尾部旋翼组件包含尾部电机10、尾部桨叶9，尾部电机10固连在尾梁13上。

飞行控制器1位于机翼11中间靠前位置。

舵机转轴转动角度为0-90，这样就可以连续的在任一角度进行转动，从而可以精确的对飞行状态进行调整。

每个旋翼组件可由飞行控制器1独立进行控制。

具体的飞行控制原理为：

1.飞行控制器1安装于机翼11中间前部，用于控制右翼电机2、左翼电机8的转速，以及检测飞机俯仰、横滚状态。

2.右翼舵机3、左翼舵机7能够垂直向上90°到水平向前0°范围内任意转动，带动右翼电机2、左翼电机8向下提供升力，向前提供拉力。

3.右翼舵机3、左翼舵机7保持垂直向上90°，同时开启尾部电机10、右翼电机2、左翼电机8构成三旋翼飞机，能够垂直起降。

4.右翼舵机3、左翼舵机7保持水平向前0°，同时开启右翼电机2、左翼电机8，关闭尾部电机10，构成普通固定翼飞机，能够长航时、远距离飞行。

5.机翼11出现故障，可以通过右翼舵机3、左翼舵机7上下摆动，同时调节右翼电机2、左翼电机8转速，使得飞机能够保持稳定，通过舵机矢量调节避免坠机。

上述实施例仅为本实用新型的较佳实施例，并非依此限制本实用新型的保护范围，故：凡依本实用新型的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本实用新型的保护范围之内。