无人机的制作方法

本实用新型涉及飞行器领域，尤其涉及一种无人机。

背景技术：

现有无人机主要分为旋翼和固定翼两种机型，固定翼飞机具有飞行速度快、航程远及巡航时间长的优点，但其起降对跑到的依赖较强，跑道的长度及质量都会限制固定翼飞机的起降。此外，固定翼飞机起飞后只能控制飞行速度的快慢及转向，无法在空中悬停。旋翼机恰好能拟补固定翼飞机的不足，其起降方式是垂直起降，不依赖跑道，理论上只要大校能够容纳旋翼机的地表均可进行升降，这就使得其应用环境可以应对各种狭小的空间，这一点是固定翼飞机所不能企及的。并且旋翼机能够随时悬停，这对于需要空中完成的作业提供了极大的便利。但旋翼机相比固定翼飞机功耗大、风阻强、旋翼的机械效率低，这些因素导致旋翼机无论飞行速度，续航能力以及巡航时间都是致命的缺陷。

随着无人机领域的不断发展壮大，行业内迫切的需要一种能够融合固定翼及旋翼机的新式飞行器，并且做了很多尝试。旋翼机的螺旋桨既要提供机身的升力，又要提供前进的动力，因此，其桨叶的载荷较大，且桨叶侧面迎风，因而旋翼机的桨叶适用于大桨径及小螺距以及低转速；反之，固定翼飞机机身的升力主要靠机翼提供，其螺旋桨主要起到牵引的作用，桨叶本身承受的载荷要低，且桨面迎风，因而，其适用于小桨径、大螺距及高转速。

由固定翼飞机与旋翼飞机对动力系统的要求不同，二者的融合就要解决动力系统转换的问题。目前较为成功的机型是在四旋翼无人机的基础上进行改进，在桨径不便的情况下，通过控制桨叶变桨来改变桨叶的螺距，以此来实现固定翼飞机与旋翼机动力系统的切换。但这种机型由于只能调整螺距，而无法改变桨径，使得飞机动力系统在起降阶段和飞行阶段均无法达到最佳配比。并且，额外增加的变桨功能导致动力系统结构极其复杂，故障率极高，并且增加了机翼的载荷，限制了翼展。这些因素综合起来使得该机型飞行速度、起降能力、航程以及续航时间都大打折扣。

技术实现要素：

鉴于上述现有技术的不足，本实用新型的目的在于解决现有固定翼及旋翼飞机融合效果差、融合前各自优点继承少的问题。

本实用新型的技术方案如下：

本实用新型公开了一种无人机，包括：

机身，所述机身上方设有垂尾，所述机身腹部与所述垂尾相正的设有腹鳍，所述机身两侧设有机翼；

牵引系统，所述牵引系统包括固定于所述机翼上的牵引吊舱，所述牵引吊舱设有受其驱动的牵引螺旋桨；

起降系统，所述起降系统包括分别固定于所述垂尾及腹鳍上的一对起降吊舱，所述起降吊舱设有受其驱动的起降螺旋桨；

所述牵引螺旋桨的桨径小于所述起降螺旋桨，螺距大于所述起降螺旋桨。

所述的无人机，其中，还包括起落架，所述起落架分别设置于所述机翼翼中及起降吊舱的尾部。

所述的无人机，其中，所述牵引吊舱位于所述机翼的翼中。

所述的无人机，其中，所述牵引吊舱内设有用于驱动所述牵引螺旋桨旋转的牵引电机及用于控制所述牵引电机转速的调速机构。

所述的无人机，其中，所述起降吊舱内设有用于驱动所述起降螺旋桨旋转的起降电机及用于控制所述起降电机转速的调速模块。

所述的无人机，其中，所述起降电机输出轴端部设有用于固定所述起降螺旋桨的轮毂，所述轮毂内设有用于所述起降螺旋桨开合的折叠装置。

所述的无人机，其中，所述折叠装置包括位于所述轮毂轴心处的轮轴，所述轮轴表面设有延其轴向呈条形延伸的轮齿，所述起降螺旋桨根部设有与所述轮齿传动连接的齿轮结构。

所述的无人机，其中，所述机翼后方位于翼尖与起落架之间还设有副翼。

所述的无人机，其中，所述副翼位于所述机身的一端处于所述牵引螺旋桨滑流范围内。

所述的无人机，其中，所述机身内置有分别与所述牵引系统及起降系统通讯连接的控制装置。

本实用新型给出的无人机，在整个飞行过程中，由于同时兼具小推重比的牵引系统和大推重比的起降系统，极大的降低了功耗、提升飞行效率；既保证旋翼机布局的合理性和高效性，同时保证固定翼的布局的优点，使得该机融合多旋翼飞机与固定翼飞机的特点，并全部继承了多旋翼飞机起降方便、可以悬停的优点，又继承了固定翼飞机大航程、高航速、可长时间续航的优势。分别在机翼上设置适用于固定翼飞机的牵引系统，在垂尾及腹鳍上设置适用于旋翼机的升降系统，通过分别控制牵引系统及旋翼系统的工作状态来实现二者的切换，无需改变桨叶的螺距，精简了动力系统的结构，降低故障率；牵引吊舱设置于机翼的翼中位置，降低机翼的载荷，消除吊舱对翼展及展弦比的限制，提高飞行效率；升降系统的桨叶在飞行阶段可以折叠，降低风阻，最大程度上继承固定翼飞机的优势。

附图说明

图1为本实用新型实施例中，无人机的结构示意图；

图2为本实用新型实施例中，无人机巡航状态下的结构示意图；

图3为本实用新型实施例中，无人机起飞至降落全过程的原理图。

具体实施方式

本实用新型提供一种无人机，为使本实用新型的目的、技术方案及效果更加清楚、明确，以下对本实用新型进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

本实用新型提供的无人机，如图1所示，包括机身1，机身1两侧设有机翼2，机身1尾部上方设有垂尾3，位于垂尾3下方设有腹鳍4。其中，垂尾3与腹鳍4相互正对的分别设置于机身1尾部的上方及腹部。机翼2前方翼中处设有牵引系统，垂尾3与腹鳍4上设有起降系统。牵引系统包括固定在机翼上的牵引吊舱5，牵引吊舱5的前端设有牵引螺旋桨50；升降系统包括分别设置在垂尾3及腹鳍4端部的起降吊舱6，升降吊舱6的端部设有起降螺旋桨60。牵引螺旋桨50桨径小于起降螺旋桨60，螺距大于升降螺旋桨，采用适合固定翼飞机的小桨径大螺距结构。起降系统的起降螺旋桨60桨径大于牵引螺旋桨50，螺距小于牵引螺旋桨50，采用适用旋翼飞机的大桨径小螺距结构。机身1内置有与牵引系统及起降系统通讯连接/电连接的控制装置，用于控制飞机各个模态下牵引系统及起降系统的工作状态。

牵引吊舱5内设有用于驱动牵引螺旋桨50转动的牵引电机，以及用来控制牵引电机工作状态的调速机构。由于牵引系统主要负责飞机起飞后巡航状态下提供前进动力，因而牵引电机为高转速、大KV值(KV值是指向电机每增加1V的电压所获得的转速增速)和小功率的适应高速(相对于旋翼机)的电机。

起降吊舱6内设有用于驱动起降螺旋桨60转动的起降电机，以及用来控制升降电机工作状态的调速机构。由于起降系统主要负责提供飞机垂直起降落及悬停等模态的升力，在飞机巡航状态下起降系统处于关闭状态因而起降电机为低转速、小KV值和大功率的适应低速(相对于固定翼飞机)的电机。

为了进一步提高飞机飞行效率，减小平飞(巡航)时的风阻，起降螺旋桨60采用可折叠桨，如图2所示，平飞过程中起降系统关闭，起降螺旋桨处于折叠状态。具体地，起降电机的输出轴端部固定有轮毂61，轮毂61用来起降螺旋桨60并带动其沿着起降电机主轴转动。轮毂61内还设有用于控制起降螺旋桨60收拢的折叠装置。可折叠桨技术如图2所示，折叠装置包括设置于轮毂61内部与起降电机主轴同轴的轮轴62，轮轴62表面设有沿其轴向呈条状延伸的轮齿，起降螺旋桨60桨根处设有与齿轮结构。其中，齿轮结构的转轴与轮轴62之间通过转向器传动连接。起降螺旋桨60的根部与轮毂61之间可转动连接，轮毂61内设有用于驱动轮轴62转动的驱动装置，当轮轴62转动时，由于起降螺旋桨60桨根的齿轮结构与轮齿通过转向器传动连接，因而带动起降螺旋桨60沿着齿轮结构的转轴旋转，从而实现控制起降螺旋桨60的折叠和展开。起降螺旋桨60采用折叠装置可以有效降低飞机平飞时的功耗，提高动力效率，同时，相对于现有的可变距桨动力机构其结构更为简单，生产成本和故障率低。

本实施例中，机翼2与垂尾3及腹鳍4上均设有起落架7，其中，机翼2上的起落架7和牵引吊舱5均设置在翼中位置(机翼2的中间位置)。由于牵引吊舱5和起落架7布置于翼中，降低了机翼2所要承受的力矩，使翼展不再受到牵引吊舱5和起落架7的限制，故机翼2可以采用较大翼展和展弦比设计，能有效提高飞机的气动效率，从而提高飞机的飞行效率；垂尾3和腹鳍4的展长采用机翼半翼展的30％到70％，为保证飞机着陆时的触地稳定性，展长可取30～70％中的较大值，同时垂尾3和腹鳍4的设置能够保证飞机平飞时的航向和横向稳定性。由于垂尾3和腹鳍4的尺寸较短，因而，起降吊舱6为了降低牵引吊舱5固定在机翼2的翼中，本实施例中，垂尾3与腹鳍4的尺寸远小于机翼2的翼展，因此，其上固定的起降吊舱6与起落架7均设置于垂尾3与腹鳍4的端部。

机翼2后缘位于起落架7与翼尖之间设置副翼8，由于起落架7与牵引吊舱5均设置于翼中，这样，将副翼8设置在起落架7与翼尖之间(即翼尖与翼中之间)，翼中到翼根之间不开设副翼8(舵面)，可以增加翼根的强度，降低飞机着陆时对机翼结构强度的要求。同时，该结构使得副翼8靠近机身的一端位于牵引螺旋桨50产生的滑流范围内，可以提高副翼8的舵效，使得机体具备更好的机动性。

本实施例所给出的无人机，如图3所示，其飞行全过程如下：如图3中①所示，飞机在垂直起飞阶段，控制装置控制起降系统及牵引系统同时工作，并控制起降螺旋桨60由折叠状态自动展开，由于起降系统与牵引系统同时处于工作状态，此时飞机的升力大于重力，飞机垂直起飞；如图3中②所示，当飞机飞行速度达到预定值时(到达垂直改平飞的速度阈值)，控制装置控制副翼8偏转，同时降低起降电机的转速，使飞机姿态由垂直逐渐向水平过渡；如图3中③所示，当进入平飞姿态时，控制起降系统关闭，起降螺旋桨60自动折叠，并下垂至与垂尾3及腹鳍4表面平行的位置，同时根据飞行速度的需求调整牵引电机的转速，此时飞机切换到固定翼飞行模式(水平飞行)；如图3中④所示，当需要飞机悬停时，启动起降系统，展开起降螺旋桨60，偏转副翼8，将飞机的姿态由近似水平改为垂直，控制飞机进入悬停模态；当悬停任务完成后，如图3中⑤及⑥所示，控制副翼8偏转，降低起降电机的转速，将飞机的姿态由垂直改为水平后，控制起降系统关闭，起降螺旋桨60自动折叠，飞机再次进入平飞阶段；如图3中⑦及⑧所示，当飞机完成飞行任务，准备降落时，启动起降系统，展开起降螺旋桨60，偏转副翼8，将飞机的姿态由近似水平改为垂直，先控制飞机进入悬停模态，再调整起降系统及牵引系统的工作状态，并根据需要偏转副翼8，调整飞机姿态，保持飞机缓慢下降直到降落至地面。

本实用新型给出的无人机，在整个飞行过程中，由于同时兼具小推重比的牵引系统和大推重比的起降系统，极大的降低了功耗、提升飞行效率；既保证旋翼机布局的合理性和高效性，同时保证固定翼的布局的优点，使得该机融合多旋翼飞机与固定翼飞机的特点，并全部继承了多旋翼飞机起降方便、可以悬停的优点，又继承了固定翼飞机大航程、高航速、可长时间续航的优势。分别在机翼上设置适用于固定翼飞机的牵引系统，在垂尾及腹鳍上设置适用于旋翼机的升降系统，通过分别控制牵引系统及旋翼系统的工作状态来实现二者的切换，无需改变桨叶的螺距，精简了动力系统的结构，降低故障率；牵引吊舱设置于机翼的翼中位置，降低机翼的载荷，消除吊舱对翼展及展弦比的限制，提高飞行效率；升降系统的桨叶在飞行阶段可以折叠，降低风阻，最大程度上继承固定翼飞机的优势。

以上内容是结合具体的实施方式对本实用新型所作的进一步详细说明，不能认定本实用新型的具体实施只局限于这些说明。对于本实用新型所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，所有这些改进和变换都应属于本实用新型所附权利要求的保护范围。