一種復合翼無人機的制作方法
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及一種垂直起降飛行器，特別是涉及一種復合翼無人機。
【背景技術】
[0002]固定翼垂直起降無人機兼顧固定翼無人機的高速飛行能力以及久航能力和多軸無人機的垂直起降能力，因此，其實用價值得到了工業無人機領域的廣泛推崇。
[0003]現有多軸飛行器通過各個螺旋槳轉動阻力矩的的偏差產生偏航方向的控制力矩，這導致偏航控制能力遠遠低于滾轉和俯仰控制能力，滾轉和俯仰控制能力是通過各個螺旋槳的拉力差與相應力臂產生的，控制能力可達偏航方向的5至10倍。
[0004]復合翼飛行器具有兩種飛行狀態，高速狀態和低速狀態。高速狀態下拉力向上的螺旋槳不工作，拉力向前的螺旋槳克服氣動阻力，機翼產生氣動升力克服重力。低速狀態下拉力向上的螺旋槳克服全機重力，同時，通過螺旋槳拉力差和轉動阻力矩差產生滾轉、俯仰和偏航控制力矩。由于復合翼飛行器的機翼等氣動升力面在低速狀態下具有一定的氣動阻力，增加了偏航方向阻尼，加劇了低速狀態下偏航控制能力欠缺的問題。
【實用新型內容】
[0005]針對上述現有復合翼垂直起降無人機低速狀態下的偏航控制能力問題，本實用新型提供了一種復合翼無人機。
[0006]為解決上述問題，本實用新型提供的一種復合翼無人機通過以下技術要點來解決問題:一種復合翼無人機，包括飛行器主體和固定于飛行器主體上的多個垂直動力單元；
[0007]所述垂直動力單元包括螺旋槳、驅動螺旋槳轉動的電機、控制電機轉速的電子調速器，所述垂直動力單元環繞飛行器的重心布置；
[0008]所述垂直動力單元的螺旋槳轉軸均傾斜安裝，以使螺旋槳所產生的拉力具有垂直分力和水平分力，各個螺旋槳軸線與飛行器重心的連線，均與該螺旋槳所產生的水平分力方向具有夾角，該夾角度數大于零或小于零。
[0009]具體的，以上方案中，所述垂直分力即為對應螺旋槳產生的拉力分解出的平行于螺旋槳軸線的分力，該分力用于克服飛行時無人機的重力，所述水平分力即為對應螺旋槳產生的拉力分解出的垂直于螺旋槳軸線的分力，用于實現飛機的偏航。由于在各個螺旋槳軸線與飛行器重心的連線與該螺旋槳所產生的水平分力方向一致時，無人機僅能平飛，故該技術方案中，通過限定螺旋槳軸線的傾斜方向，使得以上水平分力必然產生用于控制無人機飛行狀態的偏航力矩，可有效的解決復合翼飛行器低速狀態下偏航控制不足的問題。
[0010]更進一步的技術方案為:
[0011 ]為便于實現無人機在飛行時，可通過飛行器主體獲得升力，以便于使得本無人機在消耗同樣功率的情況下，獲得更快的平飛速度，所述飛行器主體的外形使得飛行器具有向前速度時，飛行器主體能夠產生部分或全部抵消無人機重力的升力。作為優選的技術方案，所述飛行器主體的外形呈翼板狀，且飛行器主體的外形左右面對稱。以上結構特征可使得本無人機具有更為輕便的結構，同時在螺旋槳產生拉力一定時，可通過設置較大額螺旋槳軸線傾角，獲得更大的平飛動力。
[0012]在飛行器主體尺寸一定的情況下，為使得通過垂直動力單元所產生水平分力，能得到更大的偏航力矩，所述飛行器主體呈面對稱形狀，還包括兩根分別固定于飛行器主體上的支撐桿，所述支撐桿的長度方向均沿著無人機的弦長方向，兩根支撐桿相對于飛行器主體的中心面對稱，所述垂直動力單元為四個，每根支撐桿的端部均固定有一個垂直動力單元。
[0013]為便于本無人機的飛行姿態控制，處于無人機左前方和右前方的兩個垂直動力單元的螺旋槳軸線的傾角大小和傾斜方向相對于無人機的中心面對稱;處于無人機左后方和右后方的兩個垂直動力單元的螺旋槳軸線的傾角大小和傾斜方向相對于無人機的中心面對稱。以上方案中，在本飛行器垂直起降時，四個螺旋槳的轉速一致，便可實現豎直起降。
[0014]為便于改變垂直動力單元對無人機偏航控制力矩的大小，所述垂直動力單元的螺旋槳為變槳距螺旋槳。變槳距螺旋槳具有相對于無人機重心的偏航力臂，為變槳距螺旋槳提供的電機、電子調速器以及舵機中，通過協調改變電子調速器和舵機的指令可以調整變槳距螺旋槳的轉速和螺距，相應改變偏航控制力矩。
[0015]所述飛行器主體上還設置有尾翼，所述尾翼上設置有氣動舵面。所述氣動舵面為升降方向舵，以通過氣動舵面，對飛行器的飛行姿態進行調整:氣動舵面在無人機高速飛行的情況下，利于提升無人機的穩定性和操作性。
[0016]為使得本無人機具有低功耗高速平飛能力，還包括固定于無人機上的平飛螺旋槳。所述平飛螺旋槳用于產生水平拉力。
[0017]為便于改變垂直動力單元所產生水平分力的大小和方向，每個垂直動力單元上均設置有一個傾角調節機構，各個傾角調節機構用于調整對應螺旋槳軸線的傾斜方向的傾角大小。
[0018]作為具體的傾角調節機構結構形式，所述傾角調節機構包括調節裝置、轉盤，垂直動力單元的下端與轉盤的上端面通過鉸接球鉸接連接，且垂直動力單元的螺旋槳軸線過鉸接球的球心，調節裝置設置于垂直動力單元與轉盤之間用于制動所述鉸接球轉動，所述轉盤可繞自身軸線轉動，且轉盤的軸線過鉸接球的球心。
[0019]以上結構中，調節裝置用于調整螺旋槳軸線的傾角大小，轉盤用于調整螺旋槳軸線的傾斜方向。所述調節裝置可采用伺服電機前端設置一個外齒輪，垂直動力單元的下端上設置環形的外齒條，外齒輪與外齒條齒嚙合的形式，在外齒輪轉動時，外齒輪與不同外齒條上齒條嚙合加以實現;調節裝置也可以采用液壓缸，液壓缸在本結構中的具體裝配形式可以是液壓缸的缸體端和活塞桿端部分別與轉盤和垂直動力單元鉸接連接，或者液壓缸的一端固定連接，另一端設置于一個滑槽內，所述滑槽固定于垂直動力單元或轉盤上。優選采用多個調節裝置的設置方式，利于所述傾角大小角度的穩定性，液壓缸優選為單缸雙作用油缸，以提升對傾角大小的調節精度。
[0020]進一步的，設置一個轉座，所述轉座上設置有通孔或盲孔，所述轉盤位于通孔或盲孔中，且轉盤的側壁與通孔或盲孔表面接觸，達到即使轉盤受力較大，也能夠將轉盤限定于無人機上特定位置的效果。
[0021]由于垂直動力單元在工作工程中，其螺旋槳的轉動阻力矩是必然存在的，為使得所述轉動阻力局能夠運用于無人機的飛行姿態調整，各個垂直動力單元上螺旋槳槳葉的傾斜方向，需滿足在各個螺旋槳在工作時，各個螺旋槳的水平分力產生的偏航力矩方向與該螺旋槳所產生的轉動阻力矩方向一致。以上結構形式中，便于實現螺旋槳轉速增加時，水平分力增加的偏航力矩和螺旋槳轉動阻力矩增加的偏航力矩方向相同，使得改變偏航力矩的能力達到最大。
[0022]本實用新型具有以下有益效果:
[0023]方案中，所述垂直分力即為對應螺旋槳產生的拉力分解出的平行于螺旋槳軸線的分力，該分力用于克服飛行時無人機的重力，所述水平分力即為對應螺旋槳產生的拉力分解出的垂直于螺旋槳軸線的分力，用于實現飛機的偏航。由于在各個螺旋槳軸線與飛行器重心的連線與該螺旋槳所產生的水平分力方向一致時，無人機僅能平飛，故該技術方案中，通過限定螺旋槳軸線的傾斜方向，使得以上水平分力必然產生用于控制無人機飛行狀態的偏航力矩，可有效的解決復合翼飛行器低速狀態下偏航控制不足的問題。
【附圖說明】
[0024]圖1為本實用新型所述的一種復合翼無人機一個具體實施例的結構示意圖；
[0025]圖2為本實用新型所述的一種復合翼無人機一個具體實施例中，傾角調節機構的結構以及其與垂直動力單元的連接關系示意圖。
[0026]圖中標記分別為:1、飛行器主體，2、垂直動力單元，3、支撐桿，4、調節裝置，5、轉盤，6、轉座。
【具體實施方式】
[0027]本實用新型提供了一種復合翼無人機，用于解決:現有技術中復合翼垂直起降飛行器低速狀態下偏航控制能力差和結構利用率低的問題。
[0028]下面結合實施例對本實用新型作進一步的詳細說明，但是本實用新型不僅限于以下實施例:
[0029]實施例1:
[0030]如圖1所示，一種復合翼無人機，包括飛行器主體I和固定于飛行器主體I上的多個垂直動力單元2;
[0031]所述垂直動力單元2包括螺旋槳、驅動螺旋槳轉動的電機、控制電機轉速的電子調速器，所述垂直動力單元2環繞飛行器的重心布置；
[0032]所述垂直動力單元2的螺旋槳轉軸均傾斜安裝，以使螺旋槳所產生的拉力具有垂直分力和水平分力，各個螺旋槳軸線與飛行器重心的連線，均與該螺旋槳所產生的水平分力方向具有夾角，該夾角度數大于零或小于零。
[0033]本實施例中，所述垂直分力即為對應螺旋槳產生的拉力分解出的平行于螺旋槳軸線的分力，該分力用于克服飛行時無人機的重力，所述水平分力即為對應螺旋槳產生的拉力分解出的垂直于螺旋槳軸線的分力，用于實現飛機的偏航。由于在各個螺旋槳軸線與飛行器重心的連線與該螺旋槳所產生的水平分力方向一致時，無人機僅能平飛，故該技術方案中，通過限定螺旋槳軸線的傾斜方向，使得以上水平分力必然產生用于控制無人機飛行狀態的偏航力矩，可有效的解決復合翼飛行器低速狀態下偏航控制不足的問題。
[0034]實施例2:
[0035]本實施例在實施例1的基礎上作進一步限定，如圖1所示，為便于實現無人機在飛行時，可通過飛行器主體I獲得升力，以便于使得本無人機在消耗同樣功率的情況下，獲得更快的平飛速度，所述飛行器主體I的外形呈翼板狀，且飛行器主體I的外形左右面對稱。以上結構特征可使得本無人機具有更為輕便的結構，同時在螺旋槳產生拉力一定時，可通過設置較大額螺旋槳軸線傾角，獲得更大的平飛動力。
[0036]在飛行器主體