CN103979105A - 一种垂直起降可变翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种垂直起降可变翼飞行器，包括机身和设置于机身下部的主机翼，还包括与主机翼两端分别连接的左机翼和右机翼，其中，主机翼的内部安装有左机翼转动轴套和右机翼转动轴套；左机翼设有一套置于左机翼转动轴套内的左机翼转动轴，右机翼设有一套置于右机翼转动轴套内的右机翼转动轴；并且，主机翼内部还设置用于驱使左机翼转动轴调整左机翼方向的左机翼舵机，以及用于驱使右机翼转动轴调整右机翼方向的右机翼舵机。本发明可以实现航模及无人飞行器的垂直起落，快速实现各种飞行状态、以及有效的起到飞行刹车和后退效果。

Description

一种垂直起降可变翼飞行器

技术领域

本发明涉及航模及无人飞行器，尤其涉及的是一种垂直起降可变翼飞行器。

背景技术

现有的飞行器主要分以下几种，分别是固定翼，直升机和多轴飞行器，其固定翼的缺点是只能通过跑道滑跑起飞和降落，在没有跑道的情况下飞机无法获得足够的升力使飞机起飞和降落，在这种情况下对飞行场地的要求高。直升飞机对场地的要求比较低，可以在很小的范围内起飞和降落，其缺点无法长时间的的飞行，速度慢，无法承载更多设备。多轴飞行器其缺点无法长时间的飞行，速度慢，电机和电调数量多，对飞控的要求高，自身的稳定性能差。

在现有的专利中，垂直起落主要是由转动机构直接驱使电机改变其拉力方向来驱使飞机垂直起落，其转换角度都是在0-90度之间，其缺点是机翼会对螺旋桨产生一定的阻力，使飞机动力有一部分损失，无法承载更多设备。当飞机升力系统垂直与90度的角度时，对于飞机向前、向后、向左、向右的灵敏度和精确度控制降低。使在操控上难以达到理想的飞行状态，当飞机在固定翼飞行过程中转换成垂直飞行时不能有效的立即转换，需要把飞机的速度降到最低速度才可以转换成垂直状态，这样的状态下飞机会迅速的下坠，在这种情况下需要对飞行控制者的飞行水平要求极高才能控制飞机下坠。同时在转换成垂直状态后无法达到刹车和快速后退效果，对操控手的飞行要求相对难度较高。

因此，现有技术存在缺陷，需要改进。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种可以实现航模及无人飞行器的垂直起落，快速实现各种飞行状态、以及有效的起到飞行刹车和后退效果的垂直起降可变翼飞行器。

本发明的技术方案如下：一种垂直起降可变翼飞行器，包括机身和设置于机身下部的主机翼，还包括与主机翼两端分别连接的左机翼和右机翼，其中，主机翼的内部安装有左机翼转动轴套和右机翼转动轴套；左机翼设有一套置于左机翼转动轴套内的左机翼转动轴，右机翼设有一套置于右机翼转动轴套内的右机翼转动轴；并且，主机翼内部还设置用于驱使左机翼转动轴调整左机翼方向的左机翼舵机，以及用于驱使右机翼转动轴调整右机翼方向的右机翼舵机。

应用于上述技术方案，所述的垂直起降可变翼飞行器中，左机翼还分别设置有左螺旋桨和左电机，右机翼还分别设置有右螺旋桨和右电机，并且，机身的尾部还设置一可变桨距的尾螺旋桨和一尾部电机。

应用于各个上述技术方案，所述的飞行结构中，所述左机翼转动轴和所述右机翼转动轴的各端部通过轴承固定座、轴承和轴承固定板分别连接主机翼与左机翼和右机翼。

应用于各个上述技术方案，所述的垂直起降可变翼飞行器中，所述左机翼和所述右机翼对称安装设置。

应用于各个上述技术方案，所述的垂直起降可变翼飞行器中，所述左机翼舵机和所述右机翼舵机均为40克舵机。

应用于各个上述技术方案，所述的垂直起降可变翼飞行器中，所述尾螺旋桨和所述尾部电机分别安装在机身尾部的上部或下部。

应用于各个上述技术方案，所述的垂直起降可变翼飞行器中，左机翼还设置一左副翼、左副翼舵机和左轮胎，右机翼还设置一右副翼、右副翼舵机和右轮胎，并且，机身的中部和尾部还分别设置有一舵机。

应用于各个上述技术方案，所述的垂直起降可变翼飞行器中，所述左电机和所述右电机分别对应放置在设置的左电机罩和右电机罩中。

应用于各个上述技术方案，所述的垂直起降可变翼飞行器中，所述机身上固定设置一飞控板，所述飞控板上设置与ARM处理器连接的RC接收机、GPS接收机、3轴角速度传感器、3轴加速度传感器、地磁传感器和气压传感器，ARM处理器通过驱动电路与各电机和各舵机连接。

采用上述方案，本发明通过设置可以转动的左机翼和右机翼，利用左机翼和右机翼转动来控制航模及无人飞行器的垂直起落、以及固定翼飞行之间的姿态转换，当左机翼和右机翼向前或者向后倾斜两种角度变化，通过对机翼向前、向后倾斜来完成垂直飞机的前后飞行，当左机翼和右机翼倾斜角度一向前一向后的倾斜两种角度变化时，可以控制航模及无人飞行器飞行方向的转动，同时在固定翼转换成垂直状态后可以有效的起到刹车和后退效果。

附图说明

图1为发明的结构爆炸图一。

图2为发明的结构爆炸图二。

图3为发明的飞行示意图一。

图4为发明的飞行示意图二。

图5为发明的飞行示意图三。

图6为发明的飞行示意图四。

图7为发明的飞行示意图五。

图8为发明的飞行示意图六。

图9为发明的飞行示意图七。

图10为发明的飞行示意图八。

图11为发明的飞行示意图九。

图12为发明的飞行示意图十。

图13为发明的飞行示意图十一。

图14为发明中飞控板的结构连接示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例，对本发明进行详细说明。

本实施例提供了一种垂直起降可变翼飞行器，主要用于航模及无人飞行器中，如图1所示，飞行器包括机身和设置于机身下部的主机翼3，机身由左机身2和右机身1组成，并且，飞行器的结构还包括平尾4，机身上还设置座舱罩9、维护舱盖10和维护舱盖11，以及平尾4设置的夹头20、舵面摇臂21和舵面摇臂座32。

并且，还设置与主机翼3两端分别连接的左机翼5和右机翼6，其中，主机翼3的内部安装有左机翼转动轴套和右机翼转动轴套，左机翼转动轴套和右机翼转动轴套固定安装在主机翼3的内部；左机翼5设有一根左机翼转动轴27，左机翼转动轴27套置于左机翼转动轴套内，并且，右机翼6设有一根右机翼转动轴39，右机翼转动轴39套置于右机翼转动轴套内，左机翼转动轴27一端部分别通过设置的一轴承固定座24、一轴承25和一轴承固定板26与左机翼5固定连接，其另一端同样通过轴承固定座24、一轴承25和一轴承固定板26与主机翼3相固定，其中，其是通过套置于左机翼转动轴套内与主机翼3相固定，在固定的同时，其还与主机翼3内部设置的左机翼舵机37连接，通过左机翼舵机37驱动，可以驱使左机翼转动轴27进行转动，左机翼转动轴27在转动的同时带动左机翼5转动，从而调整左机翼5的方向，即左机翼5相对机身的角度。

同样的，右机翼转动轴39一端部分别通过设置的一轴承固定座24、一轴承25和一轴承固定板26与右机翼6固定连接，其另一端同样通过轴承固定座24、一轴承25和一轴承固定板26与主机翼3相固定，其中，其是通过套置于右机翼转动轴套内与主机翼3相固定，在固定的同时，其还与主机翼3内部设置的右机翼舵机38连接，通过右机翼舵机38驱动，可以驱使右机翼转动轴39进行转动，右机翼转动轴39在转动的同时带动右机翼6转动，从而调整右机翼6的方向，即右机翼6相对机身的角度。

并且，左机翼5还分别设置有左螺旋桨29和左电机31，左螺旋桨29通过螺母13、垫片14与左桨罩28固定，并安装在左桨座30上，左电机31上设置有左电机罩7，左电机31放置在左电机罩7中；右机翼6对应设置有右螺旋桨15和右电机17，右螺旋桨15同样通过螺母、垫片与右桨罩12固定，并安装在右桨座16上，右电机17上设置有右电机罩8，右电机17放置在右电机罩8中。

并且，机身的尾部还设置一可变桨距的尾螺旋桨35和一尾部电机34，尾部电机34通过驱动尾螺旋桨35来控制飞机飞行时候的俯仰角度，并且，可变桨距的尾螺旋桨35和尾部电机34可以设置在机身的上部，如图1所示，或者，也可以设置在机身的下部，如图2所示。

左电机31和右电机17随左机翼5和右机翼6傾转，不同的倾转角度和动力差速，产生使飞机向上的拉力来实现飞机的垂直起降，或者是向前的牵引力实现水平快速巡航飞行。通过倾转左机翼5和右机翼6相对机身的角度和电机力量控制，产生向上以及水平方向分力，可以做到前进、后退飞行，快速启动水平飞行和快速制动。

并且，左机翼5还设置一左副翼43、左副翼舵机18和左轮胎22，右机翼还设置对应的右副翼44、右副翼舵机40和右轮胎45，左副翼舵机18通过一副翼操纵钢丝19来操控左副翼43，右副翼舵机40同样通过一副翼操纵钢丝19来操控右副翼44；并且，机身中间内部还设置有一舵机42，舵机42通过一根长的操纵钢丝36来控制水平尾翼的升降舵，并且，尾部电机34的上方还设置有一舵机41，舵机41通过调节器33控制操纵尾部电机旋翼的螺距。或者，根据作用力的大小，左机翼舵机37和右机翼舵机38采用40克舵机，左副翼舵机18、右副翼舵机40、舵机42和舵机41均采用9克舵机。

并且，左机翼和右机翼还分别对应安装有左起落架钢丝23和右起落架钢丝，左右起落架钢丝对称安装，左起落架钢丝23和右起落架钢丝用于控制设置左机翼和右机翼的起落架；并且，左机翼的各结构与右机翼的各结构对称安装设置。

或者，机身上固定设置一飞控板，飞控板的电路结构示意图如图10所示，飞控板上设置与ARM处理器连接的RC接收机、GPS接收机、3轴角速度传感器、3轴加速度传感器、地磁传感器和气压传感器，ARM处理器通过驱动电路与各电机和各舵机连接。

其中，ARM处理器使用集成嵌入式Flash和SRAM存储器的STM32增强型，内核为ARM Cortex-M3。ARM处理器的优点是功耗低，运算速度快，工作稳定，而且总线接口丰富。系统的飞行姿态测量由三轴电子罗盘、三轴加速度传感器、三轴陀螺仪，气压传感器和GPS接收机组成，系统有9路pwm控制信号输出，分别控制3组电机和6组舵机，RC接收机具有6路pwm输入，用于采集RC遥控地面飞行员操控命令。

如此，通过设置的飞控板，可以实现以下功能，通过采集各传感器数据，并将数据进行滤波和融合，然后姿态解算，返航数据获取，实现飞机姿态和航线的的稳定与控制。可以进行飞行模式管理，根据地面飞行员的指令，飞机要在空中完成飞行模式的平稳切换。安全管理，对飞行状态、机载设备和通信链路进行监测，必要时进行返航和降落。

航模及无人飞行器在的飞行姿态如图3-图13所示，操控时，飞控的第一个任务是让飞机起飞，飞控要控制飞机垂直的飞起来，这时飞控首先要将左机翼和右机翼两个机翼末端同时向后旋转90度，让左机翼和右机翼前端两个螺旋桨，即左螺旋桨和右螺旋桨产生向上的升力，再根据控制人员的遥控输入，控制飞机的前面两个电机，即左电机和右电机和后面一个尾部电机的基础油门量，然后通过imu测量出的数据算出飞机当前姿态，通过当前飞行姿态解算出各电机的修正量，这样协同工作就可以完成飞机的平稳起飞。

飞机的空中航向的改变与其它自旋翼、固定翼有所不同，它是通过前端两个机翼，即左机翼和右机翼向不同方向的旋转完成，例如飞机需要向左转向，这时飞机的左机翼向后旋转同时右机翼向前旋转，这样飞机的左机翼会产生向后的分力，右机翼会产生向前的分力，并且左右机身产生的升力相同，机身自然受力向左旋转且不会因此而倾斜；同样，向右于此反向，即飞机的左机翼向前旋转同时右机翼向后旋转。

第二个任务是由垂直模式变为固定翼模式，这个步骤是在空中完成，当飞机升到预定高度后就可以转换到固定翼模式进行飞行了，这样可以有更好的巡航速度和续航时间。模式切换是当飞机有了一定的向前的速度后，同时将两个机翼，即左机翼和右机翼向前旋转90度，前面两个螺旋桨，即左螺旋桨和右螺旋桨产生向前的冲力，飞机稳定向前飞行。

如此，当飞机垂直起飞时，左机翼和右机翼相对机身的角度大于90度，如此，通过左螺旋桨和右螺旋桨产生的冲力来调节飞机飞行的方向、以及飞机飞行的速度，当飞机正常飞行时，左机翼和右机翼相对机身的角度为0度，左螺旋桨和右螺旋桨产生的冲力可以调节飞机飞行的速度，并且，通过将左机翼和右机翼向后转，通过左螺旋桨和右螺旋桨相对飞机飞行方向产生的阻力，可以达到快速刹车的效果。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种垂直起降可变翼飞行器，包括机身和设置于机身下部的主机翼，其特征在于， 

还包括与主机翼两端分别连接的左机翼和右机翼，其中，主机翼的内部安装有左机翼转动轴套和右机翼转动轴套；

左机翼设有一套置于左机翼转动轴套内的左机翼转动轴，右机翼设有一套置于右机翼转动轴套内的右机翼转动轴；

并且，主机翼内部还设置用于驱使左机翼转动轴调整左机翼方向的左机翼舵机，以及用于驱使右机翼转动轴调整右机翼方向的右机翼舵机。

2.根据权利要求1所述的垂直起降可变翼飞行器，其特征在于，左机翼还分别设置有左螺旋桨和左电机，右机翼还分别设置有右螺旋桨和右电机，并且，机身的尾部还设置一可变桨距的尾螺旋桨和一尾部电机。

3.根据权利要求2所述的垂直起降可变翼飞行器，其特征在于，所述左机翼转动轴和所述右机翼转动轴的各端部通过轴承固定座、轴承和轴承固定板分别连接主机翼与左机翼和右机翼。

4.根据权利要求2所述的垂直起降可变翼飞行器，其特征在于，所述左机翼和所述右机翼对称安装设置。

5.根据权利要求2所述的垂直起降可变翼飞行器，其特征在于，所述左机翼舵机和所述右机翼舵机均为40克舵机。

6.根据权利要求2所述的垂直起降可变翼飞行器，其特征在于，所述尾螺旋桨和所述尾部电机分别安装在机身尾部的上部或下部。

7.根据权利要求2所述的垂直起降可变翼飞行器，其特征在于，左机翼还设置一左副翼、左副翼舵机和左轮胎，右机翼还设置一右副翼、右副翼舵机和右轮胎，并且，机身的中部和尾部还分别设置有一舵机。

8.根据权利要求2所述的垂直起降可变翼飞行器，其特征在于，所述左电机和所述右电机分别对应放置在设置的左电机罩和右电机罩中。

9.根据权利要求1-8任一所述的垂直起降可变翼飞行器，其特征在于，所述机身上固定设置一飞控板，所述飞控板上设置与ARM处理器连接的RC接收机、GPS接收机、3轴角速度传感器、3轴加速度传感器、地磁传感器和气压传感器，ARM处理器通过驱动电路与各电机和各舵机连接。