CN106516100A - 垂直起降飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种垂直起降飞行器。该飞行器包括机身、机臂、为飞行器提供动力的动力装置和用于控制动力装置倾转的倾转驱动机构；升力板，通过轴承铰接在机臂上。动力装置包括通过机臂设置在机身两侧的左动力单元和右动力单元，机臂的前侧设置有第一限位部，后侧设置有第二限位部，升力板能在第一限位部和第二限位部之间自由摆动。在多轴飞行器的机臂上加装升力板，使得飞行器能够获得快速爬升的动力，同时，可以依靠滑翔的方法实现降落，大大提高了飞行安全的可靠性。而且结构简单，易于制造，在升力板被限位抵接时，可提供所需方向上的分力，降低能耗。

Description

垂直起降飞行器

技术领域

本发明涉及一种飞行器,尤其涉及一种能垂直起降的飞行器。

背景技术

传统的多轴飞行器巡航时能耗大，灵活性和安全性较差，失去部分或全部动力时基本无法自救。传统的固定翼飞机不能垂直升降和悬停，受场地的局限性较大。

中国专利申请201510721425.6公开了一种前后翼多轴飞行器，属飞行器技术领域，包括机身、前左复合翼、前右复合翼、后左复合翼、后右复合翼、垂直尾翼、支架和起落架。机身内配有操控系统和机载设备。前左复合翼和前右复合翼结构相同，它们对称安装于机身的前段左右两侧。后左复合翼和后右复合翼结构相同，它们对称安装于机身的后段左右两侧。垂直尾翼安装于机身的尾部。起落架采用轮式结构或滑橇和轮式组合结构。前左复合翼包括前左翼片和前左旋翼组，后左复合翼包括后左翼片、后左翼轴和后左旋翼组。所有旋翼都处于翼片的下方，由电机驱动。后左翼片能绕后左翼轴转摆。

国际申请2004-07-29 PCT/US2004/024431公开了一种方法和装置,用于自动控制倾转旋翼飞行器的飞行,同时飞行器处于飞行中,所述飞行至少部分由旋翼产生。该方法和装置用于响应纵向速度控制信号自动倾斜发动机舱,从而产生纵向推力矢量分量用于控制飞行器的纵向速度。同时,周期旋转斜盘控制器被自动促动,从而将机身保持在希望的俯仰姿态。该方法和装置还用于响应横向速度控制信号自动促动每个旋翼的周期旋转斜盘控制器,从而产生横向推力矢量分量用于控制飞行器的横向速度。同时,每个旋翼的共同旋转斜盘控制器被促动,从而将机身保持在希望的滚转姿态。该方法和装置通过倾斜发动机舱产生的差异纵向推力实现偏航控制。

中国专利申请201610336820 .7公开了一种多轴飞行器，包括机身、多个通过机臂与机身连接的可倾转的动力单元，机臂上套设有升力板，动力单元的桨叶在飞行器宽度方向与升力板部分重叠，机身上未设有限制升力板摆动的结构，升力板可在机臂上自由摆动。这种飞行器的桨叶与升力板在宽度方向上的部分重叠，使起降时升力板对动力装置下洗气流的阻挡，而且，在飞行时，升力板自由摆动，无法产生所需方向的分力。

上述现有技术的不足之处在于飞行器垂直起降时下洗气流受到较大的诱导阻挡，能耗较高，爬升速度不足，转向不灵活。

发明内容

本发明的发明目的在于提供一种节能、转向灵活、爬升速度快的垂直起降飞行器。

为此，本发明的垂直起降飞行器包括机身、机臂、为飞行器提供动力并通过机臂连接机身的动力装置，用于控制动力装置倾转的倾转驱动机构,上侧通过轴承铰接在机臂上的升力板。其中，沿机身的长度方向，机臂的前侧设置有第一限位部，机臂的后侧设置有第二限位部，升力板能在第一限位部和第二限位部之间自由摆动。

由此可见，升力板上侧铰接在机臂上，当飞行器快速前进或后退时，升力板会受风力的压迫倾转一定的角度，从而使升力板获得向上的推力，加速飞行器向上爬升。当飞行器在空中失去部分或全部动力时，能通过滑翔的方式安全地降落。结构简单，易于制造，在升力板被限位抵接时，可提供所需方向上的分力，降低能耗。

进一步地，动力装置和升力板在机身的宽度方向上错位布置。动力装置和升力板在机身的宽度方向上错位布置，有效降低起降时升力板对动力装置下洗气流的阻挡，减少诱导阻力。

进一步地，升力板相对机身的高度方向摆动的最大角度为正负80°。通过限位块对升力板的摆动角度进行限制，使其控制在正负80°的范围，可以使得飞行器以固定翼模式在较低的速度下飞行。

进一步地，动力装置包括通过机臂对称地设置在机身两侧的左动力单元和右动力单元，倾转驱动机构包括驱动左动力单元倾转的第一倾转驱动机构和驱动右动力单元倾转的第二倾转驱动机构。左动力单元和右动力单元分别由第一倾转驱动机构和第二倾转驱动机构驱动。两个独立倾转的动力单元为机身的平衡提供的高效的气流为全部气流，因而能够实现快速姿态调整。

进一步地，在机身的宽度方向上，左动力单元和右动力单元分别设置在升力板的外侧。减少垂直起降时升力板对气流阻挡，提高气动效率，动力布置在外侧有利于提高气流支承跨度，提高飞行器的飞行稳定性。

优选地，第一倾转驱动机构包括一端设置左动力单元的左机臂、左端与左机臂的一端连接而右端依次与左固定架和机身连接的左转轴、设置在左转轴的右端和左端之间通过键槽与左转轴固接的第一齿轮盘、安装在左固定架内的左传动舵机、安装在左传动舵机输出轴上与第一齿轮盘的齿轮啮合的第一齿轮，以及安装在左固定架的左桨叶倾转限位件，左桨叶倾转限位件限制左可变总螺矩螺旋桨的倾转；第二倾转驱动机构包括一端设置右动力单元的右机臂、右端与右机臂的一端连接而左端依次与右固定架和机身连接的右转轴、设置在右转轴的左端和右端之间通过键槽与右转轴固接的第二齿轮盘、安装在右固定架内的右传动舵机、安装在右传动舵机输出轴上与第二齿轮盘的齿轮啮合的第二齿轮，以及安装在右固定架的右桨叶倾转限位件，右桨叶倾转限位件限制右可变总螺矩螺旋桨的倾转。

本发明中，舵机通过带动齿轮盘旋转从而使右转轴旋转一定的角度，进而使动力单元倾转。右动力单元与左动力单元并不是同步倾转，根据需要控制单独一个动力单元倾转实现转向，或同时控制二个动力单元倾转克服自然因素的影响，但动力单元处于竖直方向其效率最高。

优选地，第一倾转驱动机构和第二倾转机构设置在左右动力单元之间，以控制左动力单元和右动力单元倾转。

本发明中，这是倾转驱动机构另一种布置方法，对于动力单元存在多个情况，将倾转驱动机构直接布置在动力装置内，有利于减少力矩的消耗。缩短了力臂有利于提高飞行器的稳定性。

进一步的，倾转驱动机构能使左动力单元和右动力单元倾转正负45°。

本发明中，舵机输出轴上的齿轮驱动齿轮盘，实现变相减速，同时，齿轮盘呈扇形。扇形的两边的夹角大于螺旋桨的转轴的倾转角度范围，小于360度。。舵机控制动力装置的倾转角度，主要为了解决飞行器纵向稳定（俯仰安定）促使飞行器在预定角度保持飞行的平稳，提高飞行器的安全性。

优选地，飞行器还包括第三动力单元，第三动力单元处于飞行器长度方向的尾端。通过加装尾端动力单元能够预防增加了飞行器在机身长度方向的气流支承跨度，提高了飞行器环境适应性和，飞行的可靠性。

进一步地，第三动力单元内设置有导流片。导流片用于修正气流旋向，提高气动效率。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：在多轴飞行器的机臂上加装升力板，使得飞行器能够获得快速爬升的动力，同时，可以依靠滑翔的方法实现降落，大大提高了飞行安全的可靠性；

通过齿轮传动的方式改变传统的二轴飞行器连杆传动，该传动方式设计简单，在结构上更紧凑、工作可靠、传动平稳、效率高、寿命长、能保证恒定的传动比、节省了空间，提高了飞行器的安全性与可靠性；同时采用齿轮传动，不易打滑，传动损耗低，有别于连杆传动存在旋转死点的问题。

附图说明

本发明将通过实施例并参照附图的方式说明，其中：

图1是本发明实施例1的整体机构示意图；

图2是图1去除升力板后的飞行器示意图；

图3是本发明实施例1中飞行器内部倾转驱动机构的结构示意图；

图4是图3中除去固定架后的示意图；

图5是本发明实施例1的飞行状态示意图；

图6是本发明实施例1另一飞行状态示意图；

图7是本发明实施例1再一飞行状态示意图；

图8是本发明实施例2的整体结构示意图；

图9是本发明实施例2动力装置处于非倾转状态时的结构示意图；

图10是本发明实施例2动力装置处于倾转状态时的结构示意图；

图11是本发明实施例3的结构示意图；

图12是本发明实施例3另一视角的结构示意图；

图13是本发明实施例4的结构示意图，其中动力装置处于非倾转状态；

图14是本发明实施例4的结构示意图，其中动力装置处于向前倾转状态；

图15是本发明实施例4的结构示意图，其中动力装置处于向后倾转状态；

图16是本发明实施例4的结构示意图，其中动力装置处于非倾转状态。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

一种如图1-图7所示的处于正立状态的固定翼飞行器，其高度方向与竖直方向重合，其长度方向沿机身前后布置，宽度方向分别垂直一机身的高度方向和长度方向。

实施例1

如图1、图2所示，一种垂直起降飞行器包括机身1、机臂4、为飞行器提供动力的动力装置3。在机身1的下侧还安装有起落架101。

升力板2的上侧通过轴承铰接在机臂4上，机臂4对称地分布在机身1的两侧，动力装置3与机臂4的外端连接，动力装置3包括左动力单元301和右动力单元302。

动力装置3和升力板2在机身1的宽度方向上错位布置，即在宽度方向上不重叠，且左动力单元301和右动力单元302分别设置在升力板2的外侧。优选的，左动力单元301和右动力单元302都是涵道风扇。

在机身1上，沿其长度方向，机臂4的前侧设置有第一限位部201，机臂4的后侧设置有第二限位部202，升力板2能在第一限位部201和第二限位部202之间自由摆动。

相对机身的高度方向，通过第一限位部201和第二限位部202使得升力板能在正负80°的范围内摆动。进一步的，升力板向前摆动的最大角度为60°，向后摆动的最大角度为80°。

如图3、图4所示，倾转驱动机构5布置在机身1内，倾转驱动机构5包括第一倾转驱动机构501和第二倾转驱动机构502。机臂4包括左机臂401和右机臂402。

第一倾转驱动机构501包括左固定架511、左转轴512和左舵机513；左转轴512的右端依次与左固定架5011和机身1连接，左转轴512的左端与左机臂401的一端连接，左动力单元301安装在左机臂401的另一端；左舵机513固接在左固定架511内，其输出轴上安装有齿轮；左转轴512的右端和左端之间还设置有通过键槽与其固接的齿轮盘514，齿轮盘514与左舵机513的输出轴上的齿轮啮合。

第一倾转驱动机构501通过带动左机臂401转动，从而使左动力单元301在正负45°的区间倾转。

通过齿轮传动的方式改变传统的二轴飞行器连杆传动，该传动方式设计简单，在结构上更紧凑、工作可靠、传动平稳、效率高、寿命长、能保证恒定的传动比、节省了空间，提高了飞行器的安全性与可靠性。

第二倾转驱动机构502包括右固定架521、右转轴522和右舵机523；右转轴522的左端依次与右固定架521和机身1连接；右转轴522的右端与右机臂402的一端连接，右动力单元302安装在右机臂402的另一端；右舵机523固接在右固定架521上，其输出轴上安装有齿轮；右转轴522的左端和右端之间还设置有通过键槽与其固接的齿轮盘514，齿轮盘514与右舵机523的输出轴上的齿轮啮合。

第二倾转驱动机构502通过带动右机臂402转动，从而使右动力单元302在正负45°的区间倾转。

第一倾转驱动机构501与第二动机构502均是独立工作的部件，根据飞行需求可单独控制第一倾转驱动机构501或第二倾转驱动机构502，分别使左动力单元301或右动力单元302倾转；还可以同时控制第一倾转驱动机构501与第二倾转驱动机构502，使左动力单元301与右动力单元302同时倾转。

优选的，左动力单元301与右动力单元302处于竖直方向时，飞行器工作效率最高。

第一倾转驱动机构501和第二倾转驱动机构502关于机身对称设置。

如图5所示，当飞行器处于垂直起飞或下降阶段右动力单元302和左动力单元301（图中未显示）处于竖直状态，升力板2也处于竖直状态，此时飞行器的效率最高。

如图6所示，右动力单元302处于向前倾转状态；当左动力单元301与右运动单元302处于同一倾转状态时，飞行器会加速向前飞行，升力板2在风力的作用下绕机臂4向后倾转，从而使飞行器借助升力板2向上的推力向前加速爬升。

当左动力单元301处于竖直状态时，由于在右动力单元302水平分力的影响下，飞行器实现偏航。

如图7所述，右动力单元302处于向后倾转状态；当左动力单元301与右运动单元302处于同一倾转状态时，飞行器会加速向后飞行，升力板2在风力的作用下绕机臂4向前倾转，从而使飞行器借助升力板2向上的推力向后加速爬升。

当左动力单元301处于竖直状态时，由于在右动力单元302水平分力的影响下，飞行器实现偏航。

实施例2

如图8所示，机身1下方设置有角架11，动力装置3包括左动力单元301和右动力单元302，左动力单元301和右动力单元302都是由多个的涵道风扇组成，倾转驱动机构5直接安装在动力装置3内（图中未显示），机臂4包括左机臂4011和右机臂4021。

如图9和图10所示，其中图9中右动力单元处于非倾转状态，而图10中动力单元601处于倾转状态，由于倾转驱动机构602直接安装在动力装置内，可以使得动力单元不依靠机臂直接倾转，缩短了力矩对能量的消耗。倾转驱动机构602倾转带动轴603倾斜，进而带动连动杆604运动，并致使动力单元601的安装轴605倾斜，从而动力单元601发生倾转。

当左动力单元与右运动单元处于同一倾转状态时，飞行器会加速向后飞行，升力板在风力的作用下绕机臂向前倾转，从而使飞行器借助升力板向上的推力向后加速爬升。

当左动力单元处于竖直状态时，由于在右动力单元水平分力的影响下，飞行器实现偏航。

其它的飞行器飞行状态和实施例1类似。

实施例3

如图11和图12所示，本实施例3与实施例1不同之处在于：动力装置包括左动力单元和右动力单元都是由两个涵道风扇组成，每个涵道风扇都通过机臂与机身连接，优选地，涵道风扇在机身宽度方向上错位布置，以使涵道风扇的工作不会相互影响。每个机臂上都设置有升力板及限制升力板位置的限位结构，在每侧的两个涵道风扇沿竖直方向设置，限位结构也可设置在机身上。

实施例4

如图13、图14、图15和图16所示，动力装置包括左动力单元和右动力单元都是由多两个的涵道风扇组成，每个涵道风扇都通过机臂与机身连接，优选地，涵道风扇在机身宽度方向上错位布置，以使涵道风扇的工作不会相互影响。每相个机臂上都设置有升力板，限制升力板位置的限位结构设置在机身上，在每侧的两个涵道风扇沿水平方向设置。其中：图14中示出的动力装置呈向后倾转状态，升力板也相应地向前摆动，飞行器会加速向后飞行；图15中示出的动力装置呈向前倾转呈水平状态，升力板也相应地呈水平状态，飞行器会加速向前飞行。

在其他实施例中，在机身长度方向的尾端还可安装有第三动力单元，通过在飞行器尾端安装第三动力单元能够预防飞行器突发情况产生的自旋，提高了飞行器飞行的可靠性。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (10)

1.垂直起降飞行器，包括机身、机臂、为飞行器提供动力的动力装置，所述动力装置通过所述机臂连接所述机身，其特征在于，所述垂直起降飞行器进一步包括：

倾转驱动机构，用于控制所述动力装置倾转；

升力板，其上侧通过轴承铰接在所述机臂上；

沿所述机身的长度方向，所述机臂的前侧设置有第一限位部，所述机臂的后侧设置有第二限位部，所述升力板能在所述第一限位部和所述第二限位部之间自由摆动。

2.如权利要求1所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述动力装置和所述升力板在所述机身的宽度方向上错位布置。

3.如权利要求2所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述升力板相对所述机身的高度方向摆动的最大角度为正负80°。

4.如权利要求3所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述动力装置包括通过所述机臂对称地设置在所述机身两侧的左动力单元和右动力单元；所述倾转驱动机构包括驱动所述左动力单元倾转的第一倾转驱动机构和驱动所述右动力单元倾转的第二倾转驱动机构。

5.如权利要求4所述的垂直起降飞行器，其特征在于：在所述机身的宽度方向上，所述左动力单元和右动力单元分别设置在所述升力板的外侧。

6.如权利要求3所述的垂直起降飞行器，其特征在于：

所述第一倾转驱动机构包括一端设置所述左动力单元的左机臂、左端与所述左机臂的一端连接而右端依次与所述左固定架和所述机身连接的左转轴、设置在所述左转轴的右端和左端之间通过键槽与所述左转轴固接的第一齿轮盘、安装在所述左固定架内的左传动舵机、安装在所述左传动舵机输出轴上与所述第一齿轮盘的齿轮啮合的第一齿轮，以及安装在所述左固定架的左桨叶倾转限位件，所述左桨叶倾转限位件限制所述左可变总螺矩螺旋桨的倾转；

所述第二倾转驱动机构包括一端设置所述右动力单元的右机臂、右端与所述右机臂的一端连接而左端依次与所述右固定架和所述机身连接的右转轴、设置在所述右转轴的左端和右端之间通过键槽与所述右转轴固接的第二齿轮盘、安装在所述右固定架内的右传动舵机、安装在所述右传动舵机输出轴上与所述第二齿轮盘的齿轮啮合的第二齿轮，以及安装在所述右固定架的右桨叶倾转限位件，所述右桨叶倾转限位件限制所述右可变总螺矩螺旋桨的倾转。

7.如权利要求3所述的垂直起降飞行器，其特征在于：所述第一倾转驱动机构和所述第二倾转驱动机构设置在所述左动力单元与所述右动力单元之间，以控制所述左动力单元和所述右动力单元的倾转。

8.如权利要求7所述的垂直起降飞行器，其特征在于：所述第一倾转驱动机构能使所述左动力单元倾转正负45°；所述第二倾转驱动机构能使所述左动力单元倾转正负45°。

9.如权利要求1至8任一项所述的垂直起降飞行器，其特征在于：所述垂直起降飞行器还包括第三动力单元，所述第三动力单元处于所述飞行器长度方向的尾端。

10.如权利要求7或9所述的垂直起降飞行器，其特征在于：所述第三动力单元内设置有导流片。