CN107416198B - 飞行器及其飞行方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种可转变驱动的飞行器。主旋翼装置，包括能相对机身位于后倾位置的主旋翼、可向主旋翼接入或断开动力的断连机构；副旋翼装置，包括副旋翼、副倾转机构；主旋翼直径大于副旋翼直径；主旋翼安装在靠近机身的前侧；副旋翼通过副倾转机构安装在机身的后侧，副倾转机构驱动副旋翼绕机身宽度方向的轴线在靠近机身的高度方向的第一位置和靠近机身的长度方向的第二位置之间倾转。沿机身长度方向，所述飞行器的重心位于所述主旋翼的旋转平面的中心和所述副旋翼的倾转轴之间；第一主旋翼和第二主旋翼对称地安装在机身两侧；第一副旋翼和所述第二副旋翼对称地安装在所述机身两侧。可在旋翼机与多轴飞行器的飞行模式间灵活地切换。

Description

飞行器及其飞行方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器，尤其涉及一种可变换驱动模式的飞行器以及飞行方法。

背景技术

飞行器包括无人机驾驶飞行器和有人驾驶飞行器，无人机驾驶飞行器简称“无人机”，是利用无线电遥控设备或嵌入式程序操控的不载人飞机。旋翼机是一种利用前飞时的相对气流吹动旋翼自转以产生升力的旋翼航空器。它的前进力由发动机带动螺旋桨直接提供。旋翼机实际上是一种介于直升机和固定翼飞机之间的飞行器，它除去旋翼外，还带有一副垂直放置的螺旋桨以提供前进的动力，一般也装有较小的机翼在飞行中提供部分升力，旋翼机必须滑跑加速才能起飞。

目前旋翼无人飞行器效率比较低下，起飞时间长，且需要跑道。中国专利申请CN201620344120.8公布了一种短尾巴直升旋翼飞机，它能实现垂直起降，且能改变主旋翼的总距，但俯仰动作不灵活。

发明内容

本发明的第一目的在于提供一种可转变驱动的俯仰动作灵活的飞行器。

本发明的第二目的在于提供一种可转变驱动飞行器的起飞方法。

为实现第一目的，本发明提供一种可转变驱动的飞行器，包括机身、主旋翼装置、副旋翼装置和动力装置。主旋翼装置包括能相对机身位于后倾位置的主旋翼、可向主旋翼接入或断开动力的断连机构；副旋翼装置包括副旋翼、副倾转机构；主旋翼直径大于副旋翼直径；断连机构和主旋翼安装在靠近机身的前侧；副旋翼通过副倾转机构安装在机身的后侧，副倾转机构驱动副旋翼绕机身宽度方向的轴线在靠近机身的高度方向的第一位置和靠近机身的长度方向的第二位置之间倾转。沿机身长度方向，飞行器的重心位于所述主旋翼的旋转平面的中心和所述副旋翼的倾转轴之间；主旋翼包括第一主旋翼和第二主旋翼，第一主旋翼和第二主旋翼对称地安装在机身两侧；副旋翼包括第一副旋翼和第二副旋翼，第一副旋翼和所述第二副旋翼对称地安装在所述机身两侧。

由上述可见，沿机身长度方向，飞行器重心设置在主旋翼的旋转平面的中心和副旋翼的倾转轴之间，有利于保证飞行器的稳定性。两个直径较大的主旋翼对称安装，为飞行器提供主要的升力，两个直径较小的副旋翼对称安装，产生较大的气流量，为飞行器提供向前飞行提供驱动力，有利于提高飞行器的飞行稳定，提高综合力效。副倾转机构驱动副旋翼绕机身宽度方向的轴线倾转，灵活改变气流分量，实现飞行器飞行姿态的调整，提高机身调整的响应速度，增强飞行器的机动性，进一步提高飞行器的稳定和安全性能。断连机构可向主旋翼接入或断开动力，灵活地改变主旋翼旋转方式，敏捷地在主动旋转与被动旋转之间切换。例如，在起飞时，主旋翼主动旋转；平飞时，主旋翼被动旋转，有效地提高能源的利用率，减少能耗，最大程度地提高飞行器的综合力效。

进一步方案为，主旋翼为变距旋翼，减少电机主动驱动时频繁变速，减少能耗，延长电机寿命，灵活改变主旋翼产生的升力；副旋翼装置具有涵道，副旋翼为涵道风扇旋翼，有利于增强副旋翼装置输出的气流量。

进一步方案为，主旋翼的直径与副旋翼的直径比的范围是6至10，保证飞行器飞行的安全性和输出效率达到最优。

进一步方案为，主旋翼的旋转轴线与机身的高度方向成一夹角，夹角的大小范围为6°至15°。夹角为处在最优范围，有效保证飞行器主旋翼在主动旋转与被动旋转两种驱动模式之间灵活而有效地切换，提高飞行器的安全性能。

进一步方案为，主旋翼装置具有主倾转机构，主倾转机构驱动主旋翼绕机身宽度方向的轴线在相对身后倾的第一位置和靠近机身高度方向的第二位置之间旋转。主倾转机构驱动主旋翼倾转，灵活地改变主旋翼气流分量，有利于飞行器转换其飞行的驱动模式。

进一步方案为，第一主旋翼和第二主旋翼通过可折叠机臂对称安装在机身两侧。有利于改变主旋翼的旋转轴距，满足不同的飞行姿态。

进一步方案为，第一副旋翼和第二副旋翼通过偏转机构安装在机身上，偏转机构驱动第一副旋翼和第二副旋翼绕机身长度方向的轴线偏转。有利于快速实现姿态调整，增强飞行器的机动性，灵活实现各种飞行姿态，增强飞行器的综合力效及适应性。

为实现第二目的，本发明提供一种飞行器的起飞方发，飞行器为上述任一中飞行器，包括以下步骤：

S1、飞行器起飞时，主旋翼在动力装置驱动下主动旋转，产生竖直向下的气流分量和向前的气流分量，副旋翼在动力装置驱动下旋转产生竖直向下的气流分量和向后的气流分量；

S2、当飞行器达到预定高度，副倾转机构驱动副旋翼向其第二位置倾转，产生大小大于所述向前气流分量的向后的气流分量；

S3、断连机构断开动力装置与主旋翼的动力传输，主旋翼由主动旋转变为被动旋转。

由上述可见，先由较大的主旋翼可以通过主动旋转获取较大的竖直方向的升力，较小的副旋翼可以产生高速的射向后下方的气流，为飞行器起飞提供强大而灵敏的升力和推力，保证机身平衡防止整机被来流掀翻。达到预定高度，副旋翼倾斜，向后产生较强的气流分量，有利于产生更强的推力，保证飞行器拥有足够的前进的飞行动力；主旋翼由主动旋转变为被动旋转，通过气流带动旋翼旋转保证飞行器起飞后的飞行有足够的升力，有效地提高能源的利用率，减少能耗，提高飞行器起飞和飞行的稳定性，实现飞行器的垂直起降，适应不同的起飞环境，有效地提高飞行器安全性能。

进一步方案为，飞行器起飞过程中，主旋翼靠近其第二位置、副旋翼靠近第一位置，同时产生竖直向下的气流，有利于飞行器获得较强的升力，能迅速地完成起飞动作。起飞至预定高度时，副倾转机构驱动副旋翼向其第二位置倾转，产生向后的气流分量，随后主倾转机构驱动主旋翼向其第一位置倾转，产生向下和向前的气流分量，且主旋翼由主动旋转变为被动旋转，利用来向的气流带动主旋翼旋转，且向后的气流分量大于主旋翼倾转所产生向前的气流分量。有利于能源的合理利用，进一步地减少能耗。

附图说明

图1是本发明飞行器的立体图；

图2是本发明飞行器的俯视图；

图3本发明飞行器折叠姿态仰视图；

图4是本发明飞行器的主旋翼装置的主视图；

图5是本发明飞行器的主倾转机构主体图；

图6是本发明飞行器的断连机构主视图；

图7是本发明飞行器的变距机构主视图；

图8是本发明飞行器的主旋翼装置的桨头俯视图；

图9是桨头的桨夹放大视图；

图10是桨头的导向槽放大视图；

图11是本发明飞行器副旋翼装置的立体图；

图12是图10的A处放大图；

图13是图10的B处放大图；

图14是副旋翼装置的俯视图；

图15第一种飞行控制方法的起飞状态示意图；

图16第一种飞行控制方法的起飞与飞行的过渡状态示意图；

图17第一种飞行控制方法的飞行状态的示意图；

图18第二种飞行控制方法的起飞状态示意图；

图19第二种飞行控制方法的飞行状态的示意图；

图20第三种飞行控制方法的起飞状态的示意图；

图21第三种飞行控制方法的飞行状态的示意图。

具体实施方式

飞行器的动力单元的动力输出有多种形式：动力单元与旋翼直连，旋翼由动力单元直驱；动力单元通过带轮、驱动轴间接驱动旋翼旋转；单个动力单元通过差速器将动力分流至两个旋翼。本发明实施例结合驱动轴传动进行说明。

飞行器实施例

如图1所示，飞行器100包括机身101、主旋翼装置102、副旋翼装置103、动力装置（未示出）和折叠机臂104。

如图2所示，主旋翼装置102包括第一主旋翼装置1021和第二主旋翼装置1022，副旋翼装置103包括第一副旋翼装置1031和第二副旋翼装置1032，轴1033为副旋翼装置的倾转轴线。折叠机臂104包括连接臂1041、调节臂1042。连接臂1041的一端铰接地安装在靠近机身101后侧，调节臂1042的一端铰接地安装在靠近机身101的前侧，其另一端可滑动地安装在连接臂1041上。舵机105控制调节臂1042绕铰接点转动，带动连接臂1041绕铰接点转动，调节连接臂1041与机身101之间的夹角。第一旋翼装置1021和第二旋翼装置1022通过折叠机臂104对称安装在机身101两侧，且相对固定在靠近机身101前侧。第一副旋翼装置1031和第二副旋翼装置1032对称地安装在机身101两侧，且靠近机身101后侧。

如图3所示，飞行器处于折叠状态。调节臂1042的端部具有锁紧装置。当锁紧装置打开时，调节臂1042的端部可沿连接臂轴向滑动；当锁紧装置打开锁紧时，调节臂1042的端部固定在连接臂上。

如图4所示，飞行器主旋翼装置102，包括桨头1、旋翼2、变距机构3、断连机构4、主倾转机构5、驱动轴6、作为动力装置的驱动电机7和基座8。驱动电机7固定在基座8上，桨头1通过万向节与驱动轴6连接，驱动轴6可旋转安装在驱动电机7上，旋翼2安装在桨头1上。

如图5所示，主倾转机构5包括主倾转电机51、连接杆52和旋转台53 。机臂102与基座8固定连接，主倾转电机51铰接在机臂102上。主倾转电机51输出轴（未示出）与连接杆52螺纹连接，主倾转电机51将旋转运动通过螺纹配合转化成连接杆52的轴向运动。连接杆52与倾转台53铰接，倾转台53通过定位轴承与基座8铰接，旋转轴线垂直于纸面，连杆52的轴向伸缩运动带动倾转台53倾转，倾转台53上安装有旋翼（未示出），旋翼随倾转台倾转。

如图6所示，断连舵机41固定安装在断连基座42上，其输出轴安装有齿轮43，齿轮43与齿条44配合连接，齿轮43在断连舵机41的带动下作旋转运动，驱动齿条44上下运动，齿条44上安装有卡环45，卡环45嵌套在轴套47上，卡环45在齿条44的带动下作上下运动，并带动轴套47上下运动。当轴套47运动到下端时，其与驱动轴6之间断开连接，此时，主旋翼的动力接入被断开。当轴套47运动到上端时，其与驱动轴6连接，此时动力输出通过驱动轴6传递到主旋翼。有利于飞行器旋翼在直升机模式和旋翼机模式之间灵活切换。

根据图7至10所示，活动杆33第一端与倾转盘53铰接，第二端与支架32铰接；活动杆34的第一端与支架32铰接，第二端与连接座19铰接。连接座19通过轴承37与桨头1的变距滑动盘141套接。主旋翼变距电机31固定在支架32上，丝杆36与支架32螺纹连接。主旋翼变距电机31的输出轴与丝杆36通过一字滑套连接，主旋翼变距电机31的输出轴与丝杆36可以传递扭矩且可相对轴上滑动。丝杆定位套35通过轴承套装在驱动轴6上，可沿驱动轴6上下滑动，丝杆定位套35的定位肩（未示出）与丝杆36的卡槽（未示出）配合限制丝杆36轴向移动，丝杆36可相对丝杆定位套35旋转。主旋翼变距电机31通过螺纹配合将电机旋转运动转化成支架32沿丝杆36的轴向运动，并通过活动杆33和活动杆34的摆动控制连接座19与桨头1的变距盘141相对驱动轴6的轴向运动。桨头1包括上盖111、下盖112、变距盘141和桨夹16。上盖111通过键槽及螺钉与驱动轴6固定连接，桨夹16通过轴承17可转动地安装在上盖111和下盖112之间。图9为桨夹16的放大图，其末端安装有轴承160。图10为套装有轴承37的变距盘141，其周向均匀设置三个的导向槽140。凸起轴承160在导向槽140内滑动。变距盘141通过安装在轴孔142内的滑动轴承可滑动地安装在输出轴6上。当主旋翼变距电机31驱动活动杆33和活动杆34推动变距盘141上下移动时，变距盘141的导向槽140驱使轴承160在导向槽140内水平滑动，带动桨夹16转动，从而控制主旋翼2的桨叶的倾角的变化，实现主旋翼2的变距功能。

如图11至13所示，固定架3012至3017固定在机身101（参见图1）上。作为副旋翼装置的动力装置的第一副旋翼驱动电机301和第二副旋翼驱动电机302共同驱动第一副旋翼307和第二旋翼308旋转。第一副旋翼驱动电机301通过固定架3012固定在机身101上，第二副旋翼驱动电机302通过固定架3015固定在机身101上。

结合图14分析。偏转机架334可选转地安装在固定架3017和固定架3013上。偏转舵机303固定安装在固定架3015、固定架3016和固定架3017上，第一偏转齿轮331和第二偏转齿轮332分别安装在一个偏转舵机303的输出轴上，且分别于第三偏转齿轮333啮合连接，第三偏转齿轮333固定安装在偏转机架334上。两个偏转舵机303分别通过第一偏转齿轮331和第二偏转齿轮332带动第三偏转齿轮333转动，从而控制偏转机架334绕偏转轴线沿方向01或方向02偏转。

副倾转舵机304安装在固定架3012至3014上，丝杆342安装在倾转舵机304的输出轴上，环状推板341通过螺纹连接的方式安装在丝杆342上，转环343通过深沟球轴承348可旋转地安装在环状推板341上。直齿条344固定在转环343上，且由转环343驱动，沿丝杆342长度方向来回滑动。偏转机架 334上通过轴承可旋转地安装有副倾转机架346，安装在副倾转机架346上的弧形齿条345与直齿条344啮合。副倾转舵机304通过丝杆342及环状推板341带动直齿条344直线往复运动，副倾转机架346随环形齿条345在直齿条344的驱动下绕倾转轴线沿方向03或方向04倾转。与此同时，副倾转机架346可在偏转机架 334带动下绕偏转轴线沿方向01或方向02偏转。套筒347固定安装在固定架3013上，辅助机架349固定在偏转机架334上，偏转机架334通过轴承可旋转地安装在套筒347上。

第一副旋翼307安装在涵道3072上，且涵道3072通过其涵道臂3073通过轴承可旋转安装在副倾转机架346上；第二旋翼308分别安装在涵道3082上，且涵道3082通过其涵道臂3083安装在副倾转机架346上。锥形齿轮309和锥形齿轮310可旋转地对称安装在偏转机架334上，锥形齿轮309和锥形齿轮310的旋转轴线沿偏转机构的偏转轴线布置；输出锥形齿轮3071和输出锥形齿轮3081通过轴承可旋转地对称安装在偏转机架334上，输出锥形齿轮3071和输出锥形齿轮3081的旋转轴线沿倾转机构的倾转轴线布置。第一副旋翼驱动电机301通过输出轴3011驱动锥形齿轮310转动，且锥形齿轮310分别与输出锥形齿轮3071和输出锥形齿轮3081啮合；第二副旋翼驱动电机302通过输出轴3021驱动锥形齿轮309转动，且锥形齿轮309分别与输出锥形齿轮3071和输出锥形齿轮3081啮合。输出锥形齿轮3071通过输出轴带动第一副旋翼307转动，输出锥形齿轮3081通过输出轴带动第二副旋翼308转动。由此述可见，涵道旋翼在副倾转机架346和偏转机架 344带动下，涵道旋翼可同时实现倾转和偏转运动。

飞行方法实施例

飞行器的起飞方法包括以下步骤：

S1、如图15所示，飞行器400起飞时，主旋翼401在动力装置驱动下主动旋转，产生竖直向下的气流分量和向前的气流分量，副旋翼402在动力装置驱动下旋转产生竖直向下的气流分量和向后的气流分量。

S2、如图16所示，当飞行器400达到预定高度，副倾转机构404驱动副旋翼402向其第二位置倾转，产生大小大于所述向前气流分量的向后的气流分量。

S3、如图17所示，断连机构405断开动力装置与主旋翼401的动力传输，主旋翼401由主动旋转变为被动旋转。

优选的，S2中向后气流分量大于向下气流分量。

先由较大的主旋翼401可以通过主动旋转获取较大的竖直方向的升力，较小的副旋翼402可以产生高速的射向后下方的气流，为飞行器400起飞提供强大而灵敏的升力和推力，保证机身403平衡防止整机被来流掀翻。达到预定高度，副旋翼402倾斜，向后产生较强的气流分量，有利于产生更强的推力，保证飞行器拥有足够的前进的飞行动力；主旋翼401由主动旋转变为被动旋转，通过气流带动旋翼旋转保证飞行器400起飞后的飞行有足够的升力，有效地提高能源的利用率，减少能耗，提高飞行器400起飞和飞行的稳定性，实现飞行器400的垂直起降，适应不同的起飞环境，有效地提高飞行器安全性能。

优选的，如图18和图19所示，飞行器400起飞过程中，主旋翼401位于其靠近飞行器机身高度方向的第二位置、副旋翼402位于其靠近飞行器机身的高度方向的第一位置，同时产生竖直向下的气流，有利于飞行器400获得较强的升力，能迅速地完成起飞动作。完成起飞后，副倾转机构404驱动副旋翼402向其靠近飞行器机身的长度方向的第二位置倾转，产生向后的气流分量，且向后的气流分量大于主旋翼401倾转所产生向前的气流分量；主倾转机构406驱动主旋翼401向其靠近机身后倾的第一位置倾转，产生向下和向前的气流分量，且主旋翼401由主动旋转变为被动旋转，利用来向的气流带动主旋翼旋转。有利于能源的合理利用，进一步地减少能耗。

本发明不限于通过可倾转的副旋翼产生的矢量气流调节竖直和水平的分力，还可以通过调整一组旋转轴线相交的旋翼的转速调节竖直与水平方向的分力。如图20和图21所示，飞行器500的副旋翼装置可分为水平方向的第一副旋翼装置501和竖直方向的第二副旋翼装置502。飞行器500起飞过程中，第二副旋翼装置502的气流量大于第一副旋翼装置501的气流量，平飞过程中，第一副旋翼装置501的气流量大于第二副旋翼装置502的气流量。通过第一副旋翼装置501和第二副旋翼装置502气流量差异形成不同的综合力效，适应飞行器不同的飞行姿态。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下做出若干等同替代或明显变型，而且性能或用途相同，都应当视为属于本发明由所提交的权利要求书确定的专利保护范围。

Claims (9)

1.飞行器，包括机身、主旋翼装置、副旋翼装置和动力装置，其特征在于：

所述主旋翼装置，包括能相对所述机身位于后倾位置的主旋翼、可向所述主旋翼接入或断开动力的断连机构, 主旋翼能在主动旋转与被动旋转之间切换；

所述副旋翼装置，包括副旋翼、副倾转机构；

所述主旋翼直径大于所述副旋翼直径；

所述断连机构和所述主旋翼安装在靠近所述机身的前侧；

所述副旋翼通过所述副倾转机构安装在所述机身的后侧，所述副倾转机构驱动所述副旋翼绕所述机身宽度方向的轴线在靠近所述机身的高度方向的第一位置和靠近所述机身的长度方向的第二位置之间倾转；

沿机身长度方向，所述飞行器的重心位于所述主旋翼的旋转平面的中心和所述副旋翼的倾转轴之间；

所述主旋翼，包括第一主旋翼和第二主旋翼；

所述第一主旋翼和所述第二主旋翼对称地安装在所述机身两侧；

所述副旋翼，包括第一副旋翼和第二副旋翼；

所述第一副旋翼和所述第二副旋翼对称地安装在所述机身两侧。

2.根据权利要求1所述飞行器，其特征在于：

所述主旋翼为变距旋翼；

所述副旋翼装置具有涵道，所述副旋翼为涵道风扇旋翼。

3.根据权利要求1所述飞行器，其特征在于：

所述主旋翼的直径与所述副旋翼的直径比的范围是6至10。

4.根据权利要求1所述飞行器，其特征在于：

所述主旋翼的旋转轴线与所述机身的高度方向成一夹角，所述夹角的大小范围为6°至15°。

5.根据权利要求1至4任一所述飞行器，其特征在于：

所述主旋翼装置具有主倾转机构，所述主倾转机构驱动所述主旋翼绕所述机身宽度方向的轴线在相对所述机身后倾的第一位置和靠近所述机身高度方向的第二位置之间旋转。

6.根据权利要求5所述飞行器，其特征在于：

所述第一主旋翼和所述第二主旋翼通过可折叠机臂对称安装在所述机身两侧。

7.根据权利要求6所述飞行器，其特征在于：

所述第一副旋翼和所述第二副旋翼通过偏转机构安装在所述机身上，所述偏转机构驱动所述第一副旋翼和所述第二副旋翼绕所述机身长度方向的轴线偏转。

8.飞行器的飞行方法，所述飞行器为权利要求1至7任一所述飞行器，其特征在于，包括以下步骤：

S1、所述飞行器起飞时，所述主旋翼在所述动力装置驱动下主动旋转，产生竖直向下的气流分量和向前的气流分量，所述副旋翼在所述动力装置驱动下旋转产生竖直向下的气流分量和向后的气流分量；

S2、当飞行器达到预定高度，副倾转机构驱动所述副旋翼向其第二位置倾转，产生大小大于所述向前气流分量的向后的气流分量；

S3、所述断连机构断开所述动力装置与所述主旋翼的动力传输，所述主旋翼由主动旋转变为被动旋转。

9.飞行器的飞行方法，所述飞行器为权利要求5所述的飞行器，其特征在于：

所述飞行器起飞过程中，所述主旋翼靠近其第二位置、所述副旋翼靠近其第一位置，同时产生竖直向下的气流；

起飞至预定高度时，所述副倾转机构驱动所述副旋翼向其第二位置倾转，产生向后的气流分量；

所述主倾转机构驱动所述主旋翼向其第一位置倾转，产生向下和向前的气流分量，且所述主旋翼由主动旋转变为被动旋转；

所述副旋翼产生的向后的气流分量大于所述主旋翼倾转所产生向前的气流分量。

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