CN109328161A - 无人飞行器 - Google Patents

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CN109328161A CN201780036215.0A CN201780036215A CN109328161A CN 109328161 A CN109328161 A CN 109328161A CN 201780036215 A CN201780036215 A CN 201780036215A CN 109328161 A CN109328161 A CN 109328161A
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wing
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周震昊
刘翊涵
熊荣明
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Shenzhen Dajiang Innovations Technology Co Ltd
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Shenzhen Dajiang Innovations Technology Co Ltd
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Abstract

一种无人飞行器(100)，包括机身(10)、设置在机身(10)上的多个旋翼动力组件(20)、及能够拆卸地安装在机身(10)上的固定翼动力组件(30)，当固定翼动力组件(30)安装在机身(10)上时，固定翼动力组件(30)能够相对机身(10)转动。

Description

无人飞行器
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种无人飞行器。
背景技术
常见的普通飞行器分为旋翼飞机和固定翼飞机两大类。旋翼飞机可以低速垂直起降，对机场跑道要求不高，但航速和航程不及固定翼飞机；固定翼飞机起降时速度快，对机场跑道要求高，二者各有其长，而现有的飞行器不能兼备二者的优点。
发明内容
本发明的实施例提供一种无人飞行器。
本发明实施方式的无人飞行器包括：
机身；
设置在所述机身上的多个旋翼动力组件；及
能够拆卸地安装在所述机身上的固定翼动力组件，当所述固定翼动力组件安装在所述机身上时所述固定翼动力组件能够相对所述机身转动。
本发明实施方式的无人飞行器的固定翼动力组件能够拆卸地安装在机身上，使无人飞行器能够根据飞行环境选择在机身上安装固定翼动力组件或将固定翼动力组件从机身上拆卸下来，从而无人飞行器在不同的飞行环境下均具有较大的续航。同时，无人飞行器在平飞模式时，固定翼动力组件产生的升力能够提升无人飞行器，从而可以减小旋翼动力组件的能量损耗。再者，由于固定翼动力组件安装在机身上时固定翼动力组件可相对机身转动，当无人飞行器垂直上升时，固定翼动力组件可绕俯仰轴转动，以减小无人飞行器上升时固定翼动力组件受到的风阻大小，从而减小无人飞行器的能量损耗。
在某些实施方式中，所述机身设置有安装端，所述固定翼动力组件包括连接端，所述连接端安装在安装端上并能够相对所述安装端转动，所述连接端与所述安装端能够通过卡合或螺纹连接在一起。
在某些实施方式中，所述固定翼动力组件包括驱动马达，所述驱动马达的定子固定在所述安装端，所述驱动马达的动子与所述连接端连接。
在某些实施方式中，所述固定翼动力组件包括驱动马达，所述驱动马达的定子固定在所述连接端，所述驱动马达的动子与所述安装端连接。
在某些实施方式中，所述固定翼动力组件的数量为多个，多个所述固定翼动力组件对称安装在所述机身的两侧。
在某些实施方式中，所述旋翼动力组件包括连接臂及旋翼桨，所述连接臂的一端与所述机身连接，另一端安装所述旋翼桨，所述旋翼桨的中心轴线能够与所述无人飞行器的上升/下降的方向一致。
在某些实施方式中，沿所述机身的机头至机尾的方向上，多个所述旋翼动力组件与所述固定翼动力组件间隔设置。
在某些实施方式中，多个所述旋翼动力组件绕所述机身的中心对称分布，多个所述旋翼动力组件设置在所述固定翼动力组件的靠近所述机头与所述机尾的两侧。
在某些实施方式中，沿所述机身的腹部至背部的方向上，多个所述旋翼动力组件均设置在所述固定翼动力组件的上方。
在某些实施方式中，沿所述机身的腹部至背部的方向上，多个所述旋翼动力组件均设置在所述固定翼动力组件的下方。
在某些实施方式中，所述无人飞行器还包括螺旋桨动力组件，所述螺旋桨动力组件安装在所述机身的机头或机尾上。
在某些实施方式中，所述螺旋桨动力系统包括螺旋桨，所述螺旋桨的中线轴线与所述无人飞行器的前进方向一致。
本发明的实施方式的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实施方式的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施方式的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是本发明某些实施方式的无人飞行器的平面示意图。
图2是本发明某些实施方式的无人飞行器的平面示意图。
图3是本发明某些实施方式的无人飞行器的平面示意图。
图4-6是本发明某些实施方式的无人飞行器的副翼处于不同状态的平面示意图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接或可以相互通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
下文的公开提供了许多不同的实施方式或例子用来实现本发明的不同结构。为了简化本发明的公开，下文中对特定例子的部件和设置进行描述。当然，它们仅仅为示例，并且目的不在于限制本发明。此外，本发明可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本发明提供了的各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。
请参阅图1，本发明实施方式的无人飞行器100包括机身10、多个旋翼动力组件20及固定翼动力组件30。多个旋翼动力组件20设置在机身10上。固定翼动力组件30能够拆卸地安装在机身10上，当固定翼动力组件30安装在机身10上时固定翼动力组件30能够相对机身10转动。
具体地，固定翼动力组件30的数量可以为两个、四个、六个或任意偶数个。当固定翼动力组件30的数量为两个时，两个固定翼动力组件30安装在机身10的相对两侧，并且两个固定翼动力组件30关于机身10对称设置；当固定翼动力组件30的数量为四个时，其中两个固定翼动力组件30安装在机身10的一侧，另外两个固定翼动力组件30安装在机身10的另一侧并与相对一侧的两个固定翼动力组件30关于机身10对称设置；当固定翼动力组件30的数量为六个或任意偶数个时，多个固定翼动力组件30也是对称设置在机身10的相对两侧上。
当无人飞行器100需要频繁升降飞行时(例如，无人飞行器100在山区环境中飞行时)，固定翼动力组件30可以从机身10上拆卸下来以避免由于无人飞行器100的重量太大而导致无人飞行器100的续航降低。
若固定翼动力组件30安装在机身10上，当无人飞行器100处于平飞状态时，流过固定翼动力组件30外表面的空气使固定翼动力组件30产生向上的升力，从而可以降低旋翼动力组件20的转速并确保无人飞行器100能够悬浮在空中；当流过固定翼动力组件30外表面的空气使固定翼动力组件30产生的升力等于无人飞行器100的重力时，还可以关闭旋翼动力组件20。
若固定翼动力组件30安装在机身10上，当无人飞行器100处于上升状态时，固定翼动力组件30可相对机身10转动。更进一步地，当无人飞行器100垂直上升时，固定翼动力组件30可绕俯仰轴(pitch axis)转动，以减小无人飞行器100上升时固定翼动力组件30受到的风阻大小，从而减小无人飞行器100的能量损耗。
本发明实施方式的无人飞行器100的固定翼动力组件30能够拆卸地安装在机身10上，使无人飞行器100能够根据飞行环境选择在机身10上安装固定翼动力组件30或将固定翼动力组件30从机身10上拆卸下来，从而无人飞行器100在不同的飞行环境下均具有较大的续航。同时，无人飞行器100在平飞模式时，固定翼动力组件30产生的升力能够提升无人飞行器100，从而可以减小旋翼动力组件20的能量损耗。再者，由于固定翼动力组件30安装在机身10上时固定翼动力组件30可相对机身10转动，当无人飞行器100垂直上升时，固定翼动力组件30可绕俯仰轴转动，以减小无人飞行器100上升时固定翼动力组件30受到的风阻大小，从而减小无人飞行器100的能量损耗。
请参阅图1及图2，本发明实施方式的无人飞行器100包括机身10、多个旋翼动力组件20及固定翼动力组件30。
机身10包括机头11、机尾12、腹部13及背部14。机头11位于无人飞行器100前飞方向的前端，机尾12与机头11位于机身10的相背两端，并且机尾12位于无人飞行器100前飞方向的后端。腹部13位于机身10的下方，背部14与腹部13位于机身10的相背两端，在无人飞行器100正常飞行时，腹部13相较于背部14更靠近地面。机身10的两侧对称设置有多个安装端15。
每个旋翼动力组件20包括一个连接臂21及一个旋翼桨22，连接臂21的一端与机身10固定连接，连接臂21的另一端安装旋翼桨22。旋翼桨22的中心轴线能够与无人飞行器100的上升/下降的方向一致。具体地，连接臂21自机身10的侧面向外延伸，多个连接臂21环绕机身10的中心位置对称设置。当无人飞行器100垂直上升时，旋翼桨22的中心轴线A1与无人飞行器100的上升的方向一致。
固定翼动力组件30的数量为多个，多个固定翼动力组件30对称安装在机身10的两侧。固定翼动力组件30包括固定翼本体31及驱动马达32。固定翼本体31包括连接端312，连接端312能够拆卸地安装在安装端15上，并且连接端312安装在安装端15上后能够相对安装端15转动。驱动马达32包括定子321及动子322，定子321固定在安装端15上，动子322与连接端312连接，当驱动马达32驱动动子322相对定子321转动时，动子322能够带动固定翼本体31相对机身10转动。在他实施方式中，定子321还可以固定在连接端312上，动子322与安装端15连接，当驱动马达32驱动动子322相对定子321转动时，定子321能够带动固定翼本体31相对机身10转动。
连接端312与安装端15能够通过卡合方式连接在一起，具体地，安装端15包括第一卡合件，连接端312包括第二卡合件，连接端312与安装端15卡合后还能够相对转动。在一些实施方式中，安装端15还包括第一限位件，连接端312还包括第二限位件，第一限位件与第二限位件相互配合以限定固定翼动力组件30与机身10之间的旋转角度。在其他实施方式中，安装端15还包括第一螺纹，连接端312还包括第二螺纹，第二螺纹与第二螺纹相互螺合以将连接端312与安装端15连接在一起。
当无人飞行器100需要频繁升降飞行时(例如，无人飞行器100在山区环境中飞行时)，固定翼动力组件30可以从机身10上拆卸下来以避免由于无人飞行器100的重量太大而导致无人飞行器100的续航降低。
若固定翼动力组件30安装在机身10上，当无人飞行器100处于平飞状态时，流过固定翼动力组件30外表面的空气使固定翼动力组件30产生向上的升力，从而可以降低旋翼动力组件20的转速并确保无人飞行器100能够悬浮在空中；当流过固定翼动力组件30外表面的空气使固定翼动力组件30产生的升力等于无人飞行器100的重力时，还可以关闭旋翼动力组件20。
若固定翼动力组件30安装在机身10上，当无人飞行器100处于上升状态时，固定翼动力组件30可相对机身10转动。更进一步地，当无人飞行器100垂直上升时，固定翼动力组件30可绕俯仰轴转动，以减小无人飞行器100上升时固定翼动力组件30受到的风阻大小，从而减小无人飞行器100的能量损耗。
本发明实施方式的无人飞行器100的固定翼动力组件30能够拆卸地安装在机身10上，使无人飞行器100能够根据飞行环境选择在机身10上安装固定翼动力组件30或将固定翼动力组件30从机身10上拆卸下来，从而无人飞行器100在不同的飞行环境下均具有较大的续航。同时，无人飞行器100在平飞模式时，固定翼动力组件30产生的升力能够提升无人飞行器100，从而可以减小旋翼动力组件20的能量损耗。再者，由于固定翼动力组件30安装在机身10上时固定翼动力组件30可相对机身10转动，当无人飞行器100垂直上升时，固定翼动力组件30可绕俯仰轴转动，以减小无人飞行器100上升时固定翼动力组件30受到的风阻大小，从而减小无人飞行器100的能量损耗。
请参阅图1，在某些实施方式中，沿机身10的机头11至机尾12的方向上，也即是沿无人飞行器100的翻滚轴(roll axis)方向上，多个旋翼动力组件20与固定翼动力组件30间隔设置。
具体地，固定翼动力组件30的数量可以为一个或多个。由于旋翼桨22转动时，旋翼桨22产生的气流会对固定翼本体31产生干扰从而导致无人飞行器100飞行不稳定。本实施方式通过将多个旋翼动力组件20与固定翼动力组件30间隔设置，避免了旋翼动力组件20产生的气流对固定翼动力组件30产生干扰，从而使无人飞行器100的飞行更加稳定。
请参阅图1，在某些实施方式中，沿机身10的机头11至机尾12的方向上，也即是沿无人飞行器100的翻滚轴方向上，多个旋翼动力组件20与固定翼动力组件30间隔设置。多个旋翼动力组件20绕机身10的中心对称分布，多个旋翼动力组件20设置在固定翼动力组件30的靠近机头11与机尾12的两侧。
具体地，固定翼动力组件30安装在更靠近机身10中心的位置上，机身10的中心可以为机身10的重心。固定翼动力组件30安装在更靠近机身10中心的位置上，使无人飞行器100在固定翼动力组件20作用下不会产生向前倾的弯矩或产生向后仰的弯矩，从而固定翼动力组件30安装在机身10上后无人飞行器100能够保持平衡。多个旋翼动力组件20绕机身10的中心对称分布，便于控制多个旋翼动力组件20协调工作以控制无人飞行器100完成各种飞行模式(例如，上升模式、下降模式、前飞模式、后飞模式、侧飞模式)。
请参阅图1及图2，在某些实施方式中，沿机身10的腹部13至背部14的方向上，多个旋翼动力组件20均设置在固定翼动力组件30的上方(如图2所示)。优选的，多个旋翼动力组件20均设置在固定翼动力组件30的斜上方(非正上方)，也即是，沿无人飞行器100的翻滚轴方向上，多个旋翼动力组件20与固定翼动力组件30间隔设置并且多个旋翼动力组件20位于固定翼动力组件30的上方。在其他实施方式中，多个旋翼动力组件20也可以均设置在固定翼动力组件30的下方(如图3所示)，优选的，多个旋翼动力组件20均设置在固定翼动力组件30的斜下方(非正下方)，也即是，沿无人飞行器100的翻滚轴方向上，多个旋翼动力组件20与固定翼动力组件30间隔设置并且多个旋翼动力组件20位于固定翼动力组件30的下方；或者，部分旋翼动力组件20设置在固定翼动力组件30的下方，另一部分旋翼动力组件20设置在固定翼动力组件30的上方。
请参阅图1，在某些实施方式中，无人飞行器100还包括螺旋桨动力组件40，螺旋桨动力组件40安装在机身10的机尾12上。螺旋桨动力组件40安装在机尾12上可用于推动无人飞行器100前进。
当无人飞行器100处于上升、下降或悬停状态时，旋翼动力组件20开启并为无人飞行器100提供升力，此时，螺旋桨动力组件40关闭。当无人飞行器100处于前进状态时，螺旋桨动力组件40开启并为无人飞行器100提供前进的动力，旋翼动力组件20的转速相对于悬停状态时的转速较低，此时无人飞行器100的升力由旋翼动力组件20及固定翼动力组件30共同提供；或者，旋翼动力组件20可以关闭，无人飞行器100的升力由固定翼动力组件30提供。在其他实施方式中，螺旋桨动力组件40可安装在机身10的机头11上，螺旋桨动力组件40安装在机头11上可用于拉动无人飞行器100前进；或者，螺旋桨动力组件40的数量为两个，两个螺旋桨动力组件40分别安装在机头11及机尾12上。
请参阅图1，在某些实施方式中，无人飞行器100还包括螺旋桨动力组件40，螺旋桨动力组件40安装在机身10的机头11或机尾12上。螺旋桨动力系统40包括螺旋桨41，螺旋桨41的中线轴线A2与无人飞行器100的前进方向一致。当螺旋桨动力组件40安装在机尾12上时，便于螺旋桨动力组件40推动无人飞行器100前进；当螺旋桨动力组件40安装在机头11上时，便于螺旋桨动力组件40拉动无人飞行器100前进。
请参阅图1，在某些实施方式中，固定翼动力组件30包括固定翼本体31及设置在固定翼本体31上的副翼33。副翼33设置在固定翼本体31的靠近机尾12的一侧上。具体地，每个固定翼动力组件30至少包括一个副翼33，当固定翼动力组件30的数量为多个并对称设置在机身10的两侧时，多个固定翼动力组件30的多个副翼33也关于机身10对称设置。
请参阅图4，当无人飞行器100前飞时，若将多个副翼33均朝机身10的背部14一侧翻转，则固定翼本体31与背部14对应一侧的空气流速增大并且气压减小，使固定翼本体31产生的升力增大，从而不需要增加旋翼动力组件20的转速也能够使无人飞行器100上升，从而节省了无人飞行器100的能量损耗。
请参阅图5，当无人飞行器100前飞时，若将多个副翼33均朝机身10的腹部13一侧翻转，则固定翼本体31与腹部13对应一侧的空气流速增大并且气压减小，使固定翼本体31产生的升力减小，从而使无人飞行器100的高度下降。
请参阅图6，当无人飞行器100前飞时，若将机身10一侧的副翼33朝机身10的背部14一侧翻转，并将机身10另一侧的副翼33朝机身10的腹部13一侧翻转，则朝背部14一侧翻转的副翼33产生的升力大于朝腹部13一侧翻转的副翼33产生的升力，从而使无人飞行器100朝机身10的一侧发生翻滚。
在本说明书的描述中，参考术语“某些实施方式”、“一个实施方式”、“一些实施方式”、“示意性实施方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合所述实施方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施方式或示例中以合适的方式结合。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个所述特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施方式，可以理解的是，上述实施方式是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施方式进行变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种无人飞行器，其特征在于，包括：
机身；
设置在所述机身上的多个旋翼动力组件；及
能够拆卸地安装在所述机身上的固定翼动力组件，当所述固定翼动力组件安装在所述机身上时所述固定翼动力组件能够相对所述机身转动。
2.根据权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述机身设置有安装端，所述固定翼动力组件包括连接端，所述连接端安装在安装端上并能够相对所述安装端转动，所述连接端与所述安装端能够通过卡合或螺纹连接在一起。
3.根据权利要求2所述的无人飞行器，其特征在于，所述固定翼动力组件包括驱动马达，
所述驱动马达的定子固定在所述安装端，所述驱动马达的动子与所述连接端连接；或
所述驱动马达的定子固定在所述连接端，所述驱动马达的动子与所述安装端连接。
4.根据权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述固定翼动力组件的数量为多个，多个所述固定翼动力组件对称安装在所述机身的两侧。
5.根据权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述旋翼动力组件包括连接臂及旋翼桨，所述连接臂的一端与所述机身连接，另一端安装所述旋翼桨，所述旋翼桨的中心轴线能够与所述无人飞行器的上升/下降的方向一致。
6.根据权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，沿所述机身的机头至机尾的方向上，多个所述旋翼动力组件与所述固定翼动力组件间隔设置。
7.根据权利要求6所述的无人飞行器，其特征在于，多个所述旋翼动力组件绕所述机身的中心对称分布，多个所述旋翼动力组件设置在所述固定翼动力组件的靠近所述机头与所述机尾的两侧。
8.根据权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，沿所述机身的腹部至背部的方向上，
多个所述旋翼动力组件均设置在所述固定翼动力组件的上方；或
多个所述旋翼动力组件均设置在所述固定翼动力组件的下方。
9.根据权利要求1所述的无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器还包括螺旋桨动力组件，所述螺旋桨动力组件安装在所述机身的机头或机尾上。
10.根据权利要求9所述的无人飞行器，其特征在于，所述螺旋桨动力系统包括螺旋桨，所述螺旋桨的中线轴线与所述无人飞行器的前进方向一致。
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