CN110143274B - 机翼组件、无人飞行器和机翼组件的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机翼组件，包括第一机翼、第二机翼、折叠机构和自适应调节机构，第一机翼通过折叠机构与第二机翼可转动连接，以使第一机翼相对于第二机翼可展开或折叠；自适应调节机构设置在所述第一机翼和/或第二机翼上。本发明还公开了一种包含上述机翼组件的无人飞行器以及控制方法。本发明通过设置折叠机构和自适应调节机构，能够实现在飞行器平飞时自适应地改变机翼的攻角以达到的最佳升力，又能在飞行器起降时将机翼折叠充当起落架，实现结构复用。

Description

机翼组件、无人飞行器和机翼组件的控制方法

技术领域

本发明涉及无人机技术领域，特别涉及一种机翼组件、无人飞行器及机翼组件的控制方法。

背景技术

近年来，无人机成为世界各国军事装备、学术领域研究和产品研发的热点和重点。根据其构型的不同，主要可以分为旋翼无人机和固定翼无人机。四旋翼无人机由于具备体积小、质量轻、结构简单、便于控制、成本低等特点，近年来成为了商业应用的明星飞行器，在军事领域和民用领域都得到了广泛应用，例如反恐防暴、森林探测、环境监测、电力巡线、无人集群等。但是四旋翼飞行器依靠调节4个电机的转速完成6自由度运动，是一个典型的欠驱动系统，而且其自身重力一直靠旋翼动力来平衡，导致其动力效率较低，航时较短，机载侦察效果和范围受到很大影响和限制。

为了解决这个问题，现有技术中对四旋翼无人机增加了翅膀（机翼），使其具有旋翼飞机垂直起降和空中悬停能力，同时兼备固定翼飞机速度快、航程远、耗油率低等优点。但是直接在四旋翼无人机上安装一个固定翼机翼会导致两个问题：一是四旋翼无人机在向前快速机动过程中，其攻角变化范围大且会出现长时间的负攻角状态，这种情况下加装的机翼所产生的升力会降低甚至为负，影响飞行安全；二是四旋翼无人机在上下快速机动过程中，加装的机翼会造成很大的风阻，影响机动效果。

发明内容

针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种具有折叠机构和自适应机构的机翼组件，能够实现在飞行器平飞时自适应地改变攻角以达到机翼的最佳升力，又能在起降时折叠充当起落架，提高了机翼的升力和飞行效率，减小了飞行器重量。

本发明另一目的在于提供一种包含上述机翼组件的无人飞行器以及控制方法。

为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：

一种机翼组件，包括第一机翼和第二机翼，还包括折叠机构和自适应调节机构，所述第一机翼通过折叠机构与所述第二机翼可转动连接，以使所述第一机翼相对于所述第二机翼可展开或折叠；所述自适应调节机构设置在所述第一机翼和/或第二机翼上，用于飞行器飞行时调整机翼的攻角以达到机翼的最佳升力。

作为本发明的进一步改进：

所述折叠机构包括第一连接件、第二连接件、第一舵机和第一传动机构，所述第一舵机一端与第一传动机构相连，所述第一传动机构通过所述第一连接件与第一机翼相连；所述第一舵机另一端通过所述第二连接件与第二机翼相连，当飞行器起飞或降落时，所述第一舵机通过第一传动机构的旋转带动第一机翼相对于第二机翼旋转实现展开或折叠。

所述第一传动机构为摇臂，所述摇臂通过铆接或卡接或螺钉与所述第一连接件固定连接。

所述第一机翼和/或第二机翼上设有2根以上的加强杆，所述第一连接件和/或第二连接件与所述加强杆固接。

所述自适应调节机构包括第二舵机、第二传动机构和固定座，所述第二舵机固接在所述固定座内，所述第二传动机构一端与第二舵机相连接，另一端与加强杆连接。

所述第二传动机构包括摇臂、连杆和拉杆，所述第二舵机通过摇臂与连杆相连接，所述连杆通过拉杆与加强杆相连，当飞行器俯仰角发生改变时，第二舵机通过连杆、拉杆带动加强杆旋转以调整机翼的攻角。

所述固定座相对的两个侧壁上各设有一滑槽，所述加强杆贯穿所述滑槽，在第二传动机构的带动下所述加强杆可在滑槽内转动。

所述固定座上设有通孔，所述加强杆穿过所述通孔与所述固定座可转动连接。

所述加强杆为复合材料杆。

本发明还提供一种无人飞行器，包括机身以及如上述任一项所述的机翼组件，所述机翼组件安装在所述机身上。

本发明还提供一种上述机翼组件的控制方法，机翼组件的自适应调节机构接收无人飞行器的俯仰角度，以俯仰角度为参考进行比例缩放，限幅后转换成PWM信号，通过第二舵机控制第二传动机构改变机翼的倾转角度。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1、本发明提供的机翼组件，机翼分为两段，通过一个折叠机构进行连接，在无人飞行器需要垂直起降时，机翼可向下折叠，可减少机翼的阻力同时充当起落架，通过将起落架与折叠机构结构复用，使得结构更优化，起到了减重效果。

2、本发明提供的机翼组件设有自适应调节机构，加装该机翼的无人飞行器上升到预定高度之后，机翼通过折叠机构向两端伸展，形成翼型，随着前飞速度的增大，逐渐提供空气升力，且机翼组件能够根据无人机的俯仰角通过自适应调节机构改变其攻角以达到最优升力，由于机翼组件承当大部分飞行所需升力，大大降低旋翼用于升力的能量消耗，从而大幅提升飞行器可航行时间。

附图说明

图1为本发明机翼组件折叠机构的结构示意图。

图2为本发明机翼组件机翼相对折叠的结构示意图。

图3为本发明机翼组件自适应调节机构的结构示意图。

图例说明：

1、第一机翼；2、第二机翼；3、折叠机构；31、第一连接件；32、第二连接件；33、第一舵机；34、第一传动机构；4、自适应调节机构；41、第二舵机；42、第二传动机构；43、固定座；431、滑槽；5、加强杆。

具体实施方式

以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。

如图1至图3所示，本发明一种机翼组件，包括第一机翼1和第二机翼2，还包括折叠机构3和自适应调节机构4，第一机翼1通过折叠机构3与第二机翼2可转动连接；自适应调节机构4设置在第一机翼1和/或第二机翼2上。该第一机翼1可以通过折叠机构3相对于第二机翼2进行折叠，在无人飞行器需要垂直起降时，机翼折叠可减少机翼的阻力同时充当起落架，通过将起落架与机翼结构复用，使得结构更优化，起到了减重效果。同时本实施例中机翼组件还设有自适应调节机构4，使得机翼能够根据无人飞行器的俯仰角自动调节其攻角获得最优的升力。

本实施中，折叠机构3包括第一连接件31、第二连接件32、第一舵机33和第一传动机构34，第一舵机33一端与第一传动机构34相连，第一传动机构34通过第一连接件31与第一机翼1相连；第一舵机33另一端通过第二连接件32与第二机翼2相连，当飞行器起飞或降落时，第一舵机33通过第一传动机构34的旋转带动第一机翼1相对于第二机翼2旋转实现展开或折叠。当无人飞行器需要垂直降落时，机翼向下折叠充当起落架；当无人飞行器上升到预定的高度后，第一机翼1和第二机翼2通过折叠机构3向两端伸展开形成翼型，从而实现了起落架和机翼的结构复用，降低了机身的重量。本发明中，机翼组件并不限于第一机翼1和第二机翼2，可根据无人飞行器的设计需要，机翼组件还可以包括第三机翼、第四机翼等，这些机翼之间的连接与第一机翼1和第二机翼2的连接方式相同。

在优选实施例中， 第一传动机构34为摇臂，摇臂可以通过铆接或卡接或螺钉与第一连接件31固定连接。

本实施例中，第一机翼1和/或第二机翼2上设有2根以上的加强杆5，第一连接件31和/或第二连接件32与加强杆5固接。通过设置加强杆5来加强机翼的强度，使其充当起落架时能更加稳固。在优选实施例中，加强杆5相互平行设置。

本实施例中，自适应调节机构4包括第二舵机41、第二传动机构42和固定座43，第二舵机41固接在固定座43内，第二传动机构42一端与第二舵机41相连接，另一端与加强杆5连接。在优选实施例中，第二传动机构42包括摇臂、连杆和拉杆，第二舵机41通过摇臂与连杆相连接，连杆通过拉杆与加强杆5相连，当飞行器俯仰角发生改变时，需要调整机翼的攻角，第二舵机41通过连杆、拉杆带动加强杆5旋转以调整机翼的攻角。

在优选实施例中，固定座43相对的两个侧壁上各设有一滑槽431，加强杆5贯穿滑槽431，在第二传动机构42的带动下加强杆5以另一加强杆5为轴线在滑槽431内转动，由于加强杆5设置在机翼上，从而带动机翼倾转实现攻角的调整。

在优先实施例中，固定座43上设有通孔，加强杆5穿过通孔与固定座43可转动连接。

在优选实施例中，加强杆5为复合材料杆，通过采用复合材料杆能进一步减轻机翼的重量，降低飞行器的能量消耗。

本发明时实施例的另一方面，还提供了一种无人飞行器，包括机身以及如上述实施例中任一项所述的机翼组件，机翼组件安装在机身上。该无人飞行器具有带折叠机构3和自适应调节机构4的机翼组件，机翼组件分为多段，通过折叠机构3相互可转动连接，当无人飞行器进行垂直起降时，机翼可折叠充当起落架，实现机翼和起落架的结构复用；当无人飞行器升到预定高度，俯仰角发生变化时，自适应机构能自动改变机翼的攻角，使得机翼自适应为无人机提供最优升力。

本发明实施例还提供一种机翼组件的控制方法，当无人飞行器在空中飞行时，飞空测量无人飞行器的俯仰角，通过陀螺仪与加速度计采集相关信息，经过融合滤波后得到姿态信息；自适应调节机构4接收无人飞行器的俯仰角度，以俯仰角度为参考进行比例缩放，限幅后转换成PWM信号，通过第二舵机41控制第二传动机构42改变机翼的倾转角度，从而实现机翼自动调整攻角的目的。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种机翼组件，包括第一机翼（1）和第二机翼（2），其特征在于，还包括折叠机构（3）和自适应调节机构（4），所述折叠机构（3）包括第一连接件（31）和第二连接件（32），所述第一机翼（1）通过折叠机构（3）与所述第二机翼（2）可转动连接，以使所述第一机翼（1）相对于所述第二机翼（2）可展开或折叠；所述自适应调节机构（4）设置在所述第一机翼（1）和/或第二机翼（2）上，用于飞行器飞行时调整机翼的攻角以达到机翼的最佳升力，所述第一机翼（1）和/或第二机翼（2）上设有2根以上的加强杆（5），所述第一连接件（31）和/或第二连接件（32）与所述加强杆（5）固接；自适应调节机构（4）包括第二舵机（41）、第二传动机构（42）和固定座（43），所述第二舵机（41）固接在所述固定座（43）内，所述第二传动机构（42）一端与第二舵机（41）相连接，另一端与加强杆（5）连接；所述第二传动机构（42）包括摇臂、连杆和拉杆，所述第二舵机（41）通过摇臂与连杆相连接，所述连杆通过拉杆与加强杆（5）相连，当飞行器俯仰角发生改变时，第二舵机（41）通过连杆、拉杆带动加强杆（5）旋转以调整机翼的攻角。

2.根据权利要求1所述的机翼组件，其特征在于，所述折叠机构（3）还包括第一舵机（33）和第一传动机构（34），所述第一舵机（33）一端与第一传动机构（34）相连，所述第一传动机构（34）通过所述第一连接件（31）与第一机翼（1）相连；所述第一舵机（33）另一端通过所述第二连接件（32）与第二机翼（2）相连，当飞行器起飞或降落时，所述第一舵机（33）通过第一传动机构（34）的旋转带动第一机翼（1）相对于第二机翼（2）旋转实现展开或折叠。

3.根据权利要求2所述的机翼组件，其特征在于，所述第一传动机构（34）为摇臂，所述摇臂通过铆接或卡接或螺钉与所述第一连接件（31）固定连接。

4.根据权利要求1所述的机翼组件，其特征在于，所述固定座（43）相对的两个侧壁上各设有一滑槽（431），所述加强杆（5）贯穿所述滑槽（431），在第二传动机构（42）的带动下所述加强杆（5）可在滑槽（431）内转动。

5.根据权利要求1所述的机翼组件，其特征在于，所述固定座（43）上设有通孔，所述加强杆（5）穿过所述通孔与所述固定座（43）可转动连接。

6.一种无人飞行器，其特征在于，包括机身以及如权利要求1至5中任一项所述的机翼组件，所述机翼组件安装在所述机身上。

7.一种根据权利要求1至5任一项所述的机翼组件的控制方法，其特征在于，机翼组件的自适应调节机构（4）接收无人飞行器的俯仰角度，以俯仰角度为参考进行比例缩放，限幅后转换成PWM信号，通过第二舵机（41）控制第二传动机构（42）改变机翼的倾转角度。

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