CN110606203A - 一种带有腰推式动力装置的无人机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带有腰推式动力装置的无人机，包括机体、机翼和推进器，机体为子弹形，机体包括依次分布的机头、机身和机腹，机翼设置在机身，推进器设置在机腹。推进器包括第一螺旋桨、第二螺旋桨、第一轮毂和第二轮毂，机腹上设有环状槽形腹腔，第一轮毂和第二轮毂分别通过轴承安装在腹腔底部圆柱面上，第一螺旋桨径向安装在第一轮毂外表，第二螺旋桨径向安装在第二轮毂外表，第一轮毂和第二轮毂具有相反的旋转方向且均以机体中心线为旋转轴线，第一螺旋桨和第二螺旋桨的叶片安放角相反；第一轮毂和第二轮毂相反的旋转方向通过两部电机分别驱动或由一部电机带动并通过换向组件进行换向。机身内部设置可沿中心线移动的配重块。

Description

一种带有腰推式动力装置的无人机

技术领域

本发明涉及无人机领域，具体是一种带有腰推式动力装置的无人机。

背景技术

无人机是应用越来越多的飞行器，无人机按应用领域，可分为军用与民用。军用方面，无人机基本是侦察机和靶机，军用无人机以其用途多为喷气式高速无人机，造价高昂，而且燃油系统的限制其巡航能力，不能长时间飞行。民用方面，目前在航拍、农业、灾难救援侦查与传递、观察野生动物、监控传染病、遥感测绘、气象数据获知、电力巡检、影视拍摄等等领域有越来越多的应用。

现有技术中，民用无人机大多接触到的是小型四桨垂直无人机或者与客机相似外形的大型无人机。四桨垂直无人机的螺旋桨所产生的推力大多用于抵消机体重力，飞行速度有限且能量损耗大，只适合航拍、影视拍摄等短距应用，与客机相似外形的大型无人机虽然可以达到的速度较高，但其飞行控制与姿态调整多沿用民航客机，机翼带有副翼用于俯仰调整，带有尾翼进行航向调整，机翼、副翼、尾翼都需要进行结构调整，也就需要设置相应的驱动部件，整机结构复杂，整体质量无法得到有效控制与降低，从而飞行时能量损耗大，航行距离也受到限制。

这些问题在遥感测绘、气象数据获知领域尤为凸显，遥感测绘、气象数据获知大多要求无人机在空中进行巡航与侦测的时间能够拉长乃至一直停留在空中，在飞行速度上应当有所保证，这些需求，现有的无人机很难实现。

发明内容

本发明的目的在于提供一种带有腰推式动力装置的无人机，以解决现有技术中的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种带有腰推式动力装置的无人机，包括机体、机翼和推进器，机体为子弹形，机体包括依次分布的机头、机身和机腹，机翼设置在机身，推进器设置在机腹。

本发明无人机在整体外形上与常见的民用四桨垂直起落的无人机不同，本无人机的设计目的是用于高空巡航、遥感测量，机体中心线在巡航状态下是水平的，升力来自于机身侧面的机翼，推进器用于提供前行力，推进器推进方向是水平的，将无人机加速到一定的速度并维持，机翼与周围空气具有相对速度，从而保持在一定的高度飞行，相比于常见的民用四桨垂直起落的无人机，推进器只需要克服前行阻力即可，而不再需要平衡掉无人机的整机重力，并且推进器的出力与无人机的前进方向完全重合，不仅节省能源消耗，而且有利于提高无人机的速度，兼具速度与节能，是遥感测量时巡航条件中很重要的两项，虽然速度比不上军用中的喷气式无人机，但喷气式无人机在推进器的结构复杂程度上，以及必须配备燃油系统等方面均不利于无人机重量的减轻，不适合遥感测量时的高空长时间巡航的要求。

进一步的，推进器包括第一螺旋桨、第二螺旋桨、第一轮毂和第二轮毂，机腹上设有环状槽形腹腔，第一轮毂和第二轮毂分别通过轴承安装在腹腔底部圆柱面上，第一螺旋桨径向安装在第一轮毂外表，第二螺旋桨径向安装在第二轮毂外表，第一轮毂和第二轮毂具有相反的旋转方向且均以机体中心线为旋转轴线，第一螺旋桨和第二螺旋桨的叶片安放角相反；

第一螺旋桨、第二螺旋桨均以机体中心线为轴线进行旋转，不再像传统的螺旋桨飞机一样设置在机翼上，而是直接设置到了机体上，大大简化机翼的结构，机翼只是简洁的翼型。由于将螺旋桨设置到了机体上，旋转轴线为机体中心线，所以，无人机在空中飞行，如果只有一个螺旋桨的话，会由于角动量守恒，从而机体会与螺旋桨发生相反方向的旋转，机体侧面的机翼进行旋转的话，就不再能提供升力以平衡重力了，所以，要将螺旋桨设置为以机体中心线为轴线，就需要进行角动量平衡，本发明使用双螺旋桨的设置方式，第一螺旋桨、第二螺旋桨的旋转方向相反，两者制造时制造成相同的质量，旋转时以相反的同等速度旋转，整机绕机体中心线的角动量保持守恒，机体不需要进行旋转，由于第一螺旋桨、第二螺旋桨的旋转方向相反，所以其叶片的安放角应当也相反，从而保持送风方向相同，都是将机头周遭的空气往后方吹送；第一螺旋桨、第二螺旋桨以机体中心线为轴线设置，还可以起到水平偏转的效果，正常平飞状态下，第一螺旋桨、第二螺旋桨的速度相同，当机体需要水平偏斜一定的角度时，第一螺旋桨、第二螺旋桨转速进行差速控制，使两者旋转速度不一致，从而机体也要进行相应旋转从而角动量守恒，偏斜到合适角度后，第一螺旋桨和第二螺旋桨再次以相同速度进行旋转，从而偏斜位置保持，此时，两侧机翼受到的升力的合力是偏斜向上的角度，进行力分解后，一部分用于平衡无人机的整体重力，一部分沿水平方向，是让无人机进行偏航的力，进行保持姿态的平行偏航，偏航结束后，第一螺旋桨和第二螺旋桨再次进行差速旋转，使机翼重新恢复水平状态。

第一轮毂和第二轮毂相反的旋转方向通过两部电机分别驱动或由一部电机带动并通过换向组件进行换向。两部电机分别驱动第一轮毂和第二轮毂进行相反的旋转，需要精确的协调电机步进与转速，对电机的性能要求较高且控制上需要进行精确地协调控制；一部电机作为主驱动并加入换向组件进行速度取反是本发明的首选方式。

进一步的，无人机还包括配重组件，配重组件设置在机身内部，配重组件包括可沿机体中心线移动的配重块。

配重块的移动可以是通过曲柄连杆式的滑块驱动，也可以是丝杆形式，配重组件还包括丝杆电机和导轨，配重块设有贯穿自身的螺纹孔与丝杆电机的螺纹轴构成丝杆螺母的形式，导轨是限制配重块旋转的导向轨道，丝杆电机轴进行旋转，配重块也就能进行相应的轴向移动。

设置配重组件的目的在于：由于为了精简机翼的结构特征，取消了类似传统民航客机上用于客机俯仰变化的副翼，所以，本发明需要通过其他的途径为无人机提供爬升与俯冲姿态变化的功能，配重组件就主要是为了这一目的，沿机体中心线移动的配重块在进行轴向滑动时，整个无人机的中心位置会跟着进行轴向平移，正常巡航平飞时，在轴向上让整机重心位置与机翼的受力点重合，受力为平飞时的受力，当无人机需要进行高度位置调整时，驱动配重块后移，机翼升力与重力不再相交，升力在前，机头开始进行爬升，爬升完毕后，配重块前移并在轴向上超过升力作用点，压平机头，重新回到水平姿态。无人机的俯仰变化不再需要通过传统的副翼实现，因为本无人机重量并不会太重，大大小于传统的飞机等飞行器，通过重心变化进行俯仰调整是完全足够的。

此外，飞行器必须具备转向功能，传统上通过副翼或尾翼实现，传统上的副翼或尾翼都需要进行结构控制，使得飞行器机头发生偏转从而进行转向，而本发明如前述，为了精简机翼的结构，不再在机翼或机体上设置附加的方向控制模块，而是通过重心变化与机翼水平方向进行偏斜的组合操作让本无人机具备转向功能，重心后移并结合机翼偏斜，机头朝向发生变化，进行角度航向调整，与平行偏航是本无人机的两种偏航方式。

进一步的，推进器还包括驱动电机，

换向组件包括中间锥齿轮、配速盘和蜗杆，配速盘通过轴承安装在腹腔槽底圆柱面上，配速盘外缘沿径向通过轴承设置若干个中间锥齿轮，中间锥齿轮的旋转轴线与机体中心线垂直并相交，配速盘一侧端面沿轴向伸出一凸台并在凸台上设置涡轮齿，蜗杆通过固定在腹腔槽底圆柱面的一个支撑架进行旋转支撑，蜗杆与涡轮齿啮合，蜗杆具备主动的旋转动力；

第一轮毂包括环状轮毂体和设置在轮毂体两侧的轮毂锥齿轮和轮毂从动齿轮，轮毂体中心处设置轮毂中心孔，轮毂中心孔套装在腹腔槽底圆柱面上，驱动电机设置在腹腔内并在输出轴上设置电机齿轮，电机齿轮与轮毂从动齿轮啮合进行传动，第二轮毂也包括第一轮毂上除轮毂从动齿轮外的所有特征，第一轮毂和第二轮毂上的轮毂锥齿轮相面对设置并均与中间锥齿轮啮合。

中间锥齿轮、配速盘与传统的行星齿轮轮系类似，只是中间锥齿轮的旋转轴线与配速盘旋转轴线垂直，当蜗杆没有得到指令进行旋转时，配速盘被旋转锁死，中间锥齿轮只能以自身轴线进行自转，轮毂从动齿轮受到电机齿轮驱动、带动第一轮毂进行旋转，第一轮毂以中间锥齿轮为传动媒介，驱动第二轮毂旋转，旋转方向被中间锥齿轮进行了换向；当蜗杆发生旋转，驱动涡轮齿进而带动整个配速盘进行旋转时，中间锥齿轮在进行自转的同时，也绕配速盘轴线进行公转，当中间锥齿轮进行公转时，第一轮毂与第二轮毂的转速不再相同，旋转速度产生差异，完成前述的第一螺旋桨与第二螺旋桨的差速控制，第一螺旋桨与第二螺旋桨的速度差异可以通过蜗杆的转速进行控制，蜗杆相对于配速盘的传动具有自锁功能，只能蜗杆驱动配速盘，不能反向驱动，从而在无指令、蜗杆不旋转时，第一螺旋桨与第二螺旋桨的速度大小精确相同。

涉及无人机飞行速度与姿态的几个电动执行件有：驱动电机、蜗杆、丝杆电机，这几个电器应当由统一的中控进行控制，中控还要包括能够识别飞行姿态的陀螺仪以及用于获知无人机位置的GPS模块；这些是无人机飞行所要配备的器件，其余的诸如为了遥感测量所需设置的仪器、为了军事侦查所要设置的摄像机等等可以根据具体需要自行改造与安装，机体后部的空间较少，可以放置到机头部分。

进一步的，机体还包括位于机腹后方的机尾，机尾侧面沿径向设有若干稳流尾翼。稳流尾翼稳定机体尾部的气流，防止串扰造成无人机震动。

机体周身表面设有若干光伏板，机体内部设置蓄电池为无人机内部器件供电。光伏板进行太阳能发电并储存在蓄电池内，为无人机供电，实现长时间甚至长期的空中巡航。

作为优化，机尾尾部设有起落架。无人机没有轮组式的起落架，也是为了前述的精简无人机结构，在没有任何辅助起落的结构时，可以采用使用者乘坐或驾驶飞机在高空以带速投放的方式进行放飞，回收时也是类似手段回收，这种放飞与回收手段实施较为困难。设置起落架以进行垂直降落，和略微偏斜的竖直起飞，降落时，通过前述的姿态调整使得机体中心线为竖直，然后螺旋桨的推力完全用于抵消重力，使得无人机缓慢下降最终降落，降落速度非常小，机翼与周围空气所产生的机翼升力几乎忽略，不会发生倾覆；起飞时，如果机体也是完全竖直的，那么在螺旋桨加速后，机翼受到的力会使其倾覆，所以起飞时要略微倾斜。

作为优化，第一螺旋桨与第二螺旋桨的桨叶数量相一致，第一螺旋桨的桨叶数量与稳流尾翼的尾翼数量互质。螺旋桨与稳流尾翼的叶片数量互质，防止周期性叠加旋转可能产生的气流共振。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过双螺旋桨与配重组件的设置，让无人机具备水平飞行、平行偏航、俯仰调整、高度调整、航行角度转向等功能，结构上相比于传统的飞机、飞行器大大精简；相比于现有的民用四桨垂直无人机的螺旋桨产生的推力大部分用于竖直方向上抵消整机重力，本发明的推进器所产生的推力全部用于水平推进，单位飞行距离的能量消耗减小、所能达到的水平飞行速度大大提高；换向组件通过自转加公转的中间锥齿轮形式进行传动，双螺旋桨的转速控制精确，对于驱动螺旋桨的电机转速控制要求并不会太高；中间锥齿轮的公转通过蜗杆驱动，涡轮蜗杆的驱动方式带有自锁功能，防止两个螺旋桨由于自身旋转阻力原因造成转速差异。

附图说明

为了使本发明的内容更容易被清楚地理解，下面根据具体实施例并结合附图，对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明的外形结构主视示意图；

图2为本发明的左视图；

图3为本发明偏斜状态的受力分析示意图；

图4为本发明推进器、换向组件的原理示意简图；

图5为图4中的视图A；

图6为本发明换向组件的轴向示意图；

图7为本发明配重组件的结构示意图；

图8为本发明俯视视角下的平行偏航飞行航迹示意图；

图9为本发明水平视角下的爬升飞行航迹示意图；

图10为本发明俯视视角下的转向飞行航迹示意图。

图中：1-机体、11-机头、12-机身、13-机腹、131-腹腔、14-机尾、2-机翼、3-推进器、31-第一螺旋桨、32-第二螺旋桨、33-第一轮毂、331-轮毂锥齿轮、332-轮毂中心孔、333-轮毂从动齿轮、34-第二轮毂、35-驱动电机、351-电机齿轮、4-换向组件、41-中间锥齿轮、42-配速盘、421-涡轮齿、43-蜗杆、5-配重组件、51-丝杆电机、52-配重块、53-导轨、6-稳流尾翼、7-起落架。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1、2所示，一种带有腰推式动力装置的无人机，包括机体1、机翼2和推进器3，机体1为子弹形，机体1包括依次分布的机头11、机身12和机腹13，机翼2设置在机身12，推进器3设置在机腹13。

本发明无人机在整体外形上与常见的民用四桨垂直起落的无人机不同，本无人机的设计目的是用于高空巡航、遥感测量，机体1中心线在巡航状态下是水平的，升力来自于机身12侧面的机翼2，推进器3用于提供前行力，推进器3推进方向是水平的，将无人机加速到一定的速度并维持，机翼2与周围空气具有相对速度，从而保持在一定的高度飞行，相比于常见的民用四桨垂直起落的无人机，推进器3只需要克服前行阻力即可，而不再需要平衡掉无人机的整机重力，并且推进器3的出力与无人机的前进方向完全重合，不仅节省能源消耗，而且有利于提高无人机的速度，兼具速度与节能，是遥感测量时巡航条件中很重要的两项，虽然速度比不上军用中的喷气式无人机，但喷气式无人机在推进器的结构复杂程度上，以及必须配备燃油系统等方面均不利于无人机重量的减轻，不适合遥感测量时的高空长时间巡航的要求。

如图1、4所示，推进器3包括第一螺旋桨31、第二螺旋桨32、第一轮毂33和第二轮毂34，机腹13上设有环状槽形腹腔131，第一轮毂33和第二轮毂34分别通过轴承安装在腹腔131底部圆柱面上，第一螺旋桨31径向安装在第一轮毂33外表，第二螺旋桨32径向安装在第二轮毂34外表，第一轮毂33和第二轮毂34具有相反的旋转方向且均以机体1中心线为旋转轴线，第一螺旋桨31和第二螺旋桨32的叶片安放角相反；

第一螺旋桨31、第二螺旋桨32均以机体1中心线为轴线进行旋转，不再像传统的螺旋桨飞机一样设置在机翼上，而是直接设置到了机体1上，大大简化机翼2的结构，机翼2只是简洁的翼型。由于将螺旋桨设置到了机体1上，旋转轴线为机体1中心线，所以，无人机在空中飞行，如果只有一个螺旋桨的话，会由于角动量守恒，从而机体1会与螺旋桨发生相反方向的旋转，机体1侧面的机翼2进行旋转的话，就不再能提供升力以平衡重力了，所以，要将螺旋桨设置为以机体1中心线为轴线，就需要进行角动量平衡，本发明使用双螺旋桨的设置方式，第一螺旋桨31、第二螺旋桨32的旋转方向相反，两者制造时制造成相同的质量，旋转时以相反的同等速度旋转，整机绕机体1中心线的角动量保持守恒，机体1不需要进行旋转，由于第一螺旋桨31、第二螺旋桨32的旋转方向相反，所以其叶片的安放角应当也相反，从而保持送风方向相同，都是将机头11周遭的空气往后方吹送；如图2、3所示，第一螺旋桨31、第二螺旋桨32以机体1中心线为轴线设置，还可以起到水平偏转的效果，正常平飞状态下，第一螺旋桨31、第二螺旋桨32的速度相同，当机体1需要水平偏斜一定的角度时，第一螺旋桨31、第二螺旋桨32转速进行差速控制，使两者旋转速度不一致，从而机体1也要进行相应旋转从而角动量守恒，偏斜到合适角度后，第一螺旋桨31和第二螺旋桨32再次以相同速度进行旋转，从而进行如图3所示的偏斜位置保持，此时，两侧机翼2受到的升力的合力是偏斜向上的角度，进行力分解后，一部分用于平衡无人机的整体重力，一部分沿水平方向，是让无人机进行偏航的力，进行如图8所示的保持姿态的平行偏航，偏航结束后，第一螺旋桨31和第二螺旋桨32再次进行差速旋转，使机翼2重新恢复水平状态。

第一轮毂33和第二轮毂34相反的旋转方向通过两部电机分别驱动或由一部电机带动并通过换向组件4进行换向。两部电机分别驱动第一轮毂33和第二轮毂34进行相反的旋转，需要精确的协调电机步进与转速，对电机的性能要求较高且控制上需要进行精确地协调控制；一部电机作为主驱动并加入换向组件4进行速度取反是本发明的首选方式。

如图1、7所示，无人机还包括配重组件5，配重组件5设置在机身12内部，配重组件5包括可沿机体1中心线移动的配重块52。

配重块52的移动可以是通过曲柄连杆式的滑块驱动，也可以是如图7所示的丝杆形式，配重组件5还包括丝杆电机51和导轨53，配重块52设有贯穿自身的螺纹孔与丝杆电机51的螺纹轴构成丝杆螺母的形式，导轨53是限制配重块52旋转的导向轨道，丝杆电机51轴进行旋转，配重块52也就能进行相应的轴向移动。

设置配重组件5的目的在于：由于为了精简机翼2的结构特征，取消了类似传统民航客机上用于客机俯仰变化的副翼，所以，本发明需要通过其他的途径为无人机提供爬升与俯冲姿态变化的功能，配重组件5就主要是为了这一目的，沿机体1中心线移动的配重块52在进行轴向滑动时，整个无人机的中心位置会跟着进行轴向平移，正常巡航平飞时，在轴向上让整机重心位置与机翼2的受力点重合，如图1所示的受力为平飞时的受力，当无人机需要进行高度位置调整时，如图9所示，驱动配重块52后移，机翼2升力与重力不再相交，升力在前，机头11开始进行爬升，爬升完毕后，配重块52前移并在轴向上超过升力作用点，压平机头11，重新回到水平姿态。无人机的俯仰变化不再需要通过传统的副翼实现，因为本无人机重量并不会太重，大大小于传统的飞机等飞行器，通过重心变化进行俯仰调整是完全足够的。

此外，飞行器必须具备转向功能，传统上通过副翼或尾翼实现，传统上的副翼或尾翼都需要进行结构控制，使得飞行器机头发生偏转从而进行转向，而本发明如前述，为了精简机翼的结构，不再在机翼2或机体1上设置附加的方向控制模块，而是通过重心变化与机翼2水平方向进行偏斜的组合操作让本无人机具备转向功能，如图3、10所示，重心后移并结合机翼2偏斜，机头1朝向发生变化，进行角度航向调整，与图8所示的平行偏航是本无人机的两种偏航方式。

如图4所示，推进器3还包括驱动电机35，

换向组件4包括中间锥齿轮41、配速盘42和蜗杆43，配速盘42通过轴承安装在腹腔131槽底圆柱面上，配速盘42外缘沿径向通过轴承设置若干个中间锥齿轮41，中间锥齿轮41的旋转轴线与机体1中心线垂直并相交，配速盘42一侧端面沿轴向伸出一凸台并在凸台上设置涡轮齿421，蜗杆43通过固定在腹腔131槽底圆柱面的一个支撑架进行旋转支撑，蜗杆43与涡轮齿421啮合，蜗杆43具备主动的旋转动力；

第一轮毂33包括环状轮毂体和设置在轮毂体两侧的轮毂锥齿轮331和轮毂从动齿轮333，轮毂体中心处设置轮毂中心孔332，轮毂中心孔332套装在腹腔131槽底圆柱面上，驱动电机35设置在腹腔131内并在输出轴上设置电机齿轮351，电机齿轮351与轮毂从动齿轮333啮合进行传动，第二轮毂34也包括第一轮毂33上除轮毂从动齿轮333外的所有特征，第一轮毂33和第二轮毂34上的轮毂锥齿轮331相面对设置并均与中间锥齿轮41啮合。

中间锥齿轮41、配速盘42与传统的行星齿轮轮系类似，只是中间锥齿轮41的旋转轴线与配速盘42旋转轴线垂直，当蜗杆43没有得到指令进行旋转时，配速盘42被旋转锁死，中间锥齿轮41只能以自身轴线进行自转，轮毂从动齿轮333受到电机齿轮351驱动、带动第一轮毂33进行旋转，第一轮毂33以中间锥齿轮41为传动媒介，驱动第二轮毂34旋转，旋转方向被中间锥齿轮41进行了换向；当蜗杆43发生旋转，驱动涡轮齿421进而带动整个配速盘42进行旋转时，中间锥齿轮41在进行自转的同时，也绕配速盘42轴线进行公转，当中间锥齿轮41进行公转时，第一轮毂33与第二轮毂34的转速不再相同，旋转速度产生差异，完成前述的第一螺旋桨31与第二螺旋桨32的差速控制，第一螺旋桨31与第二螺旋桨32的速度差异可以通过蜗杆43的转速进行控制，蜗杆43相对于配速盘42的传动具有自锁功能，只能蜗杆43驱动配速盘42，不能反向驱动，从而在无指令、蜗杆43不旋转时，第一螺旋桨31与第二螺旋桨32的速度大小精确相同。

涉及无人机飞行速度与姿态的几个电动执行件有：驱动电机35、蜗杆43、丝杆电机51，这几个电器应当由统一的中控进行控制，中控还要包括能够识别飞行姿态的陀螺仪以及用于获知无人机位置的GPS模块；这些是无人机飞行所要配备的器件，其余的诸如为了遥感测量所需设置的仪器、为了军事侦查所要设置的摄像机等等可以根据具体需要自行改造与安装，机体1后部的空间较少，可以放置到机头11部分。

如图1所示，机体1还包括位于机腹13后方的机尾14，机尾14侧面沿径向设有若干稳流尾翼6。稳流尾翼6稳定机体1尾部的气流，防止串扰造成无人机震动。

机体1周身表面设有若干光伏板，机体1内部设置蓄电池为无人机内部器件供电。光伏板进行太阳能发电并储存在蓄电池内，为无人机供电，实现长时间甚至长期的空中巡航。

如图1所示，机尾14尾部设有起落架7。无人机没有轮组式的起落架，也是为了前述的精简无人机结构，在没有任何辅助起落的结构时，可以采用使用者乘坐或驾驶飞机在高空以带速投放的方式进行放飞，回收时也是类似手段回收，这种放飞与回收手段实施较为困难。如图1所示，设置起落架7以进行垂直降落，和略微偏斜的竖直起飞，降落时，通过前述的姿态调整使得机体1中心线为竖直，然后螺旋桨的推力完全用于抵消重力，使得无人机缓慢下降最终降落，降落速度非常小，机翼2与周围空气所产生的机翼升力几乎忽略，不会发生倾覆；起飞时，如果机体1也是完全竖直的，那么在螺旋桨加速后，机翼2受到的力会使其倾覆，所以起飞时要略微倾斜。

第一螺旋桨31与第二螺旋桨32的桨叶数量相一致，第一螺旋桨31的桨叶数量与稳流尾翼6的尾翼数量互质。螺旋桨与稳流尾翼6的叶片数量互质，防止周期性叠加旋转可能产生的气流共振。

本发明的使用原理是：无人机在空中正常巡航平飞，当需要平行偏航时，蜗杆43旋转，带动配速盘42旋转，中间锥齿轮41进行公转，第一螺旋桨31、第二螺旋桨32旋转速度发生差异，机体1由于角动量守恒从而发生水平偏斜，水平偏斜后，机翼2受到的升力在水平方向上产生分力，使得无人机发生如图8所示的平行偏航；无人机需要进行俯仰变化时，配重块52沿机体1轴向平移一定的距离，改变无人机重心位置，机头11上仰或下俯，到达目标高度后配重块52重新调整使得机体1回复水平；重心变化与机翼2偏斜共同协调进行如图10的航行偏转。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

Claims (8)

1.一种带有腰推式动力装置的无人机，其特征在于：所述无人机包括机体（1）、机翼（2）和推进器（3），所述机体（1）为子弹形，机体（1）包括依次分布的机头（11）、机身（12）和机腹（13），所述机翼（2）设置在机身（12），所述推进器（3）设置在机腹（13）。

2.根据权利要求1所述的一种带有腰推式动力装置的无人机，其特征在于：所述推进器（3）包括第一螺旋桨（31）、第二螺旋桨（32）、第一轮毂（33）和第二轮毂（34），所述机腹（13）上设有环状槽形腹腔（131），所述第一轮毂（33）和第二轮毂（34）分别通过轴承安装在腹腔（131）底部圆柱面上，所述第一螺旋桨（31）径向安装在第一轮毂（33）外表，所述第二螺旋桨（32）径向安装在第二轮毂（34）外表，所述第一轮毂（33）和第二轮毂（34）具有相反的旋转方向且均以机体（1）中心线为旋转轴线，所述第一螺旋桨（31）和第二螺旋桨（32）的叶片安放角相反；

所述第一轮毂（33）和第二轮毂（34）相反的旋转方向通过两部电机分别驱动或由一部电机带动并通过换向组件（4）进行换向。

3.根据权利要求2所述的一种带有腰推式动力装置的无人机，其特征在于：所述无人机还包括配重组件（5），所述配重组件（5）设置在机身（12）内部，配重组件（5）包括可沿机体（1）中心线移动的配重块（52）。

4.根据权利要求2所述的一种带有腰推式动力装置的无人机，其特征在于：所述推进器（3）还包括驱动电机（35），

所述换向组件（4）包括中间锥齿轮（41）、配速盘（42）和蜗杆（43），所述配速盘（42）通过轴承安装在腹腔（131）槽底圆柱面上，配速盘（42）外缘沿径向通过轴承设置若干个中间锥齿轮（41），所述中间锥齿轮（41）的旋转轴线与机体（1）中心线垂直并相交，所述配速盘（42）一侧端面沿轴向伸出一凸台并在凸台上设置涡轮齿（421），所述蜗杆（43）通过固定在腹腔（131）槽底圆柱面的一个支撑架进行旋转支撑，蜗杆（43）与涡轮齿（421）啮合，蜗杆（43）具备主动的旋转动力；

所述第一轮毂（33）包括环状轮毂体和设置在轮毂体两侧的轮毂锥齿轮（331）和轮毂从动齿轮（333），轮毂体中心处设置轮毂中心孔（332），所述轮毂中心孔（332）套装在腹腔（131）槽底圆柱面上，所述驱动电机（35）设置在腹腔（131）内并在输出轴上设置电机齿轮（351），所述电机齿轮（351）与轮毂从动齿轮（333）啮合进行传动，所述第二轮毂（34）也包括第一轮毂（33）上除轮毂从动齿轮（333）外的所有特征，第一轮毂（33）和第二轮毂（34）上的轮毂锥齿轮（331）相面对设置并均与中间锥齿轮（41）啮合。

5.根据权利要求2所述的一种带有腰推式动力装置的无人机，其特征在于：所述机体（1）还包括位于机腹（13）后方的机尾（14），所述机尾（14）侧面沿径向设有若干稳流尾翼（6）。

6.根据权利要求1所述的一种带有腰推式动力装置的无人机，其特征在于：所述机体（1）还包括位于机腹（13）后方的机尾（14），所述机尾（14）尾部设有起落架（7）。

7.根据权利要求1所述的一种带有腰推式动力装置的无人机，其特征在于：所述机体（1）周身表面设有若干光伏板，机体（1）内部设置蓄电池为无人机内部器件供电。

8.根据权利要求5所述的一种带有腰推式动力装置的无人机，其特征在于：所述第一螺旋桨（31）与第二螺旋桨（32）的桨叶数量相一致，第一螺旋桨（31）的桨叶数量与稳流尾翼（6）的尾翼数量互质。