CN111655578A - 固定翼垂直起降混合动力uav - Google Patents

Abstract

公开了一种固定翼VTOL混合动力UAV，包括：中央框架104；一对能够快速锁定的固定翼102，其包括在中央框架之上彼此锁定的右翼102‑2和左翼102‑1；以及四个电操作的旋翼108，其以面向下方的构造借助于旋翼‑叶片臂110附接到固定翼。臂110可枢转地固定到翼102，使得臂110可在工作位置与存放位置之间移动，在该工作位置中，臂110定向为平行于中央框架104，并且在存放位置中，臂110与翼102对齐。中央框架104是细杆并且用作机身。驱动器和控制模块安装在翼102中。UAV包括以45度附接到臂的舵，以便操纵UAV的偏航和次级侧倾响应。UAV包括附接到中央框架的每一端的两个起落架106。

Description

固定翼垂直起降混合动力UAV

技术领域

本公开一般地涉及无人飞行器(UAV)领域。特别地，本公开涉及固定翼垂直起降(VTOL)混合动力UAV。

背景技术

背景描述包括可以用于理解本发明的信息。这并非承认本文提供的任何信息是现有技术或者与当前要求保护的发明有关，或者明确或者隐含引用的任何出版物为现有技术。

混合动力四旋翼技术通过将四旋翼的垂直起飞和降落能力与正常固定翼飞行器的效率、速度和航程相结合，为垂直起降(VTOL)问题提供了一种创新且在逻辑上简单的解决方案。因此，混合动力UAV可以像直升机UAV一样垂直起飞和降落，并且过渡到像飞机一样巡航飞行。

典型的固定翼VTOL UAV包括旋翼-叶片臂以及固定翼；并且将它们集成到单个飞行器中。除了提供像具有垂直起降性能的固定翼飞行器那样工作的性能优势外，它们还提供其他优势，例如没有降落地点的限制以及远程和高速特性。

在相关领域中已知许多具有不同结构和能力的固定翼VTOL混合动力UAV。例如，申请号为US20150136897A1的美国专利申请公开了一种无人飞行系统，其包括能够实现空气动力学水平飞行的刚性翼以及至少四个旋翼，所述至少四个旋翼由可控电动机驱动并且能够通过枢转机构在垂直起始位置与水平飞行位置之间枢转，其中所有电动机和旋翼都布置在翼上。

然而，这种电动固定翼VTOL混合动力UAV具有诸如低耐久性、航程、以及包装和运输困难等问题。

因此，在本领域中需要提供一种有效的固定翼VTOL UAV，该UAV具有更好的耐久性、航程，并且可以容易地包装、运输和快速部署。

发明目的

本公开的总体目的是提供一种改进的和有效的固定翼VTOL UAV。

本公开的目的是提供一种与常规的固定翼VTOL UAV相比具有更好的结构和系统设计的固定翼VTOL UAV。

本公开的另一个目的是提供一种具有更长的耐久性、更长的航程并且紧凑的固定翼VTOL UAV。

本公开的另一个目的是提供一种具有简单包装以易于运输的固定翼VTOL UAV系统。

本公开的又一个目的是提供一种具有较少的组装步骤以用于快速部署的固定翼VTOL UAV系统。

通过以下结合附图的详细描述，本发明的这些和其他目的将变得显而易见。

发明内容

本公开的各方面涉及一种具有垂直起降(VTOL)能力的固定翼飞行器，与常规的固定翼VTOL UAV相比，其结合了更好的结构和系统设计，从而导致了改进的耐久性和更远的航程。另外，所公开的固定翼VTOL UAV的结构导致紧凑的包装，并且导致相应的易于运输和减少的组装时间以便快速部署。

在一方面，所公开的固定翼VTOL混合动力UAV(也称为固定翼VTOL UAV或者简称为混合动力UAV，这些术语在下文中可互换使用)包括：中央框架/机身；一对能够快速锁定的固定翼(也简称为翼)，包括在中央框架/机身之上彼此锁定的右翼和左翼；以及具有面向下方的构造的至少四个电动机，其借助于旋翼-叶片臂(也简称为臂)附接到所述一对翼。在一方面，保持至少四个电动机的旋翼-叶片臂枢转地固定到所述一对翼，使得臂可在工作位置与存放位置之间移动，在该工作位置中，旋翼-叶片臂沿中央框架的纵向轴线定向(即平行于机身)，在所述存放位置中，旋翼-叶片臂与翼对齐。

在一方面，所公开的混合动力UAV还包括将可枢转的旋翼-叶片臂锁定于其工作位置的装置，并且该装置是可移除的锁定机构，当要将臂从工作位置移动到存放位置时，该可移除的锁定机构可以被移除。

在一方面，中央框架/机身是细杆，该细杆减小了阻力(drag)并且提高了所公开的混合动力UAV的效率。所公开的混合动力UAV的控制模块/驱动器均安装在翼中，并且有效载荷可以附接到细杆上。

在一方面，至少四个电动机的面向下方的构造提供了在空气动力学上有效的布置，没有螺旋桨尾流干扰并且几乎没有进气干扰。这显著提高了VTOL效率和提升能力。

在一方面，布置成H型构造的至少四个电动机可以具有左前旋翼的顺时针旋转和右前旋翼的逆时针旋转。在一方面，通过将臂的扭转趋势添加到作为扭矩变化提供的偏航输入上，为旋翼选择的旋转方向与旋翼的H型构造相结合，导致改善的偏航性能。

在一方面，所公开的UAV还包括附接到旋翼-叶片臂并且彼此向内以45度倾斜的舵，其中，所述舵用作双动臂尾部稳定器，所述双动臂尾部稳定器的特征在于，不存在水平稳定器。

在一方面，舵包括舵转向器，以便操纵UAV的偏航和次级侧倾响应。在另一方面，所提出的舵的构造在偏航方向上提供了有利的侧倾响应，并且有助于操纵所公开UAV的偏航和次级侧倾响应。这改善了UAV以更好的灵活性倾斜转弯的效率。

在一方面，所公开的混合动力UAV进一步包括一组起落架，其包括至少两个起落架。至少两个起落架被附接到中央框架/机身的每一端，并且被设计为在起飞和降落时平衡UAV的重量。至少两个起落架中的每一个包括：固定到在所述中央框架的起落架支座；右起落架；以及左起落架。起落架支座永久固定到中央框架，并且包括卡扣配合锁定机构，以接收左起落架和右起落架。

通过以下对优选实施例的详细描述以及附图，本发明主题的各种目的、特征、方面和优点将变得更加显而易见，在附图中，相同的附图标记表示相同的部件。

附图说明

所附附图被包括以提供对本公开的进一步理解，并且附图被并入本说明书中并且构成本说明书的一部分。附图示出了本公开的示例性实施例，并且与描述一起用于解释本公开的原理。

图1示出了根据本公开的实施例的所提出的固定翼垂直起降混合动力UAV的示例性立体图。

图2示出了根据本公开的实施例的示例性分解图，该分解图显示了一对能够快速锁定的固定翼在中央框架/机身上的彼此锁定。

图3示出了根据本公开的实施例的示例性示意布置，其显示了可枢转臂通过可移除的锁定装置在固定翼上的布置。

图4A和图4B分别示出了根据本公开的实施例的显示臂的工作位置和存放位置的示例性视图。

图5A和图5B示出了根据本公开的实施例的显示起落架安装到中央框架的示例性视图。

图6示出了根据本公开的实施例的四个旋翼以H型构造工作的示例性表示，用于通过将臂的扭转趋势添加到偏航输入来实现改善的偏航性能。

具体实施方式

以下是在所附附图中描绘的本公开的实施例的详细描述。这些实施例如此详细以便清楚地传达本公开。然而，所提供的细节量并不旨在限制实施例的预期变化；相反，意图是覆盖落入由所附权利要求书限定的本公开的精神和范围内的所有修改、等同物和替代方案。

本公开的实施例涉及一种固定翼VTOL混合动力飞行器，其与常规的固定翼VTOLUAV相比具有改进的结构和系统设计，从而提高了耐久性、实现更远的航程。所提出的固定翼VTOL UAV的结构还可以减轻重量，实现紧凑的包装，且相应地易于运输和减少组装时间以快速部署。

在一方面，所公开的固定翼VTOL混合动力UAV包括：一对能够快速锁定的固定翼，其包括左固定翼和右固定翼，它们在中央框架之上彼此锁定；易于锁定的中央起落架；具有面向下方的构造的至少四个电动机，其借助于一对臂附接到所述固定翼；以及一组舵/尾翼，其与所述一对臂构造在一起，并且以45度布置。

在一方面，臂能够在固定翼上枢转以在工作位置与存放/收纳位置之间移动，在该工作位置中，臂平行于中央框架/机身(即垂直于固定翼)布置；在存放/收纳位置中，臂沿着固定翼设置，从而减少了用于包装固定翼和臂的空间需求，而不必将它们彼此完全分离(detach)。

在一方面，中央框架/机身是细杆，该细杆减小了阻力并且提高了所公开的混合动力UAV的效率。所公开的混合动力UAV的控制模块/驱动器均安装在翼中，并且有效载荷可以诸如在机身的前端处附接到细杆上。

在一方面，一对臂在其工作位置向四个电动机/旋翼提供H型构造，所述四个电动机/旋翼附接到该对臂中的每个臂的端部。处于H型构造的旋翼的左前旋翼可以顺时针旋转，右前旋翼可以逆时针旋转。在一方面，通过将臂的扭转趋势添加到作为扭矩变化提供的偏航输入上，为旋翼选择的旋转方向与旋翼的H型构造相结合，导致改善的偏航性能。

在一方面，附接到该对臂的每个臂的端部的四个电动机/旋翼处于面向下的构造，这提供了在空气动力学上有效的布置，没有螺旋桨尾流干扰并且几乎没有进气干扰。这显著提高了VTOL效率和提升能力。

在一方面，所公开的UAV还包括以45度附接到旋翼-叶片臂的舵，其中，舵用作双动臂尾部稳定器，所述双动臂尾部稳定器的特征在于，不存在水平稳定器。

在一方面，舵包括舵转向器，以便操纵UAV的偏航和次级侧倾响应。在另一方面，舵的倒V形尾部构造在偏航方向上提供了有利的侧倾响应，并且有助于操纵所公开UAV的偏航和次级侧倾响应。这改善了UAV以更好的灵活性倾斜转弯的效率。

在一方面，所公开的混合动力UAV还包括一组至少两个起落架，所述至少两个起落架被附接到中央框架/机身的每一端。起落架被设计为平衡UAV起降时的重量。每个起落架都包括右起落架和左起落架，这些起落架设计为通过起落架支座与UAV快速组装/从UAV快速拆卸。起落架支座永久固定到中央框架，并且包含卡扣配合锁定机构，以接纳左起落架和右起落架。

现在参考图1，在图1中公开了所提出的固定翼垂直起降混合动力UAV的示例性立体图，所提出的混合动力UAV 100包括：一对能够快速锁定的固定翼，其包括左固定翼102-1和右固定翼102-2(统称为固定翼102或者简称为翼102)，左固定翼102-1和右固定翼102-2在中央框架104之上彼此锁定；一组易于锁定的中央起落架106；具有面向下方的构造的至少四个电动机/旋翼108，其借助于一对旋翼-叶片臂110-1和110-2附接到固定翼102；一组舵/尾翼112，其与所述一对旋翼-叶片臂110构造在一起。

在一方面，中央框架/机身104可以是细杆，其减少阻力以及重量，从而提高了所公开的混合动力UAV 100的效率。如图1中所示，所公开的混合动力UAV的控制模块/驱动器可以全部安装到翼102，并且诸如有效载荷114的有效载荷可以在中央框架/机身104的前端处附接到中央框架/机身104。翼102还可以包括副翼116-1和116-2，以用于UAV 100的导航。

在一方面，所公开的混合动力UAV 100进一步包括一组至少两个起落架106，其在设计为在起飞和降落时平衡UAV 100的重量的位置处附接到中央框架/机身104。

图1还显示了布置在臂110的后端处的舵/尾翼112(在相关技术中也称为“机尾”和“稳定器”。优选的术语是“稳定器”，因为其至少部分地描述了该部件的功能)。飞机的稳定器/尾部被设计为提供飞机在俯仰和偏航方面的稳定性和控制。飞行器尾部可以采用不同的形式来满足稳定性和控制的双重要求。大多数尾部设计具有通常称为水平稳定器的水平翼状结构，以及通常称为垂直稳定器的一个或多个垂直或者近乎垂直的结构。

其他类型的飞机尾部设计包括但是不限于常规的T型尾部、十字形尾部、双重尾部、三尾部、V型尾部、倒V型尾部、倒Y型尾部、双尾部、动臂尾部、高动臂尾部和多平面尾部设计。

双重尾部是在某些飞行器的机尾上存在的特定类型的垂直稳定器布置，并且具有两个垂直稳定器，其自身通常比单个常规尾部要小，安装在飞行器的水平稳定器的外侧。双重尾部的一种特殊情况是动臂尾部(或者双动臂尾部)，其中尾部机架由两个独立的机身组成，其分别具有舵，并且通常通过单个水平稳定器连接。但是，水平稳定器增加了结构的重量。

在具有复杂设计布置(例如双马达、双机身、单个推进器推进单元等)的飞行器中通常优选的是双动臂尾部。在单个推进器推进单元安装在飞行器主体的拖尾侧的飞行器中，其中为了向推进单元提供清洁的空气流而使尾部的布置变得复杂，使得双动臂尾部成为优选的布置。

在双动臂尾部中，如果左右动臂之间的距离不明显，则由于尾部的几何形状，偏航控制不会对侧倾产生明显效果。

以前，UAV已经设置了具有双动臂飞行器设计的组合倒V型尾部。但是，这种尾部设计对侧倾耦合提供了最小的偏航，因为这种具有与在中心处直接接合的尾翼-稳定器相连或者与水平稳定器相连的一对尾部-动臂的布置限制了双动臂之间的跨度，进而成为设计限制。

在本公开的一个方面，在取消水平稳定器的情况下，舵在双动臂的中心轴线上以向内45度附接到双动臂，从而实现了有利的(proverse)侧倾并且不限制双动臂之间的跨度，以便于在设计上的灵活性。垂直稳定器/舵/尾翼112与一对旋翼-叶片臂110构造在一起，所述一对旋翼-叶片臂110在它们的中心轴线上用作UAV的双动臂，并且垂直稳定器/舵/尾翼112朝向彼此以向内45度倾斜。垂直稳定器/舵112还包括带有伺服器的舵转向器，以便于控制俯仰和偏航。所公开的布置取消了水平稳定器，与具有双动臂的组合倒“V”尾部提供相同益处，而没有增大双动臂之间的跨度的限制。

如本领域中已知的，诸如通过舵/尾翼舵/尾翼112操纵UAV，导致偏航和次级侧倾响应。根据不同的舵角，所产生的侧倾响应是不利的或者有利的。在所提出的混合动力UAV系统中，舵/尾翼的布置朝向彼此以向内45度倾斜，这在偏航方向上提供了有利的侧倾响应，从而改善了UAV的以更好灵活性倾斜转弯的效率。

在替代实施例中，当与旋翼-叶片臂110构造在一起的舵112彼此以向外45度倾斜但位于旋翼-叶片臂110的中心轴线之下时，可以获得本发明的相同益处。

图2示出了根据本公开的实施例的示例性分解图，其显示了一对能够快速锁定的固定翼102在中央框架/机身104之上彼此锁定。如前所述，固定翼102包括分别为锥形直翼的左固定翼102-1和右固定翼102-2，并且两个翼102-1和102-1在中央框架104之上彼此锁定，由于控制模块与两个翼102集成在一起，因此消除了任何对于更大机身的需求。这减轻了UAV100的重量，并且还减轻了较重的机身产生的阻力并且提高了效率。

如图2中所示，两个翼102-1和102-2锁定在一起，并且使用两个翼保持器202和两个螺栓204固定到中央框架104。翼102包含容纳翼保持器202的腔206，并且另外地包含供螺栓204穿过的通孔。螺栓在对应位置处接合在设置在中央框架104上的对应螺纹凸台208中。固定翼102和中央框架104的螺纹凸台208上的孔对齐，使得两个翼保持器202将两个翼102保持在一起，并且两个螺栓204将翼102和翼保持器202的组装与中央框架104刚性地保持在一起。

在一方面，臂110能够在固定翼102上枢转，以在工作位置与存放/收纳位置之间移动，在该工作位置中，臂110平行于中央框架/机身104(即垂直于固定翼102)布置；在存放/收纳位置中，臂110沿着固定翼102布置，从而导致减小了用于包装固定翼102和臂110的空间需求，而不必将它们彼此完全分离。除了减少存放空间需求外，该构造还有助于快速部署UAV 100，因为只需要将臂旋转到工作位置并且锁定在该位置即可。

图3示出了根据本公开的实施例的示例性示意性布置，其显示了可枢转臂110通过可移除的锁定装置在固定翼102上的布置。如图所示，可以使用设置在固定翼102的基部的锁定机构将臂110固定到固定翼。该锁定机构包括永久固定的可枢转锁302和可移除的锁定机构304。永久固定的可枢转锁302提供垂直于固定翼102的旋转轴线，以使臂110相对于固定翼在存放位置与工作位置之间移动/旋转。永久固定的可枢转锁302包括第一螺纹凸台306，该第一螺纹凸台306在位于穿过UAV 100的重心(CG)的垂直横向平面的位置处固定到固定翼102。臂110包含在臂110的重心处的孔。因此，当臂110组装到UAV 100的固定翼102时，其重心(CG)与UAV 100的重心匹配。螺栓308和锁紧螺母(未在本文示出)用于将臂110以可枢转的方式固定到第一螺纹凸台306，以允许臂110从0-90度旋转。

在旋翼-叶片臂与固定翼之间的可移除锁定机构包括第二螺纹凸台310，该第二螺纹凸台在与第一螺纹凸台306纵向对齐的点处固定到固定翼102。在臂110上的匹配位置中设置孔供螺栓308穿过。为了将臂固定在工作位置，可以通过绕永久固定的可枢转锁302旋转来使臂适当地对齐，以使在臂110中的孔与第二螺纹凸台310对齐，并且螺栓308可以用于将臂110固定在用于飞行的工作位置中。

在一方面，臂110还可以将旋翼线312(如图3中所示)从旋翼带到固定翼102，在固定翼102处旋翼线312与固定翼102中的驱动器连接。旋翼的连接线从臂110的两端，沿中空臂110的内部延伸并且连接至固定翼内的驱动器。这种连接是借助条带线进行的，因此消除了对于凸连接器和凹连接器的需求。这减轻了连接器的重量，从而助于减轻了UAV的重量，并且提高了效率，而且使系统紧凑，从而导致可以快速部署、紧凑包装并且易于运输。线的连接方式应确保在臂枢转期间它们不会缠绕在一起。

图4A和图4B分别示出了根据本公开的实施例的显示臂的工作位置和存放/收纳位置的示例性视图。图4B显示了固定翼102之一，其中臂110在组装以进行飞行之前处于其初始状态/包装状态/存放位置。在这种状态下，臂110具有旋翼叶片附接到臂110两端的两个旋翼108，并且几乎平行于固定翼102。如图4A中所示，在组装UAV 100的过程中，通过将臂110围绕永久固定的可枢转锁302旋转90度，并且使用可移除的锁定机构304将其锁定于垂直于固定翼102的位置，可以将臂110移动至工作位置。

图5A和图5B示出了根据本公开的实施例的显示了起落架向中央框架104安装的示例性视图。在一方面，起落架结合了简单的卡扣配合锁定机构，以容易且快速地拆卸/组装起落架。可以在中央框架104的两端附接两个起落架，中央框架104是用作机身的细杆，并且两个起落架被设计为使得它们在起飞和降落期间平衡UAV 100的重量。

如图5A中所示，每个起落架可以包括以下三部分：起落架支座502，固定到中央框架104；右起落架504；以及左起落架506。起落架支座502永久地固定到中央框架104，并且右起落架504和左起落架506可以具有卡扣配合锁定机构，用于与起落架支座502的装配。

图5B描绘了起落架的分离侧视图，其显示了起落架的卡扣配合锁定机构的细节。起落架支座502可以具有用于插入右起落架504/左起落架506的槽，并且小的半圆形球552可以朝该槽突出。右起落架504/左起落架506和起落架支座502的相对侧具有孔554，当右起落架504/左起落架506插入槽以将其固定到位时，半圆形球552可以按卡扣配合的方式与孔554接合。可以理解，所提出的起落架装置在包装方面非常有用，因为它有助于在几秒钟内组装和拆卸起落架。

图6示出了根据本公开的实施例的四个旋翼以H型构造工作的示例性表示，用于通过将臂的扭转趋势添加到偏航输入来实现改善的偏航性能。可以看出，在端部保持至少四个电动机/旋翼108的可枢转臂110在其工作位置为四个电动机/旋翼108-1、108-2、108-3和108-4(统称108)提供了H-构造。与常规的“X”型框架设计相比，H型构造具有使框架有一定灵活性的优点，这可以提供改善的偏航响应。H型构造可提供允许前臂相对于后臂通过中心进行一些扭转的灵活性，并且因此，旋翼-叶片方向的选择结果对于相对于其他框架构造提高偏航性能非常重要。

图6示出了具有顺时针偏航输入的所公开的混合动力UAV 100的俯视图，其中旋翼108沿所示方向旋转以获得最佳偏航性能。当使用扭矩变化为UAV提供顺时针方向的偏航输入时，左前旋翼108-1的旋转可以被选择为顺时针方向，提供降低的升力(如箭头A所示)，并且右前旋翼108-2的旋转方向被选择为逆时针旋转，提供增加的升力(如箭头B所示)。因此，左前旋翼108-1降低升力，并且右前旋翼108-2增加升力。类似地，右后旋翼108-4降低升力(如箭头D所示)，而左后旋翼108-3增加升力(如箭头C所示)。这些旋翼升力改变导致扭矩变化，该扭矩变化仅基于扭矩产生顺时针偏航。同时，由于UAV构造是H型构造并且两个旋翼臂被牢固地保持，旋翼108-2的升力增加以及旋翼108-4的升力降低因为在后向后扭转方向上产生的净扭矩而使右固定翼102-2向后扭转。类似地，旋翼108-1的升力降低以及旋翼108-2的升力增加由于在前向扭转方向上产生的净扭矩而使左固定翼102-1向前扭转。这导致UAV100的前部向右移动(如箭头E所示)，而UAV 100的后部向左移动(如箭头F所示)。这使得该机器以与顺时针偏航输入相同的方式绕其中心旋转。

相反，如果要使旋翼方向反向，则前旋翼应向左扭转，并且后旋翼应向右扭转，并且由升力产生的扭转应与由扭矩平衡产生的偏航输入相反。这将减少偏航响应的性能。因此，具有针对旋翼108所述选择的旋转方向而适当设计的“H”型框架充分利用了这一概念，并且相对于其他四旋翼和多旋翼而言，偏航性能得到了改善。

因此，本公开提供了一种改进的且有效率的固定翼VTOL UAV，其结合了更好的结构和系统设计，这导致更长的耐久性、更远的航程以及紧凑的包装，从而导致易于运输和快速部署。

虽然上文描述了本发明的各种实施例，但是在不脱离本发明的基本范围的情况下，可以设计出本发明的其他和进一步的实施例。本发明的范围由所附权利要求书确定。本发明不限于所描述的实施例、版本或者示例，其被包括使得在与本领域普通技术人员可获得的信息和知识相结合时本领域普通技术人员能够制造和使用本发明。

发明的优点

本公开提供了一种改进的且有效的固定翼VTOL UAV。

本公开提供了一种固定翼VTOL UAV，其与常规的固定翼VTOL UAV相比具有更好的结构和系统设计。

本公开提供了一种具有更长的耐久性、更远的航程并且紧凑的固定翼VTOL UAV。

本公开提供了一种具有简单包装以易于运输的固定翼VTOL UAV系统。

本公开提供了一种具有较少的组装步骤以便快速部署的固定翼VTOL UAV系统。

Claims (12)

1.一种固定翼垂直起降UAV，包括：

中央框架；

能够快速锁定的一对固定翼，其包括在所述中央框架之上彼此锁定的右翼和左翼；以及

电操作的至少四个旋翼，其借助于旋翼-叶片臂附接到所述一对固定翼；

其中保持所述至少四个旋翼中的至少两个旋翼的所述旋翼-叶片臂可枢转地固定到所述一对固定翼，使得所述旋翼-叶片臂可在工作位置与存放位置之间移动，在所述工作位置中，所述旋翼-叶片臂定向为与所述中央框架平行，并且在所述存放位置中，所述旋翼-叶片臂与所述固定翼对齐。

2.根据权利要求1所述的UAV，其中，所述旋翼-叶片臂通过永久固定的可枢转锁可枢转地固定到所述固定翼，并且其中，所述旋翼-叶片臂通过相应的可移除锁定机构被锁定在相应的工作位置中，所述可移除锁定机构被移除以便将所述旋翼-叶片臂移动至相应的工作位置。

3.根据权利要求2所述的UAV，其中，所述永久固定的可枢转锁位于穿过所述UAV的重心的垂直横向平面中，并且所述旋翼-叶片臂安装到所述永久固定的可枢转锁上。

4.根据权利要求1所述的UAV，其中，所述至少四个旋翼以面向下方的构造借助于旋翼-叶片臂附接到所述一对固定翼。

5.根据权利要求4所述的UAV，其中，所述UAV包括四个旋翼，其中两个旋翼附接至两个旋翼-叶片臂中的每一个，所述两个旋翼-叶片臂在所述两个旋翼-叶片臂的工作位置中形成H型构造；并且其中，当从顶部观看时，位于右前位置的旋翼沿逆时针方向旋转，位于左前位置的旋翼沿顺时针方向旋转，位于右后位置的旋翼沿顺时针方向旋转，并且位于左后位置的旋翼沿逆时针方向旋转。

6.根据权利要求1所述的UAV，其中，所述UAV还包括具有相关联的舵转向器的舵，以便操纵所述UAV的偏航和次级侧倾响应。

7.根据权利要求1所述的UAV，其中，所述UAV还包括至少两个起落架，所述至少两个起落架附接到所述中央框架的每一端。

8.根据权利要求7所述的UAV，其中，所述至少两个起落架中的每一个包括：固定到所述中央框架的起落架支座；右起落架；以及左起落架；其中，所述右起落架和所述左起落架通过卡扣配合锁定机构可移除地安装到所述起落架支座。

9.一种固定翼垂直起降UAV，包括：

中央框架；

能够快速锁定的一对固定翼，其包括在所述中央框架之上彼此锁定的右翼和左翼；以及

电操作的至少四个旋翼，其借助于旋翼-叶片臂附接到所述一对固定翼；

其中，所述UAV还包括以45度附接到所述旋翼-叶片臂的舵，所述舵用作双动臂尾部稳定器，所述双动臂尾部稳定器的特征在于，不存在水平稳定器。

10.根据权利要求10所述的UAV，其中，所述舵在所述旋翼-叶片臂的中心轴线之上以向内倾斜的45度附接到所述旋翼-叶片臂。

11.根据权利要求10所述的UAV，其中，所述舵在所述旋翼-叶片臂的中心轴线之下以向外倾斜的45度附接到所述旋翼-叶片臂。

12.根据权利要求10所述的UAV，其中，所述舵包括舵转向器，以便操纵所述UAV的偏航和次级侧倾响应。

Images