CN209956209U - 一种变体机翼垂直起降无人机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种变体机翼垂直起降无人机，包括无人机本体及安装在无人机本体上的多个动力组件，所述无人机本体包括机翼，所述动力组件用于产生沿着无人机本体纵向方向的推力或拉力，所述动力组件沿着无人机本体的横向方向排布；在无人机本体的横向方向上，无人机本体由多个分部依次串联而成，任意相邻的两分部均可相对翻转，且所述翻转的翻转轴的朝向为：一端朝向无人机本体的前端、另一端朝向无人机本体的后端；所述动力组件至少有三个，且动力组件分布在不同的分部上。本无人机不仅可克服无人机起降的机动性问题，同时可优化无人机起、降过程中的稳定性和操纵性能。

Description

一种变体机翼垂直起降无人机

技术领域

本实用新型涉及无人机技术领域，特别是涉及一种变体机翼垂直起降无人机。

背景技术

无人机的应用领域极其广泛，尤其在监控、侦查及测绘领域。目前无人机大致可以分为固定翼无人机，无人直升机，多旋翼无人机以及垂直起降无人机(VTOL)。固定翼无人机及垂直起降无人机(VTOL)是通过机翼产生气动升力，在航程，速度，升限上优于旋翼类无人机，但固定翼无人机对于起飞和着陆场地要求较高，限制较多，垂直起降无人机(VTOL)虽然可满足固定翼垂直起降的功能，但固定翼状态下悬停动力组件会造成较大的死重及气动阻力，降低了固定翼状态的效率。

对现有无人机的结构设计作进一步优化，以提升无人机的效率和提升其飞行过程中稳定性，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

实用新型内容

针对上述提出的对现有无人机的结构设计作进一步优化，以在满足高效气动的条件下，解决无人机起、降难的问题，本实用新型提供了一种变体机翼垂直起降无人机。本无人机不仅可克服无人机起降机动性问题，同时巡航状态下可保证较高的气动特性，同时提升了无人机起、降过程中的稳定性和操纵性能。

针对上述问题，本实用新型提供的一种变体机翼垂直起降无人机通过以下技术要点来解决问题：一种变体机翼垂直起降无人机，包括无人机本体及安装在无人机本体上的多个动力组件，所述无人机本体包括机翼，所述动力组件用于产生沿着无人机本体纵向方向的推力或拉力，所述动力组件沿着无人机本体的横向方向排布；

在无人机本体的横向方向上，无人机本体由多个分部依次串联而成，任意相邻的两分部均可相对翻转，且所述翻转的翻转轴的朝向为：一端朝向无人机本体的前端、另一端朝向无人机本体的后端；

所述动力组件至少有三个，且动力组件分布在不同的分部上。

针对现有传统的固定翼无人机：虽然固定翼无人机相对旋翼无人机具有飞行效率高，航程远，速度快等优势，但需要复杂苛刻的起飞降落条件，操作人员具备丰富的起降经验等，极易在起降过程中发生坠机事故造成极大的经济损失。其现有的依靠机腹安装降落伞伞将的技术方案，极易在下滑降落时受到侧风影响导致飞机落点偏移且不可控，包括天钩回收，撞网等方式都伴随着极大的风险和对操作人员极高的要求；针对现有的飞翼布局无人机：无人机采用飞翼布局可以拥有更好地气动效率，但缺少尾翼导致操纵性能方面比较差，影响其发展的最大障碍是航向稳定性和操纵性；针对现有的复合翼垂直起降固定翼无人机：虽然复合翼垂直起降固定翼无人机结合了多旋翼及固定翼的特点解决了固定翼垂直起降的问题，但所增加的旋翼臂等部件在固定翼模式下成为了死重，降低了无人机的载荷能力，且旋翼部件在固定翼巡航状态下会造成很大的气动阻力，进一步降低飞行性能；针对现有的尾座式无人机：尾座式无人机解决了固定翼垂直起降的问题，但也有其固有的缺点：1、串列式的旋翼布局在垂直起降阶段稳定性及抗风性较差，2、尾座式构型无人机为了保证起降的安全性和抗风性决定了其不能拥有过大的展弦比，使得在固定翼巡航阶段效率较低，3、用于起降的尾座支撑位置相对全机重心分布不够合理，多为延机翼展向分布，在降落着地过程中极易向机翼的俯仰方向倾覆。

本方案中，所述动力组件即为无人机上的动力单元，可采用如由无刷电机和连接在无刷电机上的螺旋桨组成。所述横向方向即为无人机左、右侧的连线方向，即宽度方向；所述纵向方向即为无人机前、后侧的连线方向，即长度方向。本方案中，设置为无人机本体包括机翼，即旨在说明本无人机可利用机翼产生的升力，以固定翼姿态飞行。本方案中，限定为在无人机本体的横向方向上，无人机本体由多个分部依次串联而成，任意相邻的两分部均可相对翻转，且所述翻转的翻转轴的朝向为：一端朝向无人机本体的前端、另一端朝向无人机本体的后端，即旨在说明在无人机本体的宽度方向，由无人机的一侧至另一侧，无人机本体包括多个分部，且相邻分部可相对翻转，所述翻转轴的一端朝向无人机的前端，另一端朝向无人机的后端。但作为本领域技术人员，以上对翻转轴朝向的限定，应当理解为不局限于正对前方和后方的情况，如翻转轴的轴线方向相对于无人机纵向方向倾斜，即在非垂直的情况下，也应当理解为包含在本方案内。而针对以上分部，根据现有无人机形式，应当理解为所述分部包括仅包括机翼的情况，如现有飞翼形式的无人机；亦包括机身和机身两侧设置机翼的情况，如现有传统的固定翼无人机。

本方案中，设置为任意相邻的两分部均可相对翻转、所述动力组件至少有三个，且动力组件分布在不同的分部上，这样，可通过以上相对翻转，改变无人机的翼展情况，同时翼展情况改变过程中，动力组件的相对布置发生相对变化。这样，本方案在具体运用时，针对无人机以飞翼布局的固定翼飞行姿态情况，由于组成机翼的分部之间可翻转，即机翼可变形，在无人机起降过程中，可通过所述翻转，使得无人机以多旋翼的方式起飞和降落，这样，可解决尾座起降式固定翼飞翼布局无人机起飞、降落过程中航向稳定性差和操纵难度大的问题：通过起降模式改变和起降时侧面来风迎风面积减小的方式达到相应目的；同时可实现垂直起降。针对无人机以传统固定翼无人机平飞的方式，由于机翼可变形，故通过所述变形，能实现固定翼模式到旋翼模式间的相互转换，以多旋翼模式起飞和降落可以解决固定翼无人机起降方式风险高，对于场地依赖大的问题，同时兼顾固定翼较高的巡航效率。针对复合翼垂直起降固定翼无人机，本方案公开的方案中，通过所述翻转、限定动力组件的出力方向等，在实现固定翼和旋翼模式间可以自由切换的基础上，由于固定翼模式下没有作为旋翼的动力组件引入的死重、阻力等，气动效率相对复合翼垂直起降固定翼无人机更佳，使得本无人机可以加载更多载荷等。针对尾座式无人机，如上所述，本方案中无人机横向方向串列式的结构设计，通过以上翻转，在垂直起降阶段为多旋翼模式，相对于固定的串列式的旋翼布局，各方向的控制力矩分布更合理，稳定性高，抗风性更好；机翼为延展向可折叠或展开的大展弦比机翼，因此在固定翼模式下会有更高的气动效率可以实现高空长航时任务，同时在降落过程中机翼折叠构成多旋翼模式，机翼折叠以后迎风面积大大减小，在保证固定翼高效气动的同时也增加了无人机降落时的抗风性能，多旋翼模式下无人机用于起降的尾座支撑位置位于无人机尾部，通过降落时机翼折叠，多旋翼方式使得所述尾部与地面形成面接触，相对于现有技术中的线接触，极大地提高了降落时的结构稳定性。同时，本方案提供的无人机在进行固定翼飞行时，由于机翼沿展向可折叠变形，能够改变翼展和翼面积，从而适应不同条件下的飞行需求。比如飞机在巡航时通常需要机翼具有高展弦比和大机翼面积，想要高速飞行，需要低展弦比和小的机翼面积。另外，通过机翼的折叠在一定程度上能起到传统固定翼垂直起尾翼的作用，针对采用如飞翼布局时，可增加飞翼布局无人机的横向稳定性。

同时作为本领域技术人员，在实际运用时，以上相对翻转只要能够发生即可改变翼展形状和动力组件之间的布局，针对多旋翼飞行、固定翼飞行均是有必然影响的，故以上相对翻转对无人机起降过程的可控性、稳定性、气动阻力、死重、降落时对其支撑的可靠性等是有必然影响的。综上，本无人机不仅可克服无人机起降的机动性问题，同时可优化无人机起、降过程中的稳定性和操纵性能。

更进一步的技术方案为：

作为所述分部的具体实现形式，所述分部包括沿着无人机本体横向方向依次排布的第一机翼、第二机翼及第三机翼，所述第一机翼、第二机翼及第三机翼上均固定有动力组件；

所述翻转轴的轴线方向沿着无人机本体的纵向方向，且所述相对翻转可翻转至第一机翼、第二机翼、第三机翼三者位于同一平面上。本方案中，通过限定所述翻转轴的轴线方向，使得无人机无论是在起降多旋翼飞行过程中还是固定翼飞行过程中，相应机翼的均可与动力组件的出力方向平行，这样，便于优化无人机飞行时的阻力。以上限定为所述三者可翻转至位于同一平面上，可理解为在同一平面上时，由所述三者组成一段完整的机翼，此情况可对应传统固定翼无人机的形态、飞翼形式的形态。

作为一种飞翼形式的无人机，设置为：所述无人机本体仅由第一机翼、第二机翼及第三机翼组成。本方案在具体运用时，采用以上结构设计，不仅可使得以固定翼飞行时翼展尽可能大，同时由于起、降控制难度减小、可垂直起降且稳定性和安全性更好，特别适用于作为太阳能无人机。

所述动力组件包括第一动力组件、第二动力组件、第三动力组件及第四动力组件，所述第一动力组件安装在第一机翼的自由端，所述第四动力组件安装在第三机翼的自由端，所述第二动力组件安装在第二机翼与第一机翼的连接位置，所述第三动力组件安装在第三机翼与第二机翼的连接位置。本方案中，实际上是将所述动力组件限定为位于机翼的端部位置或可能出现的拐点位置，此设置旨在实现：机翼载荷分布更合理，动力组件在左右机翼上对称分布，外侧动力组件位于左右翼尖，可降低翼根载荷从而减轻结构重量。

更为具体的，设置为：还包括用于实现所述相对翻转的机翼折叠机构，所述机翼折叠机构包括舵机、连杆及第一连接耳片；

通过机翼折叠机构相连的两分部中，各分部上均设置有第一连接耳片，两分部上的第一连接耳片铰接连接；舵机安装在其中一个分部上，连杆的一端与舵机的舵机臂铰接连接，连杆的另一端与另一个分部上的第一连接耳片铰接连接，且用于完成同一机翼折叠机构在无人机本体上安装的铰接连接件的轴线相互平行。本方案中，用于实现两分部上第一连接耳片铰接连接的转轴即为所述翻转轴，本方案中，在所述舵机工作时，所述舵机臂翻转，此时舵机臂通过连杆拖动对应第一连接耳片绕翻转轴翻转，而对应的分部随第一连接耳片翻转，实现所述相对翻转。

更为具体的，本方案提供了一种具有自锁功能的机翼折叠机构及具体方案：还包括用于实现所述相对翻转的机翼折叠机构，所述机翼折叠机构包括驱动电机、传动轴及蜗轮蜗杆机构，所述传动轴与驱动电机的输出端相连，在驱动电机的作用下，所述传动轴可绕自身轴线旋转；

所述蜗轮蜗杆机构包括蜗轮及与所述蜗轮匹配的蜗杆，所述蜗杆与传动轴相连，且蜗杆与传动轴同轴；

蜗轮上同轴安装有蜗轮轴；

还包括第二连接耳片，通过机翼折叠机构相连的两分部中，驱动电机、蜗轮蜗杆机构、第二连接耳片及传动轴安装在同一分部上，且第二连接耳片上设置有通孔，蜗轮轴通过与之匹配的第二连接耳片被约束于分部上：蜗轮轴穿过所述通孔且与通孔呈间隙配合，蜗轮轴与另一分部固定连接。以上采用连杆实现所述翻转的机翼折叠机构实现方式中，其不仅结构较为复杂，且在一般情况下，由于舵机臂的转动行程较小，力臂短，要求舵机需要较大的扭矩，才能在较短的行程内使所述分部旋转，其以上过程中力臂多为变化的，这样，随着转动位置不同力矩随之变化，靠近死点位置时力臂逐渐变小，输出力矩变大，可能造成的情况包括：分部无法完全展开，需借助气动升力，或者展开折叠转速不均匀，运动不流畅。本方案中，在传动轴旋转时，相应蜗杆随传动轴同步转动，以上蜗杆转动可驱动蜗轮转动，在整个过程中，不涉及所述力臂变化，展开或折叠转速不均匀的问题；同时，通过所述蜗轮蜗杆机构，可实现机翼折叠机构的自锁，以保持所述分部相对的状态或位置；同时本方案结构简单，由于相应传动部件数量少且易获得可靠的连接或安装，故其还具有性能可靠的特点。

作为一种采用一个机翼折叠机构，即可实现全部分部或机翼控制的实现方案，所述蜗轮蜗杆机构为两套，各套蜗轮蜗杆机构均包括蜗轮及与所述蜗轮匹配的蜗杆；

所述传动轴的各端均连接有一根蜗杆，且所述蜗杆与传动轴同轴；

在所述传动轴旋转时，处于传动轴不同端的蜗轮旋向相反；

所述分部包括沿着无人机本体横向方向依次排布的第一机翼、第二机翼及第三机翼，所述第一机翼、第二机翼及第三机翼上均固定有动力组件；

驱动电机、蜗轮蜗杆机构、第二连接耳片及传动轴安装在第二机翼上；

各蜗轮轴均匹配有第二连接耳片，第二机翼用于与第一机翼连接的一侧、用于与第三机翼连接的一侧均设置有第二连接耳片；

所述传动轴的轴线方向沿着第二机翼的横向方向，传动轴各端蜗轮上的蜗轮轴均通过第二机翼对应端的第二连接耳片约束，第一机翼固定于第二机翼一侧的蜗轮轴，第三机翼固定于第二机翼另一侧的蜗轮轴。本方案中，除了具有上述提到的力臂、展开或折叠过程中速度不均匀的问题以外，还可使得第二机翼两侧的第一机翼、第三机翼可同步动作。利于降低无人机飞行过程中的控制难度和优化其飞行稳定性。针对本传动轴两端均具有蜗杆的情况，优选设置为驱动电机与传动轴采用锥齿轮副连接：所述锥齿轮副包括两个相互啮合的锥齿轮，其中一个安装在驱动电机上，另一个安装在传动轴上。作为优选方案，为优化两蜗轮旋转的同步性，以利于两机翼或分部动作的同步性，设置为：所述锥齿轮在传动轴上的固定点位于传动轴的中部。

进一步的，由于相应机翼或分部需要通过所述第二连接耳片上的通孔蜗轮轴，故优选设置为各蜗轮的两侧均具有第二连接耳片。即：蜗轮轴对穿蜗轮，蜗轮两侧均具有用于支撑与之匹配的蜗轮轴的第二连接耳片。

为更好的约束蜗轮轴的朝向，设置为：蜗轮轴均对穿蜗轮，蜗轮两侧的蜗轮轴上均具有蜗轮轴与对应分部的固定连接点。

为实现对机翼停留位置进行精确控制，设置为：所述驱动电机为伺服电机、步进电机或无刷电机；

在驱动电机为无刷电机的情况下，还包括用于检测对应分部旋转角度的传感器或用于限定分部旋转止点的限位传感器。作为本领域技术人员，以上采用伺服电机和步进电机(步进马达)的形式虽然能够很好解决停留位置控制精度的问题，但涉及成本高、重量、体积较大的问题，针对由于结构、重量或成本原因无法选择步进电机、伺服电机的情况，可采用所述驱动电机为无刷电机的实现方式。在具体运用时，以上传感器用于检测机翼旋转角度，以上限位传感器用于检测机翼旋转到位情况，以通过信号反馈实现对无刷电机的工作状态控制。优选的，在考虑成本情况下，以上限位传感器采用限位开关即可。

本实用新型具有以下有益效果：

本方案中，设置为任意相邻的两分部均可相对翻转、所述动力组件至少有三个，且动力组件分布在不同的分部上，这样，可通过以上相对翻转，改变无人机的翼展情况，同时翼展情况改变过程中，动力组件的相对布置发生相对变化。这样，本方案在具体运用时，针对无人机以飞翼布局的固定翼飞行姿态情况，由于组成机翼的分部之间可翻转，即机翼可变形，在无人机起降过程中，可通过所述翻转，使得无人机以多旋翼的方式起飞和降落，这样，可解决尾座起降式固定翼飞翼布局无人机起飞、降落过程中航向稳定性差和操纵难度大的问题：通过起降模式改变和起降时侧面来风迎风面积减小的方式达到相应目的；同时可实现垂直起降。针对无人机以传统固定翼无人机平飞的方式，由于机翼可变形，故通过所述变形，能实现固定翼模式到旋翼模式间的相互转换，以多旋翼模式起飞和降落可以解决固定翼无人机起降方式风险高，对于场地依赖大的问题，同时兼顾固定翼较高的巡航效率。针对复合翼垂直起降固定翼无人机，本方案公开的方案中，通过所述翻转、限定动力组件的出力方向等，在实现固定翼和旋翼模式间可以自由切换的基础上，由于固定翼模式下没有作为旋翼的动力组件引入的死重、阻力等，气动效率相对复合翼垂直起降固定翼无人机更佳，使得本无人机可以加载更多载荷等。针对尾座式无人机，如上所述，本方案中无人机横向方向串列式的结构设计，通过以上翻转，在垂直起降阶段为多旋翼模式，相对于固定的串列式的旋翼布局，各方向的控制力矩分布更合理，稳定性高，抗风性更好；机翼为延展向可折叠或展开的大展弦比机翼，因此在固定翼模式下会有更高的气动效率可以实现高空长航时任务，同时在降落过程中机翼折叠构成多旋翼模式，机翼折叠以后迎风面积大大减小，在保证固定翼高效气动的同时也增加了无人机降落时的抗风性能，多旋翼模式下无人机用于起降的尾座支撑位置位于无人机尾部，通过降落时机翼折叠，多旋翼方式使得所述尾部与地面形成面接触，相对于现有技术中的线接触，极大地提高了降落时的结构稳定性。

同时作为本领域技术人员，在实际运用时，以上相对翻转只要能够发生即可改变翼展形状和动力组件之间的布局，针对多旋翼飞行、固定翼飞行均是有必然影响的，故以上相对翻转对无人机起降过程的可控性、稳定性、气动阻力、死重、降落时对其支撑的可靠性等是有必然影响的。综上，本无人机不仅可克服无人机起降的机动性问题，同时可优化无人机起、降过程中的稳定性和操纵性能。

附图说明

图1为本实用新型所述的一种变体机翼垂直起降无人机一个具体实施例的结构示意图，该示意图为基于本方案的飞翼姿态飞行时结构示意图；

图2为本实用新型所述的一种变体机翼垂直起降无人机一个具体实施例的结构示意图，该示意图为基于本方案的飞翼姿态飞行时结构示意图，图中所示箭头指示对应动力组件的旋转方向；

图3为本实用新型所述的一种变体机翼垂直起降无人机一个具体实施例的结构示意图，该示意图为基于本方案的多旋翼姿态飞行时结构示意图；

图4为本实用新型所述的一种变体机翼垂直起降无人机一个具体实施例的结构示意图，该示意图为基于本方案的多旋翼姿态飞行时结构示意图，图中所示箭头指示对应动力组件的旋转方向；

图5为本实用新型所述的一种变体机翼垂直起降无人机一个具体实施例的结构示意图，该示意图为图1所示机翼变形为图3所示机翼过程中一个具体状态的结构示意图；

图6为本实用新型所述的一种变体机翼垂直起降无人机一个具体实施例的局部结构示意图，该示意图为用于反映采用舵机的机翼折叠机构结构及其在无人机上的安装方式；

图7为本实用新型所述的一种变体机翼垂直起降无人机一个具体实施例的局部结构示意图，该示意图为用于反映采用蜗轮蜗杆机构的机翼折叠机构结构及其在无人机上的安装方式。

图中标记分别为：1、第二机翼，2、第一机翼，3、第三机翼，4、第一动力组件，5、第二动力组件，6、第三动力组件，7、第四动力组件，8、舵机，9、舵机臂，10、连杆，11、第一连接耳片，12、转轴，13、驱动电机，14、锥齿轮副，15、传动轴，16、蜗轮，17、蜗杆，18、蜗轮轴。

具体实施方式

下面结合实施例对本实用新型作进一步的详细说明，但是本实用新型不仅限于以下实施例：

实施例1：

如图1至图7所示，一种变体机翼垂直起降无人机，包括无人机本体及安装在无人机本体上的多个动力组件，所述无人机本体包括机翼，所述动力组件用于产生沿着无人机本体纵向方向的推力或拉力，所述动力组件沿着无人机本体的横向方向排布；

在无人机本体的横向方向上，无人机本体由多个分部依次串联而成，任意相邻的两分部均可相对翻转，且所述翻转的翻转轴的朝向为：一端朝向无人机本体的前端、另一端朝向无人机本体的后端；

所述动力组件至少有三个，且动力组件分布在不同的分部上。

针对现有传统的固定翼无人机：虽然固定翼无人机相对旋翼无人机具有飞行效率高，航程远，速度快等优势，但需要复杂苛刻的起飞降落条件，操作人员具备丰富的起降经验等，极易在起降过程中发生坠机事故造成极大的经济损失。其现有的依靠机腹安装降落伞伞将的技术方案，极易在下滑降落时受到侧风影响导致飞机落点偏移且不可控，包括天钩回收，撞网等方式都伴随着极大的风险和对操作人员极高的要求；针对现有的飞翼布局无人机：无人机采用飞翼布局可以拥有更好地气动效率，但缺少尾翼导致操纵性能方面比较差，影响其发展的最大障碍是航向稳定性和操纵性；针对现有的复合翼垂直起降固定翼无人机：虽然复合翼垂直起降固定翼无人机结合了多旋翼及固定翼的特点解决了固定翼垂直起降的问题，但所增加的旋翼臂等部件在固定翼模式下成为了死重，降低了无人机的载荷能力，且旋翼部件在固定翼巡航状态下会造成很大的气动阻力，进一步降低飞行性能；针对现有的尾座式无人机：尾座式无人机解决了固定翼垂直起降的问题，但也有其固有的缺点：1、串列式的旋翼布局在垂直起降阶段稳定性及抗风性较差，2、尾座式构型无人机为了保证起降的安全性和抗风性决定了其不能拥有过大的展弦比，使得在固定翼巡航阶段效率较低，3、用于起降的尾座支撑位置相对全机重心分布不够合理，多为延机翼展向分布，在降落着地过程中极易向机翼的俯仰方向倾覆。

本方案中，所述动力组件即为无人机上的动力单元，可采用如由无刷电机和连接在无刷电机上的螺旋桨组成。所述横向方向即为无人机左、右侧的连线方向，即宽度方向；所述纵向方向即为无人机前、后侧的连线方向，即长度方向。本方案中，设置为无人机本体包括机翼，即旨在说明本无人机可利用机翼产生的升力，以固定翼姿态飞行。本方案中，限定为在无人机本体的横向方向上，无人机本体由多个分部依次串联而成，任意相邻的两分部均可相对翻转，且所述翻转的翻转轴的朝向为：一端朝向无人机本体的前端、另一端朝向无人机本体的后端，即旨在说明在无人机本体的宽度方向，由无人机的一侧至另一侧，无人机本体包括多个分部，且相邻分部可相对翻转，所述翻转轴的一端朝向无人机的前端，另一端朝向无人机的后端。但作为本领域技术人员，以上对翻转轴朝向的限定，应当理解为不局限于正对前方和后方的情况，如翻转轴的轴线方向相对于无人机纵向方向倾斜，即在非垂直的情况下，也应当理解为包含在本方案内。而针对以上分部，根据现有无人机形式，应当理解为所述分部包括仅包括机翼的情况，如现有飞翼形式的无人机；亦包括机身和机身两侧设置机翼的情况，如现有传统的固定翼无人机。

本方案中，设置为任意相邻的两分部均可相对翻转、所述动力组件至少有三个，且动力组件分布在不同的分部上，这样，可通过以上相对翻转，改变无人机的翼展情况，同时翼展情况改变过程中，动力组件的相对布置发生相对变化。这样，本方案在具体运用时，针对无人机以飞翼布局的固定翼飞行姿态情况，由于组成机翼的分部之间可翻转，即机翼可变形，在无人机起降过程中，可通过所述翻转，使得无人机以多旋翼的方式起飞和降落，这样，可解决尾座起降式固定翼飞翼布局无人机起飞、降落过程中航向稳定性差和操纵难度大的问题：通过起降模式改变和起降时侧面来风迎风面积减小的方式达到相应目的；同时可实现垂直起降。针对无人机以传统固定翼无人机平飞的方式，由于机翼可变形，故通过所述变形，能实现固定翼模式到旋翼模式间的相互转换，以多旋翼模式起飞和降落可以解决固定翼无人机起降方式风险高，对于场地依赖大的问题，同时兼顾固定翼较高的巡航效率。针对复合翼垂直起降固定翼无人机，本方案公开的方案中，通过所述翻转、限定动力组件的出力方向等，在实现固定翼和旋翼模式间可以自由切换的基础上，由于固定翼模式下没有作为旋翼的动力组件引入的死重、阻力等，气动效率相对复合翼垂直起降固定翼无人机更佳，使得本无人机可以加载更多载荷等。针对尾座式无人机，如上所述，本方案中无人机横向方向串列式的结构设计，通过以上翻转，在垂直起降阶段为多旋翼模式，相对于固定的串列式的旋翼布局，各方向的控制力矩分布更合理，稳定性高，抗风性更好；机翼为延展向可折叠或展开的大展弦比机翼，因此在固定翼模式下会有更高的气动效率可以实现高空长航时任务，同时在降落过程中机翼折叠构成多旋翼模式，机翼折叠以后迎风面积大大减小，在保证固定翼高效气动的同时也增加了无人机降落时的抗风性能，多旋翼模式下无人机用于起降的尾座支撑位置位于无人机尾部，通过降落时机翼折叠，多旋翼方式使得所述尾部与地面形成面接触，相对于现有技术中的线接触，极大地提高了降落时的结构稳定性。

同时作为本领域技术人员，在实际运用时，以上相对翻转只要能够发生即可改变翼展形状和动力组件之间的布局，针对多旋翼飞行、固定翼飞行均是有必然影响的，故以上相对翻转对无人机起降过程的可控性、稳定性、气动阻力、死重、降落时对其支撑的可靠性等是有必然影响的。综上，本无人机不仅可克服无人机起降的机动性问题，同时可优化无人机起、降过程中的稳定性和操纵性能。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上作进一步限定，如图1至图7所示，作为所述分部的具体实现形式，所述分部包括沿着无人机本体横向方向依次排布的第一机翼2、第二机翼1及第三机翼3，所述第一机翼2、第二机翼1及第三机翼3上均固定有动力组件；

所述翻转轴的轴线方向沿着无人机本体的纵向方向，且所述相对翻转可翻转至第一机翼2、第二机翼1、第三机翼3三者位于同一平面上。本方案中，通过限定所述翻转轴的轴线方向，使得无人机无论是在起降多旋翼飞行过程中还是固定翼飞行过程中，相应机翼的均可与动力组件的出力方向平行，这样，便于优化无人机飞行时的阻力。以上限定为所述三者可翻转至位于同一平面上，可理解为在同一平面上时，由所述三者组成一段完整的机翼，此情况可对应传统固定翼无人机的形态、飞翼形式的形态。

作为一种飞翼形式的无人机，设置为：所述无人机本体仅由第一机翼2、第二机翼1及第三机翼3组成。本方案在具体运用时，采用以上结构设计，不仅可使得以固定翼飞行时翼展尽可能大，同时由于起、降控制难度减小、可垂直起降且稳定性和安全性更好，特别适用于作为太阳能无人机。

所述动力组件包括第一动力组件4、第二动力组件5、第三动力组件6及第四动力组件7，所述第一动力组件4安装在第一机翼2的自由端，所述第四动力组件7安装在第三机翼3的自由端，所述第二动力组件5安装在第二机翼1与第一机翼2的连接位置，所述第三动力组件6安装在第三机翼3与第二机翼1的连接位置。本方案中，实际上是将所述动力组件限定为位于机翼的端部位置或可能出现的拐点位置，此设置旨在实现：机翼载荷分布更合理，动力组件在左右机翼上对称分布，外侧动力组件位于左右翼尖，可降低翼根载荷从而减轻结构重量。

更为具体的，设置为：还包括用于实现所述相对翻转的机翼折叠机构，所述机翼折叠机构包括舵机8、连杆10及第一连接耳片11；

通过机翼折叠机构相连的两分部中，各分部上均设置有第一连接耳片11，两分部上的第一连接耳片11铰接连接；舵机8安装在其中一个分部上，连杆10的一端与舵机8的舵机臂9铰接连接，连杆10的另一端与另一个分部上的第一连接耳片11铰接连接，且用于完成同一机翼折叠机构在无人机本体上安装的铰接连接件的轴线相互平行。本方案中，用于实现两分部上第一连接耳片11铰接连接的转轴12即为所述翻转轴，本方案中，在所述舵机8工作时，所述舵机臂9翻转，此时舵机臂9通过连杆10拖动对应第一连接耳片11绕翻转轴翻转，而对应的分部随第一连接耳片11翻转，实现所述相对翻转。

进一步的，由于相应机翼或分部需要通过所述第二连接耳片上的通孔蜗轮轴18，故优选设置为各蜗轮16的两侧均具有第二连接耳片。即：蜗轮轴18对穿蜗轮16，蜗轮16两侧均具有用于支撑与之匹配的蜗轮轴18的第二连接耳片。

为更好的约束蜗轮轴18的朝向，设置为：蜗轮轴18均对穿蜗轮16，蜗轮16两侧的蜗轮轴18上均具有蜗轮轴18与对应分部的固定连接点。

为实现对机翼停留位置进行精确控制，设置为：所述驱动电机13为伺服电机、步进电机或无刷电机；

在驱动电机13为无刷电机的情况下，还包括用于检测对应分部旋转角度的传感器或用于限定分部旋转止点的限位传感器。作为本领域技术人员，以上采用伺服电机和步进电机(步进马达)的形式虽然能够很好解决停留位置控制精度的问题，但涉及成本高、重量、体积较大的问题，针对由于结构、重量或成本原因无法选择步进电机、伺服电机的情况，可采用所述驱动电机13为无刷电机的实现方式。在具体运用时，以上传感器用于检测机翼旋转角度，以上限位传感器用于检测机翼旋转到位情况，以通过信号反馈实现对无刷电机的工作状态控制。优选的，在考虑成本情况下，以上限位传感器采用限位开关即可。

实施例3：

如图7所示，更为具体的，本方案提供了一种具有自锁功能的机翼折叠机构及具体方案：还包括用于实现所述相对翻转的机翼折叠机构，所述机翼折叠机构包括驱动电机13、传动轴15及蜗轮16蜗杆17机构，所述传动轴15与驱动电机13的输出端相连，在驱动电机13的作用下，所述传动轴15可绕自身轴线旋转；

所述蜗轮16蜗杆17机构包括蜗轮16及与所述蜗轮16匹配的蜗杆17，所述蜗杆17与传动轴15相连，且蜗杆17与传动轴15同轴；

蜗轮16上同轴安装有蜗轮轴18；

还包括第二连接耳片，通过机翼折叠机构相连的两分部中，驱动电机13、蜗轮16蜗杆17机构、第二连接耳片及传动轴15安装在同一分部上，且第二连接耳片上设置有通孔，蜗轮轴18通过与之匹配的第二连接耳片被约束于分部上：蜗轮轴18穿过所述通孔且与通孔呈间隙配合，蜗轮轴18与另一分部固定连接。以上采用连杆10实现所述翻转的机翼折叠机构实现方式中，其不仅结构较为复杂，且在一般情况下，由于舵机臂9的转动行程较小，力臂短，要求舵机8需要较大的扭矩，才能在较短的行程内使所述分部旋转，其以上过程中力臂多为变化的，这样，随着转动位置不同力矩随之变化，靠近死点位置时力臂逐渐变小，输出力矩变大，可能造成的情况包括：分部无法完全展开，需借助气动升力，或者展开折叠转速不均匀，运动不流畅。本方案中，在传动轴15旋转时，相应蜗杆17随传动轴15同步转动，以上蜗杆17转动可驱动蜗轮16转动，在整个过程中，不涉及所述力臂变化，展开或折叠转速不均匀的问题；同时，通过所述蜗轮16蜗杆17机构，可实现机翼折叠机构的自锁，以保持所述分部相对的状态或位置；同时本方案结构简单，由于相应传动部件数量少且易获得可靠的连接或安装，故其还具有性能可靠的特点。

作为一种采用一个机翼折叠机构，即可实现全部分部或机翼控制的实现方案，所述蜗轮16蜗杆17机构为两套，各套蜗轮16蜗杆17机构均包括蜗轮16及与所述蜗轮16匹配的蜗杆17；

所述传动轴15的各端均连接有一根蜗杆17，且所述蜗杆17与传动轴15同轴；

在所述传动轴15旋转时，处于传动轴15不同端的蜗轮16旋向相反；

所述分部包括沿着无人机本体横向方向依次排布的第一机翼2、第二机翼1及第三机翼3，所述第一机翼2、第二机翼1及第三机翼3上均固定有动力组件；

驱动电机13、蜗轮16蜗杆17机构、第二连接耳片及传动轴15安装在第二机翼1上；

各蜗轮轴18均匹配有第二连接耳片，第二机翼1用于与第一机翼2连接的一侧、用于与第三机翼3连接的一侧均设置有第二连接耳片；

所述传动轴15的轴线方向沿着第二机翼1的横向方向，传动轴15各端蜗轮16上的蜗轮轴18均通过第二机翼1对应端的第二连接耳片约束，第一机翼2固定于第二机翼1一侧的蜗轮轴18，第三机翼3固定于第二机翼1另一侧的蜗轮轴18。

本方案中，除了具有上述提到的力臂、展开或折叠过程中速度不均匀的问题以外，还可使得第二机翼1两侧的第一机翼2、第三机翼3可同步动作。利于降低无人机飞行过程中的控制难度和优化其飞行稳定性。针对本传动轴15两端均具有蜗杆17的情况，优选设置为驱动电机13与传动轴15采用锥齿轮副14连接：所述锥齿轮副14包括两个相互啮合的锥齿轮，其中一个安装在驱动电机13上，另一个安装在传动轴15上。作为优选方案，为优化两蜗轮16旋转的同步性，以利于两机翼或分部动作的同步性，设置为：所述锥齿轮在传动轴15上的固定点位于传动轴15的中部。

实施例4：

如图1至图5，本实施例给出了一种具体的实现形式：所实施例公开的一种变体机翼垂直起降无人机，包括机翼与动力单元，所述动力结构单元由4个左右对称分布的无刷电机与螺旋桨组成，机翼为包括第一机翼、第二机翼和第三机翼的融合式飞翼构型，特点是机翼分为第一机翼、第二机翼和第三机翼三段，左右对称设有动力单元，外端机翼可在机翼折叠机构的作用下绕转轴旋转折叠或展开，特点在于起降悬停阶段机翼折叠以四旋翼的模式尾座式布局起飞，在空中可以展开外段机翼实现固定翼模式飞行。该无人机具有机动灵活的垂直起降及飞行姿态转换的能力，可以在不依赖机场跑道的前提下完成起飞降落，具备飞翼布局优秀的巡航效率、速度及航时的同时兼顾了四旋翼起降灵活可以定点悬停等优点。

针对具体运用，动力组件四者中，以正对机头方向视角，第一动力组件螺旋桨逆时针转动，第二动力组件螺旋桨顺时针转动，第三动力组件螺旋桨逆时针转动，第一动力组件螺旋桨顺时针转动，控制策略与四旋翼无人机相同通过调节电机转速实现俯仰、偏航、滚转、垂直升降等操作。过渡阶段通过调节动力组件输出的俯仰力矩使无人机低头，如通过调节作为动力组件上驱动部分的无刷电机的转速，获得前进方向的速度，同时通过折叠机构展开机翼获得更多气动升力，最终转为固定翼平飞模式。具体控制策略为：俯仰控制策略，俯仰操纵舵联动；偏航控制策略，电机转速差调整；滚转的控制策略，俯仰操纵舵差动。

这样，特别的：第一动力组件位于右侧翼尖，螺旋桨逆时针转动，第二动力组件螺旋桨位于左侧翼尖，顺时针转动。两侧的螺旋桨产生的螺旋滑流与翼尖涡流旋转方向相反，可以对抵消翼尖涡流产生的不力作用有很大帮助，可以大为减小机翼的诱导阻力，提高无人机的升阻比，从而增加航程。本实施例所公布的无人机机翼沿展向可折叠变形，能够改变翼展和翼面积，从而适应不同条件下的飞行需求，比如飞机在巡航时通常要求机翼具有高展弦比和大机翼面积，想要高速飞行，要求低展弦比和小的机翼面积。另外通过机翼的折叠在一定程度上能起到传统固定翼垂直尾翼的作用增加飞翼布局无人机的横向稳定性。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本实用新型作的进一步详细说明，不能认定本实用新型的具体实施方式只局限于这些说明。对于本实用新型所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型的技术方案下得出的其他实施方式，均应包含在本实用新型的保护范围内。

Claims (10)

1.一种变体机翼垂直起降无人机，包括无人机本体及安装在无人机本体上的多个动力组件，所述无人机本体包括机翼，所述动力组件用于产生沿着无人机本体纵向方向的推力或拉力，其特征在于，所述动力组件沿着无人机本体的横向方向排布；

在无人机本体的横向方向上，无人机本体由多个分部依次串联而成，任意相邻的两分部均可相对翻转，且所述翻转的翻转轴的朝向为：一端朝向无人机本体的前端、另一端朝向无人机本体的后端；

所述动力组件至少有三个，且动力组件分布在不同的分部上。

2.根据权利要求1所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，所述分部包括沿着无人机本体横向方向依次排布的第一机翼(2)、第二机翼(1)及第三机翼(3)，所述第一机翼(2)、第二机翼(1)及第三机翼(3)上均固定有动力组件；

所述翻转轴的轴线方向沿着无人机本体的纵向方向，且所述相对翻转可翻转至第一机翼(2)、第二机翼(1)、第三机翼(3)三者位于同一平面上。

3.根据权利要求2所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，所述无人机本体仅由第一机翼(2)、第二机翼(1)及第三机翼(3)组成。

4.根据权利要求2所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，所述动力组件包括第一动力组件(4)、第二动力组件(5)、第三动力组件(6)及第四动力组件(7)，所述第一动力组件(4)安装在第一机翼(2)的自由端，所述第四动力组件(7)安装在第三机翼(3)的自由端，所述第二动力组件(5)安装在第二机翼(1)与第一机翼(2)的连接位置，所述第三动力组件(6)安装在第三机翼(3)与第二机翼(1)的连接位置。

5.根据权利要求1所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，还包括用于实现所述相对翻转的机翼折叠机构，所述机翼折叠机构包括舵机(8)、连杆(10)及第一连接耳片(11)；

通过机翼折叠机构相连的两分部中，各分部上均设置有第一连接耳片(11)，两分部上的第一连接耳片(11)铰接连接；舵机(8)安装在其中一个分部上，连杆(10)的一端与舵机(8)的舵机臂(9)铰接连接，连杆(10)的另一端与另一个分部上的第一连接耳片(11)铰接连接，且用于完成同一机翼折叠机构在无人机本体上安装的铰接连接用转轴(12)的轴线相互平行。

6.根据权利要求1所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，还包括用于实现所述相对翻转的机翼折叠机构，所述机翼折叠机构包括驱动电机(13)、传动轴(15)及蜗轮蜗杆机构，所述传动轴(15)与驱动电机(13)的输出端相连，在驱动电机(13)的作用下，所述传动轴(15)可绕自身轴线旋转；

所述蜗轮蜗杆机构包括蜗轮(16)及与所述蜗轮(16)匹配的蜗杆(17)，所述蜗杆(17)与传动轴(15)相连，且蜗杆(17)与传动轴(15)同轴；

蜗轮(16)上同轴安装有蜗轮轴(18)；

还包括第二连接耳片，通过机翼折叠机构相连的两分部中，驱动电机(13)、蜗轮蜗杆机构、第二连接耳片及传动轴(15)安装在同一分部上，且第二连接耳片上设置有通孔，蜗轮轴(18)通过与之匹配的第二连接耳片被约束于分部上：蜗轮轴(18)穿过所述通孔且与通孔呈间隙配合，蜗轮轴(18)与另一分部固定连接。

7.根据权利要求6所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，所述蜗轮蜗杆机构为两套，各套蜗轮蜗杆机构均包括蜗轮(16)及与所述蜗轮(16)匹配的蜗杆(17)；

所述传动轴(15)的各端均连接有一根蜗杆(17)，且所述蜗杆(17)与传动轴(15)同轴；

在所述传动轴(15)旋转时，处于传动轴(15)不同端的蜗轮(16)旋向相反；

所述分部包括沿着无人机本体横向方向依次排布的第一机翼(2)、第二机翼(1)及第三机翼(3)，所述第一机翼(2)、第二机翼(1)及第三机翼(3)上均固定有动力组件；

驱动电机(13)、蜗轮蜗杆机构、第二连接耳片及传动轴(15)安装在第二机翼(1)上；

各蜗轮轴(18)均匹配有第二连接耳片，第二机翼(1)用于与第一机翼(2)连接的一侧、用于与第三机翼(3)连接的一侧均设置有第二连接耳片；

所述传动轴(15)的轴线方向沿着第二机翼(1)的横向方向，传动轴(15)各端蜗轮(16)上的蜗轮轴(18)均通过第二机翼(1)对应端的第二连接耳片约束，第一机翼(2)固定于第二机翼(1)一侧的蜗轮轴(18)，第三机翼(3)固定于第二机翼(1)另一侧的蜗轮轴(18)。

8.根据权利要求6所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，蜗轮轴(18)对穿蜗轮(16)，蜗轮(16)两侧均具有用于支撑与之匹配的蜗轮轴(18)的第二连接耳片。

9.根据权利要求6所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，蜗轮轴(18)均对穿蜗轮(16)，蜗轮(16)两侧的蜗轮轴(18)上均具有蜗轮轴(18)与对应分部的固定连接点。

10.根据权利要求6至9中任意一项所述的一种变体机翼垂直起降无人机，其特征在于，所述驱动电机(13)为伺服电机、步进电机或无刷电机；

在驱动电机(13)为无刷电机的情况下，还包括用于检测对应分部旋转角度的传感器或用于限定分部旋转止点的限位传感器。

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