CN213323679U - 无人机 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种无人机。包括：机体；旋翼组件，包括支撑臂和设置在所述支撑臂上的旋翼单元，所述支撑臂转动连接于所述机体；以及驱动组件，所述驱动组件包括驱动源和连接所述驱动源的摇杆单元，所述驱动源连接所述机体和所述支撑臂之一，所述摇杆单元连接所述机体和所述支撑臂之另一，所述驱动源通过所述摇杆单元驱动所述旋翼组件相对所述机体旋转以在无人机飞行时改变所述旋翼单元相对水平面的倾角。该无人机可以针对不同的环境风改变无人机的性能，实现对航向控制能力和垂直起降效率的调整和分配，在环境风较大时提高航向控制能力，在环境风较小时提高垂直起降效率。

Description

无人机

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种无人机。

背景技术

无人驾驶飞机简称“无人机”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。在航拍、农业或快递运输行业有广泛的应用。

常见的无人机在起飞阶段使用旋翼提供动力。但是，无人机所处的环境的风对无人机的起飞阶段具有影响。当环境的风改变时，无人机的垂直起降效率受到较大影响。

如何降低环境的风改变对无人机垂直起降效率的影响，是本领域亟需解决的技术问题。

实用新型内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种无人机。

一种无人机，包括：

机体；

旋翼组件，包括支撑臂和设置在所述支撑臂上的旋翼单元，所述支撑臂转动连接于所述机体；以及

驱动组件，所述驱动组件包括驱动源和连接所述驱动源的摇杆单元，所述驱动源连接所述机体和所述支撑臂之一，所述摇杆单元连接所述机体和所述支撑臂之另一，所述驱动源通过所述摇杆单元驱动所述旋翼组件相对所述机体旋转以在无人机飞行时改变所述旋翼单元相对水平面的倾角。

在其中一个实施例中，所述摇杆单元包括第一连接杆和第二连接杆，所述第一连接杆连接所述驱动源的输出轴和第二连接杆，所述第二连接杆还连接所述支撑臂。

在其中一个实施例中，所述第一连接杆绕所述输出轴的轴向的旋转角度小于或等于360°，所述支撑臂绕自身的轴向旋转角度小于或等于180°。

在其中一个实施例中，所述支撑臂的轴向旋转角度小于或等于20°。

在其中一个实施例中，所述机体包括机身和连接所述机身的固定翼，所述旋翼组件的支撑臂连接所述固定翼。

在其中一个实施例中，所述机体包括机身和连接所述机身的固定翼，所述旋翼组件的支撑臂连接所述机身。

在其中一个实施例中，所述旋翼组件至少有四个。

在其中一个实施例中，所述旋翼组件有两组，所述机身位于两组旋翼组件之间。

在其中一个实施例中，第一组至少有两个旋翼组件，第二组至少有两个旋翼组件，第一组中的旋翼组件的支撑臂同轴设置，第二组中的旋翼组件的支撑臂同轴设置，第一组的旋翼组件的支撑臂与第二组中的旋翼组件的支撑臂平行设置。

在其中一个实施例中，每个所述旋翼单元的中心距离所述无人机的重心的距离相同。

上述的无人机，通过旋翼组件在无人机起飞阶段提供动力。旋翼单元与环境的风相互作用使旋翼单元产生水平方向的分力和竖直方向的分力，水平方向的分力用于控制航向，竖直方向的分力用于控制垂直起降效率。通过驱动组件可以驱动旋翼组件相对机体旋转，以改变旋翼单元相对水平面的倾角。旋翼单元相对水平面的倾角改变后，旋翼单元产生的水平方向的分力和竖直方向的分力就随之改变。当环境的风增大时，为了使无人机运行平稳，需要提高无人机的航向控制能力，可以增大旋翼单元相对水平面的倾角，即通过驱动源带动连接驱动源的摇杆单元驱动旋翼组件相对机体旋转以在无人机飞行时改变旋翼单元相对水平面的倾角，以增大旋翼单元产生的水平方向的分力，从而提高无人机的航向控制能力。当环境的风减小时，无人机的航向控制能力的要求可以降低，可以减小旋翼单元相对水平面的倾角，以增大旋翼单元产生的竖直方向的分力，从而提高无人机的垂直起降效率。因此，该无人机可以针对不同的环境风改变无人机的性能，在环境风较大时提高航向控制能力，在环境风较小时提高垂直起降效率。

附图说明

图1为本实用新型的一个实施例中的无人机的立体结构示意图；

图2和图3分别示出了本实用新型的无人机在两个不同状态起飞时旋翼组件相对机体的姿态示意图；

图4为本实用新型的一个实施例中的无人机包含的驱动组件的结构示意图；

图5为本实用新型的一个实施例中的无人机的俯视图。

附图标记：110、机体；120、旋翼组件；121、支撑臂；122、旋翼单元；130、驱动组件；131、驱动源；132、摇杆单元；132A、第一连接杆；132B、第二连接杆；140、机身；150、固定翼；151、固定端；152、自由端。

具体实施方式

为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本实用新型的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本实用新型。但是本实用新型能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下做类似改进，因此本实用新型不受下面公开的具体实施例的限制。

如图1所示，图1为一个实施例中的无人机的立体结构示意图。无人机包括机体110和连接机体110的旋翼组件120。旋翼组件120用于在无人机起飞阶段提供动力。所提供的动力可以用于垂直起降和用于航向控制。例如，在图1中，无人机可以设置多个旋翼组件120，旋翼组件120共同为无人机起飞阶段提供动力。

如图1所示，旋翼组件120可以包括支撑臂121和设置在支撑臂121上的旋翼单元122，旋翼单元122为扇叶结构，其工作时类似于风扇旋转，旋翼单元122在转动时与空气相互作用，空气对旋翼单元122产生作用力，该作用力可以用于无人机垂直起降，也可以用于控制无人机的航向。

图2和图3分别示出了无人机在两个不同状态起飞时旋翼组件120相对机体110的姿态示意图。如图2和图3所示，两组旋翼单元122分别在D1平面和D2平面内旋转，图2和图3中的T为水平面。旋翼组件120的支撑臂121转动连接于机体110，以使旋翼单元122相对水平面的倾角可调，即平面D1相对水平面T的倾角可调，平面D2相对水平面T的倾角可调。

如图3所示，旋翼单元122与环境的风相互作用使旋翼单元122产生水平方向的分力F1和F2，以及竖直方向的分力F3和F4。具体地，环境的风对其中一个旋翼单元122的作用力为F5，F5的水平方向的分力F1＝F5*sinβ1，F5的竖直方向的分力F3＝F5*cosβ1。环境的风对其中一个旋翼单元122的作用力为F6，F5的水平方向的分力F2＝F6*sinβ2，F6的竖直方向的分力F4＝F6*cosβ2。水平方向的分力用于控制无人机的航向，竖直方向的分力用于控制无人机的垂直起降效率。

例如在一个场景中，环境中的风沿水平方向，当风速较大时，为了使无人机运行平稳，需要提高无人机的航向控制能力。当增大旋翼单元122相对水平面的倾角β1和β2，使F1和F2增大，即增大了旋翼单元122产生的水平方向的分力，因此可以提高无人机的航向控制能力。由于当增大旋翼单元122相对水平面的倾角β1和β2时，使F3和F4减小，即减小了旋翼单元122产生的竖直方向的分力，此时无人机的垂直起降效率降低，无人机被调整性能以着重提高航向控制能力。

例如在一个场景中，环境中的风沿水平方向，当风速较小时，需要提高无人机的垂直起降效率。通过降低旋翼单元122相对水平面的倾角β1和β2，使F3和F4增大，即增大了旋翼单元122产生的竖直方向的分力，因此可以提高无人机的垂直起降效率。由于当减小旋翼单元122相对水平面的倾角β1和β2时，使F1和F2减小，即减小了旋翼单元122产生的水平方向的分力，此时无人机的航向控制能力降低，无人机被调整性能以着重提高垂直起降效率。因此，该无人机可以针对不同的环境风改变无人机的性能，在环境风较大时提高航向控制能力，在环境风较小时提高垂直起降效率。当环境风较大时，无人机需要更大的航向控制能力来调整航向。当环境风较小时，无人机不需要较大的航向控制能力，此时通过减小旋翼单元122相对水平面的倾角，使无人机保持一定的航向控制能力的前提下，使无人机被调整性能以更多的用于克服无人机的重力，提高垂直起降效率。

无人机还包括驱动组件130，驱动组件130用于驱动旋翼组件120相对所述机体110旋转以在无人机飞行时改变旋翼单元122相对水平面的倾角。驱动组件130可以设置在机体110内部，图1中未示出驱动组件130。图4示出了一个实施例中的驱动组件130的结构示意图。驱动组件130包括驱动源131和连接驱动源131的摇杆单元132。在一个实施例中，如图1所示，支撑臂121伸入机体110内部，且支撑臂121能够沿其轴向相对机体110转动。驱动组件130设置在机体110内部。驱动源131可以为电机，电机的壳体连接在机体110内部，电机的输出轴连接摇杆单元132，摇杆单元132还连接支撑臂121的伸入机体110的部分。驱动源131通过摇杆单元132驱动旋翼组件120相对机体110旋转以在无人机飞行时改变所述旋翼单元122相对水平面的倾角。

在一个实施例中，支撑臂121沿其轴向转动连接于机体110。驱动组件130设置在机体110外部。驱动源131可以为电机，电机的壳体连接在机体110外部，电机的输出轴连接摇杆单元132，摇杆单元132还连接支撑臂121。驱动源131通过摇杆单元132驱动旋翼组件120相对机体110旋转以在无人机飞行时改变所述旋翼单元122相对水平面的倾角。

驱动源131连接机体110和支撑臂121之一，摇杆单元132连接机体110和支撑臂121之另一。支撑臂121沿其轴向转动连接于机体110。驱动源131可以为电机，电机的输出轴连接摇杆单元132，以驱动摇杆单元运动。

例如，作为驱动源131的电机的壳体连接机体110，摇杆单元132连接支撑臂121，电机的输出轴驱动接摇杆单元132运动，以使摇杆单元132带动支撑臂121沿支撑臂121的轴向相对机体110转动。

又如，作为驱动源131的电机的壳体连接支撑臂121，摇杆单元132连接机体110，电机的输出轴驱动摇杆单元132运动。由于摇杆单元132连接机体110和电机的输出轴，因此电机的输出轴带动摇杆单元132运动时，通过反作用力带动电机的壳体运动。由于电机的壳体连接支撑臂121，因此电机壳体运动时能够带动支撑臂121沿支撑臂121的轴向相对机体110转动。如图4所示，摇杆单元132包括第一连接杆132A和第二连接杆132B。第一连接杆132A连接驱动源131的输出轴和第二连接杆132B，第二连接杆132B连接第一连接杆132A和支撑臂121。具体地，第一连接杆132A一端固定连接输出轴，第一连接杆132A的另一端转动连接第二连接杆132B。第二连接杆132B转动连接于支撑臂121。驱动源131可以驱动第一连接杆132A绕输出轴的轴向做360°旋转，第一连接杆132A能够驱动第二连接杆132B在一个平面内运动，第二连接杆132B能够驱动支撑臂121绕自身的轴向旋转，通常支撑臂121旋转的角度小于360°。在其中一个实施例中，第一连接杆132A绕输出轴的轴向的旋转角度小于或等于360°，支撑臂121的轴向旋转角度小于或等于180°。

在一个实施例中，支撑臂121的轴向旋转角度小于或等于20°。旋翼单元122相对水平面的倾角的改变范围在20°左右时，就可以起到在不同的风速下平衡无人机的航向控制能力和垂直起降效率的作用。而将旋翼单元122相对水平面的倾角的改变范围控制在20°左右时，还使驱动组件130的结构更小，当驱动组件130设置在机体110内部时，可以减小驱动组件130所占用的机体110内部空间。

如图1所示，机体110包括机身140和连接机身140的固定翼150。固定翼150有两个，机身140设置在两个固定翼150之间。在一个实施例中，旋翼组件120的支撑臂121连接固定翼150。例如，固定翼150为细长形状。固定翼150沿着自身长度的方向的两端分别为固定端151和自由端152。固定翼150的固定端151固定连接于机身140。旋翼组件120的支撑臂121连接于固定翼150的靠近固定端151的部位。由于固定翼150为细长形状，因此固定翼150的自由端152更容易产生抖动，而固定翼150的固定端151不容易产生抖动。因此靠近固定端151的旋翼组件120也不容易产生抖动。因此无人机飞行时更加稳定。

在其他实施例中，无人机的结构不限于图1所示，例如无人机还可以设置有四个连接机身140的固定翼150，沿着无人机的机身140的侧周方向，四个固定翼150在一个圆周上等间距设置。在其他实施例中，无人机还可以设置多个连接机身140的固定翼150，沿着无人机的机身140的侧周方向，多个固定翼150在一个圆周上等间距设置。

在一个实施例中，机体110包括机身140和连接机身140的固定翼150。固定翼150有两个，机身140设置在两个固定翼150之间，旋翼组件120的支撑臂121连接机身140。由于无人机的机身140具有较高的结构强度，机身140在无人机飞行时也最稳定，不容易产生变形或抖动，因此连接机身140的旋翼组件120也不容易产生抖动，因此无人机飞行时更加稳定。

如图5所示，图5为一个实施例中的无人机的俯视图。无人机包括机体110，机体110包括机身140和连接机身140的固定翼150。无人机还包括四个旋翼组件120，旋翼组件120包括支撑臂121和设置在支撑臂121上的旋翼单元122。四个旋翼组件120中的支撑臂121均连接在固定翼150上。这四个旋翼组件120分成两组，第一组有两个旋翼组件120，第二组有两个旋翼组件120。第一组中的两个旋翼组件120的支撑臂121同轴设置，第二组中的两个旋翼组件120中的支撑臂121同轴设置。这样设置，如图2或图3所示，同一组的旋翼组件120中的旋翼单元122可以在同一个平面内。因此同一组的旋翼单元122与风的作用力的方向一致，能够使无人机的受力平衡，不会由于无人机受力不平衡而产生摇摆。通常，同一组的旋翼组件120相对所述旋转的角度和方向是相同的。例如，无人机由图2所示的状态变成图3所示的状态时，机身140左侧的一组中的旋翼组件120中的旋翼单元122绕对应的支撑臂121沿逆时针方向旋转，且旋转的角度相同；机身140右侧的一组中的旋翼组件120中的旋翼单元122绕对应的支撑臂121沿顺时针方向旋转，且旋转的角度相同。在有水平方向的风时，通常不同组中的旋翼组件120相对机体110的旋转角度和方向通常不同。

在其他实施例中，旋翼组件120还可以设置有五个、六个或更多个。但每一组至少有两个旋翼组件120。通常无人机的旋翼组件120设置为偶数个。且两组中的旋翼组件120的数量相同。机身140位于两组旋翼组件120之间。

如图5所示，图5为本实用新型的一个实施例中的无人机的俯视图，图5中的F11、F22、F33和F44分别为每个旋翼组件120的水平分力。无人机的具有四个旋翼组件120，无人机的重心位置为O点，四个旋翼组件120的旋翼单元122的中心均位于以O点为圆心且R为半径的圆上。假设单只旋翼组件120产生的最大力为F，无人机重量为m，旋翼单元122中心到无人机中心位置为O点的距离为R，推重比为2，旋翼组件120的旋翼单元122相对水平面的倾角为α。其中，推重比是由无人机本身的性能决定，推重比不受环境改变的影响。

每个旋翼单元122产生的最大航向力矩为：

2*F*R*sinα

垂直起降时，不考虑风阻的情况下，旋翼单元122垂直方向的分力用于克服无人机的重力，即mg＝2*F*cosα；

旋翼单元122需要产生的力F为：

m*g/cosα

如果α的取值范围在0-20°时；

在环境风速较大的情况下，α尽量取较大的值，例如α取20°，每个旋翼单元122产生的最大航向力矩为2*F*R*sin20°。在无风条件下垂直起降时，α尽量取较小的值，例如α取0°，垂直起降时不考虑风阻的情况下，旋翼单元122需要产生的力为m*g。

作为对比，当一个实施例中的无人机的旋翼组件120相对水平面的倾角不能改变，例如旋翼组件120的旋翼单元122与水平面的倾角固定为10°。在环境风速较大的情况下，每个旋翼单元122产生的最大航向力矩为2*F*R*sin10°。在无风条件下垂直起降时，垂直起降时不考虑风阻的情况下，旋翼单元122需要产生的力为m*g/cos10°。

上述的无人机在起飞时，可以通过人为的感知环境中的风速，然后根据风速的大小调整旋翼单元122相对水平面的倾角。需要说明的是，虽然旋翼单元122是一个三维结构，但是旋翼单元在旋转时，可以从旋翼单元所在的空间抽离出一个平面，该平面与旋翼单元122的旋转轴垂直，旋翼单元122相对水平面的倾角，是指上述抽离出的平面与水平面的倾角。进一步地，需要说明的是，无人机在起飞时，旋翼单元122相对水平面倾角的改变是通过驱动组件130驱动旋翼组件120相对机体110运动时产生的，而不是无人机的机体110本身相对水平面偏转产生的。

当然，在其他实施例中，也可以在无人机上设置用于感知环境中的风速的传感器，可以在无人机上设置控制元件，控制元件与用于感知环境中的风速的传感器信号连接。传感器向控制元件发送环境中的风速的信号，控制元件根据该信号控制驱动组件130运动，以实现自动调节旋翼单元122与水平面的倾角。

通过比较，在大风条件下，旋翼单元122相对水平面的倾角可以改变的方案的航向控制能力为旋翼单元122相对水平面的倾角固定的方案的两倍；在无风的条件下垂直起降时，旋翼单元122相对水平面的倾角可以改变的方案提供更小的力即可，可以为相对水平面的倾角固定的力的0.98倍。在本实用新型的描述中，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”、“轴向”、“径向”、“周向”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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。

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至少一个该特征。在本实用新型的描述中，“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。

在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；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，除非另有明确的限定。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实用新型中的具体含义。

在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，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”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“上”、“下”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的，并不表示是唯一的实施方式。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本实用新型的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对实用新型专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型的保护范围。因此，本实用新型专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种无人机，其特征在于，包括：

机体(110)；

旋翼组件(120)，包括支撑臂(121)和设置在所述支撑臂(121)上的旋翼单元(122)，所述支撑臂(121)转动连接于所述机体(110)；以及

驱动组件(130)，所述驱动组件(130)包括驱动源(131)和连接所述驱动源(131)的摇杆单元(132)，所述驱动源(131)连接所述机体(110)和所述支撑臂(121)之一，所述摇杆单元(132)连接所述机体(110)和所述支撑臂(121)之另一，所述驱动源(131)通过所述摇杆单元(132)驱动所述旋翼组件(120)相对所述机体(110)旋转以在无人机飞行时改变所述旋翼单元(122)相对水平面的倾角。

2.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述摇杆单元(132)包括第一连接杆(132A)和第二连接杆(132B)，所述第一连接杆(132A)连接所述驱动源(131)的输出轴和第二连接杆(132B)，所述第二连接杆(132B)还连接所述支撑臂(121)。

3.根据权利要求2所述的无人机，其特征在于，所述第一连接杆(132A)绕所述输出轴的轴向的旋转角度小于或等于360°，所述支撑臂(121)绕自身的轴向旋转角度小于或等于180°。

4.根据权利要求3所述的无人机，其特征在于，所述支撑臂(121)的轴向旋转角度小于或等于20°。

5.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述机体(110)包括机身(140)和连接所述机身(140)的固定翼(150)，所述旋翼组件(120)的所述支撑臂(121)连接所述固定翼(150)。

6.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述机体(110)包括机身(140)和连接所述机身(140)的固定翼(150)，所述旋翼组件(120)的所述支撑臂(121)连接所述机身(140)。

7.根据权利要求5或6所述的无人机，其特征在于，所述旋翼组件(120)至少有四个。

8.根据权利要求7所述的无人机，其特征在于，所述旋翼组件(120)有两组，所述机身(140)位于两组旋翼组件(120)之间。

9.根据权利要求8所述的无人机，其特征在于，第一组至少有两个旋翼组件(120)，第二组至少有两个旋翼组件(120)，第一组中的旋翼组件(120)的支撑臂(121)同轴设置，第二组中的旋翼组件(120)的支撑臂(121)同轴设置，第一组的旋翼组件(120)的支撑臂(121)与第二组中的旋翼组件(120)的支撑臂(121)平行设置。

10.根据权利要求7所述的无人机，其特征在于，每个所述旋翼单元(122)的中心距离所述无人机的重心的距离相同。

Images