CN216269901U - 尾座式垂直起降固定翼无人机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种尾座式垂直起降固定翼无人机，包括机身、机翼、起降驱动组件、巡航驱动组件和尾翼组件；两个机翼分别置于机身的两侧，各机翼的一端与机身固定连接；起降驱动组件包括主旋翼和第一驱动元件，第一驱动元件用于驱使主旋翼旋转，主旋翼用于为机身提供升降和悬停的升力；巡航驱动组件连接于机身的尾部，第二驱动元件用于驱使副旋翼旋转，俯仰驱动元件用于调整副旋翼的旋转轴的俯仰角度，副旋翼用于为机身提供平飞时的推力，副旋翼还用于为机身提供升降时的俯仰力；第一尾翼与机身固定连接，控制舵能够相对第一尾翼摆动。本实用新型的尾座式垂直起降固定翼无人机能够在垂直起降时提供可精确调节的俯仰力。

Description

尾座式垂直起降固定翼无人机

技术领域

本实用新型涉及无人机技术领域，尤其涉及一种尾座式垂直起降固定翼无人机。

背景技术

为了整合固定翼无人机续航长、有效载荷大以及多旋翼无人机垂直起降不受场地限制的特点，越来越多的公司和科研机构开始研发垂直起降固定翼无人机。从技术特征来说，垂直起降固定翼无人机包括了固定翼本身的气动布局和垂直起降实现方式两大类特征。固定翼飞机的气动布局包括常规布局、飞翼布局以及鸭式布局等。垂直起降的实现方式包括复合式、倾转旋翼式和尾坐式等。通过气动布局和垂直起降形式的组合，发展出了多种型式的垂直起降固定翼无人机。

目前市面上的垂直起降固定翼无人机主要包括复合式常规布局、复合式飞翼布局、倾转旋翼常规布局和尾坐式布局等。对于尾座式垂直起降固定翼无人机而言，通过机体竖直来实现起降悬停要求，最大程度地避免了额外的重量和阻力。但是传统的尾座式布局悬停时需要通过螺旋桨滑流流经操纵面来提供操纵和稳定力矩，这种方式为尾座式无人机提供的操纵力随着螺旋桨的推力变化而改变，而且操纵面偏转角度和所产生的操纵力并不呈线性关系，这些问题给无人机的稳定和控制带来了一定的挑战。

实用新型内容

本实用新型旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本实用新型提出一种尾座式垂直起降固定翼无人机，能够在垂直起降时提供可精确调节的俯仰力。

根据本实用新型实施例的尾座式垂直起降固定翼无人机，包括：

机身；

机翼，设有两个，两个所述机翼分别置于所述机身的两侧，各所述机翼的一端与所述机身固定连接；

起降驱动组件，包括主旋翼和第一驱动元件，所述第一驱动元件用于驱使所述主旋翼旋转，所述主旋翼用于为所述机身提供升降和悬停的升力；

巡航驱动组件，所述巡航驱动组件连接于所述机身的尾部，所述巡航驱动组件包括副旋翼、第二驱动元件和俯仰驱动元件，所述第二驱动元件用于驱使所述副旋翼旋转，所述俯仰驱动元件用于调整所述副旋翼的旋转轴的俯仰角度，所述副旋翼用于为所述机身提供平飞时的推力，所述副旋翼还用于为所述机身提供升降时的俯仰力；

尾翼组件，包括第一尾翼和控制舵，所述第一尾翼与所述机身固定连接，所述控制舵能够相对所述第一尾翼摆动，所述控制舵用于实现所述机身的俯仰和偏航。

根据本实用新型实施例的尾座式垂直起降固定翼无人机，至少具有如下有益效果：主旋翼用于为机身提供升降和悬停的升力，第二驱动元件用于驱使副旋翼旋转，俯仰驱动元件用于调整副旋翼的旋转轴的俯仰角度，副旋翼用于为机身提供升降时的俯仰力，由此，通过俯仰驱动元件调整副旋翼的旋转轴的俯仰角度，通过第二驱动元件调整副旋翼的转速，可实现俯仰力的大小和方向的精确调节，无人机在升降或悬停时出现低头或抬头的现象时，可迅速通过副旋翼调整姿态，从而稳定升降或悬停；此外，第二驱动元件用于驱使副旋翼旋转，副旋翼用于为机身提供平飞时的推力，该推力结合机翼产生的升力，可使无人机平飞巡航；在尾翼组件的控制舵配合下，可使无人机在巡航时俯仰或偏航，从而改变飞行姿态。

根据本实用新型的一些实施例，所述第一驱动元件包括第一转轴，所述主旋翼包括至少两片桨叶，各所述桨叶与所述第一转轴转动连接，且所述桨叶绕所述第一转轴旋转的轴心与所述第一转轴自转的轴心的夹角大于零。

根据本实用新型的一些实施例，所述桨叶绕所述第一转轴的旋转的轴心与所述第一转轴自转的轴心垂直。

根据本实用新型的一些实施例，所述第一驱动元件为第一电机。

根据本实用新型的一些实施例，所述尾翼组件包括两个所述第一尾翼和两个所述控制舵，两个所述控制舵能够分别相对两个所述第一尾翼摆动，两个所述第一尾翼间隔设置于所述机身的上方，两个所述控制舵共同用于实现所述机身的俯仰和偏航。

根据本实用新型的一些实施例，所述尾翼组件还包括一个第二尾翼，所述第二尾翼设置于所述机身的下方，一个所述第二尾翼和两个所述第一尾翼共同用于将所述机身支撑在地面上。

根据本实用新型的一些实施例，所述机身包括尾管，一个所述第二尾翼和两个所述第一尾翼均固定于所述尾管。

根据本实用新型的一些实施例，所述第二驱动元件包括第二电机，所述第二电机包括第二转轴，所述俯仰驱动元件包括舵机，所述舵机包括输出端，所述舵机固定于所述机身的所述尾部，所述第二电机固定于所述输出端，所述副旋翼固定于所述第二转轴。

根据本实用新型的一些实施例，所述机身内设有容置腔。

根据本实用新型的一些实施例，还包括电池，所述电池位于所述容置腔中，所述电池分别与所述第一驱动元件、所述第二驱动元件、所述俯仰驱动元件电连接。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

下面结合附图和实施例对本实用新型做进一步的说明，其中：

图1为本实用新型实施例的尾座式垂直起降固定翼无人机的立体图；

图2为图1中尾座式垂直起降固定翼无人机的第一机翼和控制舵的示意图；

图3为图1中尾座式垂直起降固定翼无人机的巡航驱动组件的示意图；

图4为图1中尾座式垂直起降固定翼无人机的起降驱动组件的示意图；

图5为图1中尾座式垂直起降固定翼无人机在垂直起降或悬停时的示意图；

图6为图1中尾座式垂直起降固定翼无人机在平飞时的示意图。

附图标记：机身100、尾管110；

起降驱动组件200、第一驱动元件210、第一转轴211、主旋翼220、桨叶221；

机翼300；

尾翼组件400、第二尾翼410、第一尾翼420、控制舵430；

巡航驱动组件500、俯仰驱动元件510、输出端511、第二驱动元件520、第二转轴521、副旋翼530。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

在本实用新型的描述中，需要理解的是，涉及到方位描述，例如上、下、前、后、左、右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。

在本实用新型的描述中，若干的含义是一个以上，多个的含义是两个以上，大于、小于、超过等理解为不包括本数，以上、以下、以内等理解为包括本数。如果有描述到第一、第二只是用于区分技术特征为目的，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或者隐含指明所指示的技术特征的先后关系。

本实用新型的描述中，除非另有明确的限定，设置、安装、连接等词语应做广义理解，所属技术领域技术人员可以结合技术方案的具体内容合理确定上述词语在本实用新型中的具体含义。

本实用新型的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

参照图1至图3，根据本实用新型实施例的尾座式垂直起降固定翼无人机，包括机身100、起降驱动组件200、机翼300、尾翼组件400和巡航驱动组件500。机翼300设有两个，两个机翼300分别置于机身100的两侧(参照图1，例如左侧和右侧)，各机翼300的一端与机身100固定连接。起降驱动组件200包括第一驱动元件210和主旋翼220，第一驱动元件210用于驱使主旋翼220旋转，主旋翼220用于为机身100提供升降和悬停的升力。

尾翼组件400包括第一尾翼420和控制舵430，第一尾翼420与机身100固定连接，控制舵430能够相对第一尾翼420摆动，控制舵430用于实现机身100的俯仰和偏航。

巡航驱动组件500连接于机身100的尾部，巡航驱动组件500包括俯仰驱动元件510、第二驱动元件520和副旋翼530。第二驱动元件520用于驱使副旋翼530旋转，俯仰驱动元件510用于调整副旋翼530的旋转轴的俯仰角度，副旋翼530用于为机身100提供平飞时的推力，副旋翼530还用于为机身100提供升降时的俯仰力。

需要说明的是，机翼300在平飞时会产生升力，同样的，机翼300在无人机垂直起降时，也会产生水平的推力，干扰无人机的升降过程。无人机在悬停过程中，也需要动力进行操作和稳定。

结合上述，主旋翼220用于为机身100提供升降和悬停的升力，第二驱动元件520用于驱使副旋翼530旋转，俯仰驱动元件510用于调整副旋翼530的旋转轴的俯仰角度，副旋翼530用于为机身100提供升降时的俯仰力。由此，通过俯仰驱动元件510调整副旋翼530的旋转轴的俯仰角度，通过第二驱动元件520调整副旋翼530的转速，可实现俯仰力的大小和方向的精确调节，无人机在升降或悬停时出现低头或抬头的现象时，可迅速通过副旋翼530调整姿态，从而实现稳定升降或悬停。此外，第二驱动元件520用于驱使副旋翼530旋转，副旋翼530用于为机身100提供平飞时的推力，该推力结合机翼300产生的升力，可使无人机平飞巡航；在尾翼组件400的控制舵430配合下，可使无人机在巡航时俯仰或偏航，从而改变飞行姿态。

具体的，主旋翼220通常设置在机翼300的前方，主旋翼220设有偶数个，一半的主旋翼220设置在左侧的机翼300的前方，另一半的主旋翼220设置在右侧的机翼300的前方。

具体的，为驱使控制舵430相对第一尾翼420摆动，尾翼组件400还包括第三驱动元件，控制舵430与第一尾翼420转动连接，控制舵430设置在第一尾翼420的后端，第三驱动元件用于驱使控制舵430相对第一尾翼420旋转。一般的，第三驱动元件通常选择舵机，舵机的输出端直接与控制舵430连接。

参照图1和图4，在本实用新型的一些实施例中，第一驱动元件210包括第一转轴211，主旋翼220包括至少两片桨叶221，各桨叶221与第一转轴211转动连接，且桨叶221绕第一转轴211旋转的轴心与第一转轴211自转的轴心的夹角大于零。

由此，第一转轴211旋转时，桨叶221在离心力的作用下展开，进而产生升降和悬停时所需的升力；当无人机平飞时，第一转轴211停止旋转，桨叶221因为受到气流的冲击，会折叠并向第一驱动元件210靠拢，从而可减小飞行阻力。桨叶221绕第一转轴211旋转的轴心与第一转轴211自转的轴心的夹角大于零，也即桨叶221绕第一转轴211旋转的轴心与第一转轴211自转的轴心不平行，由此可避免桨叶221无法向第一驱动元件210靠拢并折叠的情况。

参照图1和图4，在本实用新型的进一步实施例中，桨叶221绕第一转轴211旋转的轴心与第一转轴211自转的轴心垂直。由此，当无人机平飞时，桨叶221在折叠后，与第一驱动元件210大致平行，桨叶221的迎风面积最小，桨叶221产生的飞行阻力最小，这有利于提升无人机的气动性能。

在另外的实施例中，桨叶221绕第一转轴211旋转的轴心与第一转轴211自转的轴心的夹角也可以是80°、70°或其它数值，夹角的大小越靠近90°，桨叶221的迎风面积越小。

参照图1和图4，在本实用新型的进一步实施例中，第一驱动元件210为第一电机。第一电机通电后即可驱使主旋翼220旋转，通过配备电池即可实现第一电机的驱动，由此可简化无人机的结构，缩小无人机的体积，无人机更为灵活，续航时间更长。

参照图1和图6，在本实用新型的一些实施例中，尾翼组件400包括两个第一尾翼420和两个控制舵430，两个控制舵430能够分别相对两个第一尾翼420摆动，两个第一尾翼420间隔设置于机身100的上方，两个控制舵430共同用于实现机身100的俯仰和偏航。

由此，无人机平飞时，控制舵430(展弦比较大的板)摆动至第一尾翼420的一侧，气流将对第一尾翼420产生一个朝向第一尾翼420的另一侧的作用力，两个控制舵430相互配合之后，可使无人机产生低头和抬头的动作(即俯仰)，以及使无人机产生左偏和右偏的动作(即偏航)。

结合图6举例说明，需要说明的是，图6中的箭头用于表示第一尾翼420的受力，其中，F表示气流对第一尾翼420的实际作用力，F₁和F₂分别表示F在竖直方向和水平方向的分力。当左侧的控制舵430向左下侧摆动、右侧的控制舵430向右下侧摆动时，左侧的第一尾翼420将受到气流的一个右上方向的作用力，右侧的第一尾翼420将受到气流的一个左上方向的作用力，两个作用力合成之后，即可使无人机的尾部抬起，无人机产生低头动作。

类似的，当需要无人机抬头时，两个控制舵430配合，使第一尾翼420受到一个向下的合力，即可使无人机产生抬头动作；当需要无人机向左偏航时，使第一尾翼420受到一个向右的合力，即可使无人机向左偏航；当需要无人机向右偏航时，使第一尾翼420受到一个向左的合力，即可使无人机向右偏航。

参照图1和图6，在本实用新型的一些实施例中，尾翼组件400还包括一个第二尾翼410，第二尾翼410设置于机身100的下方，一个第二尾翼410和两个第一尾翼420绕机身100的周向分布，一个第二尾翼410和两个第一尾翼420共同用于将机身100支撑在地面上。

由此，当无人机置于地面时，一个第二尾翼410和两个第一尾翼420形成三个支点，无人机可得到稳定的支撑，而无需额外设置支撑装置。尾翼组件400配合起降驱动组件200和巡航驱动组件500，可实现垂直起降，无需跑道，由此可扩展无人机的应用情形。

在本实用新型的进一步实施例中，一个第二尾翼410和两个第一尾翼420绕机身100的周向均匀分布，即第二尾翼410和任意一个第一尾翼420的夹角为120°，两个第一尾翼420之间的夹角也为120°。此时，无人机在前后左右各个方向获得支撑较为均匀，无人机受到外力作用时不容易倾斜倒伏，无人机的支撑更为稳定。

参照图1，在本实用新型的一些实施例中，机身100包括尾管110，一个第二尾翼410和两个第一尾翼420均固定于尾管110。通过设置尾管110，可简化机身100与第二尾翼410、第一尾翼420的连接结构，使得无人机的整体构造更为简洁紧凑。

参照图1和图3，在本实用新型的一些实施例中，第二驱动元件520为第二电机，第二电机包括第二转轴521，俯仰驱动元件510为舵机，舵机包括输出端511，舵机固定于机身100的尾部，第二电机固定于输出端511，副旋翼530固定于第二转轴521。

第二电机通电后，第二转轴521可带动副旋翼530旋转，旋转的副旋翼530可产生推力，通过调节第二电机的功率、改变第二转轴521的转速，可调节副旋翼530的推力的大小。舵机通电工作后，可改变副旋翼530的旋转轴的俯仰角度，也即副旋翼530的旋转轴可在竖直平面内摆动，由此可改变副旋翼530的推力的方向。在无人机垂直起降或悬停时，舵机和第二电机相互配合，为无人机提供可精确调节的、副旋翼530的旋转轴的俯仰角度和所产生的操纵力呈线性关系的操纵力。

适当参照参照图1，在本实用新型的一些实施例中，机身100内设有容置腔。容置腔可用于装载电池、电机、控制操作系统等。通过设置容置腔，可提升无人机的承载能力。

适当参照参照图1，在本实用新型的进一步实施例中，尾座式垂直起降固定翼无人机还包括电池，电池位于容置腔中，电池分别与第一驱动元件210、第二驱动元件520、俯仰驱动元件510电连接。通过增加电池，可为无人机提供动力。此外，电池为清洁能源，有利于保护环境。

综上，参照图5，图5为本实用新型实施例的尾座式垂直起降固定翼无人机在垂直起降或悬停时的示意图。此时，安装在机翼300上的第一电机(即第一驱动元件210)带动可折叠的主旋翼220工作，从而产生垂直起降或悬停时的主要升力，由于第一电机只在悬停状态下工作，第一电机的功率、转速和扭矩以及主旋翼220的直径和桨距等主要动力参数可以根据悬停效率最优进行配置。安装在机身100尾部的副旋翼530在悬停时通过与之连接的舵机(即第一驱动元件210)偏转产生控制力矩，进而对飞机的俯仰进行控制，以保证悬停时的俯仰稳定和操纵能力。在此过程中，第二电机(即第二驱动元件520)的转速、舵机的偏转角度均可以根据所需要的控制力大小来进行自定义调节。而传统尾座式无人机是需要螺旋桨滑流作用在舵面上产生气动力，控制力大小通常为非线性且受滑流强度影响。

参照图1，当飞机以固定翼模式水平飞行时(固定翼也即机翼300)，由于固定翼模式下飞行升阻比较高，飞机所需要的拉力/推力比悬停状态大幅减少。此时，安装在机翼300上的第一电机停止工作，主旋翼220在气动力的作用下向顺气流方向折叠以减小飞行阻力；与此同时，机身100尾部的舵机偏转到水平位置(也即副旋翼530的旋转轴位于水平面上)，安装在舵机上的第二电机驱动副旋翼530继续工作，产生用于提供水平飞行的推力。由于水平飞行所需的推力远小于悬停时的推力，第二电机和副旋翼530的参数可以按照水平飞行的最佳状态进行配置，保证了推进效率。

上面结合附图对本实用新型实施例作了详细说明，但是本实用新型不限于上述实施例，在所属技术领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本实用新型宗旨的前提下作出各种变化。此外，在不冲突的情况下，本实用新型的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

Claims (10)

1.尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，包括：

机身；

机翼，设有两个，两个所述机翼分别置于所述机身的两侧，各所述机翼的一端与所述机身固定连接；

起降驱动组件，包括主旋翼和第一驱动元件，所述第一驱动元件用于驱使所述主旋翼旋转，所述主旋翼用于为所述机身提供升降和悬停的升力；

巡航驱动组件，所述巡航驱动组件连接于所述机身的尾部，所述巡航驱动组件包括副旋翼、第二驱动元件和俯仰驱动元件，所述第二驱动元件用于驱使所述副旋翼旋转，所述俯仰驱动元件用于调整所述副旋翼的旋转轴的俯仰角度，所述副旋翼用于为所述机身提供平飞时的推力，所述副旋翼还用于为所述机身提供升降时的俯仰力；

尾翼组件，包括第一尾翼和控制舵，所述第一尾翼与所述机身固定连接，所述控制舵能够相对所述第一尾翼摆动，所述控制舵用于实现所述机身的俯仰和偏航。

2.根据权利要求1所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，所述第一驱动元件包括第一转轴，所述主旋翼包括至少两片桨叶，各所述桨叶与所述第一转轴转动连接，且所述桨叶绕所述第一转轴旋转的轴心与所述第一转轴自转的轴心的夹角大于零。

3.根据权利要求2所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，所述桨叶绕所述第一转轴的旋转的轴心与所述第一转轴自转的轴心垂直。

4.根据权利要求2所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，所述第一驱动元件为第一电机。

5.根据权利要求1所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，所述尾翼组件包括两个所述第一尾翼和两个所述控制舵，两个所述控制舵能够分别相对两个所述第一尾翼摆动，两个所述第一尾翼间隔设置于所述机身的上方，两个所述控制舵共同用于实现所述机身的俯仰和偏航。

6.根据权利要求5所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，所述尾翼组件还包括一个第二尾翼，所述第二尾翼设置于所述机身的下方，一个所述第二尾翼和两个所述第一尾翼共同用于将所述机身支撑在地面上。

7.根据权利要求6所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，所述机身包括尾管，一个所述第二尾翼和两个所述第一尾翼均固定于所述尾管。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，所述第二驱动元件包括第二电机，所述第二电机包括第二转轴，所述俯仰驱动元件包括舵机，所述舵机包括输出端，所述舵机固定于所述机身的所述尾部，所述第二电机固定于所述输出端，所述副旋翼固定于所述第二转轴。

9.根据权利要求1至7中任一项所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，所述机身内设有容置腔。

10.根据权利要求9所述的尾座式垂直起降固定翼无人机，其特征在于，还包括电池，所述电池位于所述容置腔中，所述电池分别与所述第一驱动元件、所述第二驱动元件、所述俯仰驱动元件电连接。

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