CN219154757U - 一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及无人机技术领域，特别公开了一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，包括机头、机身、双层机翼、尾翼、动力装置和控制装置；机头连接固定机身；机身的中段可折叠连接多个双层机翼，多个双层机翼沿机身周向布置，多个双层机翼的翼尖均安装有动力装置；机身的尾部连接固定多个尾翼，多个尾翼沿机身周向布置；机身的内部安装有控制装置，控制装置电性连接多个动力装置，控制装置用于分别控制多个动力装置的动力大小。所述双层机翼的两层机翼的结构增加了机翼的面积，提高了尾座式垂起无人机接受风力的面积，所以尾座式垂起无人机可以获得更多的升力，减弱了侧风对尾座式垂起无人机的干扰，进而提高了抗侧风性能。

Description

一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机

技术领域

本实用新型涉及无人机技术领域，特别涉及一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机。

背景技术

当前出于军事应急快速侦察、搜索、打击等方面的目的，亟需一种能筒装贮运和发射，且兼具高速飞行与定点悬停能力的无人机，可以保证在山区、丘陵、丛林等复杂地形和建筑物密集区域顺利作业，无需跑道即可从运载器中筒射起飞，并且在抵达搜索区后，无人机可悬停在搜索区上方或漂浮在水面，实施搜索，尾座式垂直起降式无人机正是在这背景下逐渐发展应用。

尾座式垂直起降式无人机是指在无人机机尾在起飞和降落时，呈尾座朝下的垂直状，起飞结束后整个无人机缓慢转为水平状态以保持平稳飞行的无人机，该类无人机起降阶段因其竖向起降的特性，抗风能力较弱。在现有技术中，公开过一种无舵面控制的尾座式垂直起降飞行器，其通过“X”型单层机翼、“X”型动力系统配合十字型尾翼，同时实现了多旋翼飞行模式和固定翼飞行模式这两种飞行模式的特点，即既具有多旋翼飞行器能够实现垂直起降和空中悬停的特点，又具有固定翼飞行器能实现高速飞行和经济巡航的特点。但是，该方案中的尾座式垂直起降无人机依然存在抗侧风性能差的问题。

因此，研究一种能提供抗侧风性能的尾座式垂直起降式无人机具有重要实用价值。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，以解决现有尾座式垂直起降无人机抗侧风性能差的问题。

为了解决上述技术问题，本实用新型提供了一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，包括机头、机身、双层机翼、尾翼、动力装置和控制装置；所述机头连接固定所述机身；所述机身的中段可折叠连接多个所述双层机翼，多个所述双层机翼沿所述机身周向布置，多个所述双层机翼的翼尖均安装有所述动力装置；所述机身的尾部连接固定多个所述尾翼，多个所述尾翼沿所述机身周向布置；所述机身的内部安装有所述控制装置，所述控制装置电性连接多个所述动力装置，所述控制装置用于分别控制多个所述动力装置的动力大小。

在其中一个实施例中，多个所述双层机翼的数量为四个，相邻的所述双层机翼间的夹角为85～95°。

在其中一个实施例中，所述双层机翼的两个翼体相对布置且留有间隙，所述间隙的开口方向与所述机身的轴线方向相同。

在其中一个实施例中，多个所述翼体的内侧为弧状凸面，多个所述翼体的外侧为平面。

在其中一个实施例中，多个所述尾翼的数量为四个，相邻的所述双层尾翼间的夹角为85～95°。

在其中一个实施例中，四个所述双层机翼与四个所述尾翼错开布置。

在其中一个实施例中，四个所述双层机翼铰链连接所述机身的中段。

在其中一个实施例中，四个所述双层机翼均为大展弦比机翼。

在其中一个实施例中，所述动力装置包括螺旋桨和电机，所述双层机翼的翼尖上沿迎风方向依次安装所述螺旋桨和所述电机。

在其中一个实施例中，所述控制装置包括控制器和四个电调；所述控制器电性连接四个所述电调，四个所述电调分别电性连接四个所述电机。

本实用新型的有益效果如下：

由于所述机身的中段可折叠连接多个所述双层机翼，多个所述双层机翼沿所述机身周向布置，多个所述双层机翼的翼尖均安装有所述动力装置，所以在进行应用时，所述双层机翼的设计从两方面增加了尾座式垂直起降无人机的起降升力，一方面所述双层机翼的两层机翼的结构，比现有单层机翼的结构增加了一层，同时也增加了机翼的面积，提高了尾座式垂直起降无人机接受风力的面积，所以尾座式垂直起降无人机可以获得更多的升力，另一方面所述双层机翼间的空间供气流通过时，气流速度加快，减小了双层机翼中间区域的压强，使得尾座式垂直起降无人机能更稳定的获得更多的升力，从而使得整个尾座式垂直起降无人机在起降时更稳定，减弱了侧风对尾座式垂直起降无人机的干扰，进而提高了抗侧风性能，切实可行的解决了现有尾座式垂直起降无人机抗侧风性能差的问题。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本实用新型优选实施方式提供的整体结构示意图一；

图2是本实用新型优选实施方式提供的整体结构示意图二；

图3是本实用新型优选实施方式提供的整体结构侧视示意图；

图4是本实用新型优选实施方式提供的整体结构俯视示意图；

图5是本实用新型优选实施方式提供的整体结构折叠示意图；

图6是本实用新型优选实施方式提供的整体结构折叠仰视示意图；

图7是本实用新型优选实施方式提供的整体结构折叠俯视示意图；

图8是本实用新型优选实施方式提供的铰链机构示意图；

图9是本实用新型优选实施方式提供的铰链机构侧视示意图；

图10是本实用新型优选实施方式提供的铰链机构正视示意图。

附图标记如下：

1、机头；2、机身；3、双层机翼；4、尾翼；5、动力装置；50、螺旋桨；51、电机；6、控制装置；60、电调；7、铰链机构；70、固定片；71、旋转臂；72、转轴；73、转轴座。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施方式中的附图，对本实用新型实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述。

本申请的主要聚焦于尾座式垂直起降式无人机，其结合了传统多旋翼式和传统固定翼式的优点，既能高速巡航又能原地垂直起降，具有对起降场地要求低、机动性好、巡航速度快和续航时间长的优势，并且尾座式垂直起降式无人机因其具备垂直起降、灵活度高、隐蔽性强、可在空中悬停和抗环境干扰能力强等特点，可广泛应用于反潜、城市、丛林作战等军事领域，以及海洋水文勘测、海底测绘和海底资源勘探与开发等领域。

然而，在现有技术中，尾座式垂直起降式无人机在垂直起降的阶段，抗侧风性能差，容易受到侧风干扰的问题。为了解决上述问题，本实用新型将通过设计双层机翼的技术特征，利用双层机翼的机翼面积大以及间隙增大压强的优点，从而增加尾座式垂直起降式无人机的起降升力，进而提高尾座式垂直起降式无人机的抗侧风能力。

具体的，本实用新型提供了一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其优选实施例如图1至图10所示，包括机头1、机身2、双层机翼3、尾翼4、动力装置5和控制装置6；机头1连接固定机身2；机身2的中段可折叠连接多个双层机翼3，多个双层机翼3沿机身2周向布置，多个双层机翼3的翼尖均安装有动力装置5；机身2的尾部连接固定多个尾翼4，多个尾翼4沿机身2周向布置；机身2的内部安装有控制装置6，控制装置6电性连接多个动力装置5，控制装置6用于分别控制多个动力装置5的动力大小。

其中，双层机翼3的两层机翼的结构，增加了机翼的面积，提高了尾座式垂直起降无人机接收风力的面积，在垂直起降时可获得更多的升力，并且，双层机翼3间的空间可供气流通过，加快气流的速度，降低了双层机翼3间的空间压强，使得尾座式垂直起降无人机能更稳定的获得更多的升力，从而使得整个尾座式垂直起降无人机在起降时更稳定，减弱了侧风对尾座式垂直起降无人机的干扰，进而提高了抗侧风性能，切实可行的解决了现有尾座式垂直起降无人机抗侧风性能差的问题。

需要指出的是，双侧机翼的翼尖安装固定有动力装置5，动力装置5承担了尾座式垂直起降无人机的动力提供和动力的控制，利用动力装置5对每个双层机翼3进行单独的矢量控制，控制尾座式垂直起降无人机的飞行速度、俯仰、航向机动和横滚温度的飞行动作，省去了传统无人机的控制舵面，如副翼、方向舵、升降舵和控制舵面的机构，降低整机重量，从而提高了尾座式垂直起降无人机的升力。

另外，机头1和机身2均为回转体结构，机头1为类半球体结构，所谓“类半球体”，是指其结构与半球体相似，但又相较于半球体进行了改进，如结合流体力学的需求进行了局部弧度的适应调整等，但其整体应仍为对称结构；机身2为圆柱体结构，不但有效增加了载荷舱的容积，还可降低机身2外部的气动阻力；并且机头1和机身2部件采用光滑过渡方式连接，从而可以减小无人机的阻力，有效提高尾座式垂直起降无人机的飞行速度。

如图1至图4所示，多个双层机翼3的数量为四个，相邻的双层机翼3间的夹角为85～95°。

其中，四个双层机翼3在机身2中部外安装布局呈“X”状分布，轴对称的设计有利于在俯仰和偏航向时有相近的控制性能，减小高速飞行时桨叶产生的下洗流对双层机翼3的影响，增大尾座式垂直起降无人机在高速前飞时的升力，降低了飞行阻力，从而能够更好地实现经济巡航。

需要指出的是，本实施例多个双层机翼3数量包括但不限于四个及四个以上的偶数倍，四个双层机翼3是优选实施例，四个以上的偶数倍双层机翼3可等角度分布，本领域技术人员可根据自身实际需求进行设计选择。

如图1、图2和图4所示，双层机翼3的两个翼体相对布置且留有间隙，间隙的开口方向与机身2的轴线方向相同。

其中，通过双层机翼3的两个翼体间相对布置且留有间隙的设计，相对布置的对称式设计，有利于在俯仰和偏航向时有相近的控制性能，减小高速飞行时桨叶产生的下洗流对双层机翼3的影响。

另外，间隙空间供气流通过时，气流速度加快，减小了双层机翼3的间隙压强，使得尾座式垂直起降无人机能更稳定的获得更多的升力，从而使得整个尾座式垂直起降无人机在起降时抗侧风能力更强。

另外，双层机翼3的翼体为中空结构，控制装置6的连接线自翼体内部穿过，与电机51控制连接。

如图1和图4所示，多个翼体的内侧为弧状凸面，多个翼体的外侧为平面。

其中，多个翼体的内侧为弧状凸面，即从图4和图5中看，翼体厚度是由小变大再变小，这样的设计可增大了空气在翼体表面流过的速度，依照伯努利原理，流体流速越大，压强越小，减小了该区域的压强大小，为尾座式垂直起降无人机获得更多的升力。

需要指出的是，两个翼体的端部连接固定，并且两个翼体的翼尖连接固定的结构呈锥状体外形，并用于动力组件的安装，可以有效抑制桨叶下洗流流向上翼面，减小翼尖涡流，加速流经双层机翼3的气流流动，进而提高双层机翼3升力，减小双层机翼3诱导阻力，优化尾座式垂直起降无人机的飞行性能。

如图1、图2和图4所示，多个尾翼4的数量为四个，相邻的双层尾翼4间的夹角为85～95°。

需要指出的是，四个尾翼4在机尾外安装布局呈“十”字状分布，轴对称的设计有利于在俯仰和偏航向时有相近的控制性能，并且四个尾翼4“十”字状的布局提高了尾座式垂直起降无人机的平飞稳定性能，保证了尾座式垂直起降无人机垂直起降时的支撑稳定性。

如图1、图4、图6和图7所示，四个双层机翼3与四个尾翼4错开布置。

需要指出的是，“X”型双层机翼3与“十”字型尾翼4构成“米”字型分布，这样的结构设计能够减小机翼下洗流对尾翼4的影响，减小螺旋桨50尾流对尾翼4的影响，加速流经双层机翼3的气流，进一步提高尾座式垂直起降无人机的升力，并提高尾座式垂直起降无人机的飞行稳定性。

如图1、图5、图8、图9和图10所示，四个双层机翼3铰链连接机身2的中段。

其中，铰链连接机构简称铰链机构7，铰链机构7包括固定片70、旋转臂71、转轴72和转轴座73，转轴72和转轴座73安装在座式垂直起降无人机的内部，转轴72两侧均安装有转轴座73，转轴72上连接固定有弧状旋转臂71，弧状旋转臂71连接固定有固定片70，固定片70与弧状旋转臂71的连接部位的平面平行，固定片70连接固定双层机翼3的底部。

需要指出的是，铰链连接使其具备前向折叠能力，从而可以达到减小日常贮运的占用空间，必要时可筒装贮运和发射。

如图1至图4所示，四个双层机翼3均为大展弦比机翼。

其中，大展弦比机翼与具有同样机翼面积的小展弦比机翼相比，翼尖离开的更远，从而受到翼尖涡的影响也比较小，同时翼尖涡的强度减弱，由于翼尖效应引起的升力损失和阻力也较小。

需要指出的是，展弦比的定义为翼展的平方除以机翼面积，即A＝b²/s，A即为展弦比，从空气动力学的系数界定，机翼展弦比在5以上，即为大展弦比机翼，大展弦比机翼具有长而窄的结构特点，在一定程度上减小了正侧投影面积，相比小展弦比的机翼(短而宽)有更高的升力效率，有效提高了抗侧风性能。

如图1所示，动力装置5包括螺旋桨50和电机51，双层机翼3的翼尖上沿迎风方向依次安装螺旋桨50和电机51。

其中，螺旋桨50安装于各双层机翼3的翼尖，可提升尾座式垂直起降无人机的转动惯量，提高机动性；如图1所示，电机51自左边向右的截面积渐进减小的锥状体，并且电机51的右侧设有整流罩，可有效抑制双层机翼3的下翼面气流流向上翼面，减小双层机翼3的翼尖涡流，提高双层机翼3的升力，减小双层机翼3的诱导阻力。

前述螺旋桨50安装于锥状电机51座的截面积最大处且桨叶向前，动力装置5的数量和双层机翼3的数量保持一致，通过这样的设置，动力装置5就构成了与双层机翼3布局相一致的布局结构，四个双层机翼3构成“X”字型分布时，则动力装置5亦为4个，构成“X”字型动力布局。动力装置5全程承担了尾座式垂直起降无人机动力输出，无舵式设计省去了常规固定翼无人机的副翼、方向舵、升降舵面和控制各舵面的驱动机构，减轻了无人机死重，降低了尾座式垂直起降无人机飞行时的附加阻力，提高了尾座式垂直起降无人机的有效载重能力。

需要指出的是，动力装置5安装固定在双层机翼3上，双层机翼3结构强度性能出色，便于电机51的挂载，并且配合大展弦比的较长翼展，可提高力矩的控制能力，增强了无人机在旋翼和固定翼模式下的稳定性。

另外，螺旋桨50分为正螺旋桨和反螺旋桨，正螺旋桨为图1中左上和右下的螺旋桨，反螺旋桨为图1中左下和右上的螺旋桨，每个正螺旋桨和每个反螺旋桨均由两个桨叶组成。

如图1所示，控制装置6包括控制器和四个电调60；控制器电性连接四个电调60，四个电调60分别电性连接四个电机51。

其中，控制器设置于机身2内部，控制器的高压锂聚合物电池能源模块亦设于机身2内部，四个电调60分别安装在机身2外部的双层机翼3安装间隔处，前述控制装置6电性连接四个动力装置5，控制装置6用于分别控制动力装置5的四个电机51动力大小，即控制器控制连接四个电调60，四个电调60分别控制四个电机51，在尾座式垂直起降无人机进行转向时，调整四个螺旋桨50的差动转速，使其以不同转速配合完成尾座式垂直起降无人机的转向、侧滑转完机构、倾斜转弯机构、俯仰、滚转和偏航机动。

需要指出的是，因为整个尾座式垂直起降无人机采用无舵式设计，在固定翼模式飞行时，无人机的飞行速度、俯仰和航向机动、横滚稳定均由四个电机51通过调整拉力的矢量控制，可灵活采用BTT/STT(Bank To Turn/Skid To Turn，倾斜转弯控制/侧滑转弯控制)控制，响应快、精度高，并且整机组成结构简单，装配调试便利。

综上所述，本实用新型的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机具多旋翼飞行模式，即多旋翼飞行模式即多旋翼无人机的飞行状态，能够实现垂直起降和空中悬停；也具有固定翼飞行模式，即固定翼无人机的飞行状态，又具有固定翼无人机的特点，能够实现高速飞行和经济巡航；两种飞行状态通过控制装置6控制四个螺旋桨50差动实现切换。

该无人机的结构精巧紧凑，布局巧妙创新，具备沿前向机身2折叠功能，减小日常贮运的占用空间，必要时可筒装贮运和发射。

在有限展长内通过大展弦比和双层机翼3增加了无人机翼面积，有效增大了升力，同时在一定程度上减小正侧投影面积，在保证大升阻比的情况下，提高抗侧风性能。

“X”型双层机翼3与“十”字型尾翼4构成“米”字型分布，省去了常规固定翼无人机的控制舵面(如副翼、方向舵、升降舵等)和控制舵面驱动机构，结构精巧紧凑，占用空间小，这样就能在有限的展长内增加翼面积，减少无人机机体重量，进而提高无人机的升力，优化飞行稳定性。

而且，当无人机多旋翼模式飞行时，“X”字型机翼可以增加无人机的偏航稳定性，固定翼模式飞行时，“X”字型机翼可以增加无人机的滚转和偏航稳定性。

以上所述是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本实用新型的保护范围。

Claims (10)

1.一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

包括机头、机身、双层机翼、尾翼、动力装置和控制装置；

所述机头连接固定所述机身；

所述机身的中段可折叠连接多个所述双层机翼，多个所述双层机翼沿所述机身周向布置，多个所述双层机翼的翼尖均安装有所述动力装置；

所述机身的尾部连接固定多个所述尾翼，多个所述尾翼沿所述机身周向布置；

所述机身的内部安装有所述控制装置，所述控制装置电性连接多个所述动力装置，所述控制装置用于分别控制多个所述动力装置的动力大小。

2.根据权利要求1所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

多个所述双层机翼的数量为四个，相邻的所述双层机翼间的夹角为85～95°。

3.根据权利要求2所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

所述双层机翼的两个翼体相对布置且留有间隙，所述间隙的开口方向与所述机身的轴线方向相同。

4.根据权利要求3所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

多个所述翼体的内侧为弧状凸面，多个所述翼体的外侧为平面。

5.根据权利要求2所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

多个所述尾翼的数量为四个，相邻的所述尾翼间的夹角为85～95°。

6.根据权利要求5所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

四个所述双层机翼与四个所述尾翼错开布置。

7.根据权利要求2所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

四个所述双层机翼铰链连接所述机身的中段。

8.根据权利要求2所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

四个所述双层机翼均为大展弦比机翼。

9.根据权利要求2所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

所述动力装置包括螺旋桨和电机，所述双层机翼的翼尖上沿迎风方向依次安装所述螺旋桨和所述电机。

10.根据权利要求9所述的一种可折叠双层翼型的尾座式垂直起降无人机，其特征在于，

所述控制装置包括控制器和四个电调；

所述控制器电性连接四个所述电调，四个所述电调分别电性连接四个所述电机。

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