WO2023155498A1 - 一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机 - Google Patents

一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机 Download PDF

Info

Publication number
WO2023155498A1
WO2023155498A1 PCT/CN2022/131303 CN2022131303W WO2023155498A1 WO 2023155498 A1 WO2023155498 A1 WO 2023155498A1 CN 2022131303 W CN2022131303 W CN 2022131303W WO 2023155498 A1 WO2023155498 A1 WO 2023155498A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aerial vehicle
unmanned aerial
uav
drone
wire
Prior art date
Application number
PCT/CN2022/131303
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
赤丰华
王永海
曹粟
肖振
李波
孙精华
吉申莘
张孝南
郭晓明
陈安宏
杨飞
Original Assignee
北京临近空间飞行器系统工程研究所
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 北京临近空间飞行器系统工程研究所 filed Critical 北京临近空间飞行器系统工程研究所
Publication of WO2023155498A1 publication Critical patent/WO2023155498A1/zh

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L53/00—Methods of charging batteries, specially adapted for electric vehicles; Charging stations or on-board charging equipment therefor; Exchange of energy storage elements in electric vehicles
    • B60L53/10—Methods of charging batteries, specially adapted for electric vehicles; Charging stations or on-board charging equipment therefor; Exchange of energy storage elements in electric vehicles characterised by the energy transfer between the charging station and the vehicle
    • B60L53/12—Inductive energy transfer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/02—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02—Mounting or supporting thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plant using steam, electricity, or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B64U50/34—In-flight charging
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L2200/00—Type of vehicles
    • B60L2200/10—Air crafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications

Definitions

  • tail-sit UAV combines the advantages of rotorcraft and fixed-wing aircraft, and has great advantages in complex application scenarios.
  • Many studies have been carried out at home and abroad, such as the T-Wing tail-sit UAV designed by the University of Sydney, the single-rotor hover-level flight multi-mode UAV designed by the Massachusetts Institute of Technology, and the Novlit- 3 drones etc.
  • Existing small UAVs are basically powered by batteries, but limited by the energy density of batteries, the flight time of UAVs is very limited. Its weakness, which greatly limits the use radius and mission diversity of UAVs.
  • the foldable wing is arranged under the fuselage, the foldable wing includes a skeleton structure and an insulating flexible skin, and the insulating flexible The skin is wrapped around the outer periphery of the skeleton structure; the skeleton structure includes a plurality of connecting rods and a plurality of hinges, and two connected connecting rods are connected through the hinges.
  • the UAV when the UAV approaches the wire, the UAV changes from the horizontal cruising state to the vertical flight state, and uses The vertical flight state landed on the wire.
  • the drone further includes:
  • the height of the anchoring structure on the fuselage is higher than the height of the center of gravity of the drone.
  • the drone includes a magnetic moment effect magnetometer, and the measurement result indicates the direction from the drone to the wire; the method also include:
  • the entering the emergency maneuvering mode includes:
  • Fig. 5 is a bottom schematic diagram of a self-charging tail-sitting UAV adapted to a launch tube according to an embodiment of the present application.
  • FIG. 6 is a schematic diagram of three flight states of a self-charging tail-sitting UAV adapted to a launch tube according to an embodiment of the present application.
  • An anchoring structure 3 is also provided on the fuselage 4 of the UAV, and the anchoring structure 3 is used to anchor the UAV on a high-voltage electric wire.
  • the UAV can turn off the head propeller 1 to complete the stable docking.
  • the drone can complete the charging action.
  • the drone can start the head propeller 1 again and fly away from the wire by itself.
  • the charging action can be completed by docking (docking).
  • the drone may further include: a tail rudder 9 and an empennage 10, both of which can be folded.
  • Tail rudder 9, empennage 10 can adopt high-density resin or aviation aluminum to make.
  • Elastic body can adopt spring. When launching the tube, the tube wall compresses the spring, and the tail rudder 9 and the empennage 10 are retracted toward the inside of the fuselage 4;
  • the UAV judges according to its own GPS positioning and the pre-stored high-voltage wire position for charging, determines the charging position, and flies to this position. During the flight, the optical perception device carried by the UAV detects the position of the power line Undergo verification.
  • the remedial measures are as follows: start the propeller of the drone, enter the emergency maneuver mode, and the flight control computer controls the steering gear to move according to the attitude of the drone.
  • the goal of adjusting the attitude is to keep the nose of the drone hovering upwards, and adjust the position again Gesture to re-dock the wire.

Abstract

一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机，构成该无人机包括：头部螺旋桨（1）、螺旋桨驱动电机（2）、可折叠机翼（6）、机翼作动电机（5）、机身（4）、可充电电池、电磁感应发电装置；所述头部螺旋桨（1）位于所述机身头端；所述可折叠机翼（6）位于所述机身侧壁两侧；所述螺旋桨驱动电机（2）为所述头部螺旋桨（1）提供驱动力；所述机翼作动电机（5）为所述可折叠机翼（6）的展开或者折叠提供驱动力；所述可充电电池为所述螺旋桨驱动电机（2）和所述机翼作动电机（5）提供电能；所述电磁感应发电装置用于为所述可充电电池充电。

Description

一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机
本申请要求于2022年2月7日提交中国专利局、申请号为202210146185.1、发明名称为“一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机”的中国专利申请的优先权，其全部内容通过引用结合在本申请中。
技术领域
本发明属于无人机设计领域，具体涉及一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机。
背景技术
尾坐式无人机作为一种兼顾垂直旋翼起飞降落和高效固定翼巡航飞行的新式飞行器，结合了旋翼机和固定翼飞机的优点，在复杂运用场景中有较大的优势。国内外开展了较多的研究，如悉尼大学设计的T-Wing尾坐式无人机、麻省理工学院设计的单旋翼悬停-平飞多模态无人机，西北工业大学的Novlit-3无人机等。现有的小型无人机基本采用电池提供动力，而受限于电池能量密度，无人机的飞行工作时间十分有限，在使用无人机进行侦查、搜救、巡逻等任务时，使用时间成为了其掣肘的软肋，这大大限制了无人机使用半径和任务多样性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机，结合尾坐式起降技术、折叠翼/舵技术和无线充电技术，利用城市和野外较常见的高压输电线对无人机进行磁电转换充电，延长其使用时间，增大其飞行半径，解决无人机复杂场景适应和高效巡航飞行难以兼顾、续航时间短的问题。
第一方面，提供了一种无人机，包括：
机身、可充电电池、电磁感应发电装置，所述可充电电池、电磁感应发电装置设置于所述机身内，所述电磁感应发电装置用于为所述可充电电池充电；
可折叠机翼，设置于所述机身，用于在所述无人机处于水平巡飞状态时展开，在所述无人机停靠于电线后，所述可折叠机翼处于折叠状态。
与现有技术相比，本申请提供的方案至少包括以下有益技术效果：
本申请的有益效果如下：
本申请采用折叠翼舵设计，适应发射筒约束，可以同时满足长时远距巡航飞行和复杂环境垂直起降的要求，并为无人机停靠高压线提供条件。本申请有效利用了户外常见的高压电网的电磁场，不需额外的设施保障，令无人机可自行在市镇的多个地点充电，大大提高无人机的续航性能，提高了执行各类任务的持续时间。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述可折叠机翼设置于所述机身的下方，所述可折叠机翼包括骨架结构和绝缘柔性蒙皮，所述绝缘柔性蒙皮包裹在所述骨架结构的外周；所述骨架结构包括多个连杆和多个铰链，相连的两个连杆通过所述铰链连接。
采用提高了机翼面积的连杆和铰链机械可变形结构，相比普通折叠翼，机翼面积可增加70％。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，在所述无人机靠近所述电线的过程中，所述无人机由所述水平巡飞状态转变为垂直飞行状态，并以垂直飞行状态降落至所述电线。
本申请采用尾坐式技术，具有巡飞、垂直飞行两种飞行模式，以快速稳定地停靠在电线上。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，当所述无人机处于所述垂直飞行状态时，所述可折叠机翼处于折叠状态。
无人机处于垂直飞行状态时，无人机与电线的距离相对较近，折叠可折叠机翼有利于降低无人机姿态、位置调控阻力，便于使无人机在电线附近的状态相对稳定。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述无人机还包括：
尾舵和尾翼，所述尾舵和所述尾翼均可折叠，当所述无人机处于水平巡飞状态和所述垂直飞行状态时，所述尾舵和所述尾翼处于展开状态，在所述无人 机设置于发射筒内时，所述尾舵和所述尾翼处于折叠状态。
无人机处于垂直飞行状态时，尾舵和尾翼处于展开状态，以便于调整无人机的姿态。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述无人机还包括：
挂靠结构，用于将所述无人机挂靠在所述电线上。
通过机械挂靠的形式可以提高无人机在电线上的稳定性。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述挂靠结构为挂钩，所述挂钩相对于所述机身的对称面对称设置，所述挂钩位于所述机身的底部，所述挂钩包括相互垂直的两个连接杆，一个连接杆固定于所述机身并由所述机身向外突出，另一个连接杆与前一连接杆连接，且沿所述机身的延伸方向延伸。
挂靠结构设计合理，有利于避免挂靠偏载，提高无人机在电线上的稳定性。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，在所述无人机停靠于电线后，所述挂靠结构在所述机身的位置高度高于无人机重心的位置高度。
避免无人机停靠状态下发生晃动，便于无人机的稳定停靠。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述挂靠结构上设置有压力传感器，在所述压力传感器检测到压力信号的情况下，所述无人机关闭螺旋桨。
压力传感器的信号用于指示无人机是否挂靠成功。当挂靠成功后，无人机可以开始充电。无人机关闭螺旋桨，有利于提高充电效率。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述螺旋桨采用柔性共轴反桨螺旋桨。
采用柔性共轴反桨螺旋桨，可柔性适应发射筒约束。通过共轴反桨设计，螺旋桨工作时不产生滚转力矩，减轻俯仰舵控制负担。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述电磁感应发电装置包括导电杆、变压器模块、整流器模块、滤波器模块、稳压器模块；
所述导电杆沿所述机身的延伸方向延伸，所述导电杆与所述变压器模块的 初级线圈串联形成回路，所述变压器模块的次级线圈与所述整流器模块的输入端电连接，所述整流器模块的输出端与所述滤波器模块、所述稳压器模块和所述可充电电池电连接，其中，所述稳压器模块和所述可充电电池串联后与所述滤波器模块并联，所述滤波器模块采用电容滤波。
电磁感应发电装置整体设计紧凑，占用体积小。电容滤波利用充、放电作用，使输出的电压趋于平滑，达到滤波的作用。
结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，所述无人机还包括磁矩效应磁力仪、GPS定位模块和MEMS惯性组件，所述磁矩效应磁力仪的测量结果指示所述无人机到所述电线的方向，所述GPS定位模块用于调整所述无人机的飞行位置，所述MEMS惯性组件用于调整所述无人机的飞行姿态。
在GPS调姿的基础上，根据磁矩效应磁力仪检测到的磁场测量结果调姿位，有利于提高无人机挂靠到电线的成功率。
第二方面，提供了一种基于高压电线的充电方法，所述方法应用于如上述第一方面中的任意一种实现方式中所述的无人机，所述方法包括：
按照水平巡飞状态飞行至电线附近；
由所述水平巡飞状态转变为垂直飞行状态，并以垂直飞行状态抵达所述电线上方；
按照垂直飞行状态下落并挂靠到所述电线上，并开始充电；
充电完成后启动螺旋桨以脱离电线。
本申请采用尾坐式技术，具有巡飞、垂直飞行两种飞行模式，以快速稳定地停靠在电线上。
结合第二方面，在第二方面的某些实现方式中，所述水平巡飞状态转变为垂直飞行状态满足以下至少一项：
所述无人机在距离所述电线2.5～5米处，处于水平巡飞状态；
在距离所述电线1～3米范围内所述无人机的飞行倾角变化量，大于，在距离所述电线0～1米范围内所述无人机的飞行倾角变化量；
在距离所述电线1～3米范围内，所述无人机在高度方向上有降低；
在距离所述电线0～1米范围内，所述无人机向上跃起。
在靠近电线的过程中采用合适的飞行路径，有利于提高挂靠在电线上的成功率。
结合第二方面，在第二方面的某些实现方式中，所述无人机包括磁矩效应磁力仪，所述的测量结果指示所述无人机到所述电线的方向；所述方法还包括：
根据所述无人机到所述电线的方向和重力方向的夹角，调整所述无人机的飞行位置。
根据磁场测量结果和重力方向，调整无人机相对于电线的位置，有利于提高挂靠在电线上的成功率。
结合第二方面，在第二方面的某些实现方式中，所述无人机的挂靠装置上设置有压力传感器，所述方法还包括：
在所述压力传感器检测异常的情况下，启动所述无人机的螺旋桨并进入紧急机动模式。
通过压力传感器可以检测挂靠不稳定导致的充电异常情况，有利于提高无人机充电安全性。
结合第二方面，在第二方面的某些实现方式中，所述进入紧急机动模式，包括：
根据无人机姿态，控制舵机作动，使所述无人机机头保持向上状态悬停；
再次调整位置、姿态并重新停靠所述电线。
通过合理地紧急机动模式，有利于安全可靠地处理充电异常情况，有利于提高无人机充电安全性。
第三方面，提供了一种处理器，用于执行如上述第一方面中的任意一种实现方式中所述的方法。
附图说明
图1是根据本申请实施例的一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机的示意 性结构图。
图2是根据本申请实施例的一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机的示意性结构图。
图3为本申请实施例提供的一种电磁感应发电装置的示意性结构图。
图4是根据本申请实施例的一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机的悬挂充电状态示意图。
图5是根据本申请实施例的一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机的底部示意图。
图6是根据本申请实施例的一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机的3种飞行状态示意图。
图7为本申请实施例提供的一种无人机停靠过程的姿态与位置示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本申请作进一步详细的描述。
图1是本申请实施例提供的一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机的示意性结构图。
无人机可以包括：头部螺旋桨1、螺旋桨驱动电机2、机身4、电源模组11。头部螺旋桨1位于机身4头端，用于为无人机提供飞行动力。螺旋桨驱动电机2为头部螺旋桨1提供驱动力。机身4的结构为壳式结构，可采用高密度树脂或航空铝材制造。机身4两侧具有机翼，内部设置有电源模组11。
电源模组11可以包括可充电电池、电磁感应发电装置。可充电电池可以在正常飞行时为无人机提供动力，例如为螺旋桨驱动电机2提供电能。在电量不足时，可以通过电磁感应发电装置，利用高压线的磁场进行磁电转换感应充电。具体地，无人机在自主对电线(如室外高压电网)停靠或靠近后，电磁感应发电装置用于为可充电电池充电。
无人机在执行飞行任务中遇到的最棘手的问题是续航上的考验。由于自身携带的电池装置的体积和重量的限制，无人机的航程将受到严重的限制。本申 请创新性的提出了利用城市和乡下随处可见的高压线缆进行自主充电操作，这将极大的提升飞行器的飞行性能。无需额外的设施保障，令无人机可自行在市镇的多个地点充电，大大提高无人机的续航性能，提高了执行各类任务的持续时间。
图2是本申请实施例提供的电源模组的示意性结构图。
如图所示，可充电电池及电磁感应发电装置包括一根导电杆116、变压器模块112、整流器模块113、滤波器模块114、稳压器模块115及可充电电池111。其中变压器模块112与整流器模块113相连，整流器模块113与滤波器模块114相连，滤波器模块114与稳压器模块115相连，稳压器模块115和可充电电池111相连；导电杆116为导电材质，导电杆116与变压器模块112通过导线相连。整体设计紧凑，占用体积小。
导电杆116可以沿机身4的延伸方向延伸。高压线传输交流电时，会在线缆附近产生变化磁场，由电磁感应定律可知，导体在变化磁场内能产生感应电动势，即感应电压；利用上述原理，让导电杆116产生感应电压。
如图3所示，导电杆116在高压线附近产生感应电动势，感应电动势由导电杆116的两端通过导线传输到变压器模块112的初级线圈的两端，变压器模块112通过初级线圈与次级线圈的来回震荡改变电压。变压器模块112的次级线圈的两端与整流器模块113的输入端并联，整流器模块113采用的是利用二极管的单向导通性进行整流的全桥整流器，目的是将交流电转为直流电。整流器模块113的输出端与滤波器模块114的两端并联。滤波器模块114在本实施例中采用的是电容滤波，电容利用充、放电作用，使输出的电压趋于平滑，达到滤波的作用。之后，电容的正极与稳压器模块115串联，稳压器模块115与可充电电池111串联，可充电电池111的负极与电容的负极连接，形成回路。本实施例中的稳压器模块115采用常用的直流稳压电路，通过串联反馈的方式来稳定电压，从稳压器模块115出来的稳定直流电可以流向可充电电池111，为可充电电池111充电。
在高压线附近，电磁效应非常显著，以磁场强度达到地磁场强度(0.5高斯)为标准，在我国一般的高压线附近(输电线路约为200kv)，在距离5米内，磁场强度就已达到1高斯，无人机利用自身携带的电磁感应发电装置，可以在自主对电线停靠后进行电磁感应充电，该技术难点还体现在停靠过程的实现。
无人机可以采用尾坐式技术，具有水平巡飞、垂直飞行两种飞行模式，可以同时满足长时远距巡航飞行和复杂环境垂直起降的要求。无人机还可以包括磁矩效应磁力仪和GPS定位模块。GPS定位模块用于为无人机提供导航功能。在靠近高压线过程中，由于高压线的电磁效应，飞行器自身将通过其携带的磁矩效应磁力仪以及GPS定位系统进行精确制导飞行。
无人机的机身4上还设置有挂靠结构3，挂靠结构3用于将无人机挂靠在高压电线上。如图4所示，当挂靠结构3与电线挂靠后，无人机可以将头部螺旋桨1关闭，完成稳定停靠。之后，在电线的电磁力作用下，无人机可以完成充电动作。当充电完成后，无人机可以再次启动头部螺旋桨1，并自行飞离电线。由此可以通过挂靠(停靠)方式完成充电动作。
在本申请提供的一些实施例中，挂靠结构3可以为挂钩。挂钩可以相对于机身4的对称面对称设置。挂钩位于机身4的底部。挂钩可以包括相互垂直的两个连接杆，一个连接杆可以固定于机身4并由机身4向外突出；另一个连接杆与前一连接杆连接，且沿机身4的延伸方向延伸。采用挂钩完成挂靠动作，结构简单，易于操作，可靠性高。
挂靠结构3的位置高度高于无人机重心位置高度，避免无人机停靠状态下发生晃动，便于无人机的稳定停靠。如图1所示，挂构的连接杆可以固定于机身4的头部。
在本申请提供的一些实施例中，无人机的机翼可以为可折叠机翼6，无人机还可以包括机翼作动电机5。可折叠机翼6可采用高密度树脂或航空铝材制造。机翼作动电机5可以为可折叠机翼6的展开或者折叠提供驱动力。在无人机飞行过程中，可折叠机翼6可以处于展开状态，如图1所示。当无人机完成 停靠后，为减小风力等对无人机的作用力，以免影响无人机的稳定停靠，无人机可以将可折叠机翼6折叠起来，如图2所示。
图5示出了可折叠机翼6处于折叠状态的示意性结构图。可折叠机翼6可以位于设置于机身4的下方，且相对于机身4的对称面对称设置。可折叠机翼6位于机体两侧中部，为中弹翼布局。机翼作动电机5安装在两翼中间，通过机翼作动电机5的伸缩来改变机翼面积，以驱动可折叠机翼6折叠或展开。
在一些实施例中，可折叠机翼6采用组装式连杆骨架结构。可折叠机翼6采用连杆和铰链的机械可变形结构，连杆间通过铰链连接。骨架结构外部可以包覆高分子柔性蒙皮12。机翼作动电机5通过线性作动器的伸缩来改变可折叠机翼6的面积和后掠角，从而改变可折叠机翼6的平面外形，以增大平飞巡航的机翼面积，进而增大平飞巡航的升阻比和航程。
在一些实施例中，头部螺旋桨1可以采用柔性共轴反桨螺旋桨。采用柔性共轴反桨螺旋桨，可柔性适应发射筒约束。通过共轴反桨设计，螺旋桨工作时不产生滚转力矩，减轻俯仰舵控制负担。
在一些实施例中，无人机还可以包括：尾舵9和尾翼10，尾舵9、尾翼10均可折叠。尾舵9、尾翼10可采用高密度树脂或航空铝材制造。具体地，尾舵9与机身4之间，以及尾翼10与机身4之间均具有弹性体；尾舵9和尾翼10均可在弹性体的作用下，收向机身4或从机身4中弹出。弹性体可采用弹簧。当发射筒内时，筒壁将弹簧压紧，尾舵9和尾翼10收向机身4内部；当发射出筒后，弹簧预紧力消失，尾翼10和尾舵9弹出。
为实现稳定停靠且满足巡飞要求，无人机可以具备三种状态，如图6所示，以满足不同的使用和飞行要求：
(1)折叠状态：无人机翼尾舵均折叠，可适配发射筒约束；
(2)巡飞状态：无人机外形为正常的螺旋桨平直固定翼飞机，以大展弦比机翼飞行，使无人机能够获得更大的升阻比，实现长时间巡航；
(3)垂直飞行状态：机翼收起，尾舵不收，整机以竖直状态，变为旋翼机， 有限机动。使飞行器在有限的空间内做有限的机动飞行，能够实现垂直起降功能，并可停靠悬挂在高压电线上进行充电。
为了实现飞行器的自主高压电线停靠，根据仿生学原理，仿照鸟类在停靠线绳前的一系列动作：获取停靠目标位置(通过自身携带的图像传输工具)，在靠近过程中，由于高压线的电磁效应，飞行器自身将通过其携带的磁矩效应磁力仪、GPS定位系统以及MEMS惯性组件进行精确制导飞行，而后，飞行器进行大功角飞行，转为垂直飞行状态，利用高于重心位置的挂钩挂在电线上，关闭螺旋桨驱动电机2，完成稳定的停靠。当充电完成后，只需再次启动头部螺旋桨1，无人机即可自行飞离电线。
下面结合图7，阐述无人机挂靠到电线的一种可能的实施方式。
1.无人机根据自身GPS定位和预存储的可供充电的高压电线位置进行判断，确定停靠充电位置，并飞向该位置，飞行过程中根据无人机携带的光学感知装置对输电线位置进行确认。
2.无人机靠近电线，依靠GPS定位系统判断相对位置，在飞行中将飞机的飞行状态由水平飞行状态(巡飞状态)改变至垂直飞行状态，并最终飞行至电线上方附近。
如图7所示，无人机可以在距离电线2.5～5米处，处于巡飞状态，在距离电线1～3米范围内快速调整无人机的飞行姿态，使无人机的姿态调整至与重力方向的夹角相对较小。在距离电线1～3米范围内，无人机在高度方向上可以略有降低，从而为后续跃起做准备。在距离电线0～1米范围内，无人机继续缩小姿态与重力方向的夹角，且无人机向上跃起，可以为降落至电线提供足够的高度空间。
3.无人机以垂直模态慢速进行下落，在下落过程中，磁矩效应磁力仪的测量结果可以反映磁场势能增加方向，进而反映由无人机到电线的方向；无人机可以根据磁场势能增加方向和重力方向的夹角，调整无人机位置，以缩小磁场势能增加方向和重力方向的夹角，尽可能使夹角为零。由此可以使无人机的挂 钩位置与预计悬挂的电线位置的连线垂直。
4.无人机逐步调整，通过挂钩悬挂到电线上，此时挂钩上的压力传感器可实现接触的识别，无人机螺旋桨关闭，使无人机挂靠在电线上开始进行磁电感应充电。
5.充电完成，无人机螺旋桨启动，脱离电线，并转入水平飞行状态继续执行任务。
由于无人机挂钩位置处于头部附近，其质心相对悬挂位置较低，具有较好的悬挂稳定性，抗风性良好。
当无人机遇到极端情况下被风吹落时，其挂钩上的压力传感器会识别到压力消失，并且根据MEMS惯性组件感知到的剧烈姿态变化，识别出无人机的异常状态。补救措施如下：无人机螺旋桨启动，进入紧急机动模式，飞控计算机根据无人机姿态，控制舵机作动，调整姿态目标是使无人机机头保持向上状态悬停，并再次调整位置姿态重新停靠电线。
本申请虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本申请，任何本领域技术人员在不脱离本申请的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本申请的保护范围应当以本申请权利要求所界定的范围为准。

Claims (18)

  1. 一种无人机，其特征在于，包括：
    机身、可充电电池、电磁感应发电装置，所述可充电电池、电磁感应发电装置设置于所述机身内，所述电磁感应发电装置用于为所述可充电电池充电；
    可折叠机翼，设置于所述机身，用于在所述无人机处于水平巡飞状态时展开，在所述无人机停靠于电线后，所述可折叠机翼处于折叠状态。
  2. 根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述可折叠机翼设置于所述机身的下方，所述可折叠机翼包括骨架结构和绝缘柔性蒙皮，所述绝缘柔性蒙皮包裹在所述骨架结构的外周；所述骨架结构包括多个连杆和多个铰链，相连的两个连杆通过所述铰链连接。
  3. 根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，在所述无人机靠近所述电线的过程中，所述无人机由所述水平巡飞状态转变为垂直飞行状态，并以垂直飞行状态降落至所述电线。
  4. 根据权利要求3所述的无人机，其特征在于，当所述无人机处于所述垂直飞行状态时，所述可折叠机翼处于折叠状态。
  5. 根据权利要求3或4所述的无人机，其特征在于，所述无人机还包括：
    尾舵和尾翼，所述尾舵和所述尾翼均可折叠，当所述无人机处于水平巡飞状态和所述垂直飞行状态时，所述尾舵和所述尾翼处于展开状态，在所述无人机设置于发射筒内时，所述尾舵和所述尾翼处于折叠状态。
  6. 根据权利要求1至5中任一项所述的无人机，其特征在于，所述无人机还包括：
    挂靠结构，用于将所述无人机挂靠在所述电线上。
  7. 根据权利要求6所述的无人机，其特征在于，所述挂靠结构为挂钩，所述挂钩相对于所述机身的对称面对称设置，所述挂钩位于所述机身的底部，所述挂钩包括相互垂直的两个连接杆，一个连接杆固定于所述机身并由所述机身向外突出，另一个连接杆与前一连接杆连接，且沿所述机身的延伸方向延伸。
  8. 根据权利要求6或7所述的无人机，其特征在于，在所述无人机停靠于电线后，所述挂靠结构在所述机身的位置高度高于无人机重心的位置高度。
  9. 根据权利要求6至8中任一项所述的无人机，其特征在于，所述挂靠结构上设置有压力传感器，在所述压力传感器检测到压力信号的情况下，所述无人机关闭螺旋桨。
  10. 根据权利要求9所述的无人机，其特征在于，所述螺旋桨采用柔性共轴反桨螺旋桨。
  11. 根据权利要求1至10中任一项所述的无人机，其特征在于，所述电磁感应发电装置包括导电杆、变压器模块、整流器模块、滤波器模块、稳压器模块；
    所述导电杆沿所述机身的延伸方向延伸，所述导电杆与所述变压器模块的初级线圈串联形成回路，所述变压器模块的次级线圈与所述整流器模块的输入端电连接，所述整流器模块的输出端与所述滤波器模块、所述稳压器模块和所述可充电电池连接，其中，所述稳压器模块和所述可充电电池串联后与所述滤波器模块并联，所述滤波器模块采用电容滤波。
  12. 根据权利要求1至11中任一项所述的无人机，其特征在于，所述无人机还包括磁矩效应磁力仪、GPS定位模块和MEMS惯性组件，所述磁矩效应磁力仪的测量结果指示所述无人机到所述电线的方向，所述GPS定位模块用于调整所述无人机的飞行位置，所述MEMS惯性组件用于调整所述无人机的飞行姿态。
  13. 一种基于高压电线的充电方法，其特征在于，所述方法应用于如权利要求1至12中任一项所述的无人机，所述方法包括：
    按照水平巡飞状态飞行至电线附近；
    由所述水平巡飞状态转变为垂直飞行状态，并以垂直飞行状态抵达所述电线上方；
    按照垂直飞行状态下落并挂靠到所述电线上，并开始充电；
    充电完成后启动螺旋桨以脱离电线。
  14. 根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述水平巡飞状态转变为垂直飞行状态满足以下至少一项：
    所述无人机在距离所述电线2.5～5米处，处于水平巡飞状态；
    在距离所述电线1～3米范围内所述无人机的飞行倾角变化量，大于，在距离所述电线0～1米范围内所述无人机的飞行倾角变化量；
    在距离所述电线1～3米范围内，所述无人机在高度方向上有降低；
    在距离所述电线0～1米范围内，所述无人机向上跃起。
  15. 根据权利要求13或14所述的方法，其特征在于，所述无人机包括磁矩效应磁力仪，所述的测量结果指示所述无人机到所述电线的方向；所述方法还包括：
    根据所述无人机到所述电线的方向和重力方向的夹角，调整所述无人机的飞行位置。
  16. 根据权利要求13至15中任一项所述的方法，其特征在于，所述无人机的挂靠装置上设置有压力传感器，所述方法还包括：
    在所述压力传感器检测异常的情况下，启动所述无人机的螺旋桨并进入紧急机动模式。
  17. 根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述进入紧急机动模式，包括：
    根据无人机姿态，控制舵机作动，使所述无人机机头保持向上状态悬停；
    再次调整位置、姿态并重新停靠所述电线。
  18. 一种处理器，其特征在于，用于执行如权利要求13至17中任一项所述的方法。
PCT/CN2022/131303 2022-02-17 2022-11-11 一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机 WO2023155498A1 (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210146185.1A CN114750947A (zh) 2022-02-17 2022-02-17 一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机
CN202210146185.1 2022-02-17

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023155498A1 true WO2023155498A1 (zh) 2023-08-24

Family

ID=82324726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/CN2022/131303 WO2023155498A1 (zh) 2022-02-17 2022-11-11 一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机

Country Status (2)

Country Link
CN (1) CN114750947A (zh)
WO (1) WO2023155498A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114750947A (zh) * 2022-02-17 2022-07-15 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008018965A (ja) * 2006-07-12 2008-01-31 Tokiko Techno Kk 燃料供給装置
CN204967309U (zh) * 2015-08-05 2016-01-13 深圳市顶逸创新科技有限公司 无人机及其无线充电系统
CN205239894U (zh) * 2015-10-22 2016-05-18 镇江顺宇飞行器有限公司 一种小型折叠翼超近程无人机系统
CN112124569A (zh) * 2020-09-17 2020-12-25 西安电子科技大学 一种基于发射筒的垂直起降及稳定无人机系统
CN112356692A (zh) * 2020-11-18 2021-02-12 国家电网有限公司 一种多旋翼无人机输电线路电磁感应无线充电挂载装置
CN114750947A (zh) * 2022-02-17 2022-07-15 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008018965A (ja) * 2006-07-12 2008-01-31 Tokiko Techno Kk 燃料供給装置
CN204967309U (zh) * 2015-08-05 2016-01-13 深圳市顶逸创新科技有限公司 无人机及其无线充电系统
CN205239894U (zh) * 2015-10-22 2016-05-18 镇江顺宇飞行器有限公司 一种小型折叠翼超近程无人机系统
CN112124569A (zh) * 2020-09-17 2020-12-25 西安电子科技大学 一种基于发射筒的垂直起降及稳定无人机系统
CN112356692A (zh) * 2020-11-18 2021-02-12 国家电网有限公司 一种多旋翼无人机输电线路电磁感应无线充电挂载装置
CN114750947A (zh) * 2022-02-17 2022-07-15 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机

Also Published As

Publication number Publication date
CN114750947A (zh) 2022-07-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8167234B1 (en) Insect-like micro air vehicle having perching, energy scavenging, crawling, and offensive payload capabilities
US20220024561A1 (en) High speed multi-rotor vertical takeoff and landing aircraft
CN104843181B (zh) 一种油电混合动力固定翼垂直起降无人机系统
CN108432076B (zh) Uav混合电力系统和方法
US7714536B1 (en) Battery charging arrangement for unmanned aerial vehicle utilizing the electromagnetic field associated with utility power lines to generate power to inductively charge energy supplies
US20140339371A1 (en) Long Range Electric Aircraft and Method of Operating Same
US20170107974A1 (en) High Frequency Bi-directional AC Power Transmission
US20160318609A1 (en) System and method for flying trucks
US10630082B1 (en) Power communication to regulate charge of unmanned aerial vehicle
US10778024B2 (en) Hybrid energy storage system with multiple energy and power densities
CN106655322B (zh) 服务型无人机、无人机充电系统及充电方法
WO2023155498A1 (zh) 一种适应发射筒的自充电尾坐式无人机
US20190237999A1 (en) Wireless Power Transfer for Recharging Aircraft Batteries
CN107499513A (zh) 微小型可悬停固定翼飞行器
WO2018103203A1 (zh) 涵道式无人机
CN110683051A (zh) 用于飞行器的电力供应系统以及对应的飞行器
BR112021015630A2 (pt) Porta de ancoragem e depósito de carga de bateria para um veículo aéreo não tripulado e método para ancorar e carregar o veículo
CN206141833U (zh) 无人飞行系统
CN205216194U (zh) 一种可垂直起降的固定翼飞机
CN207078323U (zh) 微小型可悬停固定翼飞行器
CN105978166B (zh) 一种模块化重力压紧式输电线感应取电装置
CN208306996U (zh) 一种自动装卸垂直起降固定翼货运无人机
CN106314806A (zh) 一种无人机风光互补发电系统及其运行方法
TWI750083B (zh) 雙模態混合動力無人機
CN111452948B (zh) 一种基于电磁力的可自毁固定翼无人机

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 22926802

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1