本發(fā)明涉及無人機(jī)領(lǐng)域，具體為能夠?qū)崿F(xiàn)垂直/短距起降的傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)。

背景技術(shù)：

目前，無人機(jī)技術(shù)已經(jīng)廣泛地應(yīng)用到我們生活當(dāng)中，比如航拍、巡視、偵查、娛樂等。而市場(chǎng)上的無人機(jī)主要分為兩大類：固定翼類無人機(jī)和旋翼類無人機(jī)。固定翼類無人機(jī)大都采用在跑道上滑跑起降，其具有有效載荷大，巡航速度快，續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)和效率高等優(yōu)點(diǎn)，但是其對(duì)跑道的依賴性強(qiáng)、不能小半徑機(jī)動(dòng)和懸停，從而限制了其使用場(chǎng)合。旋翼類無人機(jī)包括普通的直升飛機(jī)和多旋翼無人機(jī)，它們都能實(shí)現(xiàn)垂直起降，并能在較小的空間內(nèi)飛行，靈活性要高于固定翼類無人機(jī)，但是其存在有效載荷較小，巡航速度較慢，續(xù)航時(shí)間較短的缺點(diǎn)。所以，兩種無人機(jī)都有其各自的優(yōu)缺點(diǎn)，從而一定程度上限制了其使用靈活性和效率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了解決上訴的技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種通過傾轉(zhuǎn)無人機(jī)旋翼的方法，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)能夠在直升飛機(jī)模式和固定翼飛機(jī)模式之間自由轉(zhuǎn)換，從而使其擁有兩種無人機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，提高飛機(jī)的適用性。

一種電動(dòng)傾轉(zhuǎn)三旋翼無人機(jī)，包括機(jī)身、主翼、副翼、起落架、左鴨翼、右鴨翼、左電機(jī)旋翼、右電機(jī)旋翼、固定V型尾翼、后電機(jī)旋翼和后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸，主翼安裝在機(jī)身中部，起落架設(shè)置在機(jī)身下部，副翼設(shè)置在主翼后部外側(cè)，左鴨翼和右鴨翼通過轉(zhuǎn)抽連接于機(jī)身，左電機(jī)旋翼和右電機(jī)旋翼分別固定在左鴨翼和右鴨翼的翼尖上，固定V型尾翼安裝在機(jī)身的尾部上，后電機(jī)旋翼固定通過后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸安裝在V型尾翼之間，左鴨翼和右鴨翼分別獨(dú)立傾轉(zhuǎn)范圍為0°～150°，后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸傾轉(zhuǎn)范圍為0°～120°。

進(jìn)一步，上述的電動(dòng)傾轉(zhuǎn)三旋翼無人機(jī)的左電機(jī)旋翼、右電機(jī)旋翼和后電機(jī)旋翼三者為獨(dú)立控制轉(zhuǎn)速，左電機(jī)旋翼和右電機(jī)旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相同并與后電機(jī)旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相反。

進(jìn)一步，上述的電動(dòng)傾轉(zhuǎn)三旋翼無人機(jī)的起落架為前三點(diǎn)式起落架，該前三點(diǎn)式起落架在左鴨翼、右鴨翼及后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸傾轉(zhuǎn)到0°～70°之間的任意一角度時(shí)，無人機(jī)可進(jìn)行短距滑跑起降。

本發(fā)明通過傾轉(zhuǎn)無人機(jī)的旋翼，具備了無人機(jī)具備固定翼無人機(jī)和直升飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，使其能夠一機(jī)多用，提高無人機(jī)飛行效率和適用性。

附圖說明

圖1是本發(fā)明直升機(jī)模式時(shí)的等軸視圖。

圖2是本發(fā)明固定翼模式時(shí)的等軸視圖。

圖3是本發(fā)明短距起降時(shí)的等軸視圖。

圖4是本發(fā)明直升機(jī)模式的俯視圖。

圖5是本發(fā)明直升機(jī)模式的正視圖。

圖6是本發(fā)明直升機(jī)模式的側(cè)視圖。

圖7是本發(fā)明固定翼模式的俯視圖。

圖8是本發(fā)明固定翼模式的正視圖。

圖9是本發(fā)明固定翼模式的側(cè)視圖。

圖中：1、機(jī)身；2、左鴨翼；3、右鴨翼；4、左電機(jī)旋翼；5、右電機(jī)旋翼；6、主翼；7、副翼；8、固定V型尾翼；9、后電機(jī)旋翼；10、后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸；11.起落架。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式進(jìn)行說明：

一種電動(dòng)傾轉(zhuǎn)三旋翼無人機(jī)，包括機(jī)身1、主翼6、副翼7、起落架11、左鴨翼2、右鴨翼3、左電機(jī)旋翼4、右電機(jī)旋翼5、固定V型尾翼8、后電機(jī)旋翼9和后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸10，主翼6安裝在機(jī)身1中部，起落架11設(shè)置在機(jī)身1下部，副翼7設(shè)置在主翼6后部外側(cè)，左鴨翼2和右鴨翼3通過轉(zhuǎn)抽連接于機(jī)身1，左電機(jī)旋翼4和右電機(jī)旋翼5分別固定在左鴨翼2和右鴨翼3的翼尖上，固定V型尾翼8安裝在機(jī)身1的尾部上，后電機(jī)旋翼9固定通過后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸10安裝在V型尾翼8之間，左鴨翼2和右鴨翼3分別獨(dú)立傾轉(zhuǎn)范圍為0°～150°，后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸10傾轉(zhuǎn)范圍為0°～120°。

當(dāng)飛機(jī)處于直升飛機(jī)模式的時(shí)候，升力由三副旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生，通過調(diào)整旋翼推力的大小和方向來控制飛機(jī)的姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)方向。左電機(jī)旋翼4與右電機(jī)旋翼5的旋轉(zhuǎn)方向是一致的（圖1中顯示為逆時(shí)針方向），并與后電機(jī)旋翼9旋轉(zhuǎn)方向（圖1中顯示為順時(shí)針方向）相反。如此設(shè)計(jì)能夠使得鴨翼差動(dòng)時(shí)，左右旋翼的反扭矩的X方向分量相互抵消，避免其使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)。此時(shí)，旋翼的反扭矩的Z方向分量一部互相抵消，另一部分則通過左鴨翼2與右鴨翼3前后差動(dòng)一定角度產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩M_z進(jìn)行抵消，從而保證無人機(jī)穩(wěn)定懸停。在上述角度基礎(chǔ)上增加或減小差動(dòng)角度便控制飛機(jī)的航向。通過左右鴨翼差動(dòng)和電機(jī)差速使得左右旋翼推力的Z軸分量不同，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩M_x使得飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，而副翼7不能控制飛機(jī)滾轉(zhuǎn)。通過左電機(jī)旋翼4和右電機(jī)旋翼5與后電機(jī)旋翼9差速使得前后旋翼推力的Z軸分量不同，產(chǎn)生俯仰力矩M_y使得飛機(jī)俯仰。

當(dāng)飛機(jī)處于固定翼飛機(jī)模式的時(shí)候，左電機(jī)旋翼4與右電機(jī)旋翼5向前傾轉(zhuǎn)至X軸方向附近，后電機(jī)旋翼9向后傾轉(zhuǎn)至X軸方向附近，它們產(chǎn)生的推力用來克服飛機(jī)飛行阻力和姿態(tài)控制。主翼6產(chǎn)生的升力用來克服重力。其特征在于：通過左鴨翼2和右鴨翼3向上（或向下）偏轉(zhuǎn)一定角度，后電機(jī)支承轉(zhuǎn)軸10向下（或向上）偏轉(zhuǎn)一定角度，產(chǎn)生俯仰力矩M_y使得飛機(jī)抬頭（或低頭）。通過左電機(jī)旋翼4與右電機(jī)旋翼5差速產(chǎn)生偏航力矩M_z使得飛機(jī)偏航。通過副翼7偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩M_x使得飛機(jī)滾轉(zhuǎn)。固定V型尾翼8用來提高飛機(jī)航向穩(wěn)定性。

當(dāng)旋翼傾轉(zhuǎn)到0°～70°之間任一定角度，無人機(jī)便可以這個(gè)角度進(jìn)行短距起降。此時(shí)，與上述的直升機(jī)模式和固定翼模式類似，也是通過同時(shí)控制三副旋翼的推力矢量和副翼偏轉(zhuǎn)來控制飛機(jī)的姿態(tài)。

該發(fā)明已通過驗(yàn)證試驗(yàn)試飛，證明飛行原理與控制可行。