本發(fā)明屬于航空飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種傾轉(zhuǎn)旋翼無人機。

背景技術(shù)：

長期以來，人們一直在尋求兼具多旋翼機和固定翼機優(yōu)點的飛行器。經(jīng)過多年探索和實踐，出現(xiàn)了諸如美國第一代傾轉(zhuǎn)旋翼原型驗證機XV-15、已經(jīng)服役的V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機、“鷹眼”傾轉(zhuǎn)旋翼無人機等，在軍用和民用領(lǐng)域發(fā)揮了重要作用，具有廣闊的發(fā)展前景。傾轉(zhuǎn)旋翼無人機不僅具有多旋翼無人機垂直起降、空中懸停等優(yōu)點，同時還具有與固定翼飛機相當?shù)娘w行速度、航程及載荷能力。但由于魚鷹為雙動力艙的傾轉(zhuǎn)旋翼機，飛行控制系統(tǒng)較為復(fù)雜，在垂飛以及在傾轉(zhuǎn)垂飛平飛過渡的飛行狀態(tài)時，存在縱向穩(wěn)定性差，操作困難等問題，針對魚鷹在縱向操作及穩(wěn)定型上存在的不足，具有三個動力艙的新型的傾轉(zhuǎn)旋翼方案被提出。

中國專利公開號CN 102632994 A提出一種傾轉(zhuǎn)旋翼方案，該方案中，每段機翼中部各安裝一個可以傾轉(zhuǎn)的螺旋槳動力艙，尾部安裝一個固定的螺旋槳動力艙，螺旋槳旋轉(zhuǎn)軸線與機身軸線垂直。

中國專利公開號CN 106143895 A提出的傾轉(zhuǎn)旋翼方案與上述類似，不同之處在于尾部的動力艙可以實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)。

中國專利公開號CN 105775122 A方案采用飛翼布局，兩個可以傾轉(zhuǎn)的前動力艙對稱于機頭處，由一根連桿連接，尾部由一個固定的后動力艙組成。在每個動力艙上，都由一對共軸但轉(zhuǎn)向相反的螺旋槳產(chǎn)生推力。

從整體上來看，具有三個動力艙的傾轉(zhuǎn)旋翼方案相比于雙動力艙的傾轉(zhuǎn)旋翼機在縱向的穩(wěn)定性，操縱性上有了很大的提高，但從以上方案中可以看出，依然存在很多不足需要改進。一方面，在尾部動力端的設(shè)計上，大多采用螺旋槳推進，在平飛時，如果尾部不提供動力輸出，將產(chǎn)生較大的阻力，影響飛機平飛性能。另一方面，兩個前動力艙安裝在機翼翼中，這會使飛機在垂飛時，螺旋槳產(chǎn)生的下洗流大部分被翼面遮擋，動力損失較為嚴重，影響垂飛性能。在專利公開號CN 105775122 A的方案中，雖然兩個前動力艙并未被機翼遮擋，但連桿的存在卻增加了飛機的結(jié)構(gòu)重量和平飛時的飛行阻力。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是針對上述現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，設(shè)計一種飛控系統(tǒng)簡單，穩(wěn)定性強，可靠性高，便于操作的新型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機。

本發(fā)明的目的通過以下任一技術(shù)方案實現(xiàn)。

一種混合式傾轉(zhuǎn)旋翼無人機，包括機體、動力系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和傾轉(zhuǎn)機構(gòu)。機體由機身、機翼和尾翼構(gòu)成；動力系統(tǒng)由機翼兩端的螺旋槳動力艙和尾部涵道動力艙構(gòu)成，各動力艙均可以進行大角度傾轉(zhuǎn)；控制系統(tǒng)可以對飛機平飛和垂飛狀態(tài)進行穩(wěn)定和姿態(tài)控制；傾轉(zhuǎn)機構(gòu)負責(zé)改變?nèi)齻€動力艙傾轉(zhuǎn)角度。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的無人機，其特征在于，所述可傾轉(zhuǎn)螺旋槳動力艙位于機翼兩端。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的無人機，其特征在于，所述兩個可傾轉(zhuǎn)螺旋槳動力艙的螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相反。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的無人機，其特征在于，所述傾轉(zhuǎn)機構(gòu)只作用于各動力艙，而不改變機翼與尾翼的安裝角度。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的無人機，其特征在于，所述三個動力艙的動力類型是電動、油動或油電混合。

根據(jù)上述任一技術(shù)方案的無人機，其特征在于，所述無人機控制系統(tǒng)包括飛行控制系統(tǒng)，姿態(tài)測量系統(tǒng)和任選的圖像采集及傳輸系統(tǒng)。

在一個更為具體的技術(shù)方案中，本發(fā)明提供一種混合式傾轉(zhuǎn)旋翼無人機，包括機體、動力系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和傾轉(zhuǎn)機構(gòu)，機體由機身，機翼，尾翼構(gòu)成。相比與魚鷹的雙動力艙布局，本發(fā)明動力系統(tǒng)由機翼兩端兩個螺旋槳動力艙和尾部涵道動力艙三部分構(gòu)成，呈等腰三角形分布，并且各個動力艙均可以進行大角度傾轉(zhuǎn)，實現(xiàn)多旋翼和固定翼兩種模式的轉(zhuǎn)換；控制系統(tǒng)由飛行控制系統(tǒng)，姿態(tài)測量系統(tǒng)等系統(tǒng)組成，可以對飛機平飛垂飛狀態(tài)進行穩(wěn)定和姿態(tài)控制；傾轉(zhuǎn)機構(gòu)由作動機構(gòu)和連桿構(gòu)成，負責(zé)改變?nèi)齻€動力艙傾轉(zhuǎn)角度。當機翼兩端動力艙向上傾轉(zhuǎn)，涵道動力艙向下傾轉(zhuǎn)時，無人機處于多旋翼模式，可以垂直起降及空中懸停；當機翼兩端螺旋槳動力艙向前傾轉(zhuǎn)，涵道電機向后傾轉(zhuǎn)時，無人機處于固定翼模式，飛行速度較快，效率較高。此外，三個動力艙的布局方式提高了飛機垂飛及過渡階段的穩(wěn)定性和機動性，具有廣闊的應(yīng)用前景。

該無人機采用可以傾轉(zhuǎn)的涵道動力艙作為尾部的動力輸出，相比于采用螺旋槳動力艙作為尾部動力輸出的無人機有較大的優(yōu)勢。一方面，在飛機垂飛時，涵道內(nèi)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速高，可以產(chǎn)生較大的推力。而且由于涵道風(fēng)扇槳徑較小，產(chǎn)生的額外的偏航力矩也較小，因此，尾部采用了涵道動力艙就不需要兩個螺旋槳動力艙的轉(zhuǎn)速差動來抵消額外的扭矩，這樣有利于飛機垂飛時的平衡控制；另一方面，由于涵道內(nèi)風(fēng)扇內(nèi)徑較小，且風(fēng)扇有外部涵道包裹，飛機平飛時，尾部涵道動力艙的迎風(fēng)面積較小，且涵道表面與尾部機身表面圓滑過渡，平飛時產(chǎn)生的阻力較小，有利于飛機的高速飛行。此外，涵道動力艙結(jié)構(gòu)緊湊，相對于一般的螺旋槳動力艙質(zhì)量較小，減小了飛機的起飛重量。

在一個具體的技術(shù)方案中，將兩個動力艙安裝在機翼兩端，相對于安裝在翼中具有以下的的好處：首先，翼稍處機翼弦長較小，當飛機處于垂飛狀態(tài)時，螺旋槳產(chǎn)生的下洗流只有約15％被翼稍處的一小段機翼遮擋，大部分氣流能夠順利通過機翼，如果動力艙安裝在翼中部，則至少50％的下洗氣流被機翼遮擋，嚴重削弱了螺旋槳的推力；其次，動力艙安裝在機翼翼稍處，能夠讓動力艙的傾轉(zhuǎn)機構(gòu)有更大的設(shè)計空間，可以增加傾轉(zhuǎn)機構(gòu)的穩(wěn)定性和可靠性；再次，安裝在機翼翼稍處的動力艙距整機的重心較遠，能夠使飛機在垂飛時具有更大的側(cè)飛控制力矩，提高飛機垂飛時的機動性。

本發(fā)明的有益效果為：

本發(fā)明是一種新型的由三個動力艙(機翼兩端各一個，尾翼一個)組成的傾轉(zhuǎn)旋翼飛機，兼有多旋翼和固定翼兩種模式。多旋翼模式下可以進行垂直起落以及空中懸停，使其無需跑道或者其他裝置即可起飛降落，固定翼模式下可以進行高速的飛行，飛行效率較高。該傾轉(zhuǎn)旋翼方案相比于其他的方案有以下優(yōu)點：三個動力艙相比兩個動力艙的傾轉(zhuǎn)旋翼機(如魚鷹)在尾部多出一個涵道動力艙，在垂飛時，飛機增加了一個可以控制俯仰操作的力矩，這使得飛機縱向操作上更加簡單，穩(wěn)定性更強，可靠性更高；尾部為涵道動力艙，垂飛時幾乎不產(chǎn)生額外的偏航力矩，在平飛時涵道式的設(shè)計又能夠大大減小飛行時的阻力；兩個前動力艙設(shè)計在機翼翼稍處，減小了垂飛時翼面對下洗流的影響，增加了傾轉(zhuǎn)機構(gòu)的設(shè)計空間，也提高了垂飛時的機動性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明無人機在固定翼模式下的總體圖；

圖2為本發(fā)明無人機在多旋翼模式下的總體圖；

圖3為本發(fā)明無人機尾部垂飛平飛細節(jié)圖；

圖中1機身，2機翼，3尾翼，4機翼螺旋槳動力艙，5螺旋槳，6涵道動力艙，7副翼舵面，8尾翼舵面，9驅(qū)動器，10動力風(fēng)扇

具體實施方式

為了使本發(fā)明所解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應(yīng)當理解，此處所描述的具體實施例僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

機翼動力艙4可以繞轉(zhuǎn)軸Y1旋轉(zhuǎn)，涵道動力艙6可以在飛機中軸線所在的豎直平面內(nèi)繞轉(zhuǎn)軸Y2旋轉(zhuǎn)，通過傾轉(zhuǎn)機構(gòu)控制，實現(xiàn)旋翼模式與固定翼模式之間的切換。

無人機處于多旋翼模式時，機翼螺旋槳動力艙4向上傾轉(zhuǎn)至與機身1軸線垂直，涵道動力艙6向下傾轉(zhuǎn)至與機身1軸線垂直，都產(chǎn)生向下的推力，依靠控制系統(tǒng)保持飛機的穩(wěn)定性。飛機前進后退時，機翼兩端螺旋槳動力艙4和涵道動力艙6差動控制；飛機側(cè)飛時，左右機翼螺旋槳動力艙4差動控制；偏航飛行時，依靠機翼左右的傾轉(zhuǎn)機構(gòu)調(diào)整端頭兩個機翼動力艙4的傾轉(zhuǎn)角度進行控制。綜上，無人機在垂飛時，能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起降、懸停、前飛、后飛、側(cè)飛等動作。

無人機處于固定翼模式時，機翼兩端螺旋槳動力艙向前傾轉(zhuǎn)，涵道動力艙向后傾轉(zhuǎn)，滾轉(zhuǎn)運動通過副翼舵面7控制，俯仰和偏航操作靠尾翼舵面8進行，操作形式普通固定翼飛機一致。在固定翼模式下，飛機水平運動的速度得到提升，實現(xiàn)高速機動。