本發(fā)明涉及一種民用無人機(jī)技術(shù)，尤其涉及一種可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼油動(dòng)無人機(jī)。

背景技術(shù)：

多旋翼無人機(jī)起飛降落簡單要求低，懸停低速，使用環(huán)境要求低，十分靈活。隨著多旋翼無人機(jī)進(jìn)入民用領(lǐng)域，大量地使用與航拍、植保、測繪、救急等領(lǐng)域?，F(xiàn)階段鋰電池作為動(dòng)力的多旋翼無人機(jī)在螺旋槳速度的控制上，主要是依靠電子調(diào)速器（esc）作為信號(hào)接收器，根據(jù)不同的信號(hào)需求來改變螺旋槳轉(zhuǎn)速需求?，F(xiàn)階段，多旋翼無人機(jī)多為使用鋰電池作為動(dòng)力，然而這種狀況下的多旋翼無人機(jī)，續(xù)航時(shí)間是個(gè)難以攻克的難題，多旋翼無人機(jī)的技術(shù)改進(jìn)日益需求更新。固定翼飛機(jī)續(xù)航時(shí)間長但無法進(jìn)行精細(xì)測繪拍攝、植保等許多工作，起飛降落一般需要跑道。因此，油動(dòng)多旋翼無人機(jī)得到了廣泛的關(guān)注。油動(dòng)無人機(jī)具有更高的載荷能力，具有較長的續(xù)航時(shí)間。如中國專利：“一種油動(dòng)變距四旋翼無人機(jī)（cn105270619a）”，它包括動(dòng)力系統(tǒng)，傳動(dòng)系統(tǒng)、旋翼，操作系統(tǒng)和機(jī)架系統(tǒng)，旋翼、操縱系統(tǒng)、動(dòng)力系統(tǒng)和傳動(dòng)系統(tǒng)都固定在機(jī)架系統(tǒng)上。但缺點(diǎn)在于穩(wěn)定性差，操作復(fù)雜，發(fā)動(dòng)機(jī)震動(dòng)大，容易對(duì)傳感器造成損傷，頻繁調(diào)速會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)壽命減少甚至出現(xiàn)熄火。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供了一種能適用于燃油動(dòng)力，升力可以調(diào)整，在平飛狀態(tài)時(shí)不需要傾斜機(jī)身就可以進(jìn)行無人機(jī)姿態(tài)的調(diào)整，穩(wěn)定性和可操控性能好的一種可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)；解決了現(xiàn)有技術(shù)中存在的燃油動(dòng)力的無人機(jī)動(dòng)力輸出穩(wěn)定性差，操作復(fù)雜，發(fā)動(dòng)機(jī)震動(dòng)大，容易對(duì)傳感器造成損傷，頻繁調(diào)速會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)壽命減少甚至出現(xiàn)熄火的技術(shù)問題。

本發(fā)明的上述技術(shù)問題是通過下述技術(shù)方案解決的：一種可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)，包括機(jī)身，機(jī)身上連接有多個(gè)機(jī)臂，在每個(gè)機(jī)臂上連接有一個(gè)螺旋槳，在所述的機(jī)臂上設(shè)有變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)，所述的變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)包括可旋轉(zhuǎn)的葉片，在平飛狀態(tài)下，葉片旋轉(zhuǎn)后形成一個(gè)傾斜角，傾斜的方向與飛行的方向的夾角為銳角。所述的機(jī)身的下方設(shè)有起落架。機(jī)身包括飛控系統(tǒng)和變升力控制系統(tǒng)，飛控系統(tǒng)用于接收和處理駕駛員發(fā)射信號(hào)，完成相應(yīng)的姿態(tài)、速度變化以及其他作業(yè)；所述變升力系統(tǒng)用于控制調(diào)速結(jié)構(gòu)葉片偏轉(zhuǎn)氣流從而獲取所需升力。通過在機(jī)臂上設(shè)置一個(gè)變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)，通過變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)來完成對(duì)氣流的導(dǎo)向，從而形成不同的升力，這樣就能保證燃油發(fā)動(dòng)機(jī)一直處于經(jīng)濟(jì)轉(zhuǎn)速下，無人機(jī)還能實(shí)現(xiàn)在機(jī)身無傾斜狀態(tài)下平穩(wěn)飛行。變升力調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)是利用葉片的旋轉(zhuǎn)來控制氣流的導(dǎo)向，從而利用氣流的導(dǎo)向產(chǎn)生的力來推進(jìn)無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)，而葉片旋轉(zhuǎn)角度的變化來控制力的大小，從而實(shí)現(xiàn)在燃油發(fā)動(dòng)機(jī)一直以恒定轉(zhuǎn)速工作時(shí)，無人機(jī)還能實(shí)現(xiàn)矢量推進(jìn)的目的，并且不容易熄火，可靠性更好。在平飛狀態(tài)下，處于飛行方向上的變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的葉片傾斜角度相同，從而形成朝向飛行方向上的推力，而沒有位于飛行方向上的變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的葉片可以利用對(duì)稱結(jié)構(gòu)將其余方向上的推力相互抵消，比如垂直于飛行方向上的葉片，可以對(duì)稱布置，在飛行時(shí)，兩側(cè)的葉片相反方向傾斜，這樣，在飛行平面內(nèi)，垂直于飛行方向上形成的兩個(gè)推力可以相互抵消，只留下向上的升力，并不影響飛行平面內(nèi)的推力。從而實(shí)現(xiàn)在無人機(jī)不需要傾斜機(jī)身就可以完成平穩(wěn)飛行的動(dòng)作。

作為優(yōu)選，所述的螺旋槳由燃油發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)旋轉(zhuǎn)。續(xù)航時(shí)間長，具備更高的載荷。

作為優(yōu)選，所述的變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)為對(duì)稱框式結(jié)構(gòu)。在平飛狀態(tài)下，在平飛狀態(tài)下，位于飛行方向上的葉片傾斜方向相同均與飛行方向夾角為銳角；位于飛行方向以外的其余方向的葉片中，處于對(duì)稱布置的兩組葉片的傾斜方向相反或者均與機(jī)身垂直面平行。在飛行方向上的傾斜葉片之間產(chǎn)生的氣流形成的升力分解為水平的推力和向上的升力，水平的推力朝向飛行方向，推進(jìn)無人機(jī)運(yùn)動(dòng)。而其余方向上的葉片可以傾斜，但是由于對(duì)稱布置，傾斜方向相向而設(shè)，從而使得分解的水平推力相互抵消，只留下向上的升力。當(dāng)然也可以讓其余方向上的葉片均完全打開，只形成向上的升力，而不影響水平方向上的力的大小。方便控制和調(diào)整。

所述的變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)包括n邊形的邊框，n為偶數(shù)，邊框通過支架固定在機(jī)臂上，在邊框上固定有旋轉(zhuǎn)軸，旋轉(zhuǎn)軸上連接有葉片。偶數(shù)邊的邊框能實(shí)現(xiàn)力的對(duì)稱分布，方便計(jì)算，從而方便實(shí)現(xiàn)控制和調(diào)整。

作為優(yōu)選，所述的變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)包括多個(gè)葉片層，每層的葉片層的葉片的長度由上之下遞減。多層結(jié)構(gòu)能讓升力更大，并且更容易調(diào)節(jié)。同時(shí)變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)呈一個(gè)上大下小的結(jié)構(gòu)，葉，形成一個(gè)收攏的空間，讓力更集中，螺旋槳運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，推力更大。

作為優(yōu)選，所述的變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)包括四個(gè)主固定軸，四個(gè)主固定軸之間安裝有相互平行的多層葉片，葉片的長度由上至下遞減。各層葉片閉合時(shí)，葉片與機(jī)身水平面呈55°夾角；在起飛和降落狀態(tài)時(shí)，葉片與機(jī)身垂直面平行；在平飛狀態(tài)下，葉片與機(jī)身水平面夾角在0~55°之間。所述的固定軸上固定有葉片旋轉(zhuǎn)軸，葉片安裝在葉片旋轉(zhuǎn)軸上，位于同一側(cè)的各層葉片通過連接桿連接，連接桿通過電機(jī)帶動(dòng)。主固定軸形成的框架固定在機(jī)臂上，葉片在葉片旋轉(zhuǎn)軸上旋轉(zhuǎn)，同時(shí)連接桿帶動(dòng)位于同一邊的多層葉片同時(shí)旋轉(zhuǎn)，調(diào)節(jié)簡單，方便控制。

作為優(yōu)選，在起飛時(shí)，葉片與機(jī)身垂直面平行；在平飛狀態(tài)下，位于飛行方向上的葉片相互平行且與飛行方向夾角為銳角，垂直于飛行方向上的葉片與機(jī)身垂直面平行。保證推力一致，在平飛狀態(tài)下，不需要傾斜機(jī)身，完成指定飛行動(dòng)作。兩側(cè)葉片相互平行，方便控制和調(diào)整。

作為優(yōu)選，所述的螺旋槳位于變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的中心，并且螺旋槳的高度高于變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)最上層的葉片。變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)帶動(dòng)的氣流還能給燃油發(fā)動(dòng)機(jī)提供冷卻的效果，提高發(fā)動(dòng)機(jī)壽命，并且將螺旋槳放置在中心位置，方便結(jié)構(gòu)布置，節(jié)省空間，讓無人機(jī)結(jié)構(gòu)更為緊湊。

因此，本發(fā)明的一種可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)具備下述優(yōu)點(diǎn)：

（1）本發(fā)明可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)，具有升力調(diào)控迅捷的優(yōu)勢，實(shí)現(xiàn)油動(dòng)姿態(tài)動(dòng)作調(diào)節(jié)迅速的特點(diǎn)。

（2）本發(fā)明可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)，可以通過有方向性地調(diào)節(jié)葉片角度，改變升力方向，達(dá)到矢量推進(jìn)的目的。

（3）本發(fā)明可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)，通過調(diào)節(jié)葉片角度來實(shí)現(xiàn)平飛，機(jī)身不需要傾斜，加強(qiáng)了無人機(jī)作為搭載平臺(tái)的穩(wěn)定性和操控性，也簡化了飛行參數(shù)調(diào)節(jié)過程。

（4）本發(fā)明燃油發(fā)動(dòng)機(jī)處于經(jīng)濟(jì)轉(zhuǎn)速點(diǎn)，轉(zhuǎn)速保持不變，可靠性高，壽命長，不容易熄火。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的一種可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)的立體示意圖。

圖2是圖1內(nèi)變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的放大示意圖。

圖3是圖2內(nèi)的變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)完全打開的大升力受力分析圖。

圖4是圖3的氣流流線圖。

圖5是圖2內(nèi)的小升力懸停狀態(tài)氣流流線圖。

圖6是圖2在無人機(jī)矢量推動(dòng)狀態(tài)下的受力分析圖。

圖7是圖5的氣流流線圖。

具體實(shí)施方式

下面通過實(shí)施例，并結(jié)合附圖，對(duì)發(fā)明的技術(shù)方案作進(jìn)一步具體的說明。

實(shí)施例：

如圖1所示，一種可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)，包括機(jī)身10，在機(jī)身10的下方固定有起落架11，起落架在無人機(jī)降落時(shí)保護(hù)整個(gè)機(jī)身的安全性著陸。機(jī)身上連接有4個(gè)機(jī)臂9，機(jī)臂9均布的連接在機(jī)身10上。機(jī)臂9是用于支撐燃油發(fā)動(dòng)機(jī)2及其上的螺旋槳1。在機(jī)臂上同時(shí)固定有變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)3。變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)3為框型結(jié)構(gòu)，螺旋槳1位于變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的中心，并且螺旋槳1的高度高于變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)3的最上端的邊框。在螺旋槳1的下方連接有燃油發(fā)動(dòng)機(jī)2，燃油發(fā)動(dòng)機(jī)2帶動(dòng)螺旋槳1以一個(gè)恒定的轉(zhuǎn)速運(yùn)行，而提供的升力在變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)3的調(diào)節(jié)下迅速形成不同工作狀態(tài)需求的升力。

如圖2所示，變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)包括四個(gè)主固定軸5，四個(gè)主固定軸均布在四個(gè)角并且傾斜布置，在相鄰的兩個(gè)主固定軸之間連接有多個(gè)相互平行的可轉(zhuǎn)動(dòng)的葉片旋轉(zhuǎn)軸6，葉片旋轉(zhuǎn)軸由上至下長度遞減，在葉片旋轉(zhuǎn)軸6上固定有葉片4。葉片旋轉(zhuǎn)軸6和主固定軸5形成了變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的框架，框架上大下小，由相互平行的多個(gè)四邊形構(gòu)成。在框架同一邊的相互平行的葉片的外側(cè)通過連接桿將各層葉片鉸接，連接桿7與電機(jī)8輸出軸相連，電機(jī)8安裝在最下層的旋轉(zhuǎn)軸6上。當(dāng)需要葉片轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，電機(jī)8可以帶動(dòng)最下一層葉片在旋轉(zhuǎn)軸6上自由旋轉(zhuǎn)，通過可動(dòng)連接桿7帶動(dòng)其他各層葉片聯(lián)動(dòng)旋轉(zhuǎn)，從而使任意一側(cè)的葉片角度保持一致。通過葉片的旋轉(zhuǎn)可以控制偏轉(zhuǎn)氣流，從而改變?nèi)加桶l(fā)動(dòng)機(jī)所提供的升力的大小和方向，以適應(yīng)各種不同飛行狀態(tài)下的升力需求。

如圖3和4所示，變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的葉片4完全垂直于所述機(jī)身上下板10，此時(shí)螺旋槳1旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)的氣流全部通過變升力調(diào)氣結(jié)構(gòu)3，對(duì)應(yīng)起飛和降落時(shí)的大升力狀態(tài)。

如圖5所示，變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的葉片4與所述機(jī)身上下板10之間的角度位于90°和55°之間，此時(shí)所述螺旋槳1旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)的氣流僅有一部分通過所述變升力調(diào)氣結(jié)構(gòu)3，并且位于螺旋槳兩側(cè)相對(duì)兩邊的葉片傾斜方向相反，均朝向中間傾斜，這樣從葉片縫隙中的氣流產(chǎn)生的力，在水平方向的分力相互抵消，只有向上的升力，從而對(duì)應(yīng)懸停時(shí)的小升力狀態(tài)。

如圖6和7所示為無人機(jī)平飛狀態(tài)下矢量推進(jìn)的實(shí)現(xiàn)形式，其中圖6、圖7中的箭頭為無人機(jī)飛行方向。此時(shí)，垂直于飛行方向上所述變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的葉片4完全打開，平行于飛行方向上變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)3的葉片4向飛行方向的相反方向上打開，螺旋槳1旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)的氣流由此被導(dǎo)向飛行方向的反方向，從而將無人機(jī)向飛行方向上推動(dòng)。位于飛行方向上的相對(duì)的兩組葉片相互平行，位于同一層的兩個(gè)葉片的與水平面的夾角相同。通過改變各個(gè)方向上所述變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)3的葉片4的開度，可達(dá)到自由改變無人機(jī)實(shí)際飛行方向的目的。此時(shí)，處于平飛狀態(tài)下的無人機(jī)機(jī)身不需要傾斜，飛行更加穩(wěn)定，對(duì)于設(shè)備的搭載是有利的，也使得無人機(jī)的操作和平飛狀態(tài)下的參數(shù)調(diào)節(jié)過程更加簡便。

變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)3的葉片4與所述機(jī)身上下板10之間的角度為55°，此時(shí)變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)的葉片4幾乎完全閉合，所述螺旋槳1旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)的氣流無法通過所述變升力調(diào)氣結(jié)構(gòu)3，對(duì)應(yīng)地面的零升力狀態(tài)。

從上述實(shí)施例可知，本發(fā)明可調(diào)升力矢量推進(jìn)式多旋翼無人機(jī)可以方便迅捷地調(diào)整油動(dòng)多旋翼無人機(jī)的升力，可靠地保證無人機(jī)工作效率和發(fā)動(dòng)機(jī)壽命。此外，在無人機(jī)飛行狀態(tài)時(shí)可通過有方向性地調(diào)節(jié)變升力調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)葉片開度，達(dá)到快速改變飛行方向的目的。不需要傾斜機(jī)身即可進(jìn)行平飛的設(shè)計(jì)，加強(qiáng)了無人機(jī)的穩(wěn)定性并簡化了地面操作過程。

以上實(shí)施例僅為說明本發(fā)明的技術(shù)思想，不能以此限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。凡利用本發(fā)明所提出的技術(shù)思想所設(shè)計(jì)的等效結(jié)構(gòu)，或是在本發(fā)明基礎(chǔ)上進(jìn)行的任何改動(dòng)與改進(jìn)，均落入本發(fā)明保護(hù)范圍之內(nèi)。