本發(fā)明涉及飛行器領域，尤其涉及無人飛行器領域，具體的說，是一種可變異型結構的變距多旋翼無人機。

背景技術：

目前多旋翼無人機廣泛用于偵查、拍照、信號發(fā)射以及航模研究等領域，無人機機臂作為無人機最主要的的支撐部件和受力部件之一，機臂連接結構的設計直接影響著無人機的飛行性能?，F目前多旋翼小型無人機的機臂連接結構一般采用平面直鋪的結構，由于平面直鋪結構穩(wěn)定性好，結構強度高，使得無人機的機體結構故障率比較低；但是，其固定的結構也帶來了不可調整和不能變形的弊端，在一定程度上限制了無人機在不同環(huán)境和飛行狀態(tài)下性能的發(fā)揮；為了使無人機在飛行過程中始終保持良好的穩(wěn)定性和機動性，無人機的重心能夠隨飛行姿態(tài)的變化而進行調整和修正，使得無人機的飛行性能能夠得到充分的發(fā)揮，現在急需一種在保證無人機機臂結構穩(wěn)定的情況下，還能夠實現對機臂的結構進行調整和變化，以適應無人機在不同飛行環(huán)境和狀態(tài)下性能的充分發(fā)揮。

進一步地，現有的無人機的旋翼葉片角度都是固定的，不能進行調節(jié)，因此，其升力只能通過旋翼葉片的轉速來進行改變，旋翼產生的升力與旋翼葉片的轉速成正相關。但旋翼葉片的前掠角、后掠角，以及傾斜角也會對升力產生極大的影響。其中前掠角和后掠角有旋翼葉片的本身結構決定，一旦成型無法改變；但是，傾斜角是葉片相對于旋翼主軸的相對安裝角度，是可以進行調節(jié)的，通過調節(jié)旋翼葉片的傾斜角，以實現在相同轉速情況下獲得不同的升力，適應無人機在不同狀態(tài)下的升力需求。

技術實現要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種可變異型結構的變距多旋翼無人機，用于解決現有無人機中不能或者不便通過調整機臂與機架的現對位置關系來改變無人機重心，以適應不同飛行需求，以及增強飛行穩(wěn)定性的問題；同時，提供一種同時改變機臂俯仰角度和旋翼葉片傾斜角度的無人機，以滿足無人機在起落、平飛、高低速飛行的各種姿態(tài)轉換所需要的不同升力的問題。

本發(fā)明通過調節(jié)裝置調節(jié)升力裝置相對于機架的俯仰關系，以改變無人機的重心，滿足各種飛行姿態(tài)的升力和穩(wěn)定性需求，同時本發(fā)明特備設置了板狀的起落座結構，能夠在無人機高速平飛時增強氣流的穩(wěn)定性，避免因氣流導致的無人機偏航，導致飛行穩(wěn)定性差，甚至發(fā)生滾轉的問題。

為了解決上述技術問題，達到預期技術效果本發(fā)明通過下述技術方案實現：

一種可變異型結構的變距多旋翼無人機，包括機架，安裝在機架上的動力裝置，向動力裝置供油的油箱，與動力裝置驅動連接的升力裝置，以及調節(jié)所述升力裝置相對于機架俯仰角度的調節(jié)裝置，所述升力裝置與動力裝置之間黑設置有減速裝置，所述動力裝置為渦軸發(fā)動機且排氣端連接有排氣箱，所述排氣箱上安裝有用于控制排出氣流方向和流速的導流裝置；所述導流裝置包括對稱安裝在排氣箱兩端的導流板，以及兩端分別鉸接在所述導流板上用于控制導流板同步偏轉的導流板推拉桿，和安裝在排氣箱上用于驅動導流板推拉桿的導流板控制舵機。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述機架由一體成型的五個部分組成，具體包括用于安裝所述渦軸發(fā)動機的動力裝置安裝座，所述動力裝置安裝座為一端開口的鏤空筒狀結構，且遠離開口一端設置有一個用于安裝所述減速裝置的安裝腔，與所述安裝腔相鄰設置有用于安裝所述升力裝置的升力裝置安裝腔；以及位于升力裝置安裝腔遠離動力裝置安裝座一側的上端設置有電子設備安裝座，所述電子設備安裝座下端設置有用于放置所述油箱的油箱安裝座。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述升力裝置包括對稱設置在所述機架兩側呈t字型設置的支撐機臂，所述支撐機臂包括與機架長度方向平行設置的機臂豎管和與機臂豎管呈90°設置的機臂橫管；所述機臂橫管原理機臂豎管一側與機架鉸接于升力裝置安裝腔側壁且機臂橫管的數量為平行設置的兩根；所述機臂豎管的每個只有端頭設置有用于提供升力的旋翼機構，所述旋翼機構通過安裝在所述支撐機臂內的驅動軸與所述減速裝置驅動鏈接。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述機臂橫管靠近機架的一端設置有機臂橫管座，所述機臂橫管座為一體成型且具有兩個用于固定連接所述機臂橫管的安裝孔，以及與所述機架鉸接的凸臺，所述凸臺通過軸銷與機架鉸接；所述機臂橫管與機臂豎管通過橫豎機臂連接管座連接。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述機架上還鉸接有拉桿，所述拉桿另一端與固定套接在所述機臂豎管上的拉環(huán)鉸接，所述拉桿與機臂橫管平行安裝。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述調節(jié)裝置包括與所述機臂橫管座鉸接的多根拉臂，與所有拉臂另一端鉸接的升降板，所述升降板的中部設置有螺紋孔，所述螺紋孔內安裝有絲桿，所述絲桿的一端貫穿所述機架與用于驅動絲桿轉動的升降舵機連接，所述升降舵機固定安裝在所述機架上。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述旋翼機構包括與機臂豎管連接的旋翼座固定管，所述旋翼座固定管固定連接有旋翼座，所述旋翼座上豎直安裝有與所述驅動軸驅動連接的旋翼軸，所述旋翼軸頂端固定安裝有旋翼夾安裝座，所述旋翼夾安裝座兩端可拆卸活動連接有用于夾持旋翼葉片的旋翼葉片夾；所述旋翼軸上套接有軸承環(huán)，所述軸承環(huán)由能夠相對于旋翼軸軸向滑動和同步轉動的推拉軸承內環(huán)和相對于推拉軸承內環(huán)相對轉動的推拉軸承外環(huán)組成，所述推拉軸承內環(huán)與旋翼葉片夾之間鉸接有旋翼葉片夾拉桿，所述推拉軸承外環(huán)鉸接有推拉軸承桿，推拉軸承桿的一端與安裝在旋翼座上的直角轉動件的一端鉸接，直角轉動件的另一端通過旋翼舵機推拉桿與安裝在旋翼座固定管上的推拉舵機鉸接。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述升力裝置還包括平行設置在兩根機臂橫管中間的橫傳動軸套，所述驅動軸包括安裝在橫傳動軸套內的橫傳動軸和安裝在機臂豎管內的與所述旋翼軸驅動連接的豎傳動軸，所述旋翼軸、豎傳動軸與橫傳動軸均通過錐形齒輪驅動傳遞扭矩。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述減速裝置包括與所述渦軸發(fā)動機輸出軸固定連接的驅動齒，一級減速齒和二級減速齒，所述一級減速齒為同軸安裝的兩個大小齒輪，所述驅動齒與一級減速齒的大齒輪嚙合，所述小齒輪與二級減速齒嚙合，所述二級減速齒的中心軸與用于對升力裝置提供驅動力矩的主傳動軸驅動連接。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，旋翼機構下部固定設置有起落座，所述起落座呈豎直安裝的板狀結構，且起落座所在平面與機架的長度方向一致。

本發(fā)明與現有技術相比，具有以下優(yōu)點及有益效果：

（1）本發(fā)明通過將升力裝置與機架鉸接，同時在升力裝置與機架之間還設置有用于調節(jié)升力裝置俯仰角度的調節(jié)裝置，以改變無人機的姿態(tài)和重心，提高了無人機在不同飛行環(huán)境和要求下的穩(wěn)定性和高效性。

（2）本發(fā)明通過設置可以相互轉動的旋翼夾安裝座與旋翼葉片夾，能夠實現在無人機飛行過程中對旋翼葉片的傾斜角度進行調節(jié)，增大旋翼葉片傾斜角可以滿足在起落過程中或者低速飛行、盤旋時獲得更大的升力。減小旋翼葉片的傾斜角，增大旋翼葉片的轉速，以減小升力，增強穩(wěn)定性，獲取更大的平飛速度。

（3）本發(fā)明還設置有拉桿，能夠進一步的增強機臂橫管與機架的穩(wěn)定性，防止機臂橫管與機架發(fā)生水平偏斜的問題，保證多個旋翼之間的升力分配均勻，減小無人機的顛簸度，提高穩(wěn)定性和操作性。

（4）本發(fā)明在渦輪軸發(fā)動機排氣口設置有帶導流板的排氣箱，能夠改變排出氣流的方向，用于在升力不均時輔助對無人機的姿態(tài)進行修正，同時能做提供部分平飛時的水平推力，提高水平飛行的速度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的立體結構示意圖；

圖2為圖1中隱藏機臂豎管的結構示意圖；

圖3為機架立體結構示意圖；

圖4為圖3中安裝減速裝置的結構示意圖；

圖5為旋翼機構的結構放大圖；

圖6為本發(fā)明的主視圖；

圖7為本發(fā)明起飛狀態(tài)且機臂橫管呈仰角狀態(tài)的結構示意圖；

圖8為本發(fā)明降落狀態(tài)且機臂橫管呈俯角狀態(tài)的結構示意圖；

其中1-機架；1a-油箱安裝座；1b-升力裝置安裝腔；1c-電子設備安裝座；1d-安裝腔；1f-動力裝置安裝座；

2-動力裝置；3-排氣箱；4-導流板；5-導流板控制舵機；6-擾流板推拉桿；7-油箱；

8-減速裝置；8a-驅動齒；8b-一級減速齒；8c-二級減速齒；8d-齒輪軸；

9-升降舵機；10-絲桿；11-升降板；12-拉臂；13-機臂橫管座；14-橫傳動軸；15-機臂豎管；16-橫豎機臂連接管座；17-升降橫桿；18-主傳動軸；19-起落座；20-旋翼葉片；

21-旋翼座總成；21-1-旋翼座；21-2-旋翼座固定管；21-3-推拉舵機；21-4-直角轉動件；21-5-推拉軸承桿；21-6-旋翼軸軸承；21-7-旋翼軸；21-8-推拉軸承外環(huán)；21-9-推拉軸承內環(huán)；21-10-旋翼葉片夾；21-11-旋翼夾安裝座；21-12-旋翼葉片夾拉桿；

22-旋翼舵機；23-旋翼舵機推拉桿；24-機臂橫管；25-拉環(huán)；26-拉桿；27-錐齒輪；28-豎傳動軸；29-傳動軸穩(wěn)定座；30-橫傳動軸套。

具體實施方式

下面結合本發(fā)明的優(yōu)選實施例對本發(fā)明作進一步地詳細說明，但本發(fā)明的實施方式不限于此。

實施例1：

結合附圖1所示，一種可變異型結構的變距多旋翼無人機，包括機架1，安裝在機架1上的動力裝置，向動力裝置供油的油箱7，與動力裝置驅動連接的升力裝置，以及調節(jié)所述升力裝置相對于機架1俯仰角度的調節(jié)裝置，所述升力裝置與動力裝置之間黑設置有減速裝置，所述動力裝置為渦軸發(fā)動機且排氣端連接有排氣箱3，所述排氣箱3上安裝有用于控制排出氣流方向和流速的導流裝置；所述導流裝置包括對稱安裝在排氣箱3兩端的導流板4，以及兩端分別鉸接在所述導流板4上用于控制導流板4同步偏轉的導流板推拉桿6，和安裝在排氣箱3上用于驅動導流板推拉桿6的導流板控制舵機5。

工作原理：

機架1對整個無人機提供一個支撐的構架，同時也是主要的受力構件，動力裝置輸出的驅動力依次通過減速裝置進行減速，降低轉速，增大扭矩，并將動力傳遞到升力裝置從而提供無人機起飛和平飛時的必要升力。由于調節(jié)裝置能夠對升力裝置的俯仰角度進行調節(jié)，以改變升力裝置與機架1之間的相對位置關系，從而改變無人機的重心，以達到無人機適應不同飛行狀態(tài)的目的。特別地，本實施例中的動力裝置采用渦軸發(fā)動機，且在渦軸發(fā)動機的排氣端設置有排氣箱3，排氣箱3能夠整和氣流，并通過鉸接在排氣箱3上的可動導流板4改變整合后氣流的流速和排氣方向，以實現增大無人機水平推力的作用。

值得說明的是：本實施例中所述的渦軸發(fā)動機采用現有的小型渦軸發(fā)動機，例如兩座觀光直升機用的單轉子渦軸發(fā)動機，升力裝置采用現有的多旋翼葉片即可實現，本發(fā)明實質在動力裝置、升力裝置中不可缺少的旋翼葉片的具體結構并沒有進行改進，均使用現有技術，因此，在本實施例中就不對渦軸發(fā)動機和升力裝置的詳細結構進行詳述。

實施例2：

為了更好的實現本發(fā)明，在實施例1的基礎上，進一步結合附圖1和3所示，所述機架1由一體成型的五個部分組成，具體包括用于安裝所述渦軸發(fā)動機的動力裝置安裝座1f，所述動力裝置安裝座1f為一端開口的鏤空筒狀結構，且遠離開口一端設置有一個用于安裝所述減速裝置8的安裝腔1d，與所述安裝腔1d相鄰設置有用于安裝所述升力裝置的升力裝置安裝腔1b；以及位于升力裝置安裝腔1b遠離動力裝置安裝座1f一側的上端設置有電子設備安裝座1c，所述電子設備安裝座1c下端設置有用于放置所述油箱的油箱安裝座1a。值得說明的是，在本實施例中所述的電子設備安裝座1c是用于安裝記載控制設備的，包括用于接收用戶控制端信號的信號接收裝置，信息數據處理裝置，以及將處理后的信號發(fā)送至動力裝置、升力裝置的信號驅動轉換裝置，但所述的電子設備均屬于現有技術，且當前已經成熟運用的無人機機載控制系統(tǒng)有多種，均可用于本實施例，故而對于電子設備方面的控制系統(tǒng)結構及其工作原理，在本實施例中就不再詳述。

實施例3：

為了更好的實現本發(fā)明，在實施例2的結構和原理的基礎上，進一步結合附圖1-3所示，所述升力裝置包括對稱設置在所述機架1兩側呈t字型設置的支撐機臂，所述支撐機臂包括與機架1長度方向平行設置的機臂豎管15和與機臂豎管15呈90°設置的機臂橫管24；所述機臂橫管24原理機臂豎管15一側與機架1鉸接于升力裝置安裝腔1b側壁且機臂橫管24的數量為平行設置的兩根；所述機臂豎管15的每個只有端頭設置有用于提供升力的旋翼機構，所述旋翼機構通過安裝在所述支撐機臂內的驅動軸與所述減速裝置8驅動鏈接。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述機臂橫管24靠近機架1的一端設置有機臂橫管座13，所述機臂橫管座13為一體成型且具有兩個用于固定連接所述機臂橫管24的安裝孔，以及與所述機架1鉸接的凸臺，所述凸臺通過軸銷與機架1鉸接；所述機臂橫管24與機臂豎管15通過橫豎機臂連接管座16連接。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述機架1上還鉸接有拉桿26，所述拉桿26另一端與固定套接在所述機臂豎管15上的拉環(huán)25鉸接，所述拉桿26與機臂橫管24平行安裝。

為了更好的實現本發(fā)明，特別地采用一下結構設置，所述調節(jié)裝置包括與所述機臂橫管座13鉸接的多根拉臂12，與所有拉臂12另一端鉸接的升降板11，所述升降板11的中部設置有螺紋孔，所述螺紋孔內安裝有絲桿10，所述絲桿10的一端貫穿所述機架1與用于驅動絲桿10轉動的升降舵機9連接，所述升降舵機9固定安裝在所述機架1上。

實施例4：

為了更好的實現本發(fā)明，在實施例3的基礎上，進一步結合附圖4和8所示，所述旋翼機構包括與機臂豎管15連接的旋翼座固定管21-2，所述旋翼座固定管21-2固定連接有旋翼座21-1，所述旋翼座21-1上豎直安裝有與所述驅動軸驅動連接的旋翼軸21-7，所述旋翼軸21-7頂端固定安裝有旋翼夾安裝座21-11，所述旋翼夾安裝座21-11兩端可拆卸活動連接有用于夾持旋翼葉片20的旋翼葉片夾21-10；所述旋翼軸21-7上套接有軸承環(huán)，所述軸承環(huán)由能夠相對于旋翼軸21-7軸向滑動和同步轉動的推拉軸承內環(huán)21-9和相對于推拉軸承內環(huán)21-9相對轉動的推拉軸承外環(huán)21-8組成，所述推拉軸承內環(huán)21-9與旋翼葉片夾21-10之間鉸接有旋翼葉片夾拉桿21-12，所述推拉軸承外環(huán)21-8鉸接有推拉軸承桿21-5，推拉軸承桿21-5的一端與安裝在旋翼座21-1上的直角轉動件21-4的一端鉸接，直角轉動件21-4的另一端通過旋翼舵機推拉桿23與安裝在旋翼座固定管21-2上的推拉舵機21-3鉸接。

為了更好的實現本發(fā)明，本實施例中，所述升力裝置還包括平行設置在兩根機臂橫管24中間的橫傳動軸套30，所述驅動軸包括安裝在橫傳動軸套30內的橫傳動軸和安裝在機臂豎管15內的與所述旋翼軸21-7驅動連接的豎傳動軸28，所述旋翼軸21-7、豎傳動軸28與橫傳動軸均通過錐形齒輪驅動傳遞扭矩。

為了更好的實現本發(fā)明，本實施例中，所述減速裝置包括與所述渦軸發(fā)動機輸出軸固定連接的驅動齒8a，一級減速齒8b和二級減速齒8c，所述一級減速齒8b為同軸安裝的兩個大小齒輪，所述驅動齒8a與一級減速齒8b的大齒輪嚙合，所述小齒輪與二級減速齒8c嚙合，所述二級減速齒8c的中心軸與用于對升力裝置提供驅動力矩的主傳動軸18驅動連接。值得說明的是：本實施例中，涉及到動力扭矩傳遞的，均采用齒輪和傳動軸方式進行剛性傳遞，不造成扭矩的損失，傳動軸之間存在角度的傳動均采用錐形齒輪嚙合傳動。需要特別強調的是，由于機臂橫管24需要相對于機架1進行轉動，且與機臂橫管24平行設置的橫傳動軸也會隨之偏轉，由于橫傳動軸與主傳動軸18之間也通過錐形齒輪嚙合，且橫向傳動軸在機臂橫管24進行俯仰角度變化時，轉動方向與主傳動軸18的轉動方向是相同或者相反的，理論上會出現在俯仰周期內，旋翼葉片20的轉速會有偏高或者偏低的情況，而影響無人機的飛行穩(wěn)定性。由于機臂橫管24的調節(jié)角度通常不會超過30°，且在進行俯仰調節(jié)過程中，其轉動的速率相對于主傳動軸18的轉動速率而言小到可以忽略，因此，機臂橫管24的俯仰調節(jié)對無人機動力的影響是不存在的。

常規(guī)的渦軸發(fā)動機轉速在6000-20000轉/分鐘，兒單次最大角度的機臂橫管24調節(jié)角度為30°，調節(jié)周期在10-12秒，換算成轉速為5-6轉/分鐘，其影響率不足1%0，故而完全可以忽略不計。

為了更好的實現本發(fā)明，本實施例中，旋翼機構下部固定設置有起落座19，所述起落座19呈豎直安裝的板狀結構，且起落座19所在平面與機架1的長度方向一致。

以上所述，僅是本發(fā)明的較佳實施例，并非對本發(fā)明做任何形式上的限制，凡是依據本發(fā)明的技術實質對以上實施例所作的任何簡單修改、等同變化，均落入本發(fā)明的保護范圍之內。