本發(fā)明涉及一種傾轉(zhuǎn)雙旋翼飛行器，具體涉及一種混合翼布局飛行器，屬于航空裝備。

背景技術(shù)：

1、當(dāng)前輕小型無人飛行器多以多旋翼布局構(gòu)型為主，飛行過程機動靈活，已廣泛應(yīng)用于生產(chǎn)生活當(dāng)中。但多旋翼構(gòu)型存在的問題是：受制于其升力源僅靠旋翼提供，因此高速飛行時動力有較大損失，而且阻力大，最大飛行速度偏小。由于動力損失，加之大速度飛行時阻力大，續(xù)航時間也偏短，其主要原理是：

2、a.多旋翼飛行器水平前飛時，前方來流與螺旋槳槳盤具有傾斜角度，來流導(dǎo)致螺旋槳推進效率低，氣動干擾嚴(yán)重，阻力大，最大飛行速度難以提高；

3、b.多旋翼飛行器與固定翼比，在水平前飛時的原理不同，多旋翼的螺旋槳拉力在水平方向上的分量用于克服較大的阻力，在豎直方向上的分量用于克服自身重力，而固定翼飛行器則以固定翼的氣動升力克服重力，螺旋槳拉力僅克服較低的阻力，故同等飛行速度下多旋翼飛行器的能耗相對固定翼要高很多，進而能源耗費大，航時短。

4、然而，傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器則具備垂直起降和水平飛行的能力，兼有旋翼飛行器可垂直起降和固定翼飛行器高速長航時飛行的優(yōu)點，因此，廣受青睞和業(yè)界關(guān)注。但現(xiàn)有傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器存在的問題是：重量較大、結(jié)構(gòu)稀疏不夠緊湊、傾轉(zhuǎn)機構(gòu)復(fù)雜，其主要原因是：

5、a.現(xiàn)有傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的布局形式多為正常式布局，傾轉(zhuǎn)旋翼或螺旋槳多布置于機翼翼尖或前方，為了減少槳翼氣動耦合干擾，布置稀疏不夠緊湊；

6、b.現(xiàn)有傾轉(zhuǎn)雙旋翼飛行器一般具有變距揮舞機構(gòu)以提供足夠的俯仰控制力矩，或者用傾轉(zhuǎn)三旋翼構(gòu)型，通過在前部或尾部增加螺旋槳用于提供足夠的俯仰控制力矩。

7、例如：cn103192990a公開了一種飛翼布局飛機，其包括:機身和機翼,位于機翼外段的副翼，位于機身最后方的升降舵，位于機身的后方的雙垂尾，橫穿機身套筒,位于機身兩側(cè)、機翼前方的兩個前螺旋槳的吊艙，其與所述套筒固連，位于雙垂尾下方的后螺旋槳,其中，所述兩個前螺旋槳的動力傾轉(zhuǎn)通過套筒的轉(zhuǎn)動實現(xiàn)，水平飛行時，前螺旋槳槳盤豎直，提供向前的拉力，垂直起降時，前螺旋槳的槳盤面與飛機平面水平，提供向上的推力，該推力與后螺旋槳產(chǎn)生的升力共同承擔(dān)飛機的重力，短距起降時，前螺旋槳偏轉(zhuǎn)狀態(tài)介于垂直起降和水平前飛時的偏轉(zhuǎn)狀態(tài)之間，推力矢量指向前上方，后螺旋槳推力依然保持向上，當(dāng)滑跑速度達到一定程度，前螺旋槳、后螺旋槳和融為一體機身和機翼所產(chǎn)生的升力大于飛機重力時，飛機即可離地。該飛機布局就是在機翼前設(shè)兩個前螺旋槳，為了避免螺旋槳對機翼產(chǎn)生氣動干擾，機翼設(shè)計較大的后掠角，同時在尾部設(shè)兩個后螺旋槳，因此，其結(jié)構(gòu)很難達到微型化。

8、cn116573179a公開了一種盒式布局傾轉(zhuǎn)旋翼微型無人飛行器，其特征在于，包括機身，所述機身包括機身外殼，機身外殼為完整一體式外殼，機身外殼連接有盒式機翼和傾轉(zhuǎn)旋翼，盒式機翼包括前翼和后翼，前翼和后翼通過翼尖端板相連，形成盒狀布局形式；傾轉(zhuǎn)旋翼分別通過連接桿固定連接機身外殼的中部兩邊。

9、cn116573179a和cn103192990a共同存在的一個問題是：前螺旋槳在垂直起降狀態(tài)和在水平飛行狀態(tài)之間轉(zhuǎn)換，由于槳盤有一定的回轉(zhuǎn)半徑，因此，無法保證處于兩種飛行狀態(tài)下其拉力線與飛機的重心均保持重合。參見圖1、2，圖中展示了現(xiàn)有飛行器傾轉(zhuǎn)旋翼水平飛行模式和垂直飛行模式下螺旋槳拉力線與重心的位置關(guān)系，其中，a點為飛行器的重心位置，d為傾轉(zhuǎn)電機的旋轉(zhuǎn)軸，即傾轉(zhuǎn)中心，c為拉力線，在垂直飛行模式下，拉力線c垂直向上，重心a位于拉力線上，但是當(dāng)處于水平飛行模式下，其拉力線c位于旋翼中心水平方向，此時拉力線無法保持與重合，因此，在不同飛行狀態(tài)下，就需要復(fù)雜的揮舞變距機構(gòu)來實現(xiàn)穩(wěn)定的俯仰控制，或者通過尾部的旋翼或舵面進行控制補償，然而，不管是哪一種方式，一方面會使結(jié)構(gòu)復(fù)雜，另一方面會使效率降低。

10、cn116573179a存在的另一問題是，其采用的是負交錯機翼，但使用的是上拉式螺旋槳布置方式，在垂直飛行模式下，前機翼易處于螺旋槳后方滑流的強烈氣動沖擊干擾之中，槳翼耦合干擾大。

11、基于以上傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的缺點，一種可以克服上述缺點，保證在垂直飛行模式和水平飛行模式下均可以實現(xiàn)推力線與飛行器的重心重合、具有更高效率及更高速度的雙傾轉(zhuǎn)旋翼與固定翼混合布局飛行器成為本領(lǐng)域技術(shù)人員追求的目標(biāo)。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的首要目的在于解決傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器難以保證在不同飛行模式下拉力線或推力線與重心的相對位置要求，即無法保證在水平飛行和垂直飛行狀態(tài)下拉力線或推力線和重心重合的問題。

2、本發(fā)明的第二目的在于解決現(xiàn)有飛行器其采用負交錯機翼結(jié)合上拉式螺旋槳布置方式，從而導(dǎo)致前機翼易處于螺旋槳后方滑流的強烈氣動沖擊干擾之中，槳翼耦合干擾大的問題。

3、為實現(xiàn)上述發(fā)明目的，本發(fā)明的技術(shù)方案為：?一種混合翼布局飛行器，其包括：機身、機翼、舵面以及動力部，其特征在于：所述動力部用于垂直飛行和水平飛行時提供動力和飛行控制；所述動力部位于機翼的前機翼與后機翼之間，動力部包括兩個對稱布置在機身兩側(cè)的可獨立傾轉(zhuǎn)的左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)和右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)，一個用于安裝所述左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)和右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)且可以調(diào)整所述左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)和右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)在垂直飛行和平水平飛行狀態(tài)均可以保證拉力或推力線與重心重合的調(diào)整機構(gòu)。

4、作為優(yōu)選方案，其中：所述調(diào)整機構(gòu)包括一個安裝在機身的承力結(jié)構(gòu)上面的傾轉(zhuǎn)舵機安裝座，一個固定安裝在傾轉(zhuǎn)舵機安裝座上的傾轉(zhuǎn)舵機，一個支架鉸接于傾轉(zhuǎn)舵機安裝座上，所述支架的鉸接軸與傾轉(zhuǎn)舵機的轉(zhuǎn)軸直連、且可在傾轉(zhuǎn)舵機的驅(qū)動下繞傾轉(zhuǎn)舵機轉(zhuǎn)軸中心從垂直位置向前水平位置旋轉(zhuǎn)；所述左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)和右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)設(shè)在所述支架的兩端，且所述支架位于垂直位置時，飛行器的重心a與所述左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的傾轉(zhuǎn)中心d位于同一鉛垂面上，且在水平飛行模式下，支架轉(zhuǎn)至水平位置時，飛行器重心a與所述左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的傾轉(zhuǎn)中心d位于同一水平面內(nèi)，調(diào)整機構(gòu)在水平飛行模式、垂直飛行模式以及轉(zhuǎn)動過程中，拉力/推力線c可以始終通過飛行器的重心a。

5、作為優(yōu)選方案，其中：所述的支架包括一個承力橫梁，一個設(shè)在所述承力橫梁中部的轉(zhuǎn)動支架，所述轉(zhuǎn)動支架的下部鉸接于所述傾轉(zhuǎn)舵機安裝座的兩側(cè)，所述左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)和右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)設(shè)在所述承力橫梁的兩端；

6、所述左旋轉(zhuǎn)支座和右旋轉(zhuǎn)支座通過上端的軸孔與所述左舵機和右舵機的旋轉(zhuǎn)軸連接，且在所述承力橫梁的兩端分別設(shè)有一個用于支撐左舵機和右舵機旋轉(zhuǎn)軸端部的左傾轉(zhuǎn)軸基座和右傾轉(zhuǎn)軸基座。

7、作為優(yōu)選方案，其中：所述支架的轉(zhuǎn)動支架和傾轉(zhuǎn)舵機安裝座鉸接軸中心，即傾轉(zhuǎn)舵機轉(zhuǎn)軸中心b與飛行器的重心a位置重合。

8、作為優(yōu)選方案，其中：所述左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)包括左螺旋槳、左電機、左旋轉(zhuǎn)支座和左舵機，所述右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)包括右螺旋槳、右電機、右旋轉(zhuǎn)支座和右舵機；所述左舵機和右舵機左右對稱地設(shè)在所述承力橫梁上，?所述左電機、安裝在左旋轉(zhuǎn)支座上，左螺旋槳安裝在左電機上，右電機安裝在右旋轉(zhuǎn)支座上，右螺旋槳安裝在右電機上；所述左旋轉(zhuǎn)支座和右旋轉(zhuǎn)支座分別與左舵機和右舵機相連接、且在左舵機和右舵機驅(qū)動下可以繞平行于承力橫梁的左舵機和右舵機的轉(zhuǎn)軸中心旋轉(zhuǎn)。

9、作為優(yōu)選方案，其中：所述左舵機和右舵機通過左舵機卡扣和右舵機卡扣或粘接方式直接安裝在所述承力橫梁的兩端。該連接方式結(jié)構(gòu)簡單，減少安裝部件，可以減輕飛行器的重量，提高續(xù)航時間。

10、作為優(yōu)選方案，左舵機和右舵機還可以采用另一種安裝方式：所述左舵機和右舵機分別通過一個左右對稱設(shè)在所述承力橫梁的下面的左舵機安裝座、右舵機安裝座安裝在所述承力橫梁的下面；在所述承力橫梁的兩端同側(cè)對稱設(shè)有左傾轉(zhuǎn)軸基座和右傾轉(zhuǎn)軸基座，所述左旋轉(zhuǎn)支座、右旋轉(zhuǎn)支座分別可以轉(zhuǎn)動地安裝于左傾轉(zhuǎn)軸基座和右傾轉(zhuǎn)軸基座上，所述左舵機和右舵機驅(qū)動所述左旋轉(zhuǎn)支座、右旋轉(zhuǎn)支座繞所述繞左傾轉(zhuǎn)軸基座和右傾轉(zhuǎn)軸基座的軸心線轉(zhuǎn)動。該種左右舵機的安裝方式，其結(jié)構(gòu)更加穩(wěn)固，整體強度更好。

11、作為優(yōu)選方案，為了減少零件的組裝，其中：所述轉(zhuǎn)動支架為上端固定連接或者一體成型于所述承力橫梁上。

12、作為優(yōu)選方案，其中：所述支架上還設(shè)有用于調(diào)節(jié)所述左電機、右電機轉(zhuǎn)速的電子調(diào)速器及供電通信線路。該優(yōu)化設(shè)計使得結(jié)構(gòu)更加緊湊，空間利用率更好。

13、為了實現(xiàn)本發(fā)明的第二目的，降低槳翼耦合干擾，作為優(yōu)選方案，其中：所述前機翼、后機翼以前低后高的負交錯方式布置，以及所述左螺旋槳和右螺旋槳在垂直飛行模式下呈下推式布置，構(gòu)成垂直飛行模式下氣動干擾最小的緊湊布局。

14、為了使機翼的整體強度提高，而更加適于機翼的減重，同時可以保護動力部不會傷到操作者，作為優(yōu)選方案，其中：所述機翼包括前機翼、后機翼、左端翼、右端翼，機身與前機翼直接連接，后機翼通過左端翼和右端翼與前機翼相連，后機翼通過垂尾與機身的承力結(jié)構(gòu)連接；所述前機翼、后機翼的兩端分別與左端翼、右端翼連接在一起。

15、作為優(yōu)選方案，其中：所述后機翼后緣布置有左升降副翼和右升降副翼，用于控制飛行器平飛時的滾轉(zhuǎn)角和俯仰角，在垂尾中安裝有舵機一和舵機二，用于驅(qū)動左升降副翼和右升降副翼偏轉(zhuǎn)。

16、作為優(yōu)選方案，其中：其進一步包括自主控制系統(tǒng)，所述自主控制系統(tǒng)包括飛行控制分系統(tǒng)、任務(wù)控制分系統(tǒng)、攝像頭和鋰電池，所述飛行控制分系統(tǒng)和任務(wù)控制分系統(tǒng)安裝于機身的承力結(jié)構(gòu)的后部，攝像頭和鋰電池安裝于機身承力結(jié)構(gòu)的前部。

17、作為優(yōu)選方案，其中：在垂直飛行模式下，調(diào)整機構(gòu)轉(zhuǎn)至垂直位置；差異化左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的左螺旋槳和右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的右螺旋槳的拉力，即可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運動；同時增加或減小左螺旋槳和右螺旋槳的傾轉(zhuǎn)角，即可產(chǎn)生俯仰力矩，實現(xiàn)俯仰運動；差異化左螺旋槳和右螺旋槳的傾轉(zhuǎn)角度，即可產(chǎn)生偏航力矩，實現(xiàn)偏航運動。

18、作為優(yōu)選方案，其中：在固定翼水平飛行模式下，向前旋轉(zhuǎn)調(diào)整機構(gòu)轉(zhuǎn)至水平位置，差異化左升降副翼和右升降副翼的偏轉(zhuǎn)角度，可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩；同時增大或減小左升降副翼和右升降副翼的偏轉(zhuǎn)角度，可產(chǎn)生俯仰力矩；差化異左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的左螺旋槳和右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的右螺旋槳的拉力，可產(chǎn)生偏航力矩。

19、本發(fā)明通過將左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)設(shè)在了飛行器的前機翼和后機翼中間，同時增加一個用于安裝左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)、且可以調(diào)整左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)在垂直飛行和平水平飛行狀態(tài)均可以保證拉力或推力線與重心重合的調(diào)整機構(gòu)，具體地，是通過增加一個安裝在機身上的傾轉(zhuǎn)舵機安裝座和一傾轉(zhuǎn)舵機，以及一個用于支撐左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的支架，支架可以轉(zhuǎn)動地安裝在傾轉(zhuǎn)舵機安裝座上，?從而可以使得支架帶著左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)在垂直位置和水平位置之間旋轉(zhuǎn)，當(dāng)支架處于垂直位置時，即此時左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的拉力線或推力線與飛行器重心位置重合，當(dāng)飛機處于水平飛行模式，向前旋轉(zhuǎn)支架至重心所在的水平面位置，從而可以使左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的拉力線或推力線和飛行器重心位置重合。

20、進一步，本發(fā)明通過將支架設(shè)計為一個承力橫梁和設(shè)在承力橫梁中部的轉(zhuǎn)動支架，左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)設(shè)在所述承力橫梁的兩端，轉(zhuǎn)動支架的下部鉸接于所述傾轉(zhuǎn)舵機安裝座的兩側(cè)，從而可以實現(xiàn)支架帶動左、右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)旋轉(zhuǎn)，特別是，優(yōu)選將轉(zhuǎn)動支架的鉸接中心位置設(shè)計在飛行器重心位置，這樣當(dāng)支架位于垂直位置和水平位置均能精準(zhǔn)地實現(xiàn)拉力線或推力線與中心重合。

21、進一步，本發(fā)明通過將機翼設(shè)計為負交錯式布局，并將動力部的螺旋槳設(shè)計為下推式，這樣的方式，使得在垂直飛行模式槳翼耦合干擾最小，傾轉(zhuǎn)過程中無槳翼耦合干擾。

22、進一步，本發(fā)明將機翼設(shè)計為前后翼由端翼連接的布局形式，結(jié)合雙螺旋槳動力，使得微型飛行器既能像多旋翼飛行器垂直起降以及懸停飛行，又能像固定翼水平前飛，飛行速度快，效率高，能耗低；這種布局形式對兩個螺旋槳具有天然的屏蔽和保護作用，可防止使用過程中螺旋槳對操作人員的傷害，也在飛行器發(fā)生碰撞時保護螺旋槳免受損失，允許飛行器一定程度上的碰撞；這種布局形式具有布置緊湊，幾何尺寸小的優(yōu)勢特點；當(dāng)飛行器發(fā)生翻轉(zhuǎn)倒扣在地面時，在聯(lián)接機翼的支撐下，可以通過反向旋轉(zhuǎn)螺旋槳，實現(xiàn)正向翻滾，調(diào)整至正向姿態(tài)再次起飛。

23、進一步，本發(fā)明所述飛行器可以通過改變所述調(diào)整機構(gòu)的傾轉(zhuǎn)角，以及左傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)和右傾轉(zhuǎn)動力機構(gòu)的傾轉(zhuǎn)角和轉(zhuǎn)速，可產(chǎn)生垂直飛行和水平飛行中滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航運動時所需的滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩或偏航力矩。通過改變左升降副翼和右升降副翼的偏轉(zhuǎn)角度，可產(chǎn)生水平飛行中滾轉(zhuǎn)、俯仰所需的滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩。