本發明涉及一種無人機機翼，具體涉及一種主動力可以傾轉的無人機機翼，屬于無人機技術領域。
背景技術：
目前的固定翼無人機，其動力為機頭提供的拉力或者機尾提供的推力。無論是哪一種動力，都會產生螺旋槳滑流效應，影響螺旋槳的布局。
此外，無論是哪一種動力，都不可實現傾轉，無法完成飛機的垂直起飛和降落，使飛機的使用范圍受到了極大的限制。
技術實現要素：
為解決現有技術的不足，本發明的目的在于提供一種主動力可以傾轉的無人機機翼，其既能夠提供無人機垂直起降過程的主動力，又能夠提供無人機平飛過程的前進拉力，降低無人機使用的苛刻門檻，使無人機的使用可以不受場地限制。
為了實現上述目標，本發明采用如下的技術方案：
一種主動力可以傾轉的無人機機翼，其特征在于，包括：機翼端面(9)、加強端面(11)、支撐端面(2)、驅動舵機(7)、電調(8)、動力電機安裝座(4)、驅動傳動組件(6)、動力電機(3)和螺旋槳(1)，其中，
機翼端面(9)、加強端面(11)和支撐端面(2)連接構成穩固的剛性框架，驅動舵機(7)采用左右各一個的布局方式分別安裝在機翼端面(9)和加強端面(11)上，電調(8)和動力電機安裝座(4)均安裝在機翼端面(9)和加強端面(11)之間，電調(8)位于剛性框架的中部，動力電機安裝座(4)位于剛性框架的前端，動力電機安裝座(4)上有轉動軸，驅動舵機(7)通過左右的驅動傳動組件(6)驅動動力電機安裝座(4)進行90°的傾轉運動，動力電機(3)整體安裝在動力電機安裝座(4)上，螺旋槳(1)安裝在動力電機(3)上。
前述的主動力可以傾轉的無人機機翼，其特征在于，前述機翼端面(9)、加強端面(11)和支撐端面(2)均采用模塊化設計。
前述的主動力可以傾轉的無人機機翼，其特征在于，還包括：機身前梁(12)和機身后梁(13)，二者安裝在剛性框架的后部，剛性框架通過二者連接到機身上。
前述的主動力可以傾轉的無人機機翼，其特征在于，前述機身前梁(12)和機身后梁(13)均采用模塊化設計。
前述的主動力可以傾轉的無人機機翼，其特征在于，還包括：電調散熱片(10)，電調(8)通過前述電調散熱片(10)進行預緊固定。
前述的主動力可以傾轉的無人機機翼，其特征在于，還包括：保護罩(5)，前述保護罩(5)安裝在機翼端面(9)和加強端面(11)上，對驅動傳動組件(6)進行遮擋。
本發明的有益之處在于：由于采用了“驅動舵機通過左右的驅動傳動組件驅動動力電機安裝座進行90°的傾轉運動”這樣的設計方案，所以使飛機實現了主動力傾轉，這樣既能夠為飛機的垂直起降提供主動力支持，又能夠為飛機平飛過程提供前進拉力支持，使無人機的使用可以不受場地限制，降低了無人機使用的苛刻門檻。
附圖說明
圖1是本發明的主動力可以傾轉的無人機機翼的一個具體實施例的結構示意圖。
圖中附圖標記的含義：1-螺旋槳、2-支撐端面、3-動力電機、4-動力電機安裝座、5-保護罩、6-驅動傳動組件、7-驅動舵機、8-電調、9-機翼端面、10-電調散熱片、11-加強端面、12-機身前梁、13-機身后梁。
具體實施方式
以下結合附圖和具體實施例對本發明作具體的介紹。
參照圖1，本發明的主動力可以傾轉的無人機機翼包括：機翼端面9、加強端面11、支撐端面2、驅動舵機7、機身前梁12、機身后梁13、電調8、動力電機安裝座4、驅動傳動組件6、動力電機3和螺旋槳1。
機翼端面9、加強端面11和支撐端面2均采用模塊化設計，三者通過螺絲進行連接，最終構成穩固的剛性框架。
機身前梁12和機身后梁13也采用模塊化設計，二者安裝在剛性框架的后部，通過螺絲進行緊固，剛性框架通過二者連接到機身上。
模塊化安裝既可以提高安裝速度，又可以精準定位，減小誤差，同時還能確保結構更加緊湊，重量更加輕量化，從而使得飛機可以執行更加艱巨的任務和執行更多樣化的飛行指標。
驅動舵機7采用左右各一個的布局方式分別安裝在機翼端面9和加強端面11上，既可以保證安裝的一致性，同時又能夠提供足夠大的驅動扭力，減小空間占比。
電調8和動力電機安裝座4均安裝在機翼端面9和加強端面11之間，其中，電調8位于剛性框架的中部，并通過電調散熱片10進行預緊固定，精準定位安裝的同時可以把熱量導出至外面；動力電機安裝座4位于剛性框架的前端。
動力電機安裝座4上有轉動軸，驅動舵機7通過左右的驅動傳動組件6驅動動力電機安裝座4進行90°的傾轉運動。驅動傳動組件6的外側設置有保護罩5，保護罩5通過螺絲安裝在機翼端面9和加強端面11上，既對驅動傳動組件6進行了遮擋，又保持了良好的一致性和外觀美化。
動力電機3以螺紋連接的方式整體安裝在動力電機安裝座4上，螺旋槳1通過預緊螺絲安裝在動力電機3上。
由此可見，在本發明中，由于采用了“驅動舵機7通過左右的驅動傳動組件6驅動動力電機安裝座4進行90°的傾轉運動”這樣的設計方案，所以使飛機實現了主動力傾轉，這樣既能夠為飛機的垂直起降提供主動力支持，又能夠為飛機平飛過程提供前進拉力的支持，使無人機的使用可以不受場地限制，降低了無人機使用的苛刻門檻。
此外，由于主動力分布在機翼上，所以本發明的機翼可以降低螺旋槳滑流對飛機的影響，減小升力的損耗，提高滾轉的穩定性。
需要說明的是，上述實施例不以任何形式限制本發明，凡采用等同替換或等效變換的方式所獲得的技術方案，均落在本發明的保護范圍內。