一種采用模塊化動力的傾轉翼垂直起降無人機的制作方法

本發明涉及無人機技術領域，特別涉及一種采用模塊化動力的傾轉翼垂直起降無人機。

背景技術：

傳統無人機設計都是先給定起飛重量，并據此設計動力系統、傳動系統、機翼布局，特別是傾轉旋翼垂直起降無人機，當改變起飛重量時，動力系統必須重新設計。

圖1是某型傾轉翼無人機的傳動機構，由發動機、離合器，減速皮帶，前換向器，后換向器和四個垂直換向器等組成，機構十分復雜。

因此，采用模塊化的動力系統，是小型傾轉旋翼垂直起降無人機的必然趨勢。

技術實現要素：

本發明的目的就是克服現有技術的不足，提供了一種采用模塊化動力的傾轉翼垂直起降無人機，螺旋槳動力采用模塊化設計，主翼可掛載2~10個螺旋槳動力模塊，因此可形成起飛重量系列化的無人機產品。

本發明采用模塊化動力的傾轉翼垂直起降無人機，主要解決以下問題：

1、選擇適合的固定翼總體氣動布局，適合模塊化設計。可通過模塊化增加動力裝置的擴展方式，增加飛行器的升力，提高起飛重量；

2、選擇適合的機翼，適合垂直起降過程復雜的空氣流動形態。垂直起降無人機在高速平飛和垂直降落、起飛的轉換過程中，機翼和螺旋槳氣流存在耦合，且速度范圍變化大，需要合理的機翼結構降低氣流分離，避免失速；

3、選擇適合的前后升力比例，實現姿態穩定控制。通過多個模塊化動力實現懸停。

為解決上述問題，本發明采用以下技術方案：

一種采用模塊化動力的傾轉翼垂直起降無人機，包括主翼傾轉系統、水平尾翼傾轉系統、垂直尾翼；

所述主翼傾轉系統包括主翼和第一螺旋槳動力模塊，所述水平尾翼傾轉系統包括水平尾翼和第二螺旋槳動力模塊；所述主翼、水平尾翼均采用后掠翼設計；所述第一螺旋槳動力模塊、第二螺旋槳動力模塊分別外掛在所述主翼、水平尾翼上；

所述主翼、水平尾翼均為2個，每個所述主翼對應一個或多個所述第一螺旋槳動力模塊；每個所述水平尾翼對應一個所述第二螺旋槳動力模塊；所述第二螺旋槳動力模塊為可折疊設計。

進一步的，所述主翼的后掠角為10-45°，所述水平尾翼的后掠角為45°。

進一步的，所述第一螺旋槳動力模塊為1-5個。

進一步的，所述主翼、水平尾翼之間通過內部同步機構聯動，實現同步傾轉。

進一步的，所述第一、第二螺旋槳動力模塊均采用獨立的電動機吊艙與機翼連接，所述電動機吊艙通過螺栓固定在機翼翼梁上。

進一步的，機翼的展弦比大于等于10。

本發明的有益效果為：

1、可以實現垂直起降，減小了對起降場地的要求；同時采用大展弦比常規固定翼布局，可獲得較長的續航時間；

2、主翼和尾翼都為后掠翼設計，在機翼傾角改變階段可避免失速，轉為固定翼后氣動中心后移，使飛機飛行平穩；

3、螺旋槳動力采用模塊化設計，主翼可掛載2~10個螺旋槳動力模塊，因此可形成起飛重量系列化的無人機產品。

附圖說明

圖1所示為現有技術無人機動力傳輸系統圖。

圖2所示為本發明實施例一種采用模塊化動力的傾轉翼垂直起降無人機的起飛初始狀態示意圖。

圖3所示為傾轉翼結構示意圖。

圖4所示為本發明實施例飛行狀態示意圖（每個主翼采用1個模塊化的螺旋槳單元）。

圖5所示為本發明實施例飛行狀態示意圖（每個主翼采用2個模塊化的螺旋槳單元）。

圖6所示為本發明實施例飛行狀態示意圖（每個主翼采用3個模塊化的螺旋槳單元）。

圖7所示為本發明實施例飛行狀態示意圖（每個主翼采用4個模塊化的螺旋槳單元）。

圖8所示為本發明實施例飛行狀態示意圖（每個主翼采用5個模塊化的螺旋槳單元）。

圖9所示為螺旋槳折疊狀態示意圖。

其中：1-機身、2-主翼、3-水平尾翼、4-垂直尾翼、51-第一螺旋槳動力模塊、52-第二螺旋槳動力模塊、6-主翼傾轉軸、7-水平尾翼傾轉軸。

具體實施方式

下文將結合具體附圖詳細描述本發明具體實施例。應當注意的是，下述實施例中描述的技術特征或者技術特征的組合不應當被認為是孤立的，它們可以被相互組合從而達到更好的技術效果。在下述實施例的附圖中，各附圖所出現的相同標號代表相同的特征或者部件，可應用于不同實施例中。

本發明實施例的總體布局采用高置機翼，后置尾翼的常規布局總體方案，機翼、尾翼分別布置多個模塊化螺旋槳動力，可提供向上的升力和向前的推力，槳葉為可折疊設計，在平方式外掛在主翼和尾翼上，可實現模塊化的配置。

如圖2-8所示，一種采用模塊化動力的傾轉翼垂直起降無人機，包括主翼傾轉系統、水平尾翼傾轉系統、垂直尾翼4；

所述主翼傾轉系統包括主翼2和第一螺旋槳動力模塊51，所述水平尾翼傾轉系統包括水平尾翼3和第二螺旋槳動力模塊52；所述主翼2、水平尾翼3均采用后掠翼設計；所述第一螺旋槳動力模塊51、第二螺旋槳動力模塊52分別外掛在所述主翼2、水平尾翼3上；

所述主翼2、水平尾翼3均為2個，每個所述主翼2對應一個或多個所述第一螺旋槳動力模塊51；每個所述水平尾翼3對應一個所述第二螺旋槳動力模塊52；所述第二螺旋槳動力模塊52為可折疊設計。

優選的，所述主翼2的后掠角為10-45°，所述水平尾翼3的后掠角為45°。

所述第一螺旋槳動力模塊51根據實際需要可以選擇，范圍為1-5個。

所述主翼2、水平尾翼3之間通過內部同步機構聯動，實現同步傾轉，共同改變傾轉角度。

所述第一、第二螺旋槳動力模塊51、52可采用多種方式與機翼連接，比如可采用獨立的電動機吊艙與機翼連接，所述電動機吊艙通過螺栓固定在機翼翼梁上。該連接方式不作為

本技術：
的限制。

無人機采用大展弦比，機翼的展弦比達到10以上。

圖2為采用3個第一螺旋槳動力模塊51、1個第二螺旋槳動力模塊52時，本發明實施例無人機起飛初始狀態示意圖。

圖4-8分別為采用1-5個第一螺旋槳動力模塊51、1個第二螺旋槳動力模塊52時，本發明實施例無人機飛行狀態示意圖，在正常飛行狀態下，第二螺旋槳動力模塊52的螺旋槳處于折疊狀態。

圖9為螺旋槳處于折疊狀態示意圖。

本發明的有益效果為：

1、可以實現垂直起降，減小了對起降場地的要求。同時采用大展弦比常規固定翼布局，可獲得較長的續航時間；

2、主翼和尾翼都為后掠翼設計，在機翼傾角改變階段可避免失速，轉為固定翼后氣動中心后移，使飛機飛行平穩；

3、螺旋槳動力采用模塊化設計，主翼可掛載2~10個螺旋槳動力模塊，因此可形成起飛重量系列化的無人機產品。

本文雖然已經給出了本發明的幾個實施例，但是本領域的技術人員應當理解，在不脫離本發明精神的情況下，可以對本文的實施例進行改變。上述實施例只是示例性的，不應以本文的實施例作為本發明權利范圍的限定。

技術特征：

技術總結
本發明涉及無人機領域，提供了一種采用模塊化動力的傾轉翼垂直起降無人機，包括主翼傾轉系統、水平尾翼傾轉系統、垂直尾翼；主翼傾轉系統包括主翼和第一螺旋槳動力模塊，水平尾翼傾轉系統包括水平尾翼和第二螺旋槳動力模塊；主翼、水平尾翼采用后掠翼設計；第一、第二螺旋槳動力模塊分別外掛在主翼、水平尾翼上；每個主翼對應一個或多個第一螺旋槳動力模塊；每個水平尾翼對應一個第二螺旋槳動力模塊；第二螺旋槳動力模塊可折疊。本發明的有益效果：螺旋槳動力采用模塊化設計，主翼可掛載2~10個螺旋槳動力模塊，可形成起飛重量系列化的無人機；垂直起降，大展弦比固定翼布局，續航能力強；主翼和尾翼為后掠翼設計，可避免失速，飛行平穩。

技術研發人員：陳波;吳琳;奚衛寧;劉奇
受保護的技術使用者：北京華信智航科技有限公司
技術研發日：2017.03.29
技術公布日：2017.07.28