一种具有多机翼同步折叠机构的无人机

摘要

本发明公开了一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，包括机体和若干推进器，机体圆柱状回转体，推进器绕机体中心线圆周均布，推进器通过机臂连接在机体表面，推进器为喷气式发动机或者是螺旋桨式。推进器共三个，机臂与机体的连接为可旋转的活动连接，机臂的旋转轴线垂直于机体中心线并与机体中心线相交。无人机还包括若干尾翼，尾翼圆周均布在机体尾部，尾翼数量与推进器数量相同，尾翼根部设有折叠机构用于将尾翼伸出或收回。通过各推进器出射角以及出力即可完成无人机的平飞、转向、俯仰调整的姿态变化，还加入了无人机的自转姿态变化，组合灵活多变，可以通过简单控制即可完成非常复杂的飞行动作。

权利要求

1.一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，其特征在于：所述无人机包括机体(1)和若干推进器，所述机体(1)为圆柱状回转体，所述推进器绕机体(1)中心线圆周均布，推进器通过机臂连接在机体(1)表面；

所述推进器共三个，所述机臂与机体(1)的连接为可旋转的活动连接，机臂的旋转轴线垂直于机体(1)中心线并与机体(1)中心线相交；

推进器水平飞行时记为标准姿态，定义处于高点的推进器为第一推进器(2)，以相对于前进方向在左侧的推进器为第二推进器(3)，以相对于前进方向在右侧的推进器为第三推进器(4)，并且在此姿态上定义机体坐标系，以前进方向为X，以水平面上的垂直于X方向的方向为Y，以竖直方向为Z；所述第一推进器(2)、第二推进器(3)、第三推进器(4)各自的推进力独立控制并分别记为F2、F3、F4，记F3与X夹角为θ3，记F4与X夹角为θ4，F3z＝F3*sinθ3，F3x＝F3*cosθ3，F4z＝F4*sinθ4，F4x＝F4*cosθ4，记无人机总体受到的重力为G；

飞行器水平飞行、俯仰、转向动作通过推进力F2、F3、F4、θ3、θ4进行组合调整：无人机保持水平飞行时：

(F3z+F4z)＝G、

F3z＝F4z、

(F3x+F4x)＝2*F2、

F3x＝F4x；

当无人机需要仰起进行爬升时：

(F3z+F4z)＝G、

F3z＝F4z、

(F3x+F4x)>(2*F2)、

F3x＝F4x；

当无人机需要下俯进行俯冲时：

(F3z+F4z)＝G、

F3z＝F4z、

(F3x+F4x)<(2*F2)、

F3x＝F4x；

当无人机需要水平左转时：

(F3z+F4z)＝G、

F3z＝F4z、

(F3x+F4x)＝(2*F2)、

F3x

2.根据权利要求1所述的一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，其特征在于：所述无人机还包括若干尾翼(5)，所述尾翼圆周均布在机体(1)尾部，尾翼(5)数量与推进器数量相同，所述尾翼(5)根部设有折叠机构(6)用于将尾翼(5)伸出或收回。

3.根据权利要求2所述的一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，其特征在于：所述折叠机构(6)包括连杆(61)、滑动螺杆(62)、驱动螺母(63)，所述机体(1)尾部设有片状槽形的折叠仓(11)，机体(1)尾部中央设有圆孔形的驱动滑槽(12)，所述尾翼(5)的一端铰接于折叠仓(11)一端根部，尾翼(5)的另一端底部铰接连杆(61)，所述连杆(61)的另一端铰接在滑动螺杆(62)的端部，所述滑动螺杆(62)设置于驱动滑槽(12)内，所述驱动螺母(63)也设置于驱动滑槽(12)内并与滑动螺杆(62)的一端螺纹连接，所述驱动螺母(63)具有主动的旋转动力。

4.根据权利要求1所述的一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，其特征在于：所述机体(1)头部还设有破障针(7)，所述破障针(7)位于机体(1)的中心线上。

5.根据权利要求1所述的一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，其特征在于：所述机体(1)尾部还设有起降轮组，所述起降轮组包括连接枢(81)、轮轴(83)和若干滑动轮(84)，所述连接枢(81)固定在机体(1)尾部，所述轮轴(83)折弯，轮轴(83)一端连接至连接枢(81)，轮轴(83)另一端以机体(1)中心线为轴线径向延伸并在端部设置滑动轮(84)。

6.根据权利要求5所述的一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，其特征在于：所述起降轮组还包括收紧弹簧(82)，所述轮轴(83)与连接枢(81)的连接为球关节轴承连接，所述收紧弹簧(82)分别连接各轮轴(83)的折弯处。

说明书

一种具有多机翼同步折叠机构的无人机

技术领域

[0001] 本发明涉及无人机领域，具体是一种具有多机翼同步折叠机构的无人机。

背景技术

[0002] 无人机在越来越多的领域被使用。

[0003] 民用中的高速无人机以及军用无人机基本都是使用大功率螺旋桨作为动力或者使用燃油的喷气式发动机作为动力，而这些无人机基本都是使用传统的民航客机、战斗机的起飞方式，推进器的动力全部转化为机身的前进速度并通过机翼与空气产生相互作用从而飞起，这些飞行器都需要较长的跑道以便获得足够的起飞速度。

[0004] 现有技术中，还没有一种高速无人机能够实现类似于直升机形式的垂直起落方式，垂直起落的无人机大多将螺旋桨布置成直升机的形式，这种设置方式所提供的动力不能让无人机获得较大的水平飞行速度。

发明内容

[0005] 本发明的目的在于提供一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，以解决现有技术中的问题。

[0006] 为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

[0007] 一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，包括机体和若干推进器，机体圆柱状回转体，推进器绕机体中心线圆周均布，推进器通过机臂连接在机体表面。

[0008] 推进器径向布置并圆周均布，推进器为喷气式发动机或者是螺旋桨式，推进器的出气方向朝向机体的后方，当所有推进器一同往后喷气时，处于竖直姿态的机体就能起飞进入空中，竖直进入空中后，不管是通过可调角度的机翼进行飞行角度变化还是通过改变喷口喷气角度，最终让无人机成为水平方向的常规飞行。对于高速飞行的喷气式无人机，垂直起飞的起飞方式，大大减小了无人机的起飞条件，拓展了无人机的应用场合。

[0009] 进一步的，推进器共三个，分别为第一推进器、第二推进器和第三推进器，以水平飞行时的姿态为标准姿态，定义处于高点的推进器为第一推进器，以相对于前进方向在左侧的推进器为第二推进器，以相对于前进方向在右侧的推进器为第三推进器，并且在此姿态上定义机体坐标系，以前进方向为X，以水平面上的垂直于X方向的方向为Y，以竖直方向为Z；

[0010] 进一步的，机臂与机体的连接为可旋转的活动连接，机臂的旋转轴线垂直于机体中心线并与机体中心线相交。

[0011] 三个可调角度的推进器同时运作，既可以实现无人机的飞行、转向、俯仰等等动作，无人机处于正常的水平飞行状态，此时第一推进器角度朝向正前方，第二推进器和第三推进器角度略朝斜上方，推进器给到机体的力分别记为F2、F3、F4，记无人机总体受到的重力为G，记F3与X夹角为θ3，记F4与X夹角为θ4，F3z= F3*sinθ3，F3x= F3*cosθ3，F4z= F4*sinθ4，F4x= F4*cosθ4，

[0012] 受力平衡有如下条件：

[0013] 1.F3z和F4z的合力等于G，即：F3z+F4z=G；

[0014] 2.F3z和F4z相对于机体的力矩差为零，

[0015] 即：F3z*0.866L= F4z*0.866L，此为自转力矩平衡，达到平衡条件，机体不会发生自转；

[0016] 3.F3x和F4x的合力从下方对于重心的力矩等于F2从上方对于重心的力矩，即：F3x*0.5L+F4x*0.5L=F2*L；此为俯仰力矩平衡，达成平衡条件后，机体不会发生俯仰；

[0017] 4.F3x和F4x各自对于重心的力矩相等，

[0018] 即：F3x*0.866 L= F4x *0.866L，此为转向力矩平衡，达成平衡条件后，机体不会发生水平方向的偏转；

[0019] 以上四个力、力矩平衡是水平直线飞行的必备条件，剩下的还有：F2、F4x、F3x的合力即为无人机的前进力，合力等于前进时的飞行阻力时，无人机匀速飞行，高于阻力时，加速飞行，低于时，减速飞行。

[0020] 以无人机需要发生水平转向为例进行转向原理论述，将第三推进器机臂旋转一个角度，使其出力与X成角度θ4，受力平衡条件中的第4项发生变化：F4x*0.866L>F3x*0.866L，机体发生向左的转向，其余的力、力矩平衡条件可以通过各推进器上的出力大小变化来维持不变，具体为：F4变大（F4z不变）、F3不变、F2变大（F3x*0.5L+F4x’*0.5L=F2’*L），转向结束后，重新调整θ4使其复原并等于θ3。

[0021] 无人机进行自转时，主要是要改变F3z和F4z使其具有差值以提供自转力矩；无人机进行俯仰时，主要是要改变F2大小，F2变大进入俯冲姿态、F2变小进入仰起爬升姿态；无人机保持中心线水平而进行平行上升或下落时，同时调整F3z和F4z的大小；各种姿态变化可以进行相应组合，分解为以上四种基本变化，进行受力分析以便决策如何进行调整，飞行状态可以通过安放在机体内的陀螺仪进行识别。

[0022] 此外，三推进器同步运行还有一个效果就是可以在垂直升降时维持机体稳定性，三个推进器以斜向的喷射方向喷射，三个推进器提供的力合并为一个竖直升力平衡重力，各自还有三个分力使得无人机进行自转，无人机的起飞为螺旋式的上升，如同子弹螺旋前进以及陀螺自转一样，消除部件上可能存在的重量分布不均，方便机体头部破开空气，维持机体上升稳定性，以此种方式作为上升方式，推进器的安装机臂可以做得较短。

[0023] 进一步的，无人机还包括若干尾翼，尾翼圆周均布在机体尾部，尾翼数量与推进器数量相同，尾翼根部设有折叠机构用于将尾翼伸出或收回。尾翼在无人机水平飞行时起到稳定尾流以及防自转的作用，但是尾翼的加入会妨碍前述的螺旋上升的起飞方式，因为此种起飞过程中，尾翼的表面正对气流方向，所以阻力显著变大不说，还会扰动尾部气流，极有可能发生倾覆，所以应当在无人机以螺旋线起飞或降落时，收起尾翼。

[0024] 进一步的，折叠机构包括连杆、滑动螺杆、驱动螺母，机体尾部设有片状槽形的折叠仓，机体尾部中央设有圆孔形的驱动滑槽，尾翼的一端铰接于折叠仓一端根部，尾翼的另一端底部铰接连杆，连杆的另一端铰接在滑动螺杆的端部，滑动螺杆设置于驱动滑槽内，驱动螺母也设置于驱动滑槽内并与滑动螺杆的一端螺纹连接，驱动螺母具有主动的旋转动力。

[0025] 本发明通过“滑块摇杆”的结构实现尾翼的收放，是尾翼收起的状态，当垂直起飞过程结束，进入平飞阶段后，驱动螺母旋转，滑动螺杆由于其端部连接着多根连杆，所以并不能跟随着进行旋转，只能进行平移运动，构成丝杠结构，后移的滑动螺杆顶起连杆，连杆将尾翼从折叠仓内顶出，需要收回尾翼时，只需要反转驱动螺母，滑动螺杆前移即可。

[0026] 作为优化，机体头部还设有破障针，破障针位于机体的中心线上。破障针适用于本无人机的高速飞行状态，推进器使用大推力的喷气式发动机，让无人机获得高速飞行能力，破障针刺破音障，维持无人机稳定。

[0027] 进一步的，机体尾部还设有起降轮组，起降轮组包括连接枢、轮轴和若干滑动轮，连接枢固定在机体尾部，轮轴折弯，轮轴一端连接至连接枢，轮轴另一端以机体中心线为轴线径向延伸并在端部设置滑动轮。螺旋起飞的初始阶段以及螺旋降落时的末尾阶段，会有一个机体尾部与落机平台的接触过程，起降轮组在起落时作为中介与地面产生接触，旋转布置的滑动轮转变摩擦为滚动摩擦。

[0028] 作为优化，起降轮组还包括收紧弹簧，轮轴与连接枢的连接为球关节轴承连接，收紧弹簧分别连接各轮轴的折弯处。降落时有一冲击力，轮轴适当发生形变，三个滑动轮向外拓展，滑动轮轮胎接触处外倾，收紧弹簧抵抗拓展倾向并帮助复原。

[0029] 与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明通过三个推进器圆周均布的安装形式设置到机体表面并且各自可绕一垂直并相交于机体中心线的轴线进行旋转，从而通过各推进器出射角以及出力即可完成无人机的平飞、转向、俯仰调整的姿态变化，还加入了无人机的自转姿态变化，组合灵活多变，可以通过简单控制即可完成非常复杂的飞行动作，结合无人机的辅助器件甚至作战武器，进行相关改造即可成为军用无人机；垂直的起降方式，完全摒除高速无人机的起飞场地限制；垂直起落时带上自转而成的螺旋式起落，大大提高起降稳定性且节省推进器机臂长度；折叠式的尾翼，根据需要进行伸出与收回。

附图说明

[0030] 为了使本发明的内容更容易被清楚地理解，下面根据具体实施例并结合附图，对本发明作进一步详细的说明。

[0031] 图1为本发明的外形示意图；

[0032] 图2为本发明垂直起飞时的受力分析图；

[0033] 图3为本发明水平飞行时正视图上的受力分析图；

[0034] 图4为本发明从机体头部看过去的推进器布置示意图；

[0035] 图5为本发明立体视角下常速水平直线飞行时的受力分析图；

[0036] 图6为本发明立体视角下水平转弯时的受力分析图；

[0037] 图7为本发明折叠机构与尾翼处于收起位置时的结构图；

[0038] 图8为本发明折叠机构与尾翼处于展开位置时的结构图；

[0039] 图9为本发明起降轮组的立体示意图。

[0040] 图中：1-机体、11-折叠仓、12-驱动滑槽、2-第一推进器、3-第二推进器、4-第三推进器、5-尾翼、6-折叠机构、61-连杆、62-滑动螺杆、63-驱动螺母、7-破障针、81-连接枢、82-收紧弹簧、83-轮轴、84-滑动轮。

具体实施方式

[0041] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0042] 如图1所示，一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，包括机体1和若干推进器，机体1圆柱状回转体，推进器绕机体1中心线圆周均布，推进器通过机臂连接在机体1表面。

[0043] 推进器径向布置并圆周均布，推进器为喷气式发动机或者是螺旋桨式，推进器的出气方向朝向机体1的后方，当所有推进器一同往后喷气时，处于竖直姿态的机体1就能起飞进入空中，竖直进入空中后，不管是通过可调角度的机翼进行飞行角度变化还是通过改变喷口喷气角度，最终让无人机成为水平方向的常规飞行。对于高速飞行的喷气式无人机，垂直起飞的起飞方式，大大减小了无人机的起飞条件，拓展了无人机的应用场合。

[0044] 如图1 4所示，推进器共三个，分别为第一推进器2、第二推进器3和第三推进器4，~以水平飞行时的姿态为标准姿态，定义处于高点的推进器为第一推进器2，以相对于前进方向在左侧的推进器为第二推进器3，以相对于前进方向在右侧的推进器为第三推进器4，并且在此姿态上定义机体坐标系，如图5 6所示，以前进方向为X，以水平面上的垂直于X方向~
的方向为Y，以竖直方向为Z；

[0045] 如图1所示，机臂与机体1的连接为可旋转的活动连接，机臂的旋转轴线垂直于机体1中心线并与机体1中心线相交。

[0046] 三个可调角度的推进器同时运作，既可以实现无人机的飞行、转向、俯仰等等动作，如图3、5所示，无人机处于正常的水平飞行状态，此时第一推进器2角度朝向正前方，第二推进器3和第三推进器4角度略朝斜上方，推进器给到机体1的力分别记为F2、F3、F4，记无人机总体受到的重力为G，记F3与X夹角为θ3，记F4与X夹角为θ4，F3z= F3*sinθ3，F3x= F3*cosθ3，F4z= F4*sinθ4，F4x= F4*cosθ4，

[0047] 受力平衡有如下条件：

[0048] 1.F3z和F4z的合力等于G，即：F3z+F4z=G；

[0049] 2.F3z和F4z相对于机体1的力矩差为零，

[0050] 即：F3z*0.866L= F4z*0.866L，此为自转力矩平衡，达到平衡条件，机体1不会发生自转；

[0051] 3.F3x和F4x的合力从下方对于重心的力矩等于F2从上方对于重心的力矩，即：F3x*0.5L+F4x*0.5L=F2*L；此为俯仰力矩平衡，达成平衡条件后，机体1不会发生俯仰；

[0052] 4.F3x和F4x各自对于重心的力矩相等，

[0053] 即：F3x*0.866 L= F4x *0.866L，此为转向力矩平衡，达成平衡条件后，机体1不会发生水平方向的偏转；

[0054] 以上四个力、力矩平衡是水平直线飞行的必备条件，剩下的还有：F2、F4x、F3x的合力即为无人机的前进力，合力等于前进时的飞行阻力时，无人机匀速飞行，高于阻力时，加速飞行，低于时，减速飞行。

[0055] 以无人机需要发生水平转向为例进行转向原理论述，如图6所示，将第三推进器4机臂旋转一个角度，使其出力与X成角度θ4，受力平衡条件中的低4项发生变化：F4x*0.866L>F3x*0.866L，机体1发生向左的转向，其余的力、力矩平衡条件可以通过各推进器上的出力大小变化来维持不变，具体为：F4变大（F4z不变）、F3不变、F2变大（F3x*0.5L+F4x’*0.5L=F2’*L），转向结束后，重新调整θ4使其复原并等于θ3。

[0056] 无人机进行自转时，主要是要改变F3z和F4z使其具有差值以提供自转力矩；无人机进行俯仰时，主要是要改变F2大小，F2变大进入俯冲姿态、F2变小进入仰起爬升姿态；无人机保持中心线水平而进行平行上升或下落时，同时调整F3z和F4z的大小；各种姿态变化可以进行相应组合，分解为以上四种基本变化并参考图5或图6进行受力分析以便决策如何进行调整，飞行状态可以通过安放在机体1内的陀螺仪进行识别。

[0057] 此外，三推进器同步运行还有一个效果就是可以在垂直升降时维持机体1稳定性，如图1、2所示，三个推进器以斜向的喷射方向喷射，三个推进器提供的力合并为一个竖直升力平衡重力，各自还有三个分力使得无人机进行自转，无人机的起飞为螺旋式的上升，如同子弹螺旋前进以及陀螺自转一样，消除部件上可能存在的重量分布不均，方便机体1头部破开空气，维持机体1上升稳定性，以此种方式作为上升方式，推进器的安装机臂可以做得较短（图4中的长度L）。

[0058] 如图1所示，无人机还包括若干尾翼5，尾翼圆周均布在机体1尾部，尾翼5数量与推进器数量相同，尾翼5根部设有折叠机构6用于将尾翼5伸出或收回。尾翼5在无人机水平飞行时起到稳定尾流以及防自转的作用，但是尾翼5的加入会妨碍前述的螺旋上升的起飞方式，因为此种起飞过程中，尾翼5的表面正对气流方向，所以阻力显著变大不说，还会扰动尾部气流，极有可能发生倾覆，所以应当在无人机以螺旋线起飞或降落时，收起尾翼5。

[0059] 如图7所示，折叠机构6包括连杆61、滑动螺杆62、驱动螺母63，机体1尾部设有片状槽形的折叠仓11，机体1尾部中央设有圆孔形的驱动滑槽12，尾翼5的一端铰接于折叠仓11一端根部，尾翼5的另一端底部铰接连杆61，连杆61的另一端铰接在滑动螺杆62的端部，滑动螺杆62设置于驱动滑槽12内，驱动螺母63也设置于驱动滑槽12内并与滑动螺杆62的一端螺纹连接，驱动螺母63具有主动的旋转动力。

[0060] 本发明通过“滑块摇杆”的结构实现尾翼5的收放，如图7所示，是尾翼5收起的状态，当垂直起飞过程结束，进入平飞阶段后，驱动螺母63旋转，滑动螺杆62由于其端部连接着多根连杆61，所以并不能跟随着进行旋转，只能进行平移运动，构成丝杠结构，后移的滑动螺杆62顶起连杆61，连杆61将尾翼5从折叠仓11内顶出，到达图8中的尾翼5位置，需要收回尾翼5时，只需要反转驱动螺母63，滑动螺杆62前移即可。

[0061] 如图3所示，机体1头部还设有破障针7，破障针7位于机体1的中心线上。破障针7适用于本无人机的高速飞行状态，推进器使用大推力的喷气式发动机，让无人机获得高速飞行能力，破障针7刺破音障，维持无人机稳定。

[0062] 如图9所示，机体1尾部还设有起降轮组，起降轮组包括连接枢81、轮轴83和若干滑动轮84，连接枢81固定在机体1尾部，轮轴83折弯，轮轴83一端连接至连接枢81，轮轴83另一端以机体1中心线为轴线径向延伸并在端部设置滑动轮84。螺旋起飞的初始阶段以及螺旋降落时的末尾阶段，会有一个机体1尾部与落机平台的接触过程，起降轮组在起落时作为中介与地面产生接触，旋转布置的滑动轮84转变摩擦为滚动摩擦。

[0063] 如图9所示，起降轮组还包括收紧弹簧82，轮轴83与连接枢81的连接为球关节轴承连接，收紧弹簧82分别连接各轮轴83的折弯处。降落时有一冲击力，轮轴83适当发生形变，三个滑动轮84向外拓展，滑动轮84轮胎接触处外倾，收紧弹簧82抵抗拓展倾向并帮助复原。

[0064] 对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。