一种三旋翼尾座式垂直起降无人机的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及一种三旋翼尾座式垂直起降无人机。

背景技术：

在现有航空无人机技术中，固定翼型不能实现垂直起降，而多旋翼型则存在飞行速度缓慢，续航时间短且载重小等缺点，为此垂直起降无人机成为了发展的趋势。但是，复合式垂直起降无人机包含垂直起降和平飞推进两套动力系统，使得其有效载荷低、外露桨叶引起的固定翼飞行阻力大；倾转式垂直起降无人机在倾转过程中控制复杂，技术难度大、风险高；而尾座式垂直起降无人机则介于两者之间，既保证垂直起降无人机具备较好的载荷能力，又降低了控制复杂度，是目前垂直起降无人机重点发展的外形布局及控制形式。

因此，现有的航空无人机难以兼顾垂直起降与高航速，长续航，大载重等特点，同时存在有效载荷低，飞行阻力大，控制复杂，技术难度大等缺点。

技术实现要素：

本发明实施例提供了一种三旋翼尾座式垂直起降无人机，用于解决现有垂直起降无人机的控制系统复杂、飞行阻力大且载荷能力弱的技术问题。

为了实现上述目的，本发明实施例提供如下技术方案：

一种三旋翼尾座式垂直起降无人机，包括机身和设置在所述机身上的两个机翼和一个尾翼，每个所述机翼上设置有翼尖旋翼，所述尾翼上设置有可折叠的矢量旋翼，所述机翼和所述尾翼上均设置有支撑杆，两个所述机翼上均设置有第一控制舵面，所述尾翼上设置有第二控制舵面；该三旋翼尾座式垂直起降无人机的飞行模式包括垂飞模式、平飞模式、垂飞到平飞过渡模式和平飞到垂飞过渡模式；

所述垂飞模式，用于无人机的起飞，两个所述机翼和所述尾翼均不工作，所述翼尖旋翼和矢量旋翼给无人机提供推力和控制力；

所述平飞模式，用于无人机平行飞行，两个所述机翼、所述第一控制舵面和所述第二控制舵面均工作，所述尾翼和所述翼尖旋翼工作且所述矢量旋翼折叠收起；

所述垂飞到平飞过渡模式为无人机的俯仰角由90±0.5°逐渐减小至0±0.5°；

所述平飞到垂飞过渡模式为无人机的俯仰角由0±0.5°逐渐增大至90±0.5°。

优选地，所述垂飞到平飞过渡模式中无人机的俯仰角由90±0.5°逐渐减小至0±0.5°的过程为：两个所述机翼和所述尾翼工作，通过所述矢量旋翼和所述第一控制舵面协同工作逐渐减小无人机的俯仰角，当无人机在水平方向的加速度减少至0，且无人机的俯仰角达到0±0.5°时，所述矢量旋翼折叠，无人机由所述垂飞模式转换为所述平飞模式。

优选地，在无人机的俯仰角减小过程中，控制无人机在水平方向飞行速度和所述矢量旋翼的转速让无人机在垂直方向上的合力始终为0。

优选地，所述平飞到垂飞过渡模式中无人机的俯仰角由0±0.5°逐渐增大至90±0.5°的过程为：所述矢量旋翼和所述第一控制舵面协同工作，无人机减速飞行并增大无人机俯仰角，当无人机在水平方向的加速度和速度均为0，且无人机的俯仰角达到90±0.5°时，无人机由所述平飞模式转换为所述垂飞模式。

优选地，在无人机减速飞行并增大无人机俯仰角过程中，空气阻力大于无人机在水平方向上的旋翼拉力；其中，所述旋翼拉力由两个所述翼尖旋翼和所述矢量旋翼产生。

优选地，所述第一控制舵面靠近所述翼尖旋翼处设置在所述机翼上，所述第一控制舵面用于控制无人机飞行的俯仰角和滚转角。

优选地，所述第二控制舵面用于控制无人机飞行的偏航角。

优选地，所述机翼为后掠机翼，且所述机翼采用非对称翼型。

优选地，所述尾翼采用对称翼型。

优选地，所述矢量旋翼位于所述尾翼的尖部前端，所述尾翼的尖部后端连接有所述支撑杆；所述翼尖旋翼位于所述机翼两侧翼尖前端，所述机翼两侧翼尖后端连接有所述支撑杆。

从以上技术方案可以看出，本发明实施例具有以下优点：该三旋翼尾座式垂直起降无人机在无人机上设置两个翼尖旋翼和一个矢量旋翼形成三旋翼，通过控制三旋翼和第一控制舵面的工作实现垂飞模式、平飞模式、垂飞到平飞过渡模式和平飞到垂飞过渡模式这四种无人机的飞行模式。与现有的复合式和倾转式垂直起降无人机相比，该三旋翼尾座式垂直起降无人机简化了飞行控制系统复杂度；结构简单，减小巡航过程中无用重量，增加无人机载重能力；该无人机在平飞过程中，尾翼尖部前端的矢量旋翼不工作且折叠收回，减小无人机飞行的阻力，提高无人机续航时间，解决了现有垂直起降无人机的控制系统复杂、飞行阻力大且载荷能力弱的技术问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为本发明实施例所述的三旋翼尾座式垂直起降无人机的结构示意图。

图2为本发明实施例所述的三旋翼尾座式垂直起降无人机另一的结构示意图。

具体实施方式

为使得本发明的发明目的、特征、优点能够更加的明显和易懂，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，下面所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而非全部的实施例。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它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明实施例的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。

本申请实施例提供了一种三旋翼尾座式垂直起降无人机，用于解决了现有垂直起降无人机的控制系统复杂、飞行阻力大且载荷能力弱的技术问题。

实施例一：

图1为本发明实施例所述的三旋翼尾座式垂直起降无人机的结构示意图，图2为本发明实施例所述的三旋翼尾座式垂直起降无人机另一的结构示意图。

如图1和图2所示，本发明实施例提供了一种三旋翼尾座式垂直起降无人机，包括机身10和设置在机身10上的两个机翼20和一个尾翼30，每个机翼20上设置有翼尖旋翼21，尾翼30上设置有可折叠的矢量旋翼31，机翼20和尾翼30上均设置有支撑杆40，两个机翼20上均设置有第一控制舵面22，尾翼30上设置有第二控制舵面32，第二控制舵面32用于控制无人机飞行的偏航角；该三旋翼尾座式垂直起降无人机的飞行模式包括垂飞模式、平飞模式、垂飞到平飞过渡模式和平飞到垂飞过渡模式；

垂飞模式，用于无人机的起飞，两个机翼20和尾翼30均不工作，翼尖旋翼21和矢量旋翼31给无人机提供推力和控制力；

平飞模式，用于无人机平行飞行，两个机翼20、第一控制舵面21和第二控制舵面32工作，尾翼30和翼尖旋翼21工作且矢量旋翼31折叠收起；

垂飞到平飞过渡模式为无人机的俯仰角由90±0.5°逐渐减小至0±0.5°；

平飞到垂飞过渡模式为无人机的俯仰角由0±0.5°逐渐增大至90±0.5°。

需要说明的是，机翼20上的第一控制舵面22和尾翼30上的第二控制舵面32主要给无人机提供控制力。

在本发明实施例中，机翼20位于机身10的两侧设置，尾翼30位于机身尾端设置。

需要说明的是，机身10、两个机翼20和一个尾翼30形成三旋翼尾座式的无人机。

在本发明实施例中，机翼20为后掠机翼，且机翼20采用非对称翼型，翼尖旋翼21位于机翼20两侧翼尖前端，机翼20两侧翼尖后端连接有支撑杆40。

在本发明实施例中，尾翼30采用对称翼型，矢量旋翼31位于尾翼30的尖部前端，尾翼30的尖部后端连接有支撑杆40。

需要说明的是，当机翼20和尾翼30不工作，机翼20翼尖前端的两个翼尖旋翼21和可折叠式尾翼30尖部前端的一个矢量旋翼31给无人机提供推力，实现无人机的垂直起降和空中悬停；通过分布在机翼20翼尖前端的两个翼尖旋翼21同时工作，实现无人机的平飞模式；在无人机平飞过程中，尾翼30尖部前端的矢量旋翼31折叠收回，减小无人机在平飞模式飞行的阻力。

在本发明实施例中，在无人机起飞或降落过程中，支撑杆40主要用于支撑，使得无人机支撑于地面。

在本发明实施例中，当三旋翼尾座式垂直起降无人机的飞行模式处于垂飞模式时，无人机处于垂直起降或悬停状态下，两个机翼20的翼尖旋翼21和一个可折叠式尾翼30尖部的矢量旋翼31给无人机提供垂起动力和操纵力矩。

需要说明的是，当三旋翼尾座式垂直起降无人机的飞行模式处于垂飞模式时，无人机的俯仰角为90±0.5°，无人机的升力由两个机翼20的螺旋桨和尾翼30的螺旋桨提供，无人机的上升或下降通过同时增加和减小两个机翼20的螺旋桨和尾翼30的螺旋桨的转速实现，无人机飞行的姿态通过控制尾翼30上的矢量旋翼31的推力实现。

在本发明实施例中，当三旋翼尾座式垂直起降无人机的飞行模式处于平飞模式时，两个机翼20的翼尖旋翼21同时工作，可折叠式尾翼30尖部的矢量旋翼31停止工作并向后收起。

需要说明的是，当三旋翼尾座式垂直起降无人机的飞行模式处于平飞模式时，无人机的俯仰角为0±0.5°，尾翼30上的螺旋桨折叠不工作，无人机的升力由机翼20产生，机翼20上的翼尖旋翼21仅提供推力以克服无人机前进时的空气阻力。

在本发明实施例中，当三旋翼尾座式垂直起降无人机的飞行模式处于垂飞到平飞过渡模式时，无人机首先进行垂飞模式，无人机的俯仰角为90±0.5°，无人机的机头朝上，垂直升起，到达一定高度后无人机的机头逐渐向前转为朝前飞行，当无人机的俯仰角为0±0.5°时，矢量旋翼31停止工作并折叠收起，翼尖旋翼21不再产生垂直方向的力，无人机进入平飞模式。

在本发明实施例中，当三旋翼尾座式垂直起降无人机的飞行模式处于平飞到垂飞过渡模式时，主要是指无人机从平飞模式转为垂飞模式，即是无人机的俯仰角由0±0.5°逐渐增大至90±0.5°。具体地，通过增大无人机的俯仰角，使无人机的机头朝前逐渐转为朝上，同时可折叠式尾翼30尖部矢量旋翼31工作，两个翼尖旋翼21和一个矢量旋翼31给无人机提供推力和控制力形成无人机的垂直拉力，致使无人机悬停降落。

本发明提供的一种三旋翼尾座式垂直起降无人机通过在无人机上设置两个翼尖旋翼和一个矢量旋翼形成三旋翼，通过控制三旋翼的工作实现垂飞模式、平飞模式、垂飞到平飞过渡模式和平飞到垂飞过渡模式这四种无人机的飞行模式。与现有的复合式和倾转式垂直起降无人机相比，该三旋翼尾座式垂直起降无人机简化了飞行控制系统复杂度；结构简单，减小巡航过程中无用重量，增加无人机载重能力；该无人机在平飞过程中，尾翼尖部前端的矢量旋翼不工作且折叠收回，减小无人机飞行的阻力，提高无人机续航时间，解决了现有垂直起降无人机的控制系统复杂、飞行阻力大且载荷能力弱的技术问题。

在本发明的一个实施例中，第一控制舵面22靠近翼尖旋翼21处设置在机翼20上，第一控制舵面22用于控制无人机飞行的俯仰角和滚转角。

在本发明的一个实施例中，垂飞到平飞过渡模式中无人机的俯仰角由90±0.5°逐渐减小至0±0.5°的过程为：两个机翼20和尾翼30均不工作，通过矢量旋翼31和第二控制舵面32协同工作逐渐减小无人机的俯仰角，当无人机在水平方向的加速度减少至0，且无人机的俯仰角达到0±0.5°时，矢量旋翼21折叠，无人机由垂飞模式转换为平飞模式。其中，在无人机的俯仰角减小过程中，控制无人机水平飞行速度和矢量旋翼31的转速使得无人机在垂直方向上的合力为0。

需要说明的是，无人机在垂飞到平飞过渡模式中，无人机的俯仰角由90±0.5°逐渐变化到0±0.5°，在无人机俯仰角的变化过程中无人机的升力由最初的两个翼尖旋翼21和一个矢量旋翼31产生，到两个翼尖旋翼21、一个矢量旋翼31和机翼20共同产生，再到完全由机翼20产生。在无人机的垂飞模式下，通过无人机的垂尾上的矢量旋翼31减小俯仰角，并同时控制两个翼尖旋翼21和一个矢量旋翼31的转速，以保证垂直方向上的拉力与无人机的重力平衡，此时两个翼尖旋翼21和一个矢量旋翼31在水平方向上的拉力使得无人机在水平方向上具有正加速度，当无人机的飞行速度达到设定值时，通过机翼20上的第一控制舵面22和尾翼30上的矢量旋翼31共同调整无人机的俯仰角，使俯仰角逐渐减小直至0±0.5°。在无人机俯仰角减小过程中，垂直方向的力包括：重力、旋翼拉力和机翼20上的升力，通过控制无人机水平飞行速度、两个翼尖旋翼21和一个矢量旋翼31转速使垂直方向上合力始终为零。并且在无人机的俯仰角减小过程中，通过控制两个翼尖旋翼21和一个矢量旋翼31的转速使得无人机在水平方向上产生正加速度，该加速度随俯仰角的减小而减小，当俯仰角为0±0.5°时，加速度减小为零，无人机的飞行速度达到平飞设定值。当无人机的俯仰角为0±0.5°时，无人机垂尾上的矢量旋翼31停止工作，在空气动力作用下自动折叠，翼尖旋翼21不再产生垂直方向的力，此时无人机由垂飞模式完全切换为平飞模式。

在本发明的一个实施例中，平飞到垂飞过渡模式中无人机的俯仰角由0±0.5°逐渐增大至90±0.5°的过程为：矢量旋翼31和第一控制舵面22协同工作，无人机减速飞行并增大无人机俯仰角，当无人机在水平方向的加速度和速度均为0，且无人机的俯仰角达到90±0.5°时，无人机由平飞模式转换为垂飞模式。其中，在无人机减速飞行并增大无人机俯仰角过程中，空气阻力大于无人机在水平方向上的旋翼拉力；其中，旋翼拉力由两个翼尖旋翼和矢量旋翼产生的。

需要说明的是，在无人机的平飞到垂飞过渡模式中，无人机的俯仰角由0±0.5°逐渐变化到90±0.5°，在无人机俯仰角的变化过程中无人机的升力由最初的机翼20产生，到两个翼尖旋翼21、一个矢量旋翼31和机翼20共同产生，再到完全由两个翼尖旋翼21和一个矢量旋翼31产生。在平飞模式下，打开尾翼30上的矢量旋翼31，由矢量旋翼31和机翼20上的第一控制舵面22共同控制无人机的俯仰角，并且开始减速飞行，当无人机的飞行速度小于设定值时，完全由无人机垂尾上的矢量旋翼31控制俯仰角，将无人机的俯仰角由0±0.5°增大到90±0.5°。在无人机俯仰角增大过程中，无人机垂直方向的力包括：重力、旋翼拉力和机翼20上的升力，通过控制两个翼尖旋翼21、一个矢量旋翼31的转速和水平飞行速度使垂直方向的合力始终为零。在无人机俯仰角增大过程中，水平方向上的力为空气阻力和旋翼拉力，通过控制两个翼尖旋翼21、一个矢量旋翼31的转速和水平飞行速度使空气阻力大于旋翼拉力，使的无人机在水平方向上获得负的加速度，并且该加速度的绝对值随着俯仰角的增大而减小，当俯仰角为90±0.5°时，加速度的绝对值减小为零，水平方向的速度也减小为零。当无人机的的俯仰角为90±0.5°时，无人机的机翼20不再产生力，升力完全由两个翼尖旋翼21和一个矢量旋翼31产生，此时无人机飞行模式由平飞模式完全切换为垂飞模式。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统，装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统，装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。

以上所述，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。