一种螺旋桨双轴矢量伺服变向装置及垂直起降固定翼无人机的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，尤其是一种螺旋桨双轴矢量伺服变向装置以及基于此变向装置所形成的垂直起降固定翼无人机。

背景技术：

无人机是一种利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操控的不载人飞行器，因其所具有的机动灵活、反应快速、无人飞行和操作要求低等优点而被被广泛应用于航拍、农业植保、灾难救援、地质测绘、新闻报道、电力巡检、影视拍摄、军事侦察等诸多领域。

目前，推力变向技术在无人机的飞行姿态调整以及飞行高度调整的过程中起到至关重要的作用。传统意义上的推力变向技术一般是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术，可以有效提高飞机的操纵能力，从而能减小飞机的气动舵面，增强飞机的综合飞行性能；但鉴于无人机本身的结构性和功能性，现有的无人机主要是依靠对螺旋桨的控制来实现推力的变向功能，即：通过控制发动机使其推力产生纵向或横向的偏转，从而对无人机产生附加的推力分量和附加推力力矩，以实现对飞机的推力偏转，进而使飞机获得额外的控制能力，实现飞行姿态及飞行高度的调整控制。然而，由于现有的螺旋桨推力变向机构在结构的设计上仍然存在一定的不足，导致螺旋桨变向存在灵活性较差、方向变化的范围小、变向过程稳定性差等诸多问题；同时，现有的螺旋桨变向机构还存在本身结构相对复杂、结构部件布置不合理、实现困难等等缺陷。

再者，现有的无人机通常被划分为固定翼无人机与旋转翼无人机两种；其中，旋转翼无人机主要依靠引擎使旋转翼绕自身轴线自转，旋转翼自转时与空气产生相对运动获得升力，但是由于旋转翼提供的主要是升力，旋转翼无人机获得的平行于机身轴线的水平推力较小，所以水平飞行速度较慢。而固定翼无人机则主要是依靠引擎推动，引擎驱动产生平行于机身轴线的水平推力，使无人机可以在空中高速飞行，但是由于引擎不能产生垂直于机身轴线的升力，所以固定翼无人机只能通过固定翼与空气间的相对运动来获得升力，以克服固定翼无人机的重力，升力的大小和固定翼与空气间的相对运动速度存在正相关关系，相对运动速度越大，固定翼无人机所获得的升力也越大；从而使得固定翼无人机主要存在着以下两个缺点：一、起飞时需要较长的跑道才能使固定翼无人机获得足够的水平速度，以使固定翼无人机获得足够的升力起飞；二、固定翼无人机在起飞后需要保持足够的飞行速度才能获得足够的升力以克服自身的重力。基于此，目前的无人机要么水平飞行速度较慢，要么需要依赖长跑道且起飞后需要保持足够的飞行速度。

技术实现要素：

针对上述现有技术存在的不足，本发明的一个目的在于提供一种螺旋桨双轴矢量伺服变向装置；本发明的另一个目的在于提供一种基于此变向装置所形成的垂直起降固定翼无人机。

为了实现上述目的，本发明采用的第一个技术方案为：

一种螺旋桨双轴矢量伺服变向装置，它包括固定地装设于无人机的尾端上的固定舵机、轴连于固定舵机上的转动舵机、轴连于转动舵机上的螺旋桨发动机以及套装于螺旋桨发动机的输出轴上的螺旋桨；所述固定舵机驱动转动舵机相对于固定舵机在Y-Z轴平面内作上下旋转运动，所述转动舵机驱动螺旋桨发动机相对于转动舵机在上X-Y轴平面内作左右旋转运动，所述螺旋桨发动机驱动螺旋桨以螺旋桨发动机的中心轴为中轴线作旋转运动。

优选地，所述固定舵机包括固定地装设于无人机的尾端上的第一舵机基座和固定地装设于第一舵机基座上的第一矢量马达，所述第一矢量马达的输出轴沿X轴方向布置，且第一矢量马达的输出轴的中心线位于第一舵机基座的中部区域内；

所述转动舵机的底面上且沿X轴方向对称地设置有两个第一旋臂，两个所述第一旋臂的末端均轴连于第一舵机基座下部区域内且分别位于第一矢量马达的左侧和右侧，所述第一矢量马达的输出轴上套接有第一主动摆臂，所述转动舵机的中部区域轴连有第一衔接摆臂，所述第一主动摆臂的头端与第一衔接摆臂的末端相轴连；

所述第一矢量马达通过第一主动摆臂和第一衔接摆臂驱动转动舵机以两个第一旋臂的末端之间的连接线为旋转轴线在Y-Z轴平面内相对于第一舵机基座作由上至下或由下至上的旋转运动。

优选地，所述第一舵机基座沿X轴方向的截面形状为“U”形，所述第一矢量马达固定地装设于第一舵机基座的底板上，两个所述第一旋臂位于第一舵机基座的两个相对侧板之间且每个所述第一旋臂均通过一枢转轴与对应的第一舵机基座的侧板相连。

优选地，所述第一主动摆臂的套孔内壁上环周且均匀地设置有若干条防滑齿条。

优选地，所述第一主动摆臂的头端形成有两个相对分布的第一轴板，所述第一衔接摆臂的末端夹持于两个第一轴板之间并通过一连接轴与第一轴板相连。

优选地，所述转动舵机包括第二舵机基座和固定地装设于第二舵机基座的底面上的第二矢量马达，两个所述第一旋臂由第二舵机基座的底面的左右两侧朝第一舵机基座的方向作延伸后成型，所述第二矢量马达的输出轴沿Y轴方向布置，所述第二舵机基座的下部区域且沿X轴方向开设有一限位条口，所述第二矢量马达的输出轴位于限位条口的中部区域内；

所述螺旋桨发动机的底面上且位于限位条口的上下两侧对称地设置有两个第二旋臂，所述第二舵机基座的顶面上且与每个第二旋臂相对应的位置均形成有一与对应的第二旋臂相轴连的支撑臂，所述第二矢量马达的输出轴上套接有第二主动摆臂，所述螺旋桨发动机的偏心区域轴连有第二衔接摆臂，所述第二主动摆臂的头端与第二衔接摆臂的末端相轴连；

所述第二矢量马达通过第二主动摆臂和第二衔接摆臂驱动螺旋桨发动机以两个第二旋臂的末端之间的连接线为旋转轴线在X-Y平面内相对于第二舵机基座作由左至右或由右至左的旋转运动。

优选地，所述第二主动摆臂的套孔内壁上环周且均匀地设置有若干条防滑齿条。

优选地，所述第二主动摆臂的头端形成有两个相对分布的第二轴板，所述第二衔接摆臂的末端夹持于两个第二轴板之间并通过一连接轴与第二轴板相连。

优选地，所述螺旋桨发动机包括发动机本体以及固定地装设于发动机本体的底面上的发动机基座，两个所述第二旋臂均形成于发动机基座的底面上，且所述发动机基座的底面上还对称地设置有两个用于夹持第二衔接摆臂的头端并与第二衔接摆臂的头端相轴连的第二轴板，两个所述第二轴板与两个第二旋臂以发动机本体的中轴线为中心呈三角形分布，所述螺旋桨套装于发动机本体的输出轴上。

本发明采用的第二个技术方案为：

一种垂直起降固定翼无人机，它包括机身和固定于机身上并相对于机身的长度方向呈对称分布的两个机翼，每个所述机翼上均装设有垂直动力螺旋桨，所述机身的尾端装设有一上述的一种螺旋桨双轴矢量伺服变向装置；

所述垂直动力螺旋桨包括沿Z轴方向固定于机翼的前端侧的悬梁、装设于悬梁的前端的固定座、沿Y轴方向座设于固定座上的升降马达以及装设于升降马达的输出轴上并以升降马达的中心轴为转轴在X-Z轴平面内作旋转运动的升降螺旋桨。

由于采用了上述方案，本发明利用固定舵机、转动舵机、螺旋桨发动机及螺旋桨之间的驱动及结构关系，可形成双轴万向的驱动效果，以最终使螺旋桨的转动状态能够在多个方向及平面内进行，为实现飞机的高空悬停、水平推送、各种角度的转向等等提供了条件，有效地扩大了无人机变向的范围，为无人机的飞行姿态的变换提供了有力的保障；其结构简单紧凑、控制精度及稳定性高、灵活性强，具有很强的实际应用价值和市场推广价值。同时，由变向装置所形成的固定翼无人机则不但可以实现垂直起降、空中悬停、飞行姿态调整等功能，而且通过对变向装置以及垂直动力螺旋桨的转换控制，可有效节省无人机的能量损耗，为延长无人机的续航时间以及降低其任务载荷提供了有利条件。

附图说明

图1是本发明实施例的变向装置在安装状态下的结构示意图；

图2是本发明实施例的变向装置的结构装配示意图；

图3是本发明实施例的变向装置的结构分解示意图(一)；

图4是本发明实施例的变向装置的结构分解示意图(二)；

图5是本发明实施例的变向装置的结构分解示意图(三)；

图6是本发明实施例的变向装置的结构分解示意图(四)；

图7是本发明实施例的固定翼无人机的立体结构示意图；

图8是本发明实施例的固定翼无人机的平面结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

如图1至图6所示，本实施例提供的一种螺旋桨双轴矢量伺服变向装置，它包括固定地装设于无人机的尾端(如无人机的尾端端面上)上的固定舵机a、轴连于固定舵机a上的转动舵机b、轴连于转动舵机b上的螺旋桨发动机c以及套装于螺旋桨发动机c的输出轴上的螺旋桨d；其中，固定舵机a驱动转动舵机b相对于固定舵机a在Y-Z轴平面内作上下旋转运动，转动舵机b则可驱动螺旋桨发动机c相对于转动舵机b在上X-Y轴平面内作左右旋转运动(可以理解为：此中所提及的X-Y轴平面是一个相对的平面，即当转动舵机b与固定舵机a之间未产生相对转动时，此时转动舵机b驱动螺旋桨发动机c动作恰好实在一个标准的X-Y轴平面内，而当转动舵机b与固定舵机a之间发生相对转动时，则此时的X-Y轴是一个相对的平面)，螺旋桨发动机c驱动螺旋桨d以螺旋桨发动机c的中心轴为中轴线作旋转运动。

如此，利用固定舵机a对转动舵机b的旋转驱动作用、转动舵机b带动螺旋桨发动机c进行同步转动的作用以及转动舵机b直接对螺旋桨发动机c的驱动作用，形成双轴万向的驱动效果，即：可最终使螺旋桨d的转动状态能够在多个方向及平面内进行；如在将本实施例的装置装设于诸如固定翼无人机上后，通过配合其他形式的螺旋桨并通过对螺旋桨d的转向控制，实现飞机的高空悬停、水平推送、各种角度的转向等等，有效地扩大了无人机变向的范围，为无人机的飞行姿态的变换提供了有力的保障。

为增强固定舵机a对转动舵机b的驱动效果，本实施例的固定舵机a包括固定地装设于无人机的尾端上的第一舵机基座10和固定地装设于第一舵机基座10上的第一矢量马达11；其中，第一矢量马达11的输出轴在第一舵机基座10上呈沿X轴方向布置的状态，且第一矢量马达11的输出轴的中心线位于第一舵机基座10的中部区域内；同时，在转动舵机b的底面上且沿X轴方向对称地设置有两个第一旋臂20，两个第一旋臂20的末端均轴连于第一舵机基座10下部区域内且分别位于第一矢量马达11的左侧和右侧，在第一矢量马达11的输出轴上套接有第一主动摆臂12，在转动舵机b的中部区域轴连有第一衔接摆臂21，第一主动摆臂12的头端与第一衔接摆臂21的末端相轴连；从而，可利用第一矢量马达11所提供的动力通过第一主动摆臂12和第一衔接摆臂21来驱动转动舵机b能够以两个第一旋臂20的末端之间的连接线为旋转轴线在Y-Z轴平面内相对于第一舵机基座10作由上至下或由下至上的旋转运动(即：相当于使转动舵机b能够以固定舵机a的下边沿为轴并以一定夹角作开启或闭合运动)。利用上述结构并通过对相关部件的具体尺寸控制，可使转动舵机b能够相对于固定舵机a在90度范围内进行转动，如当转动舵机b的中轴线与固定舵机a的中轴线相重合时(即两者相对闭合时)，螺旋桨d可在X-Y轴平面内作任意角度的左右转动；当转动舵机b的中轴线与固定舵机a的中轴线相垂直时(即两者相对开启到最大角度时)，螺旋桨d则可在X-Z轴平面内作任意角度的左右转动；同时，利用矢量马达来提供动力，也可为转动舵机b运动的精密性、稳定性及灵活性提供系统控制基础。

为最大限度地优化整个固定舵机a的结构，合理地对相关组成部件进行结构搭配，本实施例的第一舵机基座10采用沿X轴方向的截面形状为“U”形的结构体，第一矢量马达11固定地装设于第一舵机基座10的底板上，两个第一旋臂20位于第一舵机基座10的两个相对侧板之间且每个第一旋臂20均通过一枢转轴与对应的第一舵机基座10的侧板相连。以此，可利用第一舵机基座10的U型结构形式，在为第一矢量马达11提供足够安装空间的同时，使得转动舵机b能够以第一旋臂20为轴相对于固定舵机a进行平稳的转动。

为避免第一矢量马达11在驱动转动舵机b进行转动时出现滑脱的问题，保证整个装置动作的精密性，在第一主动摆臂12的套孔内壁上环周且均匀地设置有若干条防滑齿条(图中未示出)，以利用防滑齿条来增强第一主动摆臂12与第一矢量马达11的输出轴之间的摩擦力。

为避免第一主动摆臂12在通过第一衔接摆臂21的过程中出现不必要的摆动，在第一主动摆臂12的头端形成有两个相对分布的第一轴板e，第一衔接摆臂21的末端夹持于两个第一轴板e之间并通过一连接轴与第一轴板e相连。

为最大限度地优化整个装置的结构，本实施例的转动舵机b包括第二舵机基座22和固定地装设于第二舵机基座22的底面上的第二矢量马达23，两个第一旋臂20由第二舵机基座22的底面的左右两侧朝第一舵机基座10的方向作延伸后成型，第二矢量马达23的输出轴在第二舵机基座22上沿Y轴方向布置，同时在第二舵机基座23的下部区域且沿X轴方向开设有一限位条口f，第二矢量马达23的输出轴位于限位条口f的中部区域内；在螺旋桨发动机c的底面上且位于限位条口f的上下两侧对称地设置有两个第二旋臂30，在第二舵机基座22的顶面上且与每个第二旋臂30相对应的位置均形成有一与对应的第二旋臂30相轴连的支撑臂24，第二矢量马达23的输出轴上套接有第二主动摆臂25，螺旋桨发动机c的偏心区域轴连有第二衔接摆臂31，第二主动摆臂25的头端与第二衔接摆臂31的末端相轴连；以此，可利用第二矢量马达23所提供的动力通过第二主动摆臂25和第二衔接摆臂31来驱动螺旋桨发动机c以两个第二旋臂30的末端之间的连接线为旋转轴线在X-Y平面内相对于第二舵机基座22作由左至右或由右至左的旋转运动(即：相当于时螺旋桨发动机c能够以转动舵机c在Y轴方向的中轴线为轴并以一定角度作左向旋转或右向旋转运动)；当固定舵机a与转动舵机b之间未出现相对运动时，可实现整个装置的左右向变向效果，在固定舵机a与转动舵机b出现相对运动时，也可实现变向效果的叠加，从而为装置的多方向变向推动提供了条件，有利地保证了无人机的升降、悬停以及变向等功能。

基于上述同样原理，在本实施例的第二主动摆臂25的套孔内壁上环周且均匀地设置有若干条防滑齿条(图中未示出)。同时，在第二主动摆臂25的头端形成有两个相对分布的第二轴板g，第二衔接摆臂31的末端夹持于两个第二轴板g之间并通过一连接轴与第二轴板g相连。

另外，本实施例的螺旋桨发动机c包括发动机本体32以及固定地装设于发动机本体32的底面上的发动机基座33，两个第二旋臂30均形成于发动机基座33的底面上，且发动机基座33的底面上还对称地设置有两个用于夹持第二衔接摆臂31的头端并与第二衔接摆臂31的头端相轴连的第二轴板h，两个第二轴板h与两个第二旋臂30以发动机本体32的中轴线为中心呈三角形分布，螺旋桨d则套装于发动机本体32的输出轴上。

基于上述的变向装置的结构，本发明实施例还提供了一种垂直起降固定翼无人机，如图7和图8所示并同时结合图1至图6，它包括机身k和固定于机身k上并相对于机身k的长度方向(即：Z轴方向)呈对称分布的两个机翼m，在每个机翼m上均装设有垂直动力螺旋桨，在机身k的尾端则装设有一上述的一种螺旋桨双轴矢量伺服变向装置；其中，垂直动力螺旋桨包括沿Z轴方向固定于机翼m的前端侧的悬梁40、装设于悬梁40的前端的固定座41、沿Y轴方向座设于固定座41上的升降马达42(其输出轴可采用沿Y轴方向向上进行布置的形式，也可采用沿Y轴方向向下进行布置的形式)以及装设于升降马达42的输出轴上并以升降马达42的中心轴为转轴在X-Z轴平面内作旋转运动的升降螺旋桨43。由此，可利用垂直动力螺旋桨所提供的垂直方向的动力(即Y轴方向)来实现无人机的起降，无需为固定翼无人机设置专门的跑道，使得其能够在任何环境场所内均能够进行起降，在此过程中可关闭变向装置；当飞机在空中飞行过程中，利用空气浮力以及变向装置所产生的多方向的推力，可保持飞机具有足够的水平飞行动力，并实现飞机的转向以及飞行姿态的变换等等，在此过程中可关闭垂直动力螺旋桨；而无人机在空中悬停时则可启动垂直动力螺旋桨并关闭变向装置。基于此，不但可实现固定翼无人机的垂直起降、空中悬停以及飞行姿态调整等功能；而且通过对垂直动力螺旋桨和变向装置变换启闭控制，有效地节省了无人机的能量损耗，有利于延长无人机的续航时间，并减小无人机的任务载荷。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。