本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种倾转机构和具有该倾转机构的飞行器。
背景技术：
常用的空气动力飞行器有直升机和固定翼飞机。直升机利用一个或者多个旋翼旋转产生垂直向上的升力，并依靠旋翼平面的倾转使旋翼的升力在水平方向上产生分力进而产生前进的推动力。直升机的优点是能够垂直起降，不需要跑道，能够悬停，使用灵活。直升机的不足之处是旋翼在直升机前飞时产生较大的阻力，因此其最大飞行速度受限，同时需要消耗较大的功率，航程短。固定翼飞机的机翼不能旋转，依靠水平方向的推进装置产生水平推进力推动飞机前进，气流流过固定机翼产生升力。固定翼飞机前飞时受到的阻力比直升机小，具有相同起飞重量和巡航速度的直升机与固定翼飞机比较，固定翼飞机巡航时需要的推进功率小，燃料消耗少。因此，固定翼飞机在续航里程、飞行速度等方面都要优于可比的直升机。但是固定翼飞机在起飞和降落时需要跑道，这一点不如直升机灵活。
技术实现要素：
本发明的主要目的是提供一种倾转机构，旨在提高飞行器飞行的灵活性，同时具有垂直起降和巡航速度快、需要功率小的优点。
为实现上述目的，本发明提出的倾转机构，应用于飞行器，所述飞行器包括机身和桨叶组件，所述倾转机构包括：
壳体，所述壳体安装于所述机身；
驱动组件；
第一传动组件，所述第一传动组件至少部分容纳于所述壳体，所述第一传动组件与所述驱动组件传动连接；
第二传动组件，所述第二传动组件至少部分容纳于所述壳体，且与所述壳体转动连接，所述第二传动组件与所述第一传动组件传动连接；
安装座，所述安装座与所述壳体相对设置，所述安装座与所述第二传动组件连接，所述安装座背离所述壳体的一侧与桨叶组件连接；
所述驱动组件驱动所述第一传动组件转动时，所述第一传动组件带动所述第二传动组件转动，所述安装座和所述桨叶组件随着所述第二传动组件一起转动。
优选的，所述第一传动组件设有螺纹，所述第二传动组件设有齿轮，所述螺纹与所述齿轮相啮合。
优选的，所述第一传动组件包括与所述驱动组件连接的蜗杆轴和固定套设于所述蜗杆轴的蜗杆，所述蜗杆设有所述螺纹，所述蜗杆的两端分别限位于所述蜗杆轴。
优选的，所述第一传动组件还包括套设于所述蜗杆轴的两个第一轴承，两个第一轴承分别设于所述蜗杆的两端。
优选的，所述第二传动组件包括与所述壳体转动连接的蜗轮轴和固定套设于所述蜗轮轴的涡轮，所述涡轮设有所述齿轮，所述涡轮的两端分别限位于所述蜗轮轴。
优选的，所述第二传动组件还包括套设于所述蜗轮轴的两个第二轴承，两个第二轴承分别设于所述涡轮的两端。
优选的，所述倾转机构还包括安装板，所述驱动组件穿过所述安装板并与所述第一传动组件传动连接，所述安装板的端部与所述壳体连接。
优选的，所述壳体的外表面间隔凸设有两个止挡件，两个止挡件用于止挡限位所述安装座。
优选的，所述倾转机构还包括安装于所述壳体的角度传感器，所述角度传感器与所述第二传动组件转动连接。
本发明还提供一种飞行器，所述飞行器包括至少一倾转机构，所述倾转机构设于所述机身和所述桨叶组件之间。
本发明技术方案中，倾转机构包括壳体、驱动组件、第一传动组件、第二传动组件和安装座，壳体安装于飞行器的机身，安装座与壳体相对设置，安装座背离壳体的一侧与桨叶组件固定连接，当驱动组件驱动第一传动组件转动时，第一传动组件带动第二传动组件转动，安装座随着第二传动组件一起转动，进而桨叶组件随着安装座一起转动，当桨叶组件转动至与机身垂直时，飞行器处于升降状态；当桨叶组件转动至与机身平行时，飞行器处于平飞状态，具有该倾转机构的飞行器能够在升降状态和平飞状态之间进行转换，兼具直升机和固定翼飞机的优点，能够垂直起降，且巡航速度快、功率小。
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的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明倾转机构一实施例的结构示意图；
图2为图1中倾转机构的部分爆炸结构示意图；
图3为图1中倾转机构的爆炸结构示意图；
图4为本发明倾转机构一实施例另一视角的结构示意图；
图5为图4中倾转机构的部分爆炸结构示意图；
图6为图4中倾转机构的爆炸结构示意图
附图标号说明：
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
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的一部分实施例，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作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。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”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，除非另有明确的限定。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中的具体含义。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其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至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
本发明提出一种倾转机构100，该倾转机构100，应用于飞行器(未图示)，所述飞行器包括机身(未图示)和桨叶组件(未图示)。
参照图1至图6，在本发明实施例中，该倾转机构100包括：
壳体10，所述壳体10安装于所述机身；
驱动组件20；
第一传动组件30，所述第一传动组件30至少部分容纳于所述壳体10，所述第一传动组件30与所述驱动组件20传动连接；
第二传动组件40，所述第二传动组件40至少部分容纳于所述壳体10，且与所述壳体10转动连接，所述第二传动组件40与所述第一传动组件30传动连接；
安装座50，所述安装座50与所述壳体10相对设置，所述安装座50与所述第二传动组件40连接，所述安装座50背离所述壳体10的一侧与桨叶组件连接；
所述驱动组件20驱动所述第一传动组件30转动时，所述第一传动组件30带动所述第二传动组件40转动，所述安装座50和所述桨叶组件随着所述第二传动组件40一起转动。
具体的，壳体10具有一容纳腔(未图示)，第一传动组件30和第二传动组件40均至少部分容纳于该容纳腔，为了便于安装第一传动组件30和第二传动组件40，壳体10的相邻两个侧面各设有第一通孔13和第二通孔17，第一传动组件30通过第一通孔13与驱动组件20传动连接，第二传动组件40通过第二通孔17与壳体10转动连接，另外，壳体10还包括封堵第一通孔13的第一端盖15和封堵第二通孔17的第二端盖19，第一端盖15和第二端盖19均开设有孔，第一传动组件30通过第一端盖15上的孔与驱动组件20连接，第二传动组件40通过第二端盖19上的孔与安装座50连接。
驱动组件20为步进电机或伺服电机等动力装置，在此不作限制。为了确保控制精度的准确性，优选采用伺服电机。
安装座50与壳体10相对设置，且安装座50通过第二传动组件40与壳体10转动连接，本实施例中，安装座50包括底座51和与底座51连接的支撑架53，底座51与桨叶组件连接，该连接方式为固定连接或可拆卸连接，如焊接或螺接或卡扣连接等方式，在此不作限制。支撑架53设有两个连接杆(未图示)，两个连接杆设于壳体10的相对两侧，第二传动组件40穿过壳体10与两个连接杆连接，该连接方式为固定连接或可拆卸连接，在此不作限制。
本发明技术方案中，倾转机构100包括壳体10、驱动组件20、第一传动组件30、第二传动组件40和安装座50，壳体10安装于飞行器的机身，安装座50与壳体10相对设置，安装座50背离壳体10的一侧与桨叶组件固定连接，当驱动组件20驱动第一传动组件30转动时，第一传动组件30带动第二传动组件40转动，安装座50随着第二传动组件40一起转动，进而桨叶组件随着安装座50一起转动，当桨叶组件转动至与机身垂直时，飞行器处于升降状态；当桨叶组件转动至与机身平行时，飞行器处于平飞状态，具有该倾转机构100的飞行器能够在升降状态和平飞状态之间进行转换，兼具直升机和固定翼飞机的优点，能够垂直起降，且巡航速度快、功率小。
参照图2，第一传动组件30设有螺纹31，所述第二传动组件40设有齿轮41，所述螺纹31与所述齿轮41相啮合。
可以理解的，驱动组件20带动第一传动组件30转动时，齿轮41在螺纹31的带动下发生转动，进而第二传动组件40带动安装座50转动。在这里，螺纹31沿着第一传动组件30的周向设置，齿轮41沿着第一传动组件的周向设置，且第一传动组件30的转动轴与第二传动组件40的转动轴相互垂直，以确保螺纹31与齿轮41啮合，该结构传动比大，结构紧凑；且传动平稳，无噪音，因为螺纹31与齿轮41啮合时是连续不断的，两者配合没有进入和退出啮合的过程，因此工作平稳，冲击、震动、噪音都比较小；另外该配合结构具有自锁性，螺纹31只能带动齿轮41传动而齿轮41不能带动螺纹31转动。
参照图3和图6，第一传动组件30包括与所述驱动组件20连接的蜗杆轴32和固定套设于所述蜗杆轴32的蜗杆33，所述蜗杆33设有所述螺纹31，所述蜗杆33的两端分别限位于所述蜗杆轴32。
可以理解的，蜗杆33套设于蜗杆轴32且两者之间固定连接，该固定连接方式为螺接或焊接等方式，以确保蜗杆33与蜗杆轴32之间无相对转动，另外，蜗杆轴32设有第一限位件35，当蜗杆33套设于蜗杆轴32时，蜗杆33的一端通过第一限位件35进行限位，蜗杆33的另一端通过第一垫圈36进行限位，以保证蜗杆33在蜗杆轴32上的位置的准确性。
进一步的，第一传动组件30还包括套设于所述蜗杆轴32的两个第一轴承34，两个第一轴承34分别设于所述蜗杆33的两端。
可以理解的，倾转机构100工作时，蜗杆轴32穿过壳体10与驱动组件20连接，由于蜗杆轴32与壳体10之间有相对转动，为了确保蜗杆轴32的回转精度，在蜗杆轴32的两端均设有一个第一轴承34，第一轴承34与第一端盖15转动连接，减小对壳体10的磨损。
再次参照图3和图6，第二传动组件40包括与所述壳体10转动连接的蜗轮轴42和固定套设于所述蜗轮轴42的涡轮43，所述涡轮43设有所述齿轮41，所述涡轮43的两端分别限位于所述蜗轮轴42。
可以理解的，涡轮43套设于蜗轮轴42，且两者之间固定连接，该固定连接方式为螺接或焊接等方式，以确保涡轮43与蜗轮轴42之间无相对转动，另外，蜗轮轴42设有第二限位件45，当涡轮43套设于蜗轮轴42时，涡轮43的一端通过第二限位件45进行限位，涡轮43的另一端通过第二垫圈46进行限位，以保证涡轮43在蜗轮轴42上的位置的准确性。
进一步的，第二传动组件40还包括套设于所述蜗轮轴42的两个第二轴承44，两个第二轴承44分别设于所述涡轮43的两端。
可以理解的，倾转机构100工作时，蜗轮轴42穿过壳体10与安装座50连接，由于蜗轮轴42与壳体10之间有相对转动，为了确保蜗轮轴42的回转精度，在蜗轮轴42的两端均设有一个第二轴承44，第二轴承44与第二端盖19转动连接，减小对壳体10的磨损。
进一步的，倾转机构100还包括安装板60，所述驱动组件20穿过所述安装板60并与所述第一传动组件30传动连接，所述安装板60的端部与所述壳体10连接。
可以理解的，驱动组件20在工作时，为了保证其工作的平稳性，通过将驱动组件20与安装板60连接，该安装板60设有开孔(未图示)，驱动组件20的驱动轴穿过该开孔与第一传动组件30连接，驱动组件20与安装板60之间优选采用可拆卸连接方式，如螺接或卡接等方式，以方便安装。安装板60与壳体10通过可拆卸连接方式，如螺接或卡接等方式，在此不作限制。
进一步的，壳体10的外表面间隔凸设有两个止挡件11，两个止挡件11用于止挡限位所述安装座50。
可以理解的，由于安装座50与壳体10相对转动，为了对安装座50的转动角度进行限位，在壳体10设有两个止挡件11，当桨叶组件转动至与机身垂直时，安装座50与一止挡件11抵接；当桨叶组件转动至与机身平行时，安装座50与另一止挡件11抵接，即支撑架53与止挡件11抵接。本实施例中，优选两个止挡件11的中心轴线相互垂直。
进一步的，倾转机构100还包括安装于所述壳体10的角度传感器70，所述角度传感器70与所述第二传动组件40转动连接。
可以理解的，角度传感器70用于实时获取第二传动组件40的转动角度，方便后台监控，角度传感器70与壳体10的连接方式优选为可拆卸连接，如螺接或卡接等，在此不作限制，本实施例中，第二传动组件40穿过壳体10与角度传感器70转动连接，当第二传动组件40转动时，通过角度传感器70即可知晓第二传动组件40的转动角度。
本发明还提出一种飞行器，该飞行器包括倾转机构100，该倾转机构100的具体结构参照上述实施例，由于本飞行器采用了上述所有实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。
其中，飞行器包括至少一倾转机构100，倾转机构设于机身和桨叶组件之间，本实施例中，优选飞行器包括四个倾转机构100，机身设有四个桨叶组件，四个桨叶组件两两对称设于机身的左右两侧，每一桨叶组件和机身之间通过一倾转机构100连接，在飞行器起飞时，桨叶组件与机身垂直，驱动组件20不工作，四个桨叶组件同时转动(两个桨叶组件呈顺时针转动，另外两个桨叶组件呈逆时针方向转动，且位于对角线方向的两个桨叶组件转动方向相同)，此时飞行器处于上升状态。当飞行器上升至一定高度时，启动驱动组件20，驱动组件20发生转动，第一传动组件30随之转动，进而带动第二传动组件40转动，安装座50在第二传动组件40的带动下相对壳体10进行转动，进而飞行器的桨叶组件随着安装座50转动，并相对于壳体10有一个转动角度(为了确保飞行器在升降状态和平飞状态之间进行切换，优选该转动角度为0°～90°)，当桨叶组件转动至与机身平行的方向时，驱动组件20停止转动，此时即可调整飞行器的飞行方向，桨叶组件不需要全部都工作，可以保留设置在机身前端的桨叶组件工作，以保存能耗，确保飞行器飞行得更久，此时飞行器处于平飞状态。当飞行器需要下降时，开启驱动组件20朝着另一方向转动，使得飞行器的桨叶组件随着安装座50转动，当桨叶组件转动至与机身垂直时，飞行器即可实现垂直下降。
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，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。