CN120903037A - 一种新型倾转双旋翼无人机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种新型倾转双旋翼无人机，属于无人机技术领域，其包括：翼身融合机身和两个外翼段，两个用于提供动力、且在垂直飞行模式下控制滚转、俯仰和偏航、在水平飞行模式下控制偏航的倾转旋翼组件和两个在水平飞行状态下用于控制俯仰和滚转的俯滚舵组件，两个倾转旋翼组件对称设在翼身融合机身前方；俯滚舵组件设在外翼段中部；外翼段呈可向机尾方向折叠设置结构，从而使折叠后重心后移至机尾的停靠点后方，使得无人机在无动力情况下稳定停靠在直径为13cm及以内的杆状物上。本发明一方面解决了尾座式无人机起降困难和传统无人机需要起落架进行起降的问题，还解决了现有无人机需要额外设置停靠执行器且需要有动力停靠的问题。

Description

一种新型倾转双旋翼无人机

技术领域

本发明涉及垂直起降无人机技术领域，具体涉及一种新型倾转双旋翼无人机。

背景技术

无人机在军用和民用领域都有着广阔应用，其在军事方面可应用于侦察、巡视、运输、杀伤等各个方面，在民用领域也有着电网巡视、短途运输、摄影摄像等应用。但受限于其尺寸和重量，轻型无人机的飞行距离、飞行时间、可带载荷都有所限制。

常见的四旋翼无人机，因其控制简单、使用方便，在民用领域已有大范围应用，但由于其完全依靠螺旋桨拉力对抗重力，可用航时较短，无法实现较长距离的飞行。固定翼无人机是一种高效的人工形态，通过模仿鸟类飞行以实现长续航和稳定飞行，同时得益于空气动力学分析以及先进的控制器设计，它们通常具有高效的飞行性能：速度快、航程长、载荷能力强、稳定性好。它们在执行如投递、测绘、搜救等远距离任务方面与旋翼机相比具有显著优势。但固定翼无人机往往其起降特性不佳，对于起降跑道有一定需求，在实际应用中难以满足要求。

于是垂直起降无人机(VTOL UAV，Vertical-Take-Off-and-Landing Unmanned-Aerial-Vehicle)成为了人们研究的新方向。在垂直飞行模式下，垂直起降无人机类似于直升机或多旋翼无人机，必须依靠螺旋桨产生的升力来支持空中悬停和垂直上升或下降；水平飞行模式下的控制则与传统固定翼无人机相似，主要依靠气流通过固定翼产生的升力支持飞行，由其他作动器进行姿态控制。垂直起降无人机能够在没有跑道的条件下垂直起降，并在空中转换模态，进行与固定翼无人机相当的高速飞行。这使得垂直起降无人机既可以在空间受限的环境中起降，又能够实现长距离的飞行。这类无人机可以快速响应，适用于城市空中交通、中长距运输等特殊任务。

尽管垂直起降无人机具有诸多优势，但其控制系统的设计和实现却面临着诸多挑战。与传统的固定翼无人机和旋翼无人机相比，垂直起降无人机在飞行模态转换、姿态控制、动力学建模等方面更为复杂。特别是在垂直起降和平飞状态之间的转换过程中，无人机需要在短时间内完成从垂直飞行到水平飞行的过渡，这对控制系统的稳定性和响应速度提出了更高的要求。同时，其虽然具有鸟类的飞行效率，却不像鸟类可以在任何时间、任何场地直接实现起降，并且不能像鸟类一样随意停靠在树枝或电线杆等结构上，所以较大程度上限制了其完成侦察、监测等任务。

针对固定翼飞机垂直起降问题，现有的解决办法是采用混合动力和可转换模态。他们既能以旋翼模态垂直起降，又能在空中转换为固定翼模态进行平飞。当前的垂直起降飞行器设计可分为三类：复合式、倾转机翼式和尾座式，其中尾座式飞行器具有飞行效率高、结构布局紧凑、重量成本低等显著优点。

但尾座式飞行器需要从直立姿态进行起飞和降落，由于其迎风翼面积较大，在有阵风的大气环境中严重缺乏稳定性。如果发生意外倾倒，则需要人工干预使其恢复到原始启动姿态，所以这种飞机通常需要起落架辅助实现垂直起降。

另一方面，鸟类由于生物自适应性能稳定地栖息/停靠在电线杆、树枝等结构上，但固定翼飞机要实现空中停靠的可选方法较少且都存在重量冗余的问题。

对于不同的停靠结构，合适停靠方式也相应不同。对于平面结构，现有停靠方式主要是通过产生压差达到水平或垂直粘附目的。比如利用吸盘负压吸入（倒挂栖息），如图1所示；利用气流冲击（空中冲击）、仿壁虎式的拥抱翼设计（抱树），如图2所示。

在人口密集地区，水平和垂直的绳索和电线十分常见，在这些结构上停靠需要特定的机械装置。要使无人机能够降落到这些结构上或从这些结构上起飞，现有的方法可分为两类：

（1）.主动附着机制，如图3所示，主要使用伺服驱动或被动机器人爪。这些方法通常需要额外的执行器或多个连杆，大大增加了系统的复杂性和重量。

（2）.被动结构适应，如图4所示，包括受蝙蝠翅膀启发的拥抱翼和利用折纸技术实现仿刺猬式轻型脊柱系统（脊柱栖息）。虽然这些设计轻便，但它们对停靠物表面粗糙度和尺寸很敏感——例如，类似脊椎的结构在光滑表面上难以发挥作用，而折纸式夹持器则无法稳定地停靠在直径小于5厘米的杆子上。

这两类方法都面临着停靠稳定性和增重之间的矛盾。而大多数解决方案都依赖于动力机制来维持停靠时的稳定性，但这会限制无人机自身的续航时间。

因此，一种不需要起落架、可以腹地直接稳定起飞，且无需额外执行器、停靠稳定性好的垂直起降无人机成为本领域技术人员追求的目标。

发明内容

本发明的第一目的在于解决现有的尾座式垂直起降无人机需要直立状态进行起飞、且起降过程中稳定性差的问题，或者需要起落架辅助实现垂直起降的问题。

本发明的第二目的在于解决现有的垂直起降无人机停靠需要额外的执行器如被动机器人爪、轻型脊柱系统或多个连杆，进而增加了系统的复杂性和重量的问题；以及解决现有垂直起降无人机停靠对停靠表面粗糙度和尺寸敏感的问题，进而带来的停靠稳定性不好的问题。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种新型倾转双旋翼无人机，其包括：翼身融合机身和对称设在翼身融合机身两侧的且与所述翼身融合机身连接成一体的外翼段，其特征在于，其还包括两个用于提供动力、在垂直飞行模式下控制滚转、俯仰、偏航，在水平飞行模式下控制偏航的倾转旋翼组件和两个在水平飞行状态下用于控制俯仰和滚转的俯滚舵组件，两个所述倾转旋翼组件对称设置在所述翼身融合机身两侧的前方；所述俯滚舵组件设在外翼段部位置；当两个倾转旋翼组件同时转至垂直方向，用于飞机在地面以腹部着地的姿态进行起飞降落、垂直飞行模式飞行、在杆状物上进行起飞降落，当两个倾转旋翼组件同时转至水平方向，用于水平飞行模式和垂直飞行与水平飞行的模式切换。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机，作为优选方案，其中，所述倾转旋翼组件包括：与所述翼身融合机身前缘连接、向前延伸设置的固定杆，在固定杆的端部设有舵机固定件，倾转舵机设在舵机固定件上,所述倾转舵机的输出轴与电机固定件连接、带动电机固定件沿倾转舵机 输出轴旋转，电机安装在电机固定件上，旋翼与电机连接。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机，作为优选方案，其中，所述俯滚舵组件包括两个可以转动地设在所述外翼段后缘的中间位置上的舵面，两个舵面舵机安装在两个所述外翼段上，舵面舵机通过第二球状连杆与所述舵面连接，用于驱动所述舵面转动。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机，作为优选方案，其中，所述外翼段包括两部分：外翼段一和外翼段二，外翼段一和外翼段二通过内埋方形碳杆的方式相连接；所述外翼段一和外翼段二的机翼后缘一侧设有凹槽部，所述舵面嵌入所述凹槽部并与凹槽部的侧面铰接。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机为了实现发明目的二，进一步采用的方案优先方案为： 在所述外翼段和翼身融合机身对接处设有使所述外翼段向机尾方向折叠的折叠机构；所述翼身融合机身尾部的凹陷处为停靠点，当所述外翼段未折叠时，无人机的重心位于所述停靠点的前方，当所述外翼段折叠后，所述无人机的重心位于所述停靠点的后方。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机，作为优选方案，其中，所述折叠机构包括：一个柱铰链转轴和折叠舵机；所述柱铰链转轴设在所述外翼段与所述翼身融合机身相对接的端面之间，且所述柱铰链转轴呈斜向设置，其由外、后、下方向内、前、上方向倾斜设置，其与机体坐标系的X_b-O_b-Y_b平面之间的夹角为45°，与机体坐标系的X_b-O_b-Z_b平面之间的夹角为45°，与机体坐标系的Y_b-O_b-Z_b平面之间的夹角为45°；所述折叠舵机安装在所述翼身融合机身上、且通过第一球状连杆机构与所述外翼段连接，用于驱动外翼段绕该柱铰链转轴向机尾方向旋转折叠。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机，作为优选方案，其中，所述外翼段和翼身融合机身对接处、在机身的上表面具有一条横向的分割线；所述外翼段的对接处具有一个向内凹入的凹陷部，凹陷部将外翼段的对接端面分成上下两部分：靠近机翼前缘的第一凸出部分和靠近机翼后缘的第二凸出部分，所述第一凸出部分呈斜面状，其自所述分割线处向下、向机翼尖方向倾斜设置、其与所述X_b-O_b-Y_b平面夹角为45°；所述第二凸出部分呈斜面状，其自所述分割线处向下、向翼身融合机身方向倾斜设置；所述第一凸出部分与凹陷部相交的位置设有两个铰接座一；

所述翼身融合机身的外端面包括与所述第一凸出部分和第二凸出部分对应倾斜度适配的靠近前缘的第一对接面和靠近后缘的第二对接面，所述第一对接面为与机体坐标系的X_b-O_b-Z_b平面之间夹角为45度的斜面，且第一对接面的后缘具有与所述铰接座一对应交错设置的两个铰接座二；

所述柱铰链转轴设在所述铰接座一和铰接座二中，将翼身融合机身和外翼段铰接于一体。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机，作为优选方案，其中，其进一步包括电池，所述电池分为两组，分别设置在外翼段接近末端的外缘处。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机，作为优选方案，其中，所述翼身融合机身包括位于中央位置的翼身融合机身本体和位于两端部的端部机身，翼身融合机身本体和端部机身通过内埋方形碳杆的方式相连接；所述倾转旋翼组件设在靠近翼身融合机身本体的外缘处；所述翼身融合机身本体的外端面具有一个凹槽，一个用于设置所述折叠舵机的舵机支架设在端部机身的端面上，所述舵机支架嵌入所述翼身融合机身本体的外端的凹槽中。

本发明所述的新型倾转双旋翼无人机，作为优选方案，其中，其包括飞行控制器，所述飞行控制器固定在翼身融合机身中间位置。

本发明所述新型倾转双旋翼无人机的工作原理为：首先，本发明所述的无人机是翼身融合的倾转双旋翼无人机，其通过采用双倾转旋翼并配合两个俯滚舵组件，可以实现腹部着地的起飞，此时，两个倾转舵机同时向上倾转，产生垂直与地面的拉力，带动无人机从地面起飞。成功起飞后进入到垂直飞行模态，由左右两边的电机带动左右旋翼产生大于重力的拉力使得无人机垂直地面向上飞行，在垂直飞行模式，通过改变左右两个倾转旋翼组件的拉力，实现偏航控制，改变左右两个倾转旋翼组件的倾转角控制实现滚转，同时增加或减小倾转角实现俯仰控制。

当垂直起飞到一定高度时可进行垂直转平飞模态切换，通过倾转舵机带动电机和旋翼进行同向倾转，使得无人机机身由垂直姿态转为平飞姿态进行平飞运动。在平飞运动时，电机与旋翼持续产生大于空气阻力的拉力，带动无人机前进，同时，通过舵面舵机带动左右两边的舵面转动，根据飞行目标的方向和无人机自身姿态，实现俯仰滚转运动，通过改变左右两个倾转旋翼组件的拉力，实现偏航控制。

在到达需要停靠目标周围时，无人机减速，倾转舵机带动电机和旋翼进行同向倾转，使得无人机机身由平飞姿态转为垂直飞行姿态。电机与旋翼控制无人机下降到需要停靠杆的上方，然后，折叠舵机通过驱动第一球状连杆机构带动外翼段绕柱铰链转轴向后倾转，使外翼段向后转至与翼身融合机身所在平面垂直、且朝向尾部方向，从而实现无人机机身重心下移到停靠杆的下方。特别是将电池设在了外翼段的末端，折叠后，由于电池的作用，进一步后移（后移是指向机尾方向移动）了重心，使得重心位于支撑点或停靠点的后方，此时关闭电机，无人机便可无动力停靠到杆上。由于重心位于支撑点下方，因此，在一定范围内，由重力产生的恢复力矩平衡了由扰动转矩产生的不稳定力矩，确保了无人机的稳定停靠。停靠稳定性是根据无人机变得不稳定前的最大风速来评估的，其中更高的最大风速意味着更强的能力。当风速超过某一限值时，恢复力矩无法抵消侧风产生的扰动转矩，导致滚转不平衡。本发明通过将外翼段设计为折叠机翼，进一步将电池设计至外翼段的末端，折叠后电池下移，使得无人机能够在直径高达13厘米的水平杆或绳索等障碍物上进行无动力停靠，且面对正风还是侧风，无人机在无动力停靠时都表现出良好的稳定性，且其能承受的最大风速为6米/秒。

当停靠结束时，电机带动旋翼产生大于无人机重力的拉力，带动无人机上升。上升到一定距离时，折叠舵机又通过驱动第一球状连杆带动外翼段绕柱铰链转轴向前倾转，恢复无人机到垂直飞行模态，然后重复垂直转平飞过程，离开停靠点回到降落地。在到达降落点上空时，同样由平飞转为垂直模态，无人机下降到离地面一定距离，倾转舵机带动电机和旋翼进行倾转，使得无人机下方先着地，然后倾转舵机带动电机和旋翼进行同向倾转，使得无人机腹部完全着地，此时电机与旋翼倾转到与地面一定角度，防止旋翼打到地面。至此完成整个飞行任务。

因此，本发明技术上的有益效果为:

1. 腹地直接起飞、降落

本发明通过将机身、机翼设计为翼身融合的结构，并采用双倾转旋翼配合两个俯滚舵组件，可以实现腹部着地的起飞，此时，两个倾转舵机同时向上倾转，产生垂直于地面的拉力，带动无人机从地面起飞。反之可以降落，从而实现了不需要起落架的尾座式起飞方式，此外，腹部/背部起飞和降落能力可以使无人机从地面水平停放状态迅速进入悬停飞行模式。这可以降低飞行器起飞和降落对场地和环境的要求，同时提高飞行器在意外坠落时的生存能力。

2. 无动力停靠

本发明通过可折叠机翼设计调整重心至停靠点下方（模仿平衡鸟原理），具体通过将翼身与融合的机体设计为位于中央位置的翼身融合机身和位于两边的两个外翼段，并通过折叠机构将两个外翼段向后即朝向机尾的方向折叠，折叠后的外翼段位于了翼身融合机身的后方，从而使得机体的重心向后方移动，使重心低于停靠点的折叠实现了无动力稳定停靠，无需额外能源消耗。其相对于传统无人机依赖吸盘、机械臂等主动动力结构实现停靠，不需要停靠机构，不会导致重量冗余，也不需要续耗能，提高了续航能力。本发明由于采用翼身融合机身尾部的凹陷处为停靠点，实现支持直径≤13 cm的水平杆/绳索停靠，抗侧风能力达6米/秒。同时停靠稳定性由重力自平衡机制保障，减少动力依赖，延长任务时间。

3.本发明优化了垂直起降与模态转换；采用双倾转旋翼+翼身融合式布局，通过桨盘平面控制实现平地直接起降，无需起落架。同时折叠机翼减少60%翼展，降低模态转换阻力，提升气动效率。而现有的尾座式飞行器则需起落架辅助垂直起降，阵风环境下易倾倒；传统倾转旋翼结构复杂且空气阻力大。

4.抗干扰与环境适应性增强

传统折叠设计（如垂直折叠）影响飞行稳定性，复杂环境适应性差。

本发明使用斜铰链折叠机制（45°铰链轴）实现外翼段向后折叠，避免重心偏移对飞行干扰。进一步，本发明通过将电池下置设计，设置在外翼段的末端，进一步降低重心，增强抗侧风能力。使得无人机适应城市建筑、森林、室内等狭窄环境，折叠后占位空间小。

5.本发明通过将翼身融合机身分为三部分，将外翼段设计为两部分，同时，通过内埋方形碳杆的方式实现了连接，可拆卸模块化设计（3D打印部件）降低维护成本，支持快速更换机翼，同时也有利于倾转旋翼组件、折叠舵机的组装和拆卸；有利于舵面的组装和拆卸。

本发明的上述技术效果带来如下经济效益

1.降低运营成本

无动力停靠减少能源消耗，延长电池寿命，提升单次任务续航。而可折叠设计减少了运输与存储空间，可在一定程度上降低物流成本。

2.扩展应用场景

该无人机适用于电网巡检、山区救援、城市物流等对起降场地要求严苛的场景，开拓商业无人机新市场。加之无需专用起降平台，节省基础设施投入。

本发明的上述技术效果带来如下社会效益

1.提升应急响应能力

在灾害监测、紧急物资投送等场景中，快速起降与稳定停靠能力可提高任务成功率。其6米/秒抗风性能保障非极端天气下的可靠作业。

本发明通过融合平衡鸟原理与倾转旋翼技术，解决了传统VTOL无人机依赖动力停靠、环境适应性差的核心痛点，在稳定性、能效比及多场景适用性上实现突破，兼具技术创新与商业化潜力，有望推动无人机行业向更高效、环保、低成本方向发展。

附图说明

图1是现有无人机利用吸盘负压吸入的倒挂栖息停靠的示意图；

图2是现有无人机仿蝙蝠式的拥抱翼抱树停靠示意图；

图3 是现有无人机通过被动栖息爪抓取机构进行停靠的示意图；

图4是现有无人机仿刺猬式轻型脊柱栖息式停靠示意图；

图5是本发明所述新型倾转双旋翼无人机平飞模态下的机体坐标系X_b-Y_b-Z_b的示意图；

图6是本发明所述新型倾转双旋翼无人机的立体图；

图7是本发明所述新型倾转双旋翼无人机的俯视图；

图8 、9、10、11是本发明所述新型倾转双旋翼无人机处于折叠状态的立体图、俯视图、侧视图、后视图；

图12是本发明所述新型倾转双旋翼无人机具有局部剖视的展开状态的俯视图；

图13是图12 的C处放大图；

图14 、15是图12 的B-B、D-D剖视图；

图16是图12的A处放大图；

图17 是图14的E处放大图；

图18 是图15的F处放大图；

图19、20是本发明所述新型倾转双旋翼无人机的外翼段一和端部机身的分解俯视图、后视图；

图21、22是图19的A-A、B-B剖视图；

图23、24是本发明所述新型倾转双旋翼无人机外翼段处于折叠和展开状态的重心变化示意图；

图25、26是本发明所述新型倾转双旋翼无人机停靠状态正面吹风实验图和实验数据图；

图27、28是本发明所述新型倾转双旋翼无人机停靠状态侧面吹风实验图和实验数据图；

图29、30是本发明所述新型倾转双旋翼无人机旋翼模态起飞切换至水平飞行以及水平飞行切换至旋翼模态降落的俯仰角和俯仰角速率的模态转换数据图；

图31、32、33、34是本发明所述无人机的平飞实验图、俯仰、滚转和偏航角速度的跟踪响应实验数据图。

图号说明：翼身融合机身1，停靠点10，翼身融合机身本体11，凹槽111，端部机身12，第一对接面121，第二对接面122，铰接座二123；舵机支架124，方形碳杆13；外翼段2，分割线20，外翼段一21，凹陷部211，第一凸出部分212，第二凸出部分213，交线214，铰接座一215；外翼段二22；倾转旋翼组件3：固定杆31，舵机固定件32、倾转舵机33、电机固定件34、电机35，旋翼36；折叠机构4，柱铰链转轴41，折叠舵机42；第一球状连杆机构43，球形铰链431，铰接柱432，驱动杆433，连杆434；飞行控制器5；俯滚舵组件6；舵面61、舵面舵机62，第二球状连杆机构63，电池7；重心CG，气动中心AC。

具体实施方式

以下结合附图，对本发明的优选实施例进行详细的举例说明，但并不能使用该优选实施例来限定本发明的保护范围。

参见图5，图中展示了本发明所述的无人机的定义的机体坐标系，X_b-Y_b-Z_b，是无人机处于水平飞行的状态的机体坐标系，其中，X_b轴水平指向机头，Y_b指向右侧机翼方向，Z_b垂直指向地面方向。O_b为坐标原点，T为机翼产生的升力，T₁、T₂分别为右左旋翼的拉力，δ₁、δ₂分别为右左旋翼的倾转角；D为舵机旋转轴至Y_b轴的力臂，L为电机旋转轴至X_b轴的力臂。

参见图6-7，图中展示了本发明所述的一种新型倾转双旋翼无人机，其包括一个翼身融合机身1和两个外翼段2，两个外翼段2与翼身融合机身1的两侧端部连接成一体，本发明的特点在于，其还包括两个倾转旋翼组件3，用于提供动力，用于在垂直飞行模式下控制滚转、俯仰、偏航，在水平飞行模式下控制偏航；两个俯滚舵组件6，在水平飞行状态下用于控制升降和滚转；其中，两个倾转旋翼组件3对称设在翼身融合机身1两侧的前方，两个俯滚舵组件6对称设在两个外翼段2中部位置；当两个倾转旋翼组件3同时转至垂直方向，用于飞机在地面以腹部着地的姿态进行起飞和降落、垂直飞行模式飞行、在杆状物上进行起飞和降落；当两个倾转旋翼组件3同时转至水平方向，用于水平飞行模式飞行。通过这样的设置，将提供动力的两个倾转旋翼组件3，设在翼身融合机身1两侧的前方，并结合两个俯滚舵组件6，可以实现平地起飞、多模态转换以及高机动性，与机身突出式配置相比，轻质的飞翼结构和流线型的机翼表面减少了空气阻力。两个倾转旋翼组件3，即两个旋翼矢量推进系统能够在有外部干扰的情况下实现快速模态切换且保持稳定。

参见图6-7，倾转旋翼组件3包括：固定杆31，舵机固定件32、倾转舵机33、电机固定件34、电机35和旋翼36；固定杆31安装在翼身融合机身1两侧的前方、且呈向前（平行于X_b轴设置）延伸设置，舵机固定件32设在固定杆31的自由端，用于安装倾转舵机33，旋翼36、电机35和电机固定件34依次连接到一起，电机固定件34连接在倾转舵机33的输出轴上，随倾转舵机33输出轴转动，通过倾转舵机33控制着旋翼36、电机35、电机固定件34三个整体实现倾转。在垂直飞行时，电机35同样驱动旋翼36进行转动，其中左、右两侧的旋翼36转动方向相反，用于抵消工作过程中产生的反扭力矩；当左、右旋翼36产生拉力相同时且拉力大于无人机的重力时，无人机垂直向上运动，当左、右旋翼36产生拉力相同时且拉力小于无人机的重力时，无人机垂直向下运动，当左、右旋翼36产生拉力相同时且拉力等于无人机的重力时，无人机悬停；当左右旋翼36产生的拉力不同时，形成滚转力矩，使得无人机进行滚转运动；当倾转舵机33驱动电机35和旋翼36同向倾转时，产生俯仰力矩，使得无人机进行俯仰运动；当倾转舵机33驱动电机35和旋翼36不同向倾转时，产生偏航力矩，使得无人机进行偏航运动。

参见图6、7，俯滚舵组件6包括舵面61、舵面舵机62和第二球状连杆机构63，舵面61设在外翼段2后缘的中间位置，舵面舵机62安装在外翼段2上，第二球状连杆机构63连接在舵面61和舵面舵机62之间，舵面舵机62通过第二球状连杆机构63驱动舵面62进行转动，第二球状连杆机构63的具体结构后面详述。在平飞时，当左右两侧的舵面61都向上转动或者向下转动时，产生抬头力矩和低头力矩，使得无人机进行俯仰运动；当左右两侧的舵面61分别向上下转动时，使得无人机产生滚转力矩，进行滚转运动。电机35驱动旋翼36进行转动，其中左、右两侧的旋翼36转动方向相反，用于抵消工作过程中产生的反扭力矩；当左、右旋翼36产生拉力相同时且拉力大于此时的空气阻力时，无人机向前运动；当左、右旋翼36产生的拉力不同时，形成偏航力矩，使得无人机进行偏航运动。设在机翼后缘的舵面采用轻质材料，进一步提高平飞的稳定性和敏捷性。

进一步，本发明将外翼段2设计为两个部分：外翼段一21和外翼段二22，外翼段一21和外翼段二22通过内埋方形碳杆13的方式相连接；外翼段一21和外翼段二22的机翼后缘一侧设有凹槽部，舵面61嵌入所述凹槽部，且舵面61的两端与凹槽部的侧面铰接，使得舵面61可以摆动。将外翼段2设计为两个部分，这样便于舵面61的安装，舵面61两端的铰接轴分别设在外翼段一21和外翼段二22上，安装舵面61后，再将外翼段一21和外翼段二22通过方形碳杆13固定连接在一起。

鉴于现有的无人机空中停靠均需要额外的执行器，本发明受平衡鸟玩具的启发，在外翼段2和翼身融合机身1对接处设有折叠机构4，折叠机构4使外翼段2能相对于翼身融合机身1向后即向机尾方向折叠；翼身融合机身1尾部的凹陷处为停靠点10, 当外翼段2未折叠时，参见图24，无人机的重心CG位于停靠点10的前方且位于气动中心AC的前方，当外翼段2折叠后，参见图23，无人机的重心CG 位于停靠点10的后方。

下面详细说明折叠机构4，参见图6-22，折叠机构4包括：一个柱铰链转轴41和折叠舵机42；柱铰链转轴41是设在外翼段2与翼身融合机身1相对接的端面之间，本实施例中，为了方便装配维修，翼身融合机身1也设计为分体结构：包括位于中央位置的翼身融合机身本体11和位于两端部的端部机身12，因此，柱铰链转轴41是设在外翼段2的外翼段一21和端部机身12之间，如图12、14-18所示，柱铰链转轴41呈斜向设置，其由外、后、下方向内、前、上方向倾斜设置，应说明的是，“外”是指机翼的两侧方向，“内”是指朝机体中心反向，“后”是朝向机尾方向，“前”是指朝向机头方向，“下”是指朝向机体腹部的方向，“上”是指朝向机体背部的方向。柱铰链转轴41与机体坐标系的X_b-O_b-Y_b平面之间的夹角为45°，与机体坐标系的X_b-O_b-Z_b平面之间的夹角为45°，与机体坐标系的Y_b-O_b-Z_b平面之间的夹角为45°，参见图16-18 ，即，柱铰链转轴41在X_b-O_b-Y_b的投影与X_b轴夹角为45°，在X_b-O_b-Z_b平面投影与Zb轴夹角为45°，在Y_b-O_b-Z_bb平面投影与Yb轴夹角为45°。参见图6、7、8，折叠舵机42安装在翼身融合机身1上，在折叠舵机42和外翼段2之间设有第一球状连杆机构43，用于驱动外翼段2沿该柱铰链转轴41向机尾方向旋转折叠。参见图7，第一球状连杆机构43包括设在外翼段一21上面的一个端部具有球形铰链431的铰接柱432，一个与折叠舵机42输出轴连接的驱动杆433和铰接于驱动杆433和球形铰链431之间的连杆434, 折叠舵机42带动驱动杆433摆动，进而通过连杆434带动外翼段2绕柱铰链转轴41向机尾方向折叠。

参见图7、11，图19-22，本实施例，作为优选方案，柱铰链转轴41的具体设置方式如下：外翼段2的外翼段一21和翼身融合机身1的端部机身12对接处、在机身的上表面具有一条横向的分割线20；外翼段一21的对接处具有一个向内凹入的凹陷部211，凹陷部211将外翼段2的对接端面分成上下两部分：靠近机翼前缘的第一凸出部分212和靠近机翼后缘的第二凸出部分213，第一凸出部分212和第二凸出部分213的端面均呈斜面状，但两者是反向倾斜，第一凸出部分212的端面是自所述分割线20处向下、向机翼尖方向倾斜设置、其端面与机体坐标系的X_b-O_b-Y_b平面夹角为45°；第二凸出部分213的端面是自分割线20处向下、向翼身融合机身1方向倾斜设置，即第二凸出部分213与第一凸出部分212反向倾斜；最好，凹陷部212与第一凸出部分212相邻的侧面为与Y轴平行、与XOY平面的夹角大致为45度，由此凹陷部211与第一凸出部分212的交线214与X_b-O_b-Y_b、Y_b-O_b-Z_b、X_b-O_b–Zb 三个面的夹角均为45°，在所述交线214处设有两个铰接座一215，即铰接座一215的轴心是与该交线214平行设置，其与三个平面之间的夹角也均为45°，应说明的是，本实施例凹陷部211与第一凸出部分212相邻的侧面、交线214倾斜的角度只是为了铰接座一215设置的方便，其显然有一些偏差也是可以的，只要使铰接座一215的轴心倾斜的角度与三个平面之间夹角均为45度即可。对应地，翼身融合机身1的外端面包括与所述第一凸出部分212和第二凸出部分213对应倾斜度适配的靠近前缘的第一对接面121和靠近后缘的第二对接面122，第一对接面121为与机体坐标系的X_b-O_b-Z_b平面之间夹角为45度的斜面，且第一对接面121的后缘具有与铰接座一215对应交错设置的两个铰接座二123；柱铰链转轴41设在铰接座一215和铰接座二123中，将翼身融合机身1和外翼段2铰接于一体。当外翼段2绕柱铰链转轴41翻转时，由于第二凸出部分213与第一凸出部分212反向倾斜，此时，使得第一凸出部分212向上翻转，第二凸出部分213向下翻转，从而最终使外翼段2转向朝向机尾的方向，如图9所示。

当外翼段2旋转至折叠状态，如图9所示，可以使得无人机的重心向后移动，从而可以实现无动力停靠。为了折叠后无人机的重心进一步后移，本发明进一步包括电池7，电池7分为两组，分别设置在外翼段2接近末端的外缘处。通过将电池7设在外翼段2接近末端的外缘处，从而可以使重心进一步后移，本实施例，参见图23，最终可以使重心低于停靠点10（支撑点）后方50mm，从而使其能够停靠在直径高达13厘米的障碍物上。参见图24，而当外翼段2展开飞行时，重心CG 前移，位于气动中心AC 前方32毫米处，确保纵向稳定性。

进一步为了方便倾转旋翼组件3的安装和拆卸，如前所述，将翼身融合机身1分解为三部分：包括位于中央位置的翼身融合机身本体11和位于两端部的端部机身12，翼身融合机身本体11和端部机身12通过内埋方形碳杆13的方式相连接，参见图12、13，图中展示了翼身融合机身本体11和端部机身12通过内埋方形碳杆13的连接方式，即在翼身融合机身本体11和端部机身12上开有方形孔，方形碳杆13插入到方形孔中，通过螺钉紧固件将翼身融合机身本体11和端部机身12与方形碳杆13固定。用于连接外翼段一21和外翼段二22的方形碳杆13的结构相同，如图13所示，不再赘述。

将翼身融合机身1分解为三部分后，倾转旋翼组件3设在靠近翼身融合机身本体11的外缘处；进一步在翼身融合机身本体11的端面上设有一个凹槽111，在端部机身12的端面设有一个舵机支架124，折叠舵机42安装在舵机支架124上，舵机支架124刚好嵌入到翼身融合机身本体11的外端的凹槽111中。将翼身融合机身1分解为三部分，如此设计，可以将倾转旋翼组件3的固定杆安装在翼身融合机身本体11后，并安装折叠舵机42后，再将端部机身12与翼身融合机身本体11固定连接，反之拆卸时，可以先拆除端部机身12，再拆卸倾转旋翼组件3或折叠舵机42，使得安装拆卸更加方便。

本发明所述的无人机还包括飞行控制器5，所述飞行控制器5固定在翼身融合机身1中间位置，可以设在机身1的内部中间位置。这样有利于两边重量的平衡，使得重心位于机体中心轴线上。

应说明的是，第二球状连杆机构63的结构与第一球状连杆机构43的结构相同，不再赘述。

本发明所述的无人机工作时，可以实现腹地直接起飞，无需额外设置起落架，仅通过左、右两边的倾转舵机33同时向上倾转，产生垂直与地面的拉力，带动无人机从地面起飞。在飞行模态转换上，可以通过倾转舵机33带动电机35和旋翼36进行同向向前倾转，使得无人机机身由垂直姿态平飞姿态进行平飞运动。或反向倾转，实现由垂直模态转为水平模态飞行。

特别是本发明所述的无人机，通过将机身和机翼设计为翼身融合，同时，模仿平衡鸟玩具在无动力状态下的稳定性，将外翼段2设计为可以向后折叠，即可以沿柱铰链转轴41向机翼尾部（向后）折叠，从而使得折叠后的外翼段延伸至飞机的后部，因此，其重心CG向后移动，特别是将电池7设在外翼段2的接近末端的前缘，折叠后，重心CG进一步后移，本实施例可以后移至停靠点（支撑点）后方50mm，因此，本实施例可以停靠在13厘米的水平杆或绳索上，并进行无动力停靠，由于重心低于停靠点，因此，重力产生的力矩可自动抵消扰动带来的不平衡现象，飞机实现稳定停靠，其能承受最大风速为6米/秒，即在小于6米/秒下可以稳定无动力停靠。从而可以大幅度节约能源，提升无人机自身续航时间。且机翼折叠后，显著提高双旋翼无人机在城市建筑间、森林覆盖区以及室内空间等复杂环境中的灵活性、适应性、抗风稳定性及防颤振特性。而折叠机翼设计为可拆卸结构也便于携带、收纳，降低维修成本和时间，用户还可根据实际需求更换不同型号机翼适应不同飞行任务。

本发明所述无人机的停靠稳定性基于两种不同的典型风向进行分析：正风和侧风。

（1）正风：如图25所示，当风吹向无人机前方时，不同顺风速度下的俯仰角测量结果如图26所示。当停靠物——树枝或杆与风向对齐时，无人机的结构有效地限制了由风扰引起的倾斜。因此，在风速低于6米/秒时，俯仰角的变化非常小（Δθ<5°）。然而，当风速超过7米/秒时，由此产生的俯仰会使两侧的折叠机翼向风中倾斜，导致偏航方向的不稳定。

（2）侧风：如图27所示，当风吹来自侧面时，无人机在侧风的影响下会产生一个小倾斜角，无人机自身的重力产生的力矩可以抵消一定强度下侧风引起的扰动转矩。

由于重心位于支撑点下方，因此在一定范围内，由重力产生的恢复力矩平衡了由扰动转矩产生的不稳定力矩，确保了无人机的稳定停靠。

当风速超过某一限值时，恢复力矩无法抵消侧风产生的扰动转矩，导致滚转不平衡。因此，无人机开始剧烈左右摇晃，并最终从停靠杆上滑落。因此，本发明通过评估无人机在不同速度侧风下的滚转角大小来测量其抗风能力。可以看出，当风速低于2米/秒时，无人机仅受到扰动的轻微影响。当风速超过2米/秒时，滚转角随风速线性增加。在距离风源1米处发生不稳定现象，表明可以承受最大侧风风速约为6米/秒，如图28所示。

基于上述实验，可以得出结论：无论面对正风还是侧风，本发明所述的无人机在无动力停靠时都表现出良好的稳定性，且其能承受的最大风速为6米/秒。

参见图29、30，图中展示了在室外飞行测试中，本发明所述的无人机以旋翼模态起飞，使用角速度控制切换到水平飞行模态，最后以旋翼模态返回着陆。为观察飞行中模态切换的灵活性和机动效率，密切关注了整个过程中俯仰角和俯仰角速度的变化。飞行测试的实验结果如图29、30所示，表明模态转换大约发生在2秒内，切换过程中没有出现显著振荡，确保了稳定的姿态控制，系统响应总体准确且稳定。

在固定翼水平飞行期间，飞行员控制无人机的角速度。图32展示了飞行过程中的飞行稳定性和响应。图31、33、34分别评估了滚转、俯仰和偏航角速度的跟踪响应。基于实验数据，滚转角速度成功地跟踪了期望输入，误差小于±0.2 rad/s。俯仰角速度在±0.3rad/s的范围内振荡。系统响应的准确性和稳定性均令人满意。

本发明进一步进行了停靠实验，停靠稳定性是根据无人机变得不稳定前的最大风速来评估的，其中更高的最大风速意味着更强的能力。在实验过程中，无人机处于无动力状态。通过改变风源与无人机之间的距离，可以获得不同位置的风速值。

以上说明对本发明而言只是说明性的，而非限制性的，本发明旨在提供一种新型倾转双旋翼无人机，本领域普通技术人员理解，在不脱离权利要求所限定的精神和范围的情况下，可作出许多修改、变化或等效，例如：略调整柱铰链转轴倾斜的角度，但都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种新型倾转双旋翼无人机，其包括：翼身融合机身（1）和对称设在翼身融合机身（1）两侧的且与所述翼身融合机身（1）连接成一体的外翼段（2），其特征在于，其还包括两个用于在任意飞行状态下提供动力、在垂直飞行模式下控制滚转、俯仰、偏航，在水平飞行模式下控制偏航的倾转旋翼组件（3）和两个在水平飞行状态下用于控制俯仰和滚转的俯滚舵组件（6），两个所述倾转旋翼组件（3）对称设置在所述翼身融合机身（1）两侧的前方；所述俯滚舵组件（6）设在外翼段（2）中部位置；当两个倾转旋翼组件（3）同时转至垂直方向，用于飞机在地面以腹部着地姿态进行起飞和降落、垂直飞行模式飞行、在杆状物上进行起飞降落，当两个倾转旋翼组件（3）同时转至水平方向，用于水平飞行模式飞行。

2. 根据权利要求1所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于，所述倾转旋翼组件（3）包括：与所述翼身融合机身（1）前缘连接、向前延伸设置的固定杆（31），在固定杆（31）的端部设有舵机固定件（32），倾转舵机（33）设在舵机固定件（32）上,所述倾转舵机（33）的输出轴与电机固定件（34）连接、带动电机固定件(34)沿倾转舵机(3) 输出轴旋转，电机（35）安装在电机固定件（34）上，旋翼（36）与电机（35）连接。

3. 根据权利要求1所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于，所述俯滚舵组件（6）包括两个可以转动地设在所述外翼段（2）后缘的中间位置上的舵面（61），两个舵面舵机（62）安装在两个所述外翼段（2）上，舵面舵机（62）通过第二球状连杆机构（63）与所述舵面（61）连接 ，用于驱动所述舵面（61）转动。

4.根据权利要求3所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于，所述外翼段（2）包括两部分：外翼段一（21）和外翼段二（22），外翼段一（21）和外翼段二（22）通过内埋方形碳杆（13）的方式相连接；所述外翼段一（21）和外翼段二（22）的机翼后缘一侧设有凹槽部，所述舵面（61）嵌入所述凹槽部并与凹槽部的侧面铰接。

5.根据权利要求1-4其中任一项所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于， 在所述外翼段（2）和翼身融合机身（1）对接处设有使所述外翼段（2）向机尾方向折叠的折叠机构（4）；所述翼身融合机身（1）尾部的凹陷处为停靠点（10），当所述外翼段（2）未折叠时，无人机的重心（CG）位于所述停靠点（10）的前方，当所述外翼段（2）折叠后，所述无人机的重心（CG）位于所述停靠点（10）的后方。

6.根据权利要求5所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于，所述折叠机构（4）包括：一个柱铰链转轴（41）和折叠舵机（42）；所述柱铰链转轴（41）设在所述外翼段（2）与所述翼身融合机身（1）相对接的端面之间，且所述柱铰链转轴（41）呈斜向设置，其由外、后、下方向内、前、上方向倾斜设置，其与机体坐标系的X_b-O_b-Y_b平面之间的夹角为45°，与机体坐标系的X_b-O_b-Z_b平面之间的夹角为45°，与机体坐标系的Y_b-O_b-Z_b平面之间的夹角为45°；所述折叠舵机（42）安装在所述翼身融合机身（1）上、且通过第一球状连杆机构（43）与所述外翼段（2）连接，用于驱动外翼段（2）绕该柱铰链转轴（41）向机尾方向旋转折叠。

7.根据权利要求6所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于，所述外翼段（2）和翼身融合机身（1）对接处、在机身的上表面具有一条横向的分割线（20）；所述外翼段（2）的对接处具有一个向内凹入的凹陷部（211），凹陷部（211）将外翼段（2）的对接端面分成上下两部分：靠近机翼前缘的第一凸出部分（212）和靠近机翼后缘的第二凸出部分（213），所述第一凸出部分（212）呈斜面状，其自所述分割线（20）处向下、向机翼尖方向倾斜设置、其与所述X_b-O_b-Y_b平面夹角为45°；所述第二凸出部分（213）呈斜面状，其自所述分割线处向下、向翼身融合机身（1）方向倾斜设置；所述第一凸出部分（212）与凹陷部（211）相交的位置设有两个铰接座一（215）；所述翼身融合机身（1）的外端面包括与所述第一凸出部分（212）和第二凸出部分（213）对应倾斜度适配的靠近前缘的第一对接面（121）和靠近后缘的第二对接面（122），所述第一对接面（121）为与机体坐标系的X_b-O_b-Z_b平面之间夹角为45度的斜面，且第一对接面（121）的后缘具有与所述铰接座一（215）对应交错设置的两个铰接座二（123）；所述柱铰链转轴（41）设在所述铰接座一（215）和铰接座二（123）中，将翼身融合机身（1）和外翼段（2）铰接于一体。

8.根据权利要求6所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于，其进一步包括电池（7），所述电池（7）分为两组，分别设置在外翼段（2）接近末端的外缘处。

9.根据权利要求6所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于，所述翼身融合机身（1）包括位于中央位置的翼身融合机身本体（11）和位于两端部的端部机身（12），翼身融合机身本体（11）和端部机身（12）通过内埋方形碳杆（13）的方式相连接；所述倾转旋翼组件（3）设在靠近翼身融合机身本体（11）的外缘处；所述翼身融合机身本体（11）的外端面具有一个凹槽（111），一个用于设置所述折叠舵机（42）的舵机支架（124）设在端部机身（12）的端面上，所述舵机支架（124）嵌入所述翼身融合机身本体（11）的外端的凹槽（111）中。

10.所述根据权利要求1-5其中任一项所述的新型倾转双旋翼无人机，其特征在于，其包括飞行控制器（5），所述飞行控制器（5）固定在翼身融合机身（1）中间位置。