包括升力产生机翼的无人机 |
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| 申请号 | CN201710469474.4 | 申请日 | 2017-06-20 | 公开(公告)号 | CN107521682A | 公开(公告)日 | 2017-12-29 |
| 申请人 | 鹦鹉无人机股份有限公司; | 发明人 | G·拉范根; M·马立马立; Y·贝纳塔; T·巴斯; | ||||
| 摘要 | 一种 旋转机 翼无人机(10)，该旋转机翼无人机包括无人机 机体 (12)和四个链接臂(16)，该无人机机体包括控制无人机的驾驶的 电子 板，而四个链接臂包括刚性连接的推进单元(14)。链接臂(16)形成升 力 产生机翼。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种旋转机翼无人机(10)，包括： |
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| 说明书全文 | 包括升力产生机翼的无人机技术领域背景技术[0003] 示例是由法国巴黎的鹦鹉无人机SAS公司市售的Rolling Spider(商标名)。 [0004] 每个螺旋桨由于螺旋桨的升力而将牵引力施加在无人机上，其中该牵引力指向上，并且每个螺旋桨施加扭矩，该扭矩处于与该螺旋桨的旋转方向相反的方向上。在稳定飞行中，即当看起来在高度和姿态上保持不动时，四个螺旋桨以相同的速度旋转并且四个提升力组合而补偿无人机的重量。在螺旋桨的扭矩方面，这些螺旋桨由于螺旋桨的相反旋转方向而彼此抵消。 [0005] 该无人机具体地说能设有由轴形成的附件，该轴在其每个端部上设有大直径机轮。此种构造具体地说允许无人机不仅能飞行而且由于该无人机设有机轮而能在地面上、沿着壁、抵抗天花板等等驱动，由此除了无人机的正常自由飞行和升力构造以外，增大了运动可能性。 [0007] 在大型模型的领域中，已知多种飞行器类型的飞行装置，这些飞行装置并不允许由升力和旋转机翼推进来飞行，而是飞行由推进器来确保并且通过所述飞行器的升力产生机翼来提供该升力。因此，该种飞行器被认为是固定机翼设备。 [0008] 然而，应注意的是，所述大型模型难以驾驶并且通常经受损坏大型模型的膨胀。 发明内容[0009] 本发明的目的是提出一种旋转机翼无人机，该旋转机翼无人机允许此种类型的无人机不仅能使用旋转表面(即旋转机翼的升力)来飞行，而且能类似于飞行器而使用固定机翼来飞行，同时受益于目前由无人机提供的容易控制的优点。 [0010] 为此，本发明提出一种旋转机翼无人机，该旋转机翼无人机包括无人机机体和四个链接臂，该无人机机体包括控制无人机的驾驶的电子板，而四个链接臂包括刚性连接的推进单元，这些链接臂形成升力产生机翼。 [0011] 以特征的方式，该无人机包括飞行转换装置，该飞行转换装置允许无人机能在起飞之后执行转换，从而利用四个机翼的升力来飞行。 [0012] 单独地或者组合地根据各个附属特征： [0013] -推进单元固定于升力产生机翼的端部； [0014] -当无人机处于飞行器飞行位置中时，四个推进单元相对于无人机机体的水平中平面形成倾斜角，在无人机处于飞行器飞行位置中时在该无人机机体的水平中平面上方位于无人机机体的任一侧上的推进单元各自以正的预定垂向倾斜角朝向在所述水平中平面下方位于该无人机机体的同一侧上的推进单元倾斜，并且在所述水平中平面下方位于无人机机体的任一侧上的推进单元各自以对称的负的预定垂向倾斜角朝向在该水平中平面上方位于该无人机机体的同一侧上的推进单元倾斜； [0015] -将该预定倾斜角识别为绝对值； [0016] -该预定倾斜角作为绝对值在10°和30°之间； [0017] -定位在由水平中平面限定的无人机机体的各侧上的升力产生机翼是对称的； [0018] -升力产生机翼是二面角形状的； [0019] -升力产生机翼由两个部分构成，即当无人机处于飞行器飞行位置中时的第一水平部分以及形成水平机翼部段和无人机机体之间接合部的部分； [0020] -定位在无人机机体的各侧上的升力产生机翼由至少一个强化装置互连； [0021] -该强化装置基本上固定在推进单元附近； [0022] -升力产生机翼相对于无人机机体形成扫掠角； [0023] -无人机机体具有细长形状并且基本上垂直于螺旋桨的平面； [0025] -该无人机不具有机翼控制表面； [0026] -该无人机的至少一个机翼在该机翼的周界的至少一个部分之上包括至少一个加强装置； [0027] -所述至少一个加强装置至少部分地位于所述至少一个机翼的远侧端部上和/或尾缘上； [0028] -所述至少一个加强装置至少位于所述至少一个机翼的远侧端部和尾缘之间的接合部上； [0029] -所述至少一个加强装置至少部分地位于所述至少一个机翼的远侧端部上并且延伸超出所述远侧端部以形成用于无人机的支承构件； [0031] 现将参照附图来描述本发明的实施例。 [0032] 图1是当无人机处于地面上时从上方观察到的根据本发明无人机的总视图。 [0033] 图2是当无人机使用机翼的升力而处于飞行中时的根据本发明无人机的侧视图。 [0034] 图3是当无人机使用机翼的升力而处于飞行中时的根据本发明无人机的俯视图。 [0035] 图4是当无人机使用机翼的升力而处于飞行中时的根据本发明无人机的后视图。 [0036] 图5示出根据本发明的无人机的特定实施例。 [0037] 图6示出根据本发明的无人机的又一特定实施例。 具体实施方式[0038] 现将描述本发明的实施例。 [0039] 在图1中，附图标记10总地指代旋转机翼无人机。在图1中示出的示例中，该旋转机翼无人机是从由法国巴黎的鹦鹉无人机SAS公司市售的Rolling Spider得到的四轴飞行器类型的无人机。 [0040] 四轴飞行器无人机包括无人机机体12和四个推进单元14，这些推进单元分别刚性地连接于四个链接臂16。推进单元14由集成的导航和姿态控制系统独立地控制。每个推进单元14均装配有由各个电动机驱动的螺旋桨18。不同的电动机能以有差异的方式控制，以导引无人机的姿态和速度并产生正升力。 [0041] 两个推进单元上的螺旋桨18沿顺时针方向旋转，而在另外两个推进单元上的螺旋桨沿逆时针方向旋转。装配有沿相同旋转方向旋转的螺旋桨的推进单元定位在同一对角线上。 [0042] 以作为本发明特征的方式，四个链接臂16形成基本上垂直于螺旋桨的平面的升力产生机翼，从而允许无人机能使用旋转机翼飞行或者以所谓的飞行器飞行方式飞行，从而受益于升力产生机翼的升力。 [0043] 根据特定的实施例，如图1所示，推进单元基本上固定于升力产生机翼的端部。 [0044] 替代地，推进单元可固定在升力产生机翼的几乎整个长度之上，尤其是固定在每个机翼的前缘的区域中；然而，应考虑两个相邻推进单元之间的最小距离，并且所述距离不应小于所述相邻推进单元上的两个螺旋桨的半径之和。 [0045] 根据特定的实施例，该无人机包括飞行转换装置，该飞行转换装置允许该无人机能以四轴飞行器模式(即使用旋转表面的升力)而在起飞之后实现转换，以使得该无人机使用机翼的升力、且具体地说是所述无人机的机翼的拖拽力来飞行。 [0046] 为此，该无人机实现给定角度的转换，即例如从20°至90°的角度θ且较佳地是在20°和80°之间的俯仰角度θ，以使得该无人机受益于四个机翼的升力来飞行。因此，该无人机适合于按惯例使用旋转表面的升力来飞行或者类似于飞行器使用机翼的升力来飞行。此种类型的无人机具有适合于类似飞行器飞行的优点，但允许良好地控制飞行速度，因为尤其是如果转换角度是小角度的话，所述无人机还适合于极为缓慢地飞行。 [0047] 因此，在受益于当前由无人机提供的便利驾驶的同时，作为本发明主题的无人机的使用者能根据他们的期望而按惯例使旋转机翼无人机飞行或者类似于飞机那样飞行。 [0048] 如果无人机在起飞之前根据三个正交轴线X、Y和Z来限定，则所述轴线将命名为如下： [0049] -X轴线，即滚转轴线，该滚转轴线通过如下事实限定：无人机绕该轴线的旋转允许该无人机能向右或向左运动， [0050] -Y轴线，即俯仰轴线，该俯仰轴线通过如下事实限定：无人机绕该轴线的旋转允许该无人机能向前或向后运动，以及 [0052] 因此，该转换能通过如下事实来限定：无人机的Z轴线在无人机过渡到飞行器飞行模式(即使用固定机翼)，换言之是使用四个机翼的升力时，变为滚转轴线，该Z轴线在该无人机以常规模式(即使用旋转机翼的升力)而飞行的过程中是与航向轴线相对应的。 [0053] 图1中示出的无人机包括呈升力产生机翼形式的四个链接臂；然而，此种无人机能包括超过四个的升力产生机翼。 [0054] 根据特定的实施例，无人机机体12例如具有细长形状。根据该实施例，无人机的升力产生机翼固定在该无人机机体的所有长度或部分长度之上。 [0055] 图1中示出的无人机使得当无人机处于飞行器飞行位置中时，升力产生机翼16定位在由无人机机体12的水平中平面(horizontal median plane)所限定的无人机机体的各侧上，并且升力产生机翼例如是对称的并形成二面角。 [0056] 根据另一实施例，无人机机体的任一侧上的升力产生机翼可并不相对于无人机机体的所述水平中平面对称。 [0057] 还可观察到的是，图1中示出的无人机使得当无人机处于飞行器飞行位置中时，升力产生机翼16相对于垂直中平面(vertical median plane)12定位在无人机的任一侧上，并且升力产生机翼是对称的。 [0058] 根据另一实施例，无人机机体的任一侧上的升力产生机翼可并不相对于无人机机体的所述垂直中平面对称。 [0059] 图1中示出的无人机的结构是X形的，该X形在无人机处于飞行器飞行位置中时，在上部机翼上具有相对于该无人机机体的水平中平面的正二面角，并且在下部机翼上具有相对于所述水平中平面的相同数值的负二面角。然而，该无人机可包括不同数值的正和负的二面角。 [0060] 例如，上部机翼上的正二面角在15°和25°之间，且较佳地是20°。类似地，根据所说明的无人机，下部机翼上的负二面角在15°和25°之间，并且较佳地是20°。 [0061] 根据尤其是在图6中示出的特定实施例，该无人机结构使得二面角是零。 [0062] 例如在图1中可观察到的是，升力产生机翼具有翼展，以使得杠杆臂在飞行器模式中允许平稳的飞行。在图1中说明的示例中，翼展是30cm。 [0063] 此外，升力产生机翼具有升力表面，该升力表面适合于允许无人机能在飞行器模式中利用四个机翼的升力来飞行。确定这些机翼的表面以提供良好的升力，而不会对常规飞行中的无人机的飞行性能有较大影响。 [0064] 升力产生机翼例如由聚苯乙烯、聚丙烯(PP)或膨胀聚丙烯或其它类型的可膨胀聚烯烃制成。 [0065] 如图3中所示，每个升力产生机翼能包括至少一个结构构件20，该至少一个结构构件插入到升力产生机翼中。该结构构件20可根据机翼的加强需求而或大或小是挠性的。该结构构件能允许连接无人机机体和推进单元的一根或多根电线引导通过，以将电力供给至推进单元。 [0067] 在缺少插入到升力产生机翼中的此种类型结构构件的情形下，沟槽能设置在每个机翼中，以允许连接无人机机体和推进单元的一根或多根电线引导通过，从而将电力供给至推进单元。 [0069] 如图2中所示，无人机的升力产生机翼16相对于无人机机体12形成扫掠角α；该扫掠角α可以在5°和20°之间，并且较佳地是大约10°。 [0070] 根据特定的实施例，无人机的每个推进单元(除了螺旋桨)处于与该推进单元所固定于的机翼相同的平面中。换言之，推进单元上的每个螺旋桨处于如下平面中：该平面基本上垂直于该螺旋桨所固定于的机翼的升力表面的平面。 [0071] 然而，根据图1和图4中说明的实施例，四个推进单元相对于无人机机体的水平中平面形成倾斜角，且定位在无人机机体的一侧上的两个推进单元各自以预定正的垂向倾斜角和预定负的垂向倾斜角朝向彼此倾斜。对称的是，定位在无人机机体的另一侧上的两个推进单元各自以相同的预定正的垂向倾斜角和相同的预定负的垂向倾斜角朝向彼此倾斜。 [0072] 换言之，当无人机处于飞行器飞行位置中时，在无人机机体的水平中平面上方位于该无人机机体的任一侧上的推进单元各自以预定正的垂向倾斜角朝向在所述水平中平面下方位于该无人机机体的同一侧上的推进单元倾斜，且反之亦然。在所述水平中平面下方位于该无人机机体的任一侧上的推进单元具体地说各自以对称的预定负的垂向倾斜角朝向在该水平中平面上方位于该无人机机体的同一侧上的推进单元倾斜。 [0073] 在飞行器模式中，推进单元的倾斜允许能产生垂直于前进运动方向的水平牵引分量，该水平牵引分量有助于增大绕无人机的航向轴线的可用扭矩，该可用扭矩否则仅仅由于无人机上螺旋桨的扭矩而产生。此种扭矩增大可有利于以飞行器模式飞行，即使用无人机的机翼的升力来飞行。这是由于扭矩增大允许在飞行器模式中无人机的位移惯性能绕航向轴线平衡，该惯性由于升力产生机翼的存在而比常规无人机(即不具有升力产生机翼)高得多。 [0074] 电动机的倾斜会导致所产生的升力减小，因为由电动机产生的牵引力的一部分施加在水平平面上。然而，由于此种倾斜产生水平牵引分量，因而这有助于在飞行器模式中增大绕航向轴线对无人机的控制，这是因为通过将推进单元基本上放置在机翼的端部处来优化将水平力施加在存在于电动机和无人机的重心之间的杠杆臂上，从而允许能绕航向轴线产生扭矩，该扭矩会附加于螺旋桨的扭矩。 [0075] 使得无人机能够以飞行器模式(即使用机翼的升力)来飞行所需的牵引力小于允许无人机在其常规飞行构造中维持固定位点(即稳定飞行)所需的牵引力。 [0076] 还应注意的是，无人机的Z轴线在无人机以飞行器模式飞行(即使用机翼的升力)基本上水平地飞行时变为滚转轴线，该Z轴线在无人机以常规模式(即使用旋转机翼)飞行器时对应于航向轴线。 [0077] 根据特定的实施例，将四个推进单元的预定倾斜角识别为绝对值。 [0078] 然而，根据另一实施例，当无人机处于飞行器飞行位置中时，位于无人机机体的水平中平面上方的推进单元可具有如下倾斜角：该倾斜角作为绝对值不同于位于所述水平中平面下方的推进单元的倾斜角。 [0079] 根据特定的实施例，预定倾斜角在10°和30°之间，并且较佳的是大约20°。 [0080] 已注意到的是，施加于推进单元的绝对值为20°的倾斜角会导致损失大致6％的推力。此外，当电动机旋转时围绕机翼的空气流的循环由于推进单元的倾斜会导致增大的牵引力损失。因此，根据该实施例，推力损失是大约24％。 [0081] 根据特定的实施例，推进单元可显著地倾斜以绕无人机的主要中间轴线会聚，并且因此可在无人机处于飞行器飞行位置中时相对于无人机机体的垂直中平面具有一定数值的倾斜角。 [0082] 图1、2和3中说明的无人机包括固定于无人机机体的四个升力产生机翼，每个机翼均具有平行四边形的形状。 [0083] 然而，可设想其它机翼形式。 [0084] 具体地说，如图5中所示，升力产生机翼可由两个部分16A和16B形成，即，当无人机处于飞行器飞行位置中时与无人机机体的水平中平面基本上成水平的第一部分16A，以及在基本上水平机翼部分和无人机机体之间形成接合部的部分16B。 [0085] 根据图6中示出的又一实施例，位于无人机机体12的上表面上的两个链接臂形成单个机翼，即具有无缝抽吸表面的第一机翼，而位于无人机机体12的下表面上的两个链接臂也形成单个机翼，即具有无缝抽吸表面的第二机翼。 [0086] 升力产生机翼16可由至少一个强化装置22成对地彼此连接。 [0087] 根据特定的实施例，当无人机处于飞行器飞行位置中时，位于无人机机体的垂直中平面的同一侧上的升力产生机翼由强化装置22彼此连接。图1示出一实施例，其中，单个强化装置固定在无人机的同一侧上的升力产生机翼之间。 [0088] 强化装置例如由碳制成并且分别稳固地固定于强化装置的任一侧上的两个不同的升力产生机翼。 [0089] 根据特定的实施例，强化装置22基本上固定在推进单元附近。 [0090] 该无人机机体12能进一步包括超声波传感器24和/或摄像传感器26，该超声波传感器和/或摄像传感器基本上垂直于螺旋桨的平面指向。这些传感器的目的是在无人机以常规模式(即以旋转机翼模式)飞行期间测量无人机相对于地面的高度。超声波传感器例如包括电声换能器，该电声换能器允许能发出和接收超声。该换能器发出几十或几百微秒的短脉冲超声，并等待在地面上反射后返回的回声。将脉冲发出与回声接收分开的时间延迟允许了解声音的速度、所要评估的经覆盖声学路径的长度并且允许评估将无人机与反射表面分开的距离。 [0091] 在超声波传感器的光束相对较宽(通常具有带有大致55°开度的椎体)并且升力产生机翼相对较宽且显著地超过无人机机体的后部的情况下，这些升力产生机翼就会减小超声的发出和接收椎体并且干扰超声。 [0092] 如图3所示，为了改进确定无人机相对于地面的高度的方式，机翼28的位于无人机机体的后部部分附近的那一部分被切割成能扩展位于无人机机体的后部处的空间，并且遵循超声波传感器的光束椎体。 [0093] 根据另一特定实施例，无人机可不具有诸如副翼型控制表面之类的机翼控制表面，这些机翼控制表面运动并且具体地用于沿着无人机的三个轴线、即俯仰轴线、滚转轴线和航向轴线来驾驶该无人机。在该情形中，通过将特定的指令发送至无人机的每个推进单元来执行以飞机模式的驾驶。 [0094] 当无人机处于地面上时，该无人机经由无人机机翼、具体地说经由机翼的尾缘和/或机翼的尾缘和远侧端部之间的接合部来搁抵在地表面上。 [0095] 已观察到的是，连续的无人机着陆会损坏无人机机翼。 [0096] 为了保护机翼，并且根据特定的实施例，一个或多个无人机机翼甚至所有的无人机机翼能在机翼的周界的至少一个部分之上包括至少一个加强装置30，以使得连续的着陆不会损坏无人机机翼。 [0097] 现将详细地描述包括至少一个加强装置的无人机。然而，根据本发明，一个或多个机翼且甚至所有的无人机机翼能如下描述来设计。 [0098] 根据一个实施例，如图3中所示，加强装置30例如至少部分地定位在机翼的远侧端部上和/或尾缘上。 [0099] 因此，加强装置能定位在机翼的远侧端部的长度的至少一个部分之上。以互补的或替代的方式，加强装置能定位在机翼的尾缘的长度的至少一个部分之上。 [0100] 替代地，该机翼可包括第一加强装置和第二加强装置，该第一加强装置定位在机翼的远侧端部的长度的至少一个部分之上，而该第二加强装置定位在机翼的尾缘的长度的至少一个部分之上。 [0101] 在包括箭形、梯形机翼的无人机的实施例的情形中，当无人机处于地面上时，该无人机搁抵在机翼的远侧端部和尾缘之间的接合部分上。根据该实施例，加强装置可至少位于机翼的远侧端部和尾缘之间的接合部分上，以防止机翼的该端部在若干次着陆之后的任何变形。 [0102] 根据特定的实施例，加强装置至少部分地位于机翼的远侧端部上并且延伸超出该远侧端部以形成无人机支承构件。 [0103] 根据该特定实施例，在远侧端部的延伸部中，在机翼的远侧端部和尾缘之间的接合部处，一组脚部形成在机翼的端部上，从而允许无人机能降落在所述脚部上并且由此避免这些机翼的任何变形。 [0104] 为了在正面碰撞的事件中保护无人机机翼，一个或多个无人机机翼的前缘能在机翼的前缘的所有长度或部分长度之上包括加强装置。 [0105] 加强装置由相对刚性材料生产，例如由塑性材料、具体地说由聚丙烯或高密度膨胀聚丙烯来生产。 |
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