一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机

技术领域

本发明涉及旋翼机技术领域，特别涉及一种倾转旋翼机。

背景技术

倾转旋翼飞机兼具直升机和固定翼飞机的特点，具备直升机飞行模式和固定翼飞行模式，具有能垂直/短距起降、飞行包线宽、续航性能好、运载能力强、平均耗油率低/经济性好等优势，能够较好的适应陆地和海上诸多复杂使用环境。我国幅员辽阔、边境界线长、地理环境复杂、人口分布不均、地面交通/机场等基础设施水平差异较大，固定翼飞机使用条件受限、直升机能力不足，倾转旋翼飞机能够较好的满足军民用领域的多种类任务需求，尤其是在远离机场的陆地区域、岛礁、舰上等环境下，以及在执行军事任务、自然灾害监测和救援中，具有无可比拟的优势和不可替代的作用。

倾转旋翼无人机在起飞重量达到吨级之后。电池、电机难以满足使用需求，此时需要燃油发动机提供动力。对于双发倾转旋翼无人机，机翼两侧分别安装一台发动机为旋翼系统提供动力。为增加倾转旋翼无人机巡航升阻比，一般会在发动机短舱外侧安装小翼；由于倾转旋翼无人机在垂直起飞时，旋翼洗流向下冲击到机翼和小翼上，将会带来巨大的垂直增重从而降低倾转旋翼无人机实际有效起飞重量。

发明内容

针对现有技术中存在的不足，本发明提供了一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机，解决垂直增重问题且能够保证旋翼主轴与小翼同步作动。

本发明的目的是这样实现的：一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机，包括机身、机翼、尾翼、短舱、小翼、旋翼和起落架，

所述短舱内设有同时驱动旋翼做倾转动作和小翼折叠动作的同步驱动装置，所述同步驱动装置包括倾转驱动电机、短舱主承力框、小翼折叠展开机构、电机输出主轴、倾转连杆、齿轮齿条机构；

所述小翼折叠展开机构、齿轮齿条机构安装在短舱主承力框内；

所述电机输出主轴通过倾转连杆与旋翼相连；

所述电机输出主轴与齿轮齿条机构传动连接，所述齿轮齿条机构与小翼折叠展开机构传动连接；

所述倾转驱动电机通过倾转连杆驱动旋翼做倾转动作，所述倾转驱动电机还通过齿轮齿条机构带动小翼折叠展开机构转动，从而驱动小翼做折叠动作。

作为本发明所述一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机的优选技术方案，所述旋翼安装在旋翼主轴上，所述旋翼主轴安装在主轴壳内，主轴壳安装在主轴底座上，所述主轴壳可沿主轴底座转动实现倾转动作，所述旋翼主轴与发动机传动轴传动连接，所述主轴壳与发动机传动轴之间设有主轴轴承，所述电机输出主轴经倾转连杆与主轴壳连接，所述电机输出主轴与主轴壳平行，所述电机输出主轴转动带动主轴壳转动实现倾转动作。

作为本发明所述一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机的优选技术方案，所述齿轮齿条结构包括安装在电机输出主轴端部的齿轮和安装在短舱主承力框上的齿条，所述齿轮的转动带动齿条做升降动作，所述小翼折叠展开机构包括摇臂，所述摇臂与齿条传动连接，所述摇臂还与小翼连接，所述齿条的升降通过摇臂带动小翼转动完成展开折叠动作。

作为本发明所述一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机的优选技术方案，所述短舱主承力框上设有齿条滑轨，所述齿条滑动设置在齿条滑轨内。

作为本发明所述一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机的优选技术方案，所述摇臂包括经轴承座安装在短舱主承力框外侧的转轴，转轴的上固定套设有第一连杆，所述第一连杆上开设有腰型槽孔，所述齿条上设有与第一连杆配合并插入腰形槽孔设置有的销轴，所述转轴上还固定套设有多个第二连杆，所述第二连杆小翼固定连接。

作为本发明所述一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机的优选技术方案，所述第二连杆包括连接座和连接板，所述连接座固定在转轴外周，所述连接板固定在小翼内部，所述连接板插入连接座并通过螺栓松动。

作为本发明所述一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机的优选技术方案，所述连接板上设有连接耳片，所述短舱主承力框上设有与所述连接耳片配合的耳片座，所述连接耳片可插入耳片座并通过锁销锁定。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：本发明能够在具有高升阻比、高巡航效率的同时减小直升机模式起飞旋翼洗流垂直增重影响，大幅度提高倾转旋翼无人机垂直起飞载重能力，同时通过机械结构保证小翼与旋翼主轴实现同步变换，结构简单可靠，具有较高的实际运用价值。

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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图 1为本发明飞机模式外形示意图。

图 2为本发明直升机模式外形示意图。

图 3为本发明飞机模式短舱结构后上示意图。

图 4为本发明直升机模式短舱结构后上示意图。

图 5为本发明飞机模式短舱结构前视示意图。

图 6为本发明直升机模式短舱结构前视示意图。

图 7为本发明飞机模式短舱结构前上示意图。

图 8为本发明直升机模式短舱结构前上示意图。

图 9为本发明飞机模式短舱结构上视示意图。

图 10为本发明直升机模式短舱结构上视示意图。

图 11为本发明主轴倾转、小翼折叠状态示意图。

图 12为本发明主轴倾转、小翼展开状态示意图。

其中，1机身，2机翼，3尾翼，4短舱，401旋翼主轴，402主轴底座，403倾转驱动电机，404短舱主承力框，405发动机，406小翼折叠展开机构，406a第一连杆，406b转轴，406c轴承座，406d连接座，406e连接板，406f连接耳片，407主轴壳，407a从动曲柄，408电机输出主轴，408a主动曲柄，409倾转连杆，410齿轮齿条机构，410a齿轮，410b齿条，410c齿条滑轨，410d销轴，411发动机传动轴，412a耳片座，412b锁销，5小翼，6旋翼，7起落架。

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做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。

如图所示的一种可折叠小翼双发倾转旋翼无人机，包括机身1、机翼2、尾翼3、短舱4、小翼5、旋翼6和起落架7；

短舱4内设有同时驱动旋翼6做倾转动作和小翼5折叠动作的同步驱动装置，同步驱动装置包括倾转驱动电机403、短舱主承力框404、小翼折叠展开机构406、电机输出主轴408、倾转连杆409、齿轮齿条机构410；

小翼折叠展开机构406、齿轮齿条机构410安装在短舱主承力框404内；

电机输出主轴408通过倾转连杆409与旋翼6相连；

电机输出主轴408与齿轮齿条机构410传动连接，齿轮齿条机构410与小翼折叠展开机构406传动连接；

倾转驱动电机403通过倾转连杆409驱动旋翼6做倾转动作，倾转驱动电机403还通过齿轮齿条机构410带动小翼折叠展开机构406转动，从而驱动小翼5做折叠动作。

具体的，倾转驱动电机403可固定安装在短舱主承力框404上，电机输出主轴408设置在短舱主承力框404内部，倾转连杆409实现电机输出主轴408与旋翼6的同步转动，旋翼6实现倾转；齿轮齿条机构410将电机输出主轴408的旋转动作转化为升降动作，齿轮齿条机构410再将升降动作转换为小翼折叠展开机构406转动的旋转动作，最终实现小翼5的旋转折叠。

需要说明的是，直升机模式下，旋翼6向上倾转与机翼2水平面呈90°夹角，同时小翼5向机身1内侧收拢，与机翼2平面呈90°夹角；飞机模式下，旋翼6向下倾转至与机翼2水平面呈0°夹角，同时小翼5向机身1外侧展开，与机翼2平面呈0°夹角。

进一步的，旋翼6安装在旋翼主轴401上，旋翼主轴401安装在主轴壳407内，主轴壳407安装在主轴底座402上，主轴壳407可沿主轴底座402转动实现倾转动作，旋翼主轴401与发动机传动轴411传动连接，主轴壳407与发动机传动轴411之间设有主轴轴承，电机输出主轴408经倾转连杆409与主轴壳407连接，电机输出主轴408与主轴壳407平行，电机输出主轴408转动带动主轴壳407转动实现倾转动作。

具体的，电机输出主轴408的外周设有主动曲柄408a，电机壳的外周设有从动曲柄407a，连杆的两端分别与主动曲柄408a和从动曲柄407a铰接，旋翼主轴401通过多级换向传动机构与发动机传动轴411连接，在此过程中充分利用了短舱主承力框404的内部空间，主轴壳407主要是为了实现旋转动作从而实现倾转，旋翼6的动力驱动通过内部旋翼主轴401配合发动机405实现，主轴底座402安装在机翼2上。

需要说明的是，电机输出主轴408的转动经倾转连杆409带动主轴壳407转动，主轴壳407的转动实现了旋翼6的倾转动作。

进一步的，齿轮齿条机构410包括安装在电机输出主轴408端部的齿轮410a和安装在短舱主承力框404上的齿条410b，齿轮410a的转动带动齿条410b做升降动作，小翼折叠展开机构406包括摇臂，摇臂与齿条410b传动连接，摇臂还与小翼5连接，齿条410b的升降通过摇臂带动小翼5转动完成展开折叠动作。

具体的，齿条410b沿竖直方向安装在短舱主承力框404上。

需要说明的是，电机输出主轴408转动带动齿轮410a转动，齿轮410a的转动带动齿条410b的升降动作，齿条410b的升降动作带动摇臂转动，摇臂的转动带动小翼5的折叠，如此设计可将电机输出主轴408的旋转动力转化为摇臂的转动，从而带动小翼5做折叠动作，最终实现倾转与折叠的同步动作。

更进一步的，短舱主承力框404上设有齿条滑轨410c，齿条410b滑动设置在齿条滑轨410c内。

需要说明的是，如此设计使得齿条410b的升降动作更加稳定可靠，进一步保证小翼5折叠的稳定性和可靠性。

更进一步的，摇臂包括经轴承座406c安装在短舱主承力框404外侧的转轴406b，转轴406b的上固定套设有第一连杆406a，第一连杆406a上开设有腰型槽孔，齿条410b上设有与第一连杆406a配合并插入腰形槽孔设置有的销轴410d，转轴406b上还固定套设有多个第二连杆，第二连杆小翼5固定连接。

具体的，轴承座406c固定在短舱主承力框404外侧，本实施例中设置有两个（可根据实际应用进行调整），转轴406b穿过轴承座406c设置，第一连杆406a安装在转轴406b的中部，并伸入短舱主承力框404设置，第一连杆406a为腰形板结构，腰形板的一端套设在转轴406b上、另一端开设有腰型槽孔，配合销轴410d将齿条410b的升降动作转化为转轴406b的旋转动作，最终实现小翼5的折叠动作。

需要说明的是，如此设计可保证在有限的空间内充分实现旋转动作（主轴）至旋转动作（转轴406b）的转换。

更进一步的，第二连杆包括连接座406d和连接板406e，连接座406d固定在转轴406b外周，连接板406e固定在小翼5内部，连接板406e插入连接座406d并通过螺栓松动。

如此设计可方便进行小翼5的安装、检修、更换，只需分离连接板406e和连接座406d即可。

更进一步的，连接板406e上设有连接耳片406f，短舱主承力框404上设有与连接耳片406f配合的耳片座412a，连接耳片406f可插入耳片座412a并通过锁销412b锁定。

在实际使用过程中，飞机模式为常态化模式，为了保证此状态下小翼5的稳定性及可靠性，通过耳片座412a和连接耳片406f的配合实现了小翼5水平后的锁定保持。

以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。