机翼倾转结构及飞行器的制作方法

1.本技术涉及飞行器技术领域，尤其涉及机翼倾转结构及飞行器。


背景技术：

2.飞行器，一般是指可进行飞行的器械，如飞机、无人机等。其中固定翼飞行器为较常见的飞行器种类，固定翼飞行器在飞行过程中可通过与空气相对运动产生的空气动力升空飞行，具备优秀的续航能力。
3.相关技术中，固定翼飞行器由于需要借助空气动力进行升空飞行，因此，固定翼飞行器一般采用滑跑的方式实现起降，导致固定翼飞行器的起降过程需要具备长直线跑道的场地，对场地要求高，不便于固定翼飞行器推广应用。


技术实现要素：

4.为解决或部分解决相关技术中存在的问题，本技术提供一种机翼倾转结构及飞行器，能够实现控制飞行器的机翼进行转动，使固定翼飞行器能够同时具有垂直起降及滑跑起降功能，降低飞行器升降过程中的场地要求，使飞行器的应用场景更加灵活。
5.本技术第一方面提供一种机翼倾转结构，包括中央机翼肋、倾转机构及飞行动力总成，其中：
6.所述中央机翼肋的一端用于连接飞行器的机体；
7.所述倾转机构包括连接梁和驱动件，所述连接梁的一端连接于所述中央机翼肋背离所述机体的一侧，所述驱动件设置于所述连接梁的另一端；
8.所述飞行动力总成连接于所述驱动件，所述驱动件驱动所述飞行动力总成相对于所述中央机翼肋转动，以改变所述飞行动力总成的推力方向。
9.在一实施方式中，所述倾转机构还包括驱动轴，所述驱动轴一端连接所述驱动件的动力输出端，所述驱动轴另一端连接于所述飞行动力总成，以使所述飞行动力总成环绕连接梁的轴心转动。
10.在一实施方式中，所述机翼倾转结构还包括翼尖肋，所述翼尖肋活动套设于所述连接梁并沿所述连接梁的轴向延展，所述驱动轴连接于所述翼尖肋，以使所述翼尖肋随所述飞行动力总成同步环绕所述连接梁转动。
11.在一实施方式中，所述翼尖肋沿所述连接梁的径向开设有固定通孔，所述驱动轴穿设于所述固定通孔，以使所述翼尖肋与所述飞行动力总成跟随所述驱动轴同步转动。
12.在一实施方式中，所述连接梁具有圆柱段，所述翼尖肋沿所述连接梁的轴向开设有安装通孔，所述安装通孔与所述圆柱段间隙配合。
13.在一实施方式中，所述圆柱段表面设置有减阻层。
14.在一实施方式中，所述翼尖肋的长度大于所述飞行动力总成的旋翼的半径。
15.在一实施方式中，所述驱动轴的旋转角度包括0
°
～90
°
，以驱动所述飞行动力总成的气流推力方向在0
°
～90
°
转动。
16.在一实施方式中，所述中央机翼肋内设置有固定梁，其中：
17.所述固定梁的两端分别连接所述机体及连接梁。
18.本技术第二方面提供一种飞行器，包括上述任一实施方式所述的机翼倾转结构。
19.本技术提供的技术方案可以包括以下有益效果：
20.本技术技术方案的机翼倾转结构，由连接梁和驱动件构成倾转机构，通过驱动件驱动飞行动力总成相对于中央机翼肋转动，改变飞行动力总成的气流推力方向。这样的设计，通过改变飞行动力总成的气流推力方向，使飞行器可进行垂直起降或滑跑起降，从而使飞行器的起飞方式更加灵活，有效降低飞行器升降过程中的场地要求。
21.应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本技术。
附图说明
22.通过结合附图对本技术示例性实施方式进行更详细地描述，本技术的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本技术示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
23.图1是本技术实施例示出的机翼倾转结构的结构示意图；
24.图2是本技术实施例示出的机翼倾转结构的另一结构示意图；
25.图3是图1中示出的机翼倾转结构隐藏部分结构后的结构示意图；
26.图4是图2中示出的机翼倾转结构隐藏部分结构后的结构示意图；
27.图5是图1中示出的机翼倾转结构的圆柱段的结构示意图；
28.图6是图1中示出的机翼倾转结构的圆柱段的另一结构示意图；
29.图7是本技术实施例示出的飞行动力总成的旋翼与中央机翼肋的蒙皮的相交区域示意图；
30.图8是本技术实施例示出的飞行器的结构示意图。
31.附图标记：机体100；机翼倾转结构200；中央机翼肋210；固定梁211；倾转机构220；连接梁221；圆柱段2211；驱动件222；驱动轴223；固定结构224；飞行动力总成230；第一旋转位置230a；第二旋转位置230b；旋翼231；电机232；翼尖肋240；第一飞行位置240a；第二飞行位置240b；安装通孔241；固定通孔242；翼尖肋的长度l；旋翼的半径r；相交区域s。
具体实施方式
32.下面将参照附图更详细地描述本技术的实施方式。虽然附图中显示了本技术的实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本技术而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本技术更加透彻和完整，并且能够将本技术的范围完整地传达给本领域的技术人员。
33.应当理解，尽管在本技术可能采用术语“第一”、“第二”、“第三”等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。例如，在不脱离本技术范围的情况下，第一信息也可以被称为第二信息，类似地，第二信息也可以被称为第一信息。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限
定。
34.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
35.除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，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。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技术中的具体含义。
36.相关技术中，固定翼飞行器一般采用滑跑的方式实现起降，导致固定翼飞行器的起降过程需要具备长直线跑道的场地，对场地要求高，不便于固定翼飞行器推广应用。
37.针对上述问题，本技术实施例提供一种机翼倾转结构，能够通过改变飞行器的飞行动力总成的气流推力方向，使固定翼设计的飞行器能够同时具有垂直起降及滑跑起降功能，降低飞行器升降过程中的场地要求，使飞行器的起飞方式更加灵活。
38.以下结合附图详细描述本技术实施例的技术方案。
39.参见图1及图2，本技术一实施例提供一种机翼倾转结构，机翼倾转结构包括：中央机翼肋210、倾转机构220及飞行动力总成230。
40.中央机翼肋210的一端用于连接飞行器的机体。
41.倾转机构220包括连接梁221和驱动件222。连接梁221的一端连接于中央机翼肋210背离机体的一侧，驱动件222设置于连接梁221的另一端，可以理解，驱动件222位于连接梁221远离中央机翼肋210的一端。
42.飞行动力总成230连接于驱动件222，例如，飞行动力总成230与驱动件222的动力输出端连接。其中，飞行动力总成230包括旋翼231及驱动旋翼231旋转的电机232。通过电机232驱动旋翼231旋转而产生气流推力，通过该气流推力对飞行器提供飞行动力。驱动件222驱动飞行动力总成230相对于中央机翼肋210转动，以改变飞行动力总成230的朝向，从而改变气流推力的方向。
43.为了便于对本技术技术方案的机翼倾转结构的理解，定义飞行器沿平行于水平面平飞的状态为平飞状态，以及，定义飞行器沿垂直于水平面方向进行升降的状态为垂直升降状态。并且，飞行动力总成230具有第一旋转位置230a及第二旋转位置230b。假设图1中飞行动力总成230的位置为第一旋转位置230a，假设图2中飞行动力总成230的位置为第二旋转位置230b。当飞行动力总成230处于第一旋转位置230a时，可以使飞行器切换为平飞状态；当飞行动力总成230处于第二旋转位置230b时，可以使飞行器切换为垂直升降状态。这样的设计，驱动件222通过驱动飞行动力总成230在第一旋转位置230a及第二旋转位置230b之间切换，即可实现飞行器在平飞状态及垂直升降状态之间切换，从而控制飞行器切换不同的起降方式。当飞行器处于平飞状态时，飞行器可通过滑跑起降的方式进行起降；当飞行器处于垂直升降状态时，飞行器可以通过垂直起降的方式进行起降。
44.在该示例可知，本技术的机翼倾转结构，由连接梁221和驱动件222构成倾转机构
220，其中通过驱动件222驱动飞行动力总成230相对于中央机翼肋210转动，改变飞行动力总成230的气流推力方向。这样的设计，利用改变飞行动力总成的推力方向，使飞行器可进行垂直起降或滑跑起降，使飞行器的起飞方式更加灵活；另外，飞行器在垂直升起至空中后，可通过控制飞行动力总成230的气流推力方向，使飞行器切换至平飞状态，利用飞行器的固定翼的翼面提供的升力，降低飞行器飞行时的能耗，提升飞行器的续航能力。
45.为了提高对飞行动力总成230转动控制的稳定性，参见图1及图2，在一实施方式中，倾转机构220还包括驱动轴223。驱动轴223一端连接驱动件222的动力输出端，驱动轴223另一端连接于飞行动力总成230。驱动件222的动力输出端通过驱动轴223，驱动飞行动力总成230环绕连接梁221的轴心转动。这样的设计，利用驱动轴223传递驱动件222的动力输出，实现飞行动力总成230的转动。
46.参见3及图4，在一实施方式中，驱动件222可采用一固定结构224安装至连接梁221上。例如，固定结构224设置于连接梁221的末端。又例如，固定结构224套设于连接梁221。驱动件222通过设置于固定结构224以稳固设置于连接梁221。可选地，固定结构224与连接梁221可通过结构胶粘接或螺栓固定连接。在另一实施方式中，驱动件222与固定结构224可采用一体结构设计，即驱动件222与固定结构224可以设计为一体式部件。在装配过程中，可通过将固定结构224装配至连接梁221而实现对驱动件222的安装，提高飞行器的装配效率。可选地，驱动件222可采用旋转电机、旋转气缸。当然，驱动件222还可采用其他可实现驱动飞行动力总成230进行转动的器件。
47.参见图1至图4，在一实施方式中，驱动轴223的旋转角度包括0
°
～90
°
，以驱动飞行动力总成的气流推力方向在0
°
～90
°
转动，可以理解，飞行动力总成230进行转动时，飞行动力总成230转动至其第一旋转位置230a与其第二旋转位置230b之间的旋转夹角为90
°
。其中，第一旋转位置230a对应飞行器的平飞状态，第二旋转位置230b对应飞行器的垂直升降状态。这样的设计，通过驱动飞行动力总成230在第一旋转位置230a及第二旋转位置230b之间切换，即可实现飞行器在平飞状态及垂直升降状态之间切换，从而控制飞行器切换不同的起降方式，使控制过程更加简单、有效。需要指出的是，驱动轴223的旋转角度处于0
°
位置时，可以对应驱动轴223与水平面的夹角为0
°
。当然，驱动轴223的旋转角度可以不限于0至90
°
，即飞行动力总成230进行转动时，飞行动力总成230的第一旋转位置230a与第二旋转位置230b之间的旋转夹角可以大于90
°
。例如，驱动轴223的旋转角度为0
°
至180
°
，对应飞行动力总成230的第一旋转位置230a与第二旋转位置230b之间的旋转夹角为180
°
。又例如，驱动轴223的旋转角度为0
°
至360
°
，对应飞行动力总成230的第一旋转位置230a与第二旋转位置230b之间的旋转夹角为360
°
。这样的设计，通过使飞行动力总成230转动至对应的不同位置时，可以使飞行器获取向前、斜向前、向后、斜向后、向上、斜向上、向下、斜向下等任意飞行方向的推力。
48.参见图1及图2，在一实施方式中，机翼倾转结构还包括翼尖肋240，翼尖肋240活动套设于连接梁221并沿连接梁221的轴向延展，驱动轴223连接于翼尖肋240。在实际应用过程中，中央机翼肋210及翼尖肋240的外部均包裹蒙皮，形成飞行器的机翼的完整翼型。其中翼尖肋240可以是对应机翼的翼尖部分。这样的设计，当飞行动力总成230转动时，即驱动件222通过驱动轴223驱动飞行动力总成230相对于中央机翼肋210转动时，翼尖肋240可随飞行动力总成230的转动而转动。这样的设计，可在控制飞行动力总成230进行转动时，同时控
制翼尖肋240转动，使得翼尖肋240可跟随飞行动力总成230同步在不同位置之间进行切换。
49.在另一实施方式中，翼尖肋240可以具有与飞行动力总成230的第一旋转位置230a对应的第一飞行位置240a，及与第二旋转位置230b对应的第一飞行位置240a的第二飞行位置240b。如图1和图2所示，通过驱动轴223使翼尖肋240随飞行动力总成230同步在第一飞行位置240a及第二飞行位置240b之间切换。
50.参见图1及图2，在一实施方式中，翼尖肋240沿连接梁221的径向开设有固定通孔241，固定通孔241与驱动轴223匹配，驱动轴223穿设于固定通孔241后与飞行动力总成230连接。通过固定通孔241与驱动轴223配合，实现翼尖肋240与飞行动力总成230跟随驱动轴223同步转动，有效提高翼尖肋240与飞行动力总成230转动过程的一致性，并且可通过固定通孔241对驱动轴223进行避让。在另一实施方式中，固定通孔241的可采用三角形、多边形、椭圆形或其它不规则形状，从而在驱动轴223穿设固定通孔241后，对翼尖肋240起限位作用，防止翼尖肋240在运动过程中产生沿驱动轴223的轴向偏移，进而加强翼尖肋240与倾转轴231的连接的稳定性。在又一实施方式中，翼尖肋240与飞行动力总成230的旋转中心、旋转方向及旋转角度相同，可以理解，在转动过程中，翼尖肋240与飞行动力总成230可以保持相对位置不变。这样设计，可进一步降低翼尖肋240外部包裹的蒙皮对飞行器的垂直升降过程造成的影响。为了与飞行器的翼型匹配，翼尖肋240一般采用扁平状设计，在又一实施方式中，飞行动力总成230的旋翼231的旋转面与翼尖肋240相对垂直。这样的设计，在翼尖肋240呈扁平形状的情况下，可以降低翼尖肋240外部包裹的蒙皮对飞行动力总成230提供的推力造成的遮挡，从而提升飞行动力总成230的推力输出效果。
51.为了提高翼尖肋240转动时的稳定性，参见图1，在一实施方式中，连接梁221可以具有圆柱段2211，翼尖肋240沿连接梁221的轴向开设有安装通孔242，安装通孔242与圆柱段2211间隙配合。通过圆柱段2211与安装通孔242之间的间隙配合，使翼尖肋240绕连接梁221转动的过程更加稳定。参见图5及图6，在另一实施方式中，圆柱段2211可采用连续式或分段式设计。如5所示，圆柱段2211采用连续式设计时，圆柱段2211覆盖连接梁221的整体外壁，使连接梁221整体外壁呈圆形弧面。如图6所示，圆柱段2211采用分段式设计时，圆柱段2211具有多个间隔分布的圆形弧面。在又一实施方式中，圆柱段2211表面设置有减阻层(图未示)，减阻层可以采用可降低摩擦阻力的材料。例如，减阻层可以采用聚四氟乙烯或聚全氟乙丙烯等摩擦系数低的材料，于此不作限制。利用减阻层降低圆柱段2211与安装通孔242之间的摩擦阻力，进一步使翼尖肋240转动时更顺畅稳定。
52.参见图1及图7，在一实施方式中，翼尖肋240的长度l大于飞行动力总成的旋翼的半径r。应理解，驱动轴223设置于翼尖肋240时，驱动轴223与中央机翼肋210的间隔距离为0至l，即飞行动力总成230相对于中央机翼肋210的间隔距离为0至l。当翼尖肋240的长度l大于飞行动力总成的旋翼的半径r，则飞行动力总成230的旋翼中心与中央机翼肋210的间隔距离可以大于r。这样的设计，在中央机翼肋210外部包裹蒙皮后，可对飞行动力总成230的旋翼231的旋转面与中央机翼肋210外部包裹蒙皮的相交区域s，进行更大范围的调节，从而可根据需求调整相交区域s的面积，例如调节驱动轴223的翼尖肋上的安装位置240，以更加远离中央机翼肋210，从而减小相交区域s的范围，继而减少中央机翼肋210在飞行中对旋翼231旋转产生的气流推力造成的遮挡，进而提升飞行动力总成230提供推力的输出效果。
53.参见图1及图2，在一实施方式中，中央机翼肋210内设置有固定梁211，其中，固定
梁211的两端分别连接飞行器的机体及连接梁221。通过在中央机翼肋210内部设置固定梁211，加强中央机翼肋210的结构强度，并利用固定梁211与连接梁221连接，稳固倾转机构200的安装。在另一实施方式中，固定梁211的径向截面采用多边形结构，可使固定梁211与中央机翼肋210连接更稳固，避免发生相对转动。
54.与前述机翼倾转结构的实施例相对应，本技术还提供了一种飞行器及相应的实施例。
55.参见图1及图8，本技术实施例提供一种飞行器，飞行器包括机体100、设置于机体100两侧端的机翼倾转结构200。其中机翼倾转结构200包括中央机翼肋210、倾转机构220、飞行动力总成230及翼尖肋240。
56.其中，中央机翼肋210及翼尖肋240外部包裹蒙皮，蒙皮用于形成飞行器的气动力外形，使飞行器相对空气飞行过程中，利用蒙皮产生向上的托举作用力。在本实施例中，可采用相关技术的蒙皮包裹于中央机翼肋210及翼尖肋240，形成飞行器的机翼的翼型，此处不再赘述。
57.机翼倾转结构200可通过倾转机构220控制飞行动力总成230及翼尖肋240同步转动。通过改变飞行动力总成230的气流推力方向，从而改变飞行器的飞行方向，使飞行器可以进行滑跑起降及垂直起降，使飞行器的起降方式更加灵活。
58.为了便于进一步理解本技术的机翼倾转结构在飞行器实际飞行中的工作过程，以下结合图1、图2进行介绍，其中假设图1中飞行器处于平飞状态，假设图2中的飞行器处于垂直起降状态。
59.如图1所示，飞行器处于平飞状态时，飞行动力总成230可以向飞行器提供向前飞行的推力，飞行器此时可采用滑跑的方式进行起降，并且飞行器在飞行时，利用相对运动时空气对中央机翼肋210及翼尖肋240外部包裹的蒙皮产生的升力，使得飞行器的飞行更加节能，具有更强的续航能力。
60.如图2所示，当飞行器需要从平飞状态切换至垂直起降功能时，驱动件222控制飞行动力总成230以及翼尖肋240同步转动，直至飞行动力总成230转动至预设位置时，飞行动力总成230可以向飞行器提供垂直升起的推力，飞行器此时可采用垂直起降的方式进行起降。
61.在飞行器升空前，控制飞行动力总成230转动至第一旋转位置230a或第二旋转位置230b，这样，飞行器可以根据当前飞行环境提前选择其起飞方式。例如，飞行器的滑跑起降方式的最大载重量大于垂直起降方式的最大载重量，当飞行器的载重超过垂直升降状态时的最大载重量时，可以在升空前使飞行动力总成230转动至第一旋转位置230a，以使飞行器通过滑跑起降的方式进行起降，飞行器具有更大的载重能力。又例如，飞行器的载重小于垂直升降状态时的最大载重量时，如果飞行器的起飞环境不具备长跑道条件，可以在升空前使飞行动力总成230转动至第二旋转位置230b，以使飞行器可通过垂直起降的方式进行起降，减少环境条件对飞行器的使用约束，使飞行器的应用更方便。
62.在飞行器升空后，通过控制飞行动力总成230转动，控制飞行器在空中的飞行方式或降落方式。例如，飞行器通过垂直升降状态升空后，通过将飞行动力总成230由第二旋转位置230b转动至第一旋转位置230a，使飞行器从垂直升降状态切换至平飞状态。飞行器在平飞状态中，可以通过飞行器的固定翼的翼面提供的升力，降低飞行器在飞行时的能耗，如
降低对电池的电能的消耗或降低对燃油的消耗，进而提升飞行器的续航能力。又例如，飞行器在降落时，通过将飞行动力总成230由第一旋转位置230a转动至第二旋转位置230b，使飞行器可以由平飞状态切换至垂直升降状态，这样，飞行器可以在降落时，根据使用需求选择固定降落点，减少环境条件对飞行器的使用限制。
63.上文中已经参考附图详细描述了本技术的方案。在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详细描述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。本领域技术人员也应该知悉，说明书中所涉及的动作和模块并不一定是本技术所必需的。另外，可以理解，本技术实施例方法中的步骤可以根据实际需要进行顺序调整、合并和删减，本技术实施例装置中的模块可以根据实际需要进行合并、划分和删减。
64.以上已经描述了本技术的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的改进，或者使本技术领域的其他普通技术人员能理解本文披露的各实施例。