阅读说明：本技术 一种飞行器用双向调节旋翼 (Bidirectional adjusting rotor wing for aircraft ) 是由 顾文彬 王震 何雷 毛益明 陆鸣 谢兴博 钟明寿 胡云昊 陈裕田 韩阳明 符磊 于 2019-07-30 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种飞行器用双向调节旋翼,包括：U形支架,铰接在所述U形支架开口的圆环支架,可转动的安装在所述圆环支架中的驱动轴和安装在所述驱动轴上的桨叶；所述U形支架两侧具有铰轴安装孔；所述桨叶的底端具有L形安装臂,所述L形安装臂铰接在所述驱动轴上。本发明提供的双向调节旋翼应用到飞行器一体化巡飞弹上,综合集成巡航探测、追踪攻击、悬停打击等多种功能。(The invention relates to a bidirectional adjusting rotor wing for an aircraft, which comprises: the device comprises a U-shaped bracket, a circular ring bracket hinged at the opening of the U-shaped bracket, a driving shaft rotatably arranged in the circular ring bracket and a paddle arranged on the driving shaft; hinge shaft mounting holes are formed in two sides of the U-shaped support; the bottom end of the paddle is provided with an L-shaped mounting arm which is hinged on the driving shaft. The two-way adjusting rotor wing provided by the invention is applied to an integrated cruise missile of an aircraft, and integrates multiple functions of cruise detection, tracking attack, hovering striking and the like comprehensively.)

一种飞行器用双向调节旋翼

技术领域

本发明涉及飞行器用双向调节旋翼，属于无人机技术领域。

背景技术

随着旋翼无人机技术提升，无人机可搭载设备重量提升，在现代化战争中能够发挥越来越重要的作用。但是现有的旋翼无人机采用旋翼飞行，其速度极慢，不能形成有效的满足对机动目标的打击，即是是对地面目标打击，因为其速度过慢，给对手形成了较长的反应时间，从而导致攻击失败。

发明内容

本发明要解决技术问题是：克服上述技术的缺点，提供一种能调整旋翼朝向从而改变无人机飞行方式的飞行器用双向调节旋翼。

为了解决上述技术问题，本发明提出的技术方案是：一种飞行器用双向调节旋翼，包括：U形支架，铰接在所述U形支架开口的圆环支架，可转动的安装在所述圆环支架中的驱动轴和安装在所述驱动轴上的桨叶；所述U形支架两侧具有铰轴安装孔；所述驱动轴端部倾斜延伸有安装臂，所述桨叶的底端铰接在所述安装臂上。

上述方案进一步的改进在于：所述桨叶的扭转角从桨根到浆尖为从15度降低到4度。

上述方案进一步的改进在于：所述桨叶为一对，对称的安装在所述驱动轴上。

上述方案进一步的改进在于：所述铰轴安装孔设置在一个8字形支架；所述8字形支架与所述U形支架固定；所述铰轴安装孔的轴心与圆环支架的铰轴轴心垂直。

本发明提供的飞行器用双向调节旋翼，通过两个垂直的铰轴设计实现在横纵两轴的变化，辅以固定翼，从而实现由旋翼提供升力到旋翼提供动力飞行的相互转换，进而实现无人机的快速飞行和悬停等多种姿态变化。

附图说明

下面结合附图对本发明作进一步说明。

图1是本发明一个优选的实施例应用状态结构示意图。

图2是图1的全折叠模式结构示意图。

图3是图1的前飞模式结构示意图。

图4是本发明一个优选的实施例的结构示意图。

具体实施方式

实施例

本实施例的飞行器用双向调节旋翼，如图4，包括：U形支架11，铰接在U形支架11开口的圆环支架12，可转动的安装在圆环支架12中的驱动轴13和安装在驱动轴13上的一对桨叶14；两个桨叶对称的安装在驱动轴13上，U形支架11两侧具有铰轴安装孔15；驱动轴13端部倾斜延伸有安装臂16，桨叶14的底端铰接在安装臂16上，桨叶14的底端的铰轴限制桨叶14最大展开状态为两桨叶14呈直线排列；

铰轴安装孔15设置在一个8字形支架；8字形支架与U形支架11固定；铰轴安装孔15的轴心与圆环支架12的铰轴17轴心垂直。

如图1，本实施例应用于一种飞行器一体化巡飞弹，包括：弹头1、弹体2和弹尾3；弹头1包括外壳和布置在外壳内的360度全景摄像头以及聚能射流战斗部；弹体2上装有机翼4和弹体旋翼5；弹尾3上装有聚能EFP战斗部8、尾翼7和尾部旋翼9；其中，弹体旋翼5和尾部旋翼9均应用本实施例的飞行器用双向调节旋翼。

弹体旋翼5通过第一连接杆6连接弹体2；第一连接杆6能够展开和收回；当第一连接杆6展开时，第一连接杆6与弹体2垂直；当第一连接杆6收回时，第一连接杆6容纳于弹体2内，第一连接杆6能够以自身轴心为轴进行转动；弹体旋翼6的桨叶能够在与第一连接杆6的轴线平行和垂直的位置间移动；第一连接杆6通过穿入铰轴安装孔15的铰轴与U形支架11铰接。

尾部旋翼9通过第二连接杆10连接弹尾3；第二连接杆10能够展开和收回；当第二连接杆10展开时，第二连接杆10与弹尾3垂直；当第二连接杆10收回时，第二连接杆10朝向弹尾3后部延伸；尾部旋翼9的桨叶能够在与第二连接杆10的轴线平行和垂直的位置间移动。第二连接杆10通过穿入铰轴安装孔15的铰轴与U形支架11铰接。

机翼4能够展开和收回，当机翼4展开时，机翼4与弹体2垂直；当机翼4收回时，机翼4与弹体2平行；

尾翼7能够展开和收回，当尾翼7展开时，尾翼7与弹尾3垂直；当尾翼7收回时，尾翼7朝弹尾3后方延伸，并与弹尾3平行；

飞行器一体化巡飞弹为口径180mm，长1200mm的柱形结构。

机翼4的翼展为1600mm。

弹体旋翼5和尾部旋翼9的桨叶长度范围为180mm-220mm，桨叶扭转角从桨根到浆尖为从15度降低到4度。

聚能EFP战斗部8包括半球形药罩和圆柱形装药。

聚能射流战斗部包括喇叭型药罩和圆柱形装药。

飞行器一体化巡飞弹能够在全折叠模式、前飞模式和悬停模式之间切换。

当飞行器一体化巡飞弹处于全折叠模式时，如图2，机翼4收回，处于与弹体2平行位置；第一连接杆6收回，容纳于弹体2内，弹体旋翼5的桨叶收回，处于与第一连接杆6的轴线平行的位置；第二连接杆10收回，处于朝向弹尾3后部延伸的位置；尾部旋翼9的桨叶收回，处于与第二连接杆10的轴线平行的位置。此时，可以通过管射武器平台发射。

通过管射武器平台发射并达到一定高度和速度后，飞行器一体化巡飞弹展开进入前飞模式；当飞行器一体化巡飞弹处于前飞模式时，如图3，机翼4展开，处于与弹体2垂直位置；第一连接杆6展开，处于与弹体2垂直位置，弹体旋翼5的桨叶展开，处于与第一连接杆6的轴线垂直的位置；第二连接杆10展开，处于垂直于弹尾3的位置；尾部旋翼9的桨叶展开，处于与第二连接杆10的轴线垂直的位置；第一连接杆6和本实施例的飞行器用双向调节旋翼调整弹体旋翼5朝向前方，本实施例的飞行器用双向调节旋翼还调节尾部旋翼9朝向后方。在前飞模式时，弹头安装的360度全景摄像头探测到空中或地面目标时，控制系统控，调整两个旋翼和尾部旋翼的角速度和方向，快速、准确接近目标，引爆弹头位置的聚能装药战斗部，打击该目标。为了更稳定的飞行，尾翼可以安装4个，在展开时，形成十字形。

当摄像头探测到地面目标（如坦克等），控制系统调整旋翼的状态，使巡飞弹转为悬停状态，引爆弹尾的聚能EFP战斗部8，由形成的***成型弹丸攻击敌地面目标的顶甲，达到摧毁敌目标的目的。当飞行器一体化巡飞弹处于悬停模式时，如图1，机翼4展开，处于与弹体2垂直状态；第一连接杆6展开，处于与弹体2垂直位置，弹体旋翼5的桨叶展开，处于与第一连接杆6的轴线垂直的位置；第二连接杆10展开，处于垂直于弹尾3的位置；尾部旋翼9的桨叶展开，处于与第二连接杆10的轴线垂直的位置；第一连接杆6和本实施例的飞行器用双向调节旋翼调整弹体旋翼5朝向上方，本实施例的飞行器用双向调节旋翼同时还调整尾部旋翼9朝向上方。悬停模式同时可以作为启动飞行状态，也即不使用发射平台，而直接由旋翼进行垂直起降。

本发明不局限于上述实施例。凡采用等同替换形成的技术方案，均落在本发明要求的保护范围。