CN102935892A

CN102935892A - 多涵道飞行器

Info

Publication number: CN102935892A
Application number: CN2012104733411A
Authority: CN
Inventors: 刘顺安; 杨璐鸿; 贺兴柱; 孟凡华; 姚永明; 陈延礼; 杨嵩; 王拓
Original assignee: Jilin University
Current assignee: Jilin University
Priority date: 2012-11-20
Filing date: 2012-11-20
Publication date: 2013-02-20
Anticipated expiration: 2032-11-20
Also published as: CN102935892B

Abstract

多涵道飞行器属飞行器技术领域，本发明的发动机固接于连接架中十字形梁中心，四个主升力涵道机构固接于连接架中四根梁结合处，四个调节涵道机构分别固接于四个与十字形梁四端延伸线方向一致的主升力涵道机构的外表面，发动机经四个动力输出轴将动力传递给四个主升力涵道机构，进而传递给各自的四片桨叶；每个调节涵道机构的动力源为各自的电机，电机经传动轴将动力传递给四片桨叶；本发明是一种新型的飞行动力装置，可作为空中的运输工具，结构紧凑、造价低廉、操作简单，且使用时不受地域、场地限制，便于推广。

Description

多涵道飞行器

技术领域

本发明属飞行器技术领域，具体涉及一种低空、低速、大载荷飞行的多涵道飞行器。

背景技术

目前，碟形飞行器以其尺寸小、重量轻、操作方便且能在恶劣的气动环境下飞行等优势在许多国家倍受关注。与其它旋翼式飞行器相比，碟形飞行器能产生更大的升力，具有更高的推进效率，结构更加紧凑，且噪音小，隐蔽性高。因此在民用、军事等领域都可得到广泛应用。

由于我国对碟形飞行器的研究起步较晚，有关碟形飞行器的设计方面还有许多技术难点尚待突破。目前碟形飞行器存在的主要问题有：飞行器受外部环境影响，导致碟形飞行器稳定性差；动力不足，导致续航时间短、装载能力低等问题。

未来碟形飞行器的发展趋势：主要向智能化、隐身方向发展；向长航时方向发展；向传感器综合化方向发展；向机载设备模块化方向发展。

发明内容

本发明的目的是提供一种多涵道飞行器。上下旋翼反向旋转，使飞行器水平方向的力矩平衡，由于搭载探测仪的飞行器，飞行高度越低，探测信号越强，飞行速度越慢，探测信号的分辨率越高。因此，本发明最大的优点是：可以完成低空、低速、大载荷飞行。该涵道飞行器结构简单、造价低、易于实现工程产业化。

本发明主要由主升力涵道机构、调节涵道机构、连接架5、发动机6组成，其中主升力涵道机构包括主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16；调节涵道机构包括调节涵道机构I1、调节涵道机构II10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18；连接架5由外围的四根梁和中间呈十字形的梁组成，其中：外围的四根梁首尾固接成方框形，方框形对角与十字形梁的四端固接，形成稳定的框架结构；主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16经各自的底部中心分别固接于四根梁的四个首尾结合处；主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16的动力源为发动机6，发动机6固接于十字形梁的中心，发动机6上设有动力输出轴I4、动力输出轴Ⅱ7、动力输出轴Ⅲ14和动力输出轴Ⅳ15，并分别与主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16连接，发动机6经动力输出轴I4、动力输出轴II7、动力输出轴Ⅲ14和动力输出轴Ⅳ15将动力传递给主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16；与连接架5的十字形梁四端延伸线方向一致的主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16的外表面，分别经调节涵道连接架I2、调节涵道连接架Ⅱ9、调节涵道连接架Ⅲ12和调节涵道连接架Ⅳ17，与调节涵道机构I1、调节涵道机构II10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18固接。

所述的主升力涵道机构包括主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构III13和主升力涵道机构Ⅳ16，其中主升力涵道机构I3由主涵道19、桨叶支撑架I20、桨叶支撑架II21、整流罩22、连接体23、桨叶支撑架III24、桨叶支撑架IV25、旋转体I26、桨叶支撑架V27、桨叶支撑架VI28、与桨叶I29相同的四片桨叶、与桨叶II30相同的四片桨叶、传动轴I31、桨盘I32、双列角接触球轴承I33、锥齿轮I34、双列角接触球轴承II35、双列角接触球轴承III36、锥齿轮II37、填入式滚动支承38、传动轴II39、桨盘Ⅱ40、双列角接触球轴承IV41和锥齿轮III42组成；主升力涵道机构I3的动力源为发动机6，发动机6输出的动力经动力输出轴I4将动力传递给锥齿轮II37、锥齿轮I34和锥齿轮III42，进而传递给与桨叶I29相同的四片桨叶和与桨叶II30相同的四片桨叶，使与桨叶I29相同的四片桨叶和与桨叶II30相同的四片桨叶反向旋转，为飞行器的飞行提供升力；动力输出轴I4一端和中部分别与双列角接触球轴承III36和双列角接触球轴承II35内圈过盈配合；锥齿轮I34固接于传动轴I31下部，锥齿轮Ⅱ37固接于动力输出轴I4顶端，锥齿轮III42固接于传动轴II39上部，且锥齿轮I34、锥齿轮II37和锥齿轮III42互相啮合；主涵道19呈圆环状，连接体23经桨叶支撑架I20、桨叶支撑架II21、桨叶支撑架III24、桨叶支撑架IV25、桨叶支撑架V27和桨叶支撑架VI28固接于主涵道19内表面；与桨叶I29相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘I32四周，桨盘I32与传动轴I31固接，与桨叶II30相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘II40四周，桨盘Ⅱ40与传动轴Ⅱ39固接；传动轴I31上端与整流罩22螺纹连接，传动轴I31中部和下端分别由双列角接触球轴承I33和填入式滚动支承38支承，传动轴II39中部和上端分别由双列角接触球轴承IV41和填入式滚动支承38支承，旋转体I26与传动轴II39固接；主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16内部结构完全相同。

所述的调节涵道机构包括调节涵道机构I1、调节涵道机构Ⅱ10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18，其中调节涵道机构I1由固定件I43、电机支撑架I44、电机45、调节涵道46、电机支撑架II47、固定件II48、固定件III49、电机支撑架III50、旋转体II51、传动轴III52、桨叶支撑架VII53、桨叶III54、电机支撑架IV55、固定件IV56、桨盘III57和双列角接触球轴承V58组成；调节涵道机构I1的动力源为电机45，电机45位于调节涵道46上部中心位置，电机45分别经电机支撑架I44和固定件I43、电机支撑架Ⅱ47和固定件Ⅱ48、电机支撑架III50和固定件III49、电机支撑架IV55和固定件IV56与调节涵道46固接；旋转体II51与传动轴III52固接；传动轴III52顶端与电机45输出端通过联轴器连接，传动轴III52底端与固接于桨叶支撑架Ⅶ53中心的双列角接触球轴承V58内圈过盈配合；与桨叶III54相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘III57四周，电机45经传动轴III52将动力传递给与桨叶III54相同的四片桨叶；桨盘III57与传动轴III52固接；桨叶支撑架VII53呈十字状，经其端部与调节涵道46固接；调节涵道机构I1、调节涵道机构II10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18内部结构完全相同。

主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16采用共轴反转旋翼系统，空气动力保持对称，具有较高的操纵效率，可以提高飞行器升力。主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16采用发动机6为动力，其调节的变化梯度较小，采用定桨定转速的方案，主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16只负责产生升力，不参与调节，确保安全。调节涵道机构I1、调节涵道机构II10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18采用变矩单桨，不调节时桨叶处于零位，可实现节能。

本发明中多涵道飞行器的工作状态控制原理如下：

1)垂直起降：主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16内的两个旋翼等速反转，产生竖直向上的升力，当主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16内旋翼产生的总升力大于或者小于飞行器自身重力时，飞行器处于垂直升降状态。同时通过控制调节涵道机构I1、调节涵道机构Ⅱ10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18内旋翼的桨距和转速，产生飞行器所需的纵向配平力矩和滚转配平力矩。

2)空中悬停：通过控制主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构III13和主升力涵道机构Ⅳ16内的两个旋翼的桨距和转速使其产生的总升力刚好能平衡飞行器的重力，同时通过控制调节涵道机构I1、调节涵道机构III10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18内旋翼的桨距和转速，产生飞行器所需的纵向配平力矩和滚转配平力矩，保证飞行器悬停状态的稳定性。飞行器处于空中悬停状态。通过控制调节涵道机构I1、调节涵道机构Ⅱ10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18内旋翼的桨距和转速，产生偏转力矩，使飞行器原地旋转，实现航向控制。

3)低速前飞：通过控制调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18内旋翼的桨距和转速，增大调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18内旋翼产生的升力，使主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16向前逐渐倾转到一定角度，同时控制主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16的桨距和转速使其既能平衡飞行器的部分重量，又能产生一定的推力推动飞行器低速飞行。同时通过控制调节涵道机构I1、调节涵道机构II10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18内旋翼的桨距和转速，产生飞行器所需的纵向配平力矩和滚转配平力矩，保证飞行的稳定性。

本发明是一种新型的飞行动力装置，可作为空中的运输工具，结构紧凑、造价低廉、操作简单，且使用时不受地域、场地限制，便于推广。

附图说明

图1为多涵道飞行器的主视轴测图

图2为主升力涵道机构的轴测图

图3为主升力涵道机构的局部结构剖视图

图4为主升力涵道机构(图3中A)的局部剖视放大图

图5为调节涵道机构的仰视轴测图

图6为调节涵道机构的局部结构剖视图

其中：1.调节涵道机构I 2.调节涵道连接架I 3.主升力涵道机构I 4.动力输出轴I 5.连接架 6.发动机 7.动力输出轴Ⅱ 8.主升力涵道机构Ⅱ 9.调节涵道连接架Ⅱ10.调节涵道机构II 11.调节涵道机构Ⅲ 12.调节涵道连接架Ⅲ 13.主升力涵道机构Ⅲ14.动力输出轴Ⅲ 15.动力输出轴Ⅳ 16.主升力涵道机构Ⅳ 17.调节涵道连接架Ⅳ18.调节涵道机构Ⅳ 19.主涵道 20.桨叶支撑架I 21.桨叶支撑架II 22.整流罩 23.连接体 24.桨叶支撑架Ⅲ 25.桨叶支撑架Ⅳ 26.旋转体I 27.桨叶支撑架V 28.桨叶支撑架Ⅵ 29.桨叶I 30.桨叶Ⅱ 31.传动轴I 32.桨盘I 33.双列角接触球轴承I34.锥齿轮I 35.双列角接触球轴承II 36.双列角接触球轴承Ⅲ 37.锥齿轮II 38.填入式滚动支承 39.传动轴II 40.桨盘II 41.双列角接触球轴承Ⅳ 42.锥齿轮Ⅲ 43.固定件I 44.电机支撑架I 45.电机 46.调节涵道 47.电机支撑架II 48.固定件Ⅱ 49.固定件Ⅲ 50.电机支撑架Ⅲ 51.旋转体II 52.传动轴Ⅲ 53.桨叶支撑架Ⅶ 54.桨叶III55.电机支撑架Ⅳ 56.固定件Ⅳ 57.桨盘Ⅲ 58.双列角接触球轴承V

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明：

如图1所示：一种多涵道飞行器，由主升力涵道机构、调节涵道机构、连接架5、发动机6组成，其中主升力涵道机构包括主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16；调节涵道机构包括调节涵道机构I1、调节涵道机构Ⅱ10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18；连接架5由外围的四根梁和中间呈十字形的梁组成，其中外围的四根梁首尾固接成方框形，方框形对角与十字形梁的四端固接；主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16经各自的底部中心分别固接于四根梁的四个首尾结合处；主升力涵道机构I3、主升力涵道机构II8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16的动力源为发动机6，发动机6固接于十字形梁的中心，发动机6上设有动力输出轴I4、动力输出轴Ⅱ7、动力输出轴Ⅲ14和动力输出轴Ⅳ15，并分别与主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16连接；与连接架5的十字形梁四端延伸线方向一致的主升力涵道机构I3、主升力涵道机构I8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16的外表面，分别经调节涵道连接架I2、调节涵道连接架I9、调节涵道连接架Ⅲ12和调节涵道连接架Ⅳ17，与调节涵道机构I1、调节涵道机构II10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18固接。

如图2、图3和图4所示：主升力涵道机构I3的动力源为发动机6，发动机6输出的动力经动力输出轴I4将动力传递给锥齿轮II37、锥齿轮I34和锥齿轮Ⅲ42，进而传递给与桨叶I29相同的四片桨叶和与桨叶II30相同的四片桨叶，使与桨叶I29相同的四片桨叶和与桨叶II30相同的四片桨叶反向旋转，为飞行器的飞行提供升力；动力输出轴I4一端和中部分别与双列角接触球轴承III36和双列角接触球轴承II35内圈过盈配合；锥齿轮I34固接于传动轴I31下部，锥齿轮II37固接于动力输出轴I4顶端，锥齿轮III42固接于传动轴II39上部，且锥齿轮I34、锥齿轮II37和锥齿轮III42互相啮合；主涵道19呈圆环状，连接体23经桨叶支撑架I20、桨叶支撑架II21、桨叶支撑架III24、桨叶支撑架IV25、桨叶支撑架V27和桨叶支撑架VI28固接于主涵道19内表面；与桨叶I29相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘I32四周，桨盘I32与传动轴I31固接，与桨叶II30相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘II40四周，桨盘II40与传动轴Ⅱ39固接；传动轴I31上端与整流罩22螺纹连接，传动轴I31中部和下端分别由双列角接触球轴承I33和填入式滚动支承38支承，传动轴II39中部和上端分别由双列角接触球轴承IV41和填入式滚动支承38支承，旋转体I26与传动轴Ⅱ39固接；主升力涵道机构I3、主升力涵道机构Ⅱ8、主升力涵道机构Ⅲ13和主升力涵道机构Ⅳ16内部结构完全相同。

如图5、图6所示：调节涵道机构I1的动力源为电机45，电机45位于调节涵道46上部中心位置，电机45分别经电机支撑架I44和固定件I43、电机支撑架Ⅱ47和固定件Ⅱ48、电机支撑架III50和固定件III49、电机支撑架IV55和固定件IV56与调节涵道46固接；旋转体Ⅱ51与传动轴III52固接；传动轴III52顶端与电机45输出端通过联轴器连接，传动轴III52底端与固接于桨叶支撑架VII53中心的双列角接触球轴承V58内圈过盈配合；与桨叶III54相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘III57四周，电机45经传动轴III52将动力传递给与桨叶III54相同的四片桨叶；桨盘III57与传动轴III52固接；桨叶支撑架Ⅶ53呈十字状，经其端部与调节涵道46固接；调节涵道机构I1、调节涵道机构II10、调节涵道机构Ⅲ11和调节涵道机构Ⅳ18内部结构完全相同。

Claims

1.一种多涵道飞行器，其特征在于主要由主升力涵道机构、调节涵道机构、连接架(5)、发动机(6)组成，其中主升力涵道机构包括主升力涵道机构I(3)、主升力涵道机构II(8)、主升力涵道机构Ⅲ(13)和主升力涵道机构Ⅳ(16)；调节涵道机构包括调节涵道机构I(1)、调节涵道机构II(10)、调节涵道机构Ⅲ(11)和调节涵道机构Ⅳ(18)；连接架(5)由外围的四根梁和中间呈十字形的梁组成，其中：外围的四根梁首尾固接成方框形，方框形对角与十字形梁的四端固接；主升力涵道机构I(3)、主升力涵道机构II(8)、主升力涵道机构Ⅲ(13)和主升力涵道机构Ⅳ(16)经各自的底部中心分别固接于四根梁的四个首尾结合处；主升力涵道机构I(3)、主升力涵道机构Ⅱ(8)、主升力涵道机构Ⅲ(13)和主升力涵道机构Ⅳ(16)的动力源为发动机(6)，发动机(6)固接于十字形梁的中心，发动机(6)上设有动力输出轴I(4)、动力输出轴II(7)、动力输出轴III(14)和动力输出轴Ⅳ(15)，并分别与主升力涵道机构I(3)、主升力涵道机构II(8)、主升力涵道机构Ⅲ(13)和主升力涵道机构Ⅳ(16)连接；与连接架(5)的十字形梁四端延伸线方向一致的主升力涵道机构I(3)、主升力涵道机构II(8)、主升力涵道机构Ⅲ(13)和主升力涵道机构Ⅳ(16)的外表面，分别经调节涵道连接架I(2)、调节涵道连接架II(9)、调节涵道连接架III(12)和调节涵道连接架Ⅳ(17)，与调节涵道机构I(1)、调节涵道机构Ⅱ(10)、调节涵道机构Ⅲ(11)和调节涵道机构Ⅳ(18)固接。

2.按权利要求1所述的多涵道飞行器，其特征在于所述的主升力涵道机构包括主升力涵道机构I(3)、主升力涵道机构II(8)、主升力涵道机构Ⅲ(13)和主升力涵道机构Ⅳ(16)，其中主升力涵道机构I(3)由主涵道(19)、桨叶支撑架I(20)、桨叶支撑架II(21)、整流罩(22)、连接体(23)、桨叶支撑架Ⅲ(24)、桨叶支撑架Ⅳ(25)、旋转体I(26)、桨叶支撑架V(27)、桨叶支撑架Ⅵ(28)、与桨叶I(29)相同的四片桨叶、与桨叶II(30)相同的四片桨叶、传动轴I(31)、桨盘I(32)、双列角接触球轴承I(33)、锥齿轮I(34)、双列角接触球轴承II(35)、双列角接触球轴承Ⅲ(36)、锥齿轮II(37)、填入式滚动支承(38)、传动轴II(39)、桨盘II(40)、双列角接触球轴承Ⅳ(41)和锥齿轮Ⅲ(42)组成；主升力涵道机构I(3)的动力源为发动机(6)；动力输出轴I(4)一端和中部分别与双列角接触球轴承Ⅲ(36)和双列角接触球轴承II(35)内圈过盈配合；锥齿轮I(34)固接于传动轴I(31)下部，锥齿轮II(37)固接于动力输出轴I(4)顶端，锥齿轮Ⅲ(42)固接于传动轴II(39)上部，且锥齿轮I(34)、锥齿轮II(37)和锥齿轮Ⅲ(42)互相啮合；主涵道(19)呈圆环状，连接体(23)经桨叶支撑架I(20)、桨叶支撑架II(21)、桨叶支撑架Ⅲ(24)、桨叶支撑架Ⅳ(25)、桨叶支撑架V(27)和桨叶支撑架Ⅵ(28)固接于主涵道(19)内表面；与桨叶I(29)相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘I(32)四周，桨盘I(32)与传动轴I(31)固接，与桨叶II(30)相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘Ⅱ(40)四周，桨盘II(40)与传动轴II(39)固接；传动轴I(31)上端与整流罩(22)螺纹连接，传动轴I(31)中部和下端分别由双列角接触球轴承I(33)和填入式滚动支承(38)支承，传动轴II(39)中部和上端分别由双列角接触球轴承Ⅳ(41)和填入式滚动支承(38)支承，旋转体I(26)与传动轴II(39)固接；主升力涵道机构I(3)、主升力涵道机构II(8)、主升力涵道机构Ⅲ(13)和主升力涵道机构Ⅳ(16)内部结构完全相同。

3.按权利要求1所述的多涵道飞行器，其特征在于所述的调节涵道机构包括调节涵道机构I(1)、调节涵道机构II(10)、调节涵道机构Ⅲ(11)和调节涵道机构Ⅳ(18)，其中调节涵道机构I(1)由固定件I(43)、电机支撑架I(44)、电机(45)、调节涵道(46)、电机支撑架II(47)、固定件II(48)、固定件Ⅲ(49)、电机支撑架Ⅲ(50)、旋转体II(51)、传动轴Ⅲ(52)、桨叶支撑架Ⅶ(53)、桨叶Ⅲ(54)、电机支撑架Ⅳ(55)、固定件Ⅳ(56)、桨盘Ⅲ(57)和双列角接触球轴承V(58)组成；调节涵道机构I(1)的动力源为电机(45)，电机(45)位于调节涵道(46)上部中心位置，电机(45)分别经电机支撑架I(44)和固定件I(43)、电机支撑架II(47)和固定件II(48)、电机支撑架Ⅲ(50)和固定件Ⅲ(49)、电机支撑架Ⅳ(55)和固定件Ⅳ(56)与调节涵道(46)固接；旋转体II(51)与传动轴Ⅲ(52)固接；传动轴Ⅲ(52)顶端与电机(45)输出端通过联轴器连接，传动轴Ⅲ(52)底端与固接于桨叶支撑架Ⅶ(53)中心的双列角接触球轴承V(58)内圈过盈配合；与桨叶Ⅲ(54)相同的四片桨叶内端均布并固接于桨盘III(57)四周，桨盘Ⅲ(57)与传动轴Ⅲ(52)固接；桨叶支撑架Ⅶ(53)呈十字状，经其端部与调节涵道(46)固接；调节涵道机构I(1)、调节涵道机构II(10)、调节涵道机构Ⅲ(11)和调节涵道机构Ⅳ(18)内部结构完全相同。