CN104743109A - 动力系统及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种动力系统及以该动力系统构建的飞行器。其中，该动力系统包括涵道、第一旋翼单元及第二旋翼单元，第一旋翼单元包括第一旋翼单元及第二旋翼单元，第一旋翼单元包括第一旋翼，第二旋翼单元包括第二旋翼；第一旋翼的轴线与第二旋翼的轴线共线；用于对第二旋翼的桨根区域提供下洗气流的第一旋翼与第二旋翼的旋转方向相反；第一旋翼的桨径与第二旋翼的桨径之比为0.3至0.6。由该动力系统构建的飞行器等以气流驱动的移动装置具有良好的气动效率。

Description

动力系统及飞行器

技术领域

本发明涉及一种有两个旋翼共轴线布置的动力系统及以该动力系统构建的飞行器。

背景技术

飞行器，通常包括机架及安装于机架上一套以上的动力系统及控制单元，动力系统通常包括一个以上的旋翼单元，旋翼单元通常包括动力装置及由该动力装置驱动的旋翼。控制单元通常包括检测传感器、控制电路板及电调，电调用于调整旋翼的转速；控制单元用于检测飞行器的飞行姿态及调控动力装置以控制飞行器的行进姿态、行进方向及行进速度等。

公布号为CN101934858A的专利文献中公布了一种小型电动涵道螺旋桨式智能无人飞行器，其由涵道、支架、共轴反转旋翼、整流罩、电池、电动机、驱动控制电路和微控制器组成。由于其使用共轴反转式双旋翼设计，两个旋翼在共同提供升力的旋转过程中产生的反扭矩相互抵消，使飞行器稳定地飞行。在飞行过程中，由于上旋翼与下旋翼的桨径相同，沿二者的桨根指向桨尖的方向，桨叶上各点的旋转线速度逐渐增大，从而在邻近桨根区域下洗气流量非常小，由于桨叶形状沿桨根指向桨尖逐渐变化，在桨叶中部区域的下洗气流量最大，当上旋翼的转速大于下旋翼时，上旋翼产生的下洗气流击打于下旋翼的桨叶上，引起较大的能量损失；若上旋翼的转速低于下旋翼时，上旋翼则阻碍了下旋翼的下洗气流吸入，两种情形均使飞行器的气动效率降低；即使上旋翼与下旋翼的转速保持一致，当上旋翼与下旋翼的桨叶在径向上重叠时，上旋翼与下旋翼间将产生较为严重的空气摩擦，这也降低飞行器的气动效率。此外，等桨径的上、下旋翼在旋转过程中容易产生气流振动噪声，振动噪声的产生降低了飞行器的能源利用率。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种有两个旋翼共轴线布置的动力系统，以提高以该动力系统构建的飞行器等以气流驱动的移动装置的气动效率；

本发明的另一目的是提供一种以上述动力系统构建的飞行器。

为了实现上述主要目的，本发明提供一种动力系统，其包括第一旋翼单元及第二旋翼单元，第一旋翼单元包括第一旋翼，第二旋翼单元包括第二旋翼；第一旋翼的轴线与第二旋翼的轴线共线；第一旋翼与第二旋翼的旋转方向相反；第一旋翼的桨径与第二旋翼的桨径之比为0.3至0.6；第一旋翼用于在第二旋翼的桨根区域提供下洗气流，以补充该区域的下洗气流量。

由以上方案可见，由于第一旋翼的桨径小于第二旋翼的桨径，二者桨叶旋转形成的覆盖面积部分重叠，第一旋翼的下洗气流将补充第二旋翼的桨根区域的气流量，使第二旋翼的旋转面内能产生更多的下洗气流量，从而提高以该动力系统构建的飞行器等移动装置的气动效率；第一旋翼与第二旋翼的桨径在上述比例范围内时，第一旋翼旋转形成的面积主要位于第二旋翼旋转形成的面积的桨根区域，在保证两个旋翼下洗气流量较小重叠的前提下，为第二旋翼的桨根区域补充充足的下洗气流量。此外，由于第一旋翼与第二旋翼的桨径不同，可有效地降低二者在旋转过程中所产生的气流振动噪声，提由其构建的飞行器等移动装置的效率。

具体的方案为上述动力系统还包括涵道，第一旋翼的轴线与涵道的中线共线；第一旋翼或第二旋翼置于涵道内。涵道可为其所围的旋翼提供保护及为其下洗气流提供引导。

优选方案为第一旋翼位于第二旋翼的上方。第一旋翼位于第二旋翼的上方有利于加速旋翼轴线附近的气流吸入，有利于提高气动效率。

为了实现本发明的另一目的，本发明提供一种飞行器，其包括机架及安装于该机架上一套以上的动力系统，该动力系统包括第一旋翼单元及第二旋翼单元，第一旋翼单元包括第一旋翼，第二旋翼单元包括第二旋翼，第一旋翼的轴线与第二旋翼的轴线共线，第一旋翼与第二旋翼的旋转方向相反；第一旋翼的桨径与第二旋翼的桨径之比为0.3至0.6；第一旋翼用于在第二旋翼的桨根区域提供下洗气流。

一个具体的方案为上述飞行器的动力系统还包括涵道，第一旋翼的轴线与涵道的中线共线；第一旋翼或第二旋翼置于该涵道内。涵道为第一旋翼或第二旋翼提供保护的同时对它们的下洗气流提供引导。

另一个具体的方案为第一旋翼的桨径与第二旋翼的桨径之比为0.5至0.6。

另一个具体的方案为第一旋翼位于第二旋翼的上方。

再一个具体的方案为第一旋翼的桨距角小于第二旋翼的桨距角。

一个优选的方案为第一旋翼及第二旋翼的桨叶数量均为3片。

另一个优选的方案为上述飞行器的动力系统数量为一个；

其还包括安装于机架上的4个以上的涵道风扇；涵道风扇均布于动力系统的涵道的周向上。提高该飞行器的姿态调整的响应速度。

附图说明

图1是本发明飞行器第一实施例的立体图；

图2是本发明飞行器第一实施例的结构分解图；

图3是本发明飞行器第一实施例中第一涵道风扇的结构图；

图4是本发明飞行器第一实施例中第二涵道风扇的结构图；

图5是本发明飞行器第一实施例中涵道风扇固定件的立体图；

图6是本发明飞行器第一实施例中反扭矩控制单元的立体图；

图7是本发明飞行器第一实施例中行进控制单元的立体图；

图8是是本发明飞行器第一实施例中第一旋翼、第二旋翼及其二者驱动电机与固定支架的相对位置示意图；

图9是本发明飞行器第一实施例在飞行过程中各旋翼旋向的示意图；

图10是本发明动力系统第二实施例的立体图；

图11是本发明动力系统第二实施例的结构图；

图12是本发明动力系统第二实施例的第一旋翼与第二旋翼的平面图；

图13是本发明动力系统第三实施例的结构图；

图14是本发明动力系统第四实施例的结构示意图；

图15是本发明动力系统第五实施例的结构示意图；

图16是本发明动力系统第六实施例的结构示意图；

图17是本发明动力系统第七实施例的结构示意图；

图18是本发明飞行器第八实施例中第二导流板旋转轴与第三导流板的安装关系示意图。

以下结合附图及实施例对本发明作进一步说明。

具体实施方式

本发明主要是对飞行器、气垫船、气动滑行车等由气流驱动的移动装置的动力系统进行改进，以下各实施例以飞行器的动力系统为例对本发明进行说明。

动力系统及飞行器第一实施例

参见图1及图2，多轴飞行器1由机架及安装于机架上控制单元，反扭矩控制装置14，行进控制单元15，动力系统，电源与4个侧旋翼单元构成。动力系统由涵道11及置于涵道11内的第一旋翼单元与第二旋翼单元构成；4个侧旋翼单元为均匀地分布于涵道11的外围的第一涵道风扇16，第二涵道风扇17，第一涵道风扇18及第二涵道风扇19；涵道11内固定有一十字型安装支架111，第一旋翼单元中的第一旋翼12及第二旋翼单元中的第二旋翼13的驱动电机通过固定支架安装于安装支架111上，第一旋翼12的轴线与第二旋翼13的轴线均与涵道11的中线共线，第一旋翼12位于第二旋翼13的上方；第一涵道风扇16、18及第二涵道风扇17、19分别通过涵道风扇固定件112固定于涵道11的外侧壁上；安装支架111、驱动电机的固定支架及涵道风扇固定件112构成本实施例的机架。

参见图3，第一涵道风扇16由第一涵道161，支架163，第一导流板166及通过支架163固定于第一涵道161内的第一电机162，第一涵道旋翼164与第一整流帽165构成。第一涵道旋翼164为右旋螺旋桨，第一导流板166由4片沿第一涵道161的径向延伸的矩形板构成，导流板166的导流面与第一涵道161的中线平行，4块矩形板沿第一涵道旋翼164的旋转周向均布，支架163固定于导流板166远离第一涵道161的内侧壁的一端上。

参见图4，第二涵道风扇17由第二涵道171，支架173，第二导流板176及通过支架173固定于第二涵道171内的第二电机172，第二涵道旋翼174与第二整流帽175构成。第二涵道旋翼174为左旋螺旋桨，第二导流板176由4片沿第二涵道111的径向延伸矩形板构成，导流板176的导流面与第二涵道171的中线平行，4块矩形板沿第二涵道旋翼174的旋转周向均布，支架173固定于导流板176远离第二涵道171的内侧壁的一端上。

参见图5，涵道风扇固定件112由可开合的两个半圆筒1121构成，半圆筒1121上焊接有用于将涵道风扇固定件112固定于涵道11外侧壁上的固定部11210。

参见图6，反扭矩控制装置14由两根第一导流板旋转轴1401、1402，两块第一导流板141、142，两块第二导流板143、144，两根第一连杆145及两根第二连杆146构成。第一导流板旋转轴1401与第一导流板旋转轴1402平行地固定于涵道11的下唇口处，第一导流板旋转轴1401与第一导流板旋转轴1402关于涵道11的中线中心对称布置，第一导流板141及第二导流板143可绕第一导流板旋转轴1401旋转地安装于第一导流板旋转轴1401上，第一导流板142及第二导流板144可绕第一导流板旋转轴1402旋转地安装于第一导流板旋转轴1402上，两根第一连杆145连接于第一导流板141与第一导流板142的两端上，使二者以同转速绕第一导流板旋转轴旋转，两根第二连杆146连接于第二导流板143与第二导流板144的两端上，使二者以同转速绕第一导流板旋转轴旋。第一导流板141与第二导流板144关于涵道11的中线中心对称布置，第一导流板142与第二导流板143关于涵道11的中线中心对称布置，从而使第一导流板与第二导流板关于涵道11的中线中心对称布置。

参见图7，行进控制单元15由两根第二导流板旋转轴1501、1502，两块第三导流板151、152及两根第三连杆153构成。第三导流板151可绕第二导流板旋转轴1501旋转地安装于第二导流板旋转轴1501上，第三导流板152可绕第二导流板旋转轴1502旋转地安装于第二导流板旋转轴1502上，两根第三连杆153连接于第三导流板151及第三导流板152的两端，使二者以同转速绕第二导流板旋转轴旋转。第二导流板旋转轴1501及第二导流板轴1502关于涵道11的中线中心对称布置，第三导流板151与第三导流板152关于涵道11的中线中心对称布置。

参见图8，第一旋翼单元由第一旋翼12与第一驱动电机122构成，第一旋翼12安装于第一驱动电机122的转子轴上，第一驱动电机122通过第一固定支架123固定于安装支架111上。第二旋翼单元由第二旋翼13及第二驱动电机132构成，第二旋翼13安装于第二驱动电机132的转子轴上，第二驱动电机132通过第二固定支架133固定于安装支架111上。第一旋翼12的桨径d与第二旋翼13的桨径D之比为0.56。飞行器1在飞行过程中，由于第一旋翼12的桨径小于第二旋翼13的桨径，第一旋翼12旋转形成的下洗气流量将成为第二旋翼13的桨叶的桨根区域的下洗气流量的一个补充，使第二旋翼13的旋转面内能产生更多的下洗气流量；由于第一旋翼12旋转形成的面积只覆盖第二旋翼13旋转形成的面积的四分之一左右，且主要位于第二旋翼13的桨根区域，可有效地减轻其对第二旋翼13的下洗气流形成阻碍。

参见图9，飞行器1在飞行过程中的控制方法如下，沿Z轴自上向下俯视，第一旋翼12为顺时针旋转，第二旋翼13为逆时针旋转，二者均对飞行器1产生向上的升力，使飞行器1垂直起飞，第一涵道风扇16及第一涵道风扇18中的旋翼以第一转速逆时针旋转，第二涵道风扇17及第二涵道风扇19中的旋翼也以第一转速顺时针旋转；第一涵道风扇16、第二涵道风扇17、第三涵道风扇18及第四涵道风扇19均为产生向上的升力，为飞行器1的起飞提供辅助升力；第一涵道风扇16、第二涵道风扇17、第一涵道风扇18及第二涵道风扇19中的旋翼在旋转过程中产生的反扭矩通过设于其涵道下唇口处的导流板与下洗气流的作用产生的反扭矩相抵消，在动力系统因故障出现停车时，能够依靠四个涵道风扇产生的升力，以防飞行器1出现紧急下降而出现损毁状况；在正常飞行过程中，四个涵道风扇主要是用于飞行器1出现姿态偏转或由于气流扰动而出现姿态倾斜等情况的调整，从而降低涵道风扇对电源的消耗。在飞行过程中，第一旋翼12以比第二旋翼13高的转速旋转，从而在第二旋翼13的桨根区域产生更高的下洗气流速度，从而在有限的空间内产生更高的提升力，且第一旋翼12产生的反扭矩将抵消第二旋翼13产生的反扭矩，如果无法完全抵消，则可由控制单元控制第一导流板141、第一导流板142的下端分别绕第一导流板旋转轴1401及第一导流板旋转轴1402朝X轴的正向旋转；同时第二导流板143及第二导流板144的下端分别绕第一导流板旋转轴1401及第一导流板旋转轴1402以同等的转速沿X轴的负向旋转，旋转角度的大小根据需要抵消的反向扭矩而定；如果飞行器1需要朝一方向移动，只需通过调整相关装置在飞行器1上产生的反扭矩从而使飞行器1绕主涵道11的轴线旋转一定角度至该方向为第三导流板151的法向在水平面上的投影；对于飞行器1的行进速度的控制，例如飞行器1需要在水平方向朝Y轴正向移动的速度产生变化，则控制单元将控制第三导流板151及第四导流板152的下端分别绕第二导流板旋转轴1501及第二导流板旋转轴1502朝Y轴的负向旋转相同角度，下洗的气流作用与第三导流板151及第四导流板152对飞行器产生一朝Y轴正向的推力，使飞行器朝Y轴正向移动；对于飞行器改变飞行方向的控制为通过改变第一导流板141、第一导流板142、第二导流板143及第二导流板144的旋转角度，从而使涵道11绕其中线旋转，使飞行器1的飞行方向产生改变。

在上述控制方法中，当控制单元检测到涵道11出现滚转情况时，控制单元控制第一导流板与第二导流板以相同的转速朝相反方向旋转一定角度而抵消相应的反扭矩至涵道11停止滚转位置。

为了搭载被运输物，可在涵道11的下方设置一吊舱，为了减少吊舱对下洗气流的阻力，吊舱具有流线型的外壳体且邻近涵道11的顶端上设有整流罩。

在本例中，第一旋翼12的桨距角小于第二旋翼13的桨距角，第一导流板旋转轴1401与第二导流板旋转轴1501相正交。桨距角较小的第一旋翼位于上方，其对气流的作用力的水平分量较小，有效地减少第二旋翼的功率，可以有利于减少第一旋翼下洗气流的变向作用，减少下洗气流对第二旋翼的干扰，能有效地降低能量的损失。

动力系统及飞行器第二实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第二实施例的说明，以下仅对动力系统的结构进行说明。

参见图10及图11，动力系统2由涵道21、第一旋翼单元、第二旋翼单元、导流板24及固定支架25构成，第一旋翼单元由第一旋翼221及第一驱动电机222构成，第二旋翼单元由第二旋翼231及第二驱动电机232构成，第一驱动电机222的转子轴穿过形成于第二驱动电机232的转子轴内的通孔，与第二驱动电机232的转子轴共轴线布置。在涵道21的下唇口处至第二旋翼231的下方处设有4片沿涵道21的径向布置的导流板24，导流板24的导流面与涵道21的中线平行，4片导流板24沿第一旋翼221的旋转周向均布，导流板24远离涵道21内侧壁的一端与固定支架25固定连接，第一驱动电机222及第二驱动电机232固定于固定支架25上。第一旋翼221的旋转中面距离涵道21的上唇口的距离为涵道21沿中线方向长度的三分之一，第二旋翼231的旋转中面距离涵道21的下唇口的距离为涵道21沿中线方向长度的三分之一，此时动力系统2具有良好的气动效率。

上述旋转中面是指旋翼的桨叶的桨根在轴向上的中点绕旋转轴旋转构成的平面。

飞行器在飞行过程中，第一旋翼221与第二旋翼231为沿相反的方向旋转，第一旋翼221及第二旋翼231的下洗气流与导流板24相作用产生一定的扭矩，用于抵消第一旋翼221及第二旋翼231在旋转过程中产生的总反扭矩。

参见图12，第一旋翼221的桨径与第二旋翼231的桨径之比为0.56。在第一旋翼221与第二旋翼231的旋转过程中，由于第一旋翼221的桨径小于第二旋翼231的桨径，第一旋翼221旋转形成的下洗气流量将成为第二旋翼231的桨叶的桨根区域01的下洗气流量的一个补充，使第二旋翼231的旋转面内能产生更多的下洗气流量；由于第一旋翼221旋转形成的面积只覆盖第二旋翼231旋转形成面积的四分之一左右，且主要位于第二旋翼231的桨根区域，可有效减轻其对第二旋翼231的下洗气流形成阻碍。此外，由于第一旋翼221与第二旋翼231的桨径不同，可有效地减少二者在旋转过程中产生的振动噪音。

动力系统及飞行器第三实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第三实施例的说明，以下仅对与上述动力系统及飞行器第二实施例的不同之处进行说明。

参见图13，动力系统3的第一旋翼321的桨径与第二旋翼331的桨径之比为0.6，第一旋翼321位于第二旋翼331的下方，第二驱动电机332的转子轴穿过形成于第一驱动电机322的转子轴内的通孔，与第一驱动电机322的转子轴共轴线布置。

在飞行器飞行过程中，由于第一旋翼321旋转而形成的下洗气流主要从第二旋翼331的桨根区域穿过，有效地补充该区域的下洗气流量。

动力系统及飞行器第四实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第四实施例的说明，以下仅对与上述动力系统及飞行器第二实施例的不同之处进行说明。

参见图14，动力系统4将原置于涵道下唇口处的导流板置于第一旋翼421与第二旋翼431之间，第一驱动电机422位于导流板44的上方，第一旋翼421与第二旋翼431的桨径之比为0.5。

动力系统及飞行器第五实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第五实施例的说明，以下仅对与上述动力系统及飞行器第四实施例的不同之处进行说明。

参见图15，动力系统5的第二旋翼单元位于导流板54的上方，第一旋翼单元位于导流板54的下方，第二驱动电机532位于第二旋翼531的上方。第一旋翼521与第二旋翼531的桨径之比为0.4。

动力系统及飞行器第六实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第六实施例的说明，以下仅对与上述动力系统及飞行器第四实施例的不同之处进行说明。

参见图16，动力系统6的第二旋翼单元中的第二旋翼631位于第二驱动电机632的下方，第一旋翼621与第二旋翼631的桨径之比为0.3。

动力系统及飞行器第七实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第七实施例的说明，以下仅对与上述动力系统及飞行器第四实施例的不同之处进行说明。

参见图17，第一旋翼单元位于导流板74的下方，第二旋翼单元位于导流板74的上方，第一驱动电机722位于第一旋翼721的上方，第二驱动电机732位于第二旋翼731的上方；第一旋翼721与第二旋翼731的桨径之比为0.55。

动力系统及飞行器第八实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第八实施例的说明，以下仅对与上述动力系统及飞行器第一实施例的不同之处进行说明。

参见图18，第三导流板851的数量为一个，第三导流板851中与涵道的中线平行的一端的中部沿平行于第二导流板旋转轴8501的中心方向形成有一通孔，第二导流板旋转轴8501与该通孔间隙配合地穿过该通孔，在行进控制单元工作过程中，第三导流板851绕该通孔的中线旋转，在旋转过程中，涵道内下洗的气流对其产生的力的合力作用点在该通孔的中线上，不会随第三导流板851的旋转而改变。

动力系统及飞行器第九实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第九实施例的说明，以下仅对与上述动力系统及飞行器第一实施例的不同之处进行说明。

采用油机替代电机对旋翼的旋转进行驱动。

Claims (10)

1. 动力系统，包括第一旋翼单元及第二旋翼单元；

所述第一旋翼单元包括第一旋翼，所述第二旋翼单元包括第二旋翼，所述第一旋翼的轴线与所述第二旋翼的轴线共线，所述第一旋翼与所述第二旋翼的旋转方向相反；

其特征在于：

对所述第二旋翼的桨根区域提供下洗气流的所述第一旋翼的桨径与所述第二旋翼的桨径之比为0.3至0.6。

2. 根据权利要求1所述动力系统，其特征在于：

还包括涵道，所述第一旋翼的轴线与所述涵道的中线共线；

所述第一旋翼或所述第二旋翼置于所述涵道内。

3. 根据权利要求1或2所述动力系统，其特征在于：

所述第一旋翼位于所述第二旋翼的上方。

4. 飞行器，包括机架及安装于所述机架上一套以上的动力系统，所述动力系统包括第一旋翼单元及第二旋翼单元，所述第一旋翼单元包括第一旋翼，所述第二旋翼单元包括第二旋翼，所述第一旋翼的轴线与所述第二旋翼的轴线共线，所述第一旋翼与所述第二旋翼的旋转方向相反；

其特征在于：

对所述第二旋翼的桨根区域提供下洗气流的所述第一旋翼的桨径与所述第二旋翼的桨径之比为0.3至0.6。

5. 根据权利要求4所述飞行器，其特征在于：

所述动力系统还包括涵道，所述第一旋翼的轴线与所述涵道的中线共线；

所述第一旋翼或所述第二旋翼置于所述涵道内。

6. 根据权利要求4所述飞行器，其特征在于：

所述第一旋翼的桨径与所述第二旋翼的桨径之比为0.5至0.6。

7. 根据权利要求4所述飞行器，其特征在于：

所述第一旋翼位于所述第二旋翼的上方。

8. 根据权利要求4所述飞行器，其特征在于：

所述第一旋翼的桨距角小于所述第二旋翼的桨距角。

9. 根据权利要求4至8任一项所述飞行器，其特征在于：

所述第一旋翼及所述第二旋翼的桨叶数量均为3片。

10. 根据权利要求4至8任一项所述飞行器，其特征在于：

所述动力系统的数量为一个；

还包括安装于所述机架上的4个以上的涵道风扇；

所述涵道风扇均布于所述动力系统的涵道的周向上。