CN104773292B - 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，该动力系统包括其包括涵道、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，第二旋翼单元包括第二旋翼；第一旋翼与第二旋翼均置于涵道内；第一旋翼的轴线与第二旋翼的轴线均与涵道的中线共线；第一旋翼与第二旋翼的至少一个旋翼参数不同；旋翼参数为桨型、桨径、桨距角及桨叶数量。该动力系统的两旋翼在旋转过程中产生的振动噪音能够得到有效地抑制。

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的控制单元及一套以上的动力系统，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。但是，在飞行过程中，上、下旋翼在旋转过程中容易产生气流振动噪音，振动噪音的产生降低了飞行器的动力系统的效率。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种使具有两个旋翼共轴线布置时能有效提高效率的动力系统；

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，第二旋翼单元包括第二旋翼；第一旋翼与第二旋翼均置于涵道内；第一旋翼的轴线与第二旋翼的轴线均与涵道的中线共线；第一旋翼与第二旋翼的至少一个旋翼参数不同；旋翼参数为桨型、桨径、桨距角及桨叶数量。

由以上方案可见，由于第一旋翼与第二旋翼至少具有在桨型、桨径、桨距角及桨叶数量中的一个旋翼参数不同，从而二者旋转产生的下洗气流具有频率等参数存在差异，可有效地抑制两个旋翼在旋转过程产生的振动噪音，从而提高该动力系统的效率。

一个具体的方案为上述动力系统中的第一旋翼的桨径与第二旋翼的桨径之比为0.3至0.6。两桨径之比限制在该比例范围内时，在充分地保证动力系统的下洗气流量的同时，有效地抑制振动噪声的产生。

另一个具体的方案为上述动力系统中的第一旋翼的桨距角比第二旋翼的桨距角小。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，能有效的抑制振动噪音，降低能量的损失。

更具体的方案为上述动力系统中的第一旋翼的桨距角为35度，第二旋翼的桨距角为40度。

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。

另一个具体的方案为上述动力系统中的第一旋翼的桨叶数量大于第二旋翼的桨叶数量；第一旋翼位于第二旋翼的上方。由于桨叶自身起到导流的作用，位于上方的第一旋翼的桨叶数量多于下方的第二旋翼的桨叶数量可使第一旋翼为第二旋翼提供较为整齐的气流，减少第一旋翼对第二旋翼的气流吸入的干扰。有利于提高气动效率。

再一个优选的方案为第一旋翼的桨距角小于第二旋翼的桨距角；第一旋翼位于第二旋翼的上方；第一旋翼与第二旋翼的桨叶数量均为3片。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，能有效的抑制振动噪音，降低能量的损失。

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机架上一套以上的动力系统；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，第二旋翼单元包括第二旋翼；第一旋翼及第二旋翼均置于涵道内；第一旋翼的轴线与第二旋翼的轴线均与涵道的中线共线；第一旋翼与第二旋翼的至少一个旋翼参数不同；旋翼参数为桨型、桨径、桨距角及桨叶数量。

一个具体的方案为上述飞行器的动力系统中第一旋翼的桨径与第二旋翼的桨径之比为0.3至0.6；第一旋翼的桨距角比第二旋翼的桨距角小；第一旋翼的桨叶数量大于第二旋翼的桨叶数量；第一旋翼与第二旋翼的桨距角为定值；第一旋翼位于第二旋翼的上方。

另一个具体的方案为上述飞行器的动力系统中第一旋翼的桨距角小于第二旋翼的桨距角；第一旋翼位于第二旋翼的上方；第一旋翼与第二旋翼的桨叶数量均为3片。

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是本发明飞行器第一实施例中第一旋翼、第二旋翼及二台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三实施例中第一旋翼、第二旋翼及二台驱动电机的相对位置示意图；

图13是本发明动力系统第四实施例中第一旋翼、第二旋翼及二台驱动电机的相对位置示意图；

图14是本发明动力系统第五实施例中第一旋翼与第二旋翼平面示意图；

图15是本发明动力系统第七实施例的结构示意图；

图16是本发明动力系统第八实施例的结构示意图；

图17是本发明动力系统第九实施例的结构示意图；

图18是本发明动力系统第十实施例的结构示意图。

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

本发明的动力系统主要用于飞行器、气垫船、气动滑行车等，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，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为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为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外侧壁上的固定支架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，由于二者桨径不同，尤其是在二者比例为0.56时，旋翼旋转产生的振动噪声得到有效地抑制。

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的桨距角大于第二旋翼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。

动力系统及飞行器第二实施例

作为对本发明动力系统及第二实施例的说明，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；第一旋翼221的桨距角为35度，第二旋翼的桨距角为40度。

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。由于第一旋翼221与第二旋翼231的桨距角不同，可有效地减少二者在旋转过程中产生的振动噪音，尤其两个旋翼的桨距角的值为上述数值时，可有效地降低其振动噪声值。

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12，动力系统的第一旋翼321的桨径与第二旋翼331的桨径相同且桨型相同，第一旋翼321的桨叶数量为5片，第二旋翼331的桨叶数量为3片。在飞行器飞行过程中，由于两个旋翼的桨叶数量不同，能够有效地抑制二者在旋转过程中产生的振动噪音。

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13，动力系统的第一旋翼421的桨径与第二旋翼431的桨径相同且桨型相同，第一旋翼421的桨叶数量为3片，第二旋翼431的桨叶数量为5片。在飞行器飞行过程中，由于两个旋翼的桨叶数量不同，能够有效地抑制二者在旋转过程中产生的振动噪音。

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二实施例的不同之处进行说明。

参见图14，第一旋翼521的桨型为涵道桨，其桨叶的数量为3片，第二旋翼531的桨型的螺旋桨，其桨叶数量为2片。第一旋翼521与第二旋翼531的桨径之比为0.4。在飞行器飞行过程中，两旋翼旋转过程产生的振动噪音能够得到很到的抑制。

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六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。

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二实施例的不同之处进行说明。

参见图15，动力系统6将原置于涵道下唇口处的导流板置于第一旋翼621与第二旋翼631之间，第一驱动电机622位于导流板64的上方，第一旋翼621与第二旋翼631的桨径之比为0.5。

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七实施例的不同之处进行说明。

参见图16，动力系统7的第二旋翼单元位于导流板74的上方，第一旋翼单元位于导流板74的下方，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0.4。

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七实施例的不同之处进行说明。

参见图17，动力系统8的第二旋翼单元中的第二旋翼831位于第二驱动电机832的下方，第一旋翼821与第二旋翼831的桨径之比为0.3。

动力系统及飞行器第十实施例

作为对本发明动力系统及飞行器第十实施例的说明，以下仅对与上述动力系统及飞行器第七实施例的不同之处进行说明。

参见图18，第一旋翼单元位于导流板94的下方，第二旋翼单元位于导流板94的上方，第一驱动电机922位于第一旋翼921的上方，第二驱动电机932位于第二旋翼931的上方；第一旋翼921与第二旋翼931的桨径之比为0.55。

上述各个实施例只是对其中部分优选技术方案的列举，其中，第一旋翼的桨距角比第二旋翼的桨距角小5度以上时，可以有效地抑制旋翼旋转过程中的振动噪声；当第一旋翼与第二旋翼的桨距角不同时，二者的桨叶数量同为3片时，也能够达到有效地抑制旋翼旋转过程中的振动噪声；当第一旋翼的桨径与第二旋翼的桨径的比例在0.3至0.6的范围内时，两旋翼在旋转过程中的振动噪声能够得到很好地抑制。

Claims (8)

1.动力系统，包括涵道、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；

所述第一旋翼与所述第二旋翼均置于所述涵道内；

所述第一旋翼的轴线与所述第二旋翼的轴线均与所述涵道的中线共线；

其特征在于：

所述第一旋翼与所述第二旋翼的至少一个旋翼参数不同；

所述旋翼参数为桨型、桨径、桨距角及桨叶数量；

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；

所述第一旋翼的旋转中面距离所述涵道的上唇口的距离为所述涵道沿中线方向长度的三分之一，所述第二旋翼的旋转中面距离所述涵道的下唇口的距离为所述涵道沿中线方向长度的三分之一。

2.根据权利要求1所述动力系统，其特征在于：

所述第一旋翼的桨距角比所述第二旋翼的桨距角小。

3.根据权利要求 2所述动力系统，其特征在于：

所述第一旋翼的桨距角为35度，所述第二旋翼的桨距角为40度。

4.根据权利要求2或3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。

5.根据权利要求1所述动力系统，其特征在于：

所述第一旋翼的桨叶数量大于所述第二旋翼的桨叶数量；

所述第一旋翼位于所述第二旋翼的上方。

6.根据权利要求1所述动力系统，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；

所述第一旋翼位于所述第二旋翼的上方；

所述第一旋翼与所述第二旋翼的桨叶数量均为3片。

7.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；

所述动力系统包括涵道、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；

所述第一旋翼及所述第二旋翼均置于所述涵道内；

所述第一旋翼的轴线与所述第二旋翼的轴线均与所述涵道的中线共线；

其特征在于：

所述第一旋翼与所述第二旋翼的至少一个旋翼参数不同；

所述旋翼参数为桨型、桨径、桨距角及桨叶数量；

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；

所述第一旋翼的桨距角比所述第二旋翼的桨距角小；

所述第一旋翼的桨叶数量大于所述第二旋翼的桨叶数量；

所述第一旋翼与所述第二旋翼的桨距角为定值；

所述第一旋翼位于所述第二旋翼的上方；

所述第一旋翼的旋转中面距离所述涵道的上唇口的距离为所述涵道沿中线方向长度的三分之一，所述第二旋翼的旋转中面距离所述涵道的下唇口的距离为所述涵道沿中线方向长度的三分之一。

8.根据权利要求7所述飞行器，其特征在于：

所述第一旋翼的桨距角为35度，所述第二旋翼的桨距角的为40度；

所述第一旋翼位于所述第二旋翼的上方；

所述第一旋翼与所述第二旋翼的桨叶数量均为3片。