CN106043680A - 航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机，属于航空技术领域，包括：第一动力源，设置有第一轴；第二动力源，设置有第二轴；及启动器，分别与第一轴和第二轴活动连接；其中，所述第一轴和所述第二轴分别与所述航空器的旋翼转动连接，启动旋转后的所述第一轴和第二轴，压缩预先注入的燃烧物，产生机械动能，驱动第一轴和第二轴继续旋转，继而通过第一轴和第二轴驱动航空器的旋翼进行旋转。本发明通过应用于航空器，设置第一动力源和第二动力源以燃烧预先注入的燃烧物产生机械动能，进而为旋翼的旋转提供动力，取代了传统的通过电池供电或者增加电池数量来提高续航时间的电动飞行模式，使得应用有本发明的航空器至少具有续航时间长、载重能力强的特点。

Description

航空发动机

技术领域

本发明属于航空技术领域，特别涉及一种航空发动机。

背景技术

航空器(英文缩写:Unmanned Aerial Vehicle)是一种以无线电遥控或由自身程序控制为主的不载人飞机。

现有技术中的航空器多为电动航空器，主要采用电池、电调、电机、飞控和螺旋桨等主要器件，通过改变各螺旋桨的转速实现航空器的飞行控制。但是，这种电动类型的航空器，由于受电池能量密度的限制，其航时一般非常短暂，具有续航性能差的缺陷，且通过单纯的增加电池数量来提高其航时的方式也会大大降低其载重能力。

发明内容

本发明提供一种航空发动机，应用于航空器，通过设置第一动力源和第二动力源，以燃烧预先注入的燃烧物产生机械动能，进而为旋翼的旋转提供动力，取代了传统的通过电池供电或者增加电池数量来提高续航时间的电动飞行模式，使得应用有本发明的航空器至少具有续航时间长、载重能力强的技术特点。

本发明提供了一种航空发动机，应用于航空器，所述航空发动机包括：第一动力源，所述第一动力源设置有第一轴；第二动力源，所述第二动力源设置有第二轴；及启动器，所述启动器分别与所述第一轴和所述第二轴活动连接，以通过所述启动器启动所述第一轴和所述第二轴旋转；其中，所述第一轴和所述第二轴分别与所述航空器的旋翼转动连接，启动旋转后的所述第一轴，压缩所述第一动力源中注入的燃烧物，产生机械动能，驱动所述第一轴旋转；启动旋转后的所述第二轴，压缩所述第二动力源中注入的燃烧物，产生机械动能，驱动所述第二轴旋转，继而通过所述第一轴和所述第二轴驱动所述航空器的旋翼进行旋转。

可选的，所述航空发动机还包括：启动齿轮；及所述第一动力源还包括：第一轴齿轮；所述第二动力源还包括：第二轴齿轮；其中，所述第一轴齿轮套设在所述第一轴上，与所述第一轴同步转动，所述第二轴齿轮套设在所述第二轴上，与所述第二轴同步转动；所述启动齿轮与所述启动器连接，以通过所述启动器驱动所述启动齿轮进行转动，且所述启动齿轮分别对应地与所述第一轴齿轮和所述第二轴齿轮相啮合。

可选的，所述第一轴和所述第二轴相平行，且所述第一轴和所述第二轴的旋转方向相反。

可选的，还包括：连接盘；其中，所述第一动力源是第一单缸发动机，所述第一单缸发动机上设置有所述第一轴，所述第一单缸发动机的缸体内注入有燃烧物；所述第二动力源是第二单缸发动机，所述第二单缸发动机上设置有所述第二轴，所述第二单缸发动机的缸体内注入有燃烧物；所述第一单缸发动机通过所述第一轴穿过所述连接盘，所述第二单缸发动机通过所述第二轴穿过所述连接盘，使得通过所述连接盘将所述第一单缸发动机和所述第二单缸发动机连接为一体。

可选的，还包括：第一汽化器，所述第一汽化器与所述第一单缸发动机的进油口连接；第二汽化器，所述第二汽化器与所述第二单缸发动机的进油口连接；其中，所述第一单缸发动机的缸体内的燃烧物通过所述第一汽化器被注入，所述第二单缸发动机的缸体内的燃烧物通过所述第二汽化器被注入。

可选的，所述连接盘包括：第一盖体；第二盖体；其中，所述第一盖体和所述第二盖体可拆卸式连接，且在所述第一盖体和所述第二盖体之间形成有一容置空间，所述第一轴齿轮、所述第二轴齿轮和所述启动齿轮置于所述容置空间内。

可选的，所述启动器穿过所述第一盖体或者所述第二盖体与所述启动齿轮连接。

可选的，风冷系统，所述风冷系统固定于所述第一动力源和所述第二动力源上，使得外界的冷空气通过所述风冷系统被吸入所述航空发动机的内部，流经所述第一动力源和/或所述第二动力源，以对所述第一动力源和/或所述第二动力源进行冷却。

可选的，所述风冷系统包括：罩体；第一离心风扇，所述第一离心风扇与所述第一轴活动连接，以通过所述第一轴驱动所述第一离心风扇进行转动；第二离心风扇，所述第二离心风扇与所述第二轴活动连接，以通过所述第二轴驱动所述第二离心风扇进行转动；其中，所述第一离心风扇、所述第二离心风扇、所述第一动力源和所述第二动力源置于所述罩体内，且转动后的所述第一离心风扇和/或所述第二离心风扇带动所述冷空气在所述罩体内进行流动，以对所述第一动力源和/或所述第二动力源进行冷却。

可选的，所述罩体包括：第一侧壁；第二侧壁；及进风板，所述进风板上开设有第一进风口和第二进风口，且所述第一侧壁的端部和所述第二侧壁的端部分别与所述进风板固定连接，以构成呈U型结构的所述罩体，且所述第一侧壁和所述第二侧壁相互平行；其中，所述第一动力源和所述第二动力源置于所述U型结构的U型槽内，且转动后的所述第一离心风扇带动所述冷空气由所述第一进风口流入所述罩体内部，转动后的所述第二离心风扇带动所述冷空气由所述第二进风口流入所述罩体内部。

有益效果：

本发明提供的航空发动机，通过应用于航空器，为航空器的飞行提供动力，通过航空发动机中预先注入的燃烧物(如气态燃烧物、液态燃烧物、气态和液态相结合的燃烧物等)，以产生机械动能，驱动与第一动力源和第二动力源对应连接的旋翼进行旋转。以替代传统采用电池、电调等电动模式进行供电以为旋翼的旋转提供动力的电动航空器，且本发明无需通过增加电池数量来提高续航时间而导致航空器的载重能力降低，使得应用有本发明的航空器至少具有续航时间长、载重能力强的技术特点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的航空器的整体结构示意图一；

图2为本发明实施例提供的航空器的整体结构示意图二；

图3为本发明实施例提供的航空器的整体结构示意图三；

图4为本发明实施例提供的航空发动机的整体结构示意图；

图5为本发明实施例提供的航空发动机的整体结构主视图；

图6为本发明实施例提供的航空发动机的爆炸结构主视图；

图7为本发明实施例提供的第一皮带传动装置的部分结构主视图；

图8为本发明实施例提供的第一皮带传动装置的部分结构剖视图；

图9为本发明实施例提供的第二皮带传动装置的部分结构主视图；

图10为本发明实施例提供的第二皮带传动装置的部分结构剖视图；

图11为本发明实施例提供的变距装置的整体结构主视图；

图12为本发明实施例提供的变距装置的整体结构示意图。

具体实施方式

本发明提供的航空发动机，通过应用于航空器，为航空器的飞行提供动力，通过航空发动机中预先注入的燃烧物(如气态燃烧物、液态燃烧物、气态和液态相结合的燃烧物等)，以产生机械动能，驱动与第一动力源和第二动力源对应连接的旋翼进行旋转。以替代传统采用电池、电调等电动模式进行供电以为旋翼的旋转提供动力的电动航空器，且本发明无需通过增加电池数量来提高续航时间而导致航空器的载重能力降低，使得应用有本发明的航空器至少具有续航时间长、载重能力强的技术特点。

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围；其中本实施中所涉及的“和/或”关键词，表示和、或两种情况，换句话说，本发明实施例所提及的A和/或B，表示了A和B、A或B两种情况，描述了A与B所存在的三种状态，如A和/或B，表示：只包括A不包括B；只包括B不包括A；包括A与B。

同时，本发明实施例中，当组件被称为“固定于”另一个组件，它可以直接在另一个组件上或者也可以存在居中组件。当一个组件被认为是“连接”另一个组件，它可以是直接连接到另一个组件或者可能同时存在居中组件。当一个组件被认为是“设置于”另一个组件，它可以是直接设置在另一个组件上或者可能同时存在居中组件。本发明实施例中所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明目的，并不是旨在限制本发明。

为了对发明提供的航空发动机做详细说明，以支持发明所要解决的技术问题，下面，本发明提供的实施例中，首先对航空器的整体结构做详细说明，继而在叙述航空器的过程中，进一步有针对性的引出本发明提供的航空发动机，以达到完整、清楚、明白的目的。

请参阅图1-2，本发明实施例提供了一种航空器，至少包括：机架1、若干个旋翼组2、航空发动机3。其中，每一个所述旋翼组2包括若干个旋翼21，且每一个所述旋翼组2转动地固定于所述机架1上，使得每一个所述旋翼组2中的所述旋翼21相对于所述机架1可以转动；及所述航空发动机3固定于所述机架1上,并对应的分别与每一个所述旋翼组2活动连接，使得所述航空发动机3和每一个所述旋翼组2之间可机械传动。其中，通过燃烧所述航空发动机3中预先注入的燃烧物，产生机械动能，驱动与所述航空发动机3对应连接的每一个所述旋翼组2中的所述旋翼21进行旋转。

具体而言，本发明实施例中的机架1为无人飞行设备整体结构的支撑平台，以为若干个旋翼组2、航空发动机3等在无人飞行设备上的固定安装作支撑。若干个旋翼组2中的每一个所述旋翼组2转动地固定于所述机架1上，其中，对于每一个所述旋翼组2如何转动地固定于所述机架1上，本发明实施例并不做限制，可以是旋翼组2直接固定于机架1上，使得旋翼组2和机架1之间可以相对于转动，当然也可以是通过一个单独的活动装置将旋翼组2活动地固定于机架1上，使得旋翼组2和机架1之间可以相对于转动，最终只要能够实现使得每一个所述旋翼组2中的所述旋翼21相对于所述机架1可以转动，则均可适用于本发明。

对于本发明实施例中的旋翼组2而言，可以是多个，可以理解，由于每一个旋翼组2中包括若干个旋翼21，则旋翼组2的数量越多，即旋翼21的数量越多。在本发明实施例中旋翼组2的数量可以是m个，且所述m为大于等于2的偶数。之所以将旋翼组2的数量m限定为大于等于2的偶数，主要是基于本发明实施例提供的无人飞行设备的整体结构布局，以提高飞行过程中设备的平稳性。如，可将m个旋翼组2均分成第一组和第二组，即包括第一组的m/2个旋翼组和第二组的m/2个旋翼组，所述第一组的m/2个旋翼组分别与所述航空发动机3活动连接，所述第二组的m/2个旋翼组分别与所述航空发动机3活动连接，且所述第一组的m/2个旋翼组与所述航空发动机之间的机械传动，和所述第二组的m/2个旋翼组与所述航空发动机之间的机械传动相互独立。其中，第一组的m/2个旋翼组和第二组的m/2个旋翼组，以航空发动机3为中心对称点，对称地分布在航空发动机3的两侧。

请结合图2一并参阅图3-6，对于航空发动机3而言，至少包括第一动力源32、第二动力源33和启动器34。其中，所述第一动力源32设置有第一轴321，所述第一组的m/2个旋翼组分别与所述第一轴321活动连接。所述第二动力源32设置有第二轴331，所述第二组的m/2个旋翼组分别与所述第二轴331活动连接。所述启动器34分别与所述第一轴321和所述第二轴331活动连接，以通过所述启动器34启动所述第一轴321和所述第二轴331旋转。需要说明的是，所述第一动力源32所设置的第一轴321被用于带动所述第一组的m/2个旋翼组进行旋转，所述第二动力源33所设置的第二轴331被用于带动所述第二组的m/2个旋翼组进行旋转。

详细而言，启动器34作为启动部件，首先启动第一轴321和第二轴331进行旋转，而启动旋转后的所述第一轴321，压缩所述第一动力源32中注入的所述燃烧物，爆炸并燃烧，将热能转化为机械动能，在急速膨胀的气压的冲击下驱动所述第一轴321继续旋转，进而通过所述第一轴321带动所述第一组的m/2个旋翼组中的每一个旋翼进行旋转，以此进入第一动力源32、第一轴321及第一组的m/2个旋翼组的正常循环驱动程序。启动旋转后的所述第二轴331，压缩所述第二动力源32中注入的所述燃烧物，爆炸并燃烧，将热能转化为机械动能，在急速膨胀的气压的冲击下驱动所述第二轴331继续旋转；进而通过所述第二轴331带动所述第二组的m/2个旋翼组中的每一个旋翼进行旋转，以此进入第二动力源33、第二轴331及第二组的m/2个旋翼组的正常循环驱动程序。需要注意的是，在本发明实施例中启动器34作为启动部件启动第一轴321和第二轴331进行旋转后，则启动器34自动与第一轴321和第二轴331脱离并停止工作，此时依靠第一动力源32、第二动力源33内部自身的能量转化热能-机械能，以为第一轴321和第二轴331的旋转提供动力。

其中，对于启动器34如何启动第一轴321和第二轴331进行旋转，本发明实施例并不做限制，可以是直接将启动器34与第一轴321和第二轴331建立机械传动关系，如在第一轴321和第二轴331的侧壁上开设若干个齿，启动器34的旋转轴直接与第一轴321和第二轴331的侧壁上所开设若干个齿相啮合，继而通过启动器34的旋转轴的旋转，带动所述第一轴321和第二轴331进行旋转。再如可分别在第一轴321和第二轴331的侧壁上各自设置一个可分别绕第一轴321或第二轴331的进行旋转的机械臂，该2个机械臂分别与所述启动器34连接，以通过所述启动器34分别带动2个所述机械臂动作，继而实现2个所述机械臂各自对应的带动与之相连的第一轴321或第二轴331进行转动。

再或者，可直接在第一动力源32中增设第一轴齿轮322，在第二动力源33中增设第二轴齿轮332，在航空发动机中增设启动齿轮31。其中，所述第一轴齿轮322套设在所述第一轴321上，以实现与所述第一轴321同步转动，所述第二轴齿轮332套设在所述第二轴331上，以实现与所述第二轴331同步转动。同时，所述启动齿轮31与所述启动器34的旋转轴连接，以通过所述启动器34驱动所述启动齿轮31进行转动，且所述启动齿轮31分别对应地与所述第一轴齿轮322和所述第二轴齿轮332相啮合，以保证在启动齿轮31转动的过程中第一轴齿轮322和第二轴齿轮332能够同步转动。当然，对于第一轴齿轮322和第一轴321的连接方式，以及第二轴齿轮332和第二轴331的连接方式，也可以是多种多样的，如第一轴齿轮322和第一轴321可以采用焊接的连接方式，第二轴齿轮332和第二轴331可以采用焊接的连接方式。再如第一轴齿轮322和第一轴321可以采用一体成型的设计方式，第二轴齿轮332和第二轴331也可以采用一体成型的连接方式。在本发明实施例中只要能够达到第一轴齿轮322与所述第一轴321同步转动、第二轴齿轮332和第二轴331同步转动的技术效果即可。同样的，由于存在2个轴齿轮(第一轴齿轮322和第二轴齿轮332)，对于启动齿轮31的个数乃至启动器34也可以分别都是2个。即，第一轴齿轮322匹配一个启动齿轮31和一个启动器34，第二轴齿轮332匹配一个启动齿轮31和一个启动器34，或者第一轴齿轮322匹配一个启动齿轮31，第二轴齿轮332匹配一个启动齿轮31，一个启动器34同时启动两个启动齿轮31进行旋转等，只要最终能够实现驱动第一轴321和第二轴331进行转动，则均适用于本发明。

总而言之，正如上述所述，对于启动器34如何启动第一轴321和第二轴331进行旋转，本发明实施例并不做限制，可以采用上述至少描述的三种启动结构及方式，当然也可采用并不局限本发明实施例所提供的其他启动结构和方式，适用过程中只要能够实现启动器正常启动第一轴321和第二轴331进行旋转，均适用于本发明，此处不再赘述。但是值得一提的是，本发明实施例中所述第一轴321和所述第二轴331相平行，且所述第一轴321和所述第二轴331的旋转方向相反。

进一步地，对于航空发动机3而言，为了简化内部结构设计，降低工业制造成本，上述所述的第一动力源32可以是一个第一单缸发动机,第二动力源33可以是一个第二单缸发动机。且航空发动机3还可以包括连接盘35。

其中，所述第一单缸发动机上设置有所述第一轴321，所述第一单缸发动机的缸体内注入有燃烧物；所述第二单缸发动机上设置有所述第二轴331，所述第二单缸发动机的缸体内注入有燃烧物；所述第一单缸发动机通过所述第一轴321穿过所述连接盘35，所述第二单缸发动机通过所述第二轴331穿过所述连接盘35，使得通过所述连接盘35将所述第一单缸发动机和所述第二单缸发动机连接为一体。

同时，所述航空发动机3还包括：第一汽化器36和第二汽化器37，且所述第一汽化器36与所述第一单缸发动机的进油口连接；所述第二汽化器37与所述第二单缸发动机的进油口连接。这样就使得不同状态下的燃烧物(如液态燃烧物)在第一汽化器36和/或第二汽化器37的作用下，转化为气态燃烧物，以为燃烧物在第一单缸发动机和/或第二单缸发动机中的爆炸、燃烧做准备。可以理解为，所述第一单缸发动机的缸体内的燃烧物通过所述第一汽化器36被注入，所述第二单缸发动机的缸体内的燃烧物通过所述第二汽化器37被注入。

需要说明的是，本发明实施例通过连接盘35将第一单缸发动机和第二单缸发动机连接为一体，以形成一双轴航空发动机3，该所述连接盘35可以包括：第一盖体351和第二盖体352。其中，所述第一盖体351和所述第二盖体352可拆卸式连接，且在所述第一盖体351和所述第二盖体352之间形成有一容置空间353，所述第一轴齿轮322、所述第二轴齿轮332和所述启动齿轮31置于所述容置空间353内。且，所述启动器34穿过所述第一盖体351或者所述第二盖体352与所述启动齿轮31连接。

可以理解为，第一单缸发动机的第一轴321套设有所述第一轴齿轮322，第二单缸发动机上套设有所述第二轴齿轮332。启动器34通过启动齿轮31首先启动第一轴齿轮322和第二轴齿轮33进行旋转，继而带动第一轴321和第二轴331进行旋转(二者旋转方向相反)，而启动旋转后的所述第一轴321，压缩所述第一单缸发动机缸体内注入的所述燃烧物，爆炸并燃烧，将热能转化为机械动能，在急速膨胀的气压的冲击下驱动所述第一轴321继续旋转，进而通过所述第一轴321带动所述第一组的m/2个旋翼组中的每一个旋翼进行旋转，以此进入第一单缸发动机、第一轴321及第一组的m/2个旋翼组的正常循环驱动程序。启动旋转后的所述第二轴331，压缩所述第二动力源32中注入的所述燃烧物，爆炸并燃烧，将热能转化为机械动能，在急速膨胀的气压的冲击下驱动所述第二轴331继续旋转；进而通过所述第二轴331带动所述第二组的m/2个旋翼组中的每一个旋翼进行旋转，以此进入第二单缸发动机、第二轴331及第二组的m/2个旋翼组的正常循环驱动程序。值得一提的是，第一单缸发动机和第二单缸发动机的内部原理(如启动旋转后的所述第一轴321，压缩所述第一单缸发动机缸体内注入的所述燃烧物，爆炸并燃烧，将热能转化为机械动能，在急速膨胀的气压的冲击下驱动所述第一轴321继续旋转)，已为现有技术中发动机的工作原理，此处不再赘述。而如何将第一单缸发动机和第二单缸发动机通过连接盘35、启动器34和/或启动齿轮31形成双缸对置双输出轴发动机，并将其应用于油动变距多旋翼的飞行设备上，使其结构简单可靠轻便，同时具备续航时间长、载重高的技术特征正是本发明的创新点所在。

更进一步地，为了使得本发明实施例提供的航空发动机3及时冷却，避免因其温度过高而影响其正常使用。作为优选，本发明实施例还包括：风冷系统38。所述风冷系统38固定于所述第一动力源32和所述第二动力源33上，使得外界的冷空气通过所述风冷系统38被吸入所述航空发动机3的内部，进而流经所述第一动力源32和/或所述第二动力源33，以对所述第一动力源32和/或所述第二动力源33进行冷却。

具体的，请继续参阅图4-5，所述风冷系统38可以包括：罩体381、第一离心风扇382和第二离心风扇383。其中，所述第一离心风扇382与所述第一轴321活动连接，以通过所述第一轴321驱动所述第一离心风扇382进行转动；所述第二离心风扇383与所述第二轴331活动连接，以通过所述第二轴331驱动所述第二离心风扇383进行转动。且，所述第一离心风扇382、所述第二离心风扇383、所述第一动力源32和所述第二动力源33置于所述罩体381内，且转动后的所述第一离心风扇382和/或所述第二离心风扇383带动所述冷空气在所述罩体381内进行流动，以对所述第一动力源32和/或所述第二动力源33进行冷却。

在本发明实施例中，第一离心风扇382和第二离心风扇383的作用是将流体从风扇的轴向吸入后利用其离心力将流体从圆周方向甩出去，可以理解为甩入罩体381内，进而对所述第一动力源32和所述第二动力源33进行风冷。以防止所述第一动力源32和所述第二动力源33因工作时间较长，持续性发热使得罩体381内温度过高而影响所述第一动力源32和所述第二动力源33的正常运行，具有安全性能高的特点。

当然，在本发明实施例中虽然动力源的数量是两个，如：所述第一动力源32和所述第二动力源33。与之相匹配的离心风扇的数量也是两个，如：所述第一离心风扇382和所述第二离心风扇383。与之相匹配的轴的数量也是两个，如：第一轴321和第二轴331。但其具体数量本发明并不做限制的。换句话说，根据实际作业需求，将动力源的数量设计成三个、四个或者五个等，也均适用于本发明，只需将与之对应的离心风扇的数量、轴的数量也设计成三个、四个或者五个即可。其余结构做适应性修改，则均在本发明的保护范围之内。

作为优选，本发明实施例中的所述罩体381可以包括：第一侧壁3811、第二侧壁3812和进风板3813。其中，所述进风板3813上开设有第一进风口3813a和第二进风口3813b，且所述第一侧壁3811的端部和所述第二侧壁3812的端部分别与所述进风板3813固定连接，以构成呈U型结构的所述罩体381，且所述第一侧壁3811和所述第二侧壁3812相互平行。所述第一动力源32和所述第二动力源33置于所述U型结构的U型槽内，且转动后的所述第一离心风扇382带动所述冷空气由所述第一进风口3813a流入所述罩体381内部，转动后的所述第二离心风扇383带动所述冷空气由所述第二进风口3813b流入所述罩体381内部。

在本发明实施例中，对于旋翼组2和航空发动机3之间的机械传动而言，可通过一皮带传动装置4，固定于所述机架1上，并将所述航空发动机3和每一个所述旋翼组2对应地活动连接，以通过所述皮带传动装置4使所述航空发动机3和每一个所述旋翼组2间可机械传动。具体的，请结合图2-3一并参阅图7-10，皮带传动装置4可具体分为：第一皮带传动装置41和第二皮带传动装置42。

其中，所述第一皮带传动装置41固定于所述机架1上，并分别与所述第一组的m/2个旋翼组对应地活动连接。所述第二皮带传动装置42固定于所述机架1上，并分别与所述第二组的m/2个旋翼组对应地活动连接；其中，所述第一皮带传动装置41的一端套设在所述第一轴321上，所述第一皮带传动装置41的另一端套设在第一组的m/2个旋翼组中旋翼的旋翼轴上，通过所述第一轴321的旋转带动所述第一皮带传动装置41进行传动，以带动所述第一组的m/2个旋翼组中每一个旋翼进行旋转。所述第二皮带传动装置42的一端套设在所述第二轴331上，所述第二皮带传动装置42的另一端套设在第二组的m/2个旋翼组中旋翼的旋翼轴上，通过所述第二轴331的旋转带动所述第二皮带传动装置42进行传动，以带动所述第二组的m/2个旋翼组中每一个旋翼进行旋转。

更为具体的，所述第一皮带传动装置41至少可以包括：1个第一传动轴411，m/2个第二传动轴412，第一传送带413，第一电机414和第二电机415。其中，所述第一传动轴411包括一第一固定端4111和一第一伞齿轮端4112，且所述第一伞齿轮端4112呈伞齿轮结构。每一个所述第二传动轴412包括一第三伞齿轮端4121和一第四伞齿轮端4122，且所述第三伞齿轮端4121和所述第四伞齿轮端4122均呈伞齿轮结构。所述第一传送带413包括第一套设端4131和第二套设端4132。所述第一电机414固定于所述第一轴321上，且所述第一电机和所述第一轴同步转动，所述第一传送带413通过所述第一套设端4131套设在所述第一电机414上。所述第二电机415固定于所述第一固定端4111上，且所述第二电机415和所述第一传动轴411同步转动，所述第一传送带413通过所述第二套设端4132套设在所述第二电机415上。

进而使得，所述第一组的m/2个旋翼组与所述m/2个第二传动轴412一一对应，即，第一组中的一个旋翼组对应m/2个第二传动轴412中的一个第二传动轴412。且所述第一组的m/2个旋翼组分别通过伞齿轮结构，对应地与所述m/2个第二传动轴412的m/2个第四伞齿轮端4122相啮合；且所述m/2个第二传动轴412以所述第一传动轴411为中心竖轴对称分布，所述m/2个第二传动轴412的m/2个第三伞齿轮端4121与所述第一传动轴411的所述第一伞齿轮端4112相啮合，以将所述第一传动轴411的竖向旋转转化为所述第二传动轴412的横向旋转，进而通过所述第二传动轴412的横向旋转带动所述第一组的m/2个旋翼组中每一个旋翼21进行旋转。

由于本发明实施例中的所述第一皮带传动装置41，和所述第二皮带传动装置42是对称的分布在航空发动机3的两侧，即可以理解为，第一皮带传动装置41分布在第一轴321的一侧与第一轴321相对应进行机械传动，第二皮带传动装置42分布在第二轴331的一侧与第二轴331相对应进行机械传动。

因此，相同的，所述第二皮带传动装置42包括：1个第三传动轴421、m/2个第四传动轴422、第二传送带423、第三电机424和第四电机425。其中，所述第三传动轴421包括一第二固定端4211和一第五伞齿轮端4212，且所述第五伞齿轮端4212呈伞齿轮结构。每一个所述第四传动轴422包括一第六伞齿轮端4221和一第七伞齿轮端4222，且所述第六伞齿轮端4221和所述第七伞齿轮端4222均呈伞齿轮结构。所述第二传送带423包括第三套设端4231和第四套设端4232。所述第三电机424固定于所述第二轴331上，且所述第三电机424和所述第二轴331同步转动，所述第二传送带423通过所述第三套设端4231套设在所述第三电机424上。所述第四电机425固定于所述第二固定端4211上，且所述第四电机425和所述第三传动轴421同步转动，所述第二传送带423通过所述第四套设端4232套设在所述第四电机425上。

同样使得，所述第二组的m/2个旋翼组与所述m/2个第四传动轴422一一对应，即，第二组中的m/2个旋翼组中一个旋翼组对应m/2个第四传动轴422中的一个第四传动轴422。且所述第二组的m/2个旋翼组分别通过伞齿轮结构，对应地与所述m/2个第四传动轴422的m/2个第七伞齿轮端4222相啮合；且所述m/2个第四传动轴422以所述第三传动轴421为中心竖轴对称分布，所述m/2个第四传动轴422的m/2个第六伞齿轮端4221与所述第三传动轴421的m/2个所述第五伞齿轮端4212相啮合，以将所述第三传动轴421的竖向旋转转化为所述第四传动轴422的横向旋转，进而通过所述第四传动轴422的横向旋转带动所述第二组的m/2个旋翼组中每一个旋翼21进行旋转。

本发明实施例中每一个所述旋翼组2中所述旋翼的数量可以是n个，且所述n为大于等于2的整数

当然，在本发明实施例中，为了更好地对旋翼组2与第一皮带传动装置41和第二皮带传动装置42之间的机械传动进行详细说明，本发明以m＝4、n＝3为例进行进一步地阐述。当然，本领域技术人员显然可以理解，m＝4仅是m的一种取值方式，n＝3也仅是n的一种取值方式,当m＝6、8、10等偶数数值时，n＝2,4,5,6等整数值时，也均适用于本发明。

例如，当m＝4、n＝3时，则总共存在4个旋翼组2，包括第一组的2个旋翼组和第二组的2个旋翼组，每一个旋翼组2中包含3个旋翼21。此时，4个旋翼组中的2个旋翼组(第一组)分布在第一传动轴411的一侧，4个旋翼组中的另外2个旋翼组(第二组)分布在第二传动轴412的一侧。与此同时，所述第一皮带传动装置41就包括2个第二传动轴412。2个所述第二传动轴412包括一第三伞齿轮端4121和一第四伞齿轮端4122，且所述第三伞齿轮端4121和所述第四伞齿轮端4122均呈伞齿轮结构。这样就使得，所述第一组的2个旋翼组与所述2个第二传动轴412一一对应，即，第一组中的一个旋翼组对应2个第二传动轴412中的一个第二传动轴412。且所述第一组的2个旋翼组分别通过伞齿轮结构，对应地与所述2个第二传动轴412的2个第四伞齿轮端4122相啮合；且所述2个第二传动轴412以所述第一传动轴411为中心竖轴对称分布，所述2个第二传动轴412的2个第三伞齿轮端4121与所述第一传动轴411的所述第一伞齿轮端4112相啮合，以将所述第一传动轴411的竖向旋转转化为所述第二传动轴412的横向旋转，进而通过所述第二传动轴412的横向旋转带动所述第一组的2个旋翼组2中3个旋翼21进行旋转。

相同的，此时所述第二皮带传动装置42也包括2个第四传动轴422，且2个所述第四传动轴422均包括一第六伞齿轮端4221和一第七伞齿轮端4222，且所述第六伞齿轮端4221和所述第七伞齿轮端4222均呈伞齿轮结构。这样就使得，所述第二组的2个旋翼组与所述2个第四传动轴422一一对应，即，第二组中的2个旋翼组中一个旋翼组对应2个第四传动轴422中的一个第四传动轴422。且所述第二组的2个旋翼组分别通过伞齿轮结构，对应地与所述2个第四传动轴422的2个第七伞齿轮端4222相啮合；且所述2个第四传动轴422以所述第三传动轴421为中心竖轴对称分布，所述2个第四传动轴422的2个第六伞齿轮端4221与所述第三传动轴421的2个所述第五伞齿轮端4212相啮合，以将所述第三传动轴421的竖向旋转转化为所述第四传动轴422的横向旋转，进而通过所述第四传动轴422的横向旋转带动所述第二组的2个旋翼组2中3个旋翼21进行旋转。

值得一提的是，在本发明实施例中，第一组中旋翼组3的数量，与第二传动轴412的数量是相同的，第二组中旋翼组3的数量，与第四传动轴422的数量是相同的，但是，第一组中旋翼组3的数量和第二组中旋翼组3的数量可以是不相同的。换句话说，本发明实施例对第一组中旋翼组3的数量和第二组中旋翼组3的数量是否相同不做限定，只要满足第一组中旋翼组3的数量，与第二传动轴412的数量是相同的，第二组中旋翼组3的数量，与第四传动轴422的数量是相同的即可。同样，第一传动轴411的数量，与第一轴321的数量是相同的，第三传动轴421的数量，与第二轴331的数量是相同的。但是，第一轴321的数量和第二轴331的数量可以是不相同的。且其具体数量本发明并不做限制的。换句话说，根据实际作业需求，将第一轴321的数量设计成两个、三个或者四个等，第二轴331的数量设计成两个、三个或者四个等，第一组中旋翼组3的数量设计成三个或者四个等，第二组中旋翼组3的数量设计成三个或者四个等，也均适用于本发明，只需将与之对应的数量关系按照上述对应，则均在本发明的保护范围之内。

在本发明实施例中，对于旋翼组3与第二传动轴412或者第四传动轴422之间的传动而言，还可以通过一变距装置6来进行连接，如图3所示。需要说明的是，每一个旋翼组3与每一个第二传动轴412或者第四传动轴422之间的传动，均通过一个上述变距装置6来进行连接，因此为了描述简化，本发明实施例仅对一个变距装置6进行详细阐述。其余旋翼组3与其对应的一个第二传动轴412或者第四传动轴422之间的传动，直接引用上述的变距装置6即可。那么，请继续参阅图11-12，所述变距装置至少包括：主轴61，上下滑块62、防抱死机构63、舵机64、传力臂65。所述n个旋翼21转动地固定于主轴61上，且上下滑块62套设在主轴61上，舵机64与防抱死机构63活动连接，防抱死机构63与上下滑块62活动连接，以通过所述舵机驱动所述上下滑块62上下滑动。且所述传力臂65分别与所述上下滑动52和所述旋翼21连接，使得上下滑动52上下滑动过程中，带动所述旋翼21进行转动，以改变其螺距。所述防抱死机构63包括：第一摇臂631、第二摇臂632、定位块633。

具体而言，上下滑动62呈中空结构(圆柱型空心结构)，且上下滑动62通过该中空结构套设在主轴61的外壁上；第一摇臂631的一端与上下滑动62活动连接；第一摇臂631的另一端与第二摇臂632的一端活动连接；第二摇臂632的另一端与定位块633活动连接；定位块633固定在第二传动轴或者第四传动轴的端部上。实际作业过程中，第一摇臂631的一端通过与上下滑动62活动连接，使得第一摇臂631能够以第一摇臂631与上下滑动62的连接部位为中心点进行旋转；第一摇臂631的另一端通过与第二摇臂632的一端活动连接，使得第一摇臂631、第二摇臂632能够各自以二者连接部位为中心点进行旋转；第二摇臂632的另一端通过与定位块633活动连接，使得第二摇臂632能够以第二摇臂632与定位块633的连接部位为中心点进行旋转；舵机连接臂641的顶部与第一摇臂631的侧部活动连接；舵机连接臂641的底部与舵机64连接；即舵机64通过舵机连接臂641能够实现传递舵机推力至第一摇臂631，进而带动第一摇臂631进行摆动。

本发明实施例中，为便于第一摇臂631、第二摇臂632、上下滑动62之间活动连接，实现两两之间相对转动；优选的，第一摇臂631的一端设置有第一U型部位6312；第一摇臂631通过该第一U型部位6312的U型槽口套设在上下滑动62的外部，并通过第一U型部位6312与上下滑动62活动连接；第一摇臂631的另一端设置有第一凸起部位6311；且第一凸起部位6311的端部开设有第一连接孔；第一凸起部位6311通过第一连接孔与第二摇臂632的一端活动连接；第二摇臂632的一端设置有与第一凸起部位6311形状相适配的第二U型部位6321；第一凸起部位6311置于第二U型部位6321的U型槽口内部并通过第二U型部位6321与第二摇臂632的一端活动连接。第二摇臂632的另一端设置有第三U型部位6322；定位块633的一端设置有与所述第三U型部位的U型槽口结构相适配的第二凸起部位6311a；所述第二凸起部位6311a的端部开设有第二连接孔；且所述第二凸起部位6311a置于所述第三U型部位6322的U型槽口内部并通过所述第二连接孔与所述第二摇臂另一端所设置的第三U型部位6322活动连接。舵机连接臂641呈月弯型结构；且舵机连接臂641的顶部设置有至少一个第三连接孔；舵机连接臂641的顶部通过第三连接孔与第一摇臂631的侧壁活动连接；舵机连接臂641的底部设置有第四U型部位651；且舵机连接臂641的底部通过第四U型部位651与舵机64连接。

本发明实施例中，通过变距装置6，通过改变旋翼21的翼型迎角,使翼型升力发生变化来进行输出功率的调节，维持旋翼21转速不变，通过改变旋翼21的螺距实现垂直运动、横滚运动及转向运动。同时，本发明实施例通过上下滑动62、第一摇臂631、舵机连接臂641三者间折叠式的机械运动方式，以及上下滑动62、第一摇臂631、第二摇臂632三者间折叠式的机械运动方式，克服了传统技术中由于舵机连杆自身机械结构(直条状)在位置空间上的局限性，使得主轴61在升降过程中极易因舵机连接臂641过长而无法完全下落，造成旋翼21抱死的情况发生；同时若舵机连接臂641过短又使得主轴在上升过程中无法上升到作业点位的缺陷。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种航空发动机，应用于航空器，其特征在于，所述航空发动机包括：

第一动力源，所述第一动力源设置有第一轴；

第二动力源，所述第二动力源设置有第二轴；及

启动器，所述启动器分别与所述第一轴和所述第二轴活动连接，以通过所述启动器启动所述第一轴和所述第二轴旋转；

其中，所述第一轴和所述第二轴分别与所述航空器的旋翼转动连接，启动旋转后的所述第一轴，压缩所述第一动力源中注入的燃烧物，产生机械动能，驱动所述第一轴旋转；启动旋转后的所述第二轴，压缩所述第二动力源中注入的燃烧物，产生机械动能，驱动所述第二轴旋转，继而通过所述第一轴和所述第二轴驱动所述航空器的旋翼进行旋转。

2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于：

所述航空发动机还包括：启动齿轮；及

所述第一动力源还包括：第一轴齿轮；

所述第二动力源还包括：第二轴齿轮；

其中，所述第一轴齿轮套设在所述第一轴上，与所述第一轴同步转动，所述第二轴齿轮套设在所述第二轴上，与所述第二轴同步转动；所述启动齿轮与所述启动器连接，以通过所述启动器驱动所述启动齿轮进行转动，且所述启动齿轮分别对应地与所述第一轴齿轮和所述第二轴齿轮相啮合。

3.如权利要求1或2所述的航空发动机，其特征在于：

所述第一轴和所述第二轴相平行，且所述第一轴和所述第二轴的旋转方向相反。

4.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，还包括：

连接盘；其中，所述第一动力源是第一单缸发动机，所述第一单缸发动机上设置有所述第一轴，所述第一单缸发动机的缸体内注入有燃烧物；所述第二动力源是第二单缸发动机，所述第二单缸发动机上设置有所述第二轴，所述第二单缸发动机的缸体内注入有燃烧物；所述第一单缸发动机通过所述第一轴穿过所述连接盘，所述第二单缸发动机通过所述第二轴穿过所述连接盘，使得通过所述连接盘将所述第一单缸发动机和所述第二单缸发动机连接为一体。

5.如权利要求4所述的航空发动机，其特征在于，还包括：

第一汽化器，所述第一汽化器与所述第一单缸发动机的进油口连接；

第二汽化器，所述第二汽化器与所述第二单缸发动机的进油口连接；

其中，所述第一单缸发动机的缸体内的燃烧物通过所述第一汽化器被注入，所述第二单缸发动机的缸体内的燃烧物通过所述第二汽化器被注入。

6.如权利要求4或5所述的航空发动机，其特征在于，所述连接盘包括：

第一盖体；

第二盖体；

其中，所述第一盖体和所述第二盖体可拆卸式连接，且在所述第一盖体和所述第二盖体之间形成有一容置空间，所述第一轴齿轮、所述第二轴齿轮和所述启动齿轮置于所述容置空间内。

7.如权利要求4或5所述的航空发动机，其特征在于，

所述启动器穿过所述第一盖体或者所述第二盖体与所述启动齿轮连接。

8.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，还包括：

风冷系统，所述风冷系统固定于所述第一动力源和所述第二动力源上，使得外界的冷空气通过所述风冷系统被吸入所述航空发动机的内部，流经所述第一动力源和/或所述第二动力源，以对所述第一动力源和/或所述第二动力源进行冷却。

9.如权利要求8所述的航空发动机，其特征在于，所述风冷系统包括：

罩体；

第一离心风扇，所述第一离心风扇与所述第一轴活动连接，以通过所述第一轴驱动所述第一离心风扇进行转动；

第二离心风扇，所述第二离心风扇与所述第二轴活动连接，以通过所述第二轴驱动所述第二离心风扇进行转动；

其中，所述第一离心风扇、所述第二离心风扇、所述第一动力源和所述第二动力源置于所述罩体内，且转动后的所述第一离心风扇和/或所述第二离心风扇带动所述冷空气在所述罩体内进行流动，以对所述第一动力源和/或所述第二动力源进行冷却。

10.如权利要求9所述的航空发动机，其特征在于，所述罩体包括：

第一侧壁；

第二侧壁；及

进风板，所述进风板上开设有第一进风口和第二进风口，且所述第一侧壁的端部和所述第二侧壁的端部分别与所述进风板固定连接，以构成呈U型结构的所述罩体，且所述第一侧壁和所述第二侧壁相互平行；

其中，所述第一动力源和所述第二动力源置于所述U型结构的U型槽内，且转动后的所述第一离心风扇带动所述冷空气由所述第一进风口流入所述罩体内部，转动后的所述第二离心风扇带动所述冷空气由所述第二进风口流入所述罩体内部。