CN106945830A - 一种飞行动力结构、飞行器及飞行方法 - Google Patents

一种飞行动力结构、飞行器及飞行方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞行器领域，具体公开了一种飞行动力结构、飞行器及飞行方法，一种飞行动力结构，包括：主传动轴，安装架，角度驱动装置；所述安装架设有螺旋桨，及与主传动轴传动连接的连接轴；所述连接轴与主传动轴之间设有转动轴；所述转动轴的中心线垂直于主传动轴的中心线；所述角度驱动装置设于主传动轴、安装架之间，其驱动螺旋桨向主传动轴靠近；所述主传动轴驱动安装架、角度驱动装置绕主传动轴的旋转中心线旋转。本发明的螺旋桨既可以在上升阶段提供上升动力，也可以在上升后提供向前的推力，从而实现垂直起飞，并且，角度驱动装置可以驱动螺旋桨向主传动轴靠近，可以实现折叠，以减少飞行阻力。

Description

一种飞行动力结构、飞行器及飞行方法
技术领域
本发明涉及飞行器领域，尤其涉及飞行动力结构、飞行器及飞行方法。
背景技术
目前，传统飞行器的螺旋桨主要采用固定式结构，其只能在一个方向上产生动力，并且无法折叠。
发明内容
为了克服上述现有技术的不足之处，本发明的目的是提供一种飞行动力结构、飞行器及飞行方法。
本发明的技术方案是：一种飞行动力结构，包括：主传动轴，安装架，角度驱动装置；所述安装架设有螺旋桨，及与主传动轴传动连接的连接轴；所述连接轴与主传动轴之间设有转动轴；所述转动轴的中心线垂直于主传动轴的中心线；所述角度驱动装置设于主传动轴、安装架之间，其驱动螺旋桨向主传动轴靠近；所述主传动轴驱动安装架、角度驱动装置绕主传动轴的旋转中心线旋转。
其进一步技术方案为：所述角度驱动装置为电动丝杆；所述电动丝杆的两端分别转动连接于主传动轴、安装架。
其进一步技术方案为：所述角度驱动装置为步进电机；所述步进电机固定于主传动轴，其输出轴与转动轴传动连接。
其进一步技术方案为：所述安装架设有用于驱动螺旋桨旋转的动力机构。
一种飞行器，包括：机架，所述飞行器还包括前动力机翼组，后动力机翼组，以及飞控系统；所述前动力机翼组包括分别转动连接于机架两侧的左前机翼、右前机翼；所述后动力机翼组包括分别转动连接于机架两侧的左后机翼、右后机翼；所述左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼为上述的飞行动力结构；所述机架设有用于驱动左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼的主传动轴旋转的动力装置。
其进一步技术方案为：所述前动力机翼组的主传动轴与后动力机翼组的主传动轴之间存在高度差，以减少前动力机翼组、后动力机翼组飞行过程中的驱动干涉。
其进一步技术方案为：所述主传动轴、后动力机翼组主传动轴的高度差与螺旋桨直径比为0.5-5。
其进一步技术方案为：所述飞行器还包括设于机架末端的尾部机翼；所述尾部机翼为所述的飞行动力结构。
其进一步技术方案为：所述飞行器还包括平衡翼；所述飞行器的平衡翼设于前动力机翼组和后动力机翼组之间。
一种飞行方法，其特征在于，包括以下：
A.飞控系统对角度驱动装置进行控制，使得安装架处于展开状态；
B.飞控系统对动力装置进行控制，使得前动力机翼组、后动力机翼组的螺旋桨水平；
C.启动动力机构，使得前动力机翼组、后动力机翼组旋转并产生向上的升力；
D.飞控系统对动力装置进行控制，使得前动力机翼组、后动力机翼组的安装架旋转并产生向前的推力。
本发明与现有技术相比的技术效果是：一种飞行动力结构，主传动轴驱动安装架、角度驱动装置绕主传动轴的旋转中心线旋转，使得螺旋桨旋转轴线的转动，螺旋桨既可以在上升阶段提供上升动力，也可以在上升后提供向前的推力，从而实现垂直起飞，并且，角度驱动装置可以驱动螺旋桨向主传动轴靠近，可以实现折叠，以减少飞行阻力。
一种飞行器，采用上述的飞行动力结构，设置有四个飞行动力结构，以便于提高垂直起飞的稳定性，同时还便于包装。
一种飞行方法，主传动轴驱动安装架、角度驱动装置绕主传动轴的旋转中心线旋转，从而实现螺旋桨在上升、前进阶段提供不同的动力。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步描述。
附图说明
图1为本发明一种飞行动力结构的结构示意图。
图2为本发明一种飞行动力结构第二实施例的结构示意图。
图3为本发明一种飞行器的正视图。
图4为本发明一种飞行器第二实施例的俯视图。
图5为本发明一种飞行器的的侧视图。
图6为一种飞行方法的流程图。
附图标记
10 飞行动力结构 20 飞行器
1 主传动轴 2 安装架
21 螺旋桨 22 连接轴
3 角度驱动装置 4 转动轴
5 机架 6 前动力机翼组
7 后动力机翼组 8 尾部机翼
具体实施方式
为了更充分理解本发明的技术内容，下面结合示意图对本发明的技术方案进一步介绍和说明，但不局限于此。
一种飞行动力结构，包括：主传动轴，安装架，角度驱动装置。安装架设有螺旋桨，及与主传动轴传动连接的连接轴。连接轴与主传动轴之间设有转动轴，转动轴的中心线垂直于主传动轴的中心线。角度驱动装置设于主传动轴、安装架之间，其驱动螺旋桨向主传动轴靠近，主传动轴驱动安装架、角度驱动装置绕主传动轴的旋转中心线旋转。
如图1所示，一种飞行动力结构10，包括：主传动轴1，安装架2，角度驱动装置3。
安装架2设有螺旋桨，与主传动轴1传动连接的连接轴22，用于驱动螺旋桨旋转的动力机构。连接轴22与主传动轴1之间设有转动轴4，转动轴4的中心线垂直于主传动轴1的中心线。
角度驱动装置3设于主传动轴1、安装架2之间，其驱动螺旋桨向主传动轴1靠近。角度驱动装置3为电动丝杆，电动丝杆的两端分别转动连接于主传动轴1、安装架2。在本实施例中，角度驱动装置3驱动安装架2折叠至主传动轴1的上方。
主传动轴1驱动安装架2、角度驱动装置3绕主传动轴1的旋转中心线旋转。
如图2所示，一种飞行动力结构10，主传动轴1驱动安装架2向前侧或后侧转动，以实现折叠。
如图3所示，一种飞行器20，包括：机架5，前动力机翼组6，后动力机翼组7，以及飞控系统。前动力机翼组6包括分别转动连接于机架5两侧的左前机翼、右前机翼，后动力机翼组7包括分别转动连接于机架5两侧的左后机翼、右后机翼。
左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼为前述的飞行动力结构10。机架5设有用于驱动左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼的主传动轴1旋转的动力装置。左前机翼、右前机翼的螺旋桨21处于同一个平面上，左后机翼、右后机翼处于同一个平面上。
前动力机翼组6的主传动轴与后动力机翼组7的主传动轴之间存在高度差，以减少前动力机翼组6、后动力机翼组7飞行过程中的驱动干涉，主传动轴1、后动力机翼组7主传动轴1的高度差与螺旋桨21直径比为0.5-5。飞行器20需要上升时，左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼在各自主传动轴1的驱动下展开并处于水平状态，左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼的螺旋桨21转动并产生向上的升力，当飞行器20需要前进时，左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼在主传动轴1的驱动下转动以产生向前的推力。而前动力机翼组6、后动力机翼组7之间存在高度差，可以消除飞行器20前进的干涉。
如图4、图5所示，飞行器20还包括设于机架5末端的尾部机翼8，平衡翼。尾部机翼为前述的飞行动力结构10，飞行器20的平衡翼设于前动力机翼组6和后动力机翼组7之间。
飞行器20前进时，通过尾部机翼向前推动，左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼在各自角度调节机构的驱动下，向前侧或后侧转动，以减少前进的阻力。
在其他实施例中，角度驱动装置3为步进电机，步进电机固定于主传动轴1，其输出轴与转动轴4传动连接。
如图6所示，一种飞行方法，包括以下：
A.飞控系统对角度驱动装置进行控制，使得安装架处于展开状态；
B.飞控系统对动力装置进行控制，使得前动力机翼组、后动力机翼组的螺旋桨水平；
C.启动动力机构，使得前动力机翼组、后动力机翼组旋转并产生向上的升力；
D.飞控系统对动力装置进行控制，使得前动力机翼组、后动力机翼组的安装架旋转并产生向前的推力。
上述仅以实施例来进一步说明本发明的技术内容，以便于读者更容易理解，但不代表本发明的实施方式仅限于此，任何依本发明所做的技术延伸或再创造，均受本发明的保护，本发明的保护范围以权利要求书为准。

Claims (10)

1.一种飞行动力结构，其特征在于，包括：主传动轴，安装架，角度驱动装置；所述安装架设有螺旋桨，及与主传动轴传动连接的连接轴；所述连接轴与主传动轴之间设有转动轴；所述转动轴的中心线垂直于主传动轴的中心线；所述角度驱动装置设于主传动轴、安装架之间，其驱动螺旋桨向主传动轴靠近；所述主传动轴驱动安装架、角度驱动装置绕主传动轴的旋转中心线旋转。
2.根据权利要求1所述的飞行动力结构，其特征在于，所述角度驱动装置为电动丝杆；所述电动丝杆的两端分别转动连接于主传动轴、安装架。
3.根据权利要求1所述的飞行动力结构，其特征在于，所述角度驱动装置为步进电机；所述步进电机固定于主传动轴，其输出轴与转动轴传动连接。
4.根据权利要求1所述的飞行动力结构，其特征在于，所述安装架设有用于驱动螺旋桨旋转的动力机构。
5.一种飞行器，包括：机架，其特征在于，所述飞行器还包括前动力机翼组，后动力机翼组，以及飞控系统；所述前动力机翼组包括分别转动连接于机架两侧的左前机翼、右前机翼；所述后动力机翼组包括分别转动连接于机架两侧的左后机翼、右后机翼；所述左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼为权利要求1-4任一项所述的飞行动力结构；所述机架设有用于驱动左前机翼、右前机翼、左后机翼、右后机翼的主传动轴旋转的动力装置。
6.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述前动力机翼组的主传动轴与后动力机翼组的主传动轴之间存在高度差，以减少前动力机翼组、后动力机翼组飞行过程中的驱动干涉。
7.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述主传动轴、后动力机翼组主传动轴的高度差与螺旋桨直径比为0.5-5。
8.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括设于机架末端的尾部机翼；所述尾部机翼为所述的飞行动力结构。
9.根据权利要求5所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括平衡翼；所述飞行器的平衡翼设于前动力机翼组和后动力机翼组之间。
10.一种飞行方法，其特征在于，包括以下：
A.飞控系统对角度驱动装置进行控制，使得安装架处于展开状态；
B.飞控系统对动力装置进行控制，使得前动力机翼组、后动力机翼组的螺旋桨水平；
C.启动动力机构，使得前动力机翼组、后动力机翼组旋转并产生向上的升力；
D.飞控系统对动力装置进行控制，使得前动力机翼组、后动力机翼组的安装架旋转并产生向前的推力。
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