CN112389628A - 一种无人飞行器 - Google Patents

一种无人飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN112389628A
CN112389628A CN202011332771.2A CN202011332771A CN112389628A CN 112389628 A CN112389628 A CN 112389628A CN 202011332771 A CN202011332771 A CN 202011332771A CN 112389628 A CN112389628 A CN 112389628A
Authority
CN
China
Prior art keywords
arc
shifting block
driven gear
machine body
motor
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202011332771.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112389628B (zh
Inventor
康望才
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hunan Hankun Industrial Co Ltd
Original Assignee
Hunan Hankun Industrial Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hunan Hankun Industrial Co Ltd filed Critical Hunan Hankun Industrial Co Ltd
Priority to CN202011332771.2A priority Critical patent/CN112389628B/zh
Publication of CN112389628A publication Critical patent/CN112389628A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112389628B publication Critical patent/CN112389628B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/12—Propulsion using turbine engines, e.g. turbojets or turbofans
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02T90/40—Application of hydrogen technology to transportation, e.g. using fuel cells

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明公开了一种无人飞行器，包括机身、机翼、动力驱动机构，所述机身的两侧均连接有所述机翼，所述动力驱动机构包括螺旋桨、双头输出发动机、火花塞、喷嘴、涡轮轴、涡轮、固定架，所述机身呈中空且两端开口的结构，所述双头输出发动机通过所述固定架安装于所述机身中空内腔的头部；所述双头输出发动机一端的输出轴与所述螺旋桨相连接，另一端输出轴与所述涡轮轴相连接。本发明有利于长时间飞行和相对于地面更高的飞行，且机身姿态调节范围广，且调节灵活方便。

Description

一种无人飞行器
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种无人飞行器。
背景技术
无人飞行器具有体积小、重量轻、费用低、操作灵活和安全性高的特点，可广泛应用于航拍、监测、搜救、资源勘查等领域。现有无人飞行器动力供应不足，不利于长时间飞行，而且相对于地面飞行高度有限，同时无人飞行器的姿态调节范围有限，使得无人飞行器使用受限，不能满足人们日益增长的需求。
发明内容
本发明的目的就在于克服现有技术的不足，提供了一种无人飞行器，本发明动力充足，有利于长时间飞行和相对于地面更高的飞行，且机身姿态调节范围广，且调节灵活方便。
为了实现上述目的，本发明提供了一种无人飞行器，包括机身、机翼、动力驱动机构，所述机身的两侧均连接有所述机翼，所述动力驱动机构包括螺旋桨、双头输出发动机、火花塞、喷嘴、涡轮轴、涡轮、固定架，所述机身呈中空且两端开口的结构，所述双头输出发动机通过所述固定架安装于所述机身中空内腔的头部；所述双头输出发动机一端的输出轴与所述螺旋桨相连接，另一端输出轴与所述涡轮轴相连接；
所述螺旋浆位于所述机身头部外，所述涡轮轴位于所述机身中空内腔内，且所述涡轮轴由所述机身的头部延伸至所述机身的尾部；所述涡轮轴沿其长度方向相间设有若干所述涡轮；所述机身中空内腔内的气流流向为由所述机身头部流向所述机身尾部；所述机身上设有与所述中空内腔相独立的氢气舱，所述火花塞安装于所述机身中空内腔内；所述喷嘴安装于所述机身内，且所述喷嘴连通所述机身中空内腔和氢气舱；所述喷嘴内气流流向为由所述氢气舱流向所述机身中空内腔内。
进一步地，所述机身中空内腔由机身头部向机身尾部包括依次相平滑过渡连接的大径圆柱段、锥形段、小径圆柱段、喇叭段；所述锥形段的大端与所述大径圆柱段相连接，小端与所述小径圆柱段相连接；所述喇叭段的小端与所述小径圆柱段相连接，位于所述锥形段内涡轮的尺寸由所述锥形段的大端向小端逐渐减小。
进一步地，所述无人飞行器还包括姿态调节机构，所述姿态调节机构包括第一拨动组件、第二拨动组件、第三拨动组件、第四拨动组件、第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第一主动齿轮、第二主动齿轮、第三主动齿轮、第四主动齿轮、第一从动齿轮、第二从动齿轮、第三从动齿轮、第四从动齿轮、电机座，所述电机座安装于所述机身上，所述第一电机、第二电机、第三电机和第四电机均安装于所述电机座上，所述第一电机的输出轴上安装所述第一主动齿轮，所述第二电机的输出轴上安装所述第二主动齿轮，所述第三电机的输出轴上安装所述第三主动齿轮，所述第四电机的输出轴上安装所述第四主动齿轮；
所述第一拨动组件包括第一弧形拨块、传动轴，所述第二拨动组件包括第二弧形拨块、第二传动套，所述第三拨动组件包括第三弧形拨块、第三传动套，所述第四拨动组件包括第四弧形拨块、第四传动套；所述传动轴的一端与所述第一弧形拨块相连接，另一端与所述第一从动齿轮相连接；所述第二传动套的一端与所述第二弧形拨块相连接，另一端与所述第二从动齿轮相连接；所述第三传动套的一端与所述第三弧形拨块相连接，另一端与所述第三从动齿轮相连接；所述第四传动套的一端与所述第四弧形拨块相连接，另一端与所述第四从动齿轮相连接；
所述第四传动套、第三传动套、第二传动套和传动轴依次相套合；所述第一弧形拨块、第二弧形拨块、第三弧形拨块、第四弧形拨块依次并排设置；所述第一主动齿轮与所述第一从动齿轮相啮合；所述第二主动齿轮与所述第二从动齿轮相啮合；所述第三主动齿轮与所述第三从动齿轮相啮合；所述第四主动齿轮与所述第四从动齿轮相啮合；所述传动轴穿过所述第二从动齿轮的中心孔；所述第二传动套穿过所述第三从动齿轮的中心孔；所述第三传动套穿过所述第四从动齿轮的中心孔；所述第一从动齿轮、第二从动齿轮、第三从动齿轮、第四从动齿轮依次并排设置；所述电机座上设有与所述第二传动套相配合的安装孔，所述第二传动套安装于所述安装孔处；
所述机身尾部的四方均设有喷射出口，所述第一弧形拨块、第二弧形拨块、第三弧形拨块和第四弧形拨块上分别设有第一喷射口、第二喷射口、第三喷射口和第四喷射口；所述第一弧形拨块旋转，使所述第一喷射口和机身尾部上的第一个喷射出口位置相对时，第一个喷射出口处于打开状态，所述第一弧形拨块旋转，使所述第一弧形拨块上的第一喷射口与第一个喷射出口位置错开时，第一个喷射出口处于关闭状态；
所述第二弧形拨块旋转，使所述第二喷射口和机身尾部上的第二个喷射出口位置相对时，第二个喷射出口处于打开状态，所述第二弧形拨块旋转，使所述第二弧形拨块上的第二喷射口与第二个喷射出口位置错开时，第二个喷射出口处于关闭状态；
所述第三弧形拨块旋转，使所述第三喷射口和机身尾部上的第三个喷射出口位置相对时，第三个喷射出口处于打开状态，所述第三弧形拨块旋转，使所述第三弧形拨块上的第一喷射口与第三个喷射出口位置错开时，第三个喷射出口处于关闭状态；
所述第四弧形拨块旋转，使所述第四喷射口和机身尾部上的第四个喷射出口位置相对时，第四个喷射出口处于打开状态，所述第四弧形拨块旋转，使所述第四弧形拨块上的第四喷射口与第四个喷射出口位置错开时，第四个喷射出口处于关闭状态。
进一步地，所述无人飞行器还包括第一姿态辅助调节机构，所述第一姿态辅助调节机构包括卷扬机、钢丝绳、活塞，所述机翼内设有第一压力舱，所述第一压力舱内充满氩气，所述卷扬机位于所述第一压力舱内并安装于所述第一压力舱的一端；所述钢丝绳的一端缠绕于所述卷扬机上，另一端与所述活塞相连接，所述活塞位于所述第一压力舱内并与所述第一压力舱内壁移动密封配合。
进一步地，所述无人飞行器还包括第二姿态辅助调节机构，所述第二姿态辅助调节机构包括驱动电机、丝杆、调节活塞、主动齿轮、从动齿轮，所述机身上设有与所述中空内腔相独立的第二压力舱，所述驱动电机安装于所述机身上；所述丝杆位于所述第二压力舱内并与所述机身转动连接，所述丝杆上安装有所述从动齿轮，所述驱动电机的输出轴上安装所述主动齿轮，所述主动齿轮与所述从动齿轮相啮合；所述调节活塞上设有与丝杆相配合的螺纹孔，所述调节活塞位于所述第二压力舱内，并通过所述螺纹孔螺纹连接在所述丝杆上，所述调节活塞与所述第二压力舱内壁移动密封配合，所述第二压力舱内充满氩气；两所述第二姿态辅助调节机构对称位于所述机身中空内腔的两侧。
本发明在螺旋桨和氢气燃烧的双重动力作用下，动力充足，有利于长时间飞行和相对于地面更高的飞行，推动了无人飞行器的发展。
本发明通过姿态调节机构用于调节机身的姿态，提高无人飞行器的姿态调节范围，姿态调整灵活方便。
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，下面将对实施例或现有技术描述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为本发明的立体图。
图2为图1拆掉外形罩并旋转一定角度后的立体图。
图3为图2剖切后的立体图。
图4为图3的局部放大立体图。
图5为本发明机身的部分立体图。
图6为本发明姿态调节机构的立体图。
图7为图6剖切后的局部立体图。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本发明的保护范围有任何的限制作用。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
如图1-7所示，本实施方式提供的一种无人飞行器，包括机身1、机翼2、动力驱动机构，所述机身1的两侧均连接有所述机翼2，所述动力驱动机构包括螺旋桨3、双头输出发动机5、火花塞8、喷嘴9、涡轮轴6、涡轮7、固定架4，所述机身1呈中空且两端开口的结构，所述双头输出发动机5通过所述固定架4安装于所述机身1中空内腔101的头部；所述双头输出发动机5一端的输出轴与所述螺旋桨3相连接，另一端输出轴与所述涡轮轴6相连接；
所述螺旋浆3位于所述机身1头部外，所述涡轮轴6位于所述机身1中空内腔101内，且所述涡轮轴6由所述机身1的头部延伸至所述机身1的尾部；所述涡轮轴6沿其长度方向相间设有若干所述涡轮7；所述机身1中空内腔101内的气流流向为由所述机身1头部流向所述机身1尾部；所述机身1上设有与所述中空内腔101相独立的氢气舱102，所述火花塞8安装于所述机身1中空内腔101内；所述喷嘴9安装于所述机身1内，且所述喷嘴9连通所述机身1中空内腔101和氢气舱102；所述喷嘴9内气流流向为由所述氢气舱102流向所述机身1中空内腔101内。本实施方式中两氢气舱102对称设于机身1中空内腔101的两侧。
本实施方式使用时，双头输出发动机5启动，以驱动螺旋桨3和涡轮轴6旋转，从而带动蜗轮7旋转，螺旋桨3旋转，以给无人飞行机提高动力来源。其中涡轮7旋转，以使得机身1头部的空气被快速吸入至机身1的中空内腔101内，在机身1中空内腔形成由机身1头部向机身1尾部的高压空气流。由于高压空气流的形成，导致机身1中空内腔101内的压强减小，氢气舱102内压力大于机身1中空内腔102内的压力，从而氢气舱102内的氢气经喷嘴9进入至机身1中空内腔101内；此时点火塞8点火，以将进入至机身1中空内腔101内的氢气点燃并从机身1尾部喷出，给予无人飞行器提供进一步的动力来源。本实施方式无人飞行机在螺旋桨3和氢气燃烧的双重动力作用下，动力充足，有利于长时间飞行和相对于地面更高的飞行，推动了无人飞行器的发展。
本实施方式进一步优选地，所述机身1中空内腔101由机身1头部向机身1尾部包括依次相平滑过渡连接的大径圆柱段1010、锥形段1011、小径圆柱段1012、喇叭段1013；所述锥形段1011的大端与所述大径圆柱段1010相连接，小端与所述小径圆柱段101相连接；所述喇叭段1013的小端与所述小径圆柱段1012相连接，位于所述锥形段1011内涡轮7的尺寸由所述锥形段1011的大端向小端逐渐减小。本实施方式中机身1中空内腔101的尺寸由机身1头部向尾部先由大变小，提高吸入机身1中空内腔101内的空气量的同时，有效提升机身1中空内腔101内的空气压力，从而提高给予无人飞行器的动力，同时又经喇叭段1013扩大释放排除，以提高推力面积。
本实施方式进一步优选地，所述无人飞行器还包括姿态调节机构17，所述姿态调节机构17包括第一拨动组件、第二拨动组件、第三拨动组件、第四拨动组件、第一电机179、第二电机181、第三电机183、第四电机186、第一主动齿轮180、第二主动齿轮181、第三主动齿轮184、第四主动齿轮185、第一从动齿轮172、第二从动齿轮174、第三从动齿轮176、第四从动齿轮178、电机座170，所述电机座170安装于所述机身1上，所述第一电机179、第二电机181、第三电机183和第四电机186均安装于所述电机座170上，所述第一电机179的输出轴上安装所述第一主动齿轮180，所述第二电机181的输出轴上安装所述第二主动齿轮182，所述第三电机183的输出轴上安装所述第三主动齿轮184，所述第四电机186的输出轴上安装所述第四主动齿轮185。
所述第一拨动组件包括第一弧形拨块171、传动轴187，所述第二拨动组件包括第二弧形拨块173、第二传动套188，所述第三拨动组件包括第三弧形拨块175、第三传动套189，所述第四拨动组件包括第四弧形拨块177、第四传动套190；所述传动轴187的一端与所述第一弧形拨块171相连接，另一端与所述第一从动齿轮172相连接；所述第二传动套188的一端与所述第二弧形拨块173相连接，另一端与所述第二从动齿轮174相连接；所述第三传动套189的一端与所述第三弧形拨块175相连接，另一端与所述第三从动齿轮176相连接；所述第四传动套190的一端与所述第四弧形拨块177相连接，另一端与所述第四从动齿轮178相连接。
所述第四传动套190、第三传动套189、第二传动套188和传动轴187依次相套合；所述第一弧形拨块171、第二弧形拨块173、第三弧形拨块175、第四弧形拨块177依次并排设置；所述第一主动齿轮180与所述第一从动齿轮172相啮合；所述第二主动齿轮182与所述第二从动齿轮174相啮合；所述第三主动齿轮184与所述第三从动齿轮176相啮合；所述第四主动齿轮185与所述第四从动齿轮178相啮合；所述传动轴187穿过所述第二从动齿轮174的中心孔；所述第二传动套188穿过所述第三从动齿轮176的中心孔；所述第三传动套189穿过所述第四从动齿轮178的中心孔；所述第一从动齿轮172、第二从动齿轮174、第三从动齿轮176、第四从动齿轮178依次并排设置；所述电机座170上设有与所述第二传动套188相配合的安装孔，所述第二传动套188安装于所述安装孔处，从而实现第一拨动组件、第二拨动组件、第三拨动组件、第四拨动组件与电机座的定位安装。
所述机身1尾部的四方均设有喷射出口1001(如图2方位，四方的喷射出口1001分别位于机身1尾部的上方、下方、左方和右方)，所述第一弧形拨块171、第二弧形拨块173、第三弧形拨块175和第四弧形拨块177上分别设有第一喷射口1710、第二喷射口1730、第三喷射口1750和第四喷射口1770；所述第一弧形拨块171旋转，使所述第一喷射口1710和机身1尾部上的第一个喷射出口1001位置相对时，第一个喷射出口1001处于打开状态，所述第一弧形拨块171旋转，使所述第一弧形拨块171上的第一喷射口1710与第一个喷射出口1001位置错开时，第一个喷射出口1001处于关闭状态，具体地，第一电机179带动第一主动齿轮180、第一从动齿轮172、传动轴187旋转，以驱动第一弧形拨块171旋转。
所述第二弧形拨块173旋转，使所述第二喷射口1730和机身1尾部上的第二个喷射出口1001位置相对时，第二个喷射出口1001处于打开状态，所述第二弧形拨块173旋转，使所述第二弧形拨块173上的第二喷射口1730与第二个喷射出口1001位置错开时，第二个喷射出口1001处于关闭状态；具体地，第二电机181带动第二主动齿轮182、第二从动齿轮174、第二传动套188旋转，以驱动第二弧形拨块173旋转。
所述第三弧形拨块175旋转，使所述第三喷射口1750和机身1尾部上的第三个喷射出口1001位置相对时，第三个喷射出口1001处于打开状态，所述第三弧形拨块175旋转，使所述第三弧形拨块175上的第一喷射口1750与第三个喷射出口1001位置错开时，第三个喷射出口1001处于关闭状态；具体地，第三电机183带动第三主动齿轮184、第三从动齿轮176、第三传动套189旋转，以驱动第三弧形拨块173旋转。
所述第四弧形拨块177旋转，使所述第四喷射口1770和机身1尾部上的第四个喷射出口1001位置相对时，第四个喷射出口1001处于打开状态，所述第四弧形拨块177旋转，使所述第四弧形拨块177上的第四喷射口1770与第四个喷射出口1001位置错开时，第四个喷射出口1001处于关闭状态；具体地，第四电机186带动第四主动齿轮185、第四从动齿轮178、第四传动套190旋转，以驱动第四弧形拨块177旋转。
本实施方式氢气燃烧向机身1尾部及尾部的喷射出口1001喷出，通过调节机身1尾部四方的喷射出口1001的开闭，以用于调节机身1的姿态，提高无人飞行器的姿态调节范围，姿态调整灵活方便。
本实施方式中第一拨动组件包括的传动轴187、第二拨动组件包括的第二传动套188、第三拨动组件包括的第三传动套189、第四拨动组件包括的第四传动套190、第一电机179、第二电机181、第三电机183、第四电机186、第一主动齿轮180、第二主动齿轮181、第三主动齿轮184、第四主动齿轮185、第一从动齿轮172、第二从动齿轮174、第三从动齿轮176、第四从动齿轮178、电机座170均安装于机身1外部，并通过外形罩19罩合，外形罩19与机身1相连接。
本实施方式进一步优选地，所述无人飞行器还包括第一姿态辅助调节机构，所述第一姿态辅助调节机构包括卷扬机11、钢丝绳12、活塞13，所述机翼2内设有第一压力舱201，所述第一压力舱201内充满氩气，所述卷扬机11位于所述第一压力舱201内并安装于所述第一压力舱201的一端；所述钢丝绳12的一端缠绕于所述卷扬机11上，另一端与所述活塞13相连接，所述活塞13位于所述第一压力舱201内并与所述第一压力舱201内壁移动密封配合。
本实施方式中第一压力舱201内充满氩气，由于氩气密度比空气低，相应的给予机翼2带来了额外的浮力。卷扬机11启动，以在钢丝绳12作用下带动活塞13在第一压力舱201内移动，使得第一压力舱201内的氩气被压缩，氩气密度增加，导致给予机翼2的浮力减小，如此两机翼2上两第一姿态辅助调节机构的调节，以使得飞机姿态发生变化，提高姿态变化的范围，为无人飞行机的发展带来了前景。
本实施方式进一步优选地，所述无人飞行器还包括第二姿态辅助调节机构，所述第二姿态辅助调节机构包括驱动电机16、丝杆14、调节活塞15、主动齿轮17、从动齿轮18，所述机身1上设有与所述中空内腔101相独立的第二压力舱123，所述驱动电机16安装于所述机身1上；所述丝杆14位于所述第二压力舱103内并与所述机身1转动连接，所述丝杆14上安装有所述从动齿轮18，所述驱动电机16的输出轴上安装所述主动齿轮17，所述主动齿轮17与所述从动齿轮18相啮合；所述调节活塞15上设有与丝杆14相配合的螺纹孔，所述调节活塞15位于所述第二压力舱103内，并通过所述螺纹孔螺纹连接在所述丝杆14上，所述调节活塞15与所述第二压力舱103内壁移动密封配合，所述第二压力舱103内充满氩气；两所述第二姿态辅助调节机构对称位于所述机身1中空内腔101的两侧。
本实施方式中第二压力舱103内充满氩气，由于氩气密度比空气低，相应的给予机身带来了额外的浮力。驱动电机16启动，以在主动齿轮17和从动齿轮18传动作用下，丝杆14转动，以驱动丝杆14上的调节活塞15在第二压力舱103内移动，使得第二压力舱103内的氩气被压缩，氩气密度增加，导致给予机身1的浮力减小，如此通过两第二姿态辅助调节机构的调节，以实现飞机姿态发生变化，提高姿态变化的范围，为无人飞行机的发展带来了前景。
本实施方式喷嘴为带开关的喷嘴，且喷嘴内气流流向为由氢气舱向机身中空内腔内流动。当需要氢气燃烧助力时，喷嘴打开，氢气舱内的氢气流入至中空内腔内。当不需要氢气燃烧助力时，喷嘴关闭，如此以大大提高本实施方式无人飞行器的续航时间，推动无人飞行器的发展。
本实施方式机身1尾部设有方便第一弧形拨块171、第二弧形拨块173、第三弧形拨块175安装的环形槽105。
本实施方式当然还包括用于给各电机、双头输出发动机5、火花塞8提供电能的储电池，此为现有常规技术，并非本实施方式重点所在，故不做过多赘述。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等同物界定。

Claims (6)

1.一种无人飞行器，其特征在于，包括机身、机翼、动力驱动机构，所述机身的两侧均连接有所述机翼，所述动力驱动机构包括螺旋桨、双头输出发动机、火花塞、喷嘴、涡轮轴、涡轮、固定架，所述机身呈中空且两端开口的结构，所述双头输出发动机通过所述固定架安装于所述机身中空内腔的头部；所述双头输出发动机一端的输出轴与所述螺旋桨相连接，另一端输出轴与所述涡轮轴相连接；
所述螺旋浆位于所述机身头部外，所述涡轮轴位于所述机身中空内腔内，且所述涡轮轴由所述机身的头部延伸至所述机身的尾部；所述涡轮轴沿其长度方向相间设有若干所述涡轮；所述机身中空内腔内的气流流向为由所述机身头部流向所述机身尾部；所述机身上设有与所述中空内腔相独立的氢气舱，所述火花塞安装于所述机身中空内腔内；所述喷嘴安装于所述机身内，且所述喷嘴连通所述机身中空内腔和氢气舱；所述喷嘴内气流流向为由所述氢气舱流向所述机身中空内腔内。
2.根据权利要求1所述的一种无人飞行器，其特征在于，所述机身中空内腔由机身头部向机身尾部包括依次相平滑过渡连接的大径圆柱段、锥形段、小径圆柱段、喇叭段；所述锥形段的大端与所述大径圆柱段相连接，小端与所述小径圆柱段相连接；所述喇叭段的小端与所述小径圆柱段相连接，位于所述锥形段内涡轮的尺寸由所述锥形段的大端向小端逐渐减小。
3.根据权利要求1所述的一种无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器还包括姿态调节机构，所述姿态调节机构包括第一拨动组件、第二拨动组件、第三拨动组件、第四拨动组件、第一电机、第二电机、第三电机、第四电机、第一主动齿轮、第二主动齿轮、第三主动齿轮、第四主动齿轮、第一从动齿轮、第二从动齿轮、第三从动齿轮、第四从动齿轮、电机座，所述电机座安装于所述机身上，所述第一电机、第二电机、第三电机和第四电机均安装于所述电机座上，所述第一电机的输出轴上安装所述第一主动齿轮，所述第二电机的输出轴上安装所述第二主动齿轮，所述第三电机的输出轴上安装所述第三主动齿轮，所述第四电机的输出轴上安装所述第四主动齿轮；
所述第一拨动组件包括第一弧形拨块、传动轴，所述第二拨动组件包括第二弧形拨块、第二传动套，所述第三拨动组件包括第三弧形拨块、第三传动套，所述第四拨动组件包括第四弧形拨块、第四传动套；所述传动轴的一端与所述第一弧形拨块相连接，另一端与所述第一从动齿轮相连接；所述第二传动套的一端与所述第二弧形拨块相连接，另一端与所述第二从动齿轮相连接；所述第三传动套的一端与所述第三弧形拨块相连接，另一端与所述第三从动齿轮相连接；所述第四传动套的一端与所述第四弧形拨块相连接，另一端与所述第四从动齿轮相连接；
所述第四传动套、第三传动套、第二传动套和传动轴依次相套合；所述第一弧形拨块、第二弧形拨块、第三弧形拨块、第四弧形拨块依次并排设置；所述第一主动齿轮与所述第一从动齿轮相啮合；所述第二主动齿轮与所述第二从动齿轮相啮合；所述第三主动齿轮与所述第三从动齿轮相啮合；所述第四主动齿轮与所述第四从动齿轮相啮合；所述传动轴穿过所述第二从动齿轮的中心孔；所述第二传动套穿过所述第三从动齿轮的中心孔；所述第三传动套穿过所述第四从动齿轮的中心孔；所述第一从动齿轮、第二从动齿轮、第三从动齿轮、第四从动齿轮依次并排设置；所述电机座上设有与所述第二传动套相配合的安装孔，所述第二传动套安装于所述安装孔处；
所述机身尾部的四方均设有喷射出口，所述第一弧形拨块、第二弧形拨块、第三弧形拨块和第四弧形拨块上分别设有第一喷射口、第二喷射口、第三喷射口和第四喷射口；所述第一弧形拨块旋转，使所述第一喷射口和机身尾部上的第一个喷射出口位置相对时，第一个喷射出口处于打开状态，所述第一弧形拨块旋转，使所述第一弧形拨块上的第一喷射口与第一个喷射出口位置错开时，第一个喷射出口处于关闭状态；
所述第二弧形拨块旋转，使所述第二喷射口和机身尾部上的第二个喷射出口位置相对时，第二个喷射出口处于打开状态，所述第二弧形拨块旋转，使所述第二弧形拨块上的第二喷射口与第二个喷射出口位置错开时，第二个喷射出口处于关闭状态；
所述第三弧形拨块旋转，使所述第三喷射口和机身尾部上的第三个喷射出口位置相对时，第三个喷射出口处于打开状态，所述第三弧形拨块旋转，使所述第三弧形拨块上的第一喷射口与第三个喷射出口位置错开时，第三个喷射出口处于关闭状态；
所述第四弧形拨块旋转，使所述第四喷射口和机身尾部上的第四个喷射出口位置相对时，第四个喷射出口处于打开状态，所述第四弧形拨块旋转，使所述第四弧形拨块上的第四喷射口与第四个喷射出口位置错开时，第四个喷射出口处于关闭状态。
4.根据权利要求1所述的一种无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器还包括第一姿态辅助调节机构，所述第一姿态辅助调节机构包括卷扬机、钢丝绳、活塞，所述机翼内设有第一压力舱，所述第一压力舱内充满氩气，所述卷扬机位于所述第一压力舱内并安装于所述第一压力舱的一端；所述钢丝绳的一端缠绕于所述卷扬机上，另一端与所述活塞相连接，所述活塞位于所述第一压力舱内并与所述第一压力舱内壁移动密封配合。
5.根据权利要求1所述的一种无人飞行器，其特征在于，所述无人飞行器还包括第二姿态辅助调节机构，所述第二姿态辅助调节机构包括驱动电机、丝杆、调节活塞、主动齿轮、从动齿轮，所述机身上设有与所述中空内腔相独立的第二压力舱，所述驱动电机安装于所述机身上；所述丝杆位于所述第二压力舱内并与所述机身转动连接，所述丝杆上安装有所述从动齿轮，所述驱动电机的输出轴上安装所述主动齿轮，所述主动齿轮与所述从动齿轮相啮合；所述调节活塞上设有与丝杆相配合的螺纹孔，所述调节活塞位于所述第二压力舱内，并通过所述螺纹孔螺纹连接在所述丝杆上，所述调节活塞与所述第二压力舱内壁移动密封配合，所述第二压力舱内充满氩气；两所述第二姿态辅助调节机构对称位于所述机身中空内腔的两侧。
6.根据权利要求1-5任一项所述的一种无人飞行器，其特征在于，所述喷嘴为带开关的喷嘴。
CN202011332771.2A 2020-11-24 2020-11-24 一种无人飞行器 Active CN112389628B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011332771.2A CN112389628B (zh) 2020-11-24 2020-11-24 一种无人飞行器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011332771.2A CN112389628B (zh) 2020-11-24 2020-11-24 一种无人飞行器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112389628A true CN112389628A (zh) 2021-02-23
CN112389628B CN112389628B (zh) 2023-07-14

Family

ID=74607037

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011332771.2A Active CN112389628B (zh) 2020-11-24 2020-11-24 一种无人飞行器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112389628B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4967982A (en) * 1988-11-07 1990-11-06 General Dynamics Corp., Pomona Division Lateral thruster for missiles
CN101181933A (zh) * 2007-11-26 2008-05-21 贵州盖克无人机有限责任公司 一种双动力驱动的单机翼的固定翼飞机
CN103010458A (zh) * 2012-12-19 2013-04-03 天津全华时代航天科技发展有限公司 矢量推力型无人机
CN106828885A (zh) * 2016-12-30 2017-06-13 上海牧羽航空科技有限公司 一种采用喷气形式控制偏航和俯仰的倾转旋翼机
WO2020074304A1 (de) * 2018-10-07 2020-04-16 Martin Ziegler Rekuperatives antriebssystem für umströmte fahrzeuge mit strahlantrieb

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4967982A (en) * 1988-11-07 1990-11-06 General Dynamics Corp., Pomona Division Lateral thruster for missiles
CN101181933A (zh) * 2007-11-26 2008-05-21 贵州盖克无人机有限责任公司 一种双动力驱动的单机翼的固定翼飞机
CN103010458A (zh) * 2012-12-19 2013-04-03 天津全华时代航天科技发展有限公司 矢量推力型无人机
CN106828885A (zh) * 2016-12-30 2017-06-13 上海牧羽航空科技有限公司 一种采用喷气形式控制偏航和俯仰的倾转旋翼机
WO2020074304A1 (de) * 2018-10-07 2020-04-16 Martin Ziegler Rekuperatives antriebssystem für umströmte fahrzeuge mit strahlantrieb

Also Published As

Publication number Publication date
CN112389628B (zh) 2023-07-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6388862B2 (ja) 回転翼輸送手段
US10081424B2 (en) Flying car or drone
CA2908469C (fr) Systeme de recuperation et de conversion d'energie cinetique et d'energie potentielle en energie electrique pour aeronef
US20080184906A1 (en) Long range hybrid electric airplane
US20200262553A1 (en) Hybrid electric-jet powered
CN109229363A (zh) 一种双发手抛固定翼无人机
US3940882A (en) Motor-driven model airplane having a pusher propeller
CN112389628A (zh) 一种无人飞行器
EP3907136A1 (en) Hybrid jet electric aircraft
CN102107730B (zh) 一种无铰式飞行器动态控制器
CN112298557B (zh) 一种无人飞行器用姿态调节装置
CN209776816U (zh) 一种轻型无人机高压气动助推起飞装置
CN1258462C (zh) 旋流喷气飞行器
CN210036456U (zh) 一种用于火箭着陆的支腿及动力尾舱段
KR20230119052A (ko) 공중풍력 발전장치
CN210618449U (zh) 折叠式复合翼无人机
RU2328412C2 (ru) Одноместный сверхзвуковой самолет-истребитель с обратной стреловидностью крыла
CN205396525U (zh) 一种多旋翼武装直升机
CN113218242B (zh) 一种通用垂直发射转弯装置
CN216805842U (zh) 一种搭载降落伞的无人机
JP2019189194A (ja) 飛翔体
CN2313852Y (zh) 飞机坠毁浮力器
CN110562451A (zh) 一种可垂直起降的飞行器
CN118129544A (zh) 适用于轻型电动飞机伞降助推火箭系统
CN116486673B (zh) 一种固体火箭与水火箭集成的二级模型火箭

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant