CN114030602A - 一种主动同轴高效旋翼系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种主动同轴高效旋翼系统,包括:旋翼轮(1)和涵道(2);旋翼轮(1)包括:叶片(11)、叶轮(12)、永磁阵列(13)、主动调节小翼(16)和距离感应探头(17);永磁阵列(13)和距离感应探头(17)沿圆周布置在叶轮(12)上;涵道(2)包括:悬浮槽(21)、线圈阵列(22)和距离传感器(24);线圈阵列(22)和距离传感器(24)沿圆周布置在悬浮槽(21)上;叶片(11)的翼型尾端设置有主动调节小翼(16),主动调节小翼(16)用于根据距离传感器(24)对距离感应探头(17)的检测结果转动,使得旋翼轮(1)位于悬浮槽(21)中心。可减轻重量,并且减小气动阻塞,提高气动效率。

Description

一种主动同轴高效旋翼系统
技术领域
本发明属于航空技术领域,具体涉及一种主动同轴高效旋翼系统。
背景技术
旋翼系统通过自身的旋转产生升力,为飞行器提供可垂直起降的升力和推进力,但由于旋转的旋翼对周围人员和环境存在伤害威胁,故出现了有涵道保护的旋翼系统,即涵道系统,涵道在涵道系统中不仅起到保护作用,同时也能提供额外的升力,可提高飞行效率,可相应的减小尺寸,进而减小全机尺寸,使得飞行器更为紧凑,重量更轻,应用面更广。
为进一步提高飞行器的紧凑型,减小尺寸,降低结构重量,出现了共轴双旋翼涵道,甚至共轴多旋翼涵道,比较特殊的是发动机,采用了多套旋翼共轴,可极大减小发动机的迎风面积,减小阻力,提高推进效率。
由于双旋翼共轴或者多旋翼共轴在旋翼之间会存在制造误差、环境载荷不均匀、使用碰撞、磨损等因素导致不同旋翼各自旋转中心不同轴的问题,会导致旋翼系统工作振动的加剧,在工作稳定性、气动效率和器件寿命等方面造成损害。同时,多套旋翼的中心轴也对气流有所阻滞,影响气动效率;并且需要相应的旋翼轴安装支架,也会带来附加重量。
发明内容
本发明提供一种主动同轴高效旋翼系统,改变旋翼构型提高气动效率,改变旋翼轴偏转的检测方式提高检测精度,采用主动调节方式及时纠正偏转,并且通过组合调整的方式增大了调节范围。
本发明提供一种主动同轴高效旋翼系统,包括:旋翼轮1和涵道2;
所述旋翼轮1包括:叶片11、叶轮12、永磁阵列13、主动调节小翼16和距离感应探头17;所述永磁阵列13和所述距离感应探头17沿圆周布置在所述叶轮12上;
所述涵道2包括:悬浮槽21、线圈阵列22和距离传感器24;所述线圈阵列22和距离传感器24沿圆周布置在所述悬浮槽21上;
所述线圈阵列22用于向所述永磁阵列13提供电磁力,驱动所述叶轮12在所述悬浮槽21内悬浮转动;
所述叶轮12内沿圆周布置有多个叶片11,各叶片11的叶尖朝向所述叶轮12圆心,所述叶片11的翼型尾端设置有主动调节小翼16,所述主动调节小翼16包括多段,可分别进行调节;
所述主动调节小翼16用于根据所述距离传感器24对所述距离感应探头17的检测结果转动,使得所述旋翼轮1位于悬浮槽21中心。
可选的,所述旋翼轮1还包括:感应电池14和导线15;所述感应电池14设置在所述叶片11的根部,所述主动调节小翼16通过导线15与感应电池14连接;
所述涵道2还包括:无线输电设备23;
无线输电设备23用于向感应电池14充电。
可选的,所述距离传感器24与无人机机体内的处理器连接;
所述主动调节小翼16内设置有作动器;
所述处理器与所述主动调节小翼16内的作动器无线通讯连接。
可选的,所述处理器具体用于,根据从所述距离传感器24获得的距离信息确定所述叶轮12的轴线平动或偏转的程度,根据轴线平动或偏转的程度调节所述线圈阵列22的磁力分布和主动调节小翼16的动作。
可选的,所述主动调节小翼16包括两段以上,各段单独调节。
可选的,所述叶片11的展长不超过所述悬浮槽21半径的80%。
可选的,所述悬浮槽21呈内凹的V型,所述叶轮12的朝向所述悬浮槽21的面呈外凸的V型。
可选的,所述旋翼轮1的数量为至少两个,所述悬浮槽21的数量与所述旋翼轮1的数量一致。
本发明提出一种主动同轴高效旋翼系统,通过磁悬浮和主动调节小翼实现旋翼之间同轴度的主动调节,可主动降低由于旋翼不同轴带来的振动问题,提高工作效率和稳定性,同时旋翼轴线调节控制点由传统的中心轴改为旋翼尖的叶轮环,偏转检测和主动调节精度更高,调节效果更好,通过主动调节小翼组合调节的方式增大了偏转调节范围;并且取消了旋翼支架和旋翼中央的桨毂,可减轻重量,并且减小气动阻塞,提高气动效率;同时叶片尖部直接抵达涵道壁面,可避免传统涵道叶尖的气动损失,进一步提高气动效率。
附图说明
图1是现有共轴涵道系统的结构示意图;
图2是本发明提供的主动同轴高效旋翼系统的结构示意图;
图3是本发明提供的叶轮的结构示意图;
附图标记说明:
1—旋翼轮; 2—涵道;
11—叶片; 12—叶轮;
13—永磁阵列; 14—感应电池;
15—导线; 16—主动调节小翼;
17—距离感应探头; 21—悬浮槽;
22—线圈阵列; 23—无线输电设备;
24—距离传感器。
具体实施方式
下面结合附图对本发明提供的主动同轴高效旋翼系统进行解释说明。
如图1所示的常规共轴涵道系统,旋翼通过安装支架安装在涵道内,通过电机或者发动机驱动旋转,旋翼和涵道之间留有旋转所需的间隙,旋翼支架会对气流流场存在干扰作用,导致气动效率降低;同时旋翼叶尖与涵道壁之间的气隙处会发生桨尖三维效应,反流的气流导致旋翼气动效率降低。
为解决上述问题,本发明提供一种主动同轴高效旋翼系统,如图2所示,本发明提出的主动同轴高效旋翼系统,包括:旋翼轮1和涵道2;其中,
旋翼轮1包括:叶片11、叶轮12、永磁阵列13、感应电池14、导线15、主动调节小翼16以及距离感应探头17。
其中,主动调节小翼16包括a、b、c三段,a段靠近叶轮12,c段远离叶轮12,b段在中间;
涵道2由悬浮槽21、线圈阵列22、无线输电设备23、距离传感器24和保护轴承等元器件组成。
叶轮12悬浮在悬浮槽21内,悬浮槽21以及叶轮12的两个悬浮面为V型,线圈阵列22与永磁阵列13相对安装在V型面的两面,其中线圈阵列22安装在涵道2的悬浮槽21内,永磁阵列安装在叶轮12的V型面内;叶轮12通过线圈阵列22对永磁阵列13的吸引采用电磁悬浮模式悬浮在悬浮槽21内,通过相对安装的距离感应探头17和距离传感器24可检测叶轮12与悬浮槽21之间的距离,通过线圈阵列22控制叶轮12的悬浮距离和相对位置,同时叶轮12的旋转也由线圈阵列22驱动旋转。
叶片11安装在叶轮12内环,即涵道2的内部,叶片11可采用定角度的形式,也可增加变距机构改为变角度的形式,具有应用灵活性,可提高在复杂流动环境下的气动效率。
叶片11的的展长不超过所述悬浮槽21半径的80%。
叶片11的平面形状可为矩形、梯形或弧形等,其弦长平均值为其展长的10%至40%。
叶片11旋转产生的空气动力通过叶轮12整体传递到安装槽21,进而通过磁悬浮的模式传递到涵道2和机体上,通过磁悬浮的模式传递空气动力比机械传递模式更为平稳,并且可以主动调节磁悬浮支承刚度,具有主动调节和减振降噪的优势;
主动调节小翼16位于叶片11的翼型尾端,作用类似舵面,主动调节小翼16由压电驱动设备驱动调节,具有调节速度快的特点,主动调节小翼16由2段或更多组成,图2和图3以3段为例介绍,主动调节小翼16包括a、b、c三段,a段靠近叶轮12,c段远离叶轮12,b段在中间,a段线速度最大,调节能力最强,c段线速度最小,调节能力最弱,b段调节能力居中,在具体调节中可根据调节力度的大小选择不同的小翼段搭配使用;主动调节小翼16的供电由感应电池14通过导线15提供,感应电池14安装在叶轮12上,涵道中与之相对应的是无线输电设备23,该设备将机体内传输出来的电流通过感应的方式传输给感应电池14。
叶轮12带动叶片11旋转时,整个叶轮的旋转轴线受到的扰动分为平动和偏转,平动为叶轮12轴线上下左右的平行移动状况,偏转为叶轮12轴线偏转后与垂直方向存在夹角,即整个叶轮12盘面偏转(等同于传统的旋翼实际旋转轴与理论垂直轴线有个偏角)的状况。针对这些情况,轴线平动的情况可通过磁悬浮力的水平分力将叶片11和叶轮12纠正回来。轴线偏转的情况可通过各距离传感器24检测得到的与各自对应的距离感应探头17之间的距离来识别,通过距离值的大小可识别出叶轮12的偏转方向,若偏转值较小,可通过线圈阵列反方向调节磁悬浮力来矫正旋翼轴线;若偏转值较大,此时处于气流环境变化剧烈的影响下,需要通过主动调节小翼16由空气动力来平衡叶轮12的受力,使旋转轴线重新回归垂直位置,此时可通过在偏转大的位置反向调节a段小翼,在偏转小的位置通过反向调节c段小翼,中间部分根据距离差距将a段、b段组合使用或者b段、c段组合使用,通过组合调节的方式,可在压电材料调节角度小的情况下实现大范围的悬浮距离调整,即实现大偏转的旋翼轴线纠偏。
本发明提出一种主动同轴高效旋翼系统,通过磁悬浮和主动调节小翼实现旋翼之间同轴度的主动调节,可主动降低由于旋翼不同轴带来的振动问题,提高工作效率和稳定性,同时旋翼轴线调节控制点由传统的中心轴改为旋翼尖的叶轮环,偏转检测和主动调节精度更高,调节效果更好,通过主动调节小翼组合调节的方式增大了偏转调节范围;并且取消了旋翼支架和旋翼中央的桨毂,可减轻重量,并且减小气动阻塞,提高气动效率;同时叶片尖部直接抵达涵道壁面,可避免传统涵道叶尖的气动损失,进一步提高气动效率。

Claims (8)

1.一种主动同轴高效旋翼系统,其特征在于,包括:旋翼轮(1)和涵道(2);
所述旋翼轮(1)包括:叶片(11)、叶轮(12)、永磁阵列(13)、主动调节小翼(16)和距离感应探头(17);所述永磁阵列(13)和所述距离感应探头(17)沿圆周布置在所述叶轮(12)上;
所述涵道(2)包括:悬浮槽(21)、线圈阵列(22)和距离传感器(24);所述线圈阵列(22)和距离传感器(24)沿圆周布置在所述悬浮槽(21)上;
所述线圈阵列(22)用于向所述永磁阵列(13)提供电磁力,驱动所述叶轮(12)在所述悬浮槽(21)内悬浮转动;
所述叶轮(12)内沿圆周布置有多个叶片(11),各叶片(11)的叶尖朝向所述叶轮(12)圆心,所述叶片(11)的翼型尾端设置有主动调节小翼(16),所述主动调节小翼(16)包括多段,可分别进行调节;
所述主动调节小翼(16)用于根据所述距离传感器(24)对所述距离感应探头(17)的检测结果转动,使得所述旋翼轮(1)位于悬浮槽(21)中心。
2.根据权利要求1所述的系统,其特征在于,所述旋翼轮(1)还包括:感应电池(14)和导线(15);所述感应电池(14)设置在所述叶片(11)的根部,所述主动调节小翼(16)通过导线(15)与感应电池(14)连接;
所述涵道(2)还包括:无线输电设备(23);
无线输电设备(23)用于向感应电池(14)充电。
3.根据权利要求1所述的系统,其特征在于,所述距离传感器(24)与无人机机体内的处理器连接;
所述主动调节小翼(16)内设置有作动器;
所述处理器与所述主动调节小翼(16)内的作动器无线通讯连接。
4.根据权利要求3所述的系统,其特征在于,所述处理器具体用于,根据从所述距离传感器(24)获得的距离信息确定所述叶轮(12)的轴线平动或偏转的程度,根据轴线平动或偏转的程度调节所述线圈阵列(22)的磁力分布和主动调节小翼(16)的动作。
5.根据权利要求4所述的系统,其特征在于,所述主动调节小翼(16)包括两段以上,各段单独调节。
6.根据权利要求1所述的系统,其特征在于,所述叶片(11)的展长不超过所述悬浮槽(21)半径的80%。
7.根据权利要求1所述的系统,其特征在于,所述悬浮槽(21)呈内凹的V型,所述叶轮(12)的朝向所述悬浮槽(21)的面呈外凸的V型。
8.根据权利要求1所述的系统,其特征在于,所述旋翼轮(1)的数量为至少两个,所述悬浮槽(21)的数量与所述旋翼轮(1)的数量一致。
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Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5306119A (en) * 1992-03-24 1994-04-26 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Ducted tail rotor for rotor craft
WO2005072233A2 (en) * 2004-01-22 2005-08-11 Ufoz, Llc Quiet vertical takeoff and landing aircraft using ducted, magnetic induction air-impeller rotors
CN102602538A (zh) * 2012-04-12 2012-07-25 北京工业大学 一种磁悬浮自驱动双旋翼飞碟
EP2821344A1 (en) * 2013-07-02 2015-01-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotor drive system
CN106516127A (zh) * 2016-11-30 2017-03-22 中国直升机设计研究所 一种磁悬浮旋翼系统及具有其的直升机
CN107672802A (zh) * 2017-10-24 2018-02-09 南京航空航天大学 开槽涵道式卷流旋翼飞行器
CN109334952A (zh) * 2018-11-26 2019-02-15 南京航空航天大学 一种基于嵌入式涵道螺旋桨驱动的新型桨叶
CN109533316A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种可差动变距桨叶及直升机旋翼系统
CN110949658A (zh) * 2019-12-13 2020-04-03 南京华航翼飞行器技术有限公司 微型无轴涵道旋翼飞行器及其飞行控制方法
CN211810198U (zh) * 2019-12-13 2020-10-30 南京华航翼飞行器技术有限公司 微型无轴涵道共轴双旋翼飞行器
CN112607002A (zh) * 2020-12-18 2021-04-06 南京航空航天大学 一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器及其控制方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5306119A (en) * 1992-03-24 1994-04-26 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Ducted tail rotor for rotor craft
WO2005072233A2 (en) * 2004-01-22 2005-08-11 Ufoz, Llc Quiet vertical takeoff and landing aircraft using ducted, magnetic induction air-impeller rotors
CN102602538A (zh) * 2012-04-12 2012-07-25 北京工业大学 一种磁悬浮自驱动双旋翼飞碟
EP2821344A1 (en) * 2013-07-02 2015-01-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotor drive system
CN106516127A (zh) * 2016-11-30 2017-03-22 中国直升机设计研究所 一种磁悬浮旋翼系统及具有其的直升机
CN107672802A (zh) * 2017-10-24 2018-02-09 南京航空航天大学 开槽涵道式卷流旋翼飞行器
CN109533316A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种可差动变距桨叶及直升机旋翼系统
CN109334952A (zh) * 2018-11-26 2019-02-15 南京航空航天大学 一种基于嵌入式涵道螺旋桨驱动的新型桨叶
CN110949658A (zh) * 2019-12-13 2020-04-03 南京华航翼飞行器技术有限公司 微型无轴涵道旋翼飞行器及其飞行控制方法
CN211810198U (zh) * 2019-12-13 2020-10-30 南京华航翼飞行器技术有限公司 微型无轴涵道共轴双旋翼飞行器
CN112607002A (zh) * 2020-12-18 2021-04-06 南京航空航天大学 一种基于环形电机驱动的双旋翼涵道飞行器及其控制方法

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