CN206871343U - 尾推系统及碟形飞行机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了尾推系统及碟形飞行机，涉及飞机机械技术领域。根据本实用新型的尾推系统，安装在所述碟形飞行机的机架系统上的尾推涵道；安装在所述尾推涵道内、且用于产生所述碟形飞行机的推力的尾推旋翼系统；设置在所述尾推涵道内、且用于控制碟形飞机机尾部推力的方向的尾推舵面系统；通过尾推舵面系统使得碟形飞行机进行俯冲飞行、仰视飞行、向右飞行以及向左飞行；根据本实用新型的尾推系统，能够在碟形飞行机处于高速飞行状态时辅助碟形飞行机操控飞行方向。

Description

尾推系统及碟形飞行机

技术领域

本实用新型涉及飞机机械技术领域，尤其是涉及尾推系统及碟形飞行机。

背景技术

直升飞机、固定翼飞机、火箭等现有的飞行器，其特征以及结构得到了广泛的研究；然而对于碟形飞行器而言，虽然不断有碟形飞行器的报道以及飞行器爱好者对碟形飞行器不懈地探索者，但碟形飞行器的利用和普及并未得到很好的发。最近，不少国家相对无人机、水上飞机以及舰载机进行探索和研究，以及大众对UFO飞行器的不断关注，使得碟形飞行器越来越受到人们的重视，碟形飞行器的理论以及其应用也得到不断发展；

目前，碟形飞行器的尾推系统的结构以及其应用得到了广泛的研究，但是在上述研究的尾推系统中，尚未出现尾推系统能够在碟形飞行机处于高速飞行状态时辅助碟形飞行机操控飞行方向的碟形飞行机。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供尾推系统及碟形飞行机，该尾推系统使得碟形飞行机飞行速度快，军机战斗力较强。

为实现上述目的，本实用新型提供以下技术方案：

根据本实用新型的一方面，提供尾推系统，包括：

安装在所述碟形飞行机的机架系统上的尾推涵道；

安装在所述尾推涵道内、且用于产生所述碟形飞行机的推力的尾推旋翼系统；

设置在所述尾推涵道内、且用于控制碟形飞行机尾部推力的方向的尾推舵面系统。

进一步地，所述尾推舵面系统包括：第一舵面舵机、第二舵面舵机、第一舵面以及与所述第一舵面相互垂直设置的第二舵面；其中，所述第一舵面与所述第二舵面相交；

所述第一舵面舵机以及所述第二舵面舵机均安装在所述尾推涵道上，且所述第一舵面舵机与所述第一舵面转动连接，且所述第二舵面舵机与所述第二舵面转动连接。

进一步地，所述第一舵面与第二舵面的夹角为90°。

进一步地，所述尾推旋翼系统为双旋翼系统，所述双旋翼系包括：双旋翼系统舵机、下尾推旋转器、下旋翼推杆、下旋翼桨毂、上尾推旋转器、上旋翼推杆、上旋翼桨毂；

所述双旋翼系统舵机安装在所述机架系统上；

所述下尾推旋转器与所述双旋翼系统舵机连接；所述下旋翼推杆与所述上尾推旋转器连接；所述下旋翼桨毂与所述下旋翼推杆连接；

所述上尾推旋转器与所述下尾推旋转器连接；所述上旋翼推杆与所述上尾推旋转器连接；所述上旋翼桨毂与所述上旋翼推杆连接。

进一步地，所述上尾推旋转器包括上尾推旋转器外环以及上尾推旋转器内环，所述下尾推旋转器包括下尾推旋转器外环以及下尾推旋转器内环；

所述上尾推旋转器外环与所述上尾推旋转器内环相对转动连接；所述下尾推旋转器外环与所述下尾推旋转器内环相对转动连接；

所述下尾推旋转器外环与所述双旋翼系统舵机连接；所述下旋翼推杆与所述上尾推旋转器外环连接；所述下旋翼桨毂与所述下旋翼推杆连接；

所述上尾推旋转器外环与所述下尾推旋转器内环连接；所述上旋翼推杆与所述上尾推旋转器内环连接；所述上旋翼桨毂与所述上旋翼推杆连接。

进一步地，所述上尾推旋转器包括上尾推旋转器外环以及上尾推旋转器内环，所述下尾推旋转器包括下尾推旋转器外环以及下尾推旋转器内环；

所述上尾推旋转器外环与所述上尾推旋转器内环相对转动连接；所述下尾推旋转器外环与所述下尾推旋转器内环相对转动连接；

所述下尾推旋转器内环与所述双旋翼系统舵机连接；所述上尾推旋转器外环与所述下尾推旋转器外环连接；所述上旋翼推杆与所述上尾推旋转器内环连接；

所述下尾推旋转器内环与所述双旋翼系统舵机连接；所述上尾推旋转器内环与所述下尾推旋转器外环连接；所述上旋翼推杆与所述上尾推旋转器外环连接。

进一步地，所述尾推涵道的横截面为圆形。

进一步地，所述尾推涵道与所述碟形飞行机的机架系统螺接。

根据本实用新型的另一方面，提供碟形飞行机，包括机架系统，还包括上述技术方案提供的尾推系统。

进一步地，所述机架系统为骨架机构。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果为：

根据本实用新型的尾推系统，包括：安装在所述碟形飞行机的机架系统上的尾推涵道；设置在所述尾推涵道内、且用于产生所述碟形飞行机的推力的尾推旋翼系统；设置在所述尾推涵道内、且用于控制碟形飞机机尾部推力的方向的尾推舵面系统；当碟形飞行机启动后，碟形飞行机中的主旋翼系统和尾推旋翼系统达到一定转速，当尾推旋翼系统的螺旋桨总距处于初始位置，尾推旋翼系统不产生推力；当通过飞控系统增加尾推旋翼系统螺旋桨的总距时，尾推旋翼系统产生推力；当尾推舵面系统处于初始状态时，尾推旋翼系统产生的是水平的尾推力；当碟形飞行机处于高速飞行状态时，通过尾推舵面系统使得碟形飞行机进行俯冲飞行、仰视飞行、向右飞行以及向左飞行，实现了尾推系统在碟形飞行机处于高速飞行状态时辅助碟形飞行机操控飞行方向。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施方式，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为本实用新型实施例提供的碟形飞行机的尾推系统结构示意图；

图2为本实用新型实施例提供的尾推系统中尾推舵面系统的结构示意图；

图3为本实用新型实施例提供的尾推系统中尾推旋翼系统的结构示意图。

图标：100-尾推涵道；200-尾推旋翼系统；221-双旋翼系统舵机；222-舵机传动杆；223-下尾推旋转器；224-尾推旋转器连杆；225-上尾推旋转器；226-下旋翼推杆；227-下旋翼桨毂；228-上旋翼推杆；229-上旋翼桨毂；300-尾推舵面系统；331-第一舵面舵机；332-第一舵面。

具体实施方式

下面将结合附图对本实用新型的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，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，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，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实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“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实用新型中的具体含义。

图1为本实用新型实施例提供的碟形飞行机的尾推系统结构示意图；图2为本实用新型实施例提供的尾推系统中尾推舵面系统的结构示意图；图3为本实用新型实施例提供的尾推系统中尾推旋翼系统的结构示意图。

根据本实用新型的一个方面，如图1所示，包括：

安装在碟形飞行机的机架系统上的尾推涵道100；

设置在尾推涵道100内、且用于产生碟形飞行机的推力的尾推旋翼系统200；

安装在尾推涵道100内、且用于控制碟形飞机机尾部推力的方向的尾推舵面系统300。

根据本实用新型的碟形飞行机，当碟形飞行机启动后，碟形飞行机中的主旋翼系统和尾推旋翼系统200达到一定转速，当尾推旋翼系统200的螺旋桨总距处于初始位置，尾推旋翼系统200不产生推力；当通过飞控系统增加尾推旋翼系统200螺旋桨的总距时，尾推旋翼系统200产生推力；当尾推舵面系统处于初始状态时，尾推旋翼系统产生的是水平的尾推力；碟形飞行机处于高速飞行状态时，通过尾推舵面系统300使得碟形飞行机进行俯冲飞行、仰视飞行、向右飞行以及向左飞行，实现了尾推系统在碟形飞行机处于高速飞行状态时辅助碟形飞行机操控飞行方向；

其中，尾推涵道100与碟形飞行机的机架系统螺接，便于尾推涵道100的安装与拆卸。

根据本实用新型碟形飞行机的一种实施方式，如图2所示，尾推舵面系统包括：第一舵面舵机331、第二舵面舵机、第一舵面332以及与第二舵面；其中，第一舵面332与第二舵面相交；

第一舵面舵机331以及第二舵面舵机均安装在尾推涵道100上，且第一舵面舵机331与第一舵面332转动连接，且第二舵面舵机与第一舵面转动连接。

根据本实用新型的碟形飞行机，第一舵面与第二舵面之间的夹角在60-120°之间，优选地，第一舵面与第二舵面之间的夹角为90°，此处第一舵面与第二舵面之间的夹角是指碟形飞行机尚未飞行时的第一舵面与第二舵面之间的夹角；

飞控系统控制第一舵面舵机331以及第二舵面舵机，使第一舵面332以及第二舵面旋转，以改变旋翼系统所产生的诱导速度的方向，进而改变尾推力的方向，改变碟形飞机的飞行方向；

具体地，当碟形飞行机启动后，碟形飞行机中的主旋翼系统和尾推旋翼系统200达到一定转速，当尾推旋翼系统200的螺旋桨总距处于初始位置，尾推旋翼系统200不产生推力；当通过飞控系统增加尾推旋翼系统200螺旋桨的总距时，尾推旋翼系统200产生推力。当第一舵面332以及第二舵面处于初始状态时，尾推旋翼系统200产生的是水平的尾推力；碟形飞行机处于高速飞行状态时，碟形飞行机需要进行俯仰飞行时，第一舵面舵机接收飞控系统的控制信号，改变第一舵面332，当第一舵面332向下旋转时，碟形飞行机进行俯冲飞行，相反，当第一舵面332向上旋转时，碟形飞行机将处于仰式飞行姿态；

同理，当碟形飞行机需要进行航向偏转运动时，通过飞控系统控制第二舵面舵机，改变第二舵面，当碟形飞行机的第二舵面向右偏转时，气流方向也随之改变，碟形飞机受到的尾推力改变，碟形飞行机将向右飞行，相反，第二舵面向左偏转时，碟形飞行机则将向左飞行，上述过程实现了尾推系统在碟形飞行机处于高速飞行状态时辅助碟形飞行机操控飞行方向。

根据本实用新型碟形飞行机的一种实施方式，如图3所示，尾推旋翼系统200为双旋翼系统，双旋翼系统包括：双旋翼系统舵机221、下尾推旋转器223、下旋翼推杆226、下旋翼桨毂227、上尾推旋转器225、上旋翼推杆228、上旋翼桨毂229；

双旋翼系统舵机221安装在机架系统上；下尾推旋转器223与双旋翼系统舵机221连接；下旋翼推杆226与上尾推旋转器225连接；下旋翼桨毂227与下旋翼推杆226连接；上尾推旋转器225与下尾推旋转器223连接；上旋翼推杆228与上尾推旋转器225连接；上旋翼桨毂229与上旋翼推杆228连接。

根据本实用新型碟形飞行机的一种实施方式，上尾推旋转器225包括上尾推旋转器外环以及上尾推旋转器内环，下尾推旋转器223包括下尾推旋转器外环以及下尾推旋转器内环；

上尾推旋转器外环与上尾推旋转器内环相对转动连接；下尾推旋转器外环与下尾推旋转器内环相对转动连接；

下尾推旋转器外环与双旋翼系统舵机221连接；下旋翼推杆226与上尾推旋转器外环连接；下旋翼桨毂227与下旋翼推杆226连接；

上尾推旋转器外环与下尾推旋转器内环连接；上旋翼推杆228与上尾推旋转器内环连接；上旋翼桨毂229与上旋翼推杆228连接。

根据本实用新型碟形飞行机的一种实施方式，上尾推旋转器包括上尾推旋转器外环以及上尾推旋转器内环下尾推旋转器包括下尾推旋转器外环以及下尾推旋转器内环；

上尾推旋转器外环与上尾推旋转器内环相对转动连接；下尾推旋转器外环与下尾推旋转器内环相对转动连接；

下尾推旋转器内环与双旋翼系统舵机连接；上尾推旋转器外环与下尾推旋转器外环连接；上旋翼推杆与上尾推旋转器内环连接；

下尾推旋转器内环与双旋翼系统舵机连接；上尾推旋转器内环与下尾推旋转器外环连接；上旋翼推杆与上尾推旋转器外环连接。

根据本实用新型碟形飞行机的一种实施方式，所示，双旋翼系统还包括舵机传动杆以及尾推旋转器连杆224；

下尾推旋转器外环通过舵机传动杆与双旋翼系统舵机221连接；

上尾推旋转器外环通过尾推旋转器连杆224与下尾推旋转器内环连接。

根据本实用新型的碟形飞行机，当双旋翼系统舵机221接收飞控的控制信号，通过舵机传动杆将双旋翼系统舵机221产生的推力传递给下尾推旋转器223，下尾推旋转器内环受力推动尾推旋转器连杆224，推动上尾推旋转器225，上尾推旋转器225外环通过下旋翼推杆226改变下旋翼桨叶的安装角，进而改变了下旋翼的攻角；同时，上尾推旋转器225内环推动上旋翼推杆228，改变上旋翼桨叶的安装角，进而改变了上旋翼的攻角，实现了上下旋翼总距的改变。

根据本实用新型碟形飞行机的一种实施方式，所述尾推涵道的横截面为圆形。

根据本实用新型的另一方面，提供碟形飞行机，包括机架系统，还包括上述技术方案提供的尾推系统。

根据本实用新型碟形飞行机的一种实施方式，机架系统为骨架机构。

根据本实用新型的碟形飞行机，机架系统的整体外形为圆形或者椭圆形，以包含旋翼系统中的上下螺旋桨；机架系统的机架结构以骨架形式构成，跟普通以涵道形式为主的碟形机差别较大，主要是大的骨架空隙除了可以垂直产生升力，在碟形机进行前飞或者进行俯仰转向等操纵产生更大的升力，操纵更加灵活；机架系统主支撑架构是以圆形支撑梁为主，以承受整体机身的重量及突发碰撞受力；机架系统的侧梁以扁平状为主，除了连接支撑作用，还可以很大程度上减小前飞过程的空气阻力，一定程度上减少飞机的整体型阻；机架系统主要起到固定支撑作用，机架系统的底部安装一个防护十字架，以防止旋翼系统中螺旋桨出现意外飞出造成巨大破坏；机架系统为可拆装机架，便于对机架系统上的装置进行安装，同时也利于运输方便。

综上所述，根据本实用新型的碟形飞行机可选因素较多。根据本实用新型的权利要求可以组合出多种实施方案，因此根据本实用新型的权利要求组合出的技术方案均在本实用新型的保护范围之内。下面将结合具体的实施例对本实用新型碟形飞行机进行进一步地描述。

实施例

根据本实用新型的尾推系统，用于碟形飞行机，包括：螺接在碟形飞行机的机架系统上、且横截面为圆形的尾推涵道100；设置在尾推涵道100内、且用于产生碟形飞行机的推力的尾推旋翼系统200；设置在尾推涵道100内、且用于控制碟形飞机机尾部推力的方向的尾推舵面系统300；尾推舵面系统300包括：第一舵面舵机331、第二舵面舵机、第一舵面332以及第二舵面；其中，第一舵面332的中心轴与第二舵面的中心轴相交，夹角为90°；尾推旋翼系统200为双旋翼系统，双旋翼系包括：双旋翼系统舵机221、下尾推旋转器223、下旋翼推杆226、下旋翼桨毂227、上尾推旋转器225、上旋翼推杆228、上旋翼桨毂229、舵机传动杆222以及尾推旋转器连杆224；其中，第一舵面舵机331以及第二舵面舵机均安装在尾推涵道100上，且第一舵面舵机331与第一舵面332转动连接，且第二舵面舵机与第二舵面转动连接；双旋翼系统舵机221安装在机架系统上；下尾推旋转器外环通过舵机传动杆222与所述双旋翼系统舵机221连接；下旋翼推杆226与上尾推旋转器外环连接；下旋翼桨毂227与下旋翼推杆226连接；上尾推旋转器外环通过尾推旋转器连杆224与下尾推旋转器内环连接；上旋翼推杆228与上尾推旋转器内环连接；上旋翼桨毂229与上旋翼推杆228连接；

当碟形飞行机启动后，碟形飞行机中的主旋翼系统和尾推旋翼系统200达到一定转速，当尾推旋翼系统200的螺旋桨总距处于初始位置，尾推旋翼系统200不产生推力；当通过飞控系统增加尾推旋翼系统200螺旋桨的总距时，尾推旋翼系统200产生推力；当第一舵面332以及第二舵面处于初始状态时，尾推旋翼系统200产生的是水平的尾推力；碟形飞行机处于高速飞行状态时，碟形飞行机需要进行俯仰飞行时，第一舵面舵机331接收飞控系统的控制信号，改变第一舵面332，当第一舵面332向下旋转时，碟形飞行机进行俯冲飞行，相反，当第一舵面332向上旋转时，碟形飞行机将处于仰式飞行姿态；当碟形飞行机需要进行航向偏转运动时，通过飞控系统控制第二舵面舵机，改变第二舵面，当碟形飞行机的第二舵面向右偏转时，气流方向也随之改变，碟形飞机受到的尾推力改变，碟形飞行机将向右飞行，相反，第二舵面向左偏转时，碟形飞行机则将向左飞行，上述过程实现了尾推系统在碟形飞行机处于高速飞行状态时辅助碟形飞行机操控飞行方向。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.尾推系统，用于碟形飞行机，其特征在于，包括：

安装在所述碟形飞行机的机架系统上的尾推涵道；

安装在所述尾推涵道内、且用于产生所述碟形飞行机的推力的尾推旋翼系统；

设置在所述尾推涵道内、且用于控制所述碟形飞行机尾部推力的方向的尾推舵面系统。

2.根据权利要求1所述的尾推系统，其特征在于，所述尾推舵面系统包括：第一舵面舵机、第二舵面舵机、第一舵面以及第二舵面；其中，所述第一舵面与所述第二舵面相交；

所述第一舵面舵机以及所述第二舵面舵机均安装在所述尾推涵道上，且所述第一舵面舵机与所述第一舵面转动连接，且所述第二舵面舵机与所述第二舵面转动连接。

3.根据权利要求2所述的尾推系统，所述第一舵面与所述第二舵面的夹角为90°。

4.根据权利要求1所述的尾推系统，其特征在于，所述尾推旋翼系统为双旋翼系统，所述双旋翼系统包括：双旋翼系统舵机、下尾推旋转器、下旋翼推杆、下旋翼桨毂、上尾推旋转器、上旋翼推杆、上旋翼桨毂；

所述双旋翼系统舵机安装在所述机架系统上；

所述下尾推旋转器与所述双旋翼系统舵机连接；所述下旋翼推杆与所述上尾推旋转器连接；所述下旋翼桨毂与所述下旋翼推杆连接；

所述上尾推旋转器与所述下尾推旋转器连接；所述上旋翼推杆与所述上尾推旋转器连接；所述上旋翼桨毂与所述上旋翼推杆连接。

5.根据权利要求4所述的尾推系统，其特征在于，所述上尾推旋转器包括上尾推旋转器外环以及上尾推旋转器内环，所述下尾推旋转器包括下尾推旋转器外环以及下尾推旋转器内环；

所述上尾推旋转器外环与所述上尾推旋转器内环相对转动连接；所述下尾推旋转器外环与所述下尾推旋转器内环相对转动连接；

所述下尾推旋转器外环与所述双旋翼系统舵机连接；所述下旋翼推杆与所述上尾推旋转器外环连接；所述下旋翼桨毂与所述下旋翼推杆连接；

所述上尾推旋转器外环与所述下尾推旋转器内环连接；所述上旋翼推杆与所述上尾推旋转器内环连接；所述上旋翼桨毂与所述上旋翼推杆连接。

6.根据权利要求4所述的尾推系统，其特征在于，所述上尾推旋转器包括上尾推旋转器外环以及上尾推旋转器内环，所述下尾推旋转器包括下尾推旋转器外环以及下尾推旋转器内环；

所述上尾推旋转器外环与所述上尾推旋转器内环相对转动连接；所述下尾推旋转器外环与所述下尾推旋转器内环相对转动连接；

所述下尾推旋转器内环与所述双旋翼系统舵机连接；所述上尾推旋转器外环与所述下尾推旋转器外环连接；所述上旋翼推杆与所述上尾推旋转器内环连接；

所述上尾推旋转器内环与所述下尾推旋转器外环连接；所述上旋翼推杆与所述上尾推旋转器外环连接。

7.根据权利要求1所述的尾推系统，其特征在于，所述尾推涵道的横截面为圆形。

8.根据权利要求1所述的尾推系统，其特征在于，所述尾推涵道与所述碟形飞行机的机架系统螺接。

9.碟形飞行机，包括机架系统，其特征在于，包括权利要求1-8任一项所述的尾推系统；

所述尾推系统安装在所述机架系统上。

10.根据权利要求9所述的碟形飞行机，其特征在于，所述机架系统为骨架机构。