CN217260658U - 单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统 - Google Patents
单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统 Download PDFInfo
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Abstract
单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统，包括驱动尾旋翼的电机，电机连接有电源，电机通过控制器控制，所述的电机固定连接在尾管上，电机的两端具有两根输出轴，两根输出轴上分别连接有一支尾旋翼，两个尾旋翼同向，电机旋转时，两根尾旋翼产生的气流方向一致。本尾翼系统采用了两支尾旋翼，这样尾旋翼在大载荷的飞行中可以将旋翼的尺寸变小，尺寸变小后旋翼的“柔性”基本可以消除，这样尾旋翼系统响应及时、飞行姿态好、飞行稳定。
Description
技术领域
本实用新型涉及直升机，特别涉及单旋翼油动直升机的尾翼系统，属于飞行器技术领域。
背景技术
直升机经过多年的发展，已经形成电动、油动划分较为清晰的局面，电动无人机在低载荷、短航程的飞行中具有明显的优势，而油动无人机在大载荷、远航程的飞行任务中不可替代，所以油动（无人）直升机在制造和研发中要向大载荷的方向发展，在油动（无人）直升机中，单旋翼的直升机具有结构相对简单、成本较低的优势，但单旋翼直升机需要尾翼系统，单旋翼直升机的尾翼最初采用的是机械变距式的，这种结构复杂、成本高、安装维护难，随着直升机技术的发展，很多单旋翼直升机采用了电动尾翼，这种结构采用在尾翼处安装一个电机，电机通过直升机上的发电机或蓄电池供电，通过电机来驱动一个尾翼旋转，通过调整电机的转速来适应飞行，也叫电动定距变速尾翼系统，这种方式相对于机械变距式来说省去了复杂的机械结构，且控制更为简便，在目前的油动单旋翼（无人）直升机上取得了较为广泛的应用，但随着油动单旋翼（无人）直升机向大载荷方向的发展，在研制过程中发现目前的电动定距变速系统还需要进一步的改进，主要原因和现象为：随着单旋翼油动（无人）直升机载荷的增加，其尾翼的尺寸也需要增大，由于尺寸的增加，在使用中旋翼会表现出一定的“柔性”，越是远离电机输出轴的旋翼部位 “柔性”越明显，这种柔性的发生会导致在飞行中飞行姿态差、响应速度慢，还会导致旋翼疲劳损坏。
发明内容
本实用新型的目的在于克服目前的单旋翼油动直升机采用的电动定距变速尾翼系统中存在的上述问题，提供一种单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统。
为实现本实用新型的目的，采用了下述的技术方案：单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统，包括驱动尾旋翼的电机，电机连接有电源，电机通过控制器控制，其特征在于：所述的电机固定连接在尾管上，电机的两端具有两根输出轴，两根输出轴上分别连接有一支尾旋翼，两个尾旋翼同向，电机旋转时，两根尾旋翼产生的气流方向一致，所述的一支或两支尾旋翼通过轴向位置调节机构连接在电机的输出轴上。
进一步的；所述的两支尾旋翼分别位于尾管轴线的两侧。
进一步的；所述的两支尾旋翼在电机输出轴的轴向上的投影不重合。
进一步的；所述的轴向位置调节机构为：所述的尾旋翼固定连接在套筒上，套筒套设在电机的输出轴上，套筒与电机的输出轴之间采用顶丝顶紧，电机的输出轴为圆柱或多棱柱，套筒的内孔形状与电机的输出轴形状相适应。
进一步的；所述的轴向位置调节机构为：所述的电机输出轴为螺纹轴，尾旋翼固定在螺管上，螺管与螺纹轴之间通过螺纹固定连接，螺纹的旋向与电机输出轴的旋向相反。
本实用新型的积极有益技术效果在于：本尾翼系统采用了两支尾旋翼，这样尾旋翼在大载荷的飞行中可以将旋翼的尺寸变小，尺寸变小后旋翼的“柔性”基本可以消除，这样尾旋翼系统响应及时、飞行姿态好、飞行稳定，两支尾旋翼相位不同依次对空气加速，产生更大的平衡力，调整两个旋翼之间的距离可以使两支旋翼产生的气流效果更好。
附图说明
图1是本实用新型的示意图。
图2是采用一种轴向位置调节机构的示意图。
图3是采用另一种轴向位置调节机构的示意图。
具体实施方式
为了更充分的解释本实用新型的实施，提供本实用新型的实施实例。这些实施实例仅仅是对本实用新型的阐述，不限制本实用新型的范围。
结合附图对本实用新型进一步详细的解释，附图中各标记为：1：电机；2:尾管；3：左尾旋翼；4：右尾旋翼；5：左端输出轴；6：右端输出轴；7：套筒；8：顶丝；9：螺管；10：长度调节管。
如附图所示，单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统，包括驱动尾旋翼的电机1，电机连接有电源，电机通过控制器控制，所述的电机固定连接在尾管2上，电机的两端具有两根输出轴，两根输出轴上分别连接有一支尾旋翼，图中两根输出轴分别为左端输出轴5、右端输出轴6，两支尾旋翼分别为左尾旋翼3、右尾旋翼4，两个尾旋翼同向，电机旋转时，两根尾旋翼产生的气流方向一致。本实施中优化的选择，所述的两支尾旋翼分别位于尾管轴线的两侧。
本实施例中，所述的两支尾旋翼在电机输出轴的轴向上的投影不重合。所述的一支或两支尾旋翼通过轴向位置调节机构连接在电机的输出轴上。这样可以通过调节两支尾旋翼之间的距离使两支旋翼在依次对气流进行加速上配合更好。
轴向位置调节机构可采用：所述的轴向位置调节机构为：所述的尾旋翼固定连接在套筒7上，套筒套设在电机的输出轴上，套筒与电机的输出轴之间采用顶丝8顶紧，电机的输出轴为圆柱或多棱柱，套筒的内孔形状与电机的输出轴形状相适应。
轴向位置调节机构还可采用：所述的轴向位置调节机构为：所述的电机输出轴为螺纹轴，尾旋翼固定在螺管9上，螺管与螺纹轴之间通过螺纹固定连接，螺纹的旋向与电机输出轴的旋向相反，在螺管向内的输出轴上穿设有长度调节管10，可通过更换不同长度的长度调节管来定位尾旋翼的位置。
在详细说明本实用新型的实施方式之后，熟悉该项技术的人士可清楚地了解，在不脱离上述申请专利范围与精神下可进行各种变化与修改，凡依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均属于本实用新型技术方案的范围，且本实用新型亦不受限于说明书中所举实例的实施方式。
Claims (5)
1.单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统，包括驱动尾旋翼的电机，电机连接有电源，电机通过控制器控制，其特征在于：所述的电机固定连接在尾管上，电机的两端具有两根输出轴，两根输出轴上分别连接有一支尾旋翼，两个尾旋翼同向，电机旋转时，两根尾旋翼产生的气流方向一致，所述的一支或两支尾旋翼通过轴向位置调节机构连接在电机的输出轴上。
2.根据权利要求1所述的单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统，其特征在于：所述的两支尾旋翼分别位于尾管轴线的两侧。
3.根据权利要求1所述的单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统，其特征在于：所述的两支尾旋翼在电机输出轴的轴向上的投影不重合。
4.根据权利要求1所述的单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统，其特征在于：所述的轴向位置调节机构为：所述的尾旋翼固定连接在套筒上，套筒套设在电机的输出轴上，套筒与电机的输出轴之间采用顶丝顶紧，电机的输出轴为圆柱或多棱柱，套筒的内孔形状与电机的输出轴形状相适应。
5.根据权利要求1所述的单旋翼直升机共轴双桨尾旋翼系统，其特征在于：所述的轴向位置调节机构为：所述的电机输出轴为螺纹轴，尾旋翼固定在螺管上，螺管与螺纹轴之间通过螺纹固定连接，螺纹的旋向与电机输出轴的旋向相反。
Applications Claiming Priority (2)
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Country Status (1)
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2022
- 2022-04-20 CN CN202220908079.8U patent/CN217260658U/zh active Active
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