一種共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種垂直起降飛行器，具體地說，涉及一種共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]現(xiàn)有公開的技術(shù)文獻(xiàn)“微小型四旋翼飛行器的研究現(xiàn)狀與關(guān)鍵技術(shù)”(《電光與控制》2007(06))中，論述了垂直起降飛行器廣泛的應(yīng)用價(jià)值與應(yīng)用前景，以及當(dāng)前多旋翼飛行器技術(shù)現(xiàn)狀。通過文獻(xiàn)資料與實(shí)際應(yīng)用現(xiàn)狀對比表明:當(dāng)前四旋翼飛行器大多使用開放式螺旋槳，空間面積占用較大，而且受限于氣動(dòng)布局，槳葉直徑受到飛行器軸距約束，并存在槳葉氣動(dòng)干涉，氣動(dòng)效率較難提高。四旋翼飛行器在目前儲(chǔ)能技術(shù)條件下，如采用電動(dòng)力，則續(xù)航時(shí)間較短，不利于實(shí)際應(yīng)用，如采用油動(dòng)力，需要另加裝油箱、滑油系統(tǒng)、機(jī)械傳動(dòng)裝置各部件，降低了飛行器系統(tǒng)穩(wěn)定性，降低了有效載荷。
[0003]專利CN1774366A中公開了一種“旋翼及具有這種旋翼的旋翼飛機(jī)”其確保改善其飛行特性，提高了飛行安全性和可靠性，并將該旋翼應(yīng)用在直升機(jī)上。但該旋翼僅能為飛行器提供升力，無法提供飛行穩(wěn)定性，控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)較為復(fù)雜。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]為了避免現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，克服現(xiàn)有旋翼垂直起降飛行器續(xù)航時(shí)間較短，導(dǎo)致實(shí)際應(yīng)用價(jià)值不高的問題，本發(fā)明提出一種共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器。飛行器采用涵道機(jī)匣將對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片包覆，產(chǎn)生額外的前緣吸力，并通過對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片降低旋流損失，提高了飛行器氣動(dòng)效率，增加續(xù)航時(shí)間；涵道機(jī)匣的引入能防止葉片觸碰障礙，提高了飛行安全性，同時(shí)涵道機(jī)匣中的對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片抵消了自旋力矩，降低了控制難度。
[0005]本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:包括載荷艙、載荷艙支架、涵道機(jī)匣、起落架、安裝架、導(dǎo)流舵、第一轉(zhuǎn)子、第二轉(zhuǎn)子、對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)，所述載荷艙位于涵道機(jī)匣的上方，載荷艙支架一端與載荷艙固連，載荷艙支架另一端與涵道機(jī)匣固連，載荷艙支架沿涵道機(jī)匣上端邊緣周向均布；
[0006]所述涵道機(jī)匣為空腔環(huán)形結(jié)構(gòu)，安裝架成十字形固定在涵道機(jī)匣內(nèi)壁下端部，四個(gè)導(dǎo)流舵分別與安裝架連接，對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)安裝在安裝架上部，第一轉(zhuǎn)子與第二轉(zhuǎn)子分別與對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)輸出軸固連，第一轉(zhuǎn)子和第二轉(zhuǎn)子的葉片葉尖與涵道機(jī)匣內(nèi)側(cè)壁面間隙為
0.5mm,起落架沿涵道機(jī)匣周向均布，起落架嵌入在涵道機(jī)匣外側(cè)壁下部。
[0007]載荷艙、對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)、第一轉(zhuǎn)子、第二轉(zhuǎn)子與涵道機(jī)匣安裝在同一軸線上。
[0008]所述導(dǎo)流舵采用NACA0018翼型。
[0009]所述起落架為多個(gè)。
[0010]所述涵道機(jī)匣采用碳纖維材料。
[0011]本發(fā)明提出的一種共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器。涵道機(jī)匣采用空腔環(huán)形結(jié)構(gòu)，安裝架成十字形固定在涵道機(jī)匣內(nèi)壁下端部，導(dǎo)流舵與安裝架連接，對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)安裝在安裝架上部，第一轉(zhuǎn)子與第二轉(zhuǎn)子分別與對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)輸出軸固連，起落架沿涵道機(jī)匣周向均布，嵌入在涵道機(jī)匣外側(cè)壁下部。在氣動(dòng)性能方面，涵道機(jī)匣提供額外的前緣吸力，提高飛行器升力，降低了飛行器功率需求;對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片的使用，降低了每級(jí)轉(zhuǎn)子葉片的氣動(dòng)載荷，有利于減少氣動(dòng)損失，同時(shí)對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片消除了旋流損失，大大提高了氣動(dòng)效率。另一方面，共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼自身抵消了自旋力矩，有利于飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定控制。
[0012]本發(fā)明共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器安全性好，由于涵道機(jī)匣的保護(hù)，允許飛行器飛行過程中觸碰障礙，飛行續(xù)航時(shí)間長。飛行器可觸碰樓室墻壁，具備極高的容錯(cuò)能力。與現(xiàn)有技術(shù)相比，傳統(tǒng)的多旋翼飛行器使用開放式螺旋槳，要求飛行過程中始終與障礙物保持距離，提高了導(dǎo)航技術(shù)難度，在實(shí)際應(yīng)用有較大障礙。在山地林區(qū)環(huán)境下，垂直起降飛行器可在茂密叢林中起降，并具有在密林中穿越的能力，相比于傳統(tǒng)多旋翼飛行器可靠性較高，降低了樹枝雜物卷入螺旋槳的可能性。共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器得益于其高效率及安全性，在室內(nèi)偵查，電力線路巡線，山區(qū)救援，林場勘測諸多場合都有極大的應(yīng)用前景。
【附圖說明】
[0013]下面結(jié)合附圖和實(shí)施方式對本發(fā)明一種共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器作進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0014]圖1為本發(fā)明共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器剖視圖。
[0015]圖2為本發(fā)明共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器側(cè)視圖。
[0016]圖3為本發(fā)明共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器軸測圖。
[0017]圖中:
[0018]1.載荷艙2.載荷艙支架3.涵道機(jī)匣4.起落架5.安裝架6.導(dǎo)流舵7.第一轉(zhuǎn)子8.第二轉(zhuǎn)子9.對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)
【具體實(shí)施方式】
[0019]本實(shí)施例是一種共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器。
[0020]參照圖1?3，本實(shí)施例共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器由載荷艙1、載荷艙支架2、涵道機(jī)匣3、起落架4、安裝架5、導(dǎo)流舵6、第一轉(zhuǎn)子7、第二轉(zhuǎn)子8、對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)9組成;載荷艙I安裝在涵道機(jī)匣3的上方，載荷艙支架2—端與載荷艙I固定連接，載荷艙支架2另一端與涵道機(jī)匣3固定連接，載荷艙支架2為多個(gè)，載荷艙支架2沿涵道機(jī)匣3上端邊緣周向均布。涵道機(jī)匣3為空腔環(huán)形結(jié)構(gòu)，涵道機(jī)匣3內(nèi)徑為400mm，采用碳纖維材料開模加工而成。涵道機(jī)匣3加工成空腔環(huán)形結(jié)構(gòu)，可將其改造成為燃油動(dòng)力系統(tǒng)的油箱。涵道機(jī)匣3加工時(shí)并預(yù)制好起落架4、安裝架5以及載荷艙支架2的安裝孔。安裝架5成十字形固定在涵道機(jī)匣3內(nèi)壁下端部，導(dǎo)流舵6與安裝架連接，本實(shí)施例導(dǎo)流舵6采用NACA0018翼型，使用木質(zhì)翼肋并鋪以碳板蒙皮。四個(gè)導(dǎo)流舵6的偏轉(zhuǎn)由機(jī)匣上的四個(gè)舵機(jī)獨(dú)立控制，共同完成各種控制需求。
[0021]對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)9固定在安裝架5上部，第一轉(zhuǎn)子7與第二轉(zhuǎn)子8分別與對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)9輸出軸固定連接，第一轉(zhuǎn)子7與第二轉(zhuǎn)子8的葉片葉尖與涵道機(jī)匣內(nèi)側(cè)壁面有0.5mm間隙，葉片直徑為399mm。第一轉(zhuǎn)子7與第二轉(zhuǎn)子8由一組400w共軸安裝的對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)9驅(qū)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)差速調(diào)節(jié)，提供額外的偏航力矩。
[0022]本實(shí)施例中起落架4為四個(gè)，起落架由碳管加工而成，起落架4沿涵道機(jī)匣3周向均布，嵌入在涵道機(jī)匣3外側(cè)壁下部的四個(gè)安裝節(jié)點(diǎn)處。
[0023]安裝步驟
[0024](I)首先，將第一轉(zhuǎn)子7和第二轉(zhuǎn)子8分別與對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)9輸出軸固定連接。
[0025](2)將對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)9通過螺栓固定在安裝架5上，四個(gè)導(dǎo)流舵6通過活頁與十字形安裝架5的四個(gè)臂連接。
[0026](3)將十字形安裝架5通過螺栓固定在涵道機(jī)匣3內(nèi)壁下端部，安裝架5中心與涵道機(jī)匣3中軸線同軸，保證第一轉(zhuǎn)子7與第二轉(zhuǎn)子8的葉片葉尖與涵道機(jī)匣3內(nèi)側(cè)壁面保持在0.5mm間隙。
[0027](4)將起落架4通過螺栓連接在涵道機(jī)匣3外側(cè)壁預(yù)制好的安裝點(diǎn)上。
[0028](5)載荷艙I與載荷艙支架2固定連接后，同時(shí)，載荷艙支架2固定安裝在涵道機(jī)匣3上，安裝時(shí)載荷艙I中心與涵道機(jī)匣3、對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)9、第一轉(zhuǎn)子7、第二轉(zhuǎn)子8安裝在同一軸線上，以保證導(dǎo)航元件準(zhǔn)確地測量出飛行器飛行狀態(tài)。
[0029]飛行方式
[0030]將垂直起降飛行器放置在平面上，開啟電源并激活飛控系統(tǒng)。逐漸提高對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片轉(zhuǎn)速直至其升力足夠克服重力。當(dāng)垂直起降飛行器向前運(yùn)動(dòng)時(shí)，兩個(gè)俯仰導(dǎo)流舵同時(shí)偏轉(zhuǎn)，形成俯仰力矩使得垂直起降飛行器前傾，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)出口氣流存在水平方向速度分量，形成前進(jìn)推力；垂直起降飛行器向后運(yùn)動(dòng)時(shí)，以及左、右方向運(yùn)動(dòng)控制方式相同。當(dāng)偏航方向需要調(diào)整時(shí)，首先可通過對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片的差速獲得偏航力矩。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器，其特征在于:包括載荷艙、載荷艙支架、涵道機(jī)匣、起落架、安裝架、導(dǎo)流舵、第一轉(zhuǎn)子、第二轉(zhuǎn)子、對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)，所述載荷艙位于涵道機(jī)匣的上方，載荷艙支架一端與載荷艙固連，載荷艙支架另一端與涵道機(jī)匣固連，載荷艙支架沿涵道機(jī)匣上端邊緣周向均布； 所述涵道機(jī)匣為空腔環(huán)形結(jié)構(gòu)，安裝架成十字形固定在涵道機(jī)匣內(nèi)壁下端部，四個(gè)導(dǎo)流舵分別與安裝架連接，對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)安裝在安裝架上部，第一轉(zhuǎn)子與第二轉(zhuǎn)子分別與對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)輸出軸固連，第一轉(zhuǎn)子和第二轉(zhuǎn)子的葉片葉尖與涵道機(jī)匣內(nèi)側(cè)壁面間隙為0.5mm,起落架沿涵道機(jī)匣周向均布，起落架嵌入在涵道機(jī)匣外側(cè)壁下部。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器，其特征在于:載荷艙、對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)、第一轉(zhuǎn)子、第二轉(zhuǎn)子與涵道機(jī)匣安裝在同一軸線上。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器，其特征在于:所述導(dǎo)流舵采用NACA0018翼型。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器，其特征在于:所述起落架為多個(gè)。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器，其特征在于:所述涵道機(jī)匣采用碳纖維材料。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼涵道式垂直起降飛行器，由載荷艙、涵道機(jī)匣、導(dǎo)流舵、對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)和兩對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子組成；載荷艙位于涵道機(jī)匣的上方，涵道機(jī)匣采用空腔環(huán)形結(jié)構(gòu)并將對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片包覆產(chǎn)生額外的前緣吸力，提高飛行器升力的同時(shí)降低了飛行器功率需求。安裝架固定在涵道機(jī)匣內(nèi)壁下端，導(dǎo)流舵與安裝架連接，對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)安裝在安裝架上部，兩對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子分別與對轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)電機(jī)輸出軸固連，起落架嵌入在涵道機(jī)匣外側(cè)壁下部。共軸對轉(zhuǎn)雙旋翼自身抵消了自旋力矩，有利于飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定控制。采用對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子降低了每級(jí)轉(zhuǎn)子葉片的氣動(dòng)載荷，有利于減少氣動(dòng)損失，同時(shí)對轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片降低旋流損失，大大提高了氣動(dòng)效率，增加續(xù)航時(shí)間。
【IPC分類】B64C27/10, B64C27/20, B64C27/14
【公開號(hào)】CN105620740
【申請?zhí)枴緾N201610132624
【發(fā)明人】劉漢儒, 王海童, 張晨曦, 楊皓琦, 王掩剛
【申請人】西北工業(yè)大學(xué)
【公開日】2016年6月1日
【申請日】2016年3月9日