一种动力系统以及具有该动力系统的飞行装置的制作方法

1.本发明涉及动力系统领域，具体是指一种动力系统以及具有该动力系统的飞行装置。


背景技术：

2.动力模块通常由动力系统、电源系统和控制系统构成，其中电源系统和控制系统多集中设于无人机的机身内，为多个分散设置的动力系统提供电力、进行相应控制，且各动力系统与机身固定连接，，当动力系统、电源系统或控制系统出现故障时，就需要对整个无人机的机身进行较大的拆卸或改动才能进行维护，使得维护成本高、维护周期长。


技术实现要素：

3.基于以上问题，本发明提供了一种动力系统以及具有该动力系统的飞行装置，解决了动力系统、电源系统和控制系统独立安装于机身不同位置且需要维修时，需要对机身进行较大拆卸或改动的问题，从而使得维护成本高、维护周期长。
4.为解决以上技术问题，本发明采用的技术方案如下：一种动力系统，包括巡航动力系统、垂直起降动力系统、动力设备舱、尾翼系统和第一连接件，所述垂直起降动力系统为多个，所述垂直起降动力系统的一端与动力设备舱可拆卸连接，所述垂直起降动力系统的另一端与巡航动力系统或尾翼系统通过第一连接件可拆卸连接。
5.进一步，多个所述垂直起降动力系统对称分布在所述动力设备舱的两端。
6.进一步，所述巡航动力系统包括前拉螺旋桨、前拉电机和前拉撑杆，所述前拉螺旋桨与前拉电机连接，所述前拉电机固定在前拉撑杆的一端，所述前拉撑杆的另一端通过所述第一连接件与垂直起降动力系统的一端可拆卸连接。
7.进一步，所述动力设备舱包括设备舱体、动力电池、垂直起降电机调速器、前拉电机调速器、动力模块电源板、动力模块控制板、第二连接件和动力设备舱撑杆，所述动力设备舱撑杆的两端分别与垂直起降动力系统可拆卸连接。
8.进一步，所述尾翼系统包括尾翼撑杆、垂直尾翼和水平尾翼，所述尾翼撑杆的一端通过所述第一连接件与垂直起降动力系统可拆卸连接，所述尾翼撑杆的另一端与垂直尾翼和水平尾翼连接。
9.进一步，所述垂直尾翼固定连接在尾翼撑杆另一端的竖直面上，所述水平尾翼铰接在尾翼撑杆另一端的水平面上。
10.进一步，所述垂直起降动力系统包括垂直起降撑杆和偶数个垂直起降模块，所述偶数个垂直起降模块对称分布在垂直起降撑杆上，垂直起降撑杆的一端与动力设备舱连接，所述垂直起降撑杆的另一端与巡航动力系统或尾翼系统连接。
11.进一步，所述垂直起降模块包括垂直起降螺旋桨、垂直起降电机和电机基座，所述垂直起降螺旋桨与垂直起降电机连接，所述垂直起降电机通过电机基座固定连接在垂直起
降撑杆上。
12.进一步，所述第一连接件包括螺旋杆、锁紧环、套合杆、锁紧条、弹簧、铆钉、螺钉和锁紧条安装块。
13.一种飞行装置，包括但不限于无人机，采用了上述一种动力系统。
14.与现有技术相比，本发明的有益效果是：1、各系统采用模块化设计，可实现系统的快速组装和拆解，当其中一个模块出现故障时，可快速进行相应故障模块的更换，缩短了维护周期，同时也降低了维护费用；2、每个动力系统均设有动力电池，相比现有技术中整机集中供电的方式，较长线路造成的功耗，动力电池的分布式设计有利于功耗的降低，同时也有利于更加准确地获得电机的电流、电压，进而提高各动力系统的控制精度；3、巡航动力系统和垂直起降动力系统，可同时实现巡航飞行和垂直起飞降落，并进行独立控制；4、垂直尾翼和水平尾翼，提高了无人机的航向和纵向稳定性，并可实现无人机的俯仰操纵 。
附图说明
15.图1为本实施例的结构示意图；图2为本实施例巡航动力系统的结构示意图；图3为本实施例垂直起降动力系统的结构示意图；图4为本实施例尾翼系统的结构示意图；图5为本实施例动力设备舱的结构示意图；图6为本实施例第一连接件的爆炸图；图7为本实施例锁紧条结构的示意图；图8为本实施例螺旋结构的示意图；图9为本实施例套合杆的连接示意图；图10为本实施例套合结构的示意图；图11为本实施例螺旋结构和套合结构的连接示意图。
16.其中，巡航动力系统1、垂直起降动力系统2、动力设备舱3、尾翼系统4、前拉螺旋桨5、前拉电机6、前拉撑杆7、第一连接件8、垂直起降螺旋桨9、垂直起降电机10、电机基座11、垂直起降撑杆12、尾翼撑杆13、垂直尾翼14、水平尾翼15、设备舱体16、动力电池17、垂直起降电机调速器18、前拉电机调速器19、动力模块电源板20、动力模块控制板21、第二连接件22、动力设备舱撑杆23、螺旋杆24、锁紧环25、套合杆26、锁紧条27、弹簧28、铆钉29、螺钉30、锁紧条安装块31。
具体实施方式
17.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
18.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
19.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。
20.在本发明的描述中，需要说明的是，术语
“ꢀ
内”、
“ꢀ
外”、
“ꢀ
上”、
“ꢀ
下”、
“ꢀ
水平”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。
21.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”、
“ꢀ
相连”、
“ꢀ
安装”、
“ꢀ
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。
22.下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例中的特征可以相互组合。
23.本技术一个实施例所提供的一种动力系统如图1所示，并结合图2，包括巡航动力系统1、垂直起降动力系统2、动力设备舱3、尾翼系统4和第一连接件8，垂直起降动力系统2为多个，垂直起降动力系统2的一端与动力设备舱3可拆卸连接，垂直起降动力系统2的另一端与巡航动力系统1或尾翼系统4通过第一连接件8可拆卸连接，本实施例中，各个系统均采用模块化设计，并通过第一连接件8可拆卸的连接起来，当其中某个模块出现故障时，可快速拆下相应故障模块进行更换，缩短了维护周期，同时也降低了维护费用。
24.需要说明的是，本技术所述飞行装置，包括但不限于无人机。
25.本技术一个实施例所提供的一种动力系统如图2所示，在上述实施例的基础上，巡航动力系统1包括前拉螺旋桨5、前拉电机6和前拉撑杆7，具体地，前拉螺旋桨5提供巡航飞行阶段无人机前进的动力，同时，前拉螺旋桨5与前拉电机6连接，前拉电机6固定在前拉撑杆7的一端，结合图1，前拉撑杆7的另一端通过第一连接件8与垂直起降动力系统2的一端可拆卸连接。
26.本技术一个实施例所提供的一种动力系统如图3所示，在上述各实施例的基础上，垂直起降动力系统2包括垂直起降撑杆12和偶数个垂直起降模块，具体地，偶数个垂直起降模块对称分布在垂直起降撑杆12上。
27.本实施例中，垂直起降模块包括垂直起降螺旋桨9、垂直起降电机10和电机基座11，垂直起降螺旋桨9与垂直起降电机10连接，垂直起降电机10通过电机基座11固定连接在垂直起降撑杆12上，结合图1，垂直起降撑杆12的一端与动力设备舱3连接，垂直起降撑杆12的另一端与巡航动力系统1或尾翼系统4通过第一连接件可拆卸连接。
28.本实施例中，垂直起降螺旋桨9和垂直起降电机10提供垂直起降、前飞、后飞以及
悬停的动力，垂直起降撑杆12对垂直起降螺旋桨9和垂直起降电机10起支撑作用。
29.本实施例中，垂直起降动力系统2可为2个，结合图1，其中一个垂直起降动力系统2用于连接巡航动力系统1和动力设备舱3，另外一个垂直起降动力系统2用于连接动力设备舱3和尾翼系统4。
30.需要说明的是，垂直起降动力系统2可为偶数个，优选为2个或4个，以便对称地分布在动力设备舱的两端，使飞行装置更易处于平衡状态，便于飞行控制。
31.本技术一个实施例所提供的一种动力系统如图4所示，在上述各实施例的基础上，尾翼系统4包括尾翼撑杆13、垂直尾翼14和水平尾翼15，具体地，结合图1，尾翼撑杆13的一端通过第一连接件8与垂直起降动力系统2可拆卸连接，尾翼撑杆13的另一端与垂直尾翼14和水平尾翼15连接。
32.本实施例中，垂直尾翼14固定连接在尾翼撑杆13另一端的竖直面上，垂直尾翼14的作用是提高无人机的航向稳定性，水平尾翼15铰接在尾翼撑杆13另一端的水平面上，水平尾翼15能够上下偏转，作用是提高无人机的纵向稳定性，并提供无人机俯仰运动所需的偏转力矩。
33.本技术一个实施例所提供的一种动力系统如图5所示，在上述各实施例的基础上，动力设备舱3包括设备舱体16、动力电池17、垂直起降电机调速器18、前拉电机调速器19、动力模块电源板20、动力模块控制板21、第二连接件22和动力设备舱撑杆23，其中，结合图1、图2、图3：设备舱体16为动力设备舱3内的所有设备提供支撑；动力电池17为无人机所有用电设备提供电源输出，独立供电，不用依赖外部供电系统；垂直起降电机调速器18控制垂直起降电机10转速；前拉电机调速器19控制前拉电机6转速；动力模块电源板20对动力设备舱3中用电设备及外部用电设备进行电源管理，并监控动力设备舱3中电机的电流和电压；动力模块控制板21接受来自主飞控模块的指令，对动力设备舱3中的各个电机和各个电机调速器进行控制，并监控动力电池17的电流和电压；通过第二连接件22可与无人机机翼下表面连接，可实现整个系统与机翼的拆卸和安装，本实施例中，第二连接件22采用卡扣的形式进行连接；动力设备舱撑杆23的两端分别与垂直起降动力系统2连接，将整个系统连成整体。
34.本技术一个实施例所提供的一种动力系统如图6所示，在上述各实施例的基础上，第一连接件8包括螺旋杆24、锁紧环25、套合杆26、锁紧条27、弹簧28、铆钉29、螺钉30和锁紧条安装块31，第一连接件8分为了螺旋结构和套合结构，其中：螺旋结构的组合方式为，将螺旋杆24套入垂直起降撑杆12之中，并用铆钉29将其固定，如图7所示，再将弹簧28与锁紧条27安装到锁紧条安装块31之中，最后结合图8和图6所示，继先前操作将螺旋杆24塞进垂直起降杆12内腔后，用装好的锁紧条27结构配合螺钉30使之固定；套合结构的组合方式为，如图9所示，结合图4和图6，将套合杆26装入到前拉撑杆7或尾翼撑杆13之中，安装到位后使用铆钉29将套合杆26与前拉撑杆7或尾翼撑杆13固定，最
后如图10所示，将锁紧环25套在套合杆26的另一端。
35.如图11所示，螺旋结构与套合结构可以进行快速组装，结合图8和图6，将套合结构的套合杆26尾部直接插入到螺旋杆24的内腔，再使用锁紧环25沿螺旋杆24的螺纹方向进行紧固，紧固到位后，将锁紧条27松开，使锁紧条27卡入锁紧环25相应的槽中，这样,即可将两部分进行组装；拆卸时，沿着锁紧条安装块31上的槽拨动锁紧条27露出的凸起部分，如此操作后锁紧条27另一端可脱离锁紧环25的卡槽，再将锁紧环25沿螺旋杆24的螺纹反向旋转出来，最后将套合杆26从螺旋杆24内腔取出即可完成拆卸。第一连接件8可实现系统的快速组装和拆解，当其中一个模块出现故障时，可快速进行相应故障模块的更换，缩短了维护周期，同时也降低了维护费用。
36.如上即为本发明的实施例。上述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述发明人的发明验证过程，并非用以限制本发明的专利保护范围，本发明的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本发明的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本发明的保护范围内。