一种无尾桨单旋翼直升机的制作方法

1.本发明涉及直升机和无人机技术领域，尤其涉及一种无尾桨单旋翼直升机。


背景技术：

2.直升机是一类通过旋翼旋转飞行的飞行器。据西方学者考证，中国玩具竹蜻蜓是现代直升机的原型，诞生于公元前400年的战国时期。此后，竹蜻蜓被西方传教士带到欧洲，激发了文艺复兴时期达
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芬奇的设计灵感，创造了现代直升机原型。1940年，俄罗斯人西科斯基在美国试飞了第一架实用的载人直升机vs
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300，奠定了现代直升机的经典结构。vs
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300主要由主升力旋翼、尾旋翼、机械铰接机构和机体组成。
3.现有直升机由主生力旋翼、尾桨、机体和机械铰接结构组成，体积难以缩小；为了缩小直升机的尺寸，适应狭窄空间使用要求，人们发展了共轴直升机；共轴直升机采用上、下旋翼替代原有直升机的主生力旋翼，上、下旋翼之间存在强烈的气动干扰，气动效率低。
4.此外，直升机一般仅可以从静止的开阔平台或相对静止的开阔舰船平台上释放部署，无法在城区密集建筑物狭窄巷道部署，难以穿越雨林森林等茂密的树冠，无法从高速运动的地面车辆和空中飞行器释放；为了扩展原有直升机的部署释放平台和工作领域，使得无人直升机能够满足从上述复杂应用环境，需要提高无人直升机脱离上述载带平台的初始速度，适应平台火药燃气产生的高过载发射要求。
5.在传统直升机结构中，旋翼铰链机构是直升机的重要组成部分，起到传递动力调节姿态的作用；旋翼铰链机构通过间隙配合连接在一起，其连接工艺决定了铰接机构无法承受强烈的冲击变形，无法适应与平台分离火药燃气发射产生的剧烈冲击。
6.为了解决技术背景中存在的问题，本发明提出一种无尾桨单旋翼直升机来解决上述无尾桨单旋翼直升机高速运动平台和复杂环境条件的应用部署问题。


技术实现要素：

7.本发明的目的是为了解决现有技术中存在：
8.1)现有直升机由主生力旋翼、尾桨、机体和旋翼铰接结构组成，体积难以缩小；为了缩小直升机的尺寸，适应狭窄空间使用要求，人们发展了共轴直升机；共轴直升机采用上、下旋翼替代原有直升机的主生力旋翼，上、下旋翼之间存在强烈的气动干扰，气动效率低。
9.2)此外，直升机一般从静止开阔平台或相对静止的舰船上部署释放，无法在城区密集建筑物狭窄巷道部署，难以穿越雨林森林等茂密的树冠，无法从高速运动的地面车辆和空中飞行器释放；为了扩展原有直升机的部署释放平台和工作领域，使得直升机能够穿越热带雨林茂密树冠，适应城区狭窄巷道发射部署，满足适应高速运动车辆和空中飞行器密集集群部署释放，需要提高直升机脱离上述载带平台的初始速度，适应平台火药燃气和发射要求。
10.3)在传统直升机结构中，旋翼铰接机构是直升机的重要组成部分，起到传递动力
调节姿态的作用；旋翼铰链机构通过间隙配合连接在一起，其连接工艺决定了铰接机构无法承受直升机从高速机动平台分离火药燃气发射冲击的问题，而提出的一种无尾桨单旋翼直升机。
11.为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
12.一种无尾桨单旋翼直升机，包括：
13.机体，所述机体的内部开设有电气舱，所述机体上通过螺钉安装有固定装置，所述固定装置起到稳定固定的作用；
14.升力装置，所述升力装置设置在所述机体上，所述升力装置用于对整个装置进行升降操作，并且所述升力装置还用于平衡旋转扭矩；
15.上姿态控制机构，所述上姿态控制机构安装在所述机体的底部，所述上姿态控制机构用于控制所述机体产生倾斜角度的力矩；
16.下姿态控制机构，所述下姿态控制机构安装在所述上姿态控制机构的底部，所述下姿态控制机构用于进一步控制所述机体产生倾斜角度的力矩。
17.优选地，所述固定装置包括下电机座、电机连接柱和上电机座；所述下电机座的顶部与所述电机连接柱通过螺钉相连接，所述电机连接柱的顶部与所述上电机座通过螺钉相连接，所述下电机座的底部与所述机体通过螺钉相连接。
18.优选地，所述升力装置包括桨毂、折叠旋翼和航向风轮；所述桨毂的外侧壁与所述折叠旋翼的端部转动连接，所述航向风轮正对所述桨毂的顶部设置。
19.优选地，所述上姿态控制机构包括上姿态控制座、上姿态驱动电机和上姿态风轮；所述上姿态控制座的顶部与所述机体的底部固定连接，所述上姿态控制座的侧壁与所述上姿态驱动电机的端部固定连接，所述上姿态驱动电机的输出轴与所述上姿态风轮的侧壁固定连接。
20.优选地，所述下姿态控制机构包括下姿态控制座、下姿态驱动电机和下姿态风轮；所述下姿态控制座的顶部与所述上姿态控制机构的底部固定连接，所述下姿态控制座的侧壁与所述下姿态驱动电机的端部固定连接，所述下姿态驱动电机的输出轴与所述下姿态风轮的侧壁固定连接。
21.优选地，所述下姿态控制机构的底部固定连接有载荷舱，所述载荷舱的底部固定连接有整流罩，所述固定装置的内侧壁安装有下电机，所述下电机的输出轴固定连接有下电机转轴，所述固定装置的顶部安装有上电机，所述上电机的输出轴固定连接有上电机转轴。
22.优选地，所述下姿态控制座的底部与所述载荷舱的顶部固定连接，所述下姿态控制座的顶部与所述上姿态控制座的底部固定连接。
23.优选地，所述下电机转轴的外侧壁与所述航向风轮的内侧壁固定连接，所述上电机转轴的外侧壁与所述桨毂的内侧壁固定连接，所述下电机转轴贯穿所述上电机座的底部，所述下电机转轴贯穿所述上电机的底部，所述下电机转轴贯穿所述上电机转轴的底部并延伸至所述航向风轮的内侧壁。
24.优选地，所述上电机的底部与所述上电机座的顶部固定连接，所述下电机的底部与所述下电机座的顶部固定连接。
25.相比现有技术，本发明的有益效果为：本发明在使用时，通过航向风轮平衡升力折
叠旋翼扭矩，机体结构紧凑；通过上姿态驱动电机和下姿态驱动电机控制上姿态风轮和下姿态风轮，进而调整机体姿态，能够实现机体动力学的解耦控制，增加了机体的气动效率，防止旋翼之间的气动干扰，影响该机体的运行效率；此外，折叠旋翼与机体通过电机及电机座直接与机体连接，优化了传统直升机铰接机构，提高了机体结构连接强度和折叠展开可靠性，增强了机体抗轴向过载冲击能力，拓展了无人直升机在狭窄空间、高速地面、空中机动平台集群部署以及城区狭窄巷道发射部署应用。
附图说明
26.图1为本发明提出的一种无尾桨单旋翼直升机的正面第一视角立体结构示意图；
27.图2为本发明提出的一种无尾桨单旋翼直升机的正面第二视角立体结构示意图；
28.图3为本发明提出的一种无尾桨单旋翼直升机的正面俯视立体结构示意图；
29.图4为本发明提出的一种无尾桨单旋翼直升机的正面剖视立体结构示意图；
30.图5为本发明提出的一种无尾桨单旋翼直升机的正面第三视角立体结构示意图；
31.图6为本发明提出的一种无尾桨单旋翼直升机的图4中a处放大结构示意图。
32.图中：1、机体；2、电气舱；3、固定装置；31、下电机座；32、电机连接柱；33、上电机座；4、上电机；5、升力装置；51、桨毂；52、折叠旋翼；53、航向风轮；6、上姿态控制机构；61、上姿态控制座；62、上姿态驱动电机；63、上姿态风轮；7、下姿态控制机构；71、下姿态控制座；72、下姿态驱动电机；73、下姿态风轮；8、载荷舱；9、整流罩；10、下电机；11、下电机转轴；12、上电机转轴。
具体实施方式
33.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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
34.参照图1
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6，一种无尾桨单旋翼直升机，包括：
35.机体1，机体1的最大外径尺寸为1
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300mm，机体1的长度不大于机体1外径的52倍，机体1的内部开设有电气舱2，机体1上通过螺钉安装有固定装置3，固定装置3可安装在机体1的顶部，也可安装在机体1的底部，还可安装在机体1的中部，固定装置3起到稳定固定的作用；
36.电气舱2除了提供机体1飞行的动力供给外，还可以接收外部的装定信息包括但不限于无线电力能量、时间、相对和绝对位置、速度、过载、姿态、角速率以及惯导对准信息和授时信息，还可以批量接收外界同步和异步指令；
37.升力装置5，升力装置5设置在机体1上，升力装置5可安装在机体1的顶部，可安装在机体1的底部，还可安装在机体1的底部，升力装置5用于对整个装置进行升降操作，并且升力装置5还用于平衡旋转扭矩；
38.上姿态控制机构6，上姿态控制机构6安装在机体1的底部，上姿态控制机构6用于控制机体1产生倾斜角度的力矩；
39.下姿态控制机构7，下姿态控制机构7安装在上姿态控制机构6的底部，下姿态控制机构7用于进一步控制机体1产生倾斜角度的力矩；
40.通过上述结构的设置，能够平衡升力折叠旋翼扭矩，并且机体1结构紧凑，提高了
结构连接可靠性。
41.其中，固定装置3包括下电机座31、电机连接柱32和上电机座33；下电机座31的顶部与电机连接柱32通过螺钉相连接，电机连接柱32的顶部与上电机座33通过螺钉相连接，下电机座31的底部与机体1通过螺钉相连接，上电机座31可通过螺钉与机体1相连接。
42.其中，升力装置5包括桨毂51、折叠旋翼52和航向风轮53；桨毂51的外侧壁与折叠旋翼52的端部转动连接，航向风轮53正对桨毂51的顶部设置，折叠旋翼52可以安装为顺时针转动，也可以安装为逆时针转动，航向风轮53可同时顺时针或逆时针转动，折叠旋翼52与航向风轮53的安装位次可以调换，航向风轮53用于平衡折叠旋翼52的旋转扭矩，调节机体1的航向。
43.其中，上姿态控制机构6包括上姿态控制座61、上姿态驱动电机62和上姿态风轮63；上姿态控制座61的顶部与机体1的底部固定连接，上姿态控制座61的侧壁与上姿态驱动电机62的端部固定连接，上姿态驱动电机62的输出轴与上姿态风轮63的侧壁固定连接；
44.通过上述结构的设置，上姿态驱动电机62驱动上姿态风轮63产生姿态控制力矩作用于机体1，机体1产生倾斜角度以通过重力力矩平衡上姿态风轮63的控制力矩。
45.其中，下姿态控制机构7包括下姿态控制座71、下姿态驱动电机72和下姿态风轮73；下姿态控制座71的顶部与上姿态控制机构6的底部固定连接，下姿态控制座71的侧壁与下姿态驱动电机72的端部固定连接，下姿态驱动电机72的输出轴与下姿态风轮73的侧壁固定连接；
46.通过上述结构的设置，下姿态驱动电机72驱动下姿态风轮73产生姿态控制力矩作用于机体1，机体1产生倾斜角度以通过重力力矩平衡下姿态风轮73的控制力矩。
47.其中，下姿态控制机构7的底部固定连接有载荷舱8，载荷舱8的底部固定连接有整流罩9，固定装置3的内侧壁安装有下电机10，下电机10的输出轴固定连接有下电机转轴11，固定装置3的顶部安装有上电机4，上电机4的输出轴固定连接有上电机转轴12；
48.载荷舱8包括的载荷形式包括光电、毫米波、激光成像设备、气味传感器、化学传感器、生命探测器以及核物理探测器等。
49.其中，下姿态控制座71的底部与载荷舱8的顶部固定连接，下姿态控制座71的顶部与上姿态控制座61的底部固定连接。
50.其中，下电机转轴11的外侧壁与航向风轮53的内侧壁固定连接，上电机转轴12的外侧壁与桨毂51的内侧壁固定连接，下电机转轴11贯穿上电机座33的底部，下电机转轴11贯穿上电机4的底部，下电机转轴11贯穿上电机转轴12的底部并延伸至航向风轮53的内侧壁。
51.其中，上电机4的底部与上电机座33的顶部固定连接，下电机10的底部与下电机座31的顶部固定连接。
52.本发明中，实施例1，当初始速度较小对该装置的正常启动不造成影响时，上电机4启动，通过上电机转轴12带动桨毂51和折叠旋翼52旋转，折叠旋翼52展开产生升力后，下电机10启动，通过下电机转轴11带动航向风轮53产生航向扭矩平衡折叠旋翼52产生的扭矩。
53.上电机4转速增加，下电机10转速增加，航向风轮53平衡折叠旋翼52扭矩，折叠旋翼52产生的升力超过机体1重力，机体1上升；
54.在飞行时，机体1产生一定的倾斜角度时，上姿态驱动电机62驱动上姿态风轮63产
生姿态控制力矩作用于机体1，进而使机体1产生倾斜角度以通过重力力矩平衡上姿态风轮63的控制力矩；
55.与此同时，下姿态驱动电机72驱动下姿态风轮73产生姿态控制力矩作用于机体1，机体1产生倾斜角度以通过重力力矩进一步平衡下姿态风轮73的控制力矩；
56.在需要停机时，上电机4转速降低，通过上电机转轴12带动桨毂51和折叠旋翼52旋转，折叠旋翼52折叠产生的升力减少，进而使得机体1能够平稳降落到地面上。
57.实施例2，当初始速度较大对该装置的正常启动造成影响时，上电机4启动，通过上电机转轴12带动桨毂51和折叠旋翼52旋转，折叠旋翼52展开产生升力后，下电机10启动，通过下电机转轴11带动航向风轮53产生航向扭矩平衡折叠旋翼52产生的扭矩。
58.与此同时，启动上姿态驱动电机62，使得上姿态风轮63产生姿态控制力矩作用于机体1，进而使机体1产生倾斜角度以通过重力力矩平衡上姿态风轮63的控制力矩；
59.还启动下姿态驱动电机72，使得下姿态风轮73产生姿态控制力矩作用于机体1，机体1产生倾斜角度以通过重力力矩进一步平衡下姿态风轮73的控制力矩；使得该装置能够对抗初始速度较高产生的阻力，然后对上电机4转速增加，下电机10转速增加，航向风轮53平衡折叠旋翼52扭矩，折叠旋翼52产生的升力超过机体1重力，机体1上升；
60.在需要停机时，上电机4转速降低，通过上电机转轴12带动桨毂51和折叠旋翼52旋转，折叠旋翼52折叠产生的升力减少，进而使得机体1能够平稳降落到地面上。
61.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备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。
62.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
63.以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。