一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器的制作方法

本发明涉及涵道螺旋桨飞行器技术领域，具体涉及一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器。

背景技术：

相对于固定翼飞行器，旋翼飞行器具有垂直起降、定点悬停以及良好的低速机动功能，可以在狭小的空间中执行任务。采用涵道螺旋桨结构的旋翼飞行器因其结构紧凑、气动噪声低、红外特性小、使用方便安全等优点，被广泛运用于侦察、探测和监控等领域。

传统小型涵道螺旋桨飞行器普遍采用一组电/油动动力装置驱动一个螺旋桨产生动力；在螺旋桨的下洗气流中布置若干固定舵面产生反扭力矩，并利用可偏转控制舵面产生姿态控制力矩，以控制飞行器的姿态与位置。

因此，传统小型涵道螺旋桨飞行器的反扭力矩主要依靠固定舵面来产生，这一结构会增加飞行器的尺寸与重量并造成气动损耗，且不利于此类无人飞行器的小型化设计。

因此，需要提供一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器，相对于传统的涵道螺旋桨飞行器布局，可降低飞行器的质量、减少气动损耗。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器，采用共轴动力系统且结构紧凑，减少气动损耗，有利于无人飞行器的小型化设计。

为解决上述技术问题，本发明采用下述技术方案：

一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器，包括任务舱、第一电机、第一螺旋桨、涵道、第二电机、第二螺旋桨、舵机和舵面风箱，所述涵道的上边缘设有任务舱固定架，所述任务舱通过任务舱固定架固定设置在涵道的正上方，所述任务舱的下部固定设置第一电机，所述第一电机的输出端连接第一螺旋桨；所述涵道的下边缘设有舵机固定架，所述舵机通过舵机固定架固定设置在涵道的下边缘的下方，所述涵道的下边缘设有风箱固定架，所述风箱固定架的中心位于涵道的正下方，所述舵面风箱的一端与舵机连接，所述舵面风箱的另一端与风箱固定架的中心连接；所述风箱固定架的中心上部固定设置第二电机，所述第二电机的输出端连接第二螺旋桨。

优选地，所述第一螺旋桨旋转轴与第二螺旋桨的旋转轴对应共轴。通过两部电机各自带动一副螺旋桨，两部电机对转即两个共轴的螺旋桨对转，抵消各自的反扭力矩，同时通过两个螺旋桨之间的差速控制飞行器偏航的姿态和姿态率。

优选地，所述舵机和舵面风箱的数量均为四组，所述舵机和舵面风箱均布在涵道的周向。通过四组舵面风箱的舵面偏转角度控制飞行器俯仰、翻滚、偏航姿态率和姿态。

优选地，所述涵道的顶部向外弯曲呈翼型。翼型涵道是为了在涵道顶部形成负压区域，使得涵道也能产生升力，提高整体的气动效率。

优选地，所述任务舱内设置飞行控制装置、电子调速器和电池。飞行控制装置主要有陀螺仪、加速度计、磁通计、气压高度计、GPS模块、控制电路等组成，主要的功能就是自动保持飞行器的正常飞行姿态。电子调速器是飞行器的主要部件之一，工作原理是连接电池与接收机和电机，主要有两个作用，一是将电池降压到5V，适合飞行控制装置和舵机的工作电压；二是从飞行控制装置获得油门信号，控制电机的转速，从而改变飞行器的姿态、速度、位置。电池为飞行器控制、遥测、执行分系统供电。

本发明的有益效果如下：

本发明的一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器由于采用了以上技术方案，具有结构紧凑、尺寸小、推力大、气动损耗小、控制效率高的优点。相对于传统的涵道螺旋桨飞行器布局，本发明可降低飞行器的质量、减少气动损耗。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明的一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器的俯视方向结构示意图。

图2示出本发明的一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器的仰视方向结构示意图。

图中各标记如下：1任务舱，2第一电机，3第一螺旋桨，4涵道，41任务舱固定架，5舵面风箱，51风箱固定架，6舵机，61舵机固定架，7第二电机，8第二螺旋桨。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

如图1-图2所示，一种电动共轴涵道螺旋桨飞行器，包括任务舱1、第一电机2、第一螺旋桨3、涵道4、第二电机7、第二螺旋桨8、舵机6和舵面风箱5，所述涵道4的上边缘设有任务舱固定架41，所述任务舱1通过任务舱固定架41固定设置在涵道4的正上方，所述任务舱1的下部固定设置第一电机2，所述第一电机2的输出端连接第一螺旋桨3；所述涵道4的下边缘设有舵机固定架61，所述舵机6通过舵机固定架61固定设置在涵道4的下边缘的下方，所述涵道4的下边缘设有风箱固定架51，所述风箱固定架51的中心位于涵道4的正下方，所述舵面风箱5的一端与舵机6连接，所述舵面风箱5的另一端与风箱固定架51的中心连接；所述风箱固定架51的中心上部固定设置第二电机7，所述第二电机7的输出端连接第二螺旋桨8。

所述第一螺旋桨3旋转轴与第二螺旋桨8的旋转轴对应共轴。通过第一电机2和第二电机7分别带动第一螺旋桨3和第二螺旋桨8，第一电机2和第二电机7对转即两个共轴的第一螺旋桨3和第二螺旋桨8对转，抵消各自的反扭力矩，同时通过第一螺旋桨3和第二螺旋桨8之间的差速控制飞行器偏航的姿态和姿态率。

所述舵机6和舵面风箱5的数量均为四组，四组舵机6和舵面风箱5均布在涵道4的周向。舵面风箱5的上边缘与涵道4的下边缘尽量靠近一些，使得飞行器高度减小、整体结构变得紧凑。

所述涵道4的顶部向外弯曲呈翼型。翼型涵道是为了在涵道顶部形成负压区域，使得涵道也能产生升力，提高整体的气动效率。

所述任务舱1内设置飞行控制装置、电子调速器和电池。飞行控制装置主要有陀螺仪、加速计、地磁感应、气压传感器、GPS模块、控制电路等组成，主要的功能就是自动保持飞行器的正常飞行姿态。电子调速器是飞行器的主要部件之一，工作原理是连接电池与接收机和电机，主要有两个作用，一是将电池降压到5V，适合飞行控制装置和舵机的工作电压；二是从飞行控制装置获得油门信号，控制电机的转速，从而改变飞行器的姿态、速度、位置。电池为飞行器控制、遥测、执行分系统供电。

通过调整可偏转舵面风箱5的角度，可以控制飞行器的俯仰和滚转的姿态和姿态率。通过第一螺旋桨3和第二螺旋桨8之间的差速控制飞行器偏航的姿态和姿态率。实际舵面风箱5的舵面尺寸需要依据实际气动力矩需求选择。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。