变桨距四旋翼飞行器及其动力传动系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型属于航空技术领域，尤其涉及一种变桨距四旋翼飞行器及其动力传动系统。
【背景技术】
[0002]四旋翼飞行器凭借其机械结构简单、飞行稳定、操作容易以及无起降场地限制等特点，近年来得到迅速发展。目前主流的四旋翼飞行器大多采用了每轴独立驱动的动力方式，由多个电机分别驱动旋翼旋转提供升力，并通过改变旋翼转速实现飞行控制。这种结构适用于小型四旋翼飞行器，受到旋翼机构转动惯量的制约，每轴独立驱动的结构不利于实现更大轴距的四旋翼飞行器，制约了有大任务载荷、长续航需求的四旋翼飞行器应用。变桨距四旋翼飞行器采用改变旋翼螺距的方式替代改变旋翼转速方式实现飞行控制，不仅不受到旋翼机构转动惯量大小的制约，与转速控制相比，变桨距控制还具有更快的控制响应速度。利用变桨距可实现更大轴距的四旋翼飞行器，提升飞行器控制性能，通过采用单引擎油动发动机作为动力输出，可以大幅提升四旋翼飞行器的有效任务载荷与续航能力。
【发明内容】
[0003]本实用新型的目的是克服现有四旋翼飞行器技术上的不足，提出一种采用单引擎混合传动方式的可变桨距的四旋翼飞行器，具有飞行稳定、控制响应快、有效任务载荷大、续航时间长等优势。
[0004]本实用新型的技术方案是:一种变桨距四旋翼飞行器动力传动系统，其中引擎通过动力输入轴齿轮驱动四个相互啮合的输出齿轮，每个输出齿轮同轴固定有一同步带轮，所述同步带轮与所述输出齿轮同步转动，每个所述同步带轮通过一同步带驱动旋翼系统的同步带轮，将动力传输到各旋翼总成。
[0005]本实用新型同时提供四旋翼飞行器的技术方案，包括:机架、可变桨距旋翼系统、如上所述的动力传动系统以及飞行控制系统。
[0006]本实用新型的技术效果是:通过单引擎驱动多轴旋翼，使用变桨距方式进行飞行姿态控制，具有续航时间长、有效任务载荷大、控制响应快的优点。混合传动系统，结合了齿轮和同步带，在保证可靠性的前提下，改善了飞行器负载性能。使用同步带传动使机臂可以设计为折叠机臂，减小飞行器体积，方便携带、运输。
【附图说明】
[0007]图1是本实用新型一种混合传动方式的油动变桨距四旋翼飞行器实施例1总体结构示意图；
[0008]图2是本实用新型一种混合传动方式的油动变桨距四旋翼飞行器实施例1传动部件的结构示意图；
[0009]图3是本实用新型一种混合传动方式的油动变桨距四旋翼飞行器实施例1的可变桨距旋翼系统结构示意图；
[0010]图4为本实用新型一种混合传动方式的油动变桨距四旋翼飞行器实施例2的机臂折叠锁死装置立体图；
[0011]图5为本实用新型一种混合传动方式的油动变桨距四旋翼飞行器实施例2的机臂折叠锁死装置侧视图。
【具体实施方式】
[0012]下面结合附图1-3说明本实用新型实施例1的【具体实施方式】。
[0013]如图1所示为本实用新型一种混合传动方式的油动变桨距四旋翼飞行器总体结构图，主要由机架、可变桨距旋翼系统、动力传动系统以及飞行控制系统组成。
[0014]如图2、3所示，动力传动系统包括:引擎1，动力输入轴齿轮2，四个相互啮合的输出齿轮3以及与其固定在同一传动轴4上的同步带轮5，同步带轮5与同步带6啮合将动力传输到可变桨距旋翼系统的同步带轮7，该同步带轮7带动旋翼总成旋转。
[0015]本系统中总共有四组旋翼，其中相对的旋翼转向相同，而相邻的旋翼转向相反，其不同旋向通过输出齿轮3之间的啮合实现。其目的是为了相互作用消除其自身旋转产生的反扭矩力，避免飞行器自旋无法定向飞行。
[0016]如图3所示，其中，可变桨距旋翼机械系统包括:同步带轮7，旋翼转动输入阶梯轴8，旋翼夹座9，推动盘10和连杆11。由伺服舵机驱动摇臂带动推动盘改变旋翼的桨距。其中，同步带轮7旋转带动旋翼总成，在同步带轮7驱动旋翼总成旋转的同时，舵机通过驱动摇臂带动推动盘10进行垂直方向上的上下位移。旋翼夹座9连接在阶梯轴8顶端，旋翼夹座9向外延伸两个凸耳12，而布置在其下部的推动盘10外伸两个吊耳，凸耳12与吊耳通过连杆(11)进行铰接。舵机通过控制推动盘的上下位移，从而间接实现对旋翼桨距大小的控制，最终达到了对旋翼升力大小及扭矩大小进行控制的目的。
[0017]引擎1为内燃机，舵机驱动连杆控制油门大小改变旋翼的转速。
[0018]下面结合附图4-5说明本实用新型混合传动方式的油动变桨距四旋翼飞行器的实施例2。实施例2与实施例1的区别仅在于主机架与机臂之间采用了折叠自锁装置连接，其它结构均相同。
[0019]本实施例2的折叠自锁装置设置于飞行器中心主机架与外伸机臂的连接处，包括第一组件和通过销轴与之连接的第二组件；所述第一组件包括一对相互平行的侧板21和设置于所述侧板21之间的弹性锁死装置；所述弹性锁死装置于包括设置于所述侧板21之间的支撑杆22、一端可滑动地横穿所述支撑杆22的滑动杆25，与滑动杆25另一端固定连接的锁死销24，介于支撑杆22与锁死销24之间并且套设在滑动杆25上的弹簧23 ;侧板21上开有滑槽26，用于架设锁死销24。所述第二组件包括旋转定位件27和与之固定连接的支架连接接头28 ;所述旋转定位件27具有两个凹槽29，两个凹槽29之间的夹角为90°，用于与所述弹性锁死装置配合实现锁死固定。所述锁死销24可在所述一对侧板21的滑槽26中滑动，用外力将锁死销24与弹簧23压紧，此时第二组件处于松动状态，可选择水平或垂直的凹槽，放开锁死销24与弹簧23并与凹槽29相结合，处于自锁状态，锁死销24与凹槽29卡死，旋翼支架与主机架就可以彼此相对固定。
[0020]本实施例中，旋翼外伸机臂为管状结构，相应的机臂连接接头8为管夹。
[0021]为了减轻重量，所述侧板21采用镂空结构设计。
[0022]当飞机处于准备飞行或飞行状态时，旋翼外伸机臂处于水平，当飞机结束飞行时，可将旋翼外伸机臂收回处于垂直。
[0023]以上所述实施例仅仅是本实用新型的优选实施方式，并非对本实用新型的范围进行限定，在不脱离本实用新型设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本实用新型的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本实用新型的权利要求书确定的保护范围内。
【主权项】
1.一种变桨距四旋翼飞行器动力传动系统，其特征在于，引擎(1)通过动力输入轴齿轮(2)驱动四个相互啮合的输出齿轮(3)，每个输出齿轮(3)同轴固定有一同步带轮(5)，所述同步带轮(5)与所述输出齿轮(3)同步转动，每个所述同步带轮(5)通过一同步带(6)驱动旋翼系统的同步带轮(7)，将动力传输到各旋翼总成。2.一种变桨距四旋翼飞行器，包括机架、可变桨距旋翼系统、权利要求1所述的动力传动系统以及飞行控制系统。3.根据权利要求2所述的变桨距四旋翼飞行器，其特征在于，所述机架包括由中心主机架向外延伸的四条机臂，机臂长度相同，每条机臂末端安装一套可变桨距旋翼系统；所述四个相互啮合的输出齿轮(3)设置在中心主机架位置。4.根据权利要求3所述的变桨距四旋翼飞行器，其特征在于，所述可变桨距旋翼系统包括伺服舵机、变距机构以及旋翼。5.根据权利要求4所述的变桨距四旋翼飞行器，其特征在于，所述变距机构包括套在旋翼转动输入阶梯轴(8)上的推动盘(10)，连接在旋翼转动输入阶梯轴(8)上端部的旋翼夹座(9)，固定在旋翼夹座(9)上的旋翼；所述推动盘(10)设置在旋翼夹座(9)下部且外伸两个对称的吊耳，所述每个旋翼夹座(9)上设置有外伸的凸耳(12)，所述凸耳(12)和相应的吊耳之间通过连杆(11)铰接；所述推动盘(10)由伺服舵机带动进行上下位置的移动，从而带动旋翼夹座(9)转动以对桨距大小进行控制。6.根据权利要求5所述的变桨距四旋翼飞行器，其特征在于，引擎(1)为内燃机，使用舵机控制油门大小改变旋翼的转速。7.根据权利要求3至6任一项所述的变桨距四旋翼飞行器，其特征在于，所述主机架与机臂之间设置有折叠自锁装置。8.根据权利要求7所述的变桨距四旋翼飞行器，其特征在于，所述折叠自锁装置包括第一组件和通过销轴与之连接的第二组件；所述第一组件包括一对相互平行的侧板(21)和设置于所述侧板(21)之间的弹性锁死装置；所述第二组件包括旋转定位件(27)和与之固定连接的机臂连接接头(28);所述旋转定位件(27)具有相互之间夹角为90°的两个凹槽(29 )，用于与所述弹性锁死装置配合实现锁死固定。9.根据权利要求8所述的变桨距四旋翼飞行器，其特征在于，所述弹性锁死装置于包括设置于所述侧板(21)之间的支撑杆(22)、一端可滑动地横穿所述支撑杆(22)的滑动杆(25)，与滑动杆(25)另一端固定连接的锁死销(24)，介于支撑杆(22)与锁死销(24)之间并且套设在滑动杆(25)上的弹簧(23);所述一对侧板(21)上开有滑槽(26)，用于架设锁死销(24);所述锁死销(24)可在所述滑槽(26)中滑动，并且在锁死状态下与所述旋转定位件(27)的凹槽(29)配合。10.根据权利要求9所述的变桨距四旋翼飞行器，其特征在于，所述机臂连接接头(28)为管夹，所述侧板(21)具有镂空结构。
【专利摘要】变桨距四旋翼飞行器及其动力传动系统，其中引擎通过动力输入轴齿轮驱动四个相互啮合的输出齿轮，每个输出齿轮同轴固定有一同步带轮，所述同步带轮与所述输出齿轮同步转动，每个所述同步带轮通过一同步带驱动旋翼系统的同步带轮，将动力传输到各旋翼总成。通过单引擎驱动多轴旋翼，使用变桨距方式进行飞行姿态控制，具有续航时间长、有效任务载荷大、控制响应快的优点。混合传动系统，结合了齿轮和同步带，在保证可靠性的前提下，改善了飞行器负载性能。使用同步带传动使机臂可以设计为折叠机臂，减小飞行器体积，方便携带、运输。
【IPC分类】B64C27/59, B64C27/605, B64C27/80, B64C3/56
【公开号】CN204979233
【申请号】CN201520728705
【发明人】徐志雄, 付竟成, 钱凡锋, 赵恒
【申请人】北京浩恒征途航空科技有限公司
【公开日】2016年1月20日
【申请日】2015年9月21日