一种立式共轴双旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器领域，具体为一种立式共轴双旋翼飞行器。

背景技术：

由于现有的载人飞行器多采用坐式，从而形成了传统机身样式，在传统载人飞行器中，发动机连接减速器方式如图1所示，所述下锥齿轮53与内旋翼轴54连接，上锥齿轮51与外旋翼轴55连接，发动机输出轴30与减速器的侧锥齿轮52连接，所述侧锥齿轮52使上锥齿轮51和下锥齿轮53等角速度且方向相反的转动。现有发动机布置方式都是通过图1中侧锥齿轮52上传入发动机扭矩的，这种传动方式，使载人飞行器不仅体积很大，还会造成飞行器的重心偏离其中心线。使飞行器飞行稳定性较差。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种立式共轴双旋翼飞行器，从而解决了现有载人飞行器体积过大、过宽的缺点，能够使飞行器结构更加紧凑、小巧。

为了达到上述目的，本发明主要提供如下技术方案：

通过一种立式共轴双旋翼飞行器，所述飞行器包括底座，所述底座上方依次设有油箱、发动机和旋动系统；

所述旋动系统经减速箱与所述发动机连接；

在所述底座的上方还设有支架；

在所述油箱和所述发动机外部设有壳体，所述壳体与所述支架固定连接；

所述支架的靠近所述壳体处设有操控装置和尾翼，所述操控装置包括操控手臂，所述操控手臂向第一方向延伸，所述尾翼沿第二方向延伸，所述第一方向与所述第二方向为相反的方向。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，所述旋动系统包括上旋翼、下旋翼、内旋翼轴、外旋翼轴、桨毂和倾斜盘；所述减速箱包括上锥齿轮、侧锥齿轮和下锥齿轮，所述侧锥齿轮分别与所述上锥齿轮和所述下锥齿轮啮合，所述发动机的动力输出轴与所述下锥齿轮啮合，所述下锥齿轮的转动方向与所述发动机的动力输出轴的转动方向相同；

所述下锥齿轮与所述内旋翼轴固定连接，所述上锥齿轮与所述外旋翼轴固定连接，所述侧锥齿轮使所述上锥齿轮和所述下锥齿轮等角速度且方向相反的转动，所述内旋翼轴和所述外旋翼轴分别带动所述上旋翼、所述下旋翼等速、反方向且同一轴心旋转。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，

所述桨毂为无铰式桨毂，所述倾斜盘为球心转盘式，所述桨叶的外部由玻璃纤维预浸料的材料制备，所述桨叶的内部填充材料所形成的结构为定型泡沫装或定型蜂窝状。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，所述操控装置还包括总距油门和航向杆以及周期变距杆，所述总距油门和航向杆用于对所述飞行器的升降进行控制，所述周期变距杆用于对所述飞行器的飞行方向进行控制。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，在所述壳体上端向第一方向延伸有头部保护装置。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，所述头部保护装置包括显示单元和透明防护罩，所述显示单元与所述操控系统电连接，所述显示单元为超薄软屏液晶显示器，所述显示单元用于对飞行性能参数和飞行环境参数进行显示。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，在所述头部保护装置下方设有安全穿戴装置；和/或

在所述支架的第一方向上设有腿部固定装置；和/或

在所述底座上设有站立缓冲器。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，所述减速箱包括离合器，所述离合器为离心式超越离合器。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，所述壳体为玻璃纤维材质，所述底座和支架为铝合金材质。

上述的立式共轴双旋翼飞行器中，所述操控装置还包括双飞控制系统，所述双飞控制系统包括智能系统和自动报警系统，其中：

所述智能系统包括自检单元、锁定单元、自动蔽障单元和悬停单元；

所述自动报警系统包括电量警报单元、障碍物警报单元、目的地提示单元、飞行参数警报单元。

借由上述技术方案，本发明提出的一种立式共轴双旋翼飞行器至少具有下列优点：

本发明所提供的立式共轴双旋翼飞行器结构紧凑、质量轻、占地面积小。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本发明的较佳实施例并配合附图详细说明如后。

附图说明

图1为现有技术中发动机和减速器连接方式的结构示意图；

图2为本发明飞行器的结构示意图；

图3为本发明飞行器的前视图；

图4为本发明飞行器的内部结构示意图；

图5为本发明发动机的发动机和减速器连接方式的结构示意图。

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的一种立式共轴双旋翼飞行器的具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如后。在下述说明中，不同的“一实施例”或“实施例”指的不一定是同一实施例。此外，一或多个实施例中的特定特征、结构、或特点可由任何合适形式组合。

如图2至图5所示的所述立式共轴双旋翼飞行器，所述飞行器包括底座1，所述底座1上方依次设有油箱2、发动机3和旋动系统4；所述旋动系统4经减速箱5与所述发动机3连接；在所述底座1的上方还设有支架6；在所述油箱2和所述发动机3外部设有壳体7，所述壳体7与所述支架6固定连接；所述支架6的靠近所述壳体7处设有操控装置和尾翼9，所述操控装置包括操控手臂8，所述操控手臂8向第一方向延伸，所述尾翼9沿第二方向延伸，所述第一方向与所述第二方向为相反的方向。

也就是说，所述油箱2、发动机3和旋动系统4处于所述飞行器的中轴线上，所述操控装置置于所述飞行器的前端，所述尾翼9置于所述飞行器的后端。驾驶员在驾驶所述立式共轴双旋翼飞行器时，体态为站立状态。所述油箱2中的燃油通过所述燃油输送泵20输送至所述发动机3中。

所述的旋动系统4为飞行器的旋翼在动力作用下，旋转产生上升、下降、前进、后退、左转、右转的系统。所述操控装置是控制所述飞行器飞行状态和飞行参数的系统。

本实施例中，所述发动机3的动力输出轴直接向所述旋动系统4的内旋翼轴54啮合。所述内旋翼轴54与所述减速箱5的下锥齿轮连接，从而带动所述下锥齿轮转动。

本实施例中，所述底座1的占地面积很小，所述壳体7在地面上的垂直投影面积也很小，所述上旋翼、下旋翼在转动时形成桨盘，所述桨盘的直径为3.2m。在所述飞行器在停在地面上时，所述上旋翼和所述下旋翼沿航向方向平行设置，从而能够减少所述飞行器的占地面积。也就是说，本发明提供的飞行器十分小巧。

本实施例中，为了使所述上旋翼和所述下旋翼沿航向方向平行设置，可以通过所述操控系统在所述飞行器到达目的地时，对所述上旋翼和所述下旋翼的状态进行调整，使所述上旋翼和所述下旋翼变为上述状态。

本实施例中，所述底座1的占地面积大概为2㎡。

作为可以变换的实施方式，所述桨盘的直径可以为2.5～3.7m之间的任意数值。其中，所述桨盘的直径和转速成反比，所述桨盘的直径的为2.5m时，所述飞行器飞行时的转速为1100rpm，所述桨盘的直径的为3.7米时，所述飞行器飞行时的转速为700rpm。

本实施例中，所述飞行器的机高为2.45m。能够保证驾驶员可以在站立状态下进行飞行操作。

所述飞行器的上旋翼和下旋翼是共轴反桨，在航向方向平行呈一字，所述上旋翼和下旋翼可以等速，反向旋转，旋转180°时，再次成为一字。

为了进一步的节约所述飞行器在停止时的占地控件，可以将所述上旋翼和所述下旋翼设置成折叠旋翼。

本发明的散热器12设置在所述发动机3的朝向所述第二方向的一侧，也就是说，所述散热器12朝向所述飞行器的尾部，从而，所述散热器12在散热时，不会导致驾驶员的不适。

本发明中，所述油箱2通过油箱支架固定在所述底座1上。

本发明的另一实施方式提供了一种立式共轴双旋翼飞行器，进一步地，所述旋动系统4包括上旋翼、下旋翼、内旋翼轴54、外旋翼轴55、桨毂和倾斜盘；所述减速箱5包括上锥齿轮51、侧锥齿轮52和下锥齿轮53，所述侧锥齿轮52分别与所述上锥齿轮51和所述下锥齿轮53啮合，所述发动机3的动力输出轴与所述下锥齿轮53啮合，所述下锥齿轮53的转动方向与所述发动机3的动力输出轴的转动方向相同；所述下锥齿轮53与所述内旋翼轴54固定连接，所述上锥齿轮51与所述外旋翼轴55固定连接，所述侧锥齿轮52使所述上锥齿轮51和所述下锥齿轮53等角速度且方向相反的转动，所述内旋翼轴54和所述外内旋翼轴55分别带动所述上旋翼、所述下旋翼等速、反方向且同一轴心旋转。所述侧锥齿轮52起到传动和转向作用。所述发动机输出轴30与所述下锥齿轮53连接。

为了保证在飞行过程中，驾驶员的头部能够得到有效保护，所述飞行器在所述壳体7上端向第一方向延伸有头部保护装置70。在使用时，驾驶员的头部能够置于所述头部保护装置70中。

为了方便驾驶员使用所述头部保护装置70，所述头部保护装置70与所述壳体7转动连接。

当然，作为可以变换的实施方式，所述头部保护装置70也可以通过在所述壳体7上下滑动来实现方便驾驶员的佩戴。

具体实施时，所述头部保护装置70包括显示单元和透明防护罩，所述显示单元与所述操控系统电连接，所述显示单元用于对飞行性能参数和飞行环境参数进行显示。所述显示单元为超薄软屏液晶显示器，所述超薄软屏液晶显示器为软屏，所述软屏贴附在透明防护罩上。可以根据视觉需求对所述超薄软屏液晶显示器的位置进行调整。

其中：所述飞行性能参数包括飞行速度、高度、位置、航线、指令地点、剩余电量、电机转速、飞行时间、舱内温度等参数。所述飞行环境相关参数：湿度、温度、风速、气压、周围环境等参数。

本发明还提供了另一实施方式，在本实施方式中，所述飞行器在所述头部保护装置70下方设有安全穿戴装置71。驾驶员的躯干可以通过安全穿戴装置71固定，从而能够保证驾驶员的高空安全。

具体实施时，所述安全穿戴装置71还可以采用安全带简易直垮式。

本发明还提供了另一实施方式，在本实施方式中，所述安全穿戴装置71包括充气气囊，所述充气气囊在飞行器高速坠落时，进行充气，从而能够保证驾驶员的安全。

本发明还提供了另一实施方式，在本实施方式中，在所述支架6的第一方向上设有腿部固定装置。

本发明还提供了另一实施方式，在本实施方式中，在所述底座1上设有站立缓冲器11。所述站立缓冲器11包括弹簧和支撑面，驾驶员的脚步放置在所述支撑面上。飞行器在快速上升过程中，所述弹簧能够减少超重反应对驾驶员脚和腿产生的损伤。

作为可以变换的实施方式，所述弹簧还可以替换为缓冲柔性结构体或其他弹性结构体，例如硅胶、气垫等。

进一步地，在上述实施方式中，所述操控装置还包括总距油门和航向杆以及周期变距杆，所述总距油门和航向杆用于对所述飞行器的升降进行控制，所述周期变距杆用于对所述飞行器的飞行方向进行控制。总距油门和航向杆前后推拉通过同步控制旋翼的桨距(即桨叶的攻角)和油门，使桨叶的升力增加(缩小)同时，发动机3加大(减小)油门，使内动力(气动力)和外动力(发动机3动力)统一。总距油门和航向杆左右偏转通过控制下下桨叶变距来使上下桨叶气动力出现不平衡，根据动量平衡原理，使飞行器航向偏转。

周期变距是指操纵杆控制倾斜盘拉杆，使倾斜盘发生倾斜，桨距角根据桨叶的旋转位置发生周期性变化，因为相位之后，桨盘升力不对称等因素，使桨盘面发生倾斜盘同方向的倾斜，飞行器朝着倾斜的方向飞行。

本实施例中，操控装置的控制方式采用电传控制。所述操控手臂8上设有摇杆。其中：所述总距油门和航向杆为驾驶员的左手摇杆，所述左手摇杆在前推时，所述飞行器上升；所述左手摇杆在后拉时，所述飞行器下降；所述左手摇杆在中部时，所述飞行器高度不变(悬停或平飞状态)；所述左手摇杆左拉时，航向左转弯；所述左手摇杆右推时，航向右转弯。

驾驶人员通过控制左手摇杆前后操纵，使总距和油门一体化进行，在增加桨距时，发动机3的油门加大；在减少桨距时，发动机3的油门减小。

左手摇杆左右移动来控制飞行器的航向变距舵机。舵机摇杆使下桨叶桨距发生变化，根据转动动量平衡原理，飞行器完成航向转弯飞行。

所述周期变距杆为驾驶员的右手摇杆，能够对飞行器的飞行方向进行控制。其中：将所述周期变距杆前推时，所述飞行器向前飞；将所述周期变距杆后拉时，所述飞行器向后退；将所述周期变距杆左推时，所述飞行器向左移；将所述周期变距杆右推时，所述飞行器向右移。

进一步地，在上述实施方式中，所述旋动系统4包括倾斜盘、桨毂和两组非对称桨叶，其中：所述桨毂为无铰式桨毂，所述倾斜盘为球心转盘式，所述桨叶由玻璃纤维预浸料的环氧树脂的材料制备，所述桨叶材料所形成的结构为定型泡沫装或定型蜂窝状，从而能够使所述桨叶不仅能够保证很高强度，又能使所述桨叶的重量大大降低。所述无铰式桨毂结构简单，没有挥舞铰和摆振铰，只有变距铰。所述上旋翼、下旋翼的挥舞和摆振依靠桨根的弹性来实现。其结构适合于超轻重量的飞行器，因为桨叶短、转速快使其发生挥舞和摆振的幅度小很多。通过上述桨叶和上述桨毂的设置，能够使所述飞行器的上半部质量大大减轻。

上倾斜盘与内旋翼轴相连，可以沿轴向上下移动；下倾斜盘与外旋翼轴相连，不能上下移动。球心式转盘倾斜可以同时进行周期变距、总距、航向操控。桨叶的安装角角度，通过调节变距拉杆的长度来实现。所述桨叶通过螺纹调距进行安装。

进一步地，在上述实施方式中，所述减速箱5包括离合器，所述离合器为离心式超越离合器。当发动机3转速达到一定转速的时候，离合器通过离心块的离心力闭合，带动减速箱5齿轮转动。避免发动机3因启动载荷过大而启动困难，可以调节离合器离心块的质量来调节离合发生的转速。发动机3能够通过离合器带动旋翼系统旋转，当旋翼转速超过发动机3的转速时，离合器发生超越，不能带动发动机3转动(一般发生在发动机3熄火的时候出现)。

具体实施时，所述减速器的减速比为3:1；所述离合器主要材料为合金钢；旋翼轴转速为700rpm；所述离合器许用转速为3000rpm；所述离合器离心合转速为300rpm。

进一步地，在上述实施方式中，所述壳体7为玻璃纤维材质，所述底座1和支架6为铝合金材质。玻璃纤维相对于碳纤维价格低很多，而且玻璃纤维不会屏蔽无线电(gps)信号。底座1和支架6采用延展性好且重量轻的铝合金材料，避免降落、突风载荷的时候产生冲击而断裂，发生破坏的时候也不会产生“刀状边缘”而对相关系统、构件或驾驶员形成伤害。

所述右手操纵杆控制两个周期变距舵机，通过舵机摇杆的推拉完成倾斜盘倾斜，使桨叶发生周期性变距，使升力发生定向倾斜，完成不同方向飞行动作。

进一步地，在上述实施方式中，所述操控装置还包括双飞控制系统，所述双飞控制系统包括智能系统和自动报警系统，其中：所述智能系统包括自检单元、锁定单元、自动蔽障单元和悬停单元；所述自动报警系统包括电量警报单元、障碍物警报单元、目的地提示单元、飞行参数警报单元。

所述自检单元能够对航电系统加电情况进行自检。所述锁定单元能够对飞行状态进行锁定。所述自动蔽障单元能够对通过摄像头、gps、磁性惯导等采集的信号输入，经过中央分析系统分析，然后自动输出信号调节或者补偿控制系统，使飞行器自行躲避障碍、或者提示或警告驾驶员完成相应操作。

所述悬停单元，能够使所述飞行器到达指令地点时，自动进入悬停状态，通关扬声器发出到达目的地的通知。

所述智能系统，还能够保证外部环境不适合起飞时，自动锁死旋动系统4，不执行起飞任务。

所述电量警报单元，能够使所述飞行器在剩余电量到达临界点时进行警报，例如当电量剩余20％时，所述电量警报单元发出警报。

所述目的地提示单元，能够在所述飞行器到达指令地点进行提示。

当飞行前温度、湿度、风速等不具备起飞条件或动力舱温度过高，所述飞行参数警报单元发出警报。

具体实施时，所述旋动系统4的旋翼轴转速为700rpm；最大起飞重量为250～300kg；空机重量为180～200kg；商用载荷≤100kg最大平飞速度：80km/h；经济巡航速度为60km/h；最大前爬升速率为3m/s；最大爬升高度为500m；续航时间为30min；最大悬停高度为300m；最长悬停时间为5min；发动机3功率为80～100hp；百里油耗为10l；邮箱容积为12l。

进一步地，本发明还提供了另一实施方式，所述飞行器还包括照明系统，所述照明系统包括航向灯单元和着陆照明单元。所述航向灯单元设置在所述操控手臂8正前方，能够对所述飞行器的飞行方向进行照明；所述着陆照明单元设置在所述起落架下方，用于对飞行器着陆照明。

进一步地，本发明还提供了另一实施方式，所述飞行器还包括防风罩，所述放风罩设置在所述飞行器的最前端，用于对驾驶员进行放风保护，所述防风罩为透明材料制成，所述防风罩与所述壳体7转动连接，在驾驶员上下飞机时，所述防风罩转动到所述壳体7上方，以方便驾驶员上下飞机。

进一步地，本发明还提供了另一实施方式，所述起落架为单盘多点着陆结构。所述单盘多点着陆结构为多触点减震装置，从而可以减少地面共振的发生，单盘用来均衡多触点触地传递载荷。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。