一种尾旋翼结构及无人直升机的制作方法

本实用新型涉及无人直升机技术领域，尤其涉及一种尾旋翼结构及无人直升机。

背景技术：

无人直升机在使用时，其主旋翼的转动会对机体产生反扭力矩，现有技术中通过设置相对于地面垂直的尾旋翼，使尾旋翼选择产生相应的拉力或者推力抵消主旋翼产生的反扭矩力。单个尾旋翼若想增大拉力或推力，以提高调节效果，就需要加大转速和旋翼直径，但速度过大、旋翼直径过长均会导致直升机的机动性变差。因此，相对于传统的单尾旋翼结构，有人提出在直升机的尾部设置双尾旋翼结构，其尾旋翼的数目设为两个；相同的转速下，双尾旋翼产生的拉力或者推力要比单个尾旋翼产生的拉力或者推力大，在一定程度上提高了直升机的机动性。

理想状态下，两个尾旋翼产生的拉力或者推力总和是每个尾旋翼产生的力值的叠加。但是，位于拉力或者推力前端的尾旋翼产生的气流必然会对另一个尾旋翼的气动性产生影响，导致无法获得较高的拉力值或推力值，造成双尾旋翼抵消反扭转力矩的效果变差，直升机的机动性降低。

因此，亟待提供一种尾旋翼结构及无人直升机。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种尾旋翼结构，能够产生较高的拉力或者推力值，更高效地抵消反扭转力矩。

本实用新型的另一个目的在于提供一种无人直升机，具有更好的调节机动性。

为实现上述目的，提供以下技术方案：

一种尾旋翼结构，设于尾管的末端，尾旋翼结构包括尾电机和两个尾旋翼；所述尾电机设于所述尾管的末端；两个所述尾旋翼分别设置于所述尾管的两侧；所述尾电机的输出轴与所述尾旋翼连接，且用于驱动所述尾旋翼转动；

两个所述尾旋翼的直径尺寸为一长一短；小尾旋翼位于两个所述尾旋翼产生的拉力或者推力的前端设置，大尾旋翼位于两个所述尾旋翼产生的拉力或者推力的后端设置。

作为优选，所述尾电机通过电机安装架设于所述尾管的末端。

作为优选，所述尾电机设置为两个，且所述尾电机与所述尾旋翼为一一对应设置，每个所述尾电机均对应连接一个所述尾旋翼。

作为优选，所述尾旋翼结构还包括与所述尾电机相连的尾电调。

一种无人直升机，包括上述的尾旋翼结构，还包括机身部和机尾部，所述机尾部包括所述尾管和所述尾旋翼结构，所述尾管的一端与所述机身部连接，另一端与所述尾旋翼结构连接。

作为优选，所述机身部包括机架和设于所述机架上的机身本体，所述尾管与所述机身本体连接；

所述机身本体的上方设有主旋翼结构，所述主旋翼结构包括主旋翼、主轴和发动机；所述主轴的输入端与所述发动机连接，所述主轴的输出端与所述主旋翼连接。

作为优选，所述主旋翼结构还包括发电机，所述发动机的一端连接所述主轴，另一端连接所述发电机；所述发电机与所述尾电机连接。

作为优选，所述发电机通过穿设于所述尾管内的线材与所述尾电机连接。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果：

本实用新型通过将双尾旋翼设计为一大一小的结构，并将小尾旋翼设于尾旋翼结构产生的拉力或者推力的前端，大尾旋翼设在尾旋翼结构产生的拉力或者推力的后端，有利于获得较高的拉力或者推力值，提高尾旋翼结构的调节效果，也优化了无人直升机的机动性。

附图说明

图1为本实用新型实施例中无人直升机的结构示意图；

图2为图1中a处的局部放大示意图；

图3为本实用新型实施例中尾旋翼结构的示意图一；

图4为本实用新型实施例中尾旋翼结构的示意图二。

附图标记：

1-机身部；11-机架；12-机身本体；13-主旋翼结构；131-主旋翼；132-主轴；133-发动机；134-发电机；2-机尾部；21-尾管；22-尾旋翼结构；221-尾电机；222-尾电调；223-第一尾旋翼；224-第二尾旋翼；225-电机安装架。

具体实施方式

为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本实用新型实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本实用新型的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本实用新型的范围，而是仅仅表示本实用新型的选定实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

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。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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，或者是该实用新型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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。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。在本实用新型的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本实用新型的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“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。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实用新型中的具体含义。

在本实用新型中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

如图1-2所示，本实施例公开了一种无人直升机，包括机身部1和机尾部2，机身部1包括机架11、设于机架11上的机身本体12，机身部1为无人直升机的整体承载结构；机身本体12的上方设有主旋翼结构13，通过主旋翼结构13可以带动机身部1以及无人直升机整体上升完成飞行。

主旋翼结构13包括主旋翼131、发动机133、主轴132和发电机134；主轴132的动力输入端与发动机133通过传动机构连接，主轴132的输出端与主旋翼131连接，发动机133驱动主轴132旋转，以带动主旋翼131旋转提供无人直升机上升的动力；发动机133包括了发动机本体和各级减速机构，以控制主旋翼131的旋转速度；发动机133的一端连接主轴132，另一端连接发电机134；发电机134将发动机133传送过来的一部分动能转化为电能，并输送至机尾部2。

机尾部2包括尾管21和尾旋翼结构22，尾管21的一端与机身部1连接，另一端与尾旋翼结构22连接；如图3-4所示，尾旋翼结构22包括尾电机221、尾电调222和两个尾旋翼。尾电机221通过电机安装架225设于尾管21的末端，尾电机221的输出轴与尾旋翼连接，进而带动尾旋翼转动。尾电调222与尾电机221相连，用于控制尾电机221的转速。进一步地，本实施例中，机尾部2中尾电机221的电能由主旋翼结构13中的发电机134提供，发电机134通过穿设于尾管21内的线材实现对尾电机221供电。

进一步地，两个尾旋翼分别于尾管21的两侧设置，两个尾旋翼分别设为第一尾旋翼223和第二尾旋翼224。为了实现每个尾旋翼的独立调节，机尾部2设置两个尾电机221，分别为第一尾电机和第二尾电机，第一尾电机的输出轴与第一尾旋翼223连接，第二尾电机的输出轴与第二尾旋翼224连接。可选地，每个尾电机221均对应设置一个尾电调222，每个尾电机221都通过对应的尾电调222进行尾旋翼转速大小的调节。由于主旋翼结构13与尾旋翼结构22采用相互独立的动力系统进行驱动，提高了无人直升机操作的机动性，当主旋翼结构13失控时，可以通过尾旋翼结构22控制无人直升机的飞行姿态，避免无人直升机整体失灵。通过尾电机221的驱动，使两个尾旋翼旋转提供相同方向的拉力或者推力，克服主旋翼131旋转带来的反扭力矩。具体地，如图1所示，本实施例中，假设主旋翼131从俯视角度看是逆时针旋转，则其会对机身本体12产生顺时针的反扭力矩；相应地，尾旋翼产生的拉力或推力用于驱动机身本体12产生逆时针转动的力矩，以抵消机身本体12顺时针的反扭力矩。本实施例中所指的拉力或者推力是指沿尾旋翼产生的转动力矩的切线方向的力，其能够对于机身本体12产生拉动或者推动的效果。

进一步地，两个尾旋翼为一大一小的结构设计，即两个尾旋翼的直径尺寸为一长一短。本实施例中，设置第一尾旋翼223为小尾旋翼，第二尾旋翼224为大尾旋翼，并令第一尾旋翼223位于两个尾旋翼产生的拉力或者推力的前端设置，第二尾旋翼224位于两个尾旋翼产生的拉力或者推力的后端设置。这样设置的目的是提高尾旋翼结构22整体产生的拉力或者推力值：具体实施时，首先，由于前后两个尾旋翼存在气动干扰，使得第二尾旋翼224处于第一尾旋翼223的下洗气流中，第一尾旋翼223的下洗气流对第二尾旋翼224的气流产生加速的效果。由于前后尾旋翼采用不同尾电机221进行控制，故加速的气流使得第二尾旋翼224的转速更快。对于不同直径的尾旋翼，直径越大转速越快，相应产生的拉力或者推力值也就越高。其次，第二尾旋翼224产生的气流在流经第一尾旋翼223时会发生尾流收缩，处于后端的第二尾旋翼224的性能取决于第一尾旋翼223对其相对的尾流收缩比；当后端的第二尾旋翼224直径越大时，其相对的收缩比越小，即第一尾旋翼223对其的影响越小，故第二尾旋翼224能产生的拉力或推力也就越大。因此，通过将大尾旋翼设置于尾旋翼结构22产生的拉力或者推力的后端，提高了整个尾旋翼结构22产生的拉力或者推力值，进而提高了整个直升机的调节机动性。

对于双尾旋翼结构来说，两个尾旋翼的结构设置可有如下三种情况：第一种情况：小尾旋翼位于尾旋翼结构22产生的拉力或者推力的前端，大尾旋翼位于尾旋翼结构22产生的拉力或者推力的后端；第二种情况：两个尾旋翼具有相同的直径尺寸；第三种情况：大尾旋翼位于尾旋翼结构22产生的拉力或者推力的前端，小尾旋翼位于尾旋翼结构22产生的拉力或者推力的后端。根据上述原理及试验结果验证得到，三种情况下尾旋翼结构22产生的拉力或者推力值依次减小。因此将小尾旋翼设于尾旋翼结构22产生的拉力或者推力的前端，大尾旋翼设于尾旋翼结构22产生的拉力或者推力的后端，尾旋翼结构22的反扭矩调节效果最好，无人直升机的调节机动性也能够达到最佳。

注意，上述仅为本实用新型的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本实用新型不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本实用新型的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本实用新型进行了较为详细的说明，但是本实用新型不仅仅限于以上实施例，在不脱离本实用新型构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本实用新型的范围由所附的权利要求范围决定。