一种尾旋翼结构及直升机

IPRDB

API 数据接口

专利申请

使用指引 chat嘟嘟

会员体验

联系我们

交流群

现在联系顾问~

一种尾旋翼结构及直升机
申请号	CN202010758514.9	申请日	2020-07-31	公开(公告)号	CN111776212A	公开(公告)日	2020-10-16
申请人	天津曙光天成科技有限公司;			发明人	王礼号; 王坤; 薛雄飞; 李鑫; 赵曙光;
摘要	本发明涉及直升机技术领域，尤其涉及一种尾旋翼结构及直升机，尾旋翼结构包括垂直尾翼，所述垂直尾翼上设置有多个涵道，每个涵道中均设置有第一动力组件和第二动力组件，所述第一动力组件包括第一桨叶和驱动所述第一桨叶转动的第一驱动件，所述第二动力组件包括第二桨叶和驱动所述第二桨叶转动的第二驱动件，所述第一桨叶和所述第二桨叶同轴设置，所述第一桨叶与所述第二桨叶的转向相反，且所述第一桨叶与所述第二桨叶产生的作用力方向相同。本发明通过设置多个涵道，并在每个涵道中设置两组动力组件，以及使两组动力组件中的桨叶产生的拉力方向相同，能够大幅提高尾旋翼结构的动力，可匹配大动力发动机的反扭力矩，提高无人机的载量。
权利要求	1.一种尾旋翼结构，其特征在于，包括垂直尾翼(10)，所述垂直尾翼(10)上设置有多个涵道(11)，每个所述涵道(11)中均设置有第一动力组件(20)和第二动力组件(30)，所述第一动力组件(20)包括第一桨叶(22)和驱动所述第一桨叶(22)转动的第一驱动件(21)，所述第二动力组件(30)包括第二桨叶(32)和驱动所述第二桨叶(32)转动的第二驱动件(31)，所述第一桨叶(22)和所述第二桨叶(32)同轴设置，所述第一桨叶(22)与所述第二桨叶(32)的转向相反，且所述第一桨叶(22)与所述第二桨叶(32)产生的作用力方向相同。 2.根据权利要求1所述的尾旋翼结构，其特征在于，所述涵道(11)的数量为两个。 3.根据权利要求2所述的尾旋翼结构，其特征在于，两个所述涵道(11)在所述垂直尾翼(10)上呈上下分布。 4.根据权利要求1所述的尾旋翼结构，其特征在于，所述垂直尾翼(10)的尾部设置有可动舵面(40)，所述可动舵面(40)能够在第三驱动件的驱动下进行方向偏转。 5.根据权利要求1所述的尾旋翼结构，其特征在于，所述第一驱动件(21)和所述第二驱动件(31)均为电机。 6.一种直升机，其特征在于，包括机体和如权利要求1-5任一项所述的尾旋翼结构，所述尾旋翼结构连接于所述机体的尾部。 7.根据权利要求6所述的直升机，其特征在于，所述尾旋翼结构与所述机体可拆卸连接。
说明书全文	一种尾旋翼结构及直升机技术领域 [0001] 本发明涉及直升机技术领域，尤其涉及一种尾旋翼结构及直升机。背景技术 [0002] 直升机飞行时，主旋翼旋转产生升力，主旋翼的反作用扭矩力会使直升机向与主旋翼旋转的相反方向转动，尾桨产生的拉力可抵消这种转动而实现航向稳定。 [0003] 常规尾桨通常由尾桨叶、尾桨毂及变距机构组成。尾桨叶连接在尾桨毂上，为产生空气动力的旋转翼面；尾桨毂为连接尾桨叶和尾传动系统、尾操纵系统的中间部件；尾桨变距机构主要由滑筒、三叉拨杆、变距拉杆等组成，用来改变尾桨的桨距角，以改变尾桨拉力的大小和方向。 [0004] 涵道尾桨是法国宇航公司设想的一种先进的尾桨形式。自1968年在“小羚羊”直升机上应用以来，取得了很大的发展，有多种直升机采用了这种尾桨形式。涵道尾桨是在垂尾中制成筒形涵道，在涵道内装尾桨叶和尾桨毂，利用涵道产生附加气动力。这种尾桨的尾桨叶和尾桨毂不移出而直接装在垂直安定面中，涵道尾桨设计的发展使得它在6吨以下吨位的各种直升机中与普通尾桨相比明显处于有利的地位。涵道尾桨提供的性能与普通尾桨相比，无论在重量方面还是在价格方面，都具有很好的竞争性。 [0005] 综上所述，涵道尾桨在低载重量情况下作用优于普通尾桨，但需要大载重量时，其尾桨直径小导致拉力小的缺点便会显露，无法与主旋翼扭矩力相匹配。且传统尾桨或传统涵道尾桨通过传动系统把发动机动力传递到尾桨上，可靠性不是很高。发明内容 [0006] 本发明的目的在于提供一种尾旋翼结构及直升机，以解决现有技术中的涵道尾桨拉力小、无法与主旋翼扭矩力相匹配的技术问题，以及提高传统尾桨的可靠性。 [0007] 为达此目的，本发明采用以下技术方案： [0008] 一种尾旋翼结构，包括垂直尾翼，所述垂直尾翼上设置有多个涵道，每个所述涵道中均设置有第一动力组件和第二动力组件，所述第一动力组件包括第一桨叶和驱动所述第一桨叶转动的第一驱动件，所述第二动力组件包括第二桨叶和驱动所述第二桨叶转动的第二驱动件，所述第一桨叶和所述第二桨叶同轴设置，所述第一桨叶与所述第二桨叶的转向相反，且所述第一桨叶与所述第二桨叶产生的作用力方向相同。 [0009] 作为尾旋翼结构的优选技术方案，所述涵道的数量为两个。 [0010] 作为尾旋翼结构的优选技术方案，两个所述涵道在所述垂直尾翼上呈上下分布。 [0011] 作为尾旋翼结构的优选技术方案，所述垂直尾翼的尾部设置有可动舵面，所述可动舵面能够在第三驱动件的驱动下进行方向偏转。 [0012] 作为尾旋翼结构的优选技术方案，所述第一驱动件和所述第二驱动件均为电机。 [0013] 一种直升机，包括机体和如上任一项所述的尾旋翼结构，所述尾旋翼结构连接于所述机体的尾部。 [0014] 作为直升机的优选技术方案，所述尾旋翼结构与所述机体可拆卸连接。 [0015] 本发明的有益效果： [0016] 本发明提供的尾旋翼结构，包括垂直尾翼，垂直尾翼上设置有多个涵道，每个涵道中均设置有第一动力组件和第二动力组件，第一动力组件包括第一桨叶和驱动第一桨叶转动的第一驱动件，第二动力组件包括第二桨叶和驱动第二桨叶转动的第二驱动件，第一桨叶和第二桨叶同轴设置，第一桨叶与第二桨叶的转向相反，且第一桨叶与第二桨叶产生的作用力方向相同。 [0017] 首先，通过设置多个涵道，并在每个涵道中设置两组动力组件，以及使两组动力组件中的桨叶产生的拉力方向相同，能够大幅提高尾旋翼结构的动力，可匹配大动力发动机的反扭力矩，提高无人机的载量；其次，通过在每个涵道中设置两组动力组件，并使两组动力组件中的桨叶转向相反，能够抵消桨叶旋转产生的扭矩力，使得直升机的机动性更好；最后，通过在每个涵道中设置两组动力组件，能够当一组动力组件出现故障时，另一组动力组件还能够继续工作，保证直升机安全降落，提高直升机的可靠性。附图说明 [0018] 图1是本发明尾旋翼结构的结构示意图； [0019] 图2是本发明尾旋翼结构中第一动力组件和第二动力组件的结构示意图。 [0020] 图中： [0021] 10-垂直尾翼；11-涵道；20-第一动力组件；21-第一驱动件；22-第一桨叶；30-第二动力组件；31-第二驱动件；32-第二桨叶；40-可动舵面。具体实施方式 [0022] 下面结合附图和实施方式进一步说明本发明的技术方案。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部。 [0023] 在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。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发明中的具体含义。 [0024] 在本发明中，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。 [0025] 在本实施例的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。 [0026] 如图1和图2所示，本发明提供一种尾旋翼结构，包括垂直尾翼10，垂直尾翼10上设置有多个涵道11，每个涵道11中均设置有第一动力组件20和第二动力组件30，第一动力组件20包括第一桨叶22和驱动第一桨叶22转动的第一驱动件21，第二动力组件30包括第二桨叶32和驱动第二桨叶32转动的第二驱动件31，第一桨叶22和第二桨叶32同轴设置，第一桨叶22与第二桨叶32的转向相反，且第一桨叶22与第二桨叶32产生的作用力方向相同。需要说明的是，通过调节第一桨叶22和第二桨叶32的桨叶角，可使得第一桨叶22和第二桨叶32产生的作用力方向相同，此为现有技术，在此不再赘述。 [0027] 首先，通过设置多个涵道11，并在每个涵道11中设置两组动力组件，以及使两组动力组件中的桨叶产生的拉力方向相同，能够大幅提高尾旋翼结构的动力，可匹配大动力发动机的反扭力矩，提高无人机的载量；其次，通过在每个涵道11中设置两组动力组件，并使两组动力组件中的桨叶转向相反，能够抵消桨叶旋转产生的扭矩力，使得直升机的机动性更好；最后，通过在每个涵道11中设置两组动力组件，能够当一组动力组件出现故障时，另一组动力组件还能够继续工作，保证直升机安全降落，提高直升机的可靠性。 [0028] 在本实施例中，涵道11的数量为两个，既能达到提高尾旋翼结构的动力的效果，又便于涵道11布置。优选地，两个涵道11在垂直尾翼10上呈上下分布布置合理。 [0029] 进一步地，垂直尾翼10的尾部设置有可动舵面40，可动舵面40能够在第三驱动件的驱动下进行方向偏转，通过控制可动舵面40的偏转方向能够改变近机身气流的阻力方向，提高直升机的飞行性能。 [0030] 在本实施例中，第一驱动件21以及第二驱动件31均为电机，第一桨叶22与第一驱动件21的输出轴连接，第二桨叶32与第二驱动件31的输出轴连接，结构简单，易于实现。第三驱动件为舵机。可由电池组为第一驱动件21、第二驱动件31及第三驱动件提供动力。 [0031] 本发明还提供一种直升机，包括机体和如上所述的尾旋翼结构，尾旋翼结构连接于所述机体的尾管上。通过采用上述尾旋翼结构，能够提高直升机的载重量，提升直升机的机动性和可靠性。 [0032] 进一步地，尾旋翼结构与尾管可拆卸连接，即可将尾旋翼结构从尾管上拆卸下来，便于对尾旋翼结构进行检查维修，以及便于直升机的长途运输。 [0033] 显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚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。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。