共轴双桨直升机和系留无人机系统的制作方法

航空航天装置制造技术1.本发明涉及无人飞行器领域，具体是涉及一种共轴双桨直升机和系留无人机系统。背景技术：2.现有的直升机相比多轴飞行器有更多的优点，比如有更高的飞行效率、更大的负载能力和更好的机动性能等，而共轴直升机对比普通直升机在相同的负载能力的情况下，有着更小旋翼直径、更短的机身长度、更轻的机身重量以及更好的悬停效果，非常适合作为系留无人直升机。现有的双桨共轴直升机在驱动上下旋翼头转动时，采用的驱动结构包括减速箱、齿轮和至少两个传动带等部件，减速箱内采用外转子电机，一个减速箱对应两个传动带，两个传动带分别一一对应上下旋翼头中的旋转轴，实现上下旋翼组件的同步转动，但是该种驱动结构增加直升机的中心主轴径向方向的设置宽度，容易导致直升机机身的不平衡，对飞行性能造成影响。技术实现要素：3.本发明的第一目的是提供一种提高机身平衡的共轴双桨直升机。4.本发明的第二目的是提供一种包括上述共轴双桨直升机的系留无人机系统。5.为了实现上述的第一目的，本发明提供的共轴双桨直升机包括上旋翼组件、下旋翼组件、中心轴和转动驱动组件，上旋翼组件包括上桨叶组件和上转动体，上桨叶组件设置在上转动体上，下旋翼组件包括下桨叶组件和下转动体，下桨叶组件设置在下转动体上，上转动体与中心轴的轴向第一端连接，下转动体与中心轴的轴向第二端连接，转动驱动组件包括第一内转子电机和第二内转子电机，第一内转子电机和第二内转子电机分别包括内转子和外定子，中心轴分别贯穿第一内转子电机内的内转子和第二内转子电机内的内转子，上转动体与第一内转子电机连接，下转动体与第二内转子电机连接。6.由上述方案可见，第一内转子电机用于驱动上转动体转动，带动设置在上转动体上的上桨叶组件转动，由于中心轴以贯穿的方式与第一内转子组件和第二内转子组建连接，两个内转子电机分别套设在中心轴的外周，无需增加直升机的中心轴径向上的其中一侧的部件设置范围，更好地保持直升机机身的平衡，并且采用内转子电机驱动桨叶组件相对外转子电机搭配减速箱、齿轮和传动带的驱动方式，减少了复杂的机械结构，减少了传递动能损失，提高动能使用效率，并且桨叶组件的动力部分更靠近中心轴，使得重心更靠近机身，更容易保持平衡，飞行稳定性更好，还大大减少了机身体积，减少迎面面积。7.进一步的方案是，上转动体为上轴套，上轴套套设在中心轴的轴向第一端上，下转动体为下轴套，下轴套套设在中心轴的轴向第二端上。8.可见，转动体为轴套，两个轴套分别套设在中心轴的轴向两端上，使得上下轴套均可绕中心轴的轴线转动，在中心轴的定位作用下，使上下桨叶绕同一轴线转动，避免上下桨叶转动发生偏移。9.进一步的方案是，外定子包括定子载体和绕组，绕组设置在定子载体上，内转子包括转动环和多个磁片，多个磁片设置在转动环朝向外定子的侧壁上，上轴套与转动环的内圆连通，上轴套位于转动环内。10.可见，由于磁片设置在转动环上，使得磁片与转动环形成内转子，而上轴套直接设置在转动环内，直接与转动环进行连接，减少驱动电机与桨叶之间的驱动连接件的数量，减少传动效率的损耗。11.进一步的方案是，转动驱动组件包括连接件，连接件固定连接在转动环与上转动体之间，连接件上可设置有多个通孔。12.可见，通过连接件实现第一内转子电机与上转动体之间的连接，连接件上设置有通孔，便于上螺距变化组件中的连动件贯穿第二内转子电机后与上桨叶组件连接。13.进一步的方案是，共轴双桨直升机包括上螺距变化组件和下螺距变化组件，上螺距变化组件驱动上桨叶组件偏转，下螺距变化组件驱动下桨叶组件偏转，上螺距变化组件和下螺距变化组件分别设置在上旋翼组件与下旋翼组件之间；上螺距变化组件包括上第一连动杆，下螺距变化组件包括下第一连动杆，上第一连动杆贯穿第一内转子电机，下第一连动杆贯穿第二内转子电机。14.可见，螺距变化组件中的连动杆贯穿内转子电机，合理对螺距变化组件的结构进行布局，进一步使各部件更加靠近中心轴。15.进一步的方案是，共轴双桨直升机包括第一固定架、第二固定架和第三固定架，上螺距变化组件和下螺距变化组件分别设置在第一固定架上，第一内转子电机设置在第二固定架上，第二内转子电机设置在第三固定架上，第二固定架和第三固定架沿中心轴的轴向排列，第二固定架和第三固定架分别设置在第一固定架的不同侧上。16.可见，两个内转子电机分别通过第二固定架和第三固定架集中于第一固定架上，完成上下桨叶驱动组件和上下螺距变化组件的设置，并且第二固定架和第三固定架分别位于第一固定架的不同侧上，合理对直升机上的各部件进行合理布局。17.进一步的方案是，上螺距变化组件包括多个上第一连动杆、十字盘和舵机，十字盘包括上座、第一轴承和下座，上座通过第一轴承设置在下座上，上座与上桨叶组件之间通过多个上第一连动杆连接，下座与舵机之间通过多个上第一连动杆连接。18.可见，十字盘的上座通过第一轴承设置在下座上，使得上座可相对下座发生转动，实现螺距变化组件的部分部件随着桨叶组件转动，避免固定的螺距变化组件的部件与转动部件发生干涉，使得桨叶无法转动。19.进一步的方案是，共轴双桨直升机的机身呈圆柱体，第一内转子电机和第二内转子电机分别位于机身内。20.可见，圆柱体的机身更易于实现导风，减少迎迎风面积。21.进一步的方案是，机身包括第一电机盖、环形侧板和第二电机盖，第一电机盖设置在第一内转子电机远离第二内转子电机的一侧上，第二电机盖设置在第二内转子电机远离第一内转子电机的一侧上，环形侧板连接在第一电机盖与第二电机盖之间。22.可见，上螺距变化组件和下螺距变化组件位于第一内转子电机与第二内转子电机之间，使得机身设置在上下桨叶组件，整个机身重心居中对称，更容易平衡。23.为实现上述的第二目的，本发明提供的系留无人机系统包括上述的共轴双桨直升机、系留线和地面控制组件，系留线连接在共轴双桨直升机和地面控制组件之间。附图说明24.图1是本发明共轴双桨直升机实施例的立体图。25.图2是本发明共轴双桨直升机实施例中去除机身外壳后的立体图。26.图3是本发明共轴双桨直升机实施例中第一内转子电机与上旋翼组件的连接示意图。27.图4是本发明共轴双桨直升机实施例中第一内转子电机的立体图。28.图5是本发明共轴双桨直升机实施例中第一内转子电机的剖视图。29.图6是本发明共轴双桨直升机实施例中上螺距变化组件和下螺距变化组件连接的示意图。30.图7是本发明共轴双桨直升机实施例中拉杆变距组件的结构图。31.以下结合附图及实施例对本发明作进一步说明。具体实施方式32.本发明的共轴直升机应用于无人飞行作业，该共轴直升机通过中心轴贯穿用于驱动桨叶转动的内转子电机，减少无需增加直升机的中心轴径向上的其中一侧的部件设置范围，直升机部件朝向中心轴靠拢，更好地保持直升机机身的平衡。33.参见图1和图2，共轴双桨直升机包括固定组件1、上旋翼组件2、下旋翼组件3、上螺距变化组件4、下螺距变化组件5、中心轴6、转动驱动组件7和拉杆螺距变化组件8，上旋翼组件2包括上桨叶组件21和上转动体22，上桨叶组件21设置在上转动体21上；上螺距变化组件4用于驱动上桨叶组件21中的桨叶211绕中心轴6的径向发生偏移。下旋翼组件3包括下桨叶组件31和下转动体32，下桨叶组件31设置在下转动体32上，下螺距变化组件5用于驱动下桨叶组件31中的桨叶绕中心轴6的径向发生偏转。拉杆螺距变化组件8用于驱动上桨叶组件21中的桨叶沿中心轴6的径向发生偏转，使得上下桨叶的偏转角度不同，使得对直升机进行控制转向等。上转动体21与中心轴6的轴向第一端连接，下转动体32与中心轴6的轴向第二端连接。转动驱动组件7用于分别驱动上旋翼组件2和下旋翼组件3沿中心轴6的轴向转动，中心轴6固定不动，中心轴6实现上旋翼组件2和下旋翼组件3之间的连接。34.转动驱动组件7包括第一内转子电机71和第二内转子电机72，第一内转子电机71和第二内转子电机72结构相同。参见图3、图4和图5，第一内转子电机71包括内转子711和外定子712，内转子711与外定子712之间通过轴承713与上下两个定子盖714连接，内转子711设置在外定子712内。外定子712包括定子载体7121和绕组，绕组设置在定子载体7121上，内转子包括转动环7112和多个磁片7111，多个磁片7111设置在转动环7112朝向外定子712的侧壁上，中心轴6同时贯穿第一内转子电机71的转动环7112和第二内转子电机72的转动环。转动驱动组件7包括两个连接件715，一个连接件715设置在第一内转子电机71的转动环7112内，另一连接件设置在第二内转子电机72的转动环内。连接件715固定连接在转动环715与旋翼组件的转动体之间，完成转动驱动组与旋翼组件之间的连接。35.在本实施例中，上转动体21为上轴套21，上轴套21与第一内转子电机71的转动环715的内圆连通，上轴套21套设在中心轴6的轴向第一端上；下转动体32为下轴套32，下轴套32与第二内转子电机72的转动环的内圆连通，下轴套32套设在中心轴6的轴向第二端上。在中心轴6同时贯穿两个内转子电机的转动环时，转动体为轴套，轴套分别套设在中心轴6的轴向两端上，使得上下轴套32均可绕中心轴6的轴线转动，通过中心轴6的定位作用，避免上下桨叶转动发生偏移的同时，使得直升机中的各部件均朝向中心轴6靠拢，使得各部件更加集中，并且由于上下旋翼组件结构相同，更易于直升机保持平衡。在本实施例中，连接件715呈环形，上轴套21覆盖连接件715的内圆后，上轴套21和连接件715之间通过装配孔和贯穿装配孔的装配件连接；连接件715上可设置有多个通孔7151。在本实施例中，上旋翼组件2的结构与下旋翼组件3的结构基本相同，第二内转子电机72与下旋翼组件3之间的连接方式与第一内转子电机71与上旋翼组件2之间的连接方式相同。36.在本实施例中，上螺距变化组件4、下螺距变化组件5、中心轴6、转动驱动组件7、拉杆螺距变化组件8和固定架组件1布局形成机身，机身设置在上旋翼组件2与下旋翼组件3之间。固定架组件1包括第一固定架11、第二固定架12和第三固定架13，第一固定架11包括两个侧板111，上螺距变化组件4、下螺距变化组件5和拉杆螺距变化组件8分别设置在两个侧板111相对设置的两侧壁上。第二固定架12和第三固定架13沿中心轴6的轴向排列，第二固定架12和第三固定架13分别设置在第一固定架11的不同侧上，在本实施例中，第二固定架12和第三固定架13分别设置在第一固定架11相对设置的两侧上。第一内转子电机71设置在第二固定架12上，第二内转子电机72设置在第三固定架13上，上螺距变化组件4和下螺距变化组件5分别设置在第一固定架11上，从而使得上螺距变化组件4和下螺距变化组件5设置第一内转子电机71之间和第二内转子电机72之间。在本实施例中，第二固定架12呈环形，第一内转子电机71的转动环715与第二固定架12的内圆共轴设置，第二固定架12朝向第一固定11架的一侧上设置有多个凸起块121，多个凸起块121沿第二固定架12的周向设置，多个凸起块121上面分别设置有装配孔，凸起块121上的装配孔与第一固定架11上的装配孔相对应，通过装配件进行凸起块121与侧板111之间的连接。第二固定架12与第三固定架13的结构基本相同，不同之处在于第二固定架12与第三固定架13的安装方向不同，第二固定架12上的凸起块121设置在第二固定架12朝向第一固定架11的侧壁上，第三固定架13上的凸起块131设置在第三固定架13朝向第一固定架11的侧壁上，由于第一固定架11设置在第二固定架12与第三固定架13之间，使得第二固定架11上的凸起块121与第三固定架13上的凸起块131相对设置。37.机身还包括第一电机盖91、环形侧板92和第二电机盖93，第一电机盖91、环形侧板92和第二电机盖93相互连接形成机身外壳9，在本实施例中，机身外壳9呈圆柱形。第一电机盖91覆盖第一内转子电机71，第一电机盖91设置在第一内转子电机71远离第一固定架11的侧壁上，第二电机盖93覆盖第二内转子电机72，第二电机盖93设置在第二内转子电机72远离第一固定架11的侧壁上，环形侧板92连接在第一电机盖91与第二电机盖93之间，机身外壳9将两个内转子电机和第一固定架11覆盖，使得机身设置上旋翼组件2和下旋翼组件3之间，而圆柱形的机身更易于实现导风，减少迎风面积。38.上螺距变化组件4和下螺距变化组件5结构基本相同，不同之处在于由于需要分别驱动上下旋翼组件3工作，使得上螺距变化组件4和下螺距变化组件5的设置方向不同。参见图6，上螺距变化组件4包括多个上第一连动杆41、十字盘42和舵机43，十字盘42包括上座421、第一轴承422和下座423，上座421通过第一轴承422设置在下座423上，其中多个上第一连动杆41分别两个部分，其中一部分上第一连动杆41设置在上座422与上桨叶组件21之间，这一部分的上第一连动杆41之间铰接连接；另一部分的多个上第一连动杆41连接在下座423与舵机43之间，该部分的多个上第一连动杆11之间铰接连接。上螺距变化组件4的结构和下螺距变化组件5的结构相同，上螺距变化组件4和下螺距变化组件5上的舵机分别设置在第一固定架11上，上螺距变化组件4中十字盘42上座421与上桨叶组件21之间的多个上第一连动杆41分别贯穿第一内转子电机71的转动环7112与上轴套21之间的连接件715上的通孔7151，而下螺距变化组件5中十字盘上座与下桨叶组件31之间的多个下第一连动杆挂穿第二内转子电机72内的连接件上的通孔，使得机身内的部件设置结构更加紧凑。上螺距变化组件4与下螺距变化组件5之间通过舵机44与多个连动件45进行连接，以实现上螺距变化组件4和下螺距变化组件5的同步性。39.上桨叶组件21包括跷跷板头213、两个桨夹212和两个桨叶211，两个桨夹212分别设置在跷跷板头213上，一个桨叶211对应设置在一个桨夹上，上螺距变化组件4驱动桨夹相对跷跷板头发生转动，桨夹沿中心轴6的径向发生转动。40.参见图7，变距拉杆组件8包括第二连动杆81、拉杆82、拉杆移动组件83和舵机84，拉杆82设置在中心轴6内，拉杆82的一端通过第二连动杆81与上桨叶组件21连接，舵机84驱动拉杆移动组件83带动拉杆83沿中心轴6的轴向移动，其中变距拉杆组件8中与桨夹212连接的第二连动杆81与拉杆82之间设置有轴承85，通过轴承85的设置实现第二连接杆81的转动与拉杆82的轴向移动互不干扰。41.共轴双桨直升机包括支撑架组件10，下旋翼组件3位于支撑架组件10与机身之间，支撑架组件10包括支撑架101和多个支撑脚组件102，中心轴6固定在支撑架101上，多个支撑脚组件102分别与支撑架101连接，多个支撑脚组件102沿支撑架001的周向等距离排列。支撑脚组件102可实现折叠，具体结构可采用公开号为cn211442744u、名称为折叠起落架和无人机这一中国发明专利中公开的折叠起落架的结构。42.系留无人机系统包括上述的共轴双桨直升机、系留线和地面控制组件，系留线连接在共轴双桨直升机和地面控制组件之间，当共轴直升机作为系留无人机时，中心轴6内设置有装配孔，便于系留线进入共轴双桨直升机中与内转子电机或舵机连接。43.本发明的共轴双桨直升机中，采用两个内转子电机驱动上下旋翼组件3转动的同时，中心轴6同时贯穿两个内转子电机，以减少直升机的中心轴6径向上的其中一侧的部件的设置范围，更好地保持直升机机身的平衡，并且采用内转子无刷电机直接驱动桨叶组件相对外转子电机搭配减速箱、齿轮和传动带的驱动方式，减少了复杂的机械结构，减少了传递动能损失，提高动能使用效率，并且桨叶组件的动力部分更靠近中心轴6，使得重心更靠近机身，更容易保持平衡，飞行稳定性更好，还大大减少了机身体积，减少迎面面积。44.最后需要强调的是，以上仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种变化和更改，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。









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