CN104229136A - 传动机构和多旋翼飞行器 - Google Patents

传动机构和多旋翼飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN104229136A
CN104229136A CN201410128637.9A CN201410128637A CN104229136A CN 104229136 A CN104229136 A CN 104229136A CN 201410128637 A CN201410128637 A CN 201410128637A CN 104229136 A CN104229136 A CN 104229136A
Authority
CN
China
Prior art keywords
transmission shaft
rotor
shaft
bearing
mouth
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201410128637.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104229136B (zh
Inventor
王晨帆
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Southwest Uav Technology Co ltd
Original Assignee
Individual
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Individual filed Critical Individual
Priority to CN201410128637.9A priority Critical patent/CN104229136B/zh
Publication of CN104229136A publication Critical patent/CN104229136A/zh
Priority to PCT/CN2015/074193 priority patent/WO2015149615A1/zh
Priority to HK15103194.1A priority patent/HK1201014A2/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104229136B publication Critical patent/CN104229136B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/14—Flying platforms with four distinct rotor axes, e.g. quadcopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/16—Flying platforms with five or more distinct rotor axes, e.g. octocopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/29—Constructional aspects of rotors or rotor supports; Arrangements thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/20—Transmission of mechanical power to rotors or propellers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C23/00—Bearings for exclusively rotary movement adjustable for aligning or positioning
    • F16C23/02—Sliding-contact bearings
    • F16C23/04—Sliding-contact bearings self-adjusting
    • F16C23/043—Sliding-contact bearings self-adjusting with spherical surfaces, e.g. spherical plain bearings
    • F16C23/045—Sliding-contact bearings self-adjusting with spherical surfaces, e.g. spherical plain bearings for radial load mainly, e.g. radial spherical plain bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C2326/00—Articles relating to transporting
    • F16C2326/43—Aeroplanes; Helicopters

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Pivots And Pivotal Connections (AREA)
  • Support Of The Bearing (AREA)
  • Shafts, Cranks, Connecting Bars, And Related Bearings (AREA)

Abstract

本发明实施例提供一种传动机构和多旋翼飞行器，该传动机构包括：支撑架；安装在该支撑架上的传动轴，通过该传动轴将该动力部分产生的动力传递至从动部分；装配在该传动轴上的轴承组件，包括柔性轴承和支撑轴承，该柔性轴承包括外环和内环，该外环的内表面为球面，该内环沿该球面的球心可旋转地安装在该外环中，该外环固定在该支撑架的内壁上，该内环安装在该支撑轴承上，该支撑轴承装配在该传动轴上。本发明实施例中，支撑架弯曲后会带动支撑传动轴的轴承组件发生偏转。由于轴承组件中的柔性轴承的外环和内环之间可旋转连接，避免了支撑架将弯曲产生的弯曲应力传递至传动轴上，进而避免了传动轴的损坏。

Description

传动机构和多旋翼飞行器
技术领域
本发明涉及传动领域，并且更为具体地，涉及一种传动机构和多旋翼飞行器。
背景技术
多旋翼飞行器以其良好的稳定性和操纵性得到市场的认可和推广，目前，世界上的多旋翼飞行器多为电动多旋翼飞行器，最常见的是电动四旋翼和电动六旋翼飞行器，此类飞行器的重要特征是使用电池作为能源，电机作为动力，电机与旋翼直接连接。
由于受到电池容量的限制，电动多旋翼飞行器的航时（飞行时间）短，一般不超过1小时。同样地，由于受到电池容量的限制，电动多旋翼飞行器能够承受的载荷也相对较小，其总重一般要求小于30kg。载荷和航时的上述限制导致多旋翼飞行器的应用场景受限。
目前，一种可能的解决方式是采用油动发动机代替电机作为动力源。由于油为液体，重量较轻且能提供充足的动力能源，可以大大增加多旋翼飞行器的航时和有效载荷。
但是，与电机相比，油动发动机反应速度慢，反应过程高度非线性。如果专门为每个旋翼配置一个与其直接相连的油动发动机，不但会使多旋翼飞行器成本高，而且会面临多旋翼飞行器协调控制难的问题。上述问题的一种可行的解决方案是在油动发动机和各个旋翼之间利用传动轴进行传动，使得油动发送机统一为各个旋翼提供动力。
上述解决方案中，油动发动机和旋翼分别位于支撑该传动轴的支撑架的两端。支撑架在外力（如旋翼产生的拉力、旋翼部分的重力或被支撑部件产生的重力等）形成的弯矩的作用下不可避免地会发生弯曲。该支撑架的弯曲引起的弯曲应力会通过支撑架内部的支撑轴承传递至该传动轴，从而导致传动轴发生变形，引起传动轴的损坏。
发明内容
本发明实施例提供一种传动机构和多旋翼飞行器，以避免传动轴在弯曲应力作用下的变形问题。
第一方面，提供一种传动机构，包括：支撑架，一端与动力部分相连，另一端与从动部分相连，在所述传动机构的工作状态，所述支撑架的合外力产生的弯矩大于0；安装在所述支撑架上的传动轴，通过所述传动轴将所述动力部分产生的动力传递至所述从动部分；装配在所述传动轴上的轴承组件，包括柔性轴承和支撑轴承，所述柔性轴承包括外环和内环，所述外环的内表面为球面，所述内环沿所述球面的球心可旋转地安装在所述外环中，所述外环固定在所述支撑架的内壁上，所述内环安装在所述支撑轴承上，所述支撑轴承装配在所述传动轴上。
结合第一方面，在第一方面的一种实现方式中，所述传动轴包括：与所述动力部分相连的输入端；与所述从动部分相连的输出端；位于所述输入端和所述输出端之间的轴单元，所述轴单元包括轴段和安装在所述轴段上的所述轴承组件；其中，所述输入端、所述轴单元和所述输出端之间通过联轴器依次相连。
结合第一方面或其上述实现方式的任一种，在第一方面的另一种实现方式中，所述输入端和所述输出端之间包括N段所述轴单元，N段所述轴单元之间通过联轴器依次相连，其中，N由所述支撑架在弯矩作用下的弯曲程度和所述传动轴上的联轴器的角度补偿量决定。
结合第一方面或其上述实现方式的任一种，在第一方面的另一种实现方式中，所述动力部分包括油动发动机，所述油动发动机的转轴与所述传动轴的一端相连；所述从动部分包括旋翼，所述旋翼的转轴与所述传动轴的另一端相连。
第二方面，提供一种多旋翼飞行器，包括：机体，安装有油动发动机；沿以所述机体中心为圆心的圆周分布的至少三个旋翼部分，所述旋翼部分和所述机体分别安装在支撑架的两端，所述油动发动机通过安装在所述支撑架上的传动轴将动力传动至所述旋翼部分；装配在所述传动轴上的轴承组件，包括柔性轴承和支撑轴承，所述柔性轴承包括外环和内环，所述外环的内表面为球面，所述内环沿所述球面的球心可旋转地安装在所述外环中，所述外环固定在所述支撑架的内壁上，所述内环安装在所述支撑轴承上，所述支撑轴承装配在所述传动轴上。
结合第二方面，在第二方面的一种实现方式中，所述传动轴包括：与所述油动发动机相连的输入端；与位于该传动轴另一端的旋翼部分相连的输出端；位于所述输入端和所述输出端之间的轴单元，所述轴单元包括轴段和安装在所述轴段上的所述轴承组件；其中，所述输入端、所述轴单元和所述输出端之间通过联轴器依次相连。
结合第二方面或其上述实现方式的任一种，在第二方面的另一种实现方式中，所述输入端和所述输出端之间包括N段所述轴单元，N段所述轴单元之间通过联轴器依次相连，其中，N由所述支撑架在弯矩作用下的弯曲程度和所述传动轴上的联轴器的角度补偿量决定。
结合第二方面或其上述实现方式的任一种，在第二方面的另一种实现方式中，所述旋翼部分包括：与所述传动轴的输出端相连的旋翼轴；装配在所述旋翼轴上的倾斜器，所述倾斜器的内环与所述旋翼轴贴合。
结合第二方面或其上述实现方式的任一种，在第二方面的另一种实现方式中，所述至少三个旋翼部分为四个旋翼部分。
结合第二方面或其上述实现方式的任一种，在第二方面的另一种实现方式中，所述至少三个旋翼部分为六个旋翼部分。
本发明实施例中，由于支撑架与旋翼部分相连，旋翼部分工作时会产生竖直方向的拉力，导致支撑架弯曲变形。支撑架弯曲后会带动支撑传动轴的轴承组件发生偏转。由于轴承组件中的柔性轴承的外环和内环之间可旋转连接，避免了支撑架将弯曲产生的弯曲应力传递至传动轴上，进而避免了传动轴的损坏。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明一个实施例的传动机构的剖面图。
图2是本发明一个实施例的弯曲状态下的传动机构的剖面图。
图3是本发明一个实施例的传动机构的剖面图。
图4是本发明一个实施例的传动机构的剖面图。
图5是本发明一个实施例的传动机构的剖面图。
图6是本发明一个实施例的柔性轴承的结构图。
图7是本发明一个实施例的四旋翼飞行器的俯视图。
图8是本发明一个实施例的四旋翼飞行器的俯视图。
图9是本发明一个实施例的四旋翼飞行器的俯视图。
图10是本发明一个实施例的六旋翼飞行器的俯视图。
图11是本发明一个实施例的六旋翼飞行器的俯视图。
图12是本发明一个实施例的六旋翼飞行器的俯视图。
图13是图6的四旋翼飞行器沿线A-A的剖视图。
图14是图6的四旋翼飞行器沿线B-B的剖视图。
图15是图8的四旋翼飞行器沿线A-A的剖视图。
图16是图8的四旋翼飞行器沿线B-B的剖视图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应属于本发明保护的范围。
参照图1至图5，传动机构1包括：
支撑架11。支撑架11一端与动力部分4相连，另一端与从动部分6相连。在传动机构1的工作状态，支撑架11的合外力产生的弯矩大于0。
安装在支撑架11上的传动轴12，通过传动轴12将动力部分4产生的动力传递至从动部分6。
装配在传动轴12上的轴承组件13。轴承组件13包括柔性轴承14和支撑轴承15。柔性轴承14包括外环16和内环17，外环16的内表面为球面，内环17沿该球面的球心可旋转地安装在外环16中，外环16固定在支撑架11的内壁上，内环17安装在支撑轴承15上，支撑轴承15装配在传动轴12上。
本发明实施例中，由于支撑架的合外力产生的弯矩大于0，支撑架在弯矩作用下会发生弯曲。支撑架弯曲后会带动支撑传动轴的轴承组件发生偏转。由于轴承组件中的柔性轴承的外环和内环之间可旋转连接，避免了支撑架将弯曲产生的弯曲应力传递至传动轴上，进而避免了传动轴的损坏。
柔性轴承14可以采用图6所示的结构。从图6可以看出，外环16的内表面为球面，内环17的外表面也为球面，且内环17可沿外环16的内表面做球面运动。
应理解，轴承组件13中的支撑轴承15的作用是支撑传动轴15。本发明实施例对支撑轴承15的具体类型不作限定，例如，可以是调心球轴承，深沟球轴承等。此外，一个轴承组件13包括的支撑轴承15的数目可以是1个，也可以是多个，具体可以视支撑和定位的需求，以及内环17的尺寸等因素确定。
应理解，上述支撑架11可以是框架、桁架或者管状形式等。
在本发明实施例中，传动轴12可以是一根一体成型的通轴，该通轴上分布一个或多个轴承组件13。
可选地，作为一个实施例，传动轴12可包括：与动力部分4相连的输入端18，与从动部分6相连的输出端19，以及位于输入端18和输出端19之间的轴单元20。轴单元20可包括轴段21和安装在轴段21上的轴承组件13；其中，输入端18、轴单元20和输出端19之间通过联轴器22依次相连。
本发明实施例中，传动轴内部采用联轴器连接。联轴器不但起到连接作用，还起到补偿因支撑架弯曲而引起的轴线角度偏转的作用。
具体地，输入端18和输出端19之间可包括N段轴单元20，N段轴单元20之间通过联轴器22依次相连，其中，N由支撑架11在弯矩作用下的弯曲程度和传动轴12上的联轴器22的角度补偿量决定。支撑架11在外力（例如，被支撑件的重力、从动部分6的重力，或从动部分6（比如旋翼）产生的拉力等）的作用下会发生弯曲，输入端18与输出端19之间的轴线会产生一定的偏转角度（视外力大小而定）。此时，轴单元20的数目可由传动距离的长短和支撑架11的弯曲程度来决定，决定的依据可以是：输入端18、各轴段21和输出端19中，相邻两部件之间的夹角均小于与之相连的联轴器许用的角度补偿量，如果该夹角大于联轴器许用的角度补偿量，则增加轴单元20的数目。举例说明，参见图1至图3，假设在外力的作用下，支撑架11产生的最大偏转角度为2度，而每个联轴器22的许用角度补偿量为1度，那么可以在输入端18和输出端19之间设置1个轴单元20。输入端18、输出端19和轴单元20之间依次通过联轴器22，共2个联轴器，相连。由于每个联轴器22可补偿1度的偏转角度，2个联轴器最大可补偿2度的偏转角度，能够满足最大偏转角度的补偿需求。再举例说明，参见图4至图5，假设在外力的作用下，支撑架11产生的最大偏转角度为3度，而每个联轴器22的许用角度补偿量为1度，那么可以在输入端18和输出端19之间设置2个轴单元20。输入端18、输出端19和轴单元20之间依次通过联轴器22，共2个联轴器，相连。由于每个联轴器22可补偿1度的偏转角度，3个联轴器最大可补偿3度的偏转角度，能够满足最大偏转角度的补偿需求。
应理解，在轴单元20中，套在轴段21上的轴承组件13可以是1个，也可以是多个。轴承组件13在轴段21上的分布位置也可以多种多样，本发明实施例对此不作具体限定。例如，参见图3和图4，1个轴单元20包括1个轴承组件13，该轴承组件13设置在轴段21的中间部位。又如，参见图1、图2和图5，1个轴单元20包括2个轴承组件13，这2个轴承组件13分别设置在轴段21的两端。当然，1个轴单元20中的轴承组件13的数目还可以是3个，甚至更多，轴承组件13在轴段21上的布置方式也可以采用其他的布置方式，具体可根据轴段21的长短和实际的定位需求进行布置。
应理解，本发明实施例对动力部分4和从动部分6的具体类型不作限定，例如，动力部分4可包括油动发动机，油动发动机的转轴与传动轴12的一端相连；从动部分6包括旋翼，旋翼的转轴与传动轴12的另一端相连。传动机构在工作时，旋翼会产生很大的拉力，在该拉力的作用下，会带动支撑架产生弯曲，本发明实施例的轴承组件能够有效避免支撑架将该弯曲产生的应力传递至传动轴上，从而避免传动轴的变形。
需要说明的是，以上仅仅是对本发明实施例的应用场景的一个例子，本发明实施例并不限于该场景。只要是当传动机构工作时，支撑传动轴的支撑架的外力作用下，产生的弯矩大于0的场景，均能运用本发明实施例的传动机构避免上述传动轴的变形问题，因此均应落入本发明实施例的保护范围内。
上文结合图1-图6详细描述了本发明实施例的传动机构。下文结合图7至图16详细描述本发明实施例的多旋翼飞行器。需要说明的是，下文中描述的多旋翼飞行器可以采用图1至图6描述的传动机构1，为避免重复，适当省略重复的描述。
参见图7至图16，多旋翼飞行器7可包括：机体41，安装有油动发动机42。沿以机体41的中心为圆心的圆周分布的至少三个旋翼部分6，旋翼部分6和机体41分别安装在支撑架11的两端。油动发动机42通过安装在支撑架11上的传动轴12将动力传动至旋翼部分6。装配在传动轴12上的轴承组件13，包括柔性轴承14和支撑轴承15，柔性轴承14包括外环16和内环17，外环16的内表面为球面，内环17沿球面的球心可旋转地安装在外环16中，外环16固定在支撑架11的内壁上，内环17安装在支撑轴承15上，支撑轴承15装配在传动轴12上。
本发明实施例中，由于支撑架与旋翼部分相连，旋翼部分工作时会产生竖直方向的拉力，导致支撑架弯曲变形。支撑架弯曲后会带动支撑传动轴的轴承组件发生偏转。由于轴承组件中的柔性轴承的外环和内环之间可旋转连接，避免了支撑架将弯曲产生的弯曲应力传递至传动轴上，进而避免了传动轴的损坏。
应理解，上述至少三个旋翼部分6可以沿以机体41的中心为圆心的圆周均匀分布，也可以非均匀分布。
可选地，作为一个实施例，参见图7至图9，多旋翼飞行器7可包括四个旋翼部分6，四个旋翼部分6以机体41为中心，呈十字形状或X形状分布在其四周。或者，参见图10至图12，多旋翼飞行器7可包括六个旋翼部分6，六个旋翼部分6以机体41为中心，均匀分布在其四周。
应理解，本发明实施例对油动发动机42的数目和位置不作具体限定。例如，多旋翼飞行器7可包括1个油动发动机42，该油动发动机42设置在如图7或图10所示的位置。又如，多旋翼飞行器7包括2个油动发动机42，该2个油动发动机42设置按照如图8或图11所示的方式组合安装。又如，多旋翼飞行器7包括4个油动发动机42，该4个油动发动机42设置按照如图9或图12所示的方式组合安装。当然，多旋翼飞行器7还可以包括3个或者其他数目的油动发动机，油动发动机的数目可以根据飞机对动力的需求以及每个发动机能够提供的动力等因素决定。
可选地，作为一个实施例，传动轴12可包括：与油动发动机42相连的输入端18；与位于传动轴12另一端的旋翼部分6相连的输出端19；位于输入端18和输出端19之间的轴单元20，轴单元20可包括轴段21和安装在轴段21上的轴承组件13；其中，输入端18、轴单元20和输出端19之间通过联轴器22依次相连。
本发明实施例中，传动轴内部采用联轴器连接。联轴器不但起到连接作用，还起到补偿因支撑架弯曲而引起的轴线角度偏转的作用。
可选地，作为一个实施例，输入端18和输出端19之间包括N段轴单元20，N段轴单元20之间通过联轴器22依次相连，其中，N由支撑架11在弯矩作用下的弯曲程度和传动轴12上的联轴器22的角度补偿量决定。
可选地，作为一个实施例，参见图13至图16，旋翼部分6可包括：与传动轴12的输出端18相连的旋翼轴61；装配在旋翼轴61上的倾斜器62，倾斜器62的内环63与旋翼轴61贴合。现有技术中，倾斜器62的内环63通过球轴承安装在旋翼轴61上，使得倾斜器62的与旋翼轴61的结构过于复杂，增加了装配的难度，可靠性降低，本发明实施例中倾斜器62的内环与旋翼轴61直接贴合，大大简化了倾斜器与旋翼轴61之间的结构，提高了可靠性。
具体地，倾斜器62是对旋翼总距进行操纵的操纵组件中的一部分，该操纵组件自上向下依次连接变距摇臂、变距摇臂连杆、倾斜器外环、倾斜器内环、倾斜器内环扭力臂、卡箍、倾斜器外环扭力臂、舵机连杆和舵机。倾斜器62主要由倾斜器外环、倾斜器内环63以及连接在二者之间的轴承组成，该倾斜器62装配在旋翼轴61上，并可以沿着旋翼轴61的轴向滑动，倾斜器外环在倾斜器外环扭力臂作用下不随旋翼轴61转动，内环63在倾斜器内环扭力臂作用下随着旋翼轴61转动。旋翼部分6包括舵机，通过与该舵机连接的舵机连杆带动倾斜器62沿着旋翼轴61滑动，进而带动与倾斜器62相连的变距摇臂连杆上下移动，从而带动变距摇臂绕螺旋桨的桨毂变距轴转动，达到操纵旋翼总距的目的。
应理解，本发明实施例对油动发动机42和传动轴12的输入端18、传动轴12的输出端19之间的结构不作具体限定，传动的形式多种多样，下面给出具体传动形式的示例。
参见图13至图16，油动发动机42可通过发动机支架43安装在第一减速箱44上。动力输入轴45和油动发动机42相连，由油动发动机42带动其转动。动力输入轴45通过第一支撑轴承46支撑在第一减速箱44上。动力输入轴45的端部连接第一圆锥齿轮47。第一圆锥齿轮47与第二圆锥齿轮23相啮合，第二圆锥齿轮23和输入端18相连。输入端18通过第二支撑轴承24支撑在第一减速箱44上。输出端19通过第三支撑轴承25支撑在第二减速箱64上。输出端19端部连接第三圆锥齿轮26，第三圆锥齿轮26与第四圆锥齿轮65相啮合。第四圆锥齿轮65与旋翼轴61相连，旋翼轴61通过第四支撑轴承66支撑在第二减速箱64上。旋翼轴61与旋翼67相连，从而带动旋翼67转动。
此外，油动发动机42通过发动机控制导线48接收来自飞行控制***的信号，以控制油动发动机42的功率。多旋翼飞行器7还可以包括用户设备、降落伞等。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的***、装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个***，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种传动机构，其特征在于，包括：
支撑架，一端与动力部分相连，另一端与从动部分相连，在所述传动机构的工作状态，所述支撑架的合外力产生的弯矩大于0；
安装在所述支撑架上的传动轴，通过所述传动轴将所述动力部分产生的动力传递至所述从动部分；
装配在所述传动轴上的轴承组件，包括柔性轴承和支撑轴承，所述柔性轴承包括外环和内环，所述外环的内表面为球面，所述内环沿所述球面的球心可旋转地安装在所述外环中，所述外环固定在所述支撑架的内壁上，所述内环安装在所述支撑轴承上，所述支撑轴承装配在所述传动轴上。
2.如权利要求1所述的传动机构，其特征在于，所述传动轴包括：
与所述动力部分相连的输入端；
与所述从动部分相连的输出端；
位于所述输入端和所述输出端之间的轴单元，所述轴单元包括轴段和安装在所述轴段上的所述轴承组件；
其中，所述输入端、所述轴单元和所述输出端之间通过联轴器依次相连。
3.如权利要求2所述的传动机构，其特征在于，所述输入端和所述输出端之间包括N段所述轴单元，N段所述轴单元之间通过联轴器依次相连，其中，N由所述支撑架在弯矩作用下的弯曲程度和所述传动轴上的联轴器的角度补偿量决定。
4.如权利要求1至3中任一项所述的传动机构，其特征在于，所述动力部分包括油动发动机，所述油动发动机的转轴与所述传动轴的一端相连；所述从动部分包括旋翼，所述旋翼的转轴与所述传动轴的另一端相连。
5.一种多旋翼飞行器，其特征在于，包括：
机体，安装有油动发动机；
沿以所述机体中心为圆心的圆周分布的至少三个旋翼部分，所述旋翼部分和所述机体分别安装在支撑架的两端，所述油动发动机通过安装在所述支撑架上的传动轴将动力传动至所述旋翼部分；
装配在所述传动轴上的轴承组件，包括柔性轴承和支撑轴承，所述柔性轴承包括外环和内环，所述外环的内表面为球面，所述内环沿所述球面的球心可旋转地安装在所述外环中，所述外环固定在所述支撑架的内壁上，所述内环安装在所述支撑轴承上，所述支撑轴承装配在所述传动轴上。
6.如权利要求5所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述传动轴包括：
与所述油动发动机相连的输入端；
与位于该传动轴另一端的旋翼部分相连的输出端；
位于所述输入端和所述输出端之间的轴单元，所述轴单元包括轴段和安装在所述轴段上的所述轴承组件；
其中，所述输入端、所述轴单元和所述输出端之间通过联轴器依次相连。
7.如权利要求6所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述输入端和所述输出端之间包括N段所述轴单元，N段所述轴单元之间通过联轴器依次相连，其中，N由所述支撑架在弯矩作用下的弯曲程度和所述传动轴上的联轴器的角度补偿量决定。
8.如权利要求5-7中任一项所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述旋翼部分包括：
与所述传动轴的输出端相连的旋翼轴；
装配在所述旋翼轴上的倾斜器，所述倾斜器的内环与所述旋翼轴贴合。
9.如权利要求5-8中任一项所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述至少三个旋翼部分为四个旋翼部分。
10.如权利要求5-8中任一项所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述至少三个旋翼部分为六个旋翼部分。
CN201410128637.9A 2014-04-01 2014-04-01 传动机构和多旋翼飞行器 Expired - Fee Related CN104229136B (zh)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410128637.9A CN104229136B (zh) 2014-04-01 2014-04-01 传动机构和多旋翼飞行器
PCT/CN2015/074193 WO2015149615A1 (zh) 2014-04-01 2015-03-13 传动机构和多旋翼飞行器
HK15103194.1A HK1201014A2 (zh) 2014-04-01 2015-03-30 傳動機構和多旋翼飛行器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410128637.9A CN104229136B (zh) 2014-04-01 2014-04-01 传动机构和多旋翼飞行器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104229136A true CN104229136A (zh) 2014-12-24
CN104229136B CN104229136B (zh) 2016-08-24

Family

ID=52218224

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410128637.9A Expired - Fee Related CN104229136B (zh) 2014-04-01 2014-04-01 传动机构和多旋翼飞行器

Country Status (3)

Country Link
CN (1) CN104229136B (zh)
HK (1) HK1201014A2 (zh)
WO (1) WO2015149615A1 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015149615A1 (zh) * 2014-04-01 2015-10-08 嘉兴深远世宁航空技术有限公司 传动机构和多旋翼飞行器
JP2020100387A (ja) * 2018-12-21 2020-07-02 株式会社プロドローン 無人航空機
JP2020147258A (ja) * 2019-03-16 2020-09-17 矢継　正信 モジュール別回転翼飛行体
CN115258171A (zh) * 2022-08-04 2022-11-01 杨熙 一种航空发动机加长轴和转动机构的设计方法及机构

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11027836B2 (en) * 2018-07-13 2021-06-08 The Boeing Company Rotorcraft with canted coaxial rotors

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2119876C1 (ru) * 1997-11-20 1998-10-10 Назаров Николай Андреевич Втулка несущего винта вертолета
EP1961997A2 (en) * 2007-02-23 2008-08-27 Jtekt Corporation Strain wave reduction gear and variable transmission ratio steering apparatus
US20100285920A1 (en) * 2008-02-19 2010-11-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Planetary gear system
CN203318679U (zh) * 2012-09-13 2013-12-04 吴松 共引擎多轴多旋翼飞行器
CN203753402U (zh) * 2014-04-01 2014-08-06 王晨帆 传动机构和多旋翼飞行器

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2508518B2 (ja) * 1986-12-27 1996-06-19 ソニー株式会社 塗料塗布装置
JPH1110209A (ja) * 1997-06-25 1999-01-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 圧延機
JP5191700B2 (ja) * 2007-07-12 2013-05-08 富士フイルム株式会社 コーティングロールの軸受構造、塗布装置、及び塗布方法
CN201148210Y (zh) * 2007-12-26 2008-11-12 朱家乐 小型无人直升机尾桨半柔式轴传***
CN203362819U (zh) * 2013-06-27 2013-12-25 神华集团有限责任公司 一种轴承装置
CN104229136B (zh) * 2014-04-01 2016-08-24 北京深远世宁科技有限公司 传动机构和多旋翼飞行器

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2119876C1 (ru) * 1997-11-20 1998-10-10 Назаров Николай Андреевич Втулка несущего винта вертолета
EP1961997A2 (en) * 2007-02-23 2008-08-27 Jtekt Corporation Strain wave reduction gear and variable transmission ratio steering apparatus
US20100285920A1 (en) * 2008-02-19 2010-11-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Planetary gear system
CN203318679U (zh) * 2012-09-13 2013-12-04 吴松 共引擎多轴多旋翼飞行器
CN203753402U (zh) * 2014-04-01 2014-08-06 王晨帆 传动机构和多旋翼飞行器

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015149615A1 (zh) * 2014-04-01 2015-10-08 嘉兴深远世宁航空技术有限公司 传动机构和多旋翼飞行器
JP2020100387A (ja) * 2018-12-21 2020-07-02 株式会社プロドローン 無人航空機
JP2020147258A (ja) * 2019-03-16 2020-09-17 矢継　正信 モジュール別回転翼飛行体
CN115258171A (zh) * 2022-08-04 2022-11-01 杨熙 一种航空发动机加长轴和转动机构的设计方法及机构

Also Published As

Publication number Publication date
CN104229136B (zh) 2016-08-24
WO2015149615A1 (zh) 2015-10-08
HK1201014A2 (zh) 2015-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104229136A (zh) 传动机构和多旋翼飞行器
CN101850851B (zh) Sport时钟扫描卫星的布局结构
CN102658865B (zh) 共轴反转旋翼直升机的共轴传动和控制结构
CN104176251B (zh) 一种用于小型倾转旋翼机的发动机小角度倾转机构
CN102787983B (zh) 风力涡轮机机舱
CN106525404B (zh) 一种尾桨台
US10640199B2 (en) Wheel and gear assembly
KR20160101120A (ko) 양방향 베어링, 구동 트레인, 플래너터리 기어 및 풍력 발전기
CN102753858A (zh) 具有提高的承载能力的行星齿轮传动系
CN107117300A (zh) 基于共轴多旋翼姿态调整的无人飞行器
CN103466087A (zh) 一种倾转旋翼飞机的短舱倾转机构
CN106813537A (zh) 一种四轴组合精密驱动的舵机装置
EP3798092A1 (en) Steering column and vehicle
CN102777545A (zh) 一种飞行器及其长寿命电动舵机
CN112298537B (zh) 一种直驱四舵机双旋翼纵列式无人直升机及其控制方法
CN104443445A (zh) 一种阻尼管支架式减振适配器
CN204536862U (zh) 推力矢量控制的机电伺服***
CN101513928A (zh) 基于球齿轮机构的全方位主动矢量推进水下螺旋桨装置
CN203753402U (zh) 传动机构和多旋翼飞行器
CN104373494B (zh) 一种多自由度金属橡胶阻尼器
US1990606A (en) Shafting for power transmission
CN107614932B (zh) 包括伞齿轮和力平衡设备的行星齿轮系
CN102765475A (zh) 一种飞行器及其抗大弯矩电动舵机
KR101690912B1 (ko) 교차반전 회전익기
CN108100267B (zh) 一种马达集群动力***

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
ASS Succession or assignment of patent right

Owner name: JIAXING SHENYUAN SHINING AVIATION TECHNOLOGY CO.,

Free format text: FORMER OWNER: WANG CHENFAN

Effective date: 20150109

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
COR Change of bibliographic data

Free format text: CORRECT: ADDRESS; FROM: 102200 CHANGPING, BEIJING TO: 314000 JIAXING, ZHEJIANG PROVINCE

TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20150109

Address after: Jiaxing City, Zhejiang province 314000 Nanhu District Ling Gong Tang Road No. 3339 (Jiaxing city) building 1, room 329

Applicant after: Jiaxing far reaching Aviation Technology Co.,Ltd.

Address before: 102200 Beijing City, Changping District Agricultural College Road WITHUB District Lingxiu Jiu A5-1-902

Applicant before: Wang Chenfan

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20160302

Address after: 100085 Beijing, Haidian District, No. ten on the ground floor, No. 1, building 14, floor 1402, 4

Applicant after: BEIJING SHENYUAN SHINING TECHNOLOGY Co.,Ltd.

Address before: Jiaxing City, Zhejiang province 314000 Nanhu District Ling Gong Tang Road No. 3339 (Jiaxing city) building 1, room 329

Applicant before: Jiaxing far reaching Aviation Technology Co.,Ltd.

C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20181206

Address after: 646000 No. 347 South Zhangjiaci Road, Shidong Street, Longmatan District, Luzhou City, Sichuan Province

Patentee after: Southwest UAV Technology Co.,Ltd.

Address before: 100085 Floor 1402, Building 4, No. 1 Hospital, Shangdi Tenth Street, Haidian District, Beijing

Patentee before: BEIJING SHENYUAN SHINING TECHNOLOGY Co.,Ltd.

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20160824