CN115667071A - 飞行器推力控制*** - Google Patents

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Abstract

一种飞行器推力控制***包括中央动力单元和***动力单元。该中央动力单元包括上螺旋桨和下螺旋桨，该上螺旋桨和该下螺旋桨上下布置并且适于沿相反的方向旋转，而该***动力单元的螺旋桨位于该中央动力单元的螺旋桨的空气动力运行范围之外。

Description

飞行器推力控制***
技术领域
本发明涉及一种电动向上推力飞行器，更具体地，涉及具有主向上推力螺旋桨机构和附加定向控制螺旋桨机构的无人驾驶飞行器。
背景技术
无论是在研究或军事领域，还是在民用应用中，无人驾驶飞行器或有人驾驶飞行器都在迅速普及。此类飞行器中的一种用于运送乘客或其他货物的飞行器为直升机和常规飞行无人机(其具有中央向上提升推力机构和辅助定向控制螺旋桨机构)的混合体。当在附加控制推力中心的帮助下通过电差动(变化的推力)进行控制时，此类***结合了直升机向上推力的正空气动力能特性和多螺旋桨无人机的正控制原理。
美国专利第US14/987,198号(公开号US2016/0304193)公开了一种多旋翼飞行工具，该多旋翼飞行工具具有纵向机身、乘客舱、前翼和后翼。每个机翼都具有安装在无刷电动机上的螺旋桨，用于控制飞行器的运动方向。用于产生主向上推力的中央动力单元包括空气动力管体、无刷电动机和螺旋桨。用于提升或降低飞行器的中央动力单元可包括一个螺旋桨或两个以相反方向旋转的螺旋桨。机翼中的动力单元具有倾斜能力，以控制飞行器的运动方向。该***的主要缺点是在中央动力单元和***动力单元中产生了陀螺效应和稳定效应，使飞行器在水平方向上的控制和运动变得困难。
本发明解决了现有技术中已知的缺点并提供了以下额外的优点：改进了无人驾驶飞行器和有人驾驶飞行器的能量参数，诸如空气动力推力与螺旋桨能量消耗的比率，即，以更少的能量消耗产生了更大的推力。
发明内容
飞行器推力控制***包括整体式主体(1)、安装在整体式主体(1)的中央部分中的中央动力单元(2)和安装在整体式主体(1)的分支(4)上的***动力单元(3)。中央动力单元(2)是一个功率相对较大的动力单元，其包括一个或多个无刷或其他类型的电机，以及螺旋桨(5.1、5.2)。中央动力单元(2)的一个或多个电机例如上下布置在一条轴线上，并且螺旋桨(5.1、5.2)沿相反的方向旋转。与中央动力单元(2)相比，***动力单元(3)为功率相对较低的单元。每个***动力单元(3)包括至少一个电动机(诸如无刷电动机)和至少一个螺旋桨(6.1、6.2)。***动力单元(3)相对于中央部分布置在整体式主体(1)的分支(4)上，例如布置在分支的远端处。所述分支(4)从中央动力单元(2)的螺旋桨(5.1、5.2)的中心旋转轴线径向延伸，并且在所述螺旋桨(5.1、5.2)的空气动力运行区之外。所有***动力单元(3)均为开放式单元。
附图说明
本发明的特征在权利要求中给出。然而，通过以下本发明的具体实施方式，可以更好的理解本发明，其中在不限制本方明范围的情况下，结合附图给出了本发明的示例性实施例，其中：
图1显示了具有开放式中央动力单元和四个开放式***动力单元的飞行器推力控制***的实施例。
图2显示了具有开放式中央动力单元和三个开放式***动力单元的飞行器推力控制***的实施例。
图3显示了具有容纳在管道中的中央动力单元和三个开放式***动力单元的飞行器推力控制***的实施例。
图4显示了具有容纳在管道中的中央动力单元和三个开放式***动力单元的飞行器推力控制***的实施例。
下面参考附图对本发明的最佳实施例进行描述。每个图都显示了相同项或等效项的相同编号。
具体实施方式
应当理解，为了提供对本发明实施例示例的完整且全面的描述，列出了许多具体细节。然而，本领域技术人员将理解，实施例示例的详细程度不会限制本发明的实施例，本发明的实施例可以在没有此类具体说明的情况下实施。为了确保实施例示例不会产生误导，没有对众所周知的方法、程序和组件进行详细描述。此外，本说明书不应被解释为限制所提供的示例性实施例，而是作为其实施方式。
尽管所示出和描述的本发明示例性实施例或其各方面包括在特定公共空间或位置描绘的组件，但一些组件也可以位于远处位置。还应理解，给出的示例不限于所描述的组件，而是包括其正常运行以及与其他组件交互所需的其他元件，这些元件的存在不言自明，因为没有详细说明。
术语：
“空气动力运行区”——螺旋桨顶部、底部和侧面的区域，在这些区域中，螺旋桨的旋转导致所产生的气流和周围空气团之间的气流呈速度梯度。
“整体式”意指通过铸造、印刷或其他类似方式生产以获得安装有附加元件的整体式主体。该整体式主体还可以由彼此刚性连接的单个组件组装而成。
飞行器推力控制***包括整体式主体(1)、安装在整体式主体(1)的中央部分中的中央动力单元(2)和安装在整体式主体(1)的分支(4)上的***动力单元(3)。该***还包括其他必要的电子和机械组件，这些电子和机械组件在本领域中是众所周知的并且被设计成对***进行操作和控制、以及将***连接到飞行器上。
中央动力单元(2)是一个功率相对较大的发动机，其包括一个或多个无刷或其他类型的电机和螺旋桨(5.1、5.2)。中央动力单元(2)的一个或多个电机例如上下布置在一条轴线上，并且螺旋桨(5.1、5.2)沿相反的方向旋转。螺旋桨(5.1、5.2)被布置成使得上面的一个螺旋桨(5.1)在与下面的第二螺旋桨(5.2)的旋转平面不同的平面中、与该旋转平面平行地旋转，并且两个螺旋桨(5.1、5.2)的一个或多个电机位于这些平面之间。中央动力单元的两个螺旋桨(5.1、5.2)允许对两个螺旋桨的扭转反应进行充分补偿，即，无需附加的空气动力补偿措施。这还补偿了(消除了)飞行器整体控制中所不需要的陀螺力矩。
与中央动力单元(2)相比，***动力单元(3)为功率相对较低的单元。***动力单元(3)主要被设计成相对于水平运动轴X和Z对飞行器推力控制***进行控制。每个***动力单元(3)包括至少一个电动机(诸如无刷电动机)和至少一个螺旋桨(6.1、6.2)。***动力单元(3)相对于中央部分布置在整体式主体(1)的分支(4)上，例如布置在分支的远端处。所述分支(4)从中央动力单元(2)的螺旋桨(5.1、5.2)的中心旋转轴线径向延伸，并且在螺旋桨(5.1、5.2)的空气动力运行区之外。所有***动力单元(3)均为开放式，其中螺旋桨(6.1、6.2)没有诸如空气动力管道等侧面覆盖物。
根据本发明的一个实施例，并且如图1所示，飞行器推力控制***包括开放式中央动力单元(2)和四个开放式***动力单元(3)，该开放式中央动力单元具有至少一个电机和如上述般布置的两个螺旋桨(5.1、5.2)。与中央动力单元(2)相比，***动力单元(3)的功率相对较低。***动力单元(3)主要被设计成相对于水平运动轴X和Z对飞行器推力控制***进行控制。每个***动力单元(3)包括一个电动机(诸如无刷电动机)和一个螺旋桨(6.1)。***动力单元(3)相对于中央部分布置在整体式主体(1)的分支(4)上，例如布置在分支的远端处。所述分支(4)从中央动力单元(2)的螺旋桨(5.1、5.2)的中心旋转轴线径向延伸，并且在螺旋桨(5.1、5.2)的空气动力运行区之外。所有***动力单元(3)均为开放式，其中螺旋桨(6.1)没有诸如空气动力管道等侧面覆盖物。***动力单元(3)的螺旋桨(6.1)在与中央动力单元(2)的上螺旋桨(5.1)基本相同的平面中运行。这些动力单元以90度的角度间隔径向布置。
根据本发明的另一个实施例，并且如图2所示，飞行器推力控制***包括开放式中央动力单元(2)和三个***动力单元(3)，该开放式中央动力单元具有至少一个电机和如上述般布置的两个螺旋桨(5.1、5.2)。***动力单元(3)相对于中央部分布置在整体式主体(1)的分支(4)上，例如布置在分支的远端处。所述分支(4)从中央动力单元(2)的螺旋桨(5.1、5.2)的中心旋转轴线径向延伸，并且在螺旋桨(5.1、5.2)的空气动力运行区之外。所有***动力单元(3)均为开放式，其中螺旋桨(6.1、6.2)没有诸如空气动力管道等侧面覆盖物。这些动力单元以120度角间隔径向布置。为了相对于飞行器的垂直轴线对三个***动力单元(3)进行空气动力补偿，三个***动力单元(3)中的每个***动力单元配备有上下两个功率相对较低的电动机和沿相反方向旋转的螺旋桨(6.1、6.2)。螺旋桨被布置成使得一个螺旋桨(6.1)在与第二螺旋桨(6.2)的旋转平面不同的一个平面中旋转。螺旋桨(6.1、6.2)的电机布置在例如此类平面之间。***动力单元(3)的上螺旋桨(6.1)在与中央动力单元(2)的上螺旋桨(5.1)基本相同的平面中运行。***动力单元(3)的下螺旋桨(6.2)在与中央动力单元(2)的下螺旋桨(5.2)基本相同的平面中运行。
根据本发明的又一个实施例，并且如图3所示，飞行器推力控制***包括中央动力单元(2)和四个开放式***动力单元(3)，该中央动力单元容纳在空气动力管道(7)中并且具有至少一个电机和如上述般布置的两个螺旋桨(5.1、5.2)。与中央动力单元(2)相比，***动力单元(3)的功率相对较低。***动力单元(3)主要被设计成相对于水平运动轴X和Z对飞行器推力控制***进行控制。每个***动力单元(3)包括一个电动机(诸如无刷电动机)和一个螺旋桨(6.1)。***动力单元(3)相对于中央部分布置在整体式主体(1)的分支(4)上，例如布置在分支的远端处。所述分支(4)从中央动力单元(2)的螺旋桨(5.1、5.2)的中心旋转轴线径向延伸，并且在螺旋桨(5.1、5.2)的空气动力运行区之外。所有***动力单元(3)均为开放式，其中螺旋桨(6.1)没有诸如空气动力管道等侧面覆盖物。***动力单元(3)的螺旋桨(6.1)在与中央动力单元(2)的上螺旋桨(5.1)基本相同的平面中运行。这些动力单元以90度的角度间隔径向布置。
根据本发明的又一个实施例，并且如图4所示，飞行器推力控制***包括中央动力单元(2)和三个***动力单元(3)，该中央动力单元容纳在空气动力管道(7)中并且具有至少一个电机和如上述般布置的两个螺旋桨(5.1、5.2)。***动力单元(3)相对于中央部分布置在整体式主体(1)的分支(4)上，例如布置在分支的远端处。所述分支(4)从中央动力单元(2)的螺旋桨(5.1、5.2)的中心旋转轴线径向延伸，并且在螺旋桨(5.1、5.2)的空气动力运行区之外。所有***动力单元(3)均为开放式，其中螺旋桨(6.1、6.2)没有诸如空气动力管道等侧面覆盖物。这些动力单元以120度的角度间隔径向布置。为了相对于飞行器的垂直轴线对三个***动力单元(3)进行空气动力补偿，三个***动力单元(3)中的每个***动力单元配备有上下两个功率相对较低的电动机和沿相反方向旋转的螺旋桨(6.1、6.2)。螺旋桨被布置成使得一个螺旋桨(6.1)在与另一个螺旋桨(6.2)的旋转平面不同的一个平面中旋转。螺旋桨(6.1、6.2)的电机布置在例如此类平面之间。***动力单元(3)的上螺旋桨(6.1)在与中央动力单元(3)的上螺旋桨(5.1)基本相同的平面中运行。***动力单元(3)的下螺旋桨(6.2)在与中央动力单元(2)的下螺旋桨(5.2)基本相同的平面中运行。
在本发明的所有实施例中，中央推力动力单元(2)与***动力单元(3)分隔开，使得：中央推力动力单元(2)根本不参与飞行器推力控制***在空中的运动方向的控制。中央动力单元(2)旨在产生更高或更低的提升力，从而获得更好的主推力能量参数。通过使用中央动力单元(2)的沿不同方向旋转的两个螺旋桨(5.1、5.2)，基本上达到了这一效果。
在本发明的所有实施例中，中央动力单元(2)的上螺旋桨(5.1)和***动力单元(3)的上螺旋桨(6.1)能够大致间隔与中央动力单元的上螺旋桨(5.1)的从螺旋桨(5.1)的端部起的直径相等的距离，安装在基本相同的水平上。中央动力单元(2)的下螺旋桨(5.2)和***动力单元(3)的下螺旋桨(6.2)能够大致间隔与中央动力单元的下螺旋桨(5.2)的从螺旋桨(5.2)的端部起的直径相等的距离，安装在基本相同的水平上。
在本发明的所有实施例中，中央动力单元(2)的螺旋桨(5.1、5.2)的尺寸例如可以如下：
-长度为0.4-1.5m，适用于小提升质量(5-60kg)和小功率(1-10kW)直立推力飞行器。该类别包括所有无人驾驶的垂直推力飞行器(电动直升机)，包括那些仅用于利用空气动力喷嘴垂直飞行的飞行器。主推力动力单元和控制动力单元两者均通过具有不同容量的单独的BLDC电动机提供动力，该电动机可由锂聚合物电池供电。
-长度为1.5-4m，适用于中等提升质量(60-800kg)和中等功率(10-100kW)垂直推力飞行器。该类别包括有人驾驶和无人驾驶的直立推力飞行器(电动直升机)。在这种情况下，根据设计和实际应用，主推力动力单元由大功率BLDC电动机驱动，或者(尤其在功率超过50kW的情况下)由内燃机(活塞式，Vankel型)或涡轮低功率发动机驱动。
-长度>4m，适用于大提升质量(>800kg)和大功率(>100kW)直立推力飞行器。该类别主要包括载有2名参与者以上的有人驾驶飞行器，但在某些情况下，也可以是具有较大提升力的无人驾驶飞行器。在这种情况下，考虑到最新的技术可能性，由于大容量电池质量过大，主推力动力单元不再是电动的；作为一种单独的情况，当由电线供电并且飞行器仅通过垂直Y轴并且非常局部地(例如，在竖直方向上提升或降低负载，只有轻微的水平移动)运行时，可以是电动的。如果飞行器也用于水平运行，主动力单元的电机必须是内燃机(活塞式，Vankel型)或适当功率的涡轮发动机。
在所有情况下，当动力单元(2、3)为电动BLDC电动机或为电子控制时，该动力单元由适当容量的电池供电。在中央动力单元(2)不基于电动机的情况下，***动力单元(3)的电池在整个飞行过程中，通过转动相应功率的发电机(交流发电机)，使用中央动力单元(2)的电机(例如，内燃机)的能量进行充电。
当选择***动力单元(3)的电动机的功率并且据此选择螺旋桨(6.1、6.2)的直径时，主要标准是产生所需的机械扭矩M，以便相对于X轴和Z轴使飞行器倾斜。力矩分别为由推力动力单元产生的推力Ftr与臂力L的乘积：
M＝Ftr.×L。
这取决于由飞行器的质量和惯性产生的力矩和陀螺力矩(如果有的话)。因此，***动力单元(3)与质心的距离、由动力单元产生的推力以及据此的螺旋桨(6.1、6.2)的直径必须在每种情况下单独计算。在本发明的所有实施例中，当飞行器推力控制***安装在飞行器结构中时，飞行器主体或货物必须位于控制***下方。这种布置产生了推力的重心在飞行器的重心上方的情况下，这使得整个***在飞行过程中相对于重心自稳定。
在本发明的所有实施例中，通过改变***动力单元(3.1、3.2)的螺旋桨(6.1、6.2)的转速，控制飞行器推力控制***在空中的运动方向。
以这种方式布置的中央动力单元(2.1、2.2)产生了推力控制***的大约90％的直立推力。以这种方式布置的***动力单元(6.1、6.2)产生了推力控制***的大约10％的直立提升力。推力分布百分比是根据总推力或飞行器的总提升质量计算的。
尽管本说明书包括本发明的诸多特征和优点以及结构细节和特征，但是本说明书是作为本发明实施例的示例给出的。根据权利要求书中使用的术语的所广泛理解的定义，在不脱离本发明的原理的情况下，可以在细节上、特别是在材料的形式、大小和布局上进行更改。

Claims (10)

1.一种飞行器推力控制***，所述飞行器推力控制***包括中央动力单元(2)和***动力单元(3)，其特征在于，所述中央动力单元(2)包括上螺旋桨(5.1)和下螺旋桨(5.2)，所述上螺旋桨和所述下螺旋桨上下布置并且适于沿相反的方向旋转，并且所述***动力单元(3)的螺旋桨(6.1、6.2)位于所述中央动力单元(2)的所述螺旋桨(5.1、5.2)的空气动力运行范围之外。
2.根据权利要求1所述的飞行器推力控制***，其中所述***包括四个***动力单元(3)，所述***动力单元的所述螺旋桨(6.1)适于在与所述中央动力单元(2)的所述上螺旋桨(5.1)基本相同的平面中运行。
3.根据权利要求1所述的飞行器推力控制***，其中所述***包括三个***动力单元(3)，每个***动力单元包括两个螺旋桨(6.1、6.2)，其中每个***动力单元(3)的所述上螺旋桨(6.1)适于在与所述动力单元(3)的所述下螺旋桨(6.2)相反的方向上旋转，并且其中每个***动力单元(3)的所述上螺旋桨(6.1)适于在与另一个所述螺旋桨(6.2)的旋转平面不同的一个平面中旋转，并且其中所述***动力单元(3)的所述上螺旋桨(6.1)在与所述中央动力单元(3)的所述上螺旋桨(5.1)基本相同的平面中，并且所述***动力单元(3)的下螺旋桨(6.2)在与所述中央动力单元(2)的所述下螺旋桨(5.2)基本相同的平面中运行。
4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器推力控制***，其中所述中央动力单元(2)的所述上螺旋桨(5.1)和所述***动力单元(3)的所述上空气螺旋桨(6.1)适于大致间隔与所述中央动力单元(2)的所述上螺旋桨(5.1)的从所述螺旋桨(5.1)的末端起的直径相等的距离，在基本相同的水平上运行，并且其中所述中央动力单元(2)的所述下螺旋桨(5.2)和所述***动力单元(3)的所述下空气螺旋桨(6.2)适于大致间隔与所述中央动力单元的所述下螺旋桨(5.2)的从所述螺旋桨(5.2)的末端起的直径相等的距离，在基本相同的水平上运行。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的飞行器推力控制***，其中所述中央动力单元(2)的所述螺旋桨(5.1、5.2)的长度为0.4-1.5m。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的飞行器推力控制***，其中所述中央动力单元(2)的所述螺旋桨(5.1、5.2)的长度为1.5-4m。
7.根据权利要求1至4中任一项所述的飞行器推力控制***，其中所述中央动力单元(2)的所述螺旋桨(5.1、5.2)的长度大于4m。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器推力控制***，其中所述中央动力单元(2)和所述***动力单元(3)为开放式。
9.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器推力控制***，其中所述中央动力单元(2)容纳在空气动力管道(7)中，并且所述***动力单元(3)为开放式。
10.一种飞行器，所述飞行器包括根据前述权利要求中任一项所述的飞行器推力控制***。
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