本發(fā)明涉及飛行器領域，具體為一種立式共軸雙旋翼飛行器。

背景技術：

由于現(xiàn)有的載人飛行器多采用坐式，從而形成了傳統(tǒng)機身樣式，在傳統(tǒng)載人飛行器中，發(fā)動機連接減速器方式如圖1所示，所述下錐齒輪53與內(nèi)旋翼軸54連接，上錐齒輪51與外旋翼軸55連接，發(fā)動機輸出軸30與減速器的側錐齒輪52連接，所述側錐齒輪52使上錐齒輪51和下錐齒輪53等角速度且方向相反的轉動?，F(xiàn)有發(fā)動機布置方式都是通過圖1中側錐齒輪52上傳入發(fā)動機扭矩的，這種傳動方式，使載人飛行器不僅體積很大，還會造成飛行器的重心偏離其中心線。使飛行器飛行穩(wěn)定性較差。

技術實現(xiàn)要素：

有鑒于此，本發(fā)明提供了一種立式共軸雙旋翼飛行器，從而解決了現(xiàn)有載人飛行器體積過大、過寬的缺點，能夠使飛行器結構更加緊湊、小巧。

為了達到上述目的，本發(fā)明主要提供如下技術方案：

通過一種立式共軸雙旋翼飛行器，所述飛行器包括底座，所述底座上方依次設有油箱、發(fā)動機和旋動系統(tǒng)；

所述旋動系統(tǒng)經(jīng)減速箱與所述發(fā)動機連接；

在所述底座的上方還設有支架；

在所述油箱和所述發(fā)動機外部設有殼體，所述殼體與所述支架固定連接；

所述支架的靠近所述殼體處設有操控裝置和尾翼，所述操控裝置包括操控手臂，所述操控手臂向第一方向延伸，所述尾翼沿第二方向延伸，所述第一方向與所述第二方向為相反的方向。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，所述旋動系統(tǒng)包括上旋翼、下旋翼、內(nèi)旋翼軸、外旋翼軸、槳轂和傾斜盤；所述減速箱包括上錐齒輪、側錐齒輪和下錐齒輪，所述側錐齒輪分別與所述上錐齒輪和所述下錐齒輪嚙合，所述發(fā)動機的動力輸出軸與所述下錐齒輪嚙合，所述下錐齒輪的轉動方向與所述發(fā)動機的動力輸出軸的轉動方向相同；

所述下錐齒輪與所述內(nèi)旋翼軸固定連接，所述上錐齒輪與所述外旋翼軸固定連接，所述側錐齒輪使所述上錐齒輪和所述下錐齒輪等角速度且方向相反的轉動，所述內(nèi)旋翼軸和所述外旋翼軸分別帶動所述上旋翼、所述下旋翼等速、反方向且同一軸心旋轉。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，

所述槳轂為無鉸式槳轂，所述傾斜盤為球心轉盤式，所述槳葉的外部由玻璃纖維預浸料的材料制備，所述槳葉的內(nèi)部填充材料所形成的結構為定型泡沫裝或定型蜂窩狀。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，所述操控裝置還包括總距油門和航向桿以及周期變距桿，所述總距油門和航向桿用于對所述飛行器的升降進行控制，所述周期變距桿用于對所述飛行器的飛行方向進行控制。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，在所述殼體上端向第一方向延伸有頭部保護裝置。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，所述頭部保護裝置包括顯示單元和透明防護罩，所述顯示單元與所述操控系統(tǒng)電連接，所述顯示單元為超薄軟屏液晶顯示器，所述顯示單元用于對飛行性能參數(shù)和飛行環(huán)境參數(shù)進行顯示。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，在所述頭部保護裝置下方設有安全穿戴裝置；和/或

在所述支架的第一方向上設有腿部固定裝置；和/或

在所述底座上設有站立緩沖器。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，所述減速箱包括離合器，所述離合器為離心式超越離合器。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，所述殼體為玻璃纖維材質(zhì)，所述底座和支架為鋁合金材質(zhì)。

上述的立式共軸雙旋翼飛行器中，所述操控裝置還包括雙飛控制系統(tǒng)，所述雙飛控制系統(tǒng)包括智能系統(tǒng)和自動報警系統(tǒng)，其中：

所述智能系統(tǒng)包括自檢單元、鎖定單元、自動蔽障單元和懸停單元；

所述自動報警系統(tǒng)包括電量警報單元、障礙物警報單元、目的地提示單元、飛行參數(shù)警報單元。

借由上述技術方案，本發(fā)明提出的一種立式共軸雙旋翼飛行器至少具有下列優(yōu)點：

本發(fā)明所提供的立式共軸雙旋翼飛行器結構緊湊、質(zhì)量輕、占地面積小。

上述說明僅是本發(fā)明技術方案的概述，為了能夠更清楚了解本發(fā)明的技術手段，并可依照說明書的內(nèi)容予以實施，以下以本發(fā)明的較佳實施例并配合附圖詳細說明如后。

附圖說明

圖1為現(xiàn)有技術中發(fā)動機和減速器連接方式的結構示意圖；

圖2為本發(fā)明飛行器的結構示意圖；

圖3為本發(fā)明飛行器的前視圖；

圖4為本發(fā)明飛行器的內(nèi)部結構示意圖；

圖5為本發(fā)明發(fā)動機的發(fā)動機和減速器連接方式的結構示意圖。

具體實施方式

為更進一步闡述本發(fā)明為達成預定發(fā)明目的所采取的技術手段及功效，以下結合附圖及較佳實施例，對依據(jù)本發(fā)明提出的一種立式共軸雙旋翼飛行器的具體實施方式、結構、特征及其功效，詳細說明如后。在下述說明中，不同的“一實施例”或“實施例”指的不一定是同一實施例。此外，一或多個實施例中的特定特征、結構、或特點可由任何合適形式組合。

如圖2至圖5所示的所述立式共軸雙旋翼飛行器，所述飛行器包括底座1，所述底座1上方依次設有油箱2、發(fā)動機3和旋動系統(tǒng)4；所述旋動系統(tǒng)4經(jīng)減速箱5與所述發(fā)動機3連接；在所述底座1的上方還設有支架6；在所述油箱2和所述發(fā)動機3外部設有殼體7，所述殼體7與所述支架6固定連接；所述支架6的靠近所述殼體7處設有操控裝置和尾翼9，所述操控裝置包括操控手臂8，所述操控手臂8向第一方向延伸，所述尾翼9沿第二方向延伸，所述第一方向與所述第二方向為相反的方向。

也就是說，所述油箱2、發(fā)動機3和旋動系統(tǒng)4處于所述飛行器的中軸線上，所述操控裝置置于所述飛行器的前端，所述尾翼9置于所述飛行器的后端。駕駛員在駕駛所述立式共軸雙旋翼飛行器時，體態(tài)為站立狀態(tài)。所述油箱2中的燃油通過所述燃油輸送泵20輸送至所述發(fā)動機3中。

所述的旋動系統(tǒng)4為飛行器的旋翼在動力作用下，旋轉產(chǎn)生上升、下降、前進、后退、左轉、右轉的系統(tǒng)。所述操控裝置是控制所述飛行器飛行狀態(tài)和飛行參數(shù)的系統(tǒng)。

本實施例中，所述發(fā)動機3的動力輸出軸直接向所述旋動系統(tǒng)4的內(nèi)旋翼軸54嚙合。所述內(nèi)旋翼軸54與所述減速箱5的下錐齒輪連接，從而帶動所述下錐齒輪轉動。

本實施例中，所述底座1的占地面積很小，所述殼體7在地面上的垂直投影面積也很小，所述上旋翼、下旋翼在轉動時形成槳盤，所述槳盤的直徑為3.2m。在所述飛行器在停在地面上時，所述上旋翼和所述下旋翼沿航向方向平行設置，從而能夠減少所述飛行器的占地面積。也就是說，本發(fā)明提供的飛行器十分小巧。

本實施例中，為了使所述上旋翼和所述下旋翼沿航向方向平行設置，可以通過所述操控系統(tǒng)在所述飛行器到達目的地時，對所述上旋翼和所述下旋翼的狀態(tài)進行調(diào)整，使所述上旋翼和所述下旋翼變?yōu)樯鲜鰻顟B(tài)。

本實施例中，所述底座1的占地面積大概為2㎡。

作為可以變換的實施方式，所述槳盤的直徑可以為2.5～3.7m之間的任意數(shù)值。其中，所述槳盤的直徑和轉速成反比，所述槳盤的直徑的為2.5m時，所述飛行器飛行時的轉速為1100rpm，所述槳盤的直徑的為3.7米時，所述飛行器飛行時的轉速為700rpm。

本實施例中，所述飛行器的機高為2.45m。能夠保證駕駛員可以在站立狀態(tài)下進行飛行操作。

所述飛行器的上旋翼和下旋翼是共軸反槳，在航向方向平行呈一字，所述上旋翼和下旋翼可以等速，反向旋轉，旋轉180°時，再次成為一字。

為了進一步的節(jié)約所述飛行器在停止時的占地控件，可以將所述上旋翼和所述下旋翼設置成折疊旋翼。

本發(fā)明的散熱器12設置在所述發(fā)動機3的朝向所述第二方向的一側，也就是說，所述散熱器12朝向所述飛行器的尾部，從而，所述散熱器12在散熱時，不會導致駕駛員的不適。

本發(fā)明中，所述油箱2通過油箱支架固定在所述底座1上。

本發(fā)明的另一實施方式提供了一種立式共軸雙旋翼飛行器，進一步地，所述旋動系統(tǒng)4包括上旋翼、下旋翼、內(nèi)旋翼軸54、外旋翼軸55、槳轂和傾斜盤；所述減速箱5包括上錐齒輪51、側錐齒輪52和下錐齒輪53，所述側錐齒輪52分別與所述上錐齒輪51和所述下錐齒輪53嚙合，所述發(fā)動機3的動力輸出軸與所述下錐齒輪53嚙合，所述下錐齒輪53的轉動方向與所述發(fā)動機3的動力輸出軸的轉動方向相同；所述下錐齒輪53與所述內(nèi)旋翼軸54固定連接，所述上錐齒輪51與所述外旋翼軸55固定連接，所述側錐齒輪52使所述上錐齒輪51和所述下錐齒輪53等角速度且方向相反的轉動，所述內(nèi)旋翼軸54和所述外內(nèi)旋翼軸55分別帶動所述上旋翼、所述下旋翼等速、反方向且同一軸心旋轉。所述側錐齒輪52起到傳動和轉向作用。所述發(fā)動機輸出軸30與所述下錐齒輪53連接。

為了保證在飛行過程中，駕駛員的頭部能夠得到有效保護，所述飛行器在所述殼體7上端向第一方向延伸有頭部保護裝置70。在使用時，駕駛員的頭部能夠置于所述頭部保護裝置70中。

為了方便駕駛員使用所述頭部保護裝置70，所述頭部保護裝置70與所述殼體7轉動連接。

當然，作為可以變換的實施方式，所述頭部保護裝置70也可以通過在所述殼體7上下滑動來實現(xiàn)方便駕駛員的佩戴。

具體實施時，所述頭部保護裝置70包括顯示單元和透明防護罩，所述顯示單元與所述操控系統(tǒng)電連接，所述顯示單元用于對飛行性能參數(shù)和飛行環(huán)境參數(shù)進行顯示。所述顯示單元為超薄軟屏液晶顯示器，所述超薄軟屏液晶顯示器為軟屏，所述軟屏貼附在透明防護罩上?？梢愿鶕?jù)視覺需求對所述超薄軟屏液晶顯示器的位置進行調(diào)整。

其中：所述飛行性能參數(shù)包括飛行速度、高度、位置、航線、指令地點、剩余電量、電機轉速、飛行時間、艙內(nèi)溫度等參數(shù)。所述飛行環(huán)境相關參數(shù)：濕度、溫度、風速、氣壓、周圍環(huán)境等參數(shù)。

本發(fā)明還提供了另一實施方式，在本實施方式中，所述飛行器在所述頭部保護裝置70下方設有安全穿戴裝置71。駕駛員的軀干可以通過安全穿戴裝置71固定，從而能夠保證駕駛員的高空安全。

具體實施時，所述安全穿戴裝置71還可以采用安全帶簡易直垮式。

本發(fā)明還提供了另一實施方式，在本實施方式中，所述安全穿戴裝置71包括充氣氣囊，所述充氣氣囊在飛行器高速墜落時，進行充氣，從而能夠保證駕駛員的安全。

本發(fā)明還提供了另一實施方式，在本實施方式中，在所述支架6的第一方向上設有腿部固定裝置。

本發(fā)明還提供了另一實施方式，在本實施方式中，在所述底座1上設有站立緩沖器11。所述站立緩沖器11包括彈簧和支撐面，駕駛員的腳步放置在所述支撐面上。飛行器在快速上升過程中，所述彈簧能夠減少超重反應對駕駛員腳和腿產(chǎn)生的損傷。

作為可以變換的實施方式，所述彈簧還可以替換為緩沖柔性結構體或其他彈性結構體，例如硅膠、氣墊等。

進一步地，在上述實施方式中，所述操控裝置還包括總距油門和航向桿以及周期變距桿，所述總距油門和航向桿用于對所述飛行器的升降進行控制，所述周期變距桿用于對所述飛行器的飛行方向進行控制?？偩嘤烷T和航向桿前后推拉通過同步控制旋翼的槳距(即槳葉的攻角)和油門，使槳葉的升力增加(縮小)同時，發(fā)動機3加大(減小)油門，使內(nèi)動力(氣動力)和外動力(發(fā)動機3動力)統(tǒng)一。總距油門和航向桿左右偏轉通過控制下下槳葉變距來使上下槳葉氣動力出現(xiàn)不平衡，根據(jù)動量平衡原理，使飛行器航向偏轉。

周期變距是指操縱桿控制傾斜盤拉桿，使傾斜盤發(fā)生傾斜，槳距角根據(jù)槳葉的旋轉位置發(fā)生周期性變化，因為相位之后，槳盤升力不對稱等因素，使槳盤面發(fā)生傾斜盤同方向的傾斜，飛行器朝著傾斜的方向飛行。

本實施例中，操控裝置的控制方式采用電傳控制。所述操控手臂8上設有搖桿。其中：所述總距油門和航向桿為駕駛員的左手搖桿，所述左手搖桿在前推時，所述飛行器上升；所述左手搖桿在后拉時，所述飛行器下降；所述左手搖桿在中部時，所述飛行器高度不變(懸?；蚱斤w狀態(tài))；所述左手搖桿左拉時，航向左轉彎；所述左手搖桿右推時，航向右轉彎。

駕駛人員通過控制左手搖桿前后操縱，使總距和油門一體化進行，在增加槳距時，發(fā)動機3的油門加大；在減少槳距時，發(fā)動機3的油門減小。

左手搖桿左右移動來控制飛行器的航向變距舵機。舵機搖桿使下槳葉槳距發(fā)生變化，根據(jù)轉動動量平衡原理，飛行器完成航向轉彎飛行。

所述周期變距桿為駕駛員的右手搖桿，能夠對飛行器的飛行方向進行控制。其中：將所述周期變距桿前推時，所述飛行器向前飛；將所述周期變距桿后拉時，所述飛行器向后退；將所述周期變距桿左推時，所述飛行器向左移；將所述周期變距桿右推時，所述飛行器向右移。

進一步地，在上述實施方式中，所述旋動系統(tǒng)4包括傾斜盤、槳轂和兩組非對稱槳葉，其中：所述槳轂為無鉸式槳轂，所述傾斜盤為球心轉盤式，所述槳葉由玻璃纖維預浸料的環(huán)氧樹脂的材料制備，所述槳葉材料所形成的結構為定型泡沫裝或定型蜂窩狀，從而能夠使所述槳葉不僅能夠保證很高強度，又能使所述槳葉的重量大大降低。所述無鉸式槳轂結構簡單，沒有揮舞鉸和擺振鉸，只有變距鉸。所述上旋翼、下旋翼的揮舞和擺振依靠槳根的彈性來實現(xiàn)。其結構適合于超輕重量的飛行器，因為槳葉短、轉速快使其發(fā)生揮舞和擺振的幅度小很多。通過上述槳葉和上述槳轂的設置，能夠使所述飛行器的上半部質(zhì)量大大減輕。

上傾斜盤與內(nèi)旋翼軸相連，可以沿軸向上下移動；下傾斜盤與外旋翼軸相連，不能上下移動。球心式轉盤傾斜可以同時進行周期變距、總距、航向操控。槳葉的安裝角角度，通過調(diào)節(jié)變距拉桿的長度來實現(xiàn)。所述槳葉通過螺紋調(diào)距進行安裝。

進一步地，在上述實施方式中，所述減速箱5包括離合器，所述離合器為離心式超越離合器。當發(fā)動機3轉速達到一定轉速的時候，離合器通過離心塊的離心力閉合，帶動減速箱5齒輪轉動。避免發(fā)動機3因啟動載荷過大而啟動困難，可以調(diào)節(jié)離合器離心塊的質(zhì)量來調(diào)節(jié)離合發(fā)生的轉速。發(fā)動機3能夠通過離合器帶動旋翼系統(tǒng)旋轉，當旋翼轉速超過發(fā)動機3的轉速時，離合器發(fā)生超越，不能帶動發(fā)動機3轉動(一般發(fā)生在發(fā)動機3熄火的時候出現(xiàn))。

具體實施時，所述減速器的減速比為3:1；所述離合器主要材料為合金鋼；旋翼軸轉速為700rpm；所述離合器許用轉速為3000rpm；所述離合器離心合轉速為300rpm。

進一步地，在上述實施方式中，所述殼體7為玻璃纖維材質(zhì)，所述底座1和支架6為鋁合金材質(zhì)。玻璃纖維相對于碳纖維價格低很多，而且玻璃纖維不會屏蔽無線電(gps)信號。底座1和支架6采用延展性好且重量輕的鋁合金材料，避免降落、突風載荷的時候產(chǎn)生沖擊而斷裂，發(fā)生破壞的時候也不會產(chǎn)生“刀狀邊緣”而對相關系統(tǒng)、構件或駕駛員形成傷害。

所述右手操縱桿控制兩個周期變距舵機，通過舵機搖桿的推拉完成傾斜盤傾斜，使槳葉發(fā)生周期性變距，使升力發(fā)生定向傾斜，完成不同方向飛行動作。

進一步地，在上述實施方式中，所述操控裝置還包括雙飛控制系統(tǒng)，所述雙飛控制系統(tǒng)包括智能系統(tǒng)和自動報警系統(tǒng)，其中：所述智能系統(tǒng)包括自檢單元、鎖定單元、自動蔽障單元和懸停單元；所述自動報警系統(tǒng)包括電量警報單元、障礙物警報單元、目的地提示單元、飛行參數(shù)警報單元。

所述自檢單元能夠對航電系統(tǒng)加電情況進行自檢。所述鎖定單元能夠對飛行狀態(tài)進行鎖定。所述自動蔽障單元能夠對通過攝像頭、gps、磁性慣導等采集的信號輸入，經(jīng)過中央分析系統(tǒng)分析，然后自動輸出信號調(diào)節(jié)或者補償控制系統(tǒng)，使飛行器自行躲避障礙、或者提示或警告駕駛員完成相應操作。

所述懸停單元，能夠使所述飛行器到達指令地點時，自動進入懸停狀態(tài)，通關揚聲器發(fā)出到達目的地的通知。

所述智能系統(tǒng)，還能夠保證外部環(huán)境不適合起飛時，自動鎖死旋動系統(tǒng)4，不執(zhí)行起飛任務。

所述電量警報單元，能夠使所述飛行器在剩余電量到達臨界點時進行警報，例如當電量剩余20％時，所述電量警報單元發(fā)出警報。

所述目的地提示單元，能夠在所述飛行器到達指令地點進行提示。

當飛行前溫度、濕度、風速等不具備起飛條件或動力艙溫度過高，所述飛行參數(shù)警報單元發(fā)出警報。

具體實施時，所述旋動系統(tǒng)4的旋翼軸轉速為700rpm；最大起飛重量為250～300kg；空機重量為180～200kg；商用載荷≤100kg最大平飛速度：80km/h；經(jīng)濟巡航速度為60km/h；最大前爬升速率為3m/s；最大爬升高度為500m；續(xù)航時間為30min；最大懸停高度為300m；最長懸停時間為5min；發(fā)動機3功率為80～100hp；百里油耗為10l；郵箱容積為12l。

進一步地，本發(fā)明還提供了另一實施方式，所述飛行器還包括照明系統(tǒng)，所述照明系統(tǒng)包括航向燈單元和著陸照明單元。所述航向燈單元設置在所述操控手臂8正前方，能夠對所述飛行器的飛行方向進行照明；所述著陸照明單元設置在所述起落架下方，用于對飛行器著陸照明。

進一步地，本發(fā)明還提供了另一實施方式，所述飛行器還包括防風罩，所述放風罩設置在所述飛行器的最前端，用于對駕駛員進行放風保護，所述防風罩為透明材料制成，所述防風罩與所述殼體7轉動連接，在駕駛員上下飛機時，所述防風罩轉動到所述殼體7上方，以方便駕駛員上下飛機。

進一步地，本發(fā)明還提供了另一實施方式，所述起落架為單盤多點著陸結構。所述單盤多點著陸結構為多觸點減震裝置，從而可以減少地面共振的發(fā)生，單盤用來均衡多觸點觸地傳遞載荷。

以上所述，僅是本發(fā)明的較佳實施例而已，并非對本發(fā)明作任何形式上的限制，依據(jù)本發(fā)明的技術實質(zhì)對以上實施例所作的任何簡單修改、等同變化與修飾，均仍屬于本發(fā)明技術方案的范圍內(nèi)。