具双层导流组件的推进装置及具有其的飞行载具的制作方法

1.本发明涉及飞行器的技术领域，尤其涉及一种具有双层导流组件的推进装置及具有其的飞行载具。


背景技术：

2.一部分的轻型飞行载具是在机翼上设置涡轮推进器，借由喷射气流在空中飞行。利用转动整个涡轮推进器来改变喷射气流的方向，以使飞行载具能在空中做出例如转弯、爬升或下降等改变飞行方向的动作。然而，涡轮推进器通常具有较大的质量，以至于转动涡轮推进器需要较大的力量。加上，让整个涡轮推进器转动的机械结构通常也相当复杂。如此，增加飞行载具的能量消耗。


技术实现要素：

3.本发明提供了一种简单且可减少能量损耗的推进装置的双层导流设计及使用其的飞行载具。
4.本发明所提供的推进装置适用于飞行载具，包括推进主体、第一层导流组件以及第二层导流组件。推进主体包括壳体和其内的推进风扇、气流吸入口以及气流排出口，且气流吸入口以及气流排出口分别位于壳体的相对两侧。第一层导流组件包括前段导流环、至少一第一层导流片；第二层导流组件包括后段导流件以及至少一第二层导流片。前段导流环设置于气流排出口的外侧，且具有第一轴心，其中前段导流环沿第一转轴而适于相对气流排出口摆动，而第一转轴与第一轴心交错。至少一第一层导流片固定于前段导流环内，并沿着第一转轴而延伸。后段导流件设置于前段导流环相对于气流排出口的一侧，其中前段导流环位于后段导流件与气流排出口之间，后段导流件具有与第一轴心同轴的第二轴心，其中后段导流件沿第二转轴而适于相对气流排出口摆动，而第二转轴与第二轴心交错，且第一转轴与第二转轴相互不平行。至少一第二层导流片固定于后段导流件内，并沿着第二转轴而延伸。
5.本发明所提供的飞行载具包括载具主体、机翼以及前述推进装置。机翼设置于载具主体上，而推进装置设置于机翼之下。
6.本发明实施例的推进装置因具有第一层导流组件以及第二层导流组件，且第一层导流组件沿第一转轴而适于相对气流排出口摆动、第二层导流组件沿第二转轴而适于相对气流排出口摆动，其中第一转轴与第二转轴相互不平行，因此，第一层导流组件与第二层导流组件两者的分别摆动有助于将喷射气流做更有效率的利用，进而减少能量消耗。
7.上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。
附图说明
8.图1a为本发明一实施例的推进装置的立体示意图。
9.图1b为图1a所示实施例的俯视示意图。
10.图1c为图1a所示实施例的分解示意图。
11.图2a为本发明另一实施例的推进装置的立体示意图。
12.图2b为图2a所示实施例的侧视示意图。
13.图3a为本发明一实施例的飞行装置的立体示意图。
14.图3b为图3a所示实施例另一角度的立体示意图。
具体实施方式
15.本发明提供一种具双层导流组件的推进装置，适用于飞行载具。如图1a所示实施例，推进装置10包括推进主体20、第一层导流组件40以及第二层导流组件70。推进主体20包括壳体300、气流吸入口310以及气流排出口320，而气流吸入口310及该气流排出口320分别位于壳体300的相对两侧。图1b为本实施例的俯视示意图，其中以虚线透视壳体300的内壁。气流吸入口310及气流排出口320之间的内壁构成流道325。如图1a～1b所示，气流吸入口310及气流排出口320为圆形，且流道325自气流吸入口310一侧往气流排出口320一侧渐缩，从而有利于形成高速的喷射气流。本发明不限制流道325的形状以及气流吸入口310或气流排出口320的形状。
16.推进装置10还可包括推进风扇(图未示)设置于推进主体20内。进一步而言，推进装置10可有一组推进风扇设置于壳体300的气流吸入口310、另一组推进风扇设置于气流排出口320而用以产生推进力。
17.进一步参考图1c。第一层导流组件40设置于气流排出口320外，可用以调整喷射气流，其包括前段导流环500以及至少一第一层导流片510，其中至少一第一层导流片510固定于前段导流环500内。
18.前段导流环500设置于气流排出口320的外侧，具体为筒环结构，且具有第一轴心c1。在本实施例中，第一轴心c1大致对齐气流排出口320的圆心(图未示)。前段导流环500的宽度较佳不大于气流排出口320的宽度，且前段导流环500与气流排出口320可相应并形状全等。在本实施例中，前段导流环500的直径略小于气流排出口320的直径。前段导流环500及固定其中的第一层导流片510并可相对于气流排出口320摆动。进一步而言，本实施例的前段导流环500沿第一转轴a1摆动，其中第一转轴a1与第一轴心c1交错。至少一第一层导流片510沿第一转轴a1延伸，且第一层导流片510所在的平面可与筒环结构的高度h1方向一致。
19.本实施例还包括第一内导流件530。如图1c所示，第一内导流件530设置于前段导流环500内。第一内导流件530可为环形件，与前段导流环500同心圆设置且由第一连接杆550连接于前段导流环500。第一连接杆550可为片状，且杆片所在的平面可位于筒环结构的高度h1方向上。第一连接杆550还可通过该第一轴心c1，并以相对两端连接于前段导流环500的内壁，其中第一连接杆550可与第一层导流片510相互正交而呈十字结构。
20.第二层导流组件70设置于第一层导流组件40相对于气流排出口320的一侧，而第一层导流组件40是位于第二层导流组件70与气流排出口320之间。第二层导流组件70包括
后段导流件600以及至少一第二层导流片620，其中至少一第二层导流片620固定于后段导流件600内。后段导流件600及固定其中的第二层导流片620亦可相对气流排出口320摆动。进一步而言，后段导流件600沿第二转轴a2摆动，其中第二转轴a2与后段导流件600上的第二轴心c2交错，第二轴心c2与第一轴心c1同轴，而第二转轴a2与第一转轴a1相互不平行。第二转轴a2可与第一转轴a1相互正交，本发明不以此为限。
21.在图1a～1c所示实施例中，后段导流件600具有筒环结构，且第二轴心c2位在环心上。后段导流件600的直径略小于前段导流环500的直径，本发明不以此为限。至少一第二层导流片620沿第二转轴a2沿伸，且第二层导流片620所在的平面亦位在后段导流件600的筒环结构的高度h2方向上。
22.本实施例还包括第二内导流件640。如图1c所示，第二内导流件640设置于后段导流件600内。第二内导流件640可为环形件，与后段导流件600同心圆设置且由第二连接杆660连接于后段导流件600。第二连接杆660可为片状，且杆片所在的平面可与环形件的高度h2方向一致。第二连接杆660还可通过第二轴心c2，并以相对两端连接于后段导流件600的内壁，其中第二连接杆660可与第二层导流片620相互正交而呈十字结构。
23.综上，第一层导流组件40、第二层导流组件70依序设置于气流排出口320的外侧且都可调整由推进主体20来的喷射气流，因此一方面让飞行载具朝向预定方向飞行，并将喷射气流做更有效率的利用，另一方面，第一层导流组件40、第二层导流组件70沿不同转轴各自摆动，因此可分别受到调控并协同产生对喷射气流的调整作用，产生更灵敏的控制效果。
24.本发明实施例的第一层导流组件40还包括连接部570。如图1a～1c所示，二连接部570配置在前段导流环500上，彼此相对、朝第二层导流组件70突伸，且连接于后段导流件600的相对两侧外壁。连接部570具体可为例如配置于筒环结构外壁的钣件且搭设于后段导流件600。连接部570与后段导流件600可通过现有方式相互固定。
25.本发明实施例还可包括连接件90。较佳而言，至少二连接件90分别配置于第一层导流组件40的前段导流环500的相对两侧外壁与壳体300间，且连接前段导流环500及壳体300。举例来说，连接件90大致成英文字母y的形态，以夹置的方式设置于气流排出口320的口缘，且可分别与壳体300的内、外壁以及前段导流环500的外壁连接。二连接件90在前段导流环500上的位置与连接部570所在的位置可相错，且较佳能在前段导流环500、后段导流件600以及壳体300间起到平衡稳定的作用。本实施例的二连接件90更沿着第一转轴a1配置，且二连接部570沿着第二转轴a2配置，从而前段导流环500上每90度间隔配置连接部570及连接件90，而有助提高稳定的效果。
26.本发明实施例还包括第一驱动件81以及第二驱动件82，分别适于驱动第一层导流组件40、第二层导流组件70的摆动。第一驱动件81可设置于前段导流环500的外侧，具有第一转动单元810与前段导流环500连接。第二驱动件82可设置于后段导流件600的外侧，具有第二转动单元820与后段导流件600连接。第一驱动件81及第二驱动件82可由飞行载具的飞行控制系统控制。第一驱动件81及第二驱动件82例如为马达，第一转动单元810及第二转动单元820具有例如旋翼状结构，且可由马达直接带动。
27.第一驱动件81可进一步设置于连接件90上，第二驱动件82可设置于连接部570上。连接件90及连接部570分别可设有孔部91、571，供第一转动单元810伸出连接件90、第二转动单元820伸出连接部570而得与前段导流环500及后段导流件600分别连接。第一转动单元
810及第二转动单元820的转动中心可分别位在第一转轴a1及第二转轴a2上。也就是说，连接件90定义出第一转轴a1，且使前段导流环500固定在第一转轴a1并受第一转动单元810驱动而摆动。连接部570定义出第二转轴a2，且使后段导流件600固定在第二转轴a2并受第二转动单元820驱动而摆动。
28.图2a～2b为本发明另一实施例的推进装置的立体示意图及侧视示意图。与图1a～1c所示实施例的差异在于，推进装置10a的第二层导流组件70a的后段导流件600a大致为矩形盒状，而第二转轴a2位在矩形的相对两边之间。推进装置10a并有多个第二层导流片620a平行第二转轴a2固定于后段导流件600a内。每一第二层导流片620a所在的平面与矩盒的高度h2方向一致。
29.第二转轴a2可进一步位在矩形的相对两长边的中间，并且第二层导流片620a的高度随着与第二转轴a2距离愈远而愈小。如图2b所示，后段导流件600a在相对于前段导流环500一侧可具有屋顶造型。具所述造型的后段导流件600a及其内的多个第二层导流片620a并将后段导流件600a内的空间分为多个流道625。流道625的长度并由中央朝两旁减少。
30.在其他实施例中，推进装置还可包括第三层导流组件(未图示)。第三层导流组件可包括导流件、导流片，其中导流片具体可近似上述的第一层导流片510或第二层导流片620，导流件具体可近似上述的前段导流环500、后段导流件600或600a。举例来说，前述的推进装置10还可包括由矩盒状导流件及多个导流片组成的第三层导流组件，推进装置10a还可包括由环状导流件及至少一导流片组成的第三层导流组件。第三层导流组件可沿第三转轴而适于相对气流排出口摆动，且第三转轴较佳与第一转轴a1及第二转轴a2相互不平行。
31.本发明还提供一种飞行载具。如图3a～3b所示，本发明实施例的飞行载具1包括载具主体11、机翼12以及前述推进装置10。机翼12设置于载具主体11上，而推进装置10设置于机翼12之下，其中机翼12可为屋型机翼。因推进装置10的前段导流环500、后段导流件600可分别受到调控并协同产生对喷射气流的调整作用，对于气流的控制且更灵敏，因此有助提升使飞行载具1的工作表现并减少能量的损耗。飞行载具1亦可配置本发明的其他推进装置例如推进装置10a。
32.以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的方法及技术内容作出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。