飞行器的制作方法

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种飞行器。

背景技术：

垂直起降飞行器通常指能够像直升机一样垂直起飞和降落，具备悬停能力，且能够以固定翼飞机的方式飞行的一类飞行器。与传统的直升机相比，具有更高的飞行速度和更远的航程，与传统固定翼飞机相比对起飞着陆场地的依赖性低。上述的优点，使得垂直起降飞行器在军事和民用方面将有着重要的应用价值。

垂直起降无人机面临很多困难，主要表现在以下几个方面：

1、垂起转平飞过程难度大

垂直起降转高效平飞无人机的转换过程一直是困扰此类无人机发展的一大难题，例如部分复合式直升机或组合式无人机在水平飞行时，靠垂直起降的旋翼以机身整体倾斜的方式来提供前进的动力，会降低固定翼攻角，且效率很低，旋翼在平飞中造成的阻力显然很大。而增加水平方向的推力系统又会使垂直起降的动力系统成为死重，造成飞机整体效率降低。

倾转类无人机，类似v-22“鱼鹰”的倾转旋翼机，由于旋翼在转换过程中的非定常气动特性难以确定，导致倾转旋翼或倾转机翼在过渡状态的动力学状态变得十分复杂，在倾转旋翼轴的方向转速发生比较大的变化，导致飞机的升力、推力及力矩也发生较大变化，在非定常非线性气动因素的影响下，传统飞行力学的分析方法可能会失效，目前还没有关于此类问题合适的研究方法。此外，类似前倾转机翼方案，尾翼上的两个螺旋桨受前面螺旋桨滑流的影响，效率降低。

尾座式垂直起降飞行器在进入转换过程前需要达到足够的速度，气动舵面和发动机推力耦合控制完成倾转，在过渡阶控制律的设计是面临的挑战。由于单纯靠尾流控制，悬停和垂直起降的精确控制较为困难。在有风的情况下尤其令人担心。

2、动力系统匹配困难

垂直起降飞行器要求发动机在垂直起降阶段拥有足够的推重比，而在水平飞行阶段机翼提供主要升力，升阻比较高，发动机需用推力远远小于垂直起降阶段，一般发动机难以在两种工作条件下都拥有较好的工作效率，制约了实际的应用。

螺旋桨在垂直起降阶段工作在高转速下，垂直方向的上升速度不大时，小桨距螺旋桨具有较高效率，而在平飞阶段工作在低转速下，高速前飞时往往需要增大桨距，普通定桨距的螺旋桨难以适应两种状态的差异，要兼顾两种飞行状态，需要对螺旋桨进行特殊设计。

垂直起降时为了实现动力系统在短时间内大功率输出，功重比高的电机往往是首选，但电池的能量密度限制了电动飞机续航时间，燃油发动机能保证续航时间，但在水平飞行时需要的功率小，造成发动机及其附属设备死重大，还存在可靠性差的缺点，油动活塞发动机较慢的响应速度更难以适应垂直起降和悬停过程中的精确控制。

以上问题导致了垂直起降飞行器动力系统匹配困难，需要综合考虑各种因素，建立优化模型，针对特定飞机找到合适的动力配置或动力组合。

3、耦合控制难度大

在垂直起降、悬停和高效平飞的过程中，只用到一套控制系统，这就需要对飞机全飞行过程进行准确的控制率设计。由于螺旋桨与机身、机翼等部件的气动干扰，这种干扰在不同的飞行状态对飞行控制的影响作用不同，控制系统的设计变得复杂。垂直起降和悬停时对发动机的控制要考虑到旋翼下洗的干扰，而在达到一定飞行速度后，舵面气动力的控制逐渐起到作用，这时发动机推力和舵面气动力的控制权限分配、耦合控制是核心问题，二者的耦合控制关系也需要适应飞行速度及姿态的改变。

技术实现要素：

本发明旨在至少在一定程度上解决上述技术问题之一。

为此，本发明提出一种飞行器，该飞行器采用油电混合动力系统，且同时具备垂直起降模式和水平起降模式。

根据本发明实施例的飞行器包括：所述飞行器具有水平起降模式和垂直起降模式，所述飞行器包括：机身，所述机身上设有起落架；机翼，所述机翼设在所述机身的左右两侧；尾翼，所述尾翼设在所述机身的尾部；主螺旋桨，所述主螺旋桨设在所述机身或所述机翼上；用于驱动所述主螺旋桨的油动活塞发动机，所述油动活塞发动机设在所述机身或所述机翼上；副螺旋桨，所述副螺旋桨包括四个，且所述四个副螺旋桨被分成两组，每组包括两个所述副螺旋桨，其中第一组副螺旋桨设在位于所述机身左侧的机翼上，所述第一组副螺旋桨中的两个所述副螺旋桨通过第一连杆相连，所述第一连杆在垂直于所述机翼延伸方向和平行于所述机翼延伸方向之间可转动地设在所述机翼上；第二组副螺旋桨设在位于所述机身右侧的机翼上，所述第二组副螺旋桨中的两个所述副螺旋桨通过第二连杆相连，所述第二连杆在垂直于所述机翼延伸方向和平行于所述机翼延伸方向之间可转动地设在所述机翼上，其中，所述第一组副螺旋桨和所述第二组副螺旋桨相对所述机身的中心线对称设置；驱动组件，所述驱动组件包括：四个电动机，两个电动机设在第一连杆上与所述第一组副螺旋桨相连驱动所述第一组副螺旋桨旋转，另两个电动机设在第二连杆上与所述第二组副螺旋桨相连驱动所述第二组副螺旋桨旋转；伺服机构，所述伺服机构设在所述机翼上，通过所述伺服机构将所述第一连杆和所述第二连杆固定在所述机翼朝向机头的一侧并驱动所述第一连杆和所述第二连杆转动。

根据本发明实施例的飞行器，通过在机身或机翼上设置通过油动活塞发动机驱动的主螺旋桨，且在机翼上设置多个通过电动机驱动的副螺旋桨，保证飞行器在垂直起降过程中具有足够的升力和控制力，在水平飞行过程中又具有足够的推力，使得飞行器从垂直起降模式转向水平飞行变得容易实现，解决了传统飞行器垂直起降转平飞过程难度大、动力系统匹配困难及耦合控制难度大的问题。

另外，根据本发明实施例的飞行器，还可以具有如下附加的技术特征：

根据本发明的一个实施例，所述主螺旋桨设在所述机身的头部。

根据本发明的一个实施例，所述主螺旋桨为两个且分别设在位于所述机身左右两侧的机翼朝向所述机头的一侧。

根据本发明的一个实施例，所述油动活塞发动机为一个且驱动所述主螺旋桨转动。

根据本发明的一个实施例，所述油动活塞发动机为两个且分别驱动所述两个主螺旋桨转动。

根据本发明的一个实施例，所述电动机通过蓄电池供电，所述油动活塞发动机与所述蓄电池相连从而为所述蓄电池充电。

根据本发明的一个实施例，当所述飞行器处于垂直起降模式时，所述第一组副螺旋桨和所述第二组副螺旋桨组成四旋翼动力系统以控制所述机身姿态，其中，所述主螺旋桨提供主要升力驱动所述飞行器垂直飞行或悬停；当所述飞行器处于水平起降或水平飞行模式时，所述伺服机构控制所述第一组副螺旋和所述第二组副螺旋桨转动至平行于所述机翼，此时，所述飞行器的机身水平以常规固定翼模式飞行，利用所述油动活塞发动机与所述蓄电池相连从而给蓄电池充电。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是根据本发明一个实施例的飞行器平飞状态俯视图；

图2是根据本发明一个实施例的飞行器平飞状态正视图；

图3是根据本发明一个实施例的飞行器垂直起降状态俯视图；

图4是根据本发明另一个实施例的飞行器垂直起降状态俯视图；

图5是根据本发明另一个实施例的飞行器平飞状态俯视图；

图6是根据本发明另一个实施例的飞行器平飞状态主视图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

下面参照图1-图6描述根据本发明实施例的飞行器100，该飞行器100具有水平起降模式和垂直起降模式。飞行器100大体可以包括机身10、机翼20、尾翼30、主螺旋桨40、油动活塞发动机(图未示出)、四个副螺旋桨60和驱动组件(图未示出)，驱动组件包括四个电动机和伺服机构。

具体地，机身10上设有起落架(图未示出)。起落架用于支撑飞行器100在地面上滑行或定位。起落架可以设在机身10的底部或侧壁上。

机翼20设在机身10的左右两侧。主螺旋桨40可以设在机身10或机翼20上。即主螺旋桨40可以仅设在机身10上，例如，在本发明一些实施例中，主螺旋桨40设在机身10的头部，参考图5结合图4和图6所示。

在本发明另一些实施例中，参考图1结合图2和图3，主螺旋桨40可以为两个，两个主螺旋桨40分别位于机身10左右两侧的机翼20朝向机头的一侧。

用于驱动主螺旋桨40的油动活塞发动机，油动活塞发动机设在机身10或机翼20上。油动活塞发动机通过机械传动系统控制主螺旋桨40的转速和桨距。在飞行器100处于水平飞行模式时，主螺旋桨40提供水平飞行的推力；在飞行器100垂直起降模式时，主螺旋桨40提供垂直起降的升力。

其中，机翼20上设置有两个主螺旋桨40时，油动活塞发动机两个且分别驱动两个主螺旋桨转动。也就是说，每个主螺旋桨40通过一个油动活塞发动机驱动，从而保证主螺旋桨40正常稳定地进行。

如图1-图6所示，副螺旋桨60可以包括四个，且四个螺旋桨60被分成两组，每组包括两个副螺旋桨60，其中第一组副螺旋桨60设在位于机身10左侧的机翼20上，第一组副螺旋桨60中的两个副螺旋桨60通过第一连杆61相连，第一连杆61在垂直于机翼20延伸方向和平行于机翼20延伸方向之间可转动地设在机翼20上。第二组副螺旋桨60设在位于机身10右侧的机翼20上，第二组副螺旋桨60中的两个副螺旋桨60通过第二连杆62相连，第二连杆62在垂直于机翼20延伸方向和平行于机翼20延伸方向之间可转动地设在所述机翼20上。

飞行器100处于垂直起降模式时，第一连杆61和第二连杆62垂直于机翼20延伸方向，如图3和图4所示，每组两个副螺旋桨60分布在机翼20的上下方向上；飞行器100处于水平飞行模式时，第一连杆61和第二连杆62可以从垂直于机翼20延伸方向转动为平行于机翼20延伸方向，使得每组两个副螺旋桨60回到顺翼展布置并锁定，如图1和图5所示。

驱动组件包括：四个电动机。两个电动机设在第一连杆61上与第一组副螺旋桨相连驱动第一组副螺旋桨旋转，另两个电动机设在第二连杆62上与第二组副螺旋桨相连驱动第二组副螺旋桨旋转。换言之，每个电动机分别驱动每组的每个副螺旋桨旋转。

伺服机构设在机翼上20，通过伺服机构将第一连杆61和第二连杆62固定在机翼20朝向机头的一侧并驱动第一连杆61和第二连杆62转动。换言之，伺服机构可以改变第一连杆61和第二连杆62相对于机翼20的位置，从而使得第一组副螺旋桨和第二组副螺旋桨在垂直起降模式和水平起降/水平飞行模式相对于机翼20处于不同的位置。

其中，电动机可以通过电池供电，例如蓄电池。蓄电池可以通过地面插电的方式充足电力。蓄电池也可以与油动活塞发动机相连利用油动活塞发动机对蓄电池充电，从而实现对电动机持续供电，并保证飞机垂直降落时电动机所需电力。

当飞行器处于垂直起降模式时，第一组副螺旋桨和第二组副螺旋桨组成四旋翼动力系统以控制机身姿态，其中，主螺旋桨40提供主要升力驱动飞行器垂直向上或向下飞行；

当飞行器处于水平起降模式时，伺服机构控制第一组副螺旋和第二组副螺旋桨转动至平行于机翼，此时，飞行器的机身水平以常规固定翼模式飞行或滑行。

在飞行器100处于垂直起降模式时，四个副螺旋桨60提供垂直起降的辅助升力和控制力，从而控制飞行器100的机身姿态。垂直起降需要动力系统在短时间内大功率输出，功重比高的电动机有利于动力系统在短时间内大功率输出，确保飞行器100在高功率平稳上升。

由此，根据本发明实施例的飞行器100，通过在机身10或机翼20上设置通过油动活塞发动机驱动主螺旋桨40，且在机翼20上设置四个通过电动机驱动的副螺旋桨60，保证飞行器100在垂直起降过程中具有足够的升力和控制力，在水平飞行过程中又具有足够的推力，使得飞行器100从垂直起降模式转向水平飞行变得容易实现，解决了传统飞行器100垂直起降转平飞过程难度大、动力系统匹配困难及耦合控制难度大的问题。

下面描述根据本发明一个具体实施例的飞行器100，飞行器100可以包括：机身10、机翼20、尾翼30、主螺旋桨40、油动活塞发动机、副螺旋桨60、电动机和伺服机构。

具体地，如图1-图3所示，主螺旋桨40为两个且分别设在位于机身10左右两侧的机翼20的朝向机头的一侧。油动活塞发动机为两个且分别驱动两个个主螺旋桨40转动。

副螺旋桨60包括四个，且四个副螺旋桨60被分成两组，每组包括两个副螺旋桨60，其中第一组副螺旋桨60设在位于机身10左侧的机翼20上，第一组副螺旋桨60中的两个副螺旋桨60通过第一连杆61相连，第一连杆61在垂直于机翼20延伸方向和平行于机翼20延伸方向之间可转动地设在机翼20上；第二组副螺旋桨60设在位于机身10右侧的机翼20上，第二组副螺旋桨60中的两个副螺旋桨60通过第二连杆62相连，第二连杆62在垂直于机翼20延伸方向和平行于机翼20延伸方向之间可转动地设在机翼20上。电动机通过蓄电池供电，油动活塞发动机与蓄电池相连从而为蓄电池充电。

驱动组件可以包括：四个电动机和伺服机构，两个电动机设在第一连杆61上与第一组副螺旋桨相连驱动第一组副螺旋桨旋转，另两个电动机设在第二连杆62上与第二组副螺旋桨相连驱动第二组副螺旋桨旋转。伺服机构设在机翼20上，通过伺服机构将第一连杆61和第二连杆62固定在机翼20朝向机头的一侧。

下面描述根据本发明另一个具体实施例的飞行器100，飞行器100可以包括：机身10、机翼20、尾翼30、主螺旋桨40、油动活塞发动机、副螺旋桨60、电动机和伺服机构。

具体地，如图4-图6所示，主螺旋桨40为一个设在机身10的头部。

副螺旋桨60包括四个，且四个副螺旋桨60被分成两组，每组包括两个副螺旋桨60，其中第一组副螺旋桨60设在位于机身10左侧的机翼20上，第一组副螺旋桨60中的两个副螺旋桨60通过第一连杆61相连，第一连杆61在垂直于机翼20延伸方向和平行于机翼20延伸方向之间可转动地设在机翼20上；第二组副螺旋桨60设在位于机身10右侧的机翼20上，第二组副螺旋桨60中的两个副螺旋桨60通过第二连杆62相连，第二连杆62在垂直于机翼20延伸方向和平行于机翼20延伸方向之间可转动地设在机翼20上。电动机通过蓄电池供电，油动活塞发动机与蓄电池相连从而为蓄电池充电。

驱动组件可以包括：四个电动机和伺服机构，两个电动机设在第一连杆61上与第一组副螺旋桨相连驱动第一组副螺旋桨旋转，另两个电动机设在第二连杆62上与第二组副螺旋桨相连驱动第二组副螺旋桨旋转。伺服机构设在机翼20上，通过伺服机构将第一连杆61和第二连杆62固定在机翼20朝向机头的一侧。

上述实施例飞行器100的飞行方式如下：

当飞行器100垂直起飞时，采用尾座式飞行器100垂直起飞的方式，飞行器100竖直向上放置(即飞机器的头部向上，尾部朝下)，通过主螺旋桨40提供垂直起降的主要升力。多个副螺旋桨60提供辅助升力和控制力，控制飞机姿态。

飞行器100垂直起飞向上，随着速度的增加气动舵面的控制力逐渐增强，气动舵面和副螺旋桨60共同控制飞机姿态，逐渐实现从垂直向上飞行变为小攻角水平飞行，完成过渡模态转换。

进入水平飞行后，飞行器100将改变构型，通过第一连杆61和第二连杆62转动平行于机翼20延伸方向，使得两组副螺旋桨60回到顺翼展布置并锁定，飞行器100变为常规固定翼布局，调节油动活塞发动机输出功率及主螺旋桨40的桨距、转速，使得整个动力系统在较高的功率下工作，此时，可以关闭电动机，收起副螺旋桨60，油动活塞发动机可以为蓄电池充电，为垂直降落时准备电量。控制系统将权限全部交给尾翼30和副翼的舵面控制，完全实现正常式飞机的飞行。

飞行器100垂直降落，飞行器100首先通过第一连杆61和第二连杆62使得两组副螺旋桨60转动至垂直于机翼20的延伸方向，随后设计轨迹，利用四个副螺旋桨60和气动舵面控制飞行器100姿态，使得飞行器100仰角逐渐增加至90度，在副螺旋桨60的姿态控制下逐渐降低高度，实现垂直降落。

飞行器100悬停时，通过控制系统以四旋翼方式调节副螺旋桨60的转速来控制飞行器100姿态，可以保证较好的悬停稳定性。

其中，飞行器100控制系统可以根据速压分配气动舵面和副螺旋桨60对飞行器100姿态控制的权限。当飞行速压较低时，副螺旋桨60起主要控制作用，飞行速度较高时尾翼30和副翼的气动舵面起主要控制作用；

当副螺旋桨60收起到平行翼展位置时，利用起落架，可实现水平滑跑起飞和降落。在起飞场地允许时，此种飞行方式相比垂直起降飞行允许飞机具有更大的有效载荷和航程航时。

本发明实施例的飞行器100可以作为船用无人机实现舰载起飞着陆，也可以用于城市、山区等无起飞着陆跑道的地方。此外，在有机场跑道的地方可实现水平起飞和着陆。本发明实施例的飞行器100的飞行方式适用于搭载更大的飞行载荷。

根据本发明实施例的飞行器100采用油电混合动力系统，既保证了垂直起降时需要的大功率输出，又保证了水平飞行时的续航时间。

根据本发明实施例的飞行器的控制方法根据飞行器不同的起降模式，采用不同的动力系统，使得飞行器100在垂直起降模式时具有足够的升力和控制力，飞行器100在水平起降模式时具有足够推力。

可以理解的是，飞行器100的其他构成为本领域技术人员所熟知，这里不再详述。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”“、底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。