一种采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机的制作方法

本发明属于飞行器设计领域，涉及一种垂直起降无人机，具体来说，是一种采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机。

背景技术：

现有垂直起降飞行器动力形式多为单独油动或电动，布局方案多采用倾转旋翼、倾转机翼、旋定变翼、尾坐式或旋翼/固定翼复合式等。单独油动动力系统存在内燃机重量过重、体积过大(内燃机的功率重量比低于电动机)的问题，而单独电动动力系统存在着储能电池重量过重(储能电池能量密度低于航空燃油)的问题；倾转旋翼方案面临模态转换复杂、控制难度大的问题；倾转机翼方案面临倾转机构承载高、重量大的问题；旋定变翼方案面临着旋翼机体气动力耦合复杂、控制难度大的问题；尾坐式方案面临垂直起降稳定性差的问题；复合式飞行器面临着巡航效率和悬停效率都较低的问题。因此，寻求一种既能稳定垂直起降又能高效巡航，且模态转换安全可靠，控制难度小，耗油率低的垂直起降飞行器成为当前航空领域的研究热点。

技术实现要素：

为克服上述多种垂直起降飞行器以及传统动力系统的不足，本发明提出一种采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，是一种以分布式混合动力系统满足双模态(垂直起降和高效巡航模态)动力需求、降低耗油率、提升安全性，并以后机身变体方案满足双模态布局转换要求、降低转换控制难度的高效小型垂直起降无人机。

本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，包括机身、左机翼、右机翼、后机身、水平尾翼与垂直尾翼；同时还具有分布式混合动力系统与后机身变体机构。其中，分布式混合动力系统包括油电混合动力分系统与分布式螺旋桨分系统；后机身变体机构包括后机身变体驱动机构与螺旋桨朝向约束机构。

所述机身包括前机身与后机身；且后机身由水平横截面分割为后机身上部与后机身下部；后机身上部和后机身下部的前端与前机身后端间铰接，通过后机身变体驱动机构实现后机身上部与后机身下部相对前机身0～90°的同步转动。

所述油电混合动力分系统，包括发动机、燃油箱、发电机、储能电池与能源管理模块。其中，发动机、燃油箱、发电机、储能电池、能源管理模块均安装于前机身内部。发动机与前机身间刚性固定，用于为巡航提供动力以及发电机的发电；燃油箱用于燃油的储备以及发动机的供油。发电机的输入轴与发动机的输出轴通过联轴器相连，将发动机输出的机械能转换为电能，由储能电池存储。储能电池用于无人机垂直起降过程中大功率输出的功能。能源管理模块为油电混合动力系统的控制模块，进行无人机不同工作状态能量流向的管理。

所述分布式螺旋桨分系统包括电机、电子调速器与螺旋桨。其中，电机共十个；十个电机中，八个电机刚性固定于左机翼与右机翼前缘内部，输出轴朝向整个无人机前方；左机翼与右机翼前缘沿展向等间隔设置4个，且左机翼与右机翼上的电机安装位置对称；另两个电机分别刚性固定安装于两个垂直尾翼梢部前缘设计的电机舱内，且设计电机舱末端与垂直尾翼间铰接，使电机舱可转动。同时两个水平尾翼同上方的电机舱固接为一体结构；每个电机的输出轴上安装有螺旋桨；每个电机还配有电子调速器，通过能源管理模块为各个电子调速器与电机分配供电，进而控制每个电机转动，由电子调速器调节电机转速，且控制左机翼与右机翼上的八个电机中相邻电机的转向相反以平衡反扭矩，同时控制垂直尾翼梢部的两个电机彼此反向转动。

所述后机身上部与后机身下部进行旋转运动的过程中，通过螺旋桨朝向约束机构约束住垂直尾翼上的螺旋桨的朝向，使螺旋桨始终同无人机轴线朝向一致。

本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，具有垂直起飞阶段、高效巡航模态与垂直降落阶段；

a、垂直起飞阶段，由储能电池经能源管理模块向左机翼与右机翼上的个电机直接供电；由发动机经由发电机向另外两个电机供电；且控制后机身上部与后机身下部相对前机身转动90°；此时全部10个螺旋桨均朝向无人机头部；同时无人机头部朝上，形成十字形多旋翼布局，垂直起飞；当起飞至预定高度时，飞机进入过渡转换过程；此时控制后机身上部与后机身下部相对前机身逐渐旋转转动至初始状态；无人机头部由朝上状态逐渐转变为朝前状态，进入高效巡航模态。

b、高效巡航模态，由发动机带动发电机运转，产生的电能一部分经能源管理模块分配至垂直尾翼梢部的两个电机驱动螺旋桨转动，一部分则流入储能电池进行充电，为垂直降落供能做准备。

c、垂直降落阶段，控制后机身上部与后机身下部相对前机身转动90°，此时全部螺旋桨均朝向无人机头部；且无人机头部朝上，由在巡航阶段充满电的储能电池直接向各个电机供电。

本发明的优点在于：

1、本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，采用分布式油电混合动力方案，能够有效满足垂直起降模态和巡航模态的动力需求，结合了燃油能量密度高于储能电池以及电机功率重量比高于内燃机的两个特点，减轻了动力系统的结构重量，降低了垂直起降无人机的耗油率；同时，提高了系统安全性。

3、本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，采用分布式螺旋桨布置方案，使得垂直起降模态状态下无人机为十字多旋翼布局形式，能够实现稳定垂直起降；避免了单一螺旋桨失效导致无人机失控的问题，提高了无人机的安全裕度，提升了垂直起降和模态转换的可靠性；

4、本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，采用后机身变体技术，使得无人机能够从多旋翼布局形式切换为大展弦比正常式固定翼布局，使无人机既具有能稳定垂直起降的十字形多旋翼布局形式，又具有能高效巡航的大展弦比正常式布局，能够流畅地在垂直起降模态和高效巡航模态之间进行切换，同时使得模态转换过程控制难度降低，转换进程平稳安全。

5、本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，相较于倾转机翼、倾转旋翼等方案，本发明中的变体机构承载小、结构紧凑、机构重量轻、易于布置。

附图说明

图1为本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机整体结构示意图；

图2为本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机的机身结构示意图；

图3为本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机后机身旋转方式示意图；

图4为本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机中油电混合动力分系统示意图；

图5为本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机中分布式螺旋桨分系统安装方式示意图；

图6为本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机中后机身变体驱动机构示意图；

图7为本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机中螺旋桨朝向约束机构结构示意图；

图8为本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机由垂直起降模态向高效巡航模态的变体过程示意图。

图中：

1-前机身 2-左机翼 3-右机翼

4-后机身 5-水平尾翼 6-垂直尾翼

7-发动机 8-燃油箱 9-发电机

10-储能电池 11-能源管理模块 12-电机

13-电子调速器 14-螺旋桨 15-步进电机

16-丝杠 17-丝杠螺母 18-驱动连杆

19a-平行四连杆 19b-拉杆 401-后机身上部分

402-后机身下部分

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，在无人机主体上布置有分布式混合动力系统与后机身变体机构。其中，分布式混合动力系统包括油电混合动力分系统与分布式螺旋桨分系统。后机身变体机构包括后机身变体驱动机构与螺旋桨朝向约束机构。

所述高效小型垂直起降无人机主体结构包括前机身1、左机翼2、右机翼3、后机身4、水平尾翼5与垂直尾翼6，如图1所示。前机身1左右两侧分别安装有对称的左机翼2与右机翼3。后机身4由水平横截面分割为后机身上部401与后机身下部402。本发明中前机身1后部设计为由上下两个相交平面构成的尖端结构，夹角为45度，如图2所示；同时，后机身上部401与后机身下部402的前端设计为斜面，夹角为45度；且前机身1后端端部与后机身上部401和后机身下部402前端端部间铰接，使前机身1、后机身上部401与后机身下部402间形成三构件两铰链的螺旋桨朝向约束机构，由于上述前机身1后部与后机身1前部结构，使两者间周向具有空缺部分，该空缺部分通过周向上安装的蒙皮7包覆，实现前机身1与后机身2间的柔性连接及空缺部分的密封。由此，使后机身上部401相对前机身1具有0～+90°的转动自由度，后机身下部402相对前机身1具有0～-90°的转动自由度。如图3所示，当后机身上部401与后机身下部402转动角度为0°时，后机身上部401底面与后机身下部402顶面相接，形成整体机身结构；当后机身上部401与后机身下部402转动至+90度与-90度时，后机身上部401与后机身下部402前端平面部分分别与前机身1后部上下平面贴合。上述后机身上部401与后机身下部402末端设计有上下对称的垂直尾翼6；同时位于后机身上部401的垂直尾翼6顶端两侧具有对称的水平尾翼5。

所述油电混合动力分系统，包括发动机7、燃油箱8、发电机9、储能电池10与能源管理模块11，如图4所示。其中，发动机7、燃油箱8、发电机9、储能电池10、能源管理模块11均安装于前机身1内部。发动机7与前机身1间刚性固定，是动力系统中的动力源之一，用于为巡航提供动力以及发电机9的发电。燃油箱8为硬壳式容器，安装于前机身1与左机翼2、右机翼3的连接处，用于燃油的储备以及发动机7的供油。发电机9的输入轴与发动机7的输出轴通过联轴器相连，将发动机7输出的机械能转换为电能，由储能电池10存储。储能电池10用于无人机垂直起降过程中大功率输出的功能。能源管理模块11为油电混合动力系统的控制模块，进行无人机不同工作状态能量流向的管理。

所述分布式螺旋桨分系统包括电机12、电子调速器13与螺旋桨14，如图5所示。其中，电机12共十个；十个电机12中，八个电机12刚性固定于左机翼2与右机翼3前缘内部，输出轴朝向整个无人机前方；左机翼2与右机翼3前缘沿展向等间隔设置4个，且左机翼2与右机翼3上的电机12安装位置对称。另两个电机12分别刚性固定安装于两个垂直尾翼6梢部前缘设计的电机舱内，上下位置对称，且设计电机舱末端与垂直尾翼6间铰接，使电机舱可转动，进而使电机12的输出轴可随电机舱的转动改变朝向。同时水平尾翼同上方的电机舱固接为一体结构，使得在电机舱转动过程中，两个水平尾翼5一同转动。上述每个电机12的输出轴上安装有螺旋桨15，螺旋桨15的桨毂同轴固定于电机12的输出轴上，通过螺旋桨15为无人机运动提供拉力和功率。每个电机12还配有电子调速器13，通过电子调速器13对电机12转速进行调整控制，各个电子调速器13的输出端与电机12相连，输入端由无人机内部走线接入能源管理模块11；由此通过能源管理模块为各个电子调速器13与电机分配供电，进而控制十个电机12转动，由电子调速器13调节电机12转速，且控制左机翼与右机翼上的八个电机12中相邻电机12的转向相反以平衡反扭矩，同时控制垂直尾翼5梢部的两个电机12彼此反向转动。

所述后机身变体驱动机构用来驱动后机身上部与后机身下部的转动，包括步进电机15、丝杠16、丝杠螺母17与驱动连杆18，如图6所示。其中，步进电机15刚性固定安装于前机身1内部，输出轴朝向整个无人机后方。丝杠16通过轴承安装于前机身1内部的轴承座上，前端与步进电机15的输出轴通过联轴器同轴连接，后端穿过前机身1后端。丝杠15前半段为光滑段，后半段为螺纹段；丝杠螺母18螺纹套接于丝杠16后半段上，丝杠16的旋转运动可转换为丝杠螺母17的前后直线运动。驱动连杆18为两根，分别位于丝杠16上下相对位置，一端与丝杠螺母17铰接，形成转动副A；驱动连杆18的另一端分别与后机身上部401和后机身下部402内设计的铰接架铰接，形成转动副B；且转动副A与转动副B的转动轴均沿无人机左右方向。由此，通过步进电机15运转启动，驱动丝杠16旋转，使得丝杠螺母17沿丝杠16轴向进行直线运动，拉动铰接在丝杠螺母17上的驱动连杆18直线运动，结合连杆18、后机身上部401、后机身下部402间的铰接连接方式，后机身上部401、后机身下部402与前机身1间的铰接连接方式，以及行程的几何约束，驱使后机身上部401与后机身下部402同步进行旋转运动，实现了将步进电机16的转动转变为后机身上部401与后机身下部402的旋转运动的目的。

所述螺旋桨朝向约束机构包括两套平行四连杆19a与两根拉杆19b，如图7所示。其中，两套平行四连杆19a中，相邻两连杆间通过铰接轴铰接。两套平行四连杆19a分别设置于后机身上部401与后机身下部402的垂直尾翼6内部，上下对称，且两套平行四连杆19a所在平面与垂直尾翼6的纵截面共面。两套平行四连杆19a的安装方式相同，令两套平行四连杆19a的四个顶点分别为顶点A、B、C、D；其中，连杆AB与连杆CD平行，均平行于无人机轴线设置。顶点A与顶点D相对，顶点A与顶点D处的铰接轴同时与垂直尾翼6内部支架间铰接，实现平行四连杆19a与垂直尾翼6间的定位。其中，顶点A位于垂直尾翼6梢部前缘，与电机舱末端固连，且使连杆AB与垂直尾翼6处的螺旋桨15同轴。两根拉杆19b的输出端分别固定于两套平行四连杆中顶点C处的铰接轴，输入端分别铰接于一个环形安装架上的相对位置，铰接轴沿无人机左右方向；该环形安装架滑动套接在丝杠17的前半段上，可沿丝杠17轴向滑动。通过上述螺旋桨朝向约束机构，使得在后机身上部401与后机身下部402进行旋转运动的过程中，连杆AB始终平行于无人机轴线，约束住垂直尾翼6上方与下方的螺旋桨15的朝向，使螺旋桨15始终同无人机轴线朝向一致。

本发明采用分布式混合动力的变体高效小型垂直起降无人机，在执行飞行任务时，需经过垂直起飞、高效巡航、垂直降落三个主要耗能阶段，如图8所示。本发明所述的分布式混合动力系统在三阶段的工作流程为：

a、垂直起飞阶段，飞机需用功率大，由储能电池10(起飞之前已充满电能)经能源管理模块11向左机翼与右机翼上的8个电机12直接供电，满足较大的功率需求，由发动机7经由发电机9向另外两个电机12供电，使所有电机12处于工作运转状态；且通过后机身变体驱动机构控制后机身上部401与后机身下部402相对前机身转动90°，由螺旋桨朝向约束机构对垂直尾翼6处的两个螺旋桨14朝向进行约束，使全部10个螺旋桨均朝向无人机头部；此时无人机头部朝上，形成十字形多旋翼布局，垂直起飞。当起飞至预定高度时，飞机进入过渡转换过程；此时通过后机身变体驱动机构控制后机身上部401与后机身下部402相对前机身逐渐旋转转动至初始状态，即后机身上部401、后机身下部402与前机身间夹角为0度。整个过渡转换过程中，由螺旋桨朝向约束机构对垂直尾翼6处的两个螺旋桨14朝向进行约束，使全部10个螺旋桨均朝向无人机头部；无人机头部由朝上状态逐渐转变为朝前状态，进入高效巡航模态。同时，在过渡转换过程中，所有螺旋桨10的拉力总和的竖直分量等于无人机自身重量，因此，在过渡转换过程中无人机飞行路线上的某一点，动力系统达到最大输出状态，此时储能电池10产生最大放电电流，功率和拉力输出均达最大，供能方式同上述a中垂直起飞阶段供能方式相同。

b、高效巡航阶段，飞机需用功率大大减小，则由发动机带动发电机运转，产生的电能一部分经能源管理模块分配至垂直尾翼梢部的两个电机驱动螺旋桨转动(其他电机处于停止工作的状态)，产生飞机前飞功率和拉力，一部分则流入储能电池进行充电，为垂直降落供能做准备。

c、垂直降落阶段，通过后机身变体驱动机构控制后机身上部401与后机身下部402相对前机身转动90°，此时由螺旋桨朝向约束机构对垂直尾翼6处的两个螺旋桨14朝向进行约束，使全部10个螺旋桨均朝向无人机头部；此时无人机头部朝上，由在巡航阶段充满电的储能电池直接向各个电机12供电，满足垂直降落的拉力和功率。