一种混合动力无人机的制作方法

本发明涉及一种飞行器，具体涉及一种混合动力混合旋翼无人机。

背景技术：

随着无人机行业的火爆发展，各种各样的无人飞行器系统被发明出来，用于实现不同的任务作业。无人飞行器按照外形和飞行原理分类，主要有三种类型：固定翼、直升机、多旋翼。其中固定翼型无人机无法垂直起降和悬停，直升飞机和多旋翼无人机都可以垂直起降和悬停。

经过理论分析，多旋翼无人机，又称多轴飞行器，包括4旋翼无人机、6旋翼无人机及8旋翼无人机等，其特征是多个完全一样的旋翼，成对相向旋转，产生升力。同时，不同旋翼之间的速度差，产生无人机对地的倾角，从而产生旋转和向前、向后飞行。因此，多旋翼无人机结构简单，控制简单，容易实现。但多旋翼无人机的根本问题是其升力来自于多个较小的旋翼，旋翼的总和面积有限。其旋翼总面积远小于同等级大小的直升机，且多个旋翼之间会产生相互干扰。旋翼个数越多，干扰越严重。故多旋翼飞机的效率和载荷普遍低于直升机。从而造成载荷太小，难以实现高载荷、长航程或长航时、高抗风能力的飞行。另外，要增加多旋翼飞机的载荷，只能增加旋翼的尺寸，而多旋翼飞机简单的运动控制完全依赖于螺旋桨及时的速度和方向的改变，以调整力和力矩，该方式不宜推广到更大尺寸的多旋翼，因为桨叶尺寸越大，越难迅速改变其速度。因此，目前多旋翼无人机的载荷大多在五公斤以下，绝大部分在一公斤以下，主要用于无载荷的玩具，及用于航拍等低载荷需求的领域。

普通直升机的基本特征是具有一个或一对大型的旋翼，其旋翼的面积远大于多旋翼无人机的旋翼的总面积，因此，其载荷能力和续航能力远大于多旋翼无人机，其效率也高于多旋翼多旋翼无人机。普通直升机可以相对方便地增加旋翼尺寸，直径大，效率高，能实现大载荷和高稳定性。当前直升机载荷最大的可以达到数十吨。直升机的旋翼和轴之间有活动的机械连接部件，通过调节旋翼的距离和倾角来实现直升机的旋转和前进飞行，从而导致直升机的控制复杂。学习直升机的飞行不是简单的事情。直升机飞行过程中会产生通道间耦合，自驾仪控制器设计困难，控制器调节也很困难。另外，太大的旋翼使得旋翼顶端相对空气的高速运动，导致阻力和不稳定性增加，而效率和可靠性下降。

多旋翼无人机的操控原理简单，操控器四个摇杆操作对应飞行器的前后、左右、上下和偏航方向的运动。在自动驾驶仪方面，多旋翼无人机自驾仪控制方法简单，控制器参数调节也很简单。多旋翼无人机可靠性、勤务性更高。若仅考虑机械的可靠性，多旋翼没有活动部件，它的可靠性基本上取决于无刷电机的可靠性，因此可靠性较高。同时，多旋翼机结构简单，若电机、电子调速器、桨和机架损坏，很容易替换。而直升机由于旋翼和轴之间存在铰链连接，控制旋翼的方向和角度，其控制系统不但要控制直升机的运动，而且同时要控制每个旋翼的运动，因此直升机的控制系统相对复杂，旋翼的安装也需要技巧，成本较高。

传统的多旋翼结构无人机(如四旋翼、六旋翼等)，拥有对称布局的、大小完全一致的4个或者6个或者更多个水平旋转的旋翼。其使用电子调速器(ecs)无级变速控制每个旋翼的转速，采用通过ecs快速改变旋翼旋转速度的办法来控制多轴无人机的飞行姿态，所有旋翼的旋转产生升力的合力来抵消飞机重力。其特点在于多个旋翼同时提供无人机的升力和飞行姿态控制力，因此，所有旋翼必须要能快速改变转速从而实时调整飞行器的飞行姿态，实现飞行器的平稳飞行。实现这一目标的最佳途径是无刷电机，该电机可以用电子调速器来方便、快速地调节电机的转速。但基于无刷电机的无人机的缺点也很明显，一是千瓦以上的电机由于旋翼大，惯性大，难以实时调速；二是目前的锂电池的能量质量密度低，从而使得多旋翼无人机载荷低、续航时间短。而能量质量密度高的汽油、煤油发动机难以精确、快速地调速，使得现有的多旋翼无人机难以使用传统无人机的动力系统，如汽油发动机、煤油发动机等。因此，传统的多旋翼无人机的发展，遇到了很大的困难，需要新的突破。

综合上述分析，直升机的主要优点是大型单(或双)旋翼，可变桨距和桨角，使得直升机的旋翼同时具有升力和控制力，具有大载荷，高效率等优点,但其太大的旋翼使得旋翼顶端相对空气的高速运动，导致阻力和不稳定性增加，而效率和可靠性下降。而多旋翼的优点则是飞行器的升力和控制力均来自于多个相同的旋翼，结构简单带来的控制简单、勤务性高,但其载荷太小，难以实现高载荷、长航程或长航时、高抗风能力的飞行。

技术实现要素：

本发明提供一种混合动力无人机，结合直升机和多旋翼的优势，采用混合旋翼结构，由大型旋翼提供升力，称为升力旋翼，实现大载荷和高效率；在升力旋翼周围，设置多对呈对称分布的小型旋翼，提供飞行的控制动力，称为控制旋翼。升力旋翼的直径大于控制旋翼的直径。根据无人机的起飞重量不同，升力旋翼的直径一般是控制旋翼直径的2～4倍。升力旋翼和控制旋翼的旋转轴相互平行。本发明提供的无人机由一对升力旋翼提供主升力，由多对的控制旋翼提供辅助升力和飞行器姿态控制力，用于保持飞行器的飞行姿态。在前进、后退及转向等运动时，通过调节控制旋翼的加、减速来改变飞行器的姿态。因此，混合旋翼无人机的控制算法类似于多旋翼，省去了直升机的配套控制结构，从而大大简化了结构和控制算法，进而提高了飞行器的稳定性、载荷和操控性。

本发明是一种全新的具有垂直起降功能的混合动力混合旋翼型无人机。其中混合动力是指升力旋翼和控制旋翼的动力由不同的动力系统提供。例如，为了增加飞行器的续航能力和起飞重量，升力旋翼的动力由汽油、柴油等燃油发动机提供，一般来说，燃油发动机比直流电机具有更大的功率，而燃油比现在的锂电池具有更高的能量重量比，从而提供更好的动力和续航。控制旋翼的动力由直流电机和锂电池提供，具有稳定、易于控制和调节等优点。同时，锂电池还提供发动机点火所需要的电源、机载控制系统所需的电源等。本发明是用汽油、柴油等燃油马达，驱动大型升力旋翼，实现飞行器飞行所需的主要动力和续航。采用锂电池驱动控制旋翼，维持飞行器的飞行姿态。因此，本发明综合了多旋翼易于控制，直升机大载荷、长续航等优点的新型飞行器。

本发明的飞行器具有一对或多对升力旋翼，及其周围的多对控制旋翼，均匀分布在升力旋翼的周围。控制旋翼的轴平行于升力旋翼的轴。升力旋翼的一个采用顺桨，另一个采用逆桨，飞行时升力旋翼对内的两个旋翼相互逆向旋转，用以平衡升力旋翼旋转产生的角动量。升力旋翼旋转提供飞行器的50％～90％的升力。控制旋翼成对互逆旋，即控制旋翼对的两个旋翼的旋转的方向相反，抵消控制旋翼对旋转产生的角动量。控制旋翼提供飞行器姿态和稳定性控制，同时根据各飞行器系统配置的不同，提供10～50％的升力。

在起飞阶段，控制旋翼首先启动，直到系统设定的速度，提供飞行器的姿态稳定动力同时提供辅助升力；然后升力旋翼逐步加速，提供飞行器的主升力，随着升力旋翼的速度增加，飞行器从地面垂直升起，无需进行滑跑或者借助弹射装置。在空中悬浮与飞行阶段，飞行器通过改变控制旋翼对的速度，控制飞行器的运行速度和方向。升力旋翼的速度保持基本稳定，提供飞行器的主升力，同时通过调节控制旋翼来实现飞行的姿态控制，以及飞行速度、飞行方向、悬停等飞行控制；在降落阶段，控制旋翼对以一定的速度旋转，提供飞行器的稳定姿态动力和辅助升力，同时升力旋翼逐步降低速度，飞行器随着升力旋翼旋转速度的降低，从空中垂直降落到地面，无需滑跑或者借助降落伞等设备。

本发明的混合旋翼飞行器在水平面内运动时，升力旋翼的转速基本不变，且升力旋翼中的旋翼固定于其旋转轴上，不能调节其相对轴距和倾角。本发明的飞行器通过调节控制旋翼的加、减速来改变整个飞行器的姿态倾角，来实现其水平面内的运动。本发明的飞行器在正常飞行和悬停时，升力旋翼的转速基本不变，使得飞行器系统设计时，升力旋翼及其驱动马达都工作在其效率最高的区间内，有利于提高飞行器的载荷和能源的利用效率。而普通的多旋翼飞行器，不区分升力旋翼、控制旋翼，也不能使用混合能源，与本发明的飞行器有本质的不同；普通的直升机通过调节旋翼的相对桨距和倾角来控制直升机的姿态和飞行速度、方向等，不区分升力旋翼和控制旋翼，也不使用混合能源，与本发明的混合旋翼混合能源飞行器有本质的不同。

为解决上述技术问题，本发明采用的如下技术方案：

(1)一种混合动力无人机，包括升力旋翼、控制旋翼、载荷框和机架，所述升力旋翼、控制旋翼和载荷框均安装在机架上，所述升力旋翼成对对称布置，所述无人机至少包括两个升力旋翼；所述升力旋翼设置于无人机中心轴线的两侧，所述升力旋翼的旋翼面垂直于无人机中心轴线；所述升力旋翼由燃油马达驱动，所述控制旋翼由电机驱动。

(2)根据(1)所述的混合动力无人机，燃油马达和电机分别直接驱动升力旋翼和控制旋翼；所述燃油马达的数量与升力旋翼的数量相同，所述电机的数量与控制旋翼的数量相同。

(3)根据(1)或(2)所述的混合动力无人机，所述燃油马达经变速箱内齿轮的转换，通过皮带和皮带轮带动左右两侧升力旋翼逆向旋转。

(4)根据(1)-(3)任一项所述的混合动力无人机，所述燃油马达为两个，各自驱动同侧的升力旋翼旋转。

(5)根据(1)-(4)任一项所述的混合动力无人机，所述燃油马达为两个，所述两个燃油马达共同驱动一个齿轮装置，再通过一对参数完全相同的齿轮将发动机的动力传递到一对皮带轮上，再由皮带轮来带动两侧的升力旋翼。

(6)根据(1)-(5)任一项所述的混合动力无人机，所述燃油马达为一个，所述燃油马达通过一对参数完全相同的齿轮将发动机的动力传递到一对皮带轮上，再由皮带轮来带动两侧的升力旋翼。

(7)根据(1)-(6)任一项所述的混合动力无人机，所述燃油马达为汽油或柴油发动机、航空煤油发动机、乙醇发动机或者燃气发动机；所述电机由电池组供电，所述电池组安装在机架上。

(8)根据(1)-(7)任一项所述的混合动力无人机，所述升力旋翼数量为四个组成两对，每对包括两个升力旋翼1上下对称布置，每对升力旋翼1设置于无人机中心轴线的两侧。

(9)根据(1)-(8)任一项所述的混合动力无人机，所述升力旋翼为大桨，所述控制旋翼为小桨；所述大桨的直径大于小桨的直径。

(10)根据(1)-(9)任一项所述的混合动力无人机，所述的控制旋翼的直径为升力旋翼直径的1/2-1/4。

(11)根据(1)-(10)任一项所述的混合动力无人机，控制旋翼采用直径为12.0*4.5吋的碳纤维二叶桨，则相应的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二叶桨。

(12)根据(1)-(11)任一项所述的混合动力无人机，所述燃油马达的油箱内安装有蜂窝状薄壁多孔结构，用于消除油在油箱内的晃动所引起的无人机控制问题。

(13)根据(1)-(12)任一项所述的混合动力无人机，所述控制旋翼的旋翼面平行于升力旋翼的旋翼面。

(14)根据(1)-(13)任一项所述的混合动力无人机，所述控制旋翼成对对称布置，所述无人机至少包括两对控制旋翼，沿无人机中心轴线对称分布，处于同一高度平面。

(15)根据(1)-(14)任一项所述的混合动力无人机，所述控制旋翼的个数为四个或六个或八个。

(16)根据(1)-(15)任一项所述的混合动力无人机，所述控制旋翼和机架之间的连接方式为可伸缩的连接。

(17)根据(1)-(16)任一项所述的混合动力无人机，所述机架包括控制旋翼支架和主机架，所述控制旋翼支架和主机架之间的连接方式为可折叠的连接，所述控制旋翼支架的支杆可折叠入主机架中。

(18)根据(1)-(17)任一项所述的混合动力无人机，所述载荷框和机架之间的连接为多种角度活动的关节连接。

(19)根据(1)-(18)任一项所述的混合动力无人机，所述的燃油马达通过一个悬挂机构和隔震垫安装在机架上。

本发明提供的混合旋翼、混合动力无人机，采用将升力旋翼和控制旋翼分别提供能源的方法，提高多旋翼无人机的载荷和续航时间。本发明采用的混合旋翼方案，其中升力旋翼的直径较大，旋转速度相对稳定，可以使用燃油马达驱动，从而获得更高的载荷和续航时间。而控制旋翼依然采用传统的电动机驱动，电子调速器调速的方法，实现飞行器飞行姿态的控制，同时提供约10～50％的升力。本发明提供的混合旋翼、混合动力无人机的特点是升降及空中悬浮所需要的升力主要由升力旋翼提供，而转向、前进等飞行器姿态控制功能由多对控制旋翼实现。本发明和现有技术的根本区别：一是无人机的升力和控制由不同的旋翼来实现，二是升力旋翼在无人机正常飞行时，转速基本不变，使得升力旋翼及其驱动的燃油马达都工作在其效率最高的区间内。现有的技术中，无论是多旋翼无人机还是直升机，其升力和控制都是由相同的旋翼来实现的，因此，其旋翼也处在不停的变速中，难以工作在其最佳效率范围内。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为双燃油马达直驱双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的俯视图；

图2为双燃油马达直驱双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的前视图；

图3为双燃油马达直驱的混合动力混合旋翼无人机的侧视图；

图4为双燃油马达直驱双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的机架结构俯视图；

图5为双燃油马达通过皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的俯视图；

图6为双燃油马达通过皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的前视图；

图7为双燃油马达通过皮带轮驱动的混合动力混合旋翼无人机的机架结构俯视图；

图8为单燃油马达通过皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的俯视图；

图9为单燃油马达通过皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的前视图；

图10为单燃油马达通过皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的侧视图；

图11为单燃油马达通过皮带轮驱动的混合动力混合旋翼无人机的机架结构俯视图；

图12为双燃油马达共同皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的俯视图；

图13为双燃油马达共同皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的前视图；

图14为双燃油马达共同皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的侧视图；

图15为双燃油马达通过皮带轮驱动四桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的俯视图；

图16为单燃油马达通过皮带轮驱动四桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的前视图；

图17为双燃油马达共同皮带轮驱动四桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机的前视图。

图中，1为升力旋翼，2为控制旋翼，3为载荷框，4为机架，4-1为主机架，4-2为控制旋翼支架，5为燃油马达，6为电动机，7为电池组，8为燃油马达悬挂机构和隔震垫，9为皮带轮传动装置。

具体实施方式

实施例1：双燃油马达直驱双桨旋翼的混合动力混合六旋翼无人机

如图1、2、3、4所示，一种混合动力、混合六旋翼无人机，包括对称设置的两个升力旋翼1、四个控制旋翼2、载荷框3和机架4，所述升力旋翼1、控制旋翼2和载荷框3均安装在机架4上。所述升力旋翼1设置于无人机中心轴线的两侧，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于无人机中心轴线；所述升力旋翼1由燃油马达5驱动；所述的升力旋翼1直接安装在燃油马达5上。所述控制旋翼2，由四个参数完全相同的电动机6驱动。所述的电动机6由电池组7供电。所述燃油马达5的油箱内安装有蜂窝状薄壁多孔结构，用于消除油在油箱内的晃动所引起的无人机控制问题。

所述混合动力无人机有一对参数完全相同、逆向旋转的燃油马达5，驱动升力旋翼1旋转。所述的燃油马达通过一个悬挂机构和隔震垫8安装在机架上。所述的燃油马达一个是正向旋转，另一个通过调整点火装置的位置和电启动装置的旋转方向而使得该发动机逆向旋转。所述燃油马达5为汽油或柴油发动机、航空煤油发动机、乙醇发动机或者燃气发动机；所述电机由电池组供电，所述电池组9安装在机架上。

所述的升力旋翼1，对称布置于无人机中心轴线的两侧；升力旋翼1旋转，产生向下的推力，提供整个垂直起降载重型旋翼飞行器的升力，所述的升力旋翼的直径为控制旋翼直径的2-4倍。例如，在一种设计中，控制旋翼采用直径为12.0*4.5吋的碳纤维二叶桨，则相应的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二叶桨，具体可以根据所采用的燃油发动机的功率大小和桨的效率，经过试验而定。

所述的控制旋翼2，对称布置于无人机的周围；本实施例中，升力旋翼为4个，实际系统中升力旋翼可以为6个或8个，根据系统的设计要求而定。控制旋翼2旋转，产生向下的推力，提供整个垂直起降载重型旋翼飞行器的部分升力，同时通过对多个控制旋翼的速度的调整，来控制飞行器的姿态、飞行速度等。所述的控制旋翼的直径为升力旋翼直径的1/2-1/4。例如，在一种设计中，控制旋翼采用直径为12.0*4.5吋的碳纤维二叶桨，则相应的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二叶桨，具体可以根据所采用的旋翼的数量、电动机的功率大小和桨的效率等，经过综合试验而定。

在一种设计中，所述机架4中控制旋翼支架4-2和主机架4-1之间的连接方式为可折叠的连接。在无人机运输时，控制旋翼支架4-2的支杆折叠入主机架4-1，以方便运输。所述载荷3和机架4之间的连接为多种角度活动的关节连接。实现改变无人机姿态改变时，载荷框不随之改变，依然保持和地面垂直的状态。

混合动力无人机具体控制方法如下：

(1)垂直运动：垂直运动时先启动控制旋翼，等稳定后，逐步增加升力旋翼的转速，从而增大总拉力，当总拉力足以克服整机的重量时，混合动力无人机便离地垂直上升；反之，降低升力旋翼到转速，混合动力无人机则垂直下降，直至平衡落地，实现了垂直运动。

(2)水平运动：两对控制旋翼差速旋转，则产生调整混合动力无人机姿态的推力，从而使得混合动力无人机向某一方向倾斜。混合动力无人机在升力旋翼和控制旋翼合力推动下，混合动力无人机向该方向运动。

(3)倾斜运动：若需要混合动力无人机实现倾斜上升或倾斜下降的动作，则将垂直运动与水平运动的控制方式相叠加，使混合动力无人机获得倾斜方向的动力，混合动力无人机将实现平稳倾斜运动。

传统的固定翼结构无人机，使用水平方向推进力(螺旋桨、涡扇、涡喷等发动机)使得飞机产生一个水平向前的速度，进而机翼产生浮力使飞机升空，通过控制机翼和尾翼上的控制面的运动来控制飞机姿态，与本发明混合动力无人机的飞行原理完全不同。

传统的单旋翼结构无人机(直升机)，一般使用一个或者一对大桨产生升力，同时通过铰链结构改变桨的倾角来控制飞行姿态，使用尾翼上的小螺旋桨来平衡姿态，与本发明混合动力无人机的飞行原理完全不同。

传统的多旋翼无人机具有多对相同的旋翼，同时旋转产生升力和飞行器姿态控制力。相同的多对旋翼均匀、对称、分布在无人机机架的周围。因此，传统的多旋翼无人机不区分升力旋翼和控制旋翼，和本发明飞行器的飞行原理有本质的不同。

实施例2：双燃油马达通过皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合六旋翼无人机

本实施例与实施例1的区别仅在于，燃油马达通过皮带轮驱动双桨旋翼，如图5、6、7所示，一种混合动力、混合六旋翼无人机，包括两个升力旋翼1、四个控制旋翼2、载荷框3和机架4，所述升力旋翼1、控制旋翼2和载荷框3均安装在机架4上。所述升力旋翼1设置于无人机中心轴线的两侧，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于无人机中心轴线；所述升力旋翼1由燃油马达5驱动；所述的控制旋翼2，安装在四个参数完全相同的电动机6上，由所述的电动机6驱动。所述的电动机6由电池组7供电。所述燃油马达5的油箱内安装有蜂窝状薄壁多孔结构，用于消除油在油箱内的晃动所引起的无人机控制问题。

所述混合动力无人机有一对参数完全相同，逆向旋转的燃油马达5，为了降低发动机震动对升力旋翼的影响，并同时调整发动机转速和升力旋翼转速之间的转速比，使得两者都工作在其最高效率的区域，所述的发动机通过皮带轮及皮带驱动升力旋翼1旋转。所述的燃油马达通过一个悬挂机构和隔震垫8安装在机架上。所述的燃油马达一个是正向旋转，另一个通过调整点火装置的位置和电启动装置的旋转方向而使得该发动机逆向旋转。所述燃油马达5为汽油或柴油发动机、航空煤油发动机、乙醇发动机或者燃气发动机；所述电机由电池组供电，所述电池组9安装在机架上。

所述的升力旋翼1，对称布置于无人机中心轴线的两侧；升力旋翼1旋转，产生向下的推力，提供整个垂直起降载重型旋翼飞行器的升力，所述的升力旋翼的直径为控制旋翼直径的2-4倍。例如，在一种设计中，控制旋翼采用直径为12.0*4.5吋的碳纤维二叶桨，则相应的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二叶桨，具体可以根据所采用的燃油发动机的功率大小和桨的效率，经过试验而定。

实施例3：单燃油马达通过皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合六旋翼无人机

本实施例与实施例2的区别仅在于，由双燃油马达驱动变为单燃油马达驱动。如图8、9、10、11所示，一种混合动力、混合六旋翼无人机，包括两个升力旋翼1、四个控制旋翼2、载荷框3和机架4，所述升力旋翼1、控制旋翼2和载荷框3均安装在机架4上。所述升力旋翼1设置于无人机中心轴线的两侧，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于无人机中心轴线；所述升力旋翼1由燃油马达5驱动；所述的控制旋翼2，安装在四个参数完全相同的电动机6上，由所述的电动机6驱动。所述的电动机6由电池组7供电。所述燃油马达5的油箱内安装有蜂窝状薄壁多孔结构，用于消除油在油箱内的晃动所引起的无人机控制问题。

所述混合动力无人机有一个燃油马达5。由于两个燃油马达之间难以完全达到相同的转速及相同的转速变化率，从而造成一对升力旋翼产生不同的升力。而升力旋翼的转速不同所造成的升力差需要由控制旋翼的升力来补偿，增加了系统的不稳定性，同时增加了系统电源的消耗。本实施例采用单燃油马达通过一对参数完全相同的齿轮将发动机的动力传递到一对皮带轮上，再由皮带轮来带动一对升力旋翼的设计，彻底消除了两个升力旋翼之间的速度差，提高了系统的稳定性。因此，由一个燃油马达驱动两个升力旋翼，是相对比较简单，容易实现的方法。同时，两个小功率的燃油发动机改成了一个大功率的燃油发动机，提高了发动机的效率并降低了系统的重量，有利于系统提高载荷和续航时间。为了降低发动机震动对升力旋翼的影响，并同时调整发动机转速和升力旋翼转速之间的转速比，使得两者都工作在其最高效率的区域，所述的发动机首先通过一对相同大小的齿轮10调整转速方向，再通过皮带轮及皮带9驱动升力旋翼1旋转；发动机和旋翼之间的转速比由发动机轴上和旋翼轴上的一对皮带轮的大小来实现。所述的燃油马达5通过一个悬挂机构和隔震垫8安装在机架4上。所述燃油马达5为汽油或柴油发动机、航空煤油发动机、乙醇发动机或者燃气发动机；所述电机由电池组供电，所述电池组9安装在机架上。

实施例4：双燃油马达共同皮带轮驱动双桨旋翼的混合动力混合旋翼无人机

本实施例与实施例3的区别仅在于，由单燃油马达变为双燃油马达，且双燃油马达通过共同皮带轮驱动升力旋翼，如图12、13、14所示，一种混合动力、混合六旋翼无人机，包括两个升力旋翼1、四个控制旋翼2、载荷框3和机架4，所述升力旋翼1、控制旋翼2和载荷框3均安装在机架4上。所述升力旋翼1设置于无人机中心轴线的两侧，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于无人机中心轴线；所述升力旋翼1由燃油马达5驱动；所述的控制旋翼2，安装在四个参数完全相同的电动机6上，由所述的电动机6驱动。所述的电动机6由电池组7供电。所述燃油马达5的油箱内安装有蜂窝状薄壁多孔结构，用于消除油在油箱内的晃动所引起的无人机控制问题。

所述混合动力无人机有二个燃油马达5。由两个燃油马达驱动两个升力旋翼，是比较直观、简单，容易实现的方法。但由于两个燃油马达之间难以完全达到相同的转速，及相同的转速变化。而升力旋翼的转速不同所造成的升力差需要由控制旋翼的升力来补偿，增加了系统的不稳定性，同时增加了系统电源的消耗。本实施例采用双燃油马达共同驱动一个齿轮装置，再通过一对参数完全相同的齿轮将发动机的动力传递到一对皮带轮上，再由皮带轮来带动一对升力旋翼的设计，彻底消除了两个升力旋翼之间的速度差，提高了系统的稳定性。同时，两个小功率的燃油发动机组成了一个大功率的燃油发动机，有利于系统提高载荷和续航时间。为了降低发动机震动对升力旋翼的影响，并同时调整发动机转速和升力旋翼转速之间的转速比，使得两者都工作在其最高效率的区域，所述的发动机首先通过一对相同大小的齿轮10调整转速方向，再通过皮带轮及皮带9驱动升力旋翼1旋转；发动机和旋翼之间的转速比由发动机轴上和旋翼轴上的一对皮带轮的大小来实现。所述的燃油马达5通过一个悬挂机构和隔震垫8安装在机架4上。所述燃油马达5为汽油或柴油发动机、航空煤油发动机、乙醇发动机或者燃气发动机；所述电机由电池组供电，所述电池组9安装在机架上。

实施例5：双燃油马达通过皮带轮驱动四桨旋翼的混合动力混合八旋翼无人机

本实施例与实施例2的区别在于增加两个升力旋翼1，以增加无人机系统的升力。如图15所示，所述的控制旋翼2，对称布置于无人机的周围；本实施例中，升力旋翼1为四个组成两对，每对包括两个升力旋翼1上下对称布置，每对升力旋翼1设置于无人机中心轴线的两侧，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于无人机中心轴线。实际系统中升力旋翼可以拓展为六个或八个，根据系统的设计要求而定。控制旋翼2旋转，产生向下的推力，提供整个垂直起降载重型旋翼飞行器的部分升力，同时通过对多个控制旋翼的速度的调整，来控制飞行器的姿态、飞行速度等。所述的控制旋翼的直径为升力旋翼直径的1/2-1/4。例如，在一种设计中，控制旋翼采用直径为12.0*4.5吋的碳纤维二叶桨，则相应的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二叶桨，具体可以根据所采用的旋翼的数量、电动机的功率大小和桨的效率等，经过综合试验而定。

实施例6：单燃油马达通过皮带轮驱动四桨旋翼的混合动力混合八旋翼无人机

本实施例与实施例3的区别在于增加两个升力旋翼1，以增加无人机系统的升力。如图16所示，所述的控制旋翼2，对称布置于无人机的周围；本实施例中，升力旋翼1为四个组成两对，每对包括两个升力旋翼1上下对称布置，每对升力旋翼1设置于无人机中心轴线的两侧，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于无人机中心轴线。实际系统中升力旋翼可以拓展为六个或八个，根据系统的设计要求而定。控制旋翼2旋转，产生向下的推力，提供整个垂直起降载重型旋翼飞行器的部分升力，同时通过对多个控制旋翼的速度的调整，来控制飞行器的姿态、飞行速度等。所述的控制旋翼的直径为升力旋翼直径的1/2-1/4。例如，在一种设计中，控制旋翼采用直径为12.0*4.5吋的碳纤维二叶桨，则相应的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二叶桨，具体可以根据所采用的旋翼的数量、电动机的功率大小和桨的效率等，经过综合试验而定。

实施例7：双燃油马达共同皮带轮驱动四桨旋翼的混合动力八旋翼无人机

本实施例与实施例4的区别在于增加两个升力旋翼1，以增加无人机系统的升力。如图17所示，所述的控制旋翼2，对称布置于无人机的周围；本实施例中，升力旋翼1为四个组成两对，每对包括两个升力旋翼1上下对称布置，每对升力旋翼1设置于无人机中心轴线的两侧，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于无人机中心轴线。实际系统中升力旋翼可以拓展为六个或八个，根据系统的设计要求而定。控制旋翼2旋转，产生向下的推力，提供整个垂直起降载重型旋翼飞行器的部分升力，同时通过对多个控制旋翼的速度的调整，来控制飞行器的姿态、飞行速度等。所述的控制旋翼的直径为升力旋翼直径的1/2-1/4。例如，在一种设计中，控制旋翼采用直径为12.0*4.5吋的碳纤维二叶桨，则相应的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二叶桨，具体可以根据所采用的旋翼的数量、电动机的功率大小和桨的效率等，经过综合试验而定。

上述实施例并非具体实施方式的穷举，还可有其他的实施例，如将实施例中提到的二叶桨改为三叶或四叶桨，可以在相同功率和载荷下缩小本发明的混合动力混合旋翼无人机的尺寸；又如将上述实施例中提到的皮带和皮带轮的组合改为链条和齿轮的组合，可以提高系统中燃油马达的功率。因此，上述实施例目的在于说明本发明，而非限制本发明的保护范围，所有由本发明简单变化而来的应用均落在本发明的保护范围内。