一种油电混合的垂直起降固定翼飞机的制作方法

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种油电混合的垂直起降固定翼飞机。

背景技术：

目前的倾转旋翼飞机有很多种类，其中主要以燃油发动机或电动机为驱动动力的为主。目前美国的“鱼鹰”采用完全机械方法，所有的旋翼都采用燃油发动机作为驱动。由于燃油发动机响应速度太慢、无法满足飞机平衡所需要的旋翼快速升力调节，因此采用了变距技术，通过调节旋翼叶片的角度快速变距以实现升力的快速调节，但是该种技术导致机械结构复杂化、成本高、维护困难、可靠性低。对于近年来发展起来的电动倾转旋翼飞机，所有的旋翼采用电动机作为驱动。通过电池供电、利用电动机响应速度快的特性，通过改变电动机转速调节各个旋翼的升力，以满足飞机平衡所需的旋翼的快速升力调节。这种系统结构简单、安全可靠，但是由于目前电池储能的限制，这种飞机的航程和飞行的时间都非常短，实用价值很低。

市场上还设计了一种将多旋翼和固定翼飞机组合在一起、将燃油发电机和电动机组合在一起的飞机。这类飞机在垂直起降时，所有的旋翼都旋转向上产生垂直向上升力，利用电机快速调节特性保持平衡，燃油发动机旋翼产生升力，旋翼系统结构简单。但该种飞机不是彻底的倾转旋翼飞机，其在垂直起降或悬停的时候，所有旋翼都工作，然而在飞机平飞的时候只有一部分旋翼旋转方向为飞机提供动力。很显然这类飞机是冗余系统，动力利用率低，在水平飞行过程中，部分旋翼不提供飞行的动力，同时增加了飞行阻力、增大了飞机的载荷。

技术实现要素：

为解决上述技术问题，本发明目的在于提供一种油电混合的垂直起降固定翼飞机，以解决现有技术中的结构复杂、动力系统利用率低、平稳性差、续航能力低的问题。

本发明的一种油电混合的垂直起降固定翼飞机，包括机身、对称设置在所述机身两侧的机翼和设置在所述机身尾端的尾翼，还包括设置在所述机翼上的至少两个旋翼单元，所述的至少两个旋翼单元包括至少一个第一旋翼单元和至少一个第二旋翼单元，所述第一旋翼单元包括关于所述机身轴线对称设置的一对第一旋翼组件，所述第二旋翼单元包括关于所述机身轴线对称设置的一对第二旋翼组件，所述第一旋翼组件包括旋转速度可调节的电动机和由其驱动转动的第一旋翼，所述第二旋翼组件包括采用固定旋转速度的发动机和由其驱动转动的第二旋翼，所述第一旋翼组件和所述第二旋翼组件分别设置在所述机翼端部，所述第一旋翼组件和所述第二旋翼组件采用非对称控制技术设置方式形成一个三支点或四支点的惯性几何平面。

进一步地，每个所述电动机的推力分别调节，以形成多个变量推力支点，每个所述发动机采用固定推力，以等效形成单点定量推力支点。

进一步地，所述固定翼飞机还包括用于监控所述电动机和所述发动机运转的动力控制电路，所述动力控制电路包括微处理器、与所述微处理器耦合的各所述电动机和所述发动机的动力单元，以建立各所述电动机与所述发动机的转速之间的逻辑关系数学模型。

进一步地，所述第一旋翼组件和所第二旋翼组件在平行于所述机身轴线的平面内转动，其转动角度为0-90°。

进一步地，所述固定翼飞机包括两个旋翼单元，其中一个所述机翼上设置有一个所述第一旋翼单元，另一个所述机翼上设置有一个所述第二旋翼单元。

进一步地，所述固定翼飞机包括三个旋翼单元，其中一个所述机翼上设置有一个所述第一旋翼单元和一个所述第二旋翼单元，所述第一旋翼单元和所述第二旋翼单元上下平行设置，另一个所述机翼上设置有一个所述第一旋翼单元或第二旋翼单元。

进一步地，所述固定翼飞机包括四个旋翼单元，两所述机翼上各分别设置有一个所述第一旋翼单元和一个所述第二旋翼单元，所述第一旋翼单元和所述第二旋翼单元上下平行设置。

进一步地，所述电动机与所述微处理器之间设置有用于检测所述电动机转速的调速器，所述调速器包括场效应管。

进一步地，所述第一旋翼的直径与所述机翼长度之比为0.1-0.6，所述第二旋翼与所述机翼长度之比为0.1-0.6。

进一步地，所述机身和机翼的材料为玻璃纤维复合材料、碳纤维复合材料、钣金材料、轻木材料中的一种或多种组合。

借由上述方案，本发明至少具有以下优点：

1、通过设置有第一旋翼组件和第二旋翼组件，包括电动机和燃油发动机，燃油发动机采用固定的转速，在垂直起降时，主要通过大功率燃油发动机及其所带旋翼产生的推力提供升力，通过调节电动机转速快速变换推力实现平衡控制，在平飞状态时，主要通过大功率燃油发动机及其所带旋翼产生的推力提供飞机向前的速度，通过调节电动机转速快速变换推力实现飞机整体的姿态控制；

2、通过第一旋翼和所述第二旋翼采用非对称的设置方式，形成一个三支点或四支点的惯性几何平面，保证飞机的稳定控制；

3、通过油电混合的方式，将燃油发动机和电动机有机地配合使用，一方面利用电动机响应范围大，克服了起降过程到平飞过程推力大范围变化的适应问题，另一方面利用电动机响应范围大和动力动态范围大的特点实现飞机的稳定控制，利用燃油发动机动力强劲，续航时间长的特点实现飞机长续航。

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，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本发明的较佳实施例并配合附图详细说明如后。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是本发明图1的力学等效示意图；

图3是本发明的另一种结构示意图；

图4是本发明图3的力学等效示意图；

图5是本发明的另一种结构示意图。

以上附图中：1、机身；2、机翼；3、尾翼；4、第一旋翼组件；5、第二旋翼组件。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

结合图1至图5所示，本发明公开了一种油电混合的垂直起降固定翼飞机，包括机身1、对称设置在所述机身1两侧的机翼2和设置在所述机身1尾端的尾翼3。所述机身1和机翼2的材料为玻璃纤维复合材料、碳纤维复合材料、钣金材料、轻木材料中的一种或多种组合，采用这些材质能够较好的减轻重量，大大减少的油耗和排放，降低了运营成本，且具有极强的抗疲劳和抗腐蚀能力，延长使用寿命。

所述油电混合的垂直起降固定翼飞机还包括设置在所述机翼2上的至少两个旋翼单元，所述的至少两个旋翼单元包括至少一个第一旋翼单元和至少一个第二旋翼单元。所述第一旋翼单元包括关于所述机身1轴线对称设置的一对第一旋翼组件4，所述第二旋翼单元包括关于所述机身1轴线对称设置的一对第二旋翼组件5。所述第一旋翼组件4包括旋转速度可调节的电动机和由其驱动转动的第一旋翼，每个所述电动机的推力分别调节，以形成多个变量推力支点。所述第二旋翼组件5包括采用固定旋转速度的发动机和由其驱动转动的第二旋翼，每个所述发动机为燃油发动机，其包括燃油引擎，采用固定推力，以等效形成单点定量推力支点。通过油电混合的方式，将燃油发动机和电动机有机地配合使用，一方面利用电动机响应范围大，克服了起降过程到平飞过程推力大范围变化的适应问题，另一方面利用电动机响应范围大和动力动态范围大的特点实现飞机的稳定控制，利用燃油发动机动力强劲，续航时间长的特点实现飞机长续航。所述第一旋翼组件4和所述第二旋翼组件5分别设置在所述机翼2端部，在飞机垂直起飞时，所述第一旋翼组件4和所第二旋翼组件5在平行于所述机身1轴线的平面内转动，在垂直起飞至平飞过程中，第一旋翼组件4和第二旋翼组件5转过的角度为90°。所述第一旋翼的直径与所述机翼2长度之比为0.1-0.6，所述第二旋翼与所述机翼2长度之比为0.1-0.6。通过设置有第一旋翼组件4和第二旋翼组件5，包括电动机和燃油发动机，燃油发动机采用固定的转速，在平飞状态时，主要通过调节电动机转速快速变换推力实现飞机整体的平衡控制，在垂直起降时，主要通过燃油发动机产生的大功率推力稳定飞行。

结合图1所示，所述固定翼飞机包括两个旋翼单元，其中一个所述机翼2上设置有一个所述第一旋翼单元，另一个所述机翼2上设置有一个所述第二旋翼单元。所述第一旋翼单元的第一旋翼组件4等效形成两个变量推力支点，所述第二旋翼单元的第二旋翼组件5等效形成一个定量推力支点。在几何上三个推力支点可决定一个平面，当这个平面的一个支点固定、通过另外两个支点可以任意调节该平面的法向量从而实现飞机的平衡控制。具体方式为：第二旋翼单元的两个燃油发动机采用固定旋转速度，第一旋翼单元的两个电动机可根据飞行需要分别调节转速以改变推力大小，用以调节飞机的俯仰、水平两个轴向上的平衡，实现飞机在起飞过程中的平衡控制、保证飞机平稳起飞或降落。结合图2所示，图2为图1的力学等效示意图。

结合图3所示，所述固定翼飞机包括三个旋翼单元，其中一个所述机翼2上设置有一个所述第一旋翼单元和一个所述第二旋翼单元，第一旋翼单元的第一旋翼组件4和第二旋翼单元的第二旋翼组件5相结合，等效形成两个变量推力支点。所述第一旋翼单元和所述第二旋翼单元上下平行设置(第一旋翼单元的第一旋翼转过的平面和第二旋翼单元的第二旋翼转过的平面相对于机身1轴线平行)，另一个所述机翼2上设置有一个所述第一旋翼单元，第一旋翼单元的第一旋翼组件4形成两个变量推力支点。由于各旋翼组件相对于机身1轴线对称设置，且两机翼2上的各旋翼单元等效形成的直线相互平行，四个变量推力支点形成一四支点的惯性几何平面。四个电动机可根据飞行需要分别调节转速以改变推力大小，用于调节飞机三个运动轴线上的航向、俯仰和翻滚。结合图4所示，图4为图3的力学等效示意图。

结合图5所示，所述固定翼飞机包括四个旋翼单元，两所述机翼2上各分别设置有一个所述第一旋翼单元和一个所述第二旋翼单元，所述第一旋翼单元和所述第二旋翼单元上下平行设置(第一旋翼单元的第一旋翼转过的平面和第二旋翼单元的第二旋翼转过的平面相对于机身1轴线平行)。两机翼2上的第一旋翼单元的第一旋翼组件4和第二旋翼单元的第二旋翼组件5分别相结合，等效形成四个变量推力支点。由于各旋翼组件相对于机身1轴线对称设置，且两机翼2上的各旋翼单元等效形成的直线相互平行，四个变量推力支点形成一四支点的惯性几何平面。

所述固定翼飞机还包括用于监控所述电动机和所述发动机运转的动力控制电路，所述动力控制电路包括微处理器、与所述微处理器耦合的各所述电动机和所述发动机的动力单元，以建立各所述电动机与所述发动机的转速之间的逻辑关系数学模型。所述电动机与所述微处理器之间设置有用于检测所述电动机转速的调速器，所述调速器包括场效应管。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，并不用于限制本发明，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。