一种油电混合动力驱动的无人垂直起降飞行器及其飞行控制方法与流程

本发明涉及无人机技术领域，具体为一种油电混合动力驱动的无人垂直起降飞行器及其飞行控制方法。

背景技术：

目前常见的无人垂直起降飞行器一种是四周布置三个及以上螺旋桨的多旋翼飞行器，一种是无人直升机。动力方式上，多旋翼飞行器多采用电机驱动，结构简单可靠，但受电池能量密度的限制，续航时间短；无人直升机因为有传动系统及桨叶操纵机构，结构相比多旋翼复杂，有电机驱动的，也有燃油发动机驱动，其中采用燃油动力的无人直升机续航时间较长。为了提升多旋翼飞行器的续航时间，一种解决方式是采用油电混合驱动，这其中又可分为串联驱动和并联驱动两种。油电混合串联驱动是采用燃油动力驱动发电机，然后发电机输出动力驱动螺旋桨驱动电机，但动力由燃油发动机到发电机以及电机，再到最后驱动的螺旋桨，动力的传输效率较低，一般不超过70％，且发电机和整流器等增加了飞行器的空机重量，从而限制了该类飞行器的载荷能力和续航时间。

专利号201520706579.3和201520341172.5分别分布了一种油电混合多旋翼飞行器方案，均采用中心活塞动力直接带动螺旋桨提供主升力，四周的电机驱动螺旋桨提供辅助升力及进行姿态控制，并且均使用扰流片来克服主升力螺旋桨的反扭矩并进行偏航控制，区别在于扰流片的数量及安装位置。专利号201520704292.7和201520524032.1公布了同以上两个专利类似的油电混合多旋翼飞行器方案，不同点在于是通过增加类似于传统直升机的偏航控制尾桨来进行反扭矩和偏航控制。以上专利公布的方案中，活塞发动机驱动的螺旋桨均布置在机身中心部位，一方面是增加了机身载荷布置的难度，另一方面是机身对螺旋桨下洗气流具有一定的遮挡，从而降低了主升力螺旋桨的效率；此外，以上方案的偏航控制均采用舵机驱动机械操纵的扰流片或尾桨，也在一定程度上增加了飞行器的结构复杂度。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的问题，提供一种具备较长巡航时间的无人垂直起降飞行器，本发明提出了一种油电混合动力驱动的垂直起降飞行器及其飞行控制方法。

本发明的技术方案为：

所述一种油电混合动力驱动的垂直起降飞行器，包括机身、起落架，其特征在于：在机身中部安装有活塞发动机，机身前部两侧对称布置有可变距主升力螺旋桨，所述可变距主升力螺旋桨由活塞发动机通过传动系统带动，且两侧可变距主升力螺旋桨转速一致，旋转方向相反，旋转平面与机身纵向轴线平行；在机身尾部通过沿机身纵向的支杆连接有电机驱动的辅助螺旋桨，辅助螺旋桨旋转平面与机身纵向轴线平行，所述支杆能够在舵机的带动下绕自身轴线转动，从而带动辅助螺旋桨旋转平面绕支杆轴线转动；所述活塞发动机的燃油箱、所述辅助螺旋桨驱动电机的供电电池安装在机身内。

进一步的优选方案，所述一种油电混合动力驱动的垂直起降飞行器，其特征在于：所述活塞发动机的动力输出轴为垂直方向；所述传动系统包括同步带、一进二出直角换向齿轮箱、两个传动轴和两个一进一出直角换向齿轮箱；活塞发动机的动力输出轴通过同步带与安装在机身前部的一进二出直角换向齿轮箱的输入轴连接，一进二出直角换向齿轮箱的两个输出轴与两个传动轴一端同轴连接，两个传动轴另一端分别与一个一进一出直角换向齿轮箱的输入轴连接，每个一进一出直角换向齿轮箱的输出轴驱动可变距主升力螺旋桨。

进一步的优选方案，所述一种油电混合动力驱动的垂直起降飞行器，其特征在于：所述可变距主升力螺旋桨采用涵道螺旋桨。

进一步的优选方案，所述一种油电混合动力驱动的垂直起降飞行器，其特征在于：所述辅助螺旋桨由安装在支杆端部上下两侧的两个电机驱动同轴对转螺旋桨组成。

上述油电混合动力驱动垂直起降飞行器的控制方法，其特征在于：活塞发动机在定速控制系统的控制下带动机身前部两侧可变距主升力螺旋桨定速旋转，通过调节螺旋桨桨距改变主升力螺旋桨拉力；尾部辅助螺旋桨在电机的驱动下通过调整转速改变拉力大小；通过同步地改变主升力螺旋桨和辅助螺旋桨的拉力，控制飞行器的上升、下降和悬停；

通过差动调节两侧主升力螺旋桨的桨距，在机身两侧形成不一样的拉力，进而产生绕重心的滚转力矩，实现飞行过程中的滚转控制；

当同步增大主升力螺旋桨桨距，增大其拉力，同时降低尾部辅助螺旋桨转速，减小其拉力，能够产生绕重心的抬头力矩；当同步减小主升力螺旋桨桨距，减小其拉力，同时提高尾部辅助螺旋桨转速，增大其拉力，能够产生绕重心的低头力矩，实现飞行过程中的俯仰控制；

当通过舵机带动支杆绕自身轴线转动。同时提高尾部辅助螺旋桨转速，使其在向上的拉力分量保持不变的同时产生向左或向右的水平分力，水平分力绕飞行器重心产生偏航力矩，实现飞行过程中的偏航控制。

有益效果

本发明提出的一种油电混合动力驱动的垂直起降飞行器，主升力系统由燃油动力驱动，利用了燃油能量密度高的特点，从而提升了飞行器的续航能力；尾部辅助升力螺旋采用电驱动，产生的拉力小，所需电量少，携带少量电池就可以满足长续航要求，相比全燃油发动机驱动简化了传动机构。

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：本发明结构立体图；

图2：本发明结构立体俯视图；

图3：本发明结构立体侧视图；

图4：本发明结构立体前视图；

图5：本发明涵道螺旋桨结构组成图；

其中：1、活塞发动机；2、机身侧板；3、尾部辅助螺旋桨；4、驱动电机；5、主升力涵道螺旋桨；6、机身换向齿轮箱；7、同步带；8、支杆；9、燃油箱；10、起落架；11、电池；12、光电负载；13、涵道壳体；14、涵道螺旋桨桨叶；15、直角换向齿轮箱。

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。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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。

此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

本实施例为一架油电混合动力驱动的无人垂直起降飞行器，飞行器设计起飞总重为35kg，采用一台80cc排量双缸二冲程活塞发动机1。机身前部两侧对称布置有主升力涵道螺旋桨5，其涵道壳体13的外径为640mm，高度为275mm，内部为三叶可变距螺旋桨桨叶14，左侧的旋转方向为右旋，右侧的旋转方向为左旋，旋转平面与机身纵向轴线平行，旋转轴线与机身左右对称平面的距离为530mm。

活塞发动机1为垂直安装，输出轴旋转轴线与机身纵向轴线垂直，通过同步带7与机身前上部安装的一进二出直角机身换向齿轮箱6相连，一进二出直角换向齿轮箱6的左右水平输出轴通过传动轴与两侧主升力涵道螺旋桨5内的一进一出直角换向齿轮箱15相连，进而可驱动螺旋桨旋转。

铝合金机身侧板2为相隔200mm的两片，是机身的主承力结构，其前下部安装有光电负载12，中部安装有活塞发动机1，再往后为燃油箱9，下部安装有起落架10，尾部安装有支杆8，尾部上方固定有电池11。尾部辅助螺旋桨3为两副二叶桨，桨径为22英寸，分别安装在两个驱动电机4上，而驱动电机4上下同轴安装在支杆8的末端，旋转方向相反，旋转轴线与换向齿轮箱6的左右水平输出轴的距离为1060mm。

本发明提出的油电混合动力驱动的无人垂直起降飞行器，活塞发动机1在定速控制系统的控制下输出轴以7000rpm的转速旋转，通过同步带7以及机身换向齿轮箱6、直角换向齿轮箱15等驱动两侧主升力涵道螺旋桨5中的桨叶14对向旋转，转速为5700rpm。两侧主升力涵道螺旋桨5通过调节螺旋桨桨叶14的桨距改变拉力，尾部辅助螺旋桨3在电机4的驱动下通过调整转速改变拉力大小。通过协调同步地改变主升力涵道螺旋桨5和辅助螺旋桨3的拉力，可以控制飞行器的上升、下降和悬停。

通过差动调节两侧主升力涵道螺旋桨5的桨距，在机身两侧形成不一样的拉力，进而产生绕重心的滚转力矩，通过这个方法进行飞行过程中的滚转控制。同步增大主升力涵道螺旋桨5的桨距，增大其拉力，同时降低尾部辅助螺旋桨3转速，减小其拉力，从而产生绕重心的抬头力矩；相反地，同步减小主升力涵道螺旋桨5的桨距，减小其拉力，同时提高尾部辅助螺旋桨3转速，增大其拉力，从而产生绕重心的低头力矩，通过这个方法进行飞行过程中的俯仰控制。尾部辅助螺旋桨3可在控制舵机的操纵下最大绕安装支杆8轴线左右倾转15度角，操纵尾部辅助螺旋桨3向一侧倾转，同时略微提高转速，使其向上的拉力分量保持不变的同时产生向左或向右的水平分力，此水平分力绕飞行器重心产生偏航力矩，通过这个方法可进行飞行过程中的偏航控制。

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。