CN105398570A - 油动多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

载重和续航是制约多旋翼飞行器应用的主要瓶颈。常规的多旋翼无人机采用定桨距的气动方式，由电机分别驱动固定桨距的旋翼产生升力来驱动飞行器，通过改变旋翼转速来实现飞行器的平衡操纵，只能使用锂电池作为动力能源。一种油动多旋翼飞行器，包括机架、多组旋翼、引擎、变桨距机构以及可对引擎转速和变桨距机构进行控制的飞行控制系统，上述机架结构和变桨距控制方式，使得内燃机在多旋翼飞行器成功使用，有效地解决了多旋翼飞行器续航和载重。

Description

油动多旋翼飞行器

技术领域

本发明属于航空技术领域，具体涉及一种油动多旋翼飞行器。

背景技术

相较于直升机、固定翼飞行器，多旋翼飞行器以其机械结构简单，起降方便，操控容易的优点，在勘测、侦察、应急通信、农林保护等军、民用领域得到了广泛的应用。由于发展较晚，多旋翼飞行器还存在一些不足之处，其中载重和续航是制约多旋翼飞行器应用的主要瓶颈。常规的多旋翼无人机采用定桨距的气动方式，由电机分别驱动固定桨距的旋翼产生升力来驱动飞行器，通过改变旋翼转速来实现飞行器的平衡操纵，只能使用锂电池作为动力能源。这种气动原理的好处是简单易于实现，但是由于电池的能量密度远远低于燃油，而常规多旋翼飞行器其控制原理决定了其无法采用内燃机驱动的方式，且变转速的控制原理无法支持多旋翼飞行器增大翼展，迫切需要提出一种新的气动方式来突破多旋翼飞行器续航和载重的瓶颈。

发明内容

本发明的目的是提供一种油动多旋翼飞行器及其控制方法，突破多旋翼飞行器续航和载重的瓶颈。

本发明的技术方案是：一种油动多旋翼飞行器，包括机架、多组旋翼、引擎、变桨距机构以及可对引擎转速和变桨距机构进行控制的飞行控制系统；飞行控制系统对飞行器姿态和旋翼转速进行监测，并根据控制指令，通过调节引擎油门来控制旋翼转速，通过调节旋翼螺距控制飞行器姿态；控制系统预先存储有旋翼升力与桨距、旋翼转速的关系数据，所述的关系数据根据如下公式确定：

其中，Y为旋翼旋转所产生升力，Cy为旋翼升力系数，ρ为空气密度，v为旋翼前缘相对气流速度，S为旋翼面积；旋翼升力系数Cy与桨距成正比。

对于本发明的油动多旋翼飞行器控制方法，包括如下步骤：

设定额定工作转速；

建立旋翼转速-螺距-升力关系数据，所述的关系数据根据如下公式确定：

其中，Y为旋翼旋转所产生升力，Cy为旋翼升力系数，ρ为空气密度，v为旋翼前缘相对气流速度，S为旋翼面积；旋翼升力系数Cy与桨距成正比；

识别控制指令；

监测旋翼转速，判断是否符合额定转速，如果不符则通过调节引擎油门使其相符；

检测飞行姿态，判断是否符合控制指令，如果不符则通过调节旋翼螺距使其相符。

本发明的技术效果是：通过变桨距控制油动多旋翼飞行器姿态，使得内燃机驱动在多旋翼飞行器上成功运用，有效地解决了多旋翼飞行器续航和载重。

附图说明

图1为本发明飞行器的等轴测视图；

图2为本发明飞行器的俯视图；

图3为本发明飞行器的侧视图；

图4为本发明飞行器的传动系统示意图；

图5为本发明飞行器的旋翼总成示意图；

图6为本发明飞行器的旋翼升力系数与旋翼迎角的关系图；

图7为本发明飞行器的控制流程图。

具体实施方式

下面结合附图1-5说明本发明的具体实施方式。

飞行器机械部分主要由动力系统、传动系统及飞行器结构三部分组成。其特征在于，飞行器的动力系统基于汽油发动机，采用变桨距的气动方式，飞行器结构为旋翼数量为四的多旋翼飞行器结构，传动系统为齿轮和皮带组成的混合传动系统。

如附图1-3为飞行器的等轴测视图、飞行器的俯视图以及飞行器的侧视图，其中，中心板6和中心板支撑架11构成了机架的主体结构，中心板6分为上下两层，上下中心板6通过中心板支撑架11连接固定，其特征在于，中心板6和中心板支撑架11上置有不同形状的减重孔，以达到减轻飞行器重量的目的。从中心板6四个对角线分别向外延伸出四支悬臂梁4，作为机架和旋翼连接的机身结构，其特征在于，采用航空铝材、碳纤维或复合材料的管状结构件，其截面可为圆或矩形。悬臂梁4和中心板6之间的固定采用管夹13进行紧固，悬臂梁4另一端与波箱管夹27连接。中心板6上层中部为发动机架7，特征在于，在保证结构强度的前提下，沿应力分布集中区域的边缘设置减重孔。下层中心板6和起落架12相连。特别需要指出的是，为了改善飞行器的可靠性，飞行器所有螺丝和螺母都采用防振动处理，螺母全部采用防松螺母，螺丝在装配时全部上螺纹胶。

飞行器的动力系统包括引擎8和电启动器9以及离合器10，其特征在于，飞行器采用单引擎动力方式，通过传动系统将引擎8输出的功率传输到四个旋翼1上，引擎8为航空内燃机，实施例提供的引擎8为双缸引擎，在其他实施例中，可以采用四缸或多缸引擎。启动方式采用电启动，特征在于，通过电启动器9实现内燃机一键点火。离合器10中甩块与引擎8动力输出轴相连，离合器10中罩杯与传动系统动力输入轴齿轮14固定，当引擎8处于怠速时，离合器10中甩块与罩杯处于分离状态，旋翼1不会产生旋转。随着引擎8转速提升，甩块与罩杯由分离逐渐啮合，引擎8功率得以传输到旋翼1，再通过旋翼1螺距的变化改变旋翼1产生的升力。

飞行器的传动系统如附图4所示，其特征在于，离合器10的罩杯和输入轴齿轮14固定，输入轴齿轮14与四个输出齿轮15的其中一个啮合，四个输出齿轮15相互啮合，每一个输出齿轮15分别和一个同步带轮2固定在同一轴上，同步带轮2分别与连接各旋翼1的同步带啮合。采用该设计的好处是省去了多级齿轮传动，输出齿轮15间相互啮合使得输出齿轮15转向恰好符合四个旋翼1不同旋转方向，可由同步带轮2直接输出到旋翼1。特别指出的是，传动系统的齿轮采用表面渗碳工艺制造，提高机械强度和耐磨性能，同时在保证齿轮结构强度的前提下，尽可能多地设置减重孔，减轻齿轮重量。同步带按输出功率进行匹配，应选择超出额定工作功率1.7-2倍功率容量的同步带。

飞行器的旋翼总成如附图5所示，波箱管夹27由一块铝锭铣削而成一端和波箱17固定，一端和悬臂梁4固定，用螺丝紧固波箱管夹27在悬臂梁4上，使其不能发生旋转或位移。波箱17的另一端为三枚波箱支撑杆28，波箱17内部安装同步带轮2，在波箱17的上表面和下表面各有一个安装孔，同步带轮2的轴通过波箱17表面的安装孔进行限位。同步带轮2轮轴的顶端为旋翼总成的变距系统，变距系统是控制旋翼螺距变化的机械电子系统，变距系统由舵机5、传动系统和变距机构三部分组成，变距机构的主要构件包括：旋翼夹座18、旋翼中联19、夹座控制臂20、控制臂连杆21、蟹爪22、变距内环23、变距外环24，其中一对旋翼夹座18与夹座控制臂20固定，使用螺丝装配于旋翼中联19两端，可以旋翼中联19两端连线为轴旋转。蟹爪22固定于变距内环上，控制臂连杆21固定于蟹爪22上，L型变距控制臂25与变距外环24的连接方式为铰接，控制臂连杆21与夹座控制臂20之间的连接方式也采用铰接。传动系统构件包括：L型变距控制臂25、连杆26。其特征是，舵机5旋转驱动连杆26推动L型变距控制臂25，L型控制臂25以“L”型拐点为轴转动带动变距外环24推动变距内环23上下进动，蟹爪22与变距内环同步，其上下进动使控制臂连杆21同步上下进动，使旋翼夹座18以旋翼中联19两端连线为轴转动，以此改变旋翼1的螺距，实现变距控制。

由于飞行器采用了变距的气动原理，其飞行器控制与采用转速控制的定距气动原理的常规多旋翼飞行器存在本质的不同。图6给出了旋翼螺距（即迎角）与旋翼升力系数的关系，可以看出，在失速点迎角角度以下，旋翼螺距与旋翼升力系数呈正比例关系。旋翼由旋翼升力公式：

式中，Y为旋翼旋转所产生升力，Cy为旋翼升力系数，ρ为空气密度（以海平面海拔计），v为旋翼前缘相对气流速度，S为旋翼面积。由于飞行器由单个引擎驱动，使用传动系统将功率输出至所有旋翼总成，因此所有旋翼始终保持转速相同，此时只能通过改变螺距来改变单个旋翼上产生的升力，对飞行器进行平衡操纵。所以飞行器的控制系统除了控制引擎的油门大小外，主要对旋翼的螺距进行控制，有别于常规多旋翼飞行器对旋翼转速的飞行控制。

以上所述实施例仅仅是本发明的优选实施方式，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

Claims (9)

1.一种油动多旋翼飞行器，包括机架、多组旋翼、引擎、变桨距机构以及可对引擎转速和变桨距机构进行控制的飞行控制系统；飞行控制系统对飞行器姿态和旋翼转速进行监测，并根据控制指令，通过调节引擎油门来控制旋翼转速，通过调节旋翼螺距控制飞行器姿态；控制系统预先存储有旋翼升力与桨距、旋翼转速的关系数据，所述的关系数据根据如下公式确定：

其中，Y为旋翼旋转所产生升力，Cy为旋翼升力系数，ρ为空气密度，v为旋翼前缘相对气流速度，S为旋翼面积；旋翼升力系数Cy与桨距成正比。

2.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述机架包括位于飞行器中心的主机架和从主机架向外延伸的多个机臂，每个机臂末端具有一组旋翼；所述主机架包括平行设置的上下两块中心板，以及设置于两者之间的中心板支撑架；所述引擎安装在上中心板上方，齿轮传动机构设置于上下两块中心板之间。

3.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述引擎通过动力输入轴齿轮驱动四个相互啮合的输出齿轮，每个输出齿轮同轴固定有一同步带轮，所述同步带轮与所述输出齿轮同步转动，每个所述同步带轮通过一同步带驱动旋翼系统的同步带轮，将动力传输到各旋翼。

4.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述变桨距机构包括：旋翼夹座、夹座控制臂、控制臂连杆、蟹爪、变距内环、变距外环、L型变距控制臂、舵机连杆、舵机；其中一对旋翼夹座与夹座控制臂固定，可旋转地装配于旋翼中联两端，蟹爪固定于变距内环上，夹座控制臂与蟹爪通过控制臂连杆铰接，L型变距控制臂一端与变距外环铰接，L型变距控制臂另一端与舵机连杆铰接。

5.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，起落架安装在下中心板上。

6.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，所述旋翼系统的同步带轮安装在波箱内，波箱的一端连接所述机臂，另一端由支撑杆支撑。

7.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，引擎与动力输入轴齿轮之间具有离合器，离合器中的甩块与引擎动力输出轴相连，离合器中的罩杯与动力输入轴齿轮固定连接。

8.如权利要求1所述的多旋翼飞行器，其特征在于，引擎由电启动器启动。

9.一种油动多旋翼飞行器控制方法，包括如下步骤：

设定额定工作转速；

建立旋翼转速-螺距-升力关系数据，所述的关系数据根据如下公式确定：

其中，Y为旋翼旋转所产生升力，Cy为旋翼升力系数，ρ为空气密度，v为旋翼前缘相对气流速度，S为旋翼面积；旋翼升力系数Cy与桨距成正比；

识别控制指令；

监测旋翼转速，判断是否符合额定转速，如果不符则通过调节引擎油门使其相符；

检测飞行姿态，判断是否符合控制指令，如果不符则通过调节旋翼螺距使其相符。