CN106927030A - 一种油电混合动力多旋翼飞行器及其飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种油电混合动力多旋翼飞行器及其飞行控制方法，飞行器包括机身、主动力系统和辅助控制系统；主动力系统包括燃油发动机、传动系统和主升力螺旋桨；两个主升力螺旋桨对称布置在机身两侧，燃油发动机通过传动系统驱动主升力螺旋桨旋转，两个主升力螺旋桨转速一致，旋转方向相反；辅助控制系统包括若干电机驱动的辅助螺旋桨；辅助螺旋桨通过支杆连接机身，且若干辅助螺旋桨对称分布在机身两侧；辅助螺旋桨及驱动电机绕自身安装支杆轴线向机身方向倾转设定角度。本发明提出的飞行器只增加了一套简单的传动机构，无舵机操纵机构，结构复杂度增加较少，可靠性仍有一定保证，但续航时间及载荷能力大幅提高，极大地提高了多旋翼飞行器的实用性。

Description

一种油电混合动力多旋翼飞行器及其飞行控制方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体为一种油电混合动力多旋翼飞行器及其飞行控制方法。

背景技术

传统多旋翼飞行器采用多个电机驱动螺旋桨提供飞行所需拉力，在飞控系统的支持下通过飞行器姿态的倾斜进行前后左右飞行，因为没有传统直升机的传动及机械操纵机构，因此具有结构简单、操纵简单、可靠性高等优点。但同时因为采用了电机作为动力源且目前电池的能量密度较低，因此电驱动多轴飞行器的巡航时间很短，一般不超过半小时，从而大大限制了电动多旋翼飞行器的应用。

燃油动力多旋翼飞行器一般采用活塞动力，克服了电动多旋翼飞行器续航时间短的缺点，但仍有不足，一种燃油动力多旋翼飞行器是采用多台活塞动力直接驱动螺旋桨，但由于活塞发动机转速调节相比电机迟缓，因此该类型飞行器的飞行操纵和控制难度大，且多台活塞发动机也增加了后期维护成本；另一种是采用单台活塞动力，通过传动系统将动力传输到四周的变距旋翼，虽然增加了续航时间，但增加了传动系统和变距操纵机构，使得整个飞行器系统复杂度增加，可靠性降低，相比传统直升机的优势减弱，失去了多旋翼飞行器结构简单这一最大优点。

有一种油电混合多旋翼飞行器采用活塞动力驱动发电机，发电机输出动力驱动四轴的电动机，但由于发电机和电机技术的限制，动力从发动机到四周升力螺旋桨的传输效率较低，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。以上四个专利公布的方案中，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。

发明内容

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多旋翼飞行器，本发明提出了一种油电混合动力多旋翼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多旋翼飞行器，其特征在于：包括机身、主动力系统和辅助控制系统；

所述主动力系统包括燃油发动机、传动系统和主升力螺旋桨；两个主升力螺旋桨对称布置在机身两侧，燃油发动机通过传动系统驱动主升力螺旋桨旋转，两个主升力螺旋桨转速一致，旋转方向相反；

所述辅助控制系统包括若干电机驱动的辅助螺旋桨；辅助螺旋桨通过支杆连接机身，且若干辅助螺旋桨对称分布在机身两侧；辅助螺旋桨及驱动电机绕自身安装支杆轴线向机身方向倾转设定角度。

进一步的优选方案，所述一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征在于：所述辅助控制系统包括四个电机驱动的辅助螺旋桨；四个辅助螺旋桨两两对称分布在机身两侧；机身同一侧的两个辅助螺旋桨分布在主升力螺旋桨两侧；对角布置的两个辅助螺旋桨旋转方向相同，一组对角布置的两个辅助螺旋桨旋转方向与另一组对角布置的两个辅助螺旋桨旋转方向相反；机身前部右侧及机身后部左侧的辅助螺旋桨旋转方向为左旋，机身前部左侧及机身后部右侧的辅助螺旋桨旋转方向为右旋。

进一步的优选方案，所述一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征在于：燃油发动机布置在机身后部中心位置；所述传动系统包括联轴器、机身中部的直角换向齿轮箱、传动轴以及桨叶驱动换向齿轮箱；燃油发动机动力输出轴通过联轴器与机身中部的直角换向齿轮箱连接，再通过传动轴与桨叶驱动换向齿轮箱连接。

进一步的优选方案，所述一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征在于：燃油发动机采用单台活塞发动机。

所述一种油电混合动力多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：

起飞过程中，燃油发动机启动带动主升力螺旋桨旋转，起飞时燃油发动机油门加大，主升力螺旋桨转速加大，拉力提高，带动飞行器离地上升；当由上升转为悬停时，燃油发动机油门回收，主升力螺旋桨拉力减小，飞行器上升速度渐变为零，燃油发动机油门及主升力螺旋桨转速固定，通过调节辅助螺旋桨拉力进行悬停稳定控制；在下降过程中，燃油发动机油门回收，主升力螺旋桨拉力减小，飞行器下降，直至飞行器着陆。

进一步的优选方案，所述一种油电混合动力多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：

辅助螺旋桨以一定速度旋转，并在上升过程通过增大或减小辅助螺旋桨转速的方法调节拉力，进行辅助上升速度控制；下降过程中通过增大或减小辅助螺旋桨转速的方法调节拉力，进行辅助下降速度控制。

进一步的优选方案，所述一种油电混合动力多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：

飞行过程中，在进行俯仰姿态控制时，机身前部和后部辅助螺旋桨转速差动变化，形成前后的螺旋桨拉力差，产生相对重心的俯仰力矩，控制飞行器向前或向后倾斜，主螺旋桨和辅助螺旋桨的拉力在倾斜后产生水平方向的前或后向分力，实现飞行器前或后向移动飞行；

在进行滚转姿态控制时，机身左侧和右侧辅助螺旋桨转速差动变化，形成左右的螺旋桨拉力差，产生相对重心的滚转力矩，控制飞行器向左或向右倾斜，主螺旋桨和辅助螺旋桨的拉力在倾斜后产生水平方向的左或右向分力，实现飞行器左或右向移动飞行；

在进行偏航控制时，当需要进行机头向左的偏航时，控制机身前部右侧及机身后部左侧的辅助螺旋桨拉力增大，机身前部左侧及机身后部右侧的辅助螺旋桨拉力减小，四个辅助螺旋桨的总垂直拉力不变，辅助螺旋桨水平拉力分量差别形成总的左偏航力矩，带动飞行器向左偏航；当需要进行机头向右的偏航时，控制机身前部右侧及机身后部左侧的辅助螺旋桨拉力减小，机身前部左侧及机身后部右侧的辅助螺旋桨拉力增大，四个辅助螺旋桨的总垂直拉力不变，辅助螺旋桨水平拉力分量差别形成总的右偏航力矩，带动飞行器向右偏航。

有益效果

本发明提出的一种油电混合动力多旋翼飞行器采用活塞动力驱动两侧对称反转的主升力螺旋桨提供飞行所需的主要拉力，采用四周电驱动辅助螺旋桨进行姿态控制，由于活塞发动机耗油率低且辅助螺旋桨耗电量小，在携带一定容量电池后，飞行器续航时间显著增加，预计可达纯电动多旋翼飞行器续航时间的两倍以上。同时主升力螺旋桨转速相同、转向相反，扭矩相互抵消，无需扰流片、尾桨等反扭矩装置。相比与纯电动多旋翼飞行器，本发明提出的飞行器只增加了一套简单的传动机构，无舵机操纵机构，结构复杂度增加较少，可靠性仍有一定保证，但续航时间及载荷能力大幅提高，极大地提高了多旋翼飞行器的实用性。

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：本发明结构立体前视图；

图4：本发明结构立体侧视图；

其中：1、活塞发动机；2、机身侧板；3、辅助螺旋桨；4、驱动电机；5、主升力螺旋桨；6、桨叶驱动换向齿轮箱；7、光电负载；8、安装支杆；9、传动轴套管；10、机身换向齿轮箱；11、起落架；12、联轴器。

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。

本发明提出的油电混合动力多旋翼飞行器采用单台活塞发动机，布置在机身后部中心，动力输出轴与机身前后轴线平行，发动机动力输出轴通过联轴器与机身中部的直角换向齿轮箱连接。机身两侧对称布置有两个主升力螺旋桨，通过桨叶驱动换向齿轮箱及传动轴与机身中部齿轮箱连接。活塞发动机通过联轴器、机身中部及两侧的齿轮箱及传动轴等驱动两侧主升力螺旋桨旋转，两螺旋桨转速一致，旋转方向相反，扭矩相互抵消，因此无需扰流片等反扭矩装置。为进行飞行器姿态控制，在机身四周布置有四个电机直接驱动的辅助螺旋桨，通过支杆与机身相连。由于主升力由活塞发动机驱动的两侧对转螺旋桨提供，辅助螺旋桨尺寸相对较小，而飞行器的转动惯量相比辅助螺旋桨要大很多，因此采用传统电驱动旋翼飞行器的偏航控制方法，也就是利用不同螺旋桨之间的扭矩差来进行飞行器偏航控制将变得非常困难，为解决偏航控制问题，在安装时，四个辅助螺旋桨连同驱动电机均向机身内侧有一定的倾斜，除了扭矩差还利用不同螺旋桨拉力的水平分力差来进行偏航控制。

以上所述技术方案的飞行控制方法为：

首先活塞发动机启动带动主升力螺旋桨旋转，四周的辅助螺旋桨也以一定速度旋转，起飞时活塞发动机油门加大，主升力螺旋桨转速加大，提供的拉力提高，从而带动飞行器缓慢离地上升；在上升过程中，四周的辅助螺旋桨通过增大或减小转速的方法调节拉力，进行辅助上升速度控制。当需要由上升转为悬停时，活塞发动机油门缓慢回收，主升力螺旋桨拉力缓慢减小，飞行器上升速度逐渐变为零，此时活塞发动机油门及主升力螺旋桨转速固定，通过四周辅助螺旋桨的拉力大小调节进行悬停稳定。当需要下降着陆时，活塞发动机油门减小，主升力螺旋桨转速和拉力减小，飞行器下降，四周的辅助螺旋桨通过增大或减小转速的方法调节辅助螺旋桨拉力，进行辅助下降速度控制，保证飞行器下降过程的平稳，直至飞行器着陆。

在上升、悬停和下降过程中，四周的辅助螺旋桨除了辅助进行上升、下降速度控制外，还进行飞机的姿态控制，从而赋予飞行器垂直方向外的其它的机动飞行能力。在进行俯仰姿态控制时，机身前部两个和后部两个辅助螺旋桨转速差动变化，从而形成前后的螺旋桨拉力差，进而产生相对重心的俯仰力矩，控制飞行器向前或向后倾斜，主螺旋桨和辅助螺旋桨的拉力在倾斜后产生水平方向的前后分力，飞行器就可以进行前后移动飞行；在进行滚转姿态控制时，机身左侧两个和右侧两个辅助螺旋桨转速差动变化，从而形成左右的螺旋桨拉力差，进而产生相对重心的滚转力矩，控制飞行器向左或向右倾斜，主螺旋桨和辅助螺旋桨的拉力在倾斜后产生水平方向的左右分力，飞行器就可以进行左右移动飞行；

当飞行器需要进行机头向左的偏航时，机身前部右侧及机身后部左侧的辅助螺旋桨转速和拉力增大，因为辅助螺旋桨在安装时向内偏斜，拉力的水平分量也加大，从而对机身形成的左转偏航力矩也加大，同时由于这两个螺旋旋转方向为左旋，拉力增大的同时，对机身产生的左转扭矩也加大，进一步增大了左转偏航力矩；机身前部左侧及机身后部右侧的辅助螺旋桨转速和拉力减小，拉力的水平分量也减小，从而对机身形成的右偏航力矩也减小，同时由于这两个螺旋旋转方向为右旋，拉力减小的同时，对机身产生的右转扭矩也减小，进一步减小了右转偏航力矩；在飞行控制系统的综合控制下，四个辅助螺旋桨的总垂直拉力不变，水平拉力分量的差别以及螺旋桨扭矩差形成总的左转偏航力矩，带动飞行器向左偏航；当飞行器需要进行机头向右的偏航时，四个辅助螺旋桨的控制方式则与上述过程相反。

具体到本实施例中，本实施例为一架油电混合动力多旋翼飞行器，飞行器设计起飞总重为15kg，采用一台55CC排列单缸二冲程活塞发动机1，两个主升力螺旋桨5直径为24英寸，四个辅助螺旋桨3直径为12英寸，采用最大功率为400W的盘式电机4驱动。主升力螺旋桨5对称布置在机身中部两侧，旋转平面为水平，旋转中心距离机身纵向对称面0.4米，两旋转中心的连线通过机身中心轴线。两主升力螺旋桨5旋转方向相反，活塞动力由联轴器12、机身换向齿轮箱10、传动轴套管9内的传动轴以及桨叶驱动换向齿轮箱6驱动桨叶旋转。辅助螺旋桨3及驱动电机安装在空心圆柱水平支杆8上，支杆8与机身侧板2固连，四个支杆8的轴线均通过机身中心轴线，与传动轴套管9的水平夹角为50度。四个辅助螺旋桨3驱动电机4安装位置中心与机身中心轴线的水平距离为0.6米，电机4及辅助螺旋桨3在安装时均绕支杆8向机身内侧偏斜10度，使得辅助螺旋桨3旋转平面与水平面夹角为10度。机身侧板2为机身的主要结构部件，为左右对称的两片，其后部安装活塞发动机1，中部安装机身换向齿轮箱10，前部安装有光电负载7，下部安装有起落架11，除此之外两片机身侧板2之间还安装布置有飞行器飞行必须的燃油箱、电池及飞行控制系统等。

本发明提出的油电混合动力多旋翼飞行器起飞时，首先活塞发动机1启动，带动主升力螺旋桨5低速旋转，四周的辅助螺旋桨3也在驱动电机4的带动下以一定速度旋转；接收到起飞指令后，飞控系统控制活塞发动机1油门加大，主升力螺旋桨5的转速加大，提供的拉力提高，从而带动飞行器缓慢离地上升；在上升过程中，四周的辅助螺旋桨3在飞控系统的控制下通过增大或减小转速的方法调节辅助螺旋桨3的拉力，进行辅助上升速度控制，保证飞行器上升过程的平稳。飞行器上升到一定高度，接收到悬停指令后，飞控系统控制活塞发动机1油门缓慢回收，主升力螺旋桨5拉力缓慢减小，飞行器上升速度逐渐变为零，此时活塞发动机1的油门及主升力螺旋桨5的转速固定，通过四周辅助螺旋桨3的拉力大小调节进行悬停稳定。

悬停后，飞行器进行向前飞行时，机身后部两个辅助升力螺旋桨3的转速和拉力增大，前部的两个辅助升力螺旋桨3的转速和拉力减小，从而在机身上形成低头力矩，飞行器向前倾斜，主升力螺旋桨5及辅助螺旋桨3的拉力向前水平分量带动飞行器向前飞行；向后则相反，机身后部两个辅助升力螺旋桨3的转速和拉力减小，前部的两个辅助升力螺旋桨3的转速和拉力增大，从而在机身上形成抬头力矩，飞行器向后倾斜，主升力螺旋桨5及辅助螺旋桨3的拉力向后水平分量带动飞行器向后飞行。

飞行器进行向左飞行时，机身右侧两个辅助升力螺旋桨3的转速和拉力增大，左侧的两个辅助升力螺旋桨3的转速和拉力减小，从而在机身上形成左滚力矩，飞行器向左倾斜，主升力螺旋桨5及辅助螺旋桨3的拉力向左水平分量带动飞行器向左飞行；向右则相反，机身右侧两个辅助升力螺旋桨3的转速和拉力减小，左侧的两个辅助升力螺旋桨3的转速和拉力增大，从而在机身上形成右滚力矩，飞行器向右倾斜，主升力螺旋桨5及辅助螺旋桨3的拉力向右水平分量带动飞行器向右飞行。

悬停后，当飞行器需要进行机头向左的偏航时，机身前部右侧及机身后部左侧的辅助螺旋桨3转速和拉力增大，因为辅助螺旋桨3在安装时向内偏斜，拉力的水平分量也加大，从而对机身形成的左偏航力矩也加大，同时由于这两个螺旋旋转方向为左旋，拉力增大的同时，对机身产生的左转扭矩也加大，进一步增大了左转偏航力矩；机身前部左侧及机身后部右侧的辅助螺旋桨3转速和拉力减小，拉力的水平分量也减小，从而对机身形成的右偏航力矩也减小，同时由于这两个螺旋旋转方向为右旋，拉力减小的同时，对机身产生的右转扭矩也减小，进一步减小了右转偏航力矩；在飞行控制系统的综合控制下，四个辅助螺旋桨3的总垂直拉力不变，水平拉力分量的差别形成总的左偏航力矩，带动飞行器向左偏航；当飞行器需要进行机头向右的偏航时，四个辅助螺旋桨3的控制方式则与上述过程相反。

当飞行器由悬停下降着陆时，飞行控制系统减小活塞发动机1油门，主升力螺旋桨3转速和拉力减小，飞行器下降，四周的辅助螺旋桨3在飞控系统的控制下通过增大或减小转速的方法调节辅助螺旋桨3的拉力，进行辅助下降速度控制，保证飞行器下降过程的平稳，直至飞行器着陆。

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。

Claims (7)

1.一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征在于：包括机身、主动力系统和辅助控制系统；

所述主动力系统包括燃油发动机、传动系统和主升力螺旋桨；两个主升力螺旋桨对称布置在机身两侧，燃油发动机通过传动系统驱动主升力螺旋桨旋转，两个主升力螺旋桨转速一致，旋转方向相反；

所述辅助控制系统包括若干电机驱动的辅助螺旋桨；辅助螺旋桨通过支杆连接机身，且若干辅助螺旋桨对称分布在机身两侧；辅助螺旋桨及驱动电机绕自身安装支杆轴线向机身方向倾转设定角度。

2.根据权利要求1所述一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征在于：所述辅助控制系统包括四个电机驱动的辅助螺旋桨；四个辅助螺旋桨两两对称分布在机身两侧；机身同一侧的两个辅助螺旋桨分布在主升力螺旋桨两侧；对角布置的两个辅助螺旋桨旋转方向相同，一组对角布置的两个辅助螺旋桨旋转方向与另一组对角布置的两个辅助螺旋桨旋转方向相反；机身前部右侧及机身后部左侧的辅助螺旋桨旋转方向为左旋，机身前部左侧及机身后部右侧的辅助螺旋桨旋转方向为右旋。

3.根据权利要求1或2所述一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征在于：燃油发动机布置在机身后部中心位置；所述传动系统包括联轴器、机身中部的直角换向齿轮箱、传动轴以及桨叶驱动换向齿轮箱；燃油发动机动力输出轴通过联轴器与机身中部的直角换向齿轮箱连接，再通过传动轴与桨叶驱动换向齿轮箱连接。

4.根据权利要求3所述一种油电混合动力多旋翼飞行器，其特征在于：燃油发动机采用单台活塞发动机。

5.一种油电混合动力多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：

起飞过程中，燃油发动机启动带动主升力螺旋桨旋转，起飞时燃油发动机油门加大，主升力螺旋桨转速加大，拉力提高，带动飞行器离地上升；当由上升转为悬停时，燃油发动机油门回收，主升力螺旋桨拉力减小，飞行器上升速度渐变为零，燃油发动机油门及主升力螺旋桨转速固定，通过调节辅助螺旋桨拉力进行悬停稳定控制；在下降过程中，燃油发动机油门回收，主升力螺旋桨拉力减小，飞行器下降，直至飞行器着陆。

6.根据权利要求5所述一种油电混合动力多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：

辅助螺旋桨以一定速度旋转，并在上升过程通过增大或减小辅助螺旋桨转速的方法调节拉力，进行辅助上升速度控制；下降过程中通过增大或减小辅助螺旋桨转速的方法调节拉力，进行辅助下降速度控制。

7.根据权利要求5或6所述一种油电混合动力多旋翼飞行器的飞行控制方法，其特征在于：

飞行过程中，在进行俯仰姿态控制时，机身前部和后部辅助螺旋桨转速差动变化，形成前后的螺旋桨拉力差，产生相对重心的俯仰力矩，控制飞行器向前或向后倾斜，主螺旋桨和辅助螺旋桨的拉力在倾斜后产生水平方向的前或后向分力，实现飞行器前或后向移动飞行；

在进行滚转姿态控制时，机身左侧和右侧辅助螺旋桨转速差动变化，形成左右的螺旋桨拉力差，产生相对重心的滚转力矩，控制飞行器向左或向右倾斜，主螺旋桨和辅助螺旋桨的拉力在倾斜后产生水平方向的左或右向分力，实现飞行器左或右向移动飞行；

在进行偏航控制时，当需要进行机头向左的偏航时，控制机身前部右侧及机身后部左侧的辅助螺旋桨拉力增大，机身前部左侧及机身后部右侧的辅助螺旋桨拉力减小，四个辅助螺旋桨的总垂直拉力不变，辅助螺旋桨水平拉力分量差别形成总的左偏航力矩，带动飞行器向左偏航；当需要进行机头向右的偏航时，控制机身前部右侧及机身后部左侧的辅助螺旋桨拉力减小，机身前部左侧及机身后部右侧的辅助螺旋桨拉力增大，四个辅助螺旋桨的总垂直拉力不变，辅助螺旋桨水平拉力分量差别形成总的右偏航力矩，带动飞行器向右偏航。