CN106927036A - 一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机，它主要包括动力传动系统、旋翼操纵系统和机身及折叠系统。本发明主要解决了传统复合式无人机结构重量大、气动效率低、占用空间大的问题。本发明采用串列翼的总体布局形式，提高了前飞模式下的气动性能；机翼可折叠且装有轮式起落装置，方便地面运输并节省空间；采用混合控制策略，对应控制通道联动，可高效稳定的控制飞机。
Description
技术领域
本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机。
技术背景
随着航空科技的进步，多旋翼无人机越来越多的应用到国民经济领域，但同时其续航能力、载荷能力的不足也限制了其应用及发展。固定翼垂直起降无人机的出现改善了这种情况，固定翼垂直起降无人机结合固定翼和多旋翼的特点，既可以垂直起降又可以高速平飞。现有固定翼垂直起降无人机主要包括倾转旋翼机、尾座式无人机和复合式无人机，其中应用最广的为复合式垂直起降无人机。在中国专利CN 105539834 A(申请公布日：2016.05.04)中介绍了一种复合翼垂直起降无人机，它采用固定翼飞机和四旋翼飞行器相结合的布局，即在固定翼飞机的基础上，在机翼上安装有四副旋翼，垂直起降时主要靠四副旋翼提供升力，平飞时主要靠机翼相对气流运动提供升力；此外其垂尾上设置有变距螺旋桨，用以增加低速飞行时的偏航控制力矩。上述发明从气动角度来讲，安装于机翼上的四副旋翼及其安装架均为不规则非流线型结构，在平飞时会造成全机废阻的大幅提升；从结构角度来讲，机翼的传力负担较之于普通固定翼更为艰巨，机翼受扭情况恶化，需要对机翼做结构做额外补强，使机身结构重量大大增加，载荷能力下降；从使用角度来讲，机身一体化安装，无法折叠，占用空间较大，地面运输困难。
发明内容
为了克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机。
本发明所采用的技术方案是：一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机，它主要包括动力传动系统、旋翼操纵系统和机身及折叠系统。他们之间的位置连接关系是：动力传动系统、旋翼操纵系统安装于机身及折叠系统上。
所述动力传动系统，包括动力子系统和多旋翼传动子系统。所述动力子系统包括发动机、螺旋桨离合器、螺旋桨轴、多旋翼离合器、一级传动轴、转换同步带轮、转换同步带和二级传动轴；螺旋桨离合器一端与发动机前输出轴固连，另一端与螺旋桨轴固连，所述螺旋桨离合器为可遥控的磁粉式电磁离合器，可通过遥控装置控制其连接或断开；多旋翼离合器一端与发动机后端输出轴固连，另一端与一级传动轴固连，所述多旋翼离合器为离心式离合器，发动机后端输出轴达到一定转速时该离合器处于连接状态；转换同步带轮数量为2个，分别于一级传动轴和二级传动轴固连，然后通过转换同步带与二者配合保证一级传动轴与二级传动轴等速转动。所述多旋翼传动子系统，包括一级主动带轮、一级从动带轮、一级同步带、转接轴、二级主动带轮、二级从动带轮、二级同步带和多旋翼轴；一级主动带轮与一级从动带轮分别与一级同步带配合传动；一级从动带轮、二级主动带轮分别与转接轴固连；二级主动带轮与二级从动带轮分别与二级同步带配合传动，多旋翼轴与二级从动带轮固连。动力传动系统包括4套多旋翼传动子系统，安装在前面的多旋翼子系统通过一级主动带轮与一级传动轴连接，安装在后面的多旋翼子系统通过一级主动带轮与二级传动轴连接。
所述旋翼操纵系统，包括桨叶、变距摇臂、上复材桨毂、下复材桨毂和螺旋桨。变距摇臂和桨叶固连，并置于上复材桨毂和下复材桨毂中间与二者固连。对桨叶进行操纵时，通过相关变距机构拉动变距摇臂并带动上复材桨毂和下复材桨毂扭转，改变桨叶迎角从而改变旋翼拉力。所述螺旋桨为可控变距螺旋桨，与螺旋桨轴固连，其作用为提供平飞时向前的拉力。
所述机身及折叠系统，包括机身、机翼、垂直尾翼、折叠转轴、转轴轴承、转轴螺母和起落架。所述机身为流线型柱状结构，其功能为支撑和连接各部件，动力子系统与螺旋桨传动子系统均安装于机身内部。所述机翼数量为4，置于前侧的2个机翼位置略低于后侧的2个机翼；每个机翼通过2套转轴机构与机身连接，机翼与转轴轴承外环固连，转轴轴承内环与折叠转轴固连，折叠转轴与机身固连，转轴螺母与折叠转轴通过螺纹连接，防止折叠转轴与机身脱开；机翼后缘设有襟副翼气动舵面，用以控制飞机姿态；旋翼传动子系统安装于机翼内部，机翼对其起支撑作用。所述垂直尾翼与机身固连，起横航向安定及操纵作用。所述起落架为轮式前三点形式，与机身固连。
优点及功效：与现有技术相比，本发明的有益效果是解决了传统复合式无人机结构重量大、气动效率低、占用空间大的问题。本发明采用串列翼的总体布局形式，提高了前飞模式下的气动性能；机翼可折叠且装有轮式起落装置，方便地面运输并节省空间；采用混合控制策略，对应控制通道联动，可高效稳定的控制飞机。
附图说明
图1可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机内部透视图；
图2可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机外观示意图；
图3可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机折叠机构剖面图；
图4动力传动系统各部件转向示意图；
图5固定翼模式偏航操纵舵面运动示意图；
图6固定翼模式俯仰操纵舵面运动示意图；
图7折叠操作过程示意图；
图8折叠最终状态示意图。
图中符号标记如下：
1-发动机；2-螺旋桨离合器；3-螺旋桨轴；4-多旋翼离合器；5-一级传动轴；6-转换同步带轮；7-转换同步带；8-二级传动轴；9-一级主动带轮；10-一级从动带轮；11-转接轴；12-转接轴；13-二级主动带轮；14-二级从动带轮；15-二级同步带；16-多旋翼轴；17-桨叶；18-变距摇臂；19-上复材桨毂；20-下复材桨毂；21-螺旋桨；22-机身；23-机翼；24-垂直尾翼；25-折叠转轴；26-转轴轴承；27-转轴螺母；28-起落架。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
参见图1，与本实施例的一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机相关的动力传动系统主要构成如下：
所述动力传动系统，包括动力子系统和多旋翼传动子系统。所述动力子系统包括发动机1、螺旋桨离合器2、螺旋桨轴3、多旋翼离合器4、一级传动轴5、转换同步带轮6、转换同步带7和二级传动轴8；螺旋桨离合器2一端与发动机1前输出轴固连，另一端与螺旋桨轴3固连，所述螺旋桨离合器2为可遥控的磁粉式电磁离合器，可通过遥控装置控制其连接或断开；多旋翼离合器4一端与发动机1后端输出轴固连，另一端与一级传动轴5固连，所述多旋翼离合器4为离心式离合器，发动机1后端输出轴达到一定转速时该离合器处于连接状态；转换同步带轮6数量为2个，分别与一级传动轴5和二级传动轴8固连，然后通过转换同步带7与二者配合保证一级传动轴5与二级传动轴8等速转动。所述多旋翼传动子系统，包括一级主动带轮9、一级从动带轮10、一级同步带11、转接轴12、二级主动带轮13、二级从动带轮14、二级同步带15和多旋翼轴16；一级主动带轮9与一级从动带轮10分别与一级同步带11配合传动；一级从动带轮10、二级主动带轮13分别与转接轴固连；二级主动带轮13与二级从动带轮14分别与二级同步带15配合传动，多旋翼轴16与二级从动带轮13固连。动力传动系统包括4套多旋翼传动子系统，安装在前面的多旋翼子系统通过一级主动带轮与一级传动轴连接，安装在后面的多旋翼子系统通过一级主动带轮与二级传动轴连接。
如图4所示，各个箭头代表着多旋翼传动子系统各部分传动部件的转向。一级传动轴5与发动机1后输出轴转向相同，一级传动轴5与二级传动轴8通过转换同步带7保持同向，通过一级同步带11不同的扭转安装方式，可以控制相邻的多旋翼轴16转向彼此相反，以平衡扭矩作用。当飞机进入过渡状态或者前飞状态时，通过控制装置控制螺旋桨离合器2接合，发动机1前输出轴带动螺旋桨轴3旋转提供前飞的拉力。
参见图1，与本实施例的一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机相关的旋翼操纵系统主要构成如下：
所述旋翼操纵系统，包括桨叶17、变距摇臂18、上复材桨毂19、下复材桨毂20和螺旋桨21。变距摇臂18和桨叶17固连，并置于上复材桨毂19和下复材桨毂20中间与二者固连。对桨叶17进行操纵时，通过相关变距机构拉动变距摇臂18并带动上复材桨毂19和下复材桨毂19扭转，改变桨叶17迎角从而改变旋翼拉力。所述螺旋桨21为可控变距螺旋桨，与螺旋桨轴3固连，其作用为提供平飞时向前的拉力。
通过旋翼操纵系统的控制，可对本发明实现如下的控制策略：
本发明飞行可分为多旋翼模式、过渡模式和固定翼模式。起飞时，采用多旋翼模式，可垂直起降，无需跑道。多旋翼模式下，通过控制螺旋桨离合器2断开保证螺旋桨21不旋转无拉力，发动机1达到一定转速后多旋翼离合器4接通，4个旋翼轴在多旋翼传动子系统的作用下转动，以传统四旋翼方式起飞，并通过控制各个旋翼的变距机构改变旋翼拉力，保持或改变飞机姿态。在多旋翼模式下飞行到一定高度时进入过渡模式，在过渡模式中，各个多旋翼的控制变距机构从全权限参与操纵到逐渐过渡到某一给定值并固定不动，同时机翼23上的襟副翼、垂直尾翼24上的方向舵从固定不动到逐渐接管控制，螺旋桨离合器2接合，螺旋桨21旋转并产生拉力，通过改变螺旋桨21桨距控制拉力大小，飞机从悬停状态逐步过渡到平飞状态。进入平飞状态后，飞机将采用固定翼模式，本发明采用的固定翼布局为串列翼，在固定翼模式下：如图5所示，各箭头表示襟副翼的偏转方向，飞机需要偏航时，置于机身22左侧的2个机翼襟副翼与置于机身22右侧的2个机翼23襟副翼偏转方向相反，飞机左右升力不同导致飞机滚转，由飞行力学可知，飞机滚转将会造成飞机的偏航，同时垂直尾翼24上的方向舵也将偏转，增大偏航力矩；如图6所示，各箭头表示襟副翼的偏转方向，飞机需要爬升或下降时，置于机身22前面的2个机翼23襟副翼同向等幅偏转，置于机身22后面的2个机翼23襟副翼也同向等幅偏转，但是前后2对机翼23襟副翼的偏转方向相反，造成前后各机翼23升力不同，飞机俯仰姿态改变，飞机爬升或下降。
参见图2-图3，与本实施例的一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机相关的机身及折叠系统主要构成如下：
所述机身及折叠系统，包括机身22、机翼23、垂直尾翼24、折叠转轴25、转轴轴承26、转轴螺母27和起落架28。所述机身22为流线型柱状结构，其功能为支撑和连接各部件，动力子系统与螺旋桨传动子系统均安装于机身内部。所述机翼23数量为4，置于前侧的2个机翼23位置略低于后侧的2个机翼23；每个机翼23通过2套转轴机构与机身22连接，机翼23与转轴轴承26外环固连，转轴轴承26内环与折叠转轴25固连，折叠转轴25与机身22固连，转轴螺母27与折叠转轴25通过螺纹连接，防止折叠转轴25与机身22脱开；机翼23后缘设有襟副翼气动舵面，用以控制飞机姿态；旋翼传动子系统安装于机翼23内部，机翼23对其起支撑作用。所述垂直尾翼24与机身22固连，起横航向安定及操纵作用。所述起落架28为轮式前三点形式，与机身固连。安装于前侧机翼23上的多旋翼子系统旋翼朝下安装，安装于后侧机翼23上的多旋翼子系统旋翼朝上安装，以防止机翼折叠过程中多旋翼子系统之间互相干涉。
为节省地面运输的空间，本发明在地面运输过程中可折叠，具体操作方法如下：
需要折叠时，将转轴螺母27拆下，将每个机翼上对应的折叠转轴25取下。如图7所示，图中各箭头表示折叠过程中各部件运动方向，将前侧机翼23向后折叠，将后侧机翼23向前折叠，贴近机身后用绳索或泡沫隔板固定于运输车内，最终折叠状态如图8所示。
本发明的有益效果是解决了传统复合式无人机结构重量大、气动效率低、占用空间大的问题。本发明采用串列翼的总体布局形式，提高了前飞模式下的气动性能；机翼可折叠且装有轮式起落装置，方便地面运输并节省空间；采用混合控制策略，对应控制通道联动，可高效稳定的控制飞机。
Claims (1)
1.一种可折叠的复合式油动高速四旋翼无人机，其特征在于：它主要包括动力传动系统、旋翼操纵系统和机身及折叠系统。他们之间的位置连接关系是：动力传动系统、旋翼操纵系统安装于机身及折叠系统上。
所述动力传动系统，包括动力子系统和多旋翼传动子系统。所述动力子系统包括发动机(1)、螺旋桨离合器(2)、螺旋桨轴(3)、多旋翼离合器(4)、一级传动轴(5)、转换同步带轮(6)、转换同步带(7)和二级传动轴(8)；螺旋桨离合器(2)一端与发动机(1)前输出轴固连，另一端与螺旋桨轴(3)固连，所述螺旋桨离合器(2)为可遥控的磁粉式电磁离合器，可通过遥控装置控制其连接或断开；多旋翼离合器(4)一端与发动机(1)后端输出轴固连，另一端与一级传动轴(5)固连，所述多旋翼离合器(4)为离心式离合器，发动机(1)后端输出轴达到一定转速时该离合器处于连接状态；转换同步带轮(6)数量为2个，分别与一级传动轴(5)和二级传动轴(8)固连，然后通过转换同步带(7)与二者配合保证一级传动轴(5)与二级传动轴(8)等速转动。所述多旋翼传动子系统，包括一级主动带轮(9)、一级从动带轮(10)、一级同步带(11)、转接轴(12)、二级主动带轮(13)、二级从动带轮(14)、二级同步带(15)和多旋翼轴(16)；一级主动带轮(9)与一级从动带轮(10)分别与一级同步带(11)配合传动；一级从动带轮(10)、二级主动带轮(13)分别与转接轴固连；二级主动带轮(13)与二级从动带轮(14)分别与二级同步带(15)配合传动，多旋翼轴(16)与二级从动带轮(13)固连。动力传动系统包括4套多旋翼传动子系统，安装在前面的多旋翼子系统通过一级主动带轮与一级传动轴连接，安装在后面的多旋翼子系统通过一级主动带轮与二级传动轴连接。
所述旋翼操纵系统，包括桨叶(17)、变距摇臂(18)、上复材桨毂(19)、下复材桨毂(20)和螺旋桨(21)。变距摇臂(18)和桨叶(17)固连，并置于上复材桨毂(19)和下复材桨毂(20)中间与二者固连。对桨叶(17)进行操纵时，通过相关变距机构拉动变距摇臂(18)并带动上复材桨毂(19)和下复材桨毂(19)扭转，改变桨叶(17)迎角从而改变旋翼拉力。所述螺旋桨(21)为可控变距螺旋桨，与螺旋桨轴(3)固连，其作用为提供平飞时向前的拉力。
所述机身及折叠系统，包括机身(22)、机翼(23)、垂直尾翼(24)、折叠转轴(25)、转轴轴承(26)、转轴螺母(27)和起落架(28)。所述机身(22)为流线型柱状结构，其功能为支撑和连接各部件，动力子系统与螺旋桨传动子系统均安装于机身内部。所述机翼(23)数量为4，置于前侧的2个机翼(23)位置略低于后侧的2个机翼(23)；每个机翼(23)通过2套转轴机构与机身(22)连接，机翼(23)与转轴轴承(26)外环固连，转轴轴承(26)内环与折叠转轴(25)固连，折叠转轴(25)与机身(22)固连，转轴螺母(27)与折叠转轴(25)通过螺纹连接，防止折叠转轴(25)与机身(22)脱开；机翼(23)后缘设有襟副翼气动舵面，用以控制飞机姿态；旋翼传动子系统安装于机翼(23)内部，机翼(23)对其起支撑作用。所述垂直尾翼(24)与机身(22)固连，起横航向安定及操纵作用。所述起落架(28)为轮式前三点形式，与机身固连。安装于前侧机翼(23)上的多旋翼子系统旋翼朝下安装，安装于后侧机翼(23)上的多旋翼子系统旋翼朝上安装，以防止机翼折叠过程中多旋翼子系统之间互相干涉。
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