CN111196357A - 一种燃油动力变转速控制复合翼无人机 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞行器技术领域，特别是涉及一种燃油动力变转速控制复合翼无人机。燃油动力变转速控制复合翼无人机包括机身，所述机身上设置有机翼和旋翼机构，所述机身尾部设置有推进螺旋桨；所述机翼机构呈“X”形对称设置，四个旋翼分别位于机翼端部，所述旋翼由机身内部设置的燃油动力系统直接驱动，并通过调速电机和调扭电机配合差动行星轮系改变各旋翼的转速进行飞行控制。该燃油动力变转速控制复合翼无人机结合了固定翼与多旋翼两种无人机的优势，同时采用了一种新型的燃油动力系统，解决了传统油动多旋翼飞行器控制和动力匹配困难、控制响应慢的缺点，提高了无人机的气动效率、续航能力与飞行时的灵活性、稳定性。

Description

一种燃油动力变转速控制复合翼无人机

技术领域

本申请属于飞行器技术领域，特别是涉及一种燃油动力变转速控制复合翼无人机。

背景技术

当下的无人直升机主要分为传统直升机构型与多旋翼构型，这两种构型的优缺点如下：传统直升机构型的气动效率较高，但它结构、飞行控制较为复杂，因此成本较高，而且大的旋翼在飞行过程中带来了较高的飞行阻力。目前的多旋翼无人机多采用电动变转速控制，因此具有结构与控制系统相对简单、成本较低、机动灵活、动作响应快、飞行姿态稳定、抗风能力强等优点，尤为适合在城市等地形复杂的区域低空飞行。但是多旋翼构型的缺点是气动效率比较低，且受制于电池技术，故造成续航能力普遍不足，续航时间一般都不大于30分钟，另外电池充电时间长，执行连续飞行任务的能力较差。

采用内燃机作为动力源解决了电动无人机续航能力和连续任务能力的问题，根据其驱动方式可以分为：直接驱动和电传驱动，根据旋翼拉力的控制方式可以分为：变距控制和变转速控制。采用内燃机直接驱动，通过改变内燃机转速来调整旋翼转速的控制方式具有结构简单的优点，但是存在内燃机变转速响应慢、内燃机特性与旋翼特性匹配困难、控制困难等缺点。目前内燃机直驱的多旋翼无人机多采用变距控制的方式，然而旋翼变距机构具有结构复杂、控制难度大的缺点。以内燃机为动力源，利用发电机将内燃机输出的能量转换为电能提供给电机，通过电机驱动旋翼的电传动混合动力方式具有结构简单、控制响应快、控制简单的优点，但是由于能量存在二次转换，整套动力系统的重量较高，而且随着飞行器总重量的增加，发电机和旋翼驱动电机的重量增加较快，动力系统功率-重量比远低于机械传动系统。

目前的复合式无人机多以固定翼飞行模式为主，升力旋翼只起到垂直起降的作用，固定翼模式下升力旋翼及其支臂成为死重，而且灵活性和稳定性较差。

发明内容

1.要解决的技术问题

基于目前的复合式无人机多以固定翼飞行模式为主，升力旋翼只起到垂直起降的作用，固定翼模式下升力旋翼及其支臂成为死重，而且灵活性和稳定性较差，以及电动多旋翼无人机续航能力差，燃油动力多旋翼无人机控制和动力匹配困难、控制响应慢，混合动力多旋翼无人机动力系统功率-重量比低的问题，本申请提供了一种采用新型燃油动力系统的燃油动力变转速控制复合翼无人机。

2.技术方案

为了达到上述的目的，本申请提供了一种燃油动力变转速控制复合翼无人机，包括机身，所述机身上设置有机翼机构，所述机身尾部设置有螺旋桨；

所述机翼机构呈“X”形对称设置，所述机身内部设置有燃油变转速动力系统。

本申请提供另一种实施方式：所述机翼机构包括短翼和旋翼，所述短翼一端固定于所述机身上，所述短翼呈“X”形对称设置，所述旋翼设置于所述短翼另一端，所述旋翼转轴相互平行，且与无人机的水平运动平面垂直。

本申请提供另一种实施方式：所述旋翼设置于翼端传动系统顶部，所述翼端传动系统设置于所述短翼上。

本申请提供另一种实施方式：所述翼端传动系统包括锥齿轮传动机构，所述锥齿轮传动机构用于运动和动力的空间换向，所述锥齿轮传动机构用于进一步的减速增扭。

本申请提供另一种实施方式：所述螺旋桨为推进螺旋桨，所述推进螺旋桨的旋转轴线与机身的纵向中轴线重合，以保证没有偏航力矩；所述螺旋桨通过离合器与分动箱连接。

本申请提供另一种实施方式：所述短翼为4个，所述旋翼为4个。

本申请提供另一种实施方式：所述短翼采用中单翼结构，展弦比为6.5，具有+2°上反角；并采用“翼身融合”技术，短翼根部与机身之间光滑过渡，形成一个整体；以提供前飞时的额外升力；所述短翼固定于机身两侧且与机身形成一定角度。所述短翼具有气动性能优良的翼型，在高速前飞时依靠所述短翼提供主要升力。

本申请提供另一种实施方式：所述燃油变转速动力系统包括内燃机、主离合器、分动箱、差动行星轮系、发电机、电池组、调速电机和调扭电机。

本申请提供另一种实施方式：所述旋翼通过差动行星轮系的外齿圈与所述调速电机连接，所述旋翼与所述调扭电机连接，所述旋翼通过差动行星轮系的太阳轮、分动箱与所述内燃机连接。

本申请提供另一种实施方式：所述内燃机为活塞式内燃机，所述活塞式内燃机产生的动力通过主离合器输入分动箱。

所述内燃机的输出转速和扭矩保持不变，所述旋翼的转速由调速电机通过差动行星轮系进行调节，调整转速时调速电机的扭矩保持不变，所述旋翼的扭矩通过调扭电机直接调节，调整扭矩时调扭电机的转速与旋翼的转速保持一致，从而使锥齿轮传动机构中输出齿轮的转速和扭矩满足旋翼拉力-转速-扭矩特性，进而改变不同旋翼的拉力，对飞行器姿态、航向进行调整。

分动箱将主要功率平分，分别输入对应的四个差动行星轮系、锥齿轮传动机构直接传递给各个旋翼；另外一部分动力通过分动箱上部的锥齿轮传动输入给发电机，发电机将产生的电能存储进电池组，电池组将电能分配给调速电机和调扭电机。调速电机经过差动行星轮系、锥齿轮传动机构将动力传递给旋翼；调扭电机将动力直接传递给旋翼。

3.有益效果

与现有技术相比，本申请提供的燃油动力变转速控制复合翼无人机的有益效果在于：

本申请提供的燃油动力变转速控制复合翼无人机，兼具固定翼与多旋翼无人机特征的燃油动力变转速控制复合翼无人机，该燃油动力变转速控制复合翼无人机结合了固定翼与旋翼两种无人机的优势，提高了无人机的气动效率与飞行时的灵活性、稳定性。

本申请提供的燃油动力变转速控制复合翼无人机，采用X布局短翼替代传统四旋翼无人机的X形支架，尾部装有推进螺旋桨，动力形式为油动直驱，利用差动轮系和调速电机、调扭电机实现旋翼的变转速控制，具有垂直起降和悬停、低速高机动、高速巡航三种飞行模式。

本申请提供的燃油动力变转速控制复合翼无人机，无人机在垂直起降和悬停、模式，以及低速高机动模式时推进螺旋桨停止转动，依靠四个旋翼产生升力，同时依靠调节旋翼转速产生的总力矩和总转矩改变飞行姿态和航向；高速巡航时，旋翼转速降低，依靠推进螺旋桨的推力使无人机前进，由短翼提供主要升力，旋翼提供部分升力并用于改变飞行姿态和航向。

本申请提供的燃油动力变转速控制复合翼无人机，结合了多旋翼无人机机动敏捷、抗风能力强、稳定性高与固定翼无人机速度快、气动效率高的优点，同时采用无级变转速油动直驱技术解决了电动多旋翼无人机载荷小和航程低，油动变距控制多旋翼无人机结构复杂、控制困难，油动变发动机转速控制无人机响应慢、动力匹配困难、控制困难，以及电传动混合动力多旋翼无人机动力系统功率-重量比过小的缺点。

附图说明

图1是本申请的燃油动力变转速控制复合翼无人机结构示意图；

图2是本申请的燃油动力变转速控制复合翼无人机动力系统示意图；

图中：1-机身、2-短翼、3-旋翼、4-螺旋桨、5-传动系统、6-内燃机、7-主离合器、8-分动箱、9-差动行星轮系、10-锥齿轮传动机构、11-锥齿轮传动、12-发电机、13-电池组、14-调速电机、15-调扭电机、16-离合器、17-电路导线。

具体实施方式

在下文中，将参考附图对本申请的具体实施例进行详细地描述，依照这些详细的描述，所属领域技术人员能够清楚地理解本申请，并能够实施本申请。在不违背本申请原理的情况下，各个不同的实施例中的特征可以进行组合以获得新的实施方式，或者替代某些实施例中的某些特征，获得其它优选的实施方式。

参见图1～2，本申请提供一种燃油动力变转速控制复合翼无人机，包括机身1，所述机身1上设置有复合翼机构，所述机身1尾部设置有螺旋桨4；

所述机翼机构呈“X”形对称设置，所述机身内部设置有燃油变转速动力系统。

进一步地，所述复合翼机构包括短翼2和旋翼3，所述短翼2一端固定于所述机身上，所述短翼2呈“X”形对称设置，所述旋翼3设置于所述短翼2另一端，所述旋翼3转轴相互平行，且与无人机的水平运动平面垂直。

所述短翼2具有优良的翼型和刚度，即能在高速前飞时为飞行器提供主要升力，又起到旋翼3支架的作用。所述短翼2与机身之间采用翼身融合技术，以提供前飞时的额外升力并减小飞行阻力。

无人机在垂直起降或悬停时，尾部的推进螺旋桨4停止转动，靠四个旋翼3产生升力并调整姿态；无人机低速前飞时，为多旋翼飞行状态，机体前倾，依靠四个旋翼3产生升力、驱动力、调整航行和姿态；高速前飞时，四个旋翼3转速降低，靠尾部螺旋桨4产生推力使飞行器前进，此时飞行器的主要升力来自四个短翼2，四个旋翼3主要用于调整姿态和航向，并提供部分升力；无人机倒飞和侧飞时，推进螺旋桨4停止转动，旋翼3转速升高，提供主要升力，靠调节旋翼3转速产生的总力矩和总转矩实现倒飞和侧飞。

进一步地，所述旋翼3设置于翼端传动系统5顶部，所述翼端传动系统5设置于所述短翼2上。

进一步地，所述翼端传动系统5包括锥齿轮传动机构10，所述锥齿轮传动机构10用于运动和动力的空间换向，所述锥齿轮传动机构10用于进一步的减速增扭。

进一步地，所述螺旋桨4为推进螺旋桨，所述推进螺旋桨4的旋转轴线与机身的纵向中轴线重合；所述螺旋桨4通过离合器与分动箱8连接。

进一步地，所述短翼2为4个，所述旋翼3为4个。

进一步地，所述短翼2采用中单翼结构，展弦比为6.5，具有+2°上反角；并采用“翼身融合”技术，短翼2根部与机身1之间光滑过渡，形成一个整体；以在前飞时提供额外的升力，同时也能够增大燃料储存空间和减小前飞时的空气阻力。

进一步地，所述燃油变转速动力系统包括内燃机6、主离合器7、分动箱8、差动行星轮系9、发电机12、电池组13、调速电机14和调扭电机15。

进一步地，所述旋翼3通过差动行星轮系9与所述调速电机14连接，所述旋翼3与所述调扭电机15连接。

进一步地，所述内燃机6为活塞式内燃机，所述活塞式内燃机产生的动力通过主离合器7输入分动箱8。

所述短翼2固定于机身1两侧，前方短翼2形成前掠翼，前掠角为70°；后方短翼2形成后掠翼，后掠角为70°，能够有效减小阻力。

该机身1采用椭圆形截面，中部机身为等截面柱体，前部机身截面逐渐变小，向机头收拢，形成光滑过渡，以减小阻力。后部机身1截面也逐渐变小，向尾部收拢，与推进螺旋桨整流罩形成光滑连续的过渡。后部机身的收缩率小于前部机身，整体机身1为流线形气动外形，有利于减小阻力。

该短翼2的翼型和机身1都经过优化，使设计速度范围内的气动效率最高。

本实施例中的旋翼3包括分别设置在短翼2的末端并具有四角对称关系的四个固定螺距旋翼3，每个旋翼3安装在翼端传动系统5的上方，旋转轴线与无人机运动平面垂直。旋翼3被涵道包围，涵道能够保护旋翼和防止旋翼伤人，还可以提高旋翼效率和减少噪声。旋翼3由内燃机6即发动机、调速电机14和调扭电机15共同驱动。

本实施例中的动力系统包括一台二冲程四缸汽油发动机即内燃机6，发动机通过主离合器7与分动箱8连接，分动箱8将动力平均分为四路，分别传递到四个独立的差动行星轮系9的太阳轮，差动行星轮系9的内齿圈外侧具有渐开线轮齿，通过外侧的渐开线轮齿与调速电机14驱动的齿轮啮合，差动行星轮系9的行星架通过贯穿短翼2的传动轴与短翼2端部的锥齿轮传动机构10中的输入齿轮连接，动力最终通过锥齿轮传动机构10中的输出齿轮传递至旋翼3。另外，在高速巡航模式下，发动机输出的一部分动力经分动箱8和离合器16输出至螺旋桨4。

同时，分动箱8的顶部分出一路动力，通过锥齿轮传动11驱动直流发电机12，发电机12产生的电流存储进电池组13，电池组13通过控制系统将合适的电压和电流输入调速电机14和调扭电机15。

改变旋翼3的转速时，发动机的转速保持不变，各调速电机14根据控制系统的信号改变转速，从而调节各差动行星轮系9的内齿圈转速，进而实现行星架转速的无级调节，使得各个旋翼3能够独立地无级调节转速。

根据差动行星轮系9的原理可知，内齿圈转速改变时，内齿圈和太阳轮上扭矩的比值必须始终等于行星轮系的特征参数，而发动机转速不变，根据内燃机6的速度特性可知发动机的扭矩也保持不变，所以调速电机14的扭矩也必须保持不变。而根据旋翼的转速-扭矩特性可知，随着旋翼转速的变化，其所需的扭矩也是变化的，因此旋翼的扭矩需要通过调扭电机15进行调节。旋翼3上作用的扭矩是调扭电机15的输出扭矩和锥齿轮传动机构10传递给旋翼3的扭矩之和，而锥齿轮传动机构10传递给旋翼3的扭矩保持不变，因此旋翼3转速改变时，调扭电机15的转速与旋翼3的转速保持一致，调扭电机15的扭矩也随之改变使得旋翼3上作用的总扭矩符合旋翼3的转速-扭矩特性。

本实施例中的推进螺旋桨4位于机身1的尾部，螺旋桨4的轴线与通过整机质心的机身1纵向轴线重合，保证推力不会产生偏矩。螺旋桨4由发动机通过传动系统5直接驱动。

本实施例的飞行模式分为垂直起降和悬停模式、低速高机动飞行模式、高速巡航模式三种，各种工作模式如下：

垂直起降和悬停模式：无人机启动时，接合主离合器7，发动机通过分动箱8差动轮系9向四个旋翼3提供主要动力。同时，调速电机14和调扭电机15提供部分动力。此时，尾部离合器16断开，推进螺旋桨不工作，仅依靠旋翼3提供的升力实现无人机的垂直起降和悬停。

低速高机动飞行模式：无人机仍由旋翼3提供升力，尾部离合器16断开，尾部的螺旋桨4不工作。无人机需要改变航向、倒飞和侧飞时，通过传感器将各种姿态参数反馈给飞控系统，飞控系统分别控制各调速电机14改变各旋翼3的转速，控制各调扭电机15改变各旋翼3的扭矩，从而改变相应旋翼3的拉力，进而产生偏矩和分力实现改变航向、倒飞和侧飞。此时，无人机的飞行原理与传统四旋翼飞行器一样，具备四旋翼飞行器高机动、高稳定性的优点。

高速巡航模式：四个旋翼3转速下降，尾部离合器16接合，发动机主要给推进螺旋桨4提供动力，靠尾部螺旋桨4产生推力使无人机前进，此时飞行器的主要升力来自四个短翼2，四个旋翼3主要用于调整姿态和航向，并提供少部分升力。

该无人机采用油动直驱，解决了电动多旋翼飞行器航程短、充电时间长、连续任务能力差的缺点，同时采用内燃机恒速工作，电机调节旋翼3转速的控制方式，解决了油动多旋翼无人机技术中旋翼3变距机构结构复杂、控制困难的缺点，变内燃机转速控制方式响应慢、动力匹配和控制困难的缺点，以及电传动混合动力无人机动力系统功率-重量比低的缺点，能以多旋翼和固定翼两种状态飞行，兼具多旋翼飞行器机动敏捷、稳定性高的优点和固定翼飞机气动效率高、速度快的优点。

尽管在上文中参考特定的实施例对本申请进行了描述，但是所属领域技术人员应当理解，在本申请公开的原理和范围内，可以针对本申请公开的配置和细节做出许多修改。本申请的保护范围由所附的权利要求来确定，并且权利要求意在涵盖权利要求中技术特征的等同物文字意义或范围所包含的全部修改。

Claims (10)

1.一种燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：包括机身，所述机身上设置有机翼机构，所述机身尾部设置有螺旋桨；

所述机翼机构呈“X”形对称设置，所述机身内部设置有燃油变转速动力系统。

2.如权利要求1所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述复合翼机构包括短翼和旋翼，所述短翼一端固定于所述机身上，所述短翼呈“X”形对称设置，所述旋翼设置于所述短翼另一端，所述旋翼转轴相互平行，且与无人机的水平运动平面垂直。

3.如权利要求2所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述旋翼设置于翼端传动系统顶部，所述翼端传动系统设置于所述短翼上。

4.如权利要求3所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述翼端传动系统包括锥齿轮传动机构，所述锥齿轮传动机构用于运动和动力的空间换向，所述锥齿轮传动机构用于进一步的减速增扭。

5.如权利要求1所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述螺旋桨为推进螺旋桨，所述推进螺旋桨的旋转轴线与机身的纵向中轴线重合；所述螺旋桨通过离合器与分动箱连接。

6.如权利要求2所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述短翼为4个，所述旋翼为4个。

7.如权利要求2所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述短翼采用中单翼结构，展弦比为6.5，具有+2°上反角；并采用“翼身融合”技术，短翼根部与机身之间光滑过渡，形成一个整体。

8.如权利要求1～7中任一项所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述燃油变转速动力系统包括内燃机、主离合器、分动箱、差动行星轮系、发电机、电池组、调速电机和调扭电机。

9.如权利要求8所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述旋翼通过差动行星轮系与所述调速电机连接，所述旋翼与所述调扭电机连接，所述旋翼通过差动行星轮系的太阳轮、分动箱与所述内燃机连接。

10.如权利要求8所述的燃油动力变转速控制复合翼无人机，其特征在于：所述内燃机为活塞式内燃机，所述活塞式内燃机产生的动力通过主离合器输入分动箱。

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