CN205239905U - 一种自发电油电混合动力多旋翼飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种自发电油电混合动力多旋翼飞行器，属于无人飞行器技术领域。该飞行器主要由主旋翼、飞行器电控板、电机驱动副旋翼、电机、燃油发动机、转速对偶齿轮箱、电池、风门控制步进电机、发电机等构成。该飞行器由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，其中主旋翼提供主要升空动力，副旋翼提供小部分升空动力，主旋翼由上主旋翼和下主旋翼构成，上、下主旋翼具有相同尺寸，转速完全相同，转向相反，实现正反扭矩平衡。燃油发动机部分动力通过伞齿轮啮合输出给发电机，发出的电力为整个飞行器提供电力。主旋翼转轴和油箱的重心位于飞行器的几何中心。本实用新型实现了多旋翼飞行器既能被精确操控，同时又具有大载荷长航时特性，无需外接电源充电。

Description

一种自发电油电混合动力多旋翼飞行器

技术领域

本实用新型涉及一种自发电油电混合动力多旋翼飞行器，属于无人机技术领域。

背景技术

多旋翼无人飞行器是一种能够垂直起降、以多个旋翼作为动力装置的，不载操作人员的飞行器。其用途极为广泛。主要应用有如下几个方面。如警务应用、火场指挥、抢险救灾、交通管理；新闻媒体、航空摄影；野生动物摄影、环境评估、空中考古；房地产管理、管线巡检；遥控飞行、空中摄影；小物件无人飞行器派送。多轴飞行器基于导航定位系统包括地理信息系统和全球定位系统，可通过地理信息系统和全球定位系统，按预先设定的线路进行飞行，并在到达目的地后完成规定动作，这样就可用于小物件的物流配送。

多轴飞行器所有的应用都基于飞行器够长航时、大载荷飞行，否则所有的应用很窄的范围。目前四旋翼飞行器均采用电池驱动，由于单位质量电池所能存储的能量远小于汽油等化石燃料，所以目前四旋翼飞行器的飞行时间都十分有限，正常负载情况下巡航时间仅为20分钟以内，而燃油动力的单旋翼直升机，巡航时间可长达数个小时。但燃油动力的单旋翼直升飞机飞行姿态的控制、操控的稳定性、精准性等，目前还是一个难题。因为通过电信号精确控制燃油发动机的转速是一件极其困难的事儿，这使得燃油单旋翼直升飞机无法完成电动多旋翼飞行器，所能完成的任务。两种类型的飞行器，各有优缺点，燃油飞行器具有长航时、大载荷的特性；电动多旋翼飞行器能够被精确操控，可以预先编程，在GPS的导航下沿规定路线完成各种动作，这是燃油飞行器无法实现的，但在需要长巡航时间的应用领域尚不能代替燃油动力的单旋翼。因此，把两者的优点结合起来，才能真正实现飞行器能够被精确操控，同时又具有大载荷长航时的特性。只有这样，才能够实现多旋翼飞行器飞的实际应用。在实用新型（201510842531.X）一种油电混合动力多旋翼飞行器中，燃油发动机和电机的能源体系是两个独立的系统，有可能存在潜在的风险，例如电池电能消耗完毕，而此时燃油没有耗尽，就会存在多旋翼无人飞行器无法控制的情况出现；另一种情况是燃油耗尽，而电池没有耗尽，那么由于失去主动力，而使得多旋翼无人飞行器有可能在空中坠落。因此，如何解决多旋翼无人飞行器动力源供给不协调的问题是极其重要的。此外，还须考虑户外完全没有充电条件的情况下如何实现飞行器的飞行。

实用新型内容

本实用新型为了克服现有多旋翼飞行器普遍存在的问题，即航程短、载荷小，飞行时间有限的缺陷，可避免多旋翼无人飞行器的动力源供给不协调的问题，利用自发电油电混合动力克服电动多旋翼飞行器固有的缺点，燃油发动机直接驱动主旋翼提供升力并同时驱动自带发电机发电，为副旋翼电机供电，配合电机驱动的副旋翼，实现飞行器能够被精确操控，同时又具有大载荷长航时的特性，无需外接电源充电。

自发电油电混合动力多旋翼飞行器主要由上主旋翼(1)、下主旋翼(2)、多旋翼飞行器电控板(4)、电机驱动副旋翼(5)、电机(6)、燃油发动机(7)、转速对偶齿轮箱(8)、化油器(9)、电池(11)、燃油进气风门(12)、输油管(13)、油箱(15)、机臂(16)、上主旋翼轴(18)、下主旋翼套管轴(19)、上伞齿轮(20)、下伞齿轮(21)、转速传感器(22)、风门控制步进电机(24)、发电机(25)、减震缓冲垫(27)构成，自发电油电混合动力多旋翼飞行器由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼由燃油发动机(7)驱动，副旋翼(5)由电机(6)驱动，主旋翼和副旋翼(5)联合提供升空动力，主旋翼由上主旋翼(1)和下主旋翼(2)构成（参见图1所示），上主旋翼轴(18)从顶端穿过下主旋翼套管轴(19)后与下伞齿轮(21)焊接后再与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼(2)固定在下主旋翼套管轴(19)上端，该套管轴与上主旋翼轴(18)能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴(19)与上伞齿轮(20)向上的大端面焊接，上伞齿轮(20)和下伞齿轮(21)之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱(8)中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮(21)下方设置有监测上主旋翼轴(18)转速的转速传感器(22)，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，上主旋翼轴(18)穿过下伞齿轮(21)再串接（参见图2所示）电机驱动伞齿轮(28)，穿过该伞齿轮后与燃油发动机(7)动力输出轴固接，电机驱动伞齿轮(28)与电机动力输入伞齿轮(29)啮合，电机动力输入伞齿轮(29)转轴就是发电机(25)转子的轴，于是将燃油发动机部分动力输出给发电机(25)，发出的电力通过电力输出线(26)输出，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，燃油发动机(7)固定安装在机臂(16)上，燃油发动机(7)和机臂(16)之间设有减震缓冲垫(27)，油箱(15)的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架(17)以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

油箱15的输油管13连接化油器9，化油器连接燃油进气风门12，该进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机24，用于控制挡风板开闭角度，发电机25安装在发电机减震托架14上，该减震托架设有减震缓冲垫27，将发电机25固定安装在机臂16上。

该多旋翼飞行器多旋翼飞行器天线3和多旋翼飞行器电控板4安装在机臂16上，电池11安装在机架下方，调整电池固定架使得天线、电控板与电池构成一体的重心在旋翼飞行器的几何中心，机臂16的端头安装电机座10，电机座固定电机6，电机动力输出轴安装电机驱动副旋翼5，主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔大于2cm，使得两者的气流不发生相互扰动。

电源管理系统包括稳压整流模块，限流模块、充电模块、继电器系统、负载电路、电池组、欠电压保护模块、控制模块、燃油存量显示模块；燃油发动机7通过伞齿轮传动带动发电机25发出交流电，通过稳压整流模块调节发电机的励磁电流，使得发电机输出相对稳定的直流电，通过限流电路限制输出电流，避免发电机载荷过大，电流进入充电模块，通过继电器系统对电流进行分配，继电器系统由控制器控制，对负载和蓄电池充放电进行智能控制，智能调节充电和供电电流，电池组设有欠压保护电路，控制器还负责把燃油存量和负载和蓄电池充放电数据通过无线射频模块传输给地面监控平台（参见图4）。

自发电油电混合动力多旋翼飞行器运行程序为先对系统进行初始化，然后对信道进行测试，正常后，启动燃油发动机，然后对发动机的转速进行彻底，如果发动机的转速不正常，就要对发动机的转速进行调节，使之达到一个规定之范围，正常之后对整个飞行器的电池电压、燃油量和发动机的电压参数进行测试，达到规定值范围之后，然后对起飞的姿态进行检测，根据姿态解算不同电机和燃油发电机的理论转速值，调节电机和燃油发电机的转速使之起飞，并进行遥控操作（参见图5，图6）。

工作原理：油电混合动力飞行器分由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼提供主要升空动力，一般承担50%以上的升力，副旋翼提供小部分升空动力，所提供的升力小于50%，两者之间存在这样的关系：主旋翼提供的升力占比越高，滞空时间越长，载荷能力也越大，其缺点是操控能力减弱；副旋翼提供的升力占比越高，这滞空时间就越短，载荷能力也越差，但是操控性能会更好。因此两者之间相互有一个配合，根据实际情况的需要来调整两者之间生力的比例关系。例如不需要飞机灵活飞行，强调长航时大载荷飞行时，那么就必须提高主旋翼生力的占比，如果强调飞行器的表演性能，就必须减少主旋翼升力的占比，以便实现灵活操纵。

主旋翼由上主旋翼1和下主旋翼2构成（参见图1所示），上主旋翼转轴18从顶端穿过下主旋翼2下主旋翼套管轴19后与下伞齿轮21焊接后在与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼套管轴19与上伞齿轮20向上的大端面焊接，上伞齿轮20和下伞齿轮21之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱8中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定。这样的结构使得上主旋翼和下主旋翼的转速完全相同，转速方向相反，实现正反扭矩平衡，这样的配置使得多旋翼飞行器不会在空中发生转动。

下主旋翼2的旋转主轴为下主旋翼套管轴19，该套管轴内设空腔，只有上中下3个端面与内部上主旋翼轴18有接触，形成约束，使得下主旋翼套管轴19与上主旋翼转轴18能够沿同一轴心线相互独立转动，套筒构其目的是尽可能减少高速运动所带来的机械摩擦损耗。在使用的过程中，必须加入适合的润滑油以减少摩擦损耗。

下伞齿轮21下方设置有监测主旋翼转轴18转速的转速传感器21，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，燃油发动机7通过发动机固定托架14固定在机臂16上（参见图2所示）。尽可能选择动力输出轴位于发动机重心位置发动机，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，这样的配置使得主旋翼和副旋翼的升力具有轴对称分布，这样就便于操控；油箱15的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，发动机在工作的过程中，油箱里的油会不断减少，这样会使得邮箱的重心仍然在多旋翼飞行器的几何中心位置，使得飞行器在飞行的过程中依然保持水平飞行。

主旋翼转轴18穿过下伞齿轮21再串接（参见图2所示）电机驱动伞齿轮28，穿过该伞齿轮后与燃油发动机7动力输出轴固接，电机驱动伞齿轮28与电机动力输入伞齿轮29啮合，电机动力输入伞齿轮29转轴就是发电机25转子的轴，于是将燃油发动机部分动力输出给发电机25，将动能转换成电能，发出的电力通过电力输出线26输出，为整个飞行器提供电能。

油箱15的输油管13连接化油器9，化油器连接燃油进气风门12，该进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机24，用于控制挡风板开闭角度，该控制采用PID闭环控制，转速信号来自于发动机转速传感器。

燃油发动机7和机臂16之间设有减震缓冲垫27，发电机25安装在发电机减震托架14上，该减震托架设有减震缓冲垫27，将发电机25固定在安装在机臂16上，减震垫的设置能够有效减轻发电机和发动机所带来的震动，以免影响飞行器的飞行姿态。

电源管理系统包括稳压整流模块，限流模块、充电模块、继电器系统、负载电路、电池组、欠电压保护模块、控制模块、燃油存量显示模块；燃油发动机7通过伞齿轮传动带动发电机25发出交流电，通过稳压整流模块调节发电机的励磁电流，使得发电机输出相对稳定的直流电，通过限流电路限制输出电流，避免发电机载荷过大，电流进入充电模块，通过继电器系统对电流进行分配，继电器系统由控制器控制，对负载和蓄电池充放电进行智能控制，智能调节充电和供电电流，电池组设有欠压保护电路，控制器还负责把燃油存量和负载和蓄电池充放电数据通过无线射频模块传输给地面控监控平台（参见图4）。

自发电油电混合动力多旋翼飞行器运行程序为先对系统进行初始化，然后对信道进行测试，正常后，启动燃油发动机，然后对发动机的转速进行彻底，如果发动机的转速不正常，就要对发动机的转速进行调节，使之达到一个规定之范围，正常之后对整个飞行器的电池电压、燃油量和发动机的电压参数进行测试，达到规定值范围之后，然后对起飞的姿态进行检测，根据姿态解算不同电机和燃油发电机的理论转速值，调节电机和燃油发电机的转速使之起飞，并进行遥控操作（参见图5，图6）。

油箱15的输油管13连接化油器9，化油器连接燃油进气风门12，改进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机24，用于控制挡风板开闭角度。在飞行的过程中，通过遥控器加大油门，我们有两种控制方式可以选择

一、主旋翼恒转速控制方式

这种操控方式的特性是飞行器在升空之后，燃油发动机以某一个恒定的转速进行工作，提供一个恒定的升力，相当于飞行器的重量减少到原重量的一半以上，其他所有的操控均由电机驱动的副旋翼来实现，这种控制的优点是控制电路极其简单，但操控性能不太好；

二、主旋翼非恒转速控制方式

这种操控方式是飞行器在升空之后，燃油发动机的转速是非恒定的，主旋翼转速的大小与电机驱动的副旋翼转速的大小存在严格的比例关系，换言之在加大油门时，主旋翼和副旋翼的转述同时升高，这样的操控性比上一方案更为优越，相对而言控制更为复杂。

主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔至少大于2cm，使得两者的气流不发生相互扰动。燃油发动机排气管23向下，可减少气流扰动。实际的应用中，尽可能拉开间隔距离，避免气流扰动，破坏飞行器的飞行姿态。燃油发动机升力的确定：

设旋翼的升力为Y_１

Y_１＝∫¹ ₀(△P_下cosθ_下－△P_上cosθ_上)cosadx

=1/2ρV²∫¹ ₀(p_下cosθ_下－P_上cosθ_上)cosadx

=1/2ρV²b∫¹ ₀(P_下cosθ_下－P_上cosθ_上)cosadx/b

令（P_下cosθ_下－P_上cosθ_上)cosadx/b=Cy₁（1）

Cy₁是该旋翼型的升力系数，那么，单位展长桨叶升力可以写为

Y₁＝Cy₁1/2.ρv²b1

式中b1是单位翼展长的桨叶面积，所以，直升机旋翼升力可仿此写成

Y=Cy1/2.pv²S（2）

该式即直升机的旋翼升力公式。Cy为升力系数，S为桨叶的总面积。

混合动力的总升力

Y_总=Y₁+Y₂+Y₃+…+Y_n+Y_燃油(3)

n为多旋翼飞行器旋翼数。根据公式(2)，可以计算出燃油发动机和电机旋翼的升力，确定适合的升力比Y_燃油/Y_总。

例如主旋翼提供60%的升力，副旋翼提供40%的升力。燃油发动机将55%的动力用于提供升力，将45%的动力转换为电能，用于驱动副旋翼电机和电池充电。

无人机遥感控制平台电路

无人机系统中，①由扩展多路串口及USB接口以实现系统与外围设备的通信；②发动机风门控制步进电机驱动模块；③发电机稳压供电模块；④电源管理监控系统；⑤直流无刷电机电路模块；⑥充电模块；⑦电源欠压保护电路模块；⑧可调限流直流稳压电源模块（参见图3）。

①USB接口扩展电路：USB口扩展由CH375芯片实现。CH375是USB总线的通用接口芯片。对于常用的USB存储设备，CH375的内置固件可以自动处理Mass-Storag海量存储设备的专用通信协议，通常情况下，外部单片机不需要编写固件程序．就可以直接读写USB存储设备中的数据。CH375和单片机的通信有2种方式：并行方式和串行方式。USB扩展电路原理图如图7所示，CH375芯片设置为内置固件模式，使用12MHz晶体。单片机P0口与CH375的D0～D7相连作为数据总线，译码器输出CH375的相连片选该芯片，单片机A0与CH375的A0相连，可选择CH375的地址或是数据输入与输出。当A0为高电平是D0～D7的传输的是地址，低电平时传输的是数据。P3．6和P3．7分别控制CH375的读写操作。CH375接单片机输入端，当有数据通过USB口输入时产生中断信号，通知单片机进行数据处理。当CH375芯片初始化后并成功与主机连通之后，指示灯亮。

②步进电机驱动电路：稳定发动机转速需要精确控制发动机的油门，实际上就是要精确控制发动机的风门，在本实用新型中，采用步进电机闭环控制发动机风门大小，实现发动机转速控制。步进电机驱动由THB6128芯片实现，单片机只需输出步进电机运行方向和脉冲信号即可达到控制步进电机的目的。THB6128是高细分两相混合式步进电机驱动专用芯片，通过单片机输出控制信号，即可设计出高性能、多细分的驱动电路。其特点为双全桥MOSFET驱动，低导通电阻Ron=0．55Ω，最高耐压36V，大电流2．2A（峰值），多种细分可选，最高可达128细分，具有自动半流锁定功能，快衰、慢衰、混合式衰减3种衰减方式可选，内置温度保护及过流保护。图8为发动机风门步进电机驱动电路，航向角步进电机驱动电路、俯仰角、横滚角步进电机驱动与之相同。图中CP1与U／D分别为单片机给出的驱动脉冲与电机运行方向控制信号。M1，M2，M3为电机驱动细分数选择信号输入，由拨码开关人为控制。FDT1与VREG1分别为衰减模式选择电压与电流控制电压输入端。当3．5V时为慢衰减模式；当为混合衰减模式；当FDT1<0．8V时为快衰减模式。调整VREG1端电压即可设定步进电机驱动电流值。

③发电机稳压供电模块

本实用新型采用小型励磁交流发电机。其工作原理是当发电机电压升高到规定值时，作用在分压器“a”点的电压，即稳压管VS2承受的反向电压，超过其反向击穿电压而被反向击穿导通，晶体管VT1也导通。VTl的导通使“b”电位降低，二极管VD2承受反向电压而褂止，使VT2、VT3也截止，切断了发电机的励磁电路，励磁电流中断，发电机磁场消失，发电机电压下降。当电压下降到调压值以下时，稳压管VS2又截止，于是VTl也截止，VT2、VT3又导通，发电机电压重新升高。这样反复循环，控制励磁电路的通断，使发电机在转速变化时，能保证发电机电压保持恒定，如图9所示。

④电源管理监控系统

电源管理：而为了提高飞机的安全性，需要设计一套设备监测系统，实时的监测飞机的姿态信息，机载设备的状况以及电源的情况等。该平台所使用的电源是两节锂电池串联组成的电池组，利用锂离子电池的充放电特性，采用以Atmega16l为核心的充放电管理系统。无人机电源管理系统框架如图4所示。在该系统中，自带小型发电机25将动能转换为交流电，再经过整流稳压后输出11.6V的直流电压，可由该输出电压为两节锂电池充电。电源管理系统的控制器是Atmega161单片机，该控制器通过检测两节锂电池的电压大小从而控制继电器开关来对电池进行充放电管理。

控制器采集到电源系统中的信息后，通过无线传输设备将该数据实时传输给地面。地面监控平台还可以发送一些指令给mega16l，通过控制继电器开关控制电池充放电，从而实现监测和控制飞机的目的。机上电源模块由两节英特曼电池有限公司生产的锂电池组成，电池组电量充足时电压为8.4V.电池的荷电量与整个供电系统的可靠性密切相关，电池剩余电量越多，系统的可靠性越高，因此飞行时能实时获得电池的剩余电量，这将大大提高飞机的可靠性。

电源监控：直升机能顺利完成飞行任务，充足的电源供应不可或缺。由锂电池的特性可知，在过度放电的情况下，电解液因分解而导致电池特性劣化并造成充电次数降低。因此为了保护电池的安全，电源系统在给控制系统供电前要经过欠压保护模块和稳压模块。为了预测电源系统中剩余的电量，这里采用检测电源系统电压的方法，在测得系统的电源电压后，查找由放电曲线建立的数据库，就能估计出电源系统中所剩余的电量。单片机所需要的电源电压是2.7～5.5V，因此可为mega16l设计外部基准电压为2.5V，该基准稳压电路如图16所示。所以系统要检测电池的电压，需要将电池用电阻进行分压且最大分得的电压值不能超过2.5V.控制器测得的电压值乘上电压分压缩小的倍数后，就能得到电源系统中的实时电压。时刻监测锂电池的用电情况，防止电池过用现象出现，就能达到有效使用电池容量和延长寿命的目的。

⑤直流无刷电机电路：无刷直流电机是由电动机主体和驱动器组成，是机电一体化产品。直流无刷电机与一般直流电机具有相同的工作原理和应用特性，而其组成是不一样的，除了电机本身外，前者还多一个换向电路，直流无刷电动机的电机本身是机电能量转换部分，它除了电机电枢、永磁励磁两部分外，还带有传感器。该电机的部分AC-DC电路如图17所示。

⑥充电电路：锂离子电池的充电特性和镍镉、镍氢电池的充电特性有所不同，锂离子电池在充电时，电池电压缓慢上升，充电电流逐渐减小，当电压达到4.2V左右时，电压基本不变，充电电流继续减小。因此对于改型充电器可先用先恒流后恒压充电方式进行充电，具体充电电路如图10所示。该电路选用LM2575ADJ组成斩波式开关稳压器，最大充电电流为1A。

该电路工作原理如下：当电池接入充电器后，该电路输出恒定电流，对电池充电。该充电器的恒流控制部分由双运放LM358的一半、增益设定电阻R3和R4、电流取样电阻R5和1.23V反馈基准电压源组成。刚接入电池后，运放LM358输出低电平，开关稳压器LM2575-ADJ输出电压高，电池开始充电。当充电电流上升到1A时，取样电阻R5（50m欧）两端压降达到50mV，该电压经过增益为25的运放放大后，输出1.23V电压，该电压加到LM2575的反馈端，稳定反馈电路。当电池电压达到8.4V后，LM3420开始控制LM2575ADJ的反馈脚。LM3420使充电器转入到恒压充电过程，电池两端电压稳定在8.4V.R6、R7和C3组成补偿网络，保证充电器在恒流/恒压状态下稳定工作。若输入电源电压中断，二极管D2和运放LM358中的PNP输入级反向偏置，从而使电池和充电电路隔离，保证电池不会通过充电电路放电。当充电转入恒压充电状态时，二极管D3反向偏置，因此运放中不会产生灌电流。

⑦电源欠压保护电路:锂电池必须考虑充电、放电时的安全性，以防止特性劣化。因此在系统运行过程中，为了保护锂电池的安全，需要一套欠压保护电路，以防止电源管理系统因过用而发生电池特性和耐久性特性劣化。电源欠压保护由锂电池的电池放电特性易知，当电池处于3.5V时，此时电池电量即将用完，应及时给电池充电，否则电池电压将急剧下降直至电池损坏。套欠压保护电路如图11所示，利用电阻分压所得和由TL431设计的基准电压比较，将比较结果送人LM324放大电路进而触发由三极管构成的开关系统，从而控制负载回路的通阻。试验证明，当系统电压达到临界危险电压7V时，系统的输出电流仅为4mA，从而防止了系统锂电池过度放电现象的产生。由于锂离子电池能量密度高，因此难以确保电池的安全性。在过度充电状态下，电池温度上升后能量将过剩，于是电解液分解而产生气体，因内压上升而发生自燃或破裂的危险；反之，在过度放电状态下，电解液因分解导致电池特性及耐久性劣化，从而降低可充电次数。该充电电路和本管理系统能有效的防治锂电池的过充和过用，从而确保了电池的安全，提高锂电池的使用寿命。本系统具有自动控制充放电管理，实时监测电池电压等功能。该系统已经经过调试和试验验证了其可行性，但是为了保证飞机安全，还要做更多的试验以保证无人机自主飞行的安全和稳定。

⑧可调限流直流稳压电源：本可调稳压电源同时具有限流功能，数字显示电压、电流值，限流功能在作实验时是很有用的，不用担心出现错误而造成损失。当输出电流超过预设电流时，输出电压下降、限流指示灯亮，表明电流超过了设定值，利用恒流功能还可给可充电池充电（参见图12）。

技术参数：输入电压：24VAC输入电流：3A（最大）输出电压：0-24V可调输出电流：2mA-3A可调输出电压纹波：0.01％（最大）

工作原理见图1，经过初级整流的电流连接到接线端子J4，由整流桥BRl整流、EC1和R1平滑滤波，输出至电压调整管Q2的集电极。这个电路具有不同于其它稳压电源的独特的特点。电源的基准电压用一个固定增益的运算放大器U2提供，DZ1选用稳压值5.6V的稳压管。接通电源后运放U2的输出电压增加到使DZ1导通，通过R7稳定在5.6V附近，因为R8=R1O，所以U2的输出电压是11.2V。U3的放大倍数大约为3倍，根据公式A=（R13+R18）／R13。11.2V的基准电压大约能放大到超过30V，电位器VR3和电阻R14组成输出电压零位调节器，使它能输出OV的电压。

电路另一个非常重要的特征，是能预置最大输出电流，可有效地从恒压源转换为恒流源。电路通过U1检测串联在负载上的电阻R19两端的电压降，U1的反相输入端通过R9接到基准OV，同时同相输入电压能够由VRl调节，假设输出电压为几伏，调整VRl使U1的同相输入端为1V。电路的电压放大部分使输出电压保持恒定，而串在输出回路的R19的影响可以忽略不计，因为R19的阻值很小且在电路电压控制反馈回路之外。当负载和输出电压不变时，电路处于稳压状态，当负载电流增大导致R19上压降大于1V时，U1输出为低电平，由于U1的输出端通过D2连结到U3的同相输入端，使U1强制将U3的同相输入端电位拉低，故输出电压降低，直到电流采样电阻R19两端的压降降到1V，电路转入恒流模式。通过监测R19上的压降来降低输出电压而实现限制输出电流是一个保持输出电流恒定的有效方法，而且非常精确，可以将电流控制到2mA。C1在这儿的作用是增加电路的稳定性，Q1用于指示限流电路是否动作，只要进入限流状态，Q1就会驱动LED发光。为了使U3能控制输出电压到OV，需要一个负的供电电压，负电压由一个简单的电压泵电路由EC3、EC4及相关元件组成。经R21和DZ2稳压而成，这个负电压同时给U1和U3提供电源，U2由单电源供电。为了避免在关闭电源时电路出现失控，由Q4及其相关元件组成一个保护电路，当交流电压一消失，负电压也会马上消失，从而Q4导通，输出电压就会变为OV，有效地保护了电路和与之相连的负载。在正常工作期间，Q4的基极通过R22连接到负压而截止，U3的内部有一个输出短路保护电路，Q4导通也不会使IC损坏，这样能很快地泄放掉滤波电容储存的电荷，这个功能对于在做实验时是非常有利的，因为多数的稳压电源在关闭电源开关时往往会发生输出电压瞬间的升高而损失惨重。

为了防止VR2接触不良时，使输出电压升到最大值，在U3的同相端接入R25，当VR2开路时，将U3的同相端电压拉为0V，从而使输出为0V。

多旋翼无人机飞行器硬件

例如四轴飞行器

1.器件清单列表

F330机架；朗宇angel系列无刷电机4个；航模直升机燃油发动机1个；微型励磁发电机1个；发电机风门控制步进电机1个，电源管理系统（包括稳压整流模块、限流模块、充电模块、继电器系统、负载电路、电池组、欠电压保护模块、燃油存量显示模块）1个；不同规格伞齿轮6个；30A中特威AL电调（4个）、正反桨各两片、锂电池2200mah一块、STM32芯片一片、MPU6050、NRF24l01收发模块。各个部分的连接如图5所示。

实现过程：参见图3，接通电源，打开上位机，使上位机和飞行控制器建立联系。MPU6050会把当前飞行器的姿态角和加速度反馈到上位机，它们之间用NRF24l01通信，通信频率为2.4G,可以满足实时通信的要求。当你需要改变飞行器的飞行状态时，通过鼠标和键盘控制，改变飞行器各个电机的转速，这一过程是通过STM32芯片调节电机的占空比实现的（PWM调节）。

2.姿态测量系统

四轴飞行器飞行器在某个时刻的状态由6个物理量来描述，包括在三维坐标中的3个位置量和沿3个轴的姿态量(即称为六自由度)。传感器作为一种检测装置，能感受到被测量的信息，并能将检测感受到的信息，按一定规律变换成为电信号或其他所需形式的信息输出，以满足信息的传输、处理、存储、显示、记录和控制等要求。

（1）加速度传感器：加速度传感器用于测量机身相对于水平面的倾斜角度,利用了地球万有引力，把重力加速度投影到X,Y,Z轴上，测量出物体的姿势；

（2）陀螺仪：利用旋转物体的旋转轴所指的方向在不受外力影响时的不变性，测量外力对物体的影响。跟地球万有引力和地球南北极的磁力具有固定方向性不同，旋转物体的旋转轴方向是不确定的，因而角速度传感器只能用来测量位置改变，而无法像加速度传感器和地磁传感器那样，测量出物体的绝对角度和姿势。

3.电机和燃油发动机驱动模块

根据中心控制模块指令驱动各个电机到达指定转速，将电机和燃油发动机的速度通过测速反馈装置反馈给控制器模块，利用闭环控制来控制电机和燃油发动机的转速为预期值。从而实现四轴飞行器不同的飞行状态。

4.主控制模块

中心控制模块即飞行控制系统的核心处理器作为整个系统的核心控制部分，主要负责采集传感器检测到的姿态角速率(俯仰角速率、横滚角速率)、三轴的线加速度和航向信息并实时解算；根据检测到的飞行信息，结合既定的控制方案，计算输出控制量，转化为相应的PWM信号经驱动电路后驱动四个电机工作，保持四轴飞行器稳定飞行，通过无线通信模块与地面站进行数据的传输，实现接收控制命令改变飞行状态和下传飞行状态数据。PWM脉冲控制方式就是对逆变电路开关器件的通断进行控制，使输出端得到一系列幅值相等的脉冲，用这些脉冲来代替正弦波或所需要的波形。也就是在输出波形的半个周期中产生多个脉冲，使各脉冲的等值电压为正弦波形，所获得的输出平滑且低次谐波少。按一定的规则对各脉冲的宽度进行调制，即可改变逆变电路输出电压的大小，也可改变输出频率。

5.电机驱动模块

通过控制PWM可以实现对加在两端实际等效电压的控制从而实现控制速度，PWM占空比越高，等效电压就越高，占空比越低，等效电压就越低。

6.无线通信模块：通过无线网络建立地面控制站和飞行器的通信链路。地面控制站向主控模块传输飞行和任务控制指令，同时中心控制模块发送飞行状态、任务、燃油存量等状况等。

7.电源模块

电源模块为机载控制系统、电机等提供电源。电池有镍氢电池和锂电池。锂电池的电流释放量C系数普遍比镍氢电池大，而且比较恒定，因此选择锂电池。电池的选择主要看两个性能：一是容量，二是倍率。容量越大，飞行器的续航能力就越长。但容量越大的电池其重量就越重，因此容量选择既需要满足有一定的续航能力，且较轻。使用的传感器是最常见的加速度计和陀螺仪。

基本模块的功能

1.上位机

上位机的主要作用是显示飞行器的飞行姿态和发出对飞行器的控制信息。利用上位机，我们可以很方便的对飞行器就行PID调节，可以实时改变飞机的参数。上位机还有波形显示，校准等基本功能；

2.NRF24l01收发模块

NRF24.L01是一款新型单片射频收发器件（参见图13），工作于2.4GHz～2.5GHzISM频段。内置频率合成器、功率放大器、晶体振荡器、调制器等功能模块。NRF24L01功耗低，在以-6dBm的功率发射时，工作电流也只有9mA;接收时，工作电流只有12.3mA，多种低功率工作模式（掉电模式和空闲模式）使节能设计更方便。无线模块的通信调试中过程中遇到了很多问题，首先是收发端的程序必须要配对使用，还要设置相同的波特率，无线模块才可以进行收发信息。

4.MPU6050模块

MPU-6050整合了3轴陀螺仪、3轴加速器，并含可藉由第二个I2C端口连接其他厂牌之加速器、磁力传感器等外接传感器（参见图14）。

感测范围:MPU-6050的角速度全格感测范围为±250、±500、±1000与±2000°/sec(dps)，可准确追踪快速与慢速动作，并且，用户可程式控制的加速器全格感测范围为±2g、±4g±8g与±16g。MPU-6050可在不同电压下工作，VDD供电电压介为2.5V±5%、3.0V±5%或3.3V±5%，逻辑接口VVDIO供电为1.8V±5%。MPU-6050的包装尺寸4x4x0.9mm(QFN)，在业界是革命性的尺寸。其他的特征包含内建的温度感测器、包含在运作环境中仅有±1%变动的振荡器。MPU6050是整个飞行器能够飞行的保证，就像是飞机的感官一般，时刻反应着飞行器的各种状态。然后通过stm32芯片的处理，输出信号去控制电机的转速，从而保证飞行器可以稳定飞行，并根据飞行要求调整自身。

5.飞控模块

飞行器的大脑，核心部件，信息的交换、处理中心。例如使用的STM32，具体型号是STM32F103VET6。STM32系列基于专为要求高性能、低成本、低功耗的嵌入式应用专门设计的ARMCortex-M3内核。按性能分成两个不同的系列：STM32F103“增强型”系列和STM32F101“基本型”系列。增强型系列时钟频率达到72MHz；基本型时钟频率为36MHz，以16位产品的价格得到比16位产品大幅提升的性能是16位产品用户的最佳选择。两个系列都内置32K到128K的闪存，不同的是SRAM的最大容量和外设接口的组合。时钟频率72MHz时，从闪存执行代码，STM32功耗36mA，是32位市场上功耗最低的产品，相当于0.5mA/MHz。STM32F103xx增强型系列使用高性能的ARMCortex-M332位的RISC内核，工作频率为72MHz，内置高速存储器(高达128K字节的闪存和20K字节的SRAM)，丰富的增强I/O端口和联接到两条APB总线的外设。所有型号的器件都包含2个12位的ADC、3个通用16位定时器和一个PWM定时器，还包含标准和先进的通信接口：多达2个I2C和S、3个USART、一个USB和一个CAN（参见图15）。

6.电调

电调全称电子调速器，英文electronicspeedcontroller,简称ESC。针对电机不同，可分为有刷电调和无刷电调。它根据控制信号调节电动机的转速。对于它们的连接，一般情况下是这样的：

(1)电调的输入线与电池连接；(2)电调的输出线（有刷两根、无刷三根）与电机连接；(3)电调的信号线与接收机连接。同时，电调可以输出一个5V左右的稳压直流电源，可以直接为主控芯片供电，可以省掉一个稳压电路。信号线为接收机供电，接收机再为舵机等控制设备供电。

在本实例中，使用的是无刷电调，输出线有三根，一根5V的电源，一根地线，还有一根PWM信号控制输出线。由于电调输出的5V电压足够稳定，可以直接用来给飞控供电。

7.无刷电机

无刷直流电机由电动机主体和驱动器组成，是一种典型的机电一体化产品。无刷电机和有刷电机的结构相反，无刷电机的转子是永磁磁钢，连同外壳一起和输出轴相连，定子是绕组线圈，去掉了有刷电机用来交替变换电磁场的换向电刷，故称之为无刷电机（Brushlessmotor）。无刷电机简明运行原理:简单而言，依靠改变输入到无刷电机定子线圈上的电流波交变频率和波形，在绕组线圈周围形成一个绕电机几何轴心旋转的磁场，这个磁场驱动转子上的永磁磁钢转动，电机就转起来了，电机的性能和磁钢数量、磁钢磁通强度、电机输入电压大小等因素有关，更与无刷电机的控制性能有很大关系，因为输入的是直流电，电流需要电子调速器将其变成3相交流电，还需要从遥控器接收机那里接收控制信号，控制电机的转速，以满足模型使用需要。无刷电机的优点：(1)无电刷、低干扰(2)噪音低，运转顺畅(3)寿命长，低维护成本，无刷电机KV值定义为转速/V，意思为输入电压增加1伏特，无刷电机空转转速增加的转速值。从这个定义来看，我们能知道,无刷电机电压的输入与电机空转转速是遵循严格的线性比例关系的。本次设计中，无刷电机的KV值为980，额定工作电压为11.1v。当油门调到最大时，电机转速可达到每分钟两万多转，负载1kg左右的东西飞行器依然可以正常飞行。由于电机的高转速，在调试过程中，要注意别被桨刮到。

8.燃油发动机

选用型号:26CC空模汽油机，26CC空模汽油机国产配置（RUIXING化油器）26CC空模汽油机进口配置（原装WALBRO化油器）。冷却方式:风冷。内燃机冲程数:二冲程。汽缸数:单缸。

控制部分

本设计只有三个传感器，只能测量四轴飞行器的PITCH和ROLL两个自由度和燃油发动机转速，不能测量YAW。程序控制的思路如图6所示。

姿态控制系统：四轴飞行器是一个具有6个自由度和4个输入的欠驱动系统,具有不稳定和强耦合等特点,除了受自身机械结构和旋翼空气动力学影响外,也很容易受到外界的干扰。无人机的姿态最终通过调节4个电机的转速进行调整,飞行控制系统通过各传感器获得无人机的姿态信息,经过一定的控制算法解算出4个电机的转速,通过I2C接口发送给电机调速器(简称电调),调整4个电机的转速,以实现对其姿态的控制；对于燃油发动机控制可采用恒速控制，燃油发动机始终处于一个恒定的转速，这样在控制程序上就最为简化，相当于整个多旋翼有无人飞行器的重量减轻，只有原来的1/3。姿态控制是整个飞行控制的基础,根据姿态控制子系统的数学模型,姿态控制系统需要检测的状态有:无人机在机体坐标系下3个轴向的角速度、角度和相对地面的高度。飞控系统担负着传感器信息采集、控制算法解算及通信等各种任务，是整个无人机的核心,其主要功能有:

(1)主控制器能快速获得各传感器的数据,并对数据进行处理;(2)传感器实时检测无人机的状态,包括姿态、位置、速度等信息;(3)主控制器能与PC机进行数据交换;(4)系统能进行无线数据传输。

有益效果

本实用新型具有两种类型的飞行器的优点，具有燃油飞行器长航时、大载荷的特性；同时具有电动多旋翼飞行器能够被精确操控的性能，可以完成预先编程，在GPS的导航下沿规定路线完成各种动作，同时又具有大载荷长航时的特性。采用自发电油电混合动力驱动模式无需充电，适合野外工作，实现了多旋翼飞行器飞行更大范围应用，具有良好的应用前景。

附图说明：

图1为发动机主旋翼结构示意图；

图2为整体结构示意图；

图3为电控原理图；

图4电源管理系统框架；

图5自发电油电混合动力多旋翼飞行器电器结构图；

图6自发电油电混合动力多旋翼飞行器运行程序图；

图7USB扩展电路原理图；

图8发动机风门步进电机驱动电路；

图9发电机电压调节器；

图10高效开关型恒流/恒压充电器电路；

图11欠压保护电路；

图12可调限流直流稳压电源；

图13NRF24l01电路原理图；

图14MPU6050模块电路原理图；

图15STM32芯片电路；

图16基准电压电路图；

图17无刷电机AC-DC电路。

图1-17中：1、上主旋翼，2、下主旋翼，3、多旋翼飞行器天线，4、多旋翼飞行器电控板，5、电机驱动副旋翼，6、电机，7、燃油发动机，8、转速对偶齿轮箱，9、化油器，10、电机座，11、电池，12、燃油进气风门，13、输油管，14、发电机减震托架，15、油箱，16、机臂，17、起落架，18、上主旋翼轴，19、下主旋翼套管轴，20、上伞齿轮，21、下伞齿轮，22、转速传感器，23、发动机排气管，24、风门控制步进电机，25、发电机，26、电力输出线，27、减震缓冲垫，28、电机驱动伞齿轮，29、电机动力输入伞齿轮。

具体实施方式：下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步说明。

例一：自发电油电混合动力多旋翼飞行器主要由上主旋翼(1)、下主旋翼(2)、多旋翼飞行器电控板(4)、电机驱动副旋翼(5)、电机(6)、燃油发动机(7)、转速对偶齿轮箱(8)、化油器(9)、电池(11)、燃油进气风门(12)、输油管(13)、油箱(15)、机臂(16)、上主旋翼轴(18)、下主旋翼套管轴(19)、上伞齿轮(20)、下伞齿轮(21)、转速传感器(22)、风门控制步进电机(24)、发电机(25)、减震缓冲垫(27)构成，自发电油电混合动力多旋翼飞行器由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼由燃油发动机(7)驱动，副旋翼(5)由电机(6)驱动，主旋翼和副旋翼(5)联合提供升空动力，主旋翼由上主旋翼(1)和下主旋翼(2)构成（参见图1所示），上主旋翼轴(18)从顶端穿过下主旋翼套管轴(19)后与下伞齿轮(21)焊接后再与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼(2)固定在下主旋翼套管轴(19)上端，该套管轴与上主旋翼轴(18)能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴(19)与上伞齿轮(20)向上的大端面焊接，上伞齿轮(20)和下伞齿轮(21)之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱(8)中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮(21)下方设置有监测上主旋翼轴(18)转速的转速传感器(22)，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，上主旋翼轴(18)穿过下伞齿轮(21)再串接（参见图2所示）电机驱动伞齿轮(28)，穿过该伞齿轮后与燃油发动机(7)动力输出轴固接，电机驱动伞齿轮(28)与电机动力输入伞齿轮(29)啮合，电机动力输入伞齿轮(29)转轴就是发电机(25)转子的轴，于是将燃油发动机部分动力输出给发电机(25)，发出的电力通过电力输出线(26)输出，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，燃油发动机(7)固定安装在机臂(16)上，燃油发动机(7)和机臂(16)之间设有减震缓冲垫(27)，油箱(15)的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架(17)以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

例二：自发电油电混合动力多旋翼飞行器主要由上主旋翼(1)、下主旋翼(2)、多旋翼飞行器电控板(4)、电机驱动副旋翼(5)、电机(6)、燃油发动机(7)、转速对偶齿轮箱(8)、化油器(9)、电池(11)、燃油进气风门(12)、输油管(13)、油箱(15)、机臂(16)、上主旋翼轴(18)、下主旋翼套管轴(19)、上伞齿轮(20)、下伞齿轮(21)、转速传感器(22)、风门控制步进电机(24)、发电机(25)、减震缓冲垫(27)构成，自发电油电混合动力多旋翼飞行器由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼由燃油发动机(7)驱动，副旋翼(5)由电机(6)驱动，主旋翼和副旋翼(5)联合提供升空动力，主旋翼由上主旋翼(1)和下主旋翼(2)构成（参见图1所示），上主旋翼轴(18)从顶端穿过下主旋翼套管轴(19)后与下伞齿轮(21)焊接后再与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼(2)固定在下主旋翼套管轴(19)上端，该套管轴与上主旋翼轴(18)能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴(19)与上伞齿轮(20)向上的大端面焊接，上伞齿轮(20)和下伞齿轮(21)之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱(8)中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮(21)下方设置有监测上主旋翼轴(18)转速的转速传感器(22)，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，上主旋翼轴(18)穿过下伞齿轮(21)再串接（参见图2所示）电机驱动伞齿轮(28)，穿过该伞齿轮后与燃油发动机(7)动力输出轴固接，电机驱动伞齿轮(28)与电机动力输入伞齿轮(29)啮合，电机动力输入伞齿轮(29)转轴就是发电机(25)转子的轴，于是将燃油发动机部分动力输出给发电机(25)，发出的电力通过电力输出线(26)输出，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，燃油发动机(7)固定安装在机臂(16)上，燃油发动机(7)和机臂(16)之间设有减震缓冲垫(27)，油箱(15)的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架(17)以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

油箱(15)的输油管(13)连接化油器(9)，化油器连接燃油进气风门(12)，该进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机(24)，用于控制挡风板开闭角度。

发电机(25)安装在发电机减震托架(14)上，该减震托架设有减震缓冲垫(27)，将发电机(25)固定安装在机臂(16)上。

该多旋翼飞行器多旋翼飞行器天线(3)和多旋翼飞行器电控板(4)安装在机臂(16)上，电池(11)安装在机架下方，调整电池固定架使得天线、电控板与电池构成一体的重心在旋翼飞行器的几何中心，机臂(16)的端头安装电机座(10)，电机座固定电机(6)，电机动力输出轴安装电机驱动副旋翼(5)，主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔大于2cm，使得两者的气流不发生相互扰动。

电源管理系统包括稳压整流模块，限流模块、充电模块、继电器系统、负载电路、电池组、欠电压保护模块、控制模块、燃油存量显示模块；燃油发动机7通过伞齿轮传动带动发电机25发出交流电，通过稳压整流模块调节发电机的励磁电流，使得发电机输出相对稳定的直流电，通过限流电路限制输出电流，避免发电机载荷过大，电流进入充电模块，通过继电器系统对电流进行分配，继电器系统由控制器控制，对负载和蓄电池充放电进行智能控制，智能调节充电和供电电流，电池组设有欠压保护电路，控制器还负责把燃油存量和负载和蓄电池充放电数据通过无线射频模块传输给地面控监平台（参见图4）。

例三：自发电油电混合动力多旋翼飞行器主要由上主旋翼(1)、下主旋翼(2)、多旋翼飞行器电控板(4)、电机驱动副旋翼(5)、电机(6)、燃油发动机(7)、转速对偶齿轮箱(8)、化油器(9)、电池(11)、燃油进气风门(12)、输油管(13)、油箱(15)、机臂(16)、上主旋翼轴(18)、下主旋翼套管轴(19)、上伞齿轮(20)、下伞齿轮(21)、转速传感器(22)、风门控制步进电机(24)、发电机(25)、减震缓冲垫(27)构成，自发电油电混合动力多旋翼飞行器由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼由燃油发动机(7)驱动，副旋翼(5)由电机(6)驱动，主旋翼和副旋翼(5)联合提供升空动力，主旋翼由上主旋翼(1)和下主旋翼(2)构成（参见图1所示），上主旋翼轴(18)从顶端穿过下主旋翼套管轴(19)后与下伞齿轮(21)焊接后再与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼(2)固定在下主旋翼套管轴(19)上端，该套管轴与上主旋翼轴(18)能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴(19)与上伞齿轮(20)向上的大端面焊接，上伞齿轮(20)和下伞齿轮(21)之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱(8)中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮(21)下方设置有监测上主旋翼轴(18)转速的转速传感器(22)，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，上主旋翼轴(18)穿过下伞齿轮(21)再串接（参见图2所示）电机驱动伞齿轮(28)，穿过该伞齿轮后与燃油发动机(7)动力输出轴固接，电机驱动伞齿轮(28)与电机动力输入伞齿轮(29)啮合，电机动力输入伞齿轮(29)转轴就是发电机(25)转子的轴，于是将燃油发动机部分动力输出给发电机(25)，发出的电力通过电力输出线(26)输出，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，燃油发动机(7)固定安装在机臂(16)上，燃油发动机(7)和机臂(16)之间设有减震缓冲垫(27)，油箱(15)的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架(17)以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

油箱(15)的输油管(13)连接化油器(9)，化油器连接燃油进气风门(12)，该进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机(24)，用于控制挡风板开闭角度。

发电机(25)安装在发电机减震托架(14)上，该减震托架设有减震缓冲垫(27)，将发电机(25)固定在安装在机臂(16)上。

该多旋翼飞行器多旋翼飞行器天线(3)和多旋翼飞行器电控板(4)安装在机臂(16)上，电池(11)安装在机架下方，调整电池固定架使得天线、电控板与电池构成一体的重心在旋翼飞行器的几何中心，机臂(16)的端头安装电机座(10)，电机座固定电机(6)，电机动力输出轴安装电机驱动副旋翼(5)，主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔大于2cm，使得两者的气流不发生相互扰动。

电源管理系统包括稳压整流模块，限流模块、充电模块、继电器系统、负载电路、电池组、欠电压保护模块、控制模块、燃油存量显示模块；燃油发动机(7)通过伞齿轮传动带动发电机(25)发出交流电，通过稳压整流模块调节发电机的励磁电流，使得发电机输出相对稳定的直流电，通过限流电路限制输出电流，避免发电机载荷过大，电流进入充电模块，通过继电器系统对电流进行分配，继电器系统由控制器控制，对负载和蓄电池充放电进行智能控制，智能调节充电和供电电流，电池组设有欠压保护电路，控制器还负责把燃油存量和负载和蓄电池充放电数据通过无线射频模块传输给地面监控平台（参见图4）。

自发电油电混合动力多旋翼飞行器运行程序为先对系统进行初始化，然后对信道进行测试，正常后，启动燃油发动机，然后对发动机的转速进行彻底，如果发动机的转速不正常，就要对发动机的转速进行调节，使之达到一个规定之范围，正常之后对整个飞行器的电池电压、燃油量和发动机的电压参数进行测试，达到规定值范围之后，然后对起飞的姿态进行检测，根据姿态解算不同电机和燃油发电机的理论转速值，调节电机和燃油发电机的转速使之起飞，并进行遥控操作（参见图5，图6）。

Claims (4)

1.一种自发电油电混合动力多旋翼飞行器，其特征是自发电油电混合动力多旋翼飞行器主要由上主旋翼(1)、下主旋翼(2)、多旋翼飞行器电控板(4)、电机驱动副旋翼(5)、电机(6)、燃油发动机(7)、转速对偶齿轮箱(8)、化油器(9)、电池(11)、燃油进气风门(12)、输油管(13)、油箱(15)、机臂(16)、上主旋翼轴(18)、下主旋翼套管轴(19)、上伞齿轮(20)、下伞齿轮(21)、转速传感器(22)、风门控制步进电机(24)、发电机(25)、减震缓冲垫(27)构成，自发电油电混合动力多旋翼飞行器由主旋翼和副旋翼共同提供飞行动力，主旋翼由燃油发动机(7)驱动，副旋翼(5)由电机(6)驱动，主旋翼和副旋翼(5)联合提供升空动力，主旋翼由上主旋翼(1)和下主旋翼(2)构成，上主旋翼轴(18)从顶端穿过下主旋翼套管轴(19)后与下伞齿轮(21)焊接后再与发动机动力输出轴连接固定，下主旋翼(2)固定在下主旋翼套管轴(19)上端，该套管轴与上主旋翼轴(18)能够沿同一轴心线相互独立转动，下主旋翼套管轴(19)与上伞齿轮(20)向上的大端面焊接，上伞齿轮(20)和下伞齿轮(21)之间设有左右伞齿轮，共计四个齿轮，装入转速对偶齿轮箱(8)中，左右伞齿轮转轴与齿轮箱侧壁固定，下伞齿轮(21)下方设置有监测上主旋翼轴(18)转速的转速传感器(22)，齿轮箱体固定在燃油发动机机体上，上主旋翼轴(18)穿过下伞齿轮(21)再串接电机驱动伞齿轮(28)，穿过该伞齿轮后与燃油发动机(7)动力输出轴固接，电机驱动伞齿轮(28)与电机动力输入伞齿轮(29)啮合，电机动力输入伞齿轮(29)转轴就是发电机(25)转子的轴，于是将燃油发动机部分动力输出给发电机(25)，发出的电力通过电力输出线(26)输出，主旋翼转轴穿过多旋翼飞行器的几何中心，燃油发动机(7)固定安装在机臂(16)上，燃油发动机(7)和机臂(16)之间设有减震缓冲垫(27)，油箱(15)的重心位于多旋翼飞行器的几何中心，起落架(17)以多旋翼飞行器的几何中心为轴，轴对称安装。

2.根据权利要求1所述的一种自发电油电混合动力多旋翼飞行器，其特征是油箱(15)的输油管(13)连接化油器(9)，化油器连接燃油进气风门(12)，该进气风门的挡风板转轴连接风门控制步进电机(24)，用于控制挡风板开闭角度，发电机(25)安装在发电机减震托架(14)上，该减震托架设有减震缓冲垫(27)，将发电机(25)安装固定在机臂(16)上。

3.根据权利要求1或2所述的一种自发电油电混合动力多旋翼飞行器，其特征是该多旋翼飞行器多旋翼飞行器天线(3)和多旋翼飞行器电控板(4)安装在机臂(16)上，电池(11)安装在机架下方，调整电池固定架使得天线、电控板与电池构成一体的重心在旋翼飞行器的几何中心，机臂(16)的端头安装电机座(10)，电机座固定电机(6)，电机动力输出轴安装电机驱动副旋翼(5)，主旋翼和副旋翼在交叉机臂所构成的平面上的投影间隔大于2cm，使得两者的气流不发生相互扰动，燃油发电机排气管(23)垂直向下。

4.根据权利要求1或2所述的一种自发电油电混合动力多旋翼飞行器，其特征是电源管理系统包括稳压整流模块，限流模块、充电模块、继电器系统、负载电路、电池组、欠电压保护模块、控制模块、燃油存量显示模块；燃油发动机(7)通过伞齿轮传动带动发电机(25)发出交流电，通过稳压整流模块调节发电机的励磁电流，使得发电机输出相对稳定的直流电，通过限流电路限制输出电流，避免发电机载荷过大，电流进入充电模块，通过继电器系统对电流进行分配，继电器系统由控制器控制，对负载和蓄电池充放电进行智能控制，智能调节充电和供电电流，电池组设有欠压保护电路，控制器还负责把燃油存量和负载和蓄电池充放电数据通过无线射频模块传输给地面监控平台。