CN207257981U - 一种油电混合重载多旋翼直升机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种油电混合重载多旋翼直升机，它由燃油发动机模块、电机、控制方向小电机、电池组、小旋翼、主旋翼模块、机架和控制系统模块组成，它采用了一种通过油动发动机驱动主要旋翼提供升力，并带动发电机给电池发电储能，再由电池带动小电机和小旋翼旋转来控制方向的混动模式；结合了电动多旋翼直升机与油动直升机的优点，可以提升较大质量的物体，如文档、货物或人等；并且能量利用率高，可以大大延长直升机的作业时间，提高工作效率；此外，在当动机出现故障或燃油耗尽的时候，通过发电机的功能转换可以以电池为电源为直升机进行供电，支撑直升机继续工作一段时间以实施紧急降落。

Description

一种油电混合重载多旋翼直升机

技术领域

本发明涉及直升机领域，具体涉及一种油电混合重载多旋翼直升机。

背景技术

无人驾驶飞机简称“无人机”，英文缩写为“UAV”，是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。

与有人驾驶飞机相比，无人机往往更适合那些太“愚钝，肮脏或危险”的任务。无人机按应用领域，可分为军用与民用。军用方面，无人机分为侦察机和靶机。民用方面，无人机+行业应用，是无人机真正的刚需；目前在航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输、灾难救援、观察野生动物、监控传染病、测绘、新闻报道、电力巡检、救灾、影视拍摄、制造浪漫等等领域的应用，大大的拓展了无人机本身的用途，发达国家也在积极扩展行业应用与发展无人机技术。

现有的无人机多为燃油发动机驱动或电机驱动，单纯的燃油发动机驱动的带载能力比电机驱动要强，但稳定性较差，燃油发动机出现故障的概率要远大于电机，但当无人机在飞行过程中，如燃油发动机出现故障，直升机会直接跌落，造成无人机以及其携带的物品摔坏，造成很大的经济损失。

此外，现有技术中的油电混合动力无人机的操控性能不理想，带载能力也较差，并且能源利用率也不高，而且同样存在燃油发动机无人机故障造成的安全隐患。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术存在的不足，提供一种无人驾驶的油电混合重载多旋翼直升机。

为实现上述目的，本发明提供了一种油电混合重载多旋翼直升机，该直升机包括机架、燃油发动机模块、电机、多个控制方向小电机、电池组、主旋翼模块和控制系统模块；所述燃油发动机模块、多个控制方向小电机、电池组和控制系统模块均固定在机架的上；

所述燃油发动机模块上部具有一竖直设置的输出轴，所述输出轴的轴心竖直穿过直升机的质心，所述多个控制方向小电机以输出轴为中心均匀分布，每个控制方向小电机上部固定有一小旋翼；

所述电机设置在燃油发动机模块的上方，所述输出轴与电机的转轴之间连接有一单向离合器，所述转轴与主旋翼模块连接，所述控制系统模块分别与电机、电池组、燃油发动机模块、控制方向小电机和控制终端连接。

作为优选，所述主旋翼模块包括齿轮固定架和共轴结构的双旋翼；所述齿轮固定架的外侧与机架固定；所述齿轮固定架内下侧设有上旋翼齿轮，其内上侧设有下旋翼齿轮，其内侧部可转动设有一换向齿轮，所述换向齿轮啮合在上旋翼齿轮与下旋翼齿轮之间；

所述共轴结构的双旋翼包括与电机的转轴连接的上旋翼轴、固定在所述上旋翼轴上的上旋翼、下旋翼轴和固定在下旋翼轴上的下旋翼；所述上旋翼齿轮和下旋翼齿轮分别固定在上旋翼轴和下旋翼轴上；

所述下旋翼轴为空心结构，所述上旋翼轴穿过下旋翼内部并与其可转动连接。

作为优选，所述主旋翼模块包括主旋翼转轴和安装在所述主旋翼转轴上端的主旋翼，所述主旋翼转轴下端与所述电机的转轴上端连接；所述多个控制方向小电机旋转方向与所述主旋翼的旋转方向相反。

作为优选，所述电机具有发电机和电动机双工作模式，该模式切换由控制系统模块完成；所述燃油发动机模块正常工作时带动电机的转子旋转发电，发出的电经控制系统模块整流后对电池组充电；燃油发动机模块出现故障、燃油耗尽、或需要纯电驱动时，所述电池组的电压经控制系统模块逆变后向电机供电，与控制方向小电机共同提供直升机所需的升力。

作为优选，所述机架包括一底板和与底板固定的支撑架；所述燃油发动机模块、电池组和控制系统模块安装在所述底板上，所述支撑架与燃油发动机模块的上端固定有安装架，所述安装架具有多个以电机的转轴为中心均匀设置的端部，所述控制方向小电机安装在所述端部；所述机架还包括连接在安装架与齿轮固定架之间的固定架。

作为优选，所述上旋翼齿轮与下旋翼齿轮模数和齿数均相同；所述多个控制方向小电机的旋转方向包括顺时针旋转和逆时针旋转，所述顺时针旋转与逆时针旋转的控制方向小电机间隔设置。

作为优选，所述控制方向小电机的个数为大于等于4的偶数。

作为优选，所述上旋翼齿轮、下旋翼齿轮和换向齿轮均为锥形齿轮。

作为优选，所述支撑架、安装架、固定架均为管架结构。

有益效果：本发明采用油发动机驱动主要旋翼提供升力，并带动电机给电池发电储能，再由电池带动小电机和小旋翼旋转来控制方向的混动模式；结合了电 动多旋翼直升机与燃油动力直升机的优点，可以提升较大质量的物体，如文档、货物或人等；并且能量利用率高，可以大大延长直升机的作业时间，提高工作效率。此外，在当动机出现故障或燃油耗尽的时候，通过发电机的功能转换可以以电池为电源为直升机进行供电，支撑直升机继续工作一段时间以实施紧急降落。

附图说明

图1是本发明实施例提供的油电混合重载多旋翼直升机的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的双旋翼结构主旋翼模块的结构示意图；

图3是本发明实施例提供的单旋翼结构主旋翼模块的结构示意图；

图4是本发明实施例提供的油电混合重载多旋翼直升机的俯视结构示意图；

图5是本发明实施例提供的油电混合重载多旋翼直升机操控原理图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例，进一步阐明本发明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，应理解这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。

如图1所示，本发明实施例公开了一种油电混合重载多旋翼直升机，它包括机架2、燃油发动机模块3、电机8、多个控制方向小电机7、电池组5、主旋翼模块1和控制系统模块4；机架2作为燃油发动机模块3、发电机8、控制方向小电机7、电池组5、主旋翼模块1和控制系统模块4的固定机构。

如图1所示，燃油发动机模块3、多个控制方向小电机7、电池组5和控制系统模块4均固定在机架2的上；燃油发动机模块3布置于机架2中心位置，电池组5和控制系统模块4分别设在在燃油发动机模块3的侧部。

控制系统模块4为控制直升机飞行状态的控制系统，其控制燃油发动机模块3、发电机8、电池组5和控制方向小电机7的工作状态，保证直升机的正常飞行。

电池组5可采用普通蓄电池组成，正常工作时接收发电机8的电能进行充电，并同时向均布于主旋翼模块1四周的控制方向小电机7供电，当燃油发动机模块3故障时，电池组5除了向小电机7供电外，还向进行了模式转换之后的发电机8供电，让其带动主旋翼1旋转提供升力。

如图1所示，燃油发动机模块3上部具有一竖直设置的输出轴，输出轴的轴心竖直穿过本直升机的质心，多个控制方向小电机7以输出轴的轴心为中心均匀分布，每个控制方向小电机7上部的转轴上都固定有一个小旋翼6；电机8设置 在燃油发动机模块3的上方，燃油发动机模块3的输出轴与电机8的转轴之间连接有一离合器(图中未示出)。燃油发动机模块3的输出轴、电机的转轴和主旋翼模块1的转轴的轴心相同。

本发明实施例采用的离合器为单向离合器，在燃油发动机模块3运转时，将燃油发动机模块3的输出轴与电机8的转轴共轴线连接，从而使得电机8的转轴与燃油发动机模块3的输出轴一起转动，当电机8为输出动力源时，离合器脱开，使得电机8的转轴与燃油发动机模块3的输出轴断开连接。由于电机8的转轴与主旋翼模块1连接，使得主旋翼模块1随电机8的转轴一起转动，提供一个可供直升机安全返回着陆的基本升力。

本发明实施例的电机8具有发电机和电动机双工作模式，其即可作为发电机使用，也可作为电动机使用，控制系统模块4分别与电机8和电池组5连接，该模式切换由控制系统模块4完成。燃油发动机模块3正常工作时带动电机8的转子旋转发电，发出的电经控制系统模块4进行整流后对电池组5充电；燃油发动机模块3出现故障、燃油耗尽、或需要纯电驱动时，电池组5电压经控制系统模块4后向电机8提供工作电源。控制系统模块4可以通过控制逆变器输出的电压频率，进而控制电机8的转速，与控制方向小电机7共同提供直升机所需的升力，从而实现直升机在电动飞行状态下的上升、下降以及变向。

控制系统模块4与燃油发动机模块3连接，控制系统模块用于控制燃油发动机模块3的启动、停止和转速。进而实现直升机的上升和下降。

控制系统模块4与多个控制方向小电机7连接，无论在燃油发动机模块3作为飞行的动力源，还是电机8作为飞行动力源，电池组5始终为其提供工作电源，控制系统模块4都可控制多个控制方向小电机7的运行、转速和停止，通过控制小电机7的转速和转矩就能控制直升机的飞行轨迹。

如图1所述，小旋翼6数量与控制小电机7数量相同，固定连接于小电机7转子轴上，小电机7旋转时带动小旋翼6旋转，小旋翼6能够通过小电机7输出轴作用一个升力和转矩到直升机上，通过控制每个小电机7的旋转来改变小旋翼6作用到直升机上的升力和转矩，从而达到控制直升机姿态和飞行方向的目的。

控制系统模块4和控制终端(图中未示出)通过无线连接，控制终端用于发出直升机的控制信号，包括燃油发动机模块3的启动、停止、上升、下降、飞行 方向等控制信号，该控制信号经无线通信被控制系统模块4接收，控制系统模块4根据收到的控制信号做出相应的输出，如启动或停止燃油发动机模块3、燃油发动机模块3加速或减速、控制方向小电机7的运行、加减速或停止等。

如图3所示，本发明实施例的主旋翼模块1可以采用单旋翼结构，单旋翼结构包括一个主旋翼转轴111，主旋翼转轴111的下端与电机8的转轴上端连接，也可在主旋翼转轴111与电机8的转轴之间设置变速机构，主旋翼转轴111上端安装有主旋翼112。采用这种结构的主旋翼112时，主旋翼112在旋转时产生的反作用力，会使机体产生旋转，为使机体稳定，将多个控制方向小电机7的旋转方向设置成与主旋翼112的旋转方向相反，使主旋翼112产生的反作用力与多个控制方向小电机7产生的反作用力相互抵消，进而实现机体稳定。

作为另外一种实施例，主旋翼模块1为双旋翼结构，如图1和2所示，本发明实施例的主旋翼模块1包括齿轮固定架16和共轴结构的双旋翼；作为一种实施例，齿轮固定架16优选为矩形状结构，也可采用其他形状结构，齿轮固定架16外侧与机架2固定；齿轮固定架16内的下侧设有上旋翼齿轮15，齿轮固定架16内的上侧设有下旋翼齿轮17，齿轮固定架16内的侧部设有一换向齿轮14，换向齿轮14安装在齿轮固定架16内的侧部设置的的齿轮杆上，换向齿轮14可以在齿轮杆上自由转动，换向齿轮14啮合在上旋翼齿轮15与下旋翼齿轮17之间。

如图2所示，本发明采用的共轴结构的双旋翼包括与电机8的转轴连接的上旋翼轴12、固定在上旋翼轴12上的上旋翼11、下旋翼轴18和固定在下旋翼轴18上的下旋翼13；上旋翼轴12、下旋翼轴的轴心均与电机8的转轴轴心相同。上旋翼齿轮15和下旋翼齿轮17分别固定在上旋翼轴12和下旋翼轴18上。上述固定的方式包括多种，如焊接、过盈配合或其它方式固定。下旋翼轴12为空心结构，上旋翼轴18穿过下旋翼12的内部并与其可转动连接，本发明可转动连接可以采取现有技术中的多种结构，如轴承连接，在此不做赘述。需要说明的是，本发明实施例也可采用现有技术中的其它双旋翼结构。

如图1所示，本发明的机架2包括一底板21和与底板固定的支撑架22；所述燃油发动机模块3、电池组5和控制系统模块4安装在所述底板上，所述支撑架22与燃油发动机模块3的上端固定有安装架23，所述安装架23具有多个以 转轴为中心均匀设置的端部，控制方向小电机7安装在所述端部，机架2还包括连接在安装架23与齿轮固定架16之间的固定架24。

如图2所示，当采用双旋翼结构时，直升机机体的稳定是靠上旋翼11、下旋翼13和多个控制方向小电机7共同维持的，因此，上旋翼11与下旋翼13反向旋转的角速度可以相同，也可以不相同。为便于生产制造，优选将上旋翼11与下旋翼13反向旋转的角速度设置成相同。

要实现上旋翼11与下旋翼13反向旋转的角速度相同，本发明实施例通过将上旋翼齿轮15与下旋翼齿轮17模数和齿数均设置成相同，当燃油发动机模块3带动上旋翼齿轮15转动时，经换向齿轮14换向传动，下旋翼锥形齿轮17的角速度与上旋翼齿轮15角速度相同，但方向相反，这样就带动上下旋翼以相同角速度，相反方向旋转。反方向旋转可以使本人直升机受到上旋翼11与下旋翼13的反作用力相互抵消。在此条件下，多个控制方向小电机7的旋转方向应不全相同，这样才能使其产生的反作用力也能相互抵消。

为便于控制，如图5所示，本发明实施例的控制方向小电机7的个数优选为大于等于4的偶数，在正常飞行状态下，使其中一半顺时针旋转，另一半逆时针旋转。并且优选将逆时针旋转与顺时针旋转的控制方向小电机7间隔设置，这样可以使直升机在做相关动作时，能基本保持机身稳定。

本发明的上旋翼齿轮15、下旋翼齿轮17和换向齿轮14可以采用现有技术中的多种形状的齿轮，优选采用锥形齿轮。锥形齿轮具有寿命长，高负荷承载力、耐化学和腐蚀性强、降噪和减震、重量轻、成本低、易于成型、润滑性好等优点。

为了减轻本直升机的自身重量，增加本直升机的带载能力，本发明机架2中的支撑架22、安装架23、固定架24均优选为管架结构，也可采用材质较轻的实心结构或其它结构。

下面以控制方向小电机的数量为4个实施例，描述本发明直升机的控制方式和原理：

上升：控制系统模块4控制燃油发动机模块3的转速，当转速超过临界点，使上旋翼11、下旋翼13以及多个控制方向小电机7的旋转产生升力大于本直升机的重力时，直升机即可上升。

翻滚动作：如图4和5所示，在直升机做横滚动作期间，控制系统模块4 控制多个控制方向小电机7的运行状态，使62、64号小旋翼处于停止状态。61号小旋翼转速下降，63号小旋翼转速升高，则直升机受到使其在yz平面内绕x轴旋转的力矩，因而使63号小旋翼一侧抬高，61号小旋翼一侧下降，62、64号小旋翼位置保持固定不变。若使61号小旋翼转速升高，63号小旋翼转速下降，则直升机姿态变化也相反。此期间，主旋翼转速不变或有微小下降，具体数值与小旋翼转速变化与升力大小相关。

仰俯动作：如图4和5所示，在直升机做俯仰动作期间，控制系统模块4控制多个控制方向小电机7的运行状态，使61、63号小旋翼处于停止状态。62号小旋翼转速下降，64号小旋翼转速升高，则直升机受到使其在xz平面内绕y轴旋转的力矩，因而使64号小旋翼一侧抬高，62号小旋翼一侧下降，61、63号小旋翼位置保持固定不变。若使62号小旋翼转速升高，64号小旋翼转速下降，则直升机姿态变化也相反。此期间，主旋翼转速不变或有微小下降，具体数值与小旋翼转速变化与升力大小相关。

侧偏动作：如图4和5所示，在直升机做侧偏动作期间，控制系统模块4控制多个控制方向小电机7的运行状态，使61、63号小旋翼转速升高，62、64号小旋翼转速下降，这样直升机受到使直升机在xy平面上绕z轴方向转动的侧偏力矩，产生绕自身机架轴线的顺时针转动。若使61、63号小旋翼转速下降，62、64号小旋翼转速上升，则侧偏运动方向相反，直升机做顺时针方向旋转。在此期间，主旋翼转速有微小下降，取决于小旋翼所提供的附加升力的大小。

下降：在飞行期间，控制系统模块4控制燃油发动机模块4的转速，当燃油发动机模块4的转速低于临界点，使上旋翼11、下旋翼13以及多个控制方向小电机7旋转产生的升力小于本直升机的重力时，直升机即可开始下降。

综上所述，本发明采用油发动机驱动主要旋翼提供升力，并带动电机给电池发电储能，再由电池带动小电机和小旋翼旋转来控制方向的混动模式；结合了电动多旋翼直升机与燃油动力直升机的优点，可以提升较大质量的物体，如文档、货物或人等；并且能量利用率高，可以大大延长直升机的作业时间，提高工作效率。此外，在当动机出现故障或燃油耗尽的时候，通过发电机的功能转换可以以电池为电源为直升机进行供电，支撑直升机继续工作一段时间以实施紧急降落。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些 改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：包括机架(2)、燃油发动机模块(3)、电机(8)、多个控制方向小电机(7)、电池组(5)、主旋翼模块(1)和控制系统模块(4)；所述燃油发动机模块(3)、多个控制方向小电机(7)、电池组(5)和控制系统模块(4)均固定在机架(2)的上；

所述燃油发动机模块(3)上部具有一竖直设置的输出轴，所述输出轴的轴心竖直穿过直升机的质心，所述多个控制方向小电机(7)以输出轴为中心均匀分布，每个控制方向小电机(7)上部固定有一小旋翼(6)；

所述电机(8)设置在燃油发动机模块(3)的上方，所述输出轴(9)与电机(8)的转轴之间连接有一单向离合器，所述电机(8)的转轴与主旋翼模块(1)连接，所述控制系统模块(4)分别与电机(8)、电池组(5)、燃油发动机模块(3)、控制方向小电机(7)和控制终端连接。

2.根据权利要求1所述的油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：所述主旋翼模块(1)包括齿轮固定架(16)和共轴结构的双旋翼；所述齿轮固定架(16)的外侧与机架(2)固定，所述齿轮固定架(16)内下侧设有上旋翼齿轮(15)，其内上侧设有下旋翼齿轮(17)，其内侧部可转动设有一换向齿轮(14)，所述换向齿轮(14)啮合在上旋翼齿轮(15)与下旋翼齿轮(17)之间；

所述共轴结构的双旋翼包括与电机(8)的转轴连接的上旋翼轴(12)、固定在所述上旋翼轴(12)上的上旋翼(11)、下旋翼轴(18)和固定在下旋翼轴(18)上的下旋翼(13)；所述上旋翼齿轮(15)和下旋翼齿轮(17)分别固定在上旋翼轴(12)和下旋翼轴(18)上；

所述下旋翼轴(12)为空心结构，所述上旋翼轴(18)穿过下旋翼内部并与其可转动连接。

3.根据权利要求1所述的油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：所述主旋翼模块(1)包括主旋翼转轴(111)和安装在所述主旋翼转轴(111)上端的主旋翼(112)，所述主旋翼转轴(111)下端与所述电机(8)的转轴上端连接；所述多个控制方向小电机(7)旋转方向与所述主旋翼(112)的旋转方向相反。

4.根据权利要求1所述的油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：所述电机(8)具有发电机和电动机双工作模式，该模式切换由控制系统模块(4)完成；所述燃油发动机模块(3)正常工作时带动电机(8)的转子旋转发电，发出 的电经控制系统模块(4)整流后对电池组(5)充电；燃油发动机模块(3)出现故障、燃油耗尽、或需要纯电驱动时，所述电池组(5)的电压经控制系统模块(4)逆变后向电机(8)供电，与控制方向小电机(7)共同提供直升机所需的升力。

5.根据权利要求1所述的油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：所述机架(2)包括一底板(21)和与底板固定的支撑架(22)；所述燃油发动机模块(3)、电池组(5)和控制系统模块(4)安装在所述底板上，所述支撑架(22)与燃油发动机模块(3)的上端固定有安装架(23)，所述安装架(23)具有多个以电机(8)的转轴为中心均匀设置的端部，所述控制方向小电机(7)安装在所述端部；所述机架(2)还包括连接在安装架(23)与齿轮固定架(16)之间的固定架(24)。

6.根据权利要求2所述的油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：所述上旋翼齿轮(15)与下旋翼齿轮(17)模数和齿数均相同；所述多个控制方向小电机(7)的旋转方向包括顺时针旋转和逆时针旋转，所述顺时针旋转与逆时针旋转的控制方向小电机(7)间隔设置。

7.根据权利要求6所述的油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：所述控制方向小电机(7)的个数为大于等于4的偶数。

8.根据权利要求2所述的油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：所述上旋翼齿轮(15)、下旋翼齿轮(17)和换向齿轮(14)均为锥形齿轮。

9.根据权利要求5所述的油电混合重载多旋翼直升机，其特征在于：所述支撑架(22)、安装架(23)、固定架(24)均为管架结构。