本發(fā)明涉及一種油電混合多旋翼無人飛行器，屬于航空產(chǎn)品技術領域。

背景技術：

多軸多旋翼飛行器通過無線電遙控系統(tǒng)及自主飛行控制系統(tǒng)對其進行操作控制，以實現(xiàn)飛行器的起降、前后左右飛行、加減速以及方向控制等?？刹倏v性、穩(wěn)定性、有效任務載荷和續(xù)航時間是考察多軸多旋翼飛行器的重要指標，在相同的可操縱性及穩(wěn)定性條件下，使用者追求更大的有效任務載荷與長時間續(xù)航飛行能力。

傳統(tǒng)的多旋翼飛行器分別在螺旋槳所在旋轉(zhuǎn)軸上安裝電動機以驅(qū)動螺旋槳從而達到飛行的目的，通過改變電機轉(zhuǎn)速來改變各旋翼的升力大小，以控制飛行姿態(tài)。這種布局方案的控制策略發(fā)展較為成熟，但其電機耗能高，且對蓄電池的蓄電能力有較高要求，因此難以滿足大載重長時有效續(xù)航的任務需求。油動多旋翼是另一種布局方案，雖然燃油發(fā)動機能量密度較高，但由于燃油發(fā)動機控制響應不穩(wěn)定等原因，該布局方案需要通過旋翼變距進行姿態(tài)控制，這又大大提高了其技術難度，目前油動多旋翼還沒有較為成熟的產(chǎn)品。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是為了有效解決電動多旋翼飛行器載荷小與變距油動多旋翼飛行器控制復雜這一矛盾，提供了一種油電混合多旋翼無人飛行器。

本發(fā)明提供了一種油電混合無人飛行器，包括燃油動力單元(1)，電機控制單元(2)和飛行器機體(3)三個主要部件。所述飛行器旋翼的驅(qū)動力主要來源于燃油動力單元(11)，而姿態(tài)控制力來源于電機控制單元(2)。所述飛行器兼顧了燃油動力發(fā)動機能力密度高和電動多旋翼控制簡單的優(yōu)點，且可避免燃油發(fā)動機空中熄火所帶來的風險。

所述的飛行器燃油動力單元(1)，包括燃油發(fā)動機(11)，傳動裝置(12)，螺旋槳(13)和供油系統(tǒng)(14)。其中，燃油發(fā)動機(11)是螺旋槳(13)驅(qū)動力的主要來源，驅(qū)動力由連接在發(fā)動機輸出軸上的傳動裝置(12)傳遞到螺旋槳(13)，從而為飛行器提供升力；傳動裝置(12)具有提高扭矩和轉(zhuǎn)向功能，保證同一旋向發(fā)動機輸出軸能驅(qū)動正槳或反槳；螺旋槳(13)沒有變距機構(gòu)，為固定槳距螺旋槳。

所述的飛行器電機控制單元(2)，包括電機(21)，蓄電池(22)和控制器(23)。其中，電機(21)與燃油發(fā)動機(11)采用并聯(lián)式的油電混合方式，電機(21)可實現(xiàn)對燃油發(fā)動機(11)動力輸出軸加速或剎車的功能，以實現(xiàn)飛行器的姿態(tài)控制；蓄電池(22)為整機電子設備、控制器(23)及電機(21)提供電能，同時，在發(fā)動機低速剎車狀態(tài)，蓄電池可利用電機反電動勢充電；控制器(23)具有燃油發(fā)動機定速控制、電機加減速控制、飛機姿態(tài)控制和能源管理功能。

燃油動力單元(2)和電機控制單元(3)組成動力總成，針對不同多旋翼無人飛行器的布局形式，所述的動力總成的組成部件及位置不改變，僅改變模塊數(shù)量和與機體的相對位置，即可實現(xiàn)多種布局形式。

所述的飛行器機體(3)，包括動力支架(31)，懸臂(32)、載荷支架(33)和油箱支架(34)。所述動力總成安裝在動力支架(31)上，動力支架(31)與懸臂(32)外端連接；所述懸臂(32)內(nèi)側(cè)與載荷支架(33)連接，載荷支架(33)承載懸臂(32)根部彎矩，并設計有機載電子設備和油箱支架的安裝接口。

本發(fā)明兼顧了燃油發(fā)動機能量密度高和電動多旋翼控制簡單的優(yōu)點，延長了飛行器續(xù)航時間，繼承了傳統(tǒng)電動多旋翼以電機控制為主的姿態(tài)控制策略，擴大多旋翼無人機的應用范圍，提升了多旋翼無人機的應用價值。

附圖說明

圖1是本發(fā)明油電混合無人飛行器布局方案示意圖；

圖2是本發(fā)明動力總成一優(yōu)選實施例；

圖中：

1-燃油動力單元 2-電機控制單元 3-飛行器機體

11-燃油發(fā)動機 21-電機 31-動力支架

12-傳動裝置 22-蓄電池 32-懸臂

13-螺旋槳 23-控制器 33-載荷支架

14-供油系統(tǒng)34-油箱支架

具體實施方式

下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步說明。

圖1示出了本發(fā)明的優(yōu)選實施例，四旋翼油電混合無人飛行器，包括燃油動力單元(1)，電機控制單元(2)和飛行器機體(3)，參見圖1。所述飛行器旋翼的驅(qū)動力主要來源于燃油動力單元(11)，而飛行器姿態(tài)控制通過電機控制單元(2)對螺旋槳軸的加速或剎車來實現(xiàn)。

優(yōu)選的，飛行器機體(3)，包括動力支架(31)，懸臂(32)、載荷支架(33)和油箱支架(34)。動力總成的所有部件都安裝在動力支架(31)上，升力由懸臂(32)傳遞到飛行器機體；動力支架(31)與懸臂(32)外端連接，懸臂(32)內(nèi)端與載荷支架(33)連接，載荷支架(33)中心設計中央套筒，以承受懸臂根部彎矩；

優(yōu)選的，懸臂(32)為三維編織復合材料管件，動力總成的油路和電路布置在管件內(nèi)部，機載電子設備、蓄電池和油箱均安裝在載荷支架(33)上。

圖2示出了本發(fā)明動力總成的優(yōu)選實施例。飛行器動力總成包括燃油動力單元(1)、電機控制單元(2)和動力支架(31)。

燃油動力單元(1)，包括燃油發(fā)動機(11)，傳動裝置(12)，螺旋槳(13)和供油系統(tǒng)(14)。燃油發(fā)動機(11)是螺旋槳(13)驅(qū)動力的主要來源，驅(qū)動力由連接在發(fā)動機輸出軸上的傳動裝置(12)傳遞到螺旋槳(13)，從而為飛行器提供升力。

優(yōu)選的，燃油發(fā)動機(11)采用風冷式航空活塞發(fā)動機，發(fā)動機缸頭利用螺旋槳下洗氣流冷卻，避免水冷系統(tǒng)產(chǎn)生的額外重量；航空發(fā)動機功重比高，可充分發(fā)揮其能量密度高的優(yōu)點。

傳動裝置(12)具有提高扭矩和轉(zhuǎn)向功能，圖2中齒輪箱能實現(xiàn)提高扭矩的功能，增加換向齒輪能實現(xiàn)換向功能。所述傳動裝置不局限于圖2所示的實施例，皮帶與齒輪箱配合使用的方案能高效完成提高扭矩和轉(zhuǎn)向的功能。

優(yōu)選的，螺旋槳(13)為固定槳距螺旋槳，以降低機構(gòu)的復雜程度，采用具有一定扭轉(zhuǎn)角的葉素分布，提高螺旋槳氣動效率。

飛行器電機控制單元(2)，包括電機(21)，蓄電池(22)和控制器(23)。電機(21)與燃油發(fā)動機(11)采用并聯(lián)式的油電混合方式。優(yōu)選的，采用永磁無刷直流電機，電機繞組固定，與動力支架連接，電機輸出軸與燃油發(fā)動機輸出軸同軸，以實現(xiàn)對動力輸出軸的加速或剎車功能。

如圖2所示實施例，動力支架(31)由隔板與兩側(cè)夾板組成，隔板設計有各部件的安裝接口，夾板保證結(jié)構(gòu)剛度，并設計減輕孔，充分減重。動力支架(31)不局限與圖2所示實施例，針對不同的動力總成組成，進行相應的結(jié)構(gòu)設計。

本發(fā)明的核心在于并聯(lián)式油電混合系統(tǒng)在多旋翼無人機上的應用，燃油發(fā)動機提供大部分驅(qū)動動力，電機實現(xiàn)螺旋槳加減速，以完成姿態(tài)控制；同時，在低速剎車狀態(tài)下，電機可實現(xiàn)發(fā)電功能，為蓄電池蓄電。本發(fā)明不局限于上述實施方式，如果對本發(fā)明的各種改動和變形不脫離本發(fā)明范圍，仍屬于本發(fā)明的權(quán)利要求和同等技術范圍之內(nèi)。