本發(fā)明涉及航空技術(shù)領(lǐng)域，具體為一種油電混合動力多旋翼飛行器及其飛行控制方法。

背景技術(shù)：

傳統(tǒng)多旋翼飛行器采用多個電機驅(qū)動螺旋槳提供飛行所需拉力，在飛控系統(tǒng)的支持下通過飛行器姿態(tài)的傾斜進行前后左右飛行，因為沒有傳統(tǒng)直升機的傳動及機械操縱機構(gòu)，因此具有結(jié)構(gòu)簡單、操縱簡單、可靠性高等優(yōu)點。但同時因為采用了電機作為動力源且目前電池的能量密度較低，因此電驅(qū)動多軸飛行器的巡航時間很短，一般不超過半小時，從而大大限制了電動多旋翼飛行器的應(yīng)用。

燃油動力多旋翼飛行器一般采用活塞動力，克服了電動多旋翼飛行器續(xù)航時間短的缺點，但仍有不足，一種燃油動力多旋翼飛行器是采用多臺活塞動力直接驅(qū)動螺旋槳，但由于活塞發(fā)動機轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)相比電機遲緩，因此該類型飛行器的飛行操縱和控制難度大，且多臺活塞發(fā)動機也增加了后期維護成本；另一種是采用單臺活塞動力，通過傳動系統(tǒng)將動力傳輸?shù)剿闹艿淖兙嘈?，雖然增加了續(xù)航時間，但增加了傳動系統(tǒng)和變距操縱機構(gòu)，使得整個飛行器系統(tǒng)復(fù)雜度增加，可靠性降低，相比傳統(tǒng)直升機的優(yōu)勢減弱，失去了多旋翼飛行器結(jié)構(gòu)簡單這一最大優(yōu)點。

有一種油電混合多旋翼飛行器采用活塞動力驅(qū)動發(fā)電機，發(fā)電機輸出動力驅(qū)動四軸的電動機，但由于發(fā)電機和電機技術(shù)的限制，動力從發(fā)動機到四周升力螺旋槳的傳輸效率較低，一般不超過70％，且發(fā)電機和整流器等增加了飛行器的空機重量，從而限制了該類飛行器的載荷能力和續(xù)航時間。

專利號201520706579.3和201520341172.5分別分布了一種油電混合多旋翼飛行器方案，均采用中心活塞動力直接帶動螺旋槳提供主升力，四周的電機驅(qū)動螺旋槳提供輔助升力及進行姿態(tài)控制，并且均使用擾流片來克服主升力螺旋槳的反扭矩并進行偏航控制，區(qū)別在于擾流片的數(shù)量及安裝位置。專利號201520704292.7和201520524032.1公布了同以上兩個專利類似的油電混合多旋翼飛行器方案，不同點在于是通過增加類似于傳統(tǒng)直升機的偏航控制尾槳來進行反扭矩和偏航控制。以上四個專利公布的方案中，活塞發(fā)動機驅(qū)動的螺旋槳均布置在機身中心部位，一方面是增加了機身載荷布置的難度，另一方面是機身對螺旋槳下洗氣流具有一定的遮擋，從而降低了主升力螺旋槳的效率；此外，以上方案的偏航控制均采用舵機驅(qū)動機械操縱的擾流片或尾槳，也在一定程度上增加了飛行器的結(jié)構(gòu)復(fù)雜度。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為解決現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，提供一種具備較長巡航時間的多旋翼飛行器，本發(fā)明提出了一種油電混合動力多旋翼飛行器及其飛行控制方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

所述一種油電混合動力多旋翼飛行器，其特征在于：包括機身、主動力系統(tǒng)和輔助控制系統(tǒng)；

所述主動力系統(tǒng)包括燃油發(fā)動機、傳動系統(tǒng)和主升力螺旋槳；兩個主升力螺旋槳對稱布置在機身兩側(cè)，燃油發(fā)動機通過傳動系統(tǒng)驅(qū)動主升力螺旋槳旋轉(zhuǎn)，兩個主升力螺旋槳轉(zhuǎn)速一致，旋轉(zhuǎn)方向相反；

所述輔助控制系統(tǒng)包括若干電機驅(qū)動的輔助螺旋槳；輔助螺旋槳通過支桿連接機身，且若干輔助螺旋槳對稱分布在機身兩側(cè)；輔助螺旋槳及驅(qū)動電機繞自身安裝支桿軸線向機身方向傾轉(zhuǎn)設(shè)定角度。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種油電混合動力多旋翼飛行器，其特征在于：所述輔助控制系統(tǒng)包括四個電機驅(qū)動的輔助螺旋槳；四個輔助螺旋槳兩兩對稱分布在機身兩側(cè)；機身同一側(cè)的兩個輔助螺旋槳分布在主升力螺旋槳兩側(cè)；對角布置的兩個輔助螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相同，一組對角布置的兩個輔助螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向與另一組對角布置的兩個輔助螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向相反；機身前部右側(cè)及機身后部左側(cè)的輔助螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向為左旋，機身前部左側(cè)及機身后部右側(cè)的輔助螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向為右旋。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種油電混合動力多旋翼飛行器，其特征在于：燃油發(fā)動機布置在機身后部中心位置；所述傳動系統(tǒng)包括聯(lián)軸器、機身中部的直角換向齒輪箱、傳動軸以及槳葉驅(qū)動換向齒輪箱；燃油發(fā)動機動力輸出軸通過聯(lián)軸器與機身中部的直角換向齒輪箱連接，再通過傳動軸與槳葉驅(qū)動換向齒輪箱連接。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種油電混合動力多旋翼飛行器，其特征在于：燃油發(fā)動機采用單臺活塞發(fā)動機。

所述一種油電混合動力多旋翼飛行器的飛行控制方法，其特征在于：

起飛過程中，燃油發(fā)動機啟動帶動主升力螺旋槳旋轉(zhuǎn)，起飛時燃油發(fā)動機油門加大，主升力螺旋槳轉(zhuǎn)速加大，拉力提高，帶動飛行器離地上升；當由上升轉(zhuǎn)為懸停時，燃油發(fā)動機油門回收，主升力螺旋槳拉力減小，飛行器上升速度漸變?yōu)榱悖加桶l(fā)動機油門及主升力螺旋槳轉(zhuǎn)速固定，通過調(diào)節(jié)輔助螺旋槳拉力進行懸停穩(wěn)定控制；在下降過程中，燃油發(fā)動機油門回收，主升力螺旋槳拉力減小，飛行器下降，直至飛行器著陸。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種油電混合動力多旋翼飛行器的飛行控制方法，其特征在于：

輔助螺旋槳以一定速度旋轉(zhuǎn)，并在上升過程通過增大或減小輔助螺旋槳轉(zhuǎn)速的方法調(diào)節(jié)拉力，進行輔助上升速度控制；下降過程中通過增大或減小輔助螺旋槳轉(zhuǎn)速的方法調(diào)節(jié)拉力，進行輔助下降速度控制。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種油電混合動力多旋翼飛行器的飛行控制方法，其特征在于：

飛行過程中，在進行俯仰姿態(tài)控制時，機身前部和后部輔助螺旋槳轉(zhuǎn)速差動變化，形成前后的螺旋槳拉力差，產(chǎn)生相對重心的俯仰力矩，控制飛行器向前或向后傾斜，主螺旋槳和輔助螺旋槳的拉力在傾斜后產(chǎn)生水平方向的前或后向分力，實現(xiàn)飛行器前或后向移動飛行；

在進行滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制時，機身左側(cè)和右側(cè)輔助螺旋槳轉(zhuǎn)速差動變化，形成左右的螺旋槳拉力差，產(chǎn)生相對重心的滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛行器向左或向右傾斜，主螺旋槳和輔助螺旋槳的拉力在傾斜后產(chǎn)生水平方向的左或右向分力，實現(xiàn)飛行器左或右向移動飛行；

在進行偏航控制時，當需要進行機頭向左的偏航時，控制機身前部右側(cè)及機身后部左側(cè)的輔助螺旋槳拉力增大，機身前部左側(cè)及機身后部右側(cè)的輔助螺旋槳拉力減小，四個輔助螺旋槳的總垂直拉力不變，輔助螺旋槳水平拉力分量差別形成總的左偏航力矩，帶動飛行器向左偏航；當需要進行機頭向右的偏航時，控制機身前部右側(cè)及機身后部左側(cè)的輔助螺旋槳拉力減小，機身前部左側(cè)及機身后部右側(cè)的輔助螺旋槳拉力增大，四個輔助螺旋槳的總垂直拉力不變，輔助螺旋槳水平拉力分量差別形成總的右偏航力矩，帶動飛行器向右偏航。

有益效果

本發(fā)明提出的一種油電混合動力多旋翼飛行器采用活塞動力驅(qū)動兩側(cè)對稱反轉(zhuǎn)的主升力螺旋槳提供飛行所需的主要拉力，采用四周電驅(qū)動輔助螺旋槳進行姿態(tài)控制，由于活塞發(fā)動機耗油率低且輔助螺旋槳耗電量小，在攜帶一定容量電池后，飛行器續(xù)航時間顯著增加，預(yù)計可達純電動多旋翼飛行器續(xù)航時間的兩倍以上。同時主升力螺旋槳轉(zhuǎn)速相同、轉(zhuǎn)向相反，扭矩相互抵消，無需擾流片、尾槳等反扭矩裝置。相比與純電動多旋翼飛行器，本發(fā)明提出的飛行器只增加了一套簡單的傳動機構(gòu)，無舵機操縱機構(gòu)，結(jié)構(gòu)復(fù)雜度增加較少，可靠性仍有一定保證，但續(xù)航時間及載荷能力大幅提高，極大地提高了多旋翼飛行器的實用性。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點從結(jié)合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1：本發(fā)明結(jié)構(gòu)立體圖；

圖2：本發(fā)明結(jié)構(gòu)立體俯視圖；

圖3：本發(fā)明結(jié)構(gòu)立體前視圖；

圖4：本發(fā)明結(jié)構(gòu)立體側(cè)視圖；

其中：1、活塞發(fā)動機；2、機身側(cè)板；3、輔助螺旋槳；4、驅(qū)動電機；5、主升力螺旋槳；6、槳葉驅(qū)動換向齒輪箱；7、光電負載；8、安裝支桿；9、傳動軸套管；10、機身換向齒輪箱；11、起落架；12、聯(lián)軸器。

具體實施方式

下面詳細描述本發(fā)明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“長度”、“寬度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”、“順時針”、“逆時針”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明的限制。

本發(fā)明提出的油電混合動力多旋翼飛行器采用單臺活塞發(fā)動機，布置在機身后部中心，動力輸出軸與機身前后軸線平行，發(fā)動機動力輸出軸通過聯(lián)軸器與機身中部的直角換向齒輪箱連接。機身兩側(cè)對稱布置有兩個主升力螺旋槳，通過槳葉驅(qū)動換向齒輪箱及傳動軸與機身中部齒輪箱連接?；钊l(fā)動機通過聯(lián)軸器、機身中部及兩側(cè)的齒輪箱及傳動軸等驅(qū)動兩側(cè)主升力螺旋槳旋轉(zhuǎn)，兩螺旋槳轉(zhuǎn)速一致，旋轉(zhuǎn)方向相反，扭矩相互抵消，因此無需擾流片等反扭矩裝置。為進行飛行器姿態(tài)控制，在機身四周布置有四個電機直接驅(qū)動的輔助螺旋槳，通過支桿與機身相連。由于主升力由活塞發(fā)動機驅(qū)動的兩側(cè)對轉(zhuǎn)螺旋槳提供，輔助螺旋槳尺寸相對較小，而飛行器的轉(zhuǎn)動慣量相比輔助螺旋槳要大很多，因此采用傳統(tǒng)電驅(qū)動旋翼飛行器的偏航控制方法，也就是利用不同螺旋槳之間的扭矩差來進行飛行器偏航控制將變得非常困難，為解決偏航控制問題，在安裝時，四個輔助螺旋槳連同驅(qū)動電機均向機身內(nèi)側(cè)有一定的傾斜，除了扭矩差還利用不同螺旋槳拉力的水平分力差來進行偏航控制。

以上所述技術(shù)方案的飛行控制方法為：

首先活塞發(fā)動機啟動帶動主升力螺旋槳旋轉(zhuǎn)，四周的輔助螺旋槳也以一定速度旋轉(zhuǎn)，起飛時活塞發(fā)動機油門加大，主升力螺旋槳轉(zhuǎn)速加大，提供的拉力提高，從而帶動飛行器緩慢離地上升；在上升過程中，四周的輔助螺旋槳通過增大或減小轉(zhuǎn)速的方法調(diào)節(jié)拉力，進行輔助上升速度控制。當需要由上升轉(zhuǎn)為懸停時，活塞發(fā)動機油門緩慢回收，主升力螺旋槳拉力緩慢減小，飛行器上升速度逐漸變?yōu)榱悖藭r活塞發(fā)動機油門及主升力螺旋槳轉(zhuǎn)速固定，通過四周輔助螺旋槳的拉力大小調(diào)節(jié)進行懸停穩(wěn)定。當需要下降著陸時，活塞發(fā)動機油門減小，主升力螺旋槳轉(zhuǎn)速和拉力減小，飛行器下降，四周的輔助螺旋槳通過增大或減小轉(zhuǎn)速的方法調(diào)節(jié)輔助螺旋槳拉力，進行輔助下降速度控制，保證飛行器下降過程的平穩(wěn)，直至飛行器著陸。

在上升、懸停和下降過程中，四周的輔助螺旋槳除了輔助進行上升、下降速度控制外，還進行飛機的姿態(tài)控制，從而賦予飛行器垂直方向外的其它的機動飛行能力。在進行俯仰姿態(tài)控制時，機身前部兩個和后部兩個輔助螺旋槳轉(zhuǎn)速差動變化，從而形成前后的螺旋槳拉力差，進而產(chǎn)生相對重心的俯仰力矩，控制飛行器向前或向后傾斜，主螺旋槳和輔助螺旋槳的拉力在傾斜后產(chǎn)生水平方向的前后分力，飛行器就可以進行前后移動飛行；在進行滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制時，機身左側(cè)兩個和右側(cè)兩個輔助螺旋槳轉(zhuǎn)速差動變化，從而形成左右的螺旋槳拉力差，進而產(chǎn)生相對重心的滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛行器向左或向右傾斜，主螺旋槳和輔助螺旋槳的拉力在傾斜后產(chǎn)生水平方向的左右分力，飛行器就可以進行左右移動飛行；

當飛行器需要進行機頭向左的偏航時，機身前部右側(cè)及機身后部左側(cè)的輔助螺旋槳轉(zhuǎn)速和拉力增大，因為輔助螺旋槳在安裝時向內(nèi)偏斜，拉力的水平分量也加大，從而對機身形成的左轉(zhuǎn)偏航力矩也加大，同時由于這兩個螺旋旋轉(zhuǎn)方向為左旋，拉力增大的同時，對機身產(chǎn)生的左轉(zhuǎn)扭矩也加大，進一步增大了左轉(zhuǎn)偏航力矩；機身前部左側(cè)及機身后部右側(cè)的輔助螺旋槳轉(zhuǎn)速和拉力減小，拉力的水平分量也減小，從而對機身形成的右偏航力矩也減小，同時由于這兩個螺旋旋轉(zhuǎn)方向為右旋，拉力減小的同時，對機身產(chǎn)生的右轉(zhuǎn)扭矩也減小，進一步減小了右轉(zhuǎn)偏航力矩；在飛行控制系統(tǒng)的綜合控制下，四個輔助螺旋槳的總垂直拉力不變，水平拉力分量的差別以及螺旋槳扭矩差形成總的左轉(zhuǎn)偏航力矩，帶動飛行器向左偏航；當飛行器需要進行機頭向右的偏航時，四個輔助螺旋槳的控制方式則與上述過程相反。

具體到本實施例中，本實施例為一架油電混合動力多旋翼飛行器，飛行器設(shè)計起飛總重為15kg，采用一臺55cc排列單缸二沖程活塞發(fā)動機1，兩個主升力螺旋槳5直徑為24英寸，四個輔助螺旋槳3直徑為12英寸，采用最大功率為400w的盤式電機4驅(qū)動。主升力螺旋槳5對稱布置在機身中部兩側(cè)，旋轉(zhuǎn)平面為水平，旋轉(zhuǎn)中心距離機身縱向?qū)ΨQ面0.4米，兩旋轉(zhuǎn)中心的連線通過機身中心軸線。兩主升力螺旋槳5旋轉(zhuǎn)方向相反，活塞動力由聯(lián)軸器12、機身換向齒輪箱10、傳動軸套管9內(nèi)的傳動軸以及槳葉驅(qū)動換向齒輪箱6驅(qū)動槳葉旋轉(zhuǎn)。輔助螺旋槳3及驅(qū)動電機安裝在空心圓柱水平支桿8上，支桿8與機身側(cè)板2固連，四個支桿8的軸線均通過機身中心軸線，與傳動軸套管9的水平夾角為50度。四個輔助螺旋槳3驅(qū)動電機4安裝位置中心與機身中心軸線的水平距離為0.6米，電機4及輔助螺旋槳3在安裝時均繞支桿8向機身內(nèi)側(cè)偏斜10度，使得輔助螺旋槳3旋轉(zhuǎn)平面與水平面夾角為10度。機身側(cè)板2為機身的主要結(jié)構(gòu)部件，為左右對稱的兩片，其后部安裝活塞發(fā)動機1，中部安裝機身換向齒輪箱10，前部安裝有光電負載7，下部安裝有起落架11，除此之外兩片機身側(cè)板2之間還安裝布置有飛行器飛行必須的燃油箱、電池及飛行控制系統(tǒng)等。

本發(fā)明提出的油電混合動力多旋翼飛行器起飛時，首先活塞發(fā)動機1啟動，帶動主升力螺旋槳5低速旋轉(zhuǎn)，四周的輔助螺旋槳3也在驅(qū)動電機4的帶動下以一定速度旋轉(zhuǎn)；接收到起飛指令后，飛控系統(tǒng)控制活塞發(fā)動機1油門加大，主升力螺旋槳5的轉(zhuǎn)速加大，提供的拉力提高，從而帶動飛行器緩慢離地上升；在上升過程中，四周的輔助螺旋槳3在飛控系統(tǒng)的控制下通過增大或減小轉(zhuǎn)速的方法調(diào)節(jié)輔助螺旋槳3的拉力，進行輔助上升速度控制，保證飛行器上升過程的平穩(wěn)。飛行器上升到一定高度，接收到懸停指令后，飛控系統(tǒng)控制活塞發(fā)動機1油門緩慢回收，主升力螺旋槳5拉力緩慢減小，飛行器上升速度逐漸變?yōu)榱?，此時活塞發(fā)動機1的油門及主升力螺旋槳5的轉(zhuǎn)速固定，通過四周輔助螺旋槳3的拉力大小調(diào)節(jié)進行懸停穩(wěn)定。

懸停后，飛行器進行向前飛行時，機身后部兩個輔助升力螺旋槳3的轉(zhuǎn)速和拉力增大，前部的兩個輔助升力螺旋槳3的轉(zhuǎn)速和拉力減小，從而在機身上形成低頭力矩，飛行器向前傾斜，主升力螺旋槳5及輔助螺旋槳3的拉力向前水平分量帶動飛行器向前飛行；向后則相反，機身后部兩個輔助升力螺旋槳3的轉(zhuǎn)速和拉力減小，前部的兩個輔助升力螺旋槳3的轉(zhuǎn)速和拉力增大，從而在機身上形成抬頭力矩，飛行器向后傾斜，主升力螺旋槳5及輔助螺旋槳3的拉力向后水平分量帶動飛行器向后飛行。

飛行器進行向左飛行時，機身右側(cè)兩個輔助升力螺旋槳3的轉(zhuǎn)速和拉力增大，左側(cè)的兩個輔助升力螺旋槳3的轉(zhuǎn)速和拉力減小，從而在機身上形成左滾力矩，飛行器向左傾斜，主升力螺旋槳5及輔助螺旋槳3的拉力向左水平分量帶動飛行器向左飛行；向右則相反，機身右側(cè)兩個輔助升力螺旋槳3的轉(zhuǎn)速和拉力減小，左側(cè)的兩個輔助升力螺旋槳3的轉(zhuǎn)速和拉力增大，從而在機身上形成右滾力矩，飛行器向右傾斜，主升力螺旋槳5及輔助螺旋槳3的拉力向右水平分量帶動飛行器向右飛行。

懸停后，當飛行器需要進行機頭向左的偏航時，機身前部右側(cè)及機身后部左側(cè)的輔助螺旋槳3轉(zhuǎn)速和拉力增大，因為輔助螺旋槳3在安裝時向內(nèi)偏斜，拉力的水平分量也加大，從而對機身形成的左偏航力矩也加大，同時由于這兩個螺旋旋轉(zhuǎn)方向為左旋，拉力增大的同時，對機身產(chǎn)生的左轉(zhuǎn)扭矩也加大，進一步增大了左轉(zhuǎn)偏航力矩；機身前部左側(cè)及機身后部右側(cè)的輔助螺旋槳3轉(zhuǎn)速和拉力減小，拉力的水平分量也減小，從而對機身形成的右偏航力矩也減小，同時由于這兩個螺旋旋轉(zhuǎn)方向為右旋，拉力減小的同時，對機身產(chǎn)生的右轉(zhuǎn)扭矩也減小，進一步減小了右轉(zhuǎn)偏航力矩；在飛行控制系統(tǒng)的綜合控制下，四個輔助螺旋槳3的總垂直拉力不變，水平拉力分量的差別形成總的左偏航力矩，帶動飛行器向左偏航；當飛行器需要進行機頭向右的偏航時，四個輔助螺旋槳3的控制方式則與上述過程相反。

當飛行器由懸停下降著陸時，飛行控制系統(tǒng)減小活塞發(fā)動機1油門，主升力螺旋槳3轉(zhuǎn)速和拉力減小，飛行器下降，四周的輔助螺旋槳3在飛控系統(tǒng)的控制下通過增大或減小轉(zhuǎn)速的方法調(diào)節(jié)輔助螺旋槳3的拉力，進行輔助下降速度控制，保證飛行器下降過程的平穩(wěn)，直至飛行器著陸。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對上述實施例進行變化、修改、替換和變型。