一種油電混合的垂直起降固定翼飛機的製作方法

2023-09-19 13:24:40 1

本發明涉及飛行器技術領域，尤其涉及一種油電混合的垂直起降固定翼飛機。

背景技術：

目前的傾轉旋翼飛機有很多種類，其中主要以燃油發動機或電動機為驅動動力的為主。目前美國的「魚鷹」採用完全機械方法，所有的旋翼都採用燃油發動機作為驅動。由於燃油發動機響應速度太慢、無法滿足飛機平衡所需要的旋翼快速升力調節，因此採用了變距技術，通過調節旋翼葉片的角度快速變距以實現升力的快速調節，但是該種技術導致機械結構複雜化、成本高、維護困難、可靠性低。對於近年來發展起來的電動傾轉旋翼飛機，所有的旋翼採用電動機作為驅動。通過電池供電、利用電動機響應速度快的特性，通過改變電動機轉速調節各個旋翼的升力，以滿足飛機平衡所需的旋翼的快速升力調節。這種系統結構簡單、安全可靠，但是由於目前電池儲能的限制，這種飛機的航程和飛行的時間都非常短，實用價值很低。

市場上還設計了一種將多旋翼和固定翼飛機組合在一起、將燃油發電機和電動機組合在一起的飛機。這類飛機在垂直起降時，所有的旋翼都旋轉向上產生垂直向上升力，利用電機快速調節特性保持平衡，燃油發動機旋翼產生升力，旋翼系統結構簡單。但該種飛機不是徹底的傾轉旋翼飛機，其在垂直起降或懸停的時候，所有旋翼都工作，然而在飛機平飛的時候只有一部分旋翼旋轉方向為飛機提供動力。很顯然這類飛機是冗餘系統，動力利用率低，在水平飛行過程中，部分旋翼不提供飛行的動力，同時增加了飛行阻力、增大了飛機的載荷。

技術實現要素：

為解決上述技術問題，本發明目的在於提供一種油電混合的垂直起降固定翼飛機，以解決現有技術中的結構複雜、動力系統利用率低、平穩性差、續航能力低的問題。

本發明的一種油電混合的垂直起降固定翼飛機，包括機身、對稱設置在所述機身兩側的機翼和設置在所述機身尾端的尾翼，還包括設置在所述機翼上的至少兩個旋翼單元，所述的至少兩個旋翼單元包括至少一個第一旋翼單元和至少一個第二旋翼單元，所述第一旋翼單元包括關於所述機身軸線對稱設置的一對第一旋翼組件，所述第二旋翼單元包括關於所述機身軸線對稱設置的一對第二旋翼組件，所述第一旋翼組件包括旋轉速度可調節的電動機和由其驅動轉動的第一旋翼，所述第二旋翼組件包括採用固定旋轉速度的發動機和由其驅動轉動的第二旋翼，所述第一旋翼組件和所述第二旋翼組件分別設置在所述機翼端部，所述第一旋翼組件和所述第二旋翼組件採用非對稱控制技術設置方式形成一個三支點或四支點的慣性幾何平面。

進一步地，每個所述電動機的推力分別調節，以形成多個變量推力支點，每個所述發動機採用固定推力，以等效形成單點定量推力支點。

進一步地，所述固定翼飛機還包括用於監控所述電動機和所述發動機運轉的動力控制電路，所述動力控制電路包括微處理器、與所述微處理器耦合的各所述電動機和所述發動機的動力單元，以建立各所述電動機與所述發動機的轉速之間的邏輯關係數學模型。

進一步地，所述第一旋翼組件和所第二旋翼組件在平行於所述機身軸線的平面內轉動，其轉動角度為0-90°。

進一步地，所述固定翼飛機包括兩個旋翼單元，其中一個所述機翼上設置有一個所述第一旋翼單元，另一個所述機翼上設置有一個所述第二旋翼單元。

進一步地，所述固定翼飛機包括三個旋翼單元，其中一個所述機翼上設置有一個所述第一旋翼單元和一個所述第二旋翼單元，所述第一旋翼單元和所述第二旋翼單元上下平行設置，另一個所述機翼上設置有一個所述第一旋翼單元或第二旋翼單元。

進一步地，所述固定翼飛機包括四個旋翼單元，兩所述機翼上各分別設置有一個所述第一旋翼單元和一個所述第二旋翼單元，所述第一旋翼單元和所述第二旋翼單元上下平行設置。

進一步地，所述電動機與所述微處理器之間設置有用於檢測所述電動機轉速的調速器，所述調速器包括場效應管。

進一步地，所述第一旋翼的直徑與所述機翼長度之比為0.1-0.6，所述第二旋翼與所述機翼長度之比為0.1-0.6。

進一步地，所述機身和機翼的材料為玻璃纖維複合材料、碳纖維複合材料、鈑金材料、輕木材料中的一種或多種組合。

藉由上述方案，本發明至少具有以下優點：

1、通過設置有第一旋翼組件和第二旋翼組件，包括電動機和燃油發動機，燃油發動機採用固定的轉速，在垂直起降時，主要通過大功率燃油發動機及其所帶旋翼產生的推力提供升力，通過調節電動機轉速快速變換推力實現平衡控制，在平飛狀態時，主要通過大功率燃油發動機及其所帶旋翼產生的推力提供飛機向前的速度，通過調節電動機轉速快速變換推力實現飛機整體的姿態控制；

2、通過第一旋翼和所述第二旋翼採用非對稱的設置方式，形成一個三支點或四支點的慣性幾何平面，保證飛機的穩定控制；

3、通過油電混合的方式，將燃油發動機和電動機有機地配合使用，一方面利用電動機響應範圍大，克服了起降過程到平飛過程推力大範圍變化的適應問題，另一方面利用電動機響應範圍大和動力動態範圍大的特點實現飛機的穩定控制，利用燃油發動機動力強勁，續航時間長的特點實現飛機長續航。

上述說明僅是本發明技術方案的概述，為了能夠更清楚了解本發明的技術手段，並可依照說明書的內容予以實施，以下以本發明的較佳實施例並配合附圖詳細說明如後。

附圖說明

圖1是本發明的結構示意圖；

圖2是本發明圖1的力學等效示意圖；

圖3是本發明的另一種結構示意圖；

圖4是本發明圖3的力學等效示意圖；

圖5是本發明的另一種結構示意圖。

以上附圖中：1、機身；2、機翼；3、尾翼；4、第一旋翼組件；5、第二旋翼組件。

具體實施方式

下面結合附圖和實施例，對本發明的具體實施方式作進一步詳細描述。以下實施例用於說明本發明，但不用來限制本發明的範圍。

結合圖1至圖5所示，本發明公開了一種油電混合的垂直起降固定翼飛機，包括機身1、對稱設置在所述機身1兩側的機翼2和設置在所述機身1尾端的尾翼3。所述機身1和機翼2的材料為玻璃纖維複合材料、碳纖維複合材料、鈑金材料、輕木材料中的一種或多種組合，採用這些材質能夠較好的減輕重量，大大減少的油耗和排放，降低了運營成本，且具有極強的抗疲勞和抗腐蝕能力，延長使用壽命。

所述油電混合的垂直起降固定翼飛機還包括設置在所述機翼2上的至少兩個旋翼單元，所述的至少兩個旋翼單元包括至少一個第一旋翼單元和至少一個第二旋翼單元。所述第一旋翼單元包括關於所述機身1軸線對稱設置的一對第一旋翼組件4，所述第二旋翼單元包括關於所述機身1軸線對稱設置的一對第二旋翼組件5。所述第一旋翼組件4包括旋轉速度可調節的電動機和由其驅動轉動的第一旋翼，每個所述電動機的推力分別調節，以形成多個變量推力支點。所述第二旋翼組件5包括採用固定旋轉速度的發動機和由其驅動轉動的第二旋翼，每個所述發動機為燃油發動機，其包括燃油引擎，採用固定推力，以等效形成單點定量推力支點。通過油電混合的方式，將燃油發動機和電動機有機地配合使用，一方面利用電動機響應範圍大，克服了起降過程到平飛過程推力大範圍變化的適應問題，另一方面利用電動機響應範圍大和動力動態範圍大的特點實現飛機的穩定控制，利用燃油發動機動力強勁，續航時間長的特點實現飛機長續航。所述第一旋翼組件4和所述第二旋翼組件5分別設置在所述機翼2端部，在飛機垂直起飛時，所述第一旋翼組件4和所第二旋翼組件5在平行於所述機身1軸線的平面內轉動，在垂直起飛至平飛過程中，第一旋翼組件4和第二旋翼組件5轉過的角度為90°。所述第一旋翼的直徑與所述機翼2長度之比為0.1-0.6，所述第二旋翼與所述機翼2長度之比為0.1-0.6。通過設置有第一旋翼組件4和第二旋翼組件5，包括電動機和燃油發動機，燃油發動機採用固定的轉速，在平飛狀態時，主要通過調節電動機轉速快速變換推力實現飛機整體的平衡控制，在垂直起降時，主要通過燃油發動機產生的大功率推力穩定飛行。

結合圖1所示，所述固定翼飛機包括兩個旋翼單元，其中一個所述機翼2上設置有一個所述第一旋翼單元，另一個所述機翼2上設置有一個所述第二旋翼單元。所述第一旋翼單元的第一旋翼組件4等效形成兩個變量推力支點，所述第二旋翼單元的第二旋翼組件5等效形成一個定量推力支點。在幾何上三個推力支點可決定一個平面，當這個平面的一個支點固定、通過另外兩個支點可以任意調節該平面的法向量從而實現飛機的平衡控制。具體方式為：第二旋翼單元的兩個燃油發動機採用固定旋轉速度，第一旋翼單元的兩個電動機可根據飛行需要分別調節轉速以改變推力大小，用以調節飛機的俯仰、水平兩個軸向上的平衡，實現飛機在起飛過程中的平衡控制、保證飛機平穩起飛或降落。結合圖2所示，圖2為圖1的力學等效示意圖。

結合圖3所示，所述固定翼飛機包括三個旋翼單元，其中一個所述機翼2上設置有一個所述第一旋翼單元和一個所述第二旋翼單元，第一旋翼單元的第一旋翼組件4和第二旋翼單元的第二旋翼組件5相結合，等效形成兩個變量推力支點。所述第一旋翼單元和所述第二旋翼單元上下平行設置(第一旋翼單元的第一旋翼轉過的平面和第二旋翼單元的第二旋翼轉過的平面相對於機身1軸線平行)，另一個所述機翼2上設置有一個所述第一旋翼單元，第一旋翼單元的第一旋翼組件4形成兩個變量推力支點。由於各旋翼組件相對於機身1軸線對稱設置，且兩機翼2上的各旋翼單元等效形成的直線相互平行，四個變量推力支點形成一四支點的慣性幾何平面。四個電動機可根據飛行需要分別調節轉速以改變推力大小，用於調節飛機三個運動軸線上的航向、俯仰和翻滾。結合圖4所示，圖4為圖3的力學等效示意圖。

結合圖5所示，所述固定翼飛機包括四個旋翼單元，兩所述機翼2上各分別設置有一個所述第一旋翼單元和一個所述第二旋翼單元，所述第一旋翼單元和所述第二旋翼單元上下平行設置(第一旋翼單元的第一旋翼轉過的平面和第二旋翼單元的第二旋翼轉過的平面相對於機身1軸線平行)。兩機翼2上的第一旋翼單元的第一旋翼組件4和第二旋翼單元的第二旋翼組件5分別相結合，等效形成四個變量推力支點。由於各旋翼組件相對於機身1軸線對稱設置，且兩機翼2上的各旋翼單元等效形成的直線相互平行，四個變量推力支點形成一四支點的慣性幾何平面。

所述固定翼飛機還包括用於監控所述電動機和所述發動機運轉的動力控制電路，所述動力控制電路包括微處理器、與所述微處理器耦合的各所述電動機和所述發動機的動力單元，以建立各所述電動機與所述發動機的轉速之間的邏輯關係數學模型。所述電動機與所述微處理器之間設置有用於檢測所述電動機轉速的調速器，所述調速器包括場效應管。

以上所述僅是本發明的優選實施方式，並不用於限制本發明，應當指出，對於本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明技術原理的前提下，還可以做出若干改進和變型，這些改進和變型也應視為本發明的保護範圍。