一種直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機及其控制方法與流程

本發明屬于油動多旋翼無人機技術領域，具體涉及一種直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機及其控制方法。

技術背景

一般地，無人機分為無人固定翼、無人直升機、無人多旋翼、無人飛艇、無人傘翼機和無人撲翼機，前三類最為常見，且應用最為廣泛。無人固定翼飛行效率最高，續航時間長，巡航速度高，但需要跑道，無法空中懸停，機動性最差；無人直升機可垂直起降，空中懸停，機動性最好，航時長和載重大，但結構最復雜，成本最高；無人多旋翼結構最簡單，操作最簡單，容錯能力強，成本低廉，可垂直起降和空中懸停。

目前，市場上所售電池的能量密度比小，電動多旋翼普遍存在航時短和載重小的缺陷。采用燃油作為動力來源是在電池技術得以突破之前克服航時和載重瓶頸的有效途徑。然而，由于發動機的非線性和慢響應，油動多旋翼無人機領域受關注較少。

近來，有幾個油動多旋翼方案被提出，如：單機驅動多槳方案、雙機驅動多槳方案和油電混合方案，這些方案的特點是結構復雜，成本高，喪失了多旋翼無人機本身的優勢，產品均未真正實用。目前，六臺發動機驅動六只旋翼的油動直驅定槳距變轉速方案是真正實用的方案，缺點是反應慢、機動性差、發動機磨損大和不允許大姿態。

技術實現要素：

本發明的目的在于提供一種直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機及其控制方法，解決現有多旋翼無人機技術存在的不足和問題。

本發明所采用的技術方案是一種直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機，包括機身、動力系統、起落架和航電系統，所述的機身為全復材的一體化機身，所述的動力系統由發動機系統、變槳距系統、供油系統和旋翼系統組成，所述的起落架為滑橇式起落架，其上設置有柔性的吊裝位，以固連不同的任務設備。

直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機，其組成包括機身、動力系統、起落架和航電系統；所述機身為全復材的一體化機身；所述動力系統的組成包括發動機系統、變槳距系統、旋翼系統和供油系統；所述航電系統的組成包括飛控、采集模塊、供電模塊、指示模塊和接收機；所述起落架為滑橇式起落架，其上設置有柔性的吊艙位；

所述機身的組成包括主機身、加強件、發動機座、藥箱、油箱托、油箱、中心板、機罩和機臂；所述主機身采用碳纖維復合材料一體化成型，機臂設置在主機身上，優點是無機械連接，振動小，比強度和比剛度大，結構輕，可防水、防塵；所述加強件為碳纖維筒，與主機身鉚接在一起，一方面可以增強機身剛度，另一方面可以起限位作用，限制藥箱的水平自由度；發動機座作為埋覆件固定在主機身上的機臂末端；所述藥箱設置在主機身內部的筒形加強件形成的腔內，水平方向的自由度被筒形加強件限制，豎直方向的自由度被主機身限制；油箱托為碳纖維復合材料桶，上部與連接在主機身上平面的中心板連接，下部表面貼在藥箱上表面上，限制藥箱在豎直方向自由度；油箱放置在油箱托和中心板之間的空間內；機罩為全透明塑料殼；所述機身采用嵌套式布局，供油系統、航電系統、噴灑系統均在主機身內，避免傳統的單獨懸掛，有利于提高空間利用率，減小廢阻。

所述起落架通過6個管夾固定在主機身的下部，起落架采用最簡單的滑橇式結構，具有很好的緩沖、吸振作用；起落架結構簡單且中部空間充裕，起落架中間部位設置了一塊碳纖板，即所述的柔性吊艙位，連接不同的吊艙，通過不同的孔位固定安裝不同的任務設備，而不需要費時費力地更改機身或起落架，這是采用嵌套式布局和滑橇式起落架的結果。

所述發動機系統和變槳距系統設置于發動機座上；所述發動機系統由發動機、點火器、噴油器、啟動電機、啟動裝置、發動機電控單元（ECU）和油門舵機組成；所述變槳距系統由變距舵機、舵機搖臂、舵機連桿、H連桿、防扭臂、不動盤、動盤和旋翼夾控制臂組成；所述旋翼系統由旋翼軸、旋翼頭、中連塊、旋翼夾和旋翼組成；

所述旋翼軸帶法蘭盤一端與發動機輸出軸上的法蘭盤直接連接，并穿過與防扭臂、H連桿、舵機連桿和舵機搖臂連接的不動盤，以及通過旋翼夾控制臂與旋翼夾鉸接的動盤，不動盤和動盤之間有軸承，旋翼頭鉸接在旋翼軸的另一端，中連塊鉸接在旋翼頭上，中連塊兩端連接旋翼夾，旋翼螺接在旋翼夾上，實現發動機輸出軸帶動旋翼軸轉動，旋翼軸帶動旋翼同步轉動，即發動機直接驅動旋翼系統，無任何機械傳動環節，其具有精度高、效率高、噪音低、壽命長、體積小和成本低等優點。

所述采集模塊包括由陀螺儀、加速度計、磁力計、激光測距儀、氣壓計和GPS組成，監測機體當前的姿態和位置，并通過姿態融合算法和高度融合算法實時傳給飛控；所述供電模塊主要由電池、配電器和航空電纜組成；指示模塊包括狀態指示燈、航向指示燈。

所述的直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機其控制方法為：遙控器發射PWM信號，接收機接收到信號后經解碼、放大等操作后再傳給飛控，飛控給配電器指令導通啟動電機的電路，啟動電路通過啟動裝置來啟動發動機；發動機啟動以后推油門桿，接收機接收到油門控制信號傳給飛控，飛控給油門舵機發送控制指令，增大油門開度，發動機轉速上升，隨著油門開度的增大，轉速也逐漸增大；這一過程中，霍爾元件監測到轉速信號，轉速信號輸入點火器和發動機電控單元，點火器根據轉速信號調節點火時間、點火次數和點火頻率，發動機電控單元根據轉速信號調整噴油器的噴油時間和噴油頻率；當油門推到50%時，觸發發動機定速，發動機轉速穩定在某一轉速，油門通道轉為螺距通道，繼續推油門桿，接收機接收到螺距控制信號傳給飛控，飛控給變距舵機，變距舵機動作帶動舵機搖臂動作，引起舵機連桿、H連桿和防扭臂動作，從而引起不動盤上下移動，不同盤靠軸承拖動動盤上下移動，然后通過旋翼夾控制臂調整旋翼夾的安裝角即改變旋翼槳距角，采用變槳距而非變轉速的方式改變升力，優點是升力變化響應快，升力調整范圍廣，機動性好，允許大姿態，降低發動機磨損。

所述直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機，采用燃油發動機作為動力來源，在電池技術瓶頸得以突破前，這是能夠顯著提高多旋翼無人機的載重和航時的最理想的動力方案。

所述直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機，采用直驅式結構，即發動機直接驅動旋翼，無任何機械傳動環節，具有精度高、效率高、噪音低、壽命長、體積小、成本低等優點。

所述直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機，采用變槳距而非變轉速的方式改變升力，優點是升力變化響應快，升力調整范圍廣，機動性好，允許大姿態，降低發動機磨損。

所述直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機采用電噴發動機，優點是能規避化油器式小型航空發動機噴油精度低的問題，避免調節油針的繁瑣，簡化發動機定速過程，而且高效、省油、節能。

所述直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機，采用一體化成型的全復材機身，無機械連接，振動小，比強度和比剛度大，結構輕，可防水、防塵。

所述直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機，采用嵌套式布局，供油系統、供電系統、噴灑系統均在主機身內，避免傳統的單獨懸掛，有利于提高空間利用率，減小廢阻。

與現有技術相比，本發明具有的有益效果是：

1、本發明無需傳動機構，結構簡單，重量相對減輕10%~20%；

2、本發明靠變槳距角調節升力，對發動機的磨損小，壽命延長30%以上；

3、本發明升力響應快，機動性強，允許大姿態，理論上可以倒飛；

4、一體化成型全復合材料機身，比強度和比模量大，結構輕，機械連接至少減少95%，振動小；

5、機身采用嵌套式布局，供油、供電、噴灑等系統均置于機身內部，提高空間利用率，減小廢阻；

6、設置柔性吊艙位，不同的安裝位置可連接不同任務設備，執行不同任務。

附圖說明

圖1為本發明的總裝配示意圖；

圖2為機身結構示意圖；

圖3為動力系統結構示意圖；

其中：機身1、動力系統2、起落架3、航電系統4、發動機系統5、變槳距系統6、旋翼系統7、供油系統8、吊艙位9、主機身11、加強件12、發動機座13、藥箱14、油箱托15、油箱16、中心板17、機罩18、機臂19、飛控41、采集模塊42、供電模塊43、指示模塊44、接收機45、發動機51、點火器52、噴油器53、啟動電機54、啟動裝置55、發動機電控單元56、油門舵機57、變距舵機61、舵機搖臂62、舵機連桿63、H連桿64、防扭臂65、不動盤66、動盤67、旋翼夾控制臂68、旋翼軸71、旋翼頭72、中連塊73、旋翼夾74、旋翼75。

具體實施方式

為了使本發明的目的、技術方案及優點更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅用以解釋本發明，并不用于限定本發明。

一種直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機，如圖1所示，其組成包括機身1、動力系統2、起落架3和航電系統4；所述機身1為全復材的一體化機身；所述動力系統2的組成包括發動機系統5、變槳距系統6、旋翼系統7和供油系統8；所述航電系統4的組成包括飛控41、采集模塊42、供電模塊43、指示模塊44和接收機45；所述起落架3為滑橇式起落架，其上設置有柔性的吊艙位9；

如圖2所示，所述機身1的組成包括主機身11、加強件12、發動機座13、藥箱14、油箱托15、油箱16、中心板17、機罩18和機臂19；所述主機身11采用碳纖維復合材料一體化成型，機臂19設置在主機身上；所述加強件12為碳纖維筒，與主機身11鉚接在一起；發動機座13作為埋覆件固定在主機身11上的機臂19末端；所述藥箱14設置在主機身11內部的筒形加強件12形成的腔內，水平方向的自由度被筒形加強件12限制，豎直方向的自由度被主機身11限制；油箱托15為碳纖維復合材料桶，上部與連接在主機身11上平面的中心板17連接，下部表面貼在藥箱14上表面上，限制藥箱14在豎直方向自由度；油箱16放置在油箱托15和中心17板之間的空間內；機罩18為全透明塑料殼；所述機身1采用嵌套式布局，供油系統、航電系統均在主機身11內。

所述起落架3通過6個管夾固定在主機身11的下部，起落架3中間部位設置了一塊碳纖板，即所述的柔性吊艙位9，通過不同的孔位固定安裝不同的任務設備。

如圖3所示，所述發動機系統5和變槳距系統6設置于發動機座13上；所述發動機系統5由發動機51、點火器52、噴油器53、啟動電機54、啟動裝置55、發動機電控單元56和油門舵機57組成；所述變槳距系統6由變距舵機61、舵機搖臂62、舵機連桿63、H連桿64、防扭臂65、不動盤66、動盤67和旋翼夾控制臂68組成；所述旋翼系統7由旋翼軸71、旋翼頭72、中連塊73、旋翼夾74和旋翼75組成；

所述旋翼軸71帶法蘭盤一端與發動機51輸出軸上的法蘭盤直接連接，并穿過與防扭臂65、H連桿64、舵機連桿63和舵機搖臂62連接的不動盤66，以及通過旋翼夾控制臂68與旋翼夾74鉸接的動盤67，不動盤66和動盤67之間有軸承，旋翼頭72鉸接在旋翼軸71的另一端，中連塊73鉸接在旋翼頭72上，中連塊73兩端連接旋翼夾74，旋翼75螺接在旋翼夾74上，實現發動機輸出軸帶動旋翼軸轉動，旋翼軸帶動旋翼同步轉動，即發動機直接驅動旋翼系統；

所述采集模塊42包括由陀螺儀、加速度計、磁力計、激光測距儀、氣壓計和GPS組成，監測機體當前的姿態和位置，并通過姿態融合算法和高度融合算法實時傳給飛控；所述供電模塊43主要由電池、配電器和航空電纜組成；指示模塊44包括狀態指示燈、航向指示燈。

所述的直驅式油動定轉速變槳距多旋翼無人機其控制方法為：遙控器發射PWM信號，接收機45接收到信號后經解碼、放大等操作后再傳給飛控41，飛控41給配電器指令導通啟動電機54的電路，啟動電路通過啟動裝置55來啟動發動機51；發動機51啟動以后推油門桿，接收機45接收到油門控制信號傳給飛控41，飛控給油門舵機57發送控制指令，增大油門開度，發動機51轉速上升，隨著油門開度的增大，轉速也逐漸增大；這一過程中，霍爾元件監測到轉速信號，轉速信號輸入點火器52和發動機電控單元56，點火器52根據轉速信號調節點火時間、點火次數和點火頻率，發動機電控單元56根據轉速信號調整噴油器53的噴油時間和噴油頻率；當油門推到50%時，觸發發動機51定速，發動機51轉速穩定在某一轉速，油門通道轉為螺距通道，繼續推油門桿，接收機45接收到螺距控制信號傳給飛控41，飛控41給變距舵機61，變距舵機61動作帶動舵機搖臂62動作，引起舵機連桿63、H連桿64和防扭臂65動作，從而引起不動盤66上下移動，不動盤66靠軸承拖動動盤67上下移動，然后通過旋翼夾控制臂68調整旋翼夾74的安裝角即改變旋翼槳距角，采用變槳距而非變轉速的方式改變升力，優點是升力變化響應快，升力調整范圍廣，機動性好，允許大姿態，降低發動機51磨損。