本發(fā)明涉及航空技術領域，特別是涉及一種可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機。

技術背景

隨著航空科技的進步，多旋翼無人機越來越多的應用到國民經濟領域，但同時其續(xù)航能力、載荷能力的不足也限制了其應用及發(fā)展。固定翼垂直起降無人機的出現改善了這種情況，固定翼垂直起降無人機結合固定翼和多旋翼的特點，既可以垂直起降又可以高速平飛?，F有固定翼垂直起降無人機主要包括傾轉旋翼機、尾座式無人機和復合式無人機，其中應用最廣的為復合式垂直起降無人機。在中國專利cn105539834a(申請公布日：2016.05.04)中介紹了一種復合翼垂直起降無人機，它采用固定翼飛機和四旋翼飛行器相結合的布局，即在固定翼飛機的基礎上，在機翼上安裝有四副旋翼，垂直起降時主要靠四副旋翼提供升力，平飛時主要靠機翼相對氣流運動提供升力；此外其垂尾上設置有變距螺旋槳，用以增加低速飛行時的偏航控制力矩。上述發(fā)明從氣動角度來講，安裝于機翼上的四副旋翼及其安裝架均為不規(guī)則非流線型結構，在平飛時會造成全機廢阻的大幅提升；從結構角度來講，機翼的傳力負擔較之于普通固定翼更為艱巨，機翼受扭情況惡化，需要對機翼做結構做額外補強，使機身結構重量大大增加，載荷能力下降；從使用角度來講，機身一體化安裝，無法折疊，占用空間較大，地面運輸困難。

技術實現要素：

為了克服上述現有技術的不足，本發(fā)明提供了一種可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機。

本發(fā)明所采用的技術方案是：一種可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機，它主要包括動力傳動系統(tǒng)、旋翼操縱系統(tǒng)和機身及折疊系統(tǒng)。他們之間的位置連接關系是：動力傳動系統(tǒng)、旋翼操縱系統(tǒng)安裝于機身及折疊系統(tǒng)上。

所述動力傳動系統(tǒng)，包括動力子系統(tǒng)和多旋翼傳動子系統(tǒng)。所述動力子系統(tǒng)包括發(fā)動機、螺旋槳離合器、螺旋槳軸、多旋翼離合器、一級傳動軸、轉換同步帶輪、轉換同步帶和二級傳動軸；螺旋槳離合器一端與發(fā)動機前輸出軸固連，另一端與螺旋槳軸固連，所述螺旋槳離合器為可遙控的磁粉式電磁離合器，可通過遙控裝置控制其連接或斷開；多旋翼離合器一端與發(fā)動機后端輸出軸固連，另一端與一級傳動軸固連，所述多旋翼離合器為離心式離合器，發(fā)動機后端輸出軸達到一定轉速時該離合器處于連接狀態(tài)；轉換同步帶輪數量為2個，分別于一級傳動軸和二級傳動軸固連，然后通過轉換同步帶與二者配合保證一級傳動軸與二級傳動軸等速轉動。所述多旋翼傳動子系統(tǒng)，包括一級主動帶輪、一級從動帶輪、一級同步帶、轉接軸、二級主動帶輪、二級從動帶輪、二級同步帶和多旋翼軸；一級主動帶輪與一級從動帶輪分別與一級同步帶配合傳動；一級從動帶輪、二級主動帶輪分別與轉接軸固連；二級主動帶輪與二級從動帶輪分別與二級同步帶配合傳動，多旋翼軸與二級從動帶輪固連。動力傳動系統(tǒng)包括4套多旋翼傳動子系統(tǒng)，安裝在前面的多旋翼子系統(tǒng)通過一級主動帶輪與一級傳動軸連接，安裝在后面的多旋翼子系統(tǒng)通過一級主動帶輪與二級傳動軸連接。

所述旋翼操縱系統(tǒng)，包括槳葉、變距搖臂、上復材槳轂、下復材槳轂和螺旋槳。變距搖臂和槳葉固連，并置于上復材槳轂和下復材槳轂中間與二者固連。對槳葉進行操縱時，通過相關變距機構拉動變距搖臂并帶動上復材槳轂和下復材槳轂扭轉，改變槳葉迎角從而改變旋翼拉力。所述螺旋槳為可控變距螺旋槳，與螺旋槳軸固連，其作用為提供平飛時向前的拉力。

所述機身及折疊系統(tǒng)，包括機身、機翼、垂直尾翼、折疊轉軸、轉軸軸承、轉軸螺母和起落架。所述機身為流線型柱狀結構，其功能為支撐和連接各部件，動力子系統(tǒng)與螺旋槳傳動子系統(tǒng)均安裝于機身內部。所述機翼數量為4，置于前側的2個機翼位置略低于后側的2個機翼；每個機翼通過2套轉軸機構與機身連接，機翼與轉軸軸承外環(huán)固連，轉軸軸承內環(huán)與折疊轉軸固連，折疊轉軸與機身固連，轉軸螺母與折疊轉軸通過螺紋連接，防止折疊轉軸與機身脫開；機翼后緣設有襟副翼氣動舵面，用以控制飛機姿態(tài)；旋翼傳動子系統(tǒng)安裝于機翼內部，機翼對其起支撐作用。所述垂直尾翼與機身固連，起橫航向安定及操縱作用。所述起落架為輪式前三點形式，與機身固連。

優(yōu)點及功效：與現有技術相比，本發(fā)明的有益效果是解決了傳統(tǒng)復合式無人機結構重量大、氣動效率低、占用空間大的問題。本發(fā)明采用串列翼的總體布局形式，提高了前飛模式下的氣動性能；機翼可折疊且裝有輪式起落裝置，方便地面運輸并節(jié)省空間；采用混合控制策略，對應控制通道聯(lián)動，可高效穩(wěn)定的控制飛機。

附圖說明

圖1可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機內部透視圖；

圖2可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機外觀示意圖；

圖3可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機折疊機構剖面圖；

圖4動力傳動系統(tǒng)各部件轉向示意圖；

圖5固定翼模式偏航操縱舵面運動示意圖；

圖6固定翼模式俯仰操縱舵面運動示意圖；

圖7折疊操作過程示意圖；

圖8折疊最終狀態(tài)示意圖。

圖中符號標記如下：

1-發(fā)動機；2-螺旋槳離合器；3-螺旋槳軸；4-多旋翼離合器；5-一級傳動軸；6-轉換同步帶輪；7-轉換同步帶；8-二級傳動軸；9-一級主動帶輪；10-一級從動帶輪；11-轉接軸；12-轉接軸；13-二級主動帶輪；14-二級從動帶輪；15-二級同步帶；16-多旋翼軸；17-槳葉；18-變距搖臂；19-上復材槳轂；20-下復材槳轂；21-螺旋槳；22-機身；23-機翼；24-垂直尾翼；25-折疊轉軸；26-轉軸軸承；27-轉軸螺母；28-起落架。

具體實施方式

下面結合附圖對本發(fā)明的優(yōu)選實施例進行說明，應當理解此處所描述的優(yōu)選實施例僅用于說明和解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

參見圖1，與本實施例的一種可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機相關的動力傳動系統(tǒng)主要構成如下：

所述動力傳動系統(tǒng)，包括動力子系統(tǒng)和多旋翼傳動子系統(tǒng)。所述動力子系統(tǒng)包括發(fā)動機1、螺旋槳離合器2、螺旋槳軸3、多旋翼離合器4、一級傳動軸5、轉換同步帶輪6、轉換同步帶7和二級傳動軸8；螺旋槳離合器2一端與發(fā)動機1前輸出軸固連，另一端與螺旋槳軸3固連，所述螺旋槳離合器2為可遙控的磁粉式電磁離合器，可通過遙控裝置控制其連接或斷開；多旋翼離合器4一端與發(fā)動機1后端輸出軸固連，另一端與一級傳動軸5固連，所述多旋翼離合器4為離心式離合器，發(fā)動機1后端輸出軸達到一定轉速時該離合器處于連接狀態(tài)；轉換同步帶輪6數量為2個，分別與一級傳動軸5和二級傳動軸8固連，然后通過轉換同步帶7與二者配合保證一級傳動軸5與二級傳動軸8等速轉動。所述多旋翼傳動子系統(tǒng)，包括一級主動帶輪9、一級從動帶輪10、一級同步帶11、轉接軸12、二級主動帶輪13、二級從動帶輪14、二級同步帶15和多旋翼軸16；一級主動帶輪9與一級從動帶輪10分別與一級同步帶11配合傳動；一級從動帶輪10、二級主動帶輪13分別與轉接軸固連；二級主動帶輪13與二級從動帶輪14分別與二級同步帶15配合傳動，多旋翼軸16與二級從動帶輪13固連。動力傳動系統(tǒng)包括4套多旋翼傳動子系統(tǒng)，安裝在前面的多旋翼子系統(tǒng)通過一級主動帶輪與一級傳動軸連接，安裝在后面的多旋翼子系統(tǒng)通過一級主動帶輪與二級傳動軸連接。

如圖4所示，各個箭頭代表著多旋翼傳動子系統(tǒng)各部分傳動部件的轉向。一級傳動軸5與發(fā)動機1后輸出軸轉向相同，一級傳動軸5與二級傳動軸8通過轉換同步帶7保持同向，通過一級同步帶11不同的扭轉安裝方式，可以控制相鄰的多旋翼軸16轉向彼此相反，以平衡扭矩作用。當飛機進入過渡狀態(tài)或者前飛狀態(tài)時，通過控制裝置控制螺旋槳離合器2接合，發(fā)動機1前輸出軸帶動螺旋槳軸3旋轉提供前飛的拉力。

參見圖1，與本實施例的一種可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機相關的旋翼操縱系統(tǒng)主要構成如下：

所述旋翼操縱系統(tǒng)，包括槳葉17、變距搖臂18、上復材槳轂19、下復材槳轂20和螺旋槳21。變距搖臂18和槳葉17固連，并置于上復材槳轂19和下復材槳轂20中間與二者固連。對槳葉17進行操縱時，通過相關變距機構拉動變距搖臂18并帶動上復材槳轂19和下復材槳轂19扭轉，改變槳葉17迎角從而改變旋翼拉力。所述螺旋槳21為可控變距螺旋槳，與螺旋槳軸3固連，其作用為提供平飛時向前的拉力。

通過旋翼操縱系統(tǒng)的控制，可對本發(fā)明實現如下的控制策略：

本發(fā)明飛行可分為多旋翼模式、過渡模式和固定翼模式。起飛時，采用多旋翼模式，可垂直起降，無需跑道。多旋翼模式下，通過控制螺旋槳離合器2斷開保證螺旋槳21不旋轉無拉力，發(fā)動機1達到一定轉速后多旋翼離合器4接通，4個旋翼軸在多旋翼傳動子系統(tǒng)的作用下轉動，以傳統(tǒng)四旋翼方式起飛，并通過控制各個旋翼的變距機構改變旋翼拉力，保持或改變飛機姿態(tài)。在多旋翼模式下飛行到一定高度時進入過渡模式，在過渡模式中，各個多旋翼的控制變距機構從全權限參與操縱到逐漸過渡到某一給定值并固定不動，同時機翼23上的襟副翼、垂直尾翼24上的方向舵從固定不動到逐漸接管控制，螺旋槳離合器2接合，螺旋槳21旋轉并產生拉力，通過改變螺旋槳21槳距控制拉力大小，飛機從懸停狀態(tài)逐步過渡到平飛狀態(tài)。進入平飛狀態(tài)后，飛機將采用固定翼模式，本發(fā)明采用的固定翼布局為串列翼，在固定翼模式下：如圖5所示，各箭頭表示襟副翼的偏轉方向，飛機需要偏航時，置于機身22左側的2個機翼襟副翼與置于機身22右側的2個機翼23襟副翼偏轉方向相反，飛機左右升力不同導致飛機滾轉，由飛行力學可知，飛機滾轉將會造成飛機的偏航，同時垂直尾翼24上的方向舵也將偏轉，增大偏航力矩；如圖6所示，各箭頭表示襟副翼的偏轉方向，飛機需要爬升或下降時，置于機身22前面的2個機翼23襟副翼同向等幅偏轉，置于機身22后面的2個機翼23襟副翼也同向等幅偏轉，但是前后2對機翼23襟副翼的偏轉方向相反，造成前后各機翼23升力不同，飛機俯仰姿態(tài)改變，飛機爬升或下降。

參見圖2-圖3，與本實施例的一種可折疊的復合式油動高速四旋翼無人機相關的機身及折疊系統(tǒng)主要構成如下：

所述機身及折疊系統(tǒng)，包括機身22、機翼23、垂直尾翼24、折疊轉軸25、轉軸軸承26、轉軸螺母27和起落架28。所述機身22為流線型柱狀結構，其功能為支撐和連接各部件，動力子系統(tǒng)與螺旋槳傳動子系統(tǒng)均安裝于機身內部。所述機翼23數量為4，置于前側的2個機翼23位置略低于后側的2個機翼23；每個機翼23通過2套轉軸機構與機身22連接，機翼23與轉軸軸承26外環(huán)固連，轉軸軸承26內環(huán)與折疊轉軸25固連，折疊轉軸25與機身22固連，轉軸螺母27與折疊轉軸25通過螺紋連接，防止折疊轉軸25與機身22脫開；機翼23后緣設有襟副翼氣動舵面，用以控制飛機姿態(tài)；旋翼傳動子系統(tǒng)安裝于機翼23內部，機翼23對其起支撐作用。所述垂直尾翼24與機身22固連，起橫航向安定及操縱作用。所述起落架28為輪式前三點形式，與機身固連。安裝于前側機翼23上的多旋翼子系統(tǒng)旋翼朝下安裝，安裝于后側機翼23上的多旋翼子系統(tǒng)旋翼朝上安裝，以防止機翼折疊過程中多旋翼子系統(tǒng)之間互相干涉。

為節(jié)省地面運輸的空間，本發(fā)明在地面運輸過程中可折疊，具體操作方法如下：

需要折疊時，將轉軸螺母27拆下，將每個機翼上對應的折疊轉軸25取下。如圖7所示，圖中各箭頭表示折疊過程中各部件運動方向，將前側機翼23向后折疊，將后側機翼23向前折疊，貼近機身后用繩索或泡沫隔板固定于運輸車內，最終折疊狀態(tài)如圖8所示。

本發(fā)明的有益效果是解決了傳統(tǒng)復合式無人機結構重量大、氣動效率低、占用空間大的問題。本發(fā)明采用串列翼的總體布局形式，提高了前飛模式下的氣動性能；機翼可折疊且裝有輪式起落裝置，方便地面運輸并節(jié)省空間；采用混合控制策略，對應控制通道聯(lián)動，可高效穩(wěn)定的控制飛機。