本發(fā)明涉及飛行技術領域，尤其涉及一種多旋翼油電混合動力飛行器。

背景技術：

多旋翼飛行器是一種結構簡單、操控靈活、飛行姿態(tài)穩(wěn)定的飛行器。一般常見的有三軸、四軸、六軸、八軸等不同種類。得益于近年來微機電、傳感器技術的發(fā)展，多旋翼飛行器被廣泛應用于航模、空中拍攝平臺等領域。多旋翼飛行器通過各類傳感器感知飛行狀態(tài)，并通過微處理器向旋翼電機發(fā)出轉速指令來調整飛行器的不同飛行姿態(tài)。

多旋翼直升機目前的采用的動力源驅動分為兩種，一種是油動多旋翼直升機，這種直升機采用燃油發(fā)動機，靠燃油發(fā)動機將動力傳輸給個旋翼軸，旋翼數量為偶數個，如兩軸、四軸等，相鄰兩個旋翼的轉動方向相反，轉動方向相反可通過交叉皮帶傳輸實現，在上升時各旋翼軸帶動各旋翼水平旋轉為直升機提供升力需要前進時，根據前進的具體方向調整其中旋翼的螺距的角度以改變不同旋翼的升力，以使直升機獲得前行的動力，這種方式在直升機前進時需要調節(jié)旋翼的方位來取得前進的動力，在動力驅動系統(tǒng)中需要配置專門的機械連桿或其他機構來實現，這使其調節(jié)機構復雜，故障率高，維修維護不方便，特別是在無人直升機領域，直升機的運行通過各傳感器和控制器來實現自動運行，這種調節(jié)方式需要精密的機械機構和高精度的傳感器，在實際使用中還會經常出現信號錯誤和控制失誤，不利于準確高效的進行各種作業(yè)；

二是采用電動多旋翼直升機，這種直升機的動力靠蓄電池提供，各旋翼通過電機驅動，相鄰的兩個旋翼轉向相反，在升降時，控制器控制電機帶動各旋翼以相同的速度旋轉產生升力，在需要前行時，控制器控制其中的某個或某些旋翼以不同的速度旋轉以在各旋翼之間產生差異的升力使機身有一定程度的傾斜在各旋翼的旋轉下提供前進的動力，這種方式結構簡單，控制容易，省去了復雜的旋翼方位調整結構，但這種電動多旋翼機依靠電力驅動，由于蓄電池蓄能量有限，導致續(xù)航能力差，載重量有限，制約著其在無人直升機領域的發(fā)展應用。

技術實現要素：

本發(fā)明要解決的技術問題是提供一種多旋翼油電混合動力飛行器，采用混合動力系統(tǒng)解決了單一動力系統(tǒng)對飛行器的制約問題。

為解決上述技術問題，本發(fā)明的技術方案為：一種多旋翼油電混合動力飛行器，其創(chuàng)新點在于：包括旋翼組件、機身支架、發(fā)動機、驅動電機、控制箱、電池箱、油箱和起落架；所述旋轉翼組件按旋翼旋轉軸方向豎直分布安裝于機身支架的兩端，所述控制箱、電池箱和油箱安裝在機身支架上，起落架連接安裝在機身支架的下方；

所述旋翼組件包括一對發(fā)動機旋翼和兩對電機旋翼；所述發(fā)動機旋翼由發(fā)動機及其連接的旋翼組成，電機旋翼由驅動電機及其連接的旋翼組成，所有旋翼按照旋翼旋轉軸方向同軸向連接；

所述機身支架包括支架主體、發(fā)動機旋翼容納倉和電機旋翼容納倉；所述發(fā)動機旋翼容納倉具有一對呈圓筒形結構且位于支架主體的兩端，支架主體延伸至發(fā)動機旋翼容納倉內；發(fā)動機旋翼置于發(fā)動機旋翼容納倉中并由支架主體兩端支撐；所述電機旋翼容納倉具有兩對呈圓筒形結構，每對電機旋翼容納倉分別對稱設置于一個發(fā)動機旋翼容納倉的兩側，每對電機旋翼容納倉與發(fā)動機旋翼容納倉的銜接處向電機旋翼容納倉內延伸有支撐板，所述每個支撐板上設置有獨立的驅動電機，電機旋翼安裝在電機旋翼容納倉內且由驅動電機驅動形成平衡機構；

所述發(fā)動機安裝在機身支架上，發(fā)動機與油箱相連；所述發(fā)動機與安裝在機身支架兩端的發(fā)動機旋翼之間通過傳動軸連接，發(fā)動機與發(fā)動機旋翼連接之間設置有離合器；發(fā)動機驅動機身支架兩端的發(fā)動機旋翼旋轉形成飛行器飛行的動力機構；所述電池箱內設置有電池，電池通過排布在機身支架上的電線分別與驅動各電機旋翼的驅動電機連接并提供動力；

所述發(fā)動機的輸出端還連接有一發(fā)電機，該發(fā)電機通過導線與電池箱內的電池相連。

進一步的，所述電機旋翼的直徑小于發(fā)動機旋翼的直徑。

進一步的，所述電池對兩對電機旋翼提供的單獨的動力源能維持該飛行器平穩(wěn)飛行。

進一步的，所述電池箱、油箱、發(fā)動機和控制箱在機身支架上按重心均勻分布，整體重心位于機身支架的重心所在豎直方向上。

進一步的，所述控制箱控制驅動電機的輸出功率、發(fā)動機的輸出功率。

本發(fā)明的優(yōu)點在于：

本系統(tǒng)采用油動多旋翼驅動系統(tǒng)，旋翼系統(tǒng)采用兩套動力驅動，分別為燃油發(fā)動機和電力供給裝置，在飛行器垂直升降式，燃油發(fā)動機通過同步軸和同步輪驅動各發(fā)動機旋翼以相同轉速旋轉，同時電力供給裝置提供電力驅動各電機旋翼通過控制器控制其以相同速度旋轉，這時各旋翼旋轉狀況相同，飛行器產生垂直方向的平衡的升力實現升降，當需要前行時，控制器控制其中一個或幾各驅動電機以不同的速度旋轉，該差異速度旋轉的電機帶動輔助旋翼部位將于其它旋翼所產生的升力不同，會使直升機的機身出現傾斜，直升機傾斜后在各旋翼旋轉產生的氣流下會活動前行的動力和加速度，實現直升機的前進，由于在控制強大的氣流作用下，機身很小的傾斜就能獲得較大的前進動力，所以本發(fā)明中的電機旋翼可以采用較小的直徑即可實現，相應的驅動電機可以采用小功率電機；

由于本發(fā)明油動型多旋翼直升機中與傳統(tǒng)的油動多旋翼直升機相比省去了旋翼方位調整結構，所以本發(fā)明結構大大簡化，維護方便，故障率低，制作成本低，在其上只是增加了發(fā)電機和電機旋翼的結構，這種結構目前為成熟的技術，采用目前的電機多旋翼直升機的技術和控制器完全可以實現，本發(fā)明與傳統(tǒng)的電機多旋翼直升機相比續(xù)航能力強，載重量大，采用發(fā)電機能夠持續(xù)供應電力，電機功率小。本發(fā)明易于實現，行進時調節(jié)方式簡單，結構簡單合理，部件易得，本發(fā)明的混合動力飛行器驅動系統(tǒng)能夠實現遠距離航行作用和大載重量，適合作為多旋翼直升機的驅動系統(tǒng)。

附圖說明

下面結合附圖和具體實施方式對本發(fā)明作進一步詳細的說明。

圖1為本發(fā)明的一種多旋翼油電混合動力飛行器俯視圖。

圖2為本發(fā)明的一種多旋翼油電混合動力飛行器側視圖。

具體實施方式

下面的實施例可以使本專業(yè)的技術人員更全面地理解本發(fā)明，但并不因此將本發(fā)明限制在所述的實施例范圍之中。

如圖1至圖2所示的一種多旋翼油電混合動力飛行器，包括旋翼組件1、機身支架2、發(fā)動機3、驅動電機4、控制箱5、電池箱6、油箱7和起落架8；所述旋轉翼組件1按旋翼旋轉軸方向豎直分布安裝于機身支架2的兩端，所述控制箱5、電池箱6和油箱7安裝在機身支架1上，起落架8連接安裝在機身支架2的下方。

旋翼組件1包括一對發(fā)動機旋翼11和兩對電機旋翼12；所述發(fā)動機旋翼11由發(fā)動機3及其連接的旋翼組成，電機旋翼12由驅動電機4及其連接的旋翼組成，所有旋翼按照旋翼旋轉軸方向同軸向連接。

機身支架2包括支架主體21、發(fā)動機旋翼容納倉22和電機旋翼容納倉23；所述發(fā)動機旋翼容納倉22具有一對呈圓筒形結構且位于支架主體21的兩端，支架主體21延伸至發(fā)動機旋翼容納倉22內；發(fā)動機旋翼11置于發(fā)動機旋翼容納倉22中并由支架主體21兩端支撐；所述電機旋翼容納倉23具有兩對呈圓筒形結構，每對電機旋翼容納倉23分別對稱設置于一個發(fā)動機旋翼容納倉22的兩側，每對電機旋翼容納23倉與發(fā)動機旋翼容納倉22的銜接處向電機旋翼容納倉23內延伸有支撐板，所述每個支撐板上設置有獨立的驅動電機4，電機旋翼12安裝在電機旋翼容納倉23內且由驅動電機4驅動形成平衡機構。

發(fā)動機3安裝在機身支架2上，發(fā)動機3與油箱7相連；所述發(fā)動機3與安裝在機身支架2兩端的發(fā)動機旋翼11之間通過傳動軸連接，發(fā)動機3與發(fā)動機旋翼11連接之間設置有離合器；發(fā)動機3驅動機身支架2兩端的發(fā)動機旋翼11旋轉形成飛行器飛行的動力機構；所述電池箱6內設置有電池，電池通過排布在機身支架2上的電線分別與驅動各電機旋翼12的驅動電機4連接并提供動力；

發(fā)動機3的輸出端還連接有一發(fā)電機9，該發(fā)電機9通過導線與電池箱6內的電池相連。

電機旋翼12的直徑小于發(fā)動機旋翼11的直徑。

電池對兩對電機旋翼12提供的單獨的動力源能維持該飛行器平穩(wěn)飛行。

電池箱6、油箱7、發(fā)動機3和控制箱5在機身支架2上按重心均勻分布，整體重心位于機身支架2的重心所在豎直方向上。

控制箱5控制驅動電機4的輸出功率、發(fā)動機3的輸出功率。

本行業(yè)的技術人員應該了解，本發(fā)明不受上述實施例的限制，上述實施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會有各種變化和改進，這些變化和改進都落入要求保護的本發(fā)明范圍內。本發(fā)明要求保護范圍由所附的權利要求書及其等效物界定。