本發(fā)明涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種油電混合的垂直起降固定翼飛機(jī)。

背景技術(shù)：

目前的傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)有很多種類，其中主要以燃油發(fā)動機(jī)或電動機(jī)為驅(qū)動動力的為主。目前美國的“魚鷹”采用完全機(jī)械方法，所有的旋翼都采用燃油發(fā)動機(jī)作為驅(qū)動。由于燃油發(fā)動機(jī)響應(yīng)速度太慢、無法滿足飛機(jī)平衡所需要的旋翼快速升力調(diào)節(jié)，因此采用了變距技術(shù)，通過調(diào)節(jié)旋翼葉片的角度快速變距以實現(xiàn)升力的快速調(diào)節(jié)，但是該種技術(shù)導(dǎo)致機(jī)械結(jié)構(gòu)復(fù)雜化、成本高、維護(hù)困難、可靠性低。對于近年來發(fā)展起來的電動傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)，所有的旋翼采用電動機(jī)作為驅(qū)動。通過電池供電、利用電動機(jī)響應(yīng)速度快的特性，通過改變電動機(jī)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)各個旋翼的升力，以滿足飛機(jī)平衡所需的旋翼的快速升力調(diào)節(jié)。這種系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、安全可靠，但是由于目前電池儲能的限制，這種飛機(jī)的航程和飛行的時間都非常短，實用價值很低。

市場上還設(shè)計了一種將多旋翼和固定翼飛機(jī)組合在一起、將燃油發(fā)電機(jī)和電動機(jī)組合在一起的飛機(jī)。這類飛機(jī)在垂直起降時，所有的旋翼都旋轉(zhuǎn)向上產(chǎn)生垂直向上升力，利用電機(jī)快速調(diào)節(jié)特性保持平衡，燃油發(fā)動機(jī)旋翼產(chǎn)生升力，旋翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單。但該種飛機(jī)不是徹底的傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)，其在垂直起降或懸停的時候，所有旋翼都工作，然而在飛機(jī)平飛的時候只有一部分旋翼旋轉(zhuǎn)方向為飛機(jī)提供動力。很顯然這類飛機(jī)是冗余系統(tǒng)，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(jī)的載荷。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明目的在于提供一種油電混合的垂直起降固定翼飛機(jī)，以解決現(xiàn)有技術(shù)中的結(jié)構(gòu)復(fù)雜、動力系統(tǒng)利用率低、平穩(wěn)性差、續(xù)航能力低的問題。

本發(fā)明的一種油電混合的垂直起降固定翼飛機(jī)，包括機(jī)身、對稱設(shè)置在所述機(jī)身兩側(cè)的機(jī)翼和設(shè)置在所述機(jī)身尾端的尾翼，還包括設(shè)置在所述機(jī)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(guān)于所述機(jī)身軸線對稱設(shè)置的一對第一旋翼組件，所述第二旋翼單元包括關(guān)于所述機(jī)身軸線對稱設(shè)置的一對第二旋翼組件，所述第一旋翼組件包括旋轉(zhuǎn)速度可調(diào)節(jié)的電動機(jī)和由其驅(qū)動轉(zhuǎn)動的第一旋翼，所述第二旋翼組件包括采用固定旋轉(zhuǎn)速度的發(fā)動機(jī)和由其驅(qū)動轉(zhuǎn)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(shè)置在所述機(jī)翼端部，所述第一旋翼組件和所述第二旋翼組件采用非對稱控制技術(shù)設(shè)置方式形成一個三支點或四支點的慣性幾何平面。

進(jìn)一步地，每個所述電動機(jī)的推力分別調(diào)節(jié)，以形成多個變量推力支點，每個所述發(fā)動機(jī)采用固定推力，以等效形成單點定量推力支點。

進(jìn)一步地，所述固定翼飛機(jī)還包括用于監(jiān)控所述電動機(jī)和所述發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)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(jī)和所述發(fā)動機(jī)的動力單元，以建立各所述電動機(jī)與所述發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速之間的邏輯關(guān)系數(shù)學(xué)模型。

進(jìn)一步地，所述第一旋翼組件和所第二旋翼組件在平行于所述機(jī)身軸線的平面內(nèi)轉(zhuǎn)動，其轉(zhuǎn)動角度為0-90°。

進(jìn)一步地，所述固定翼飛機(jī)包括兩個旋翼單元，其中一個所述機(jī)翼上設(shè)置有一個所述第一旋翼單元，另一個所述機(jī)翼上設(shè)置有一個所述第二旋翼單元。

進(jìn)一步地，所述固定翼飛機(jī)包括三個旋翼單元，其中一個所述機(jī)翼上設(shè)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(shè)置，另一個所述機(jī)翼上設(shè)置有一個所述第一旋翼單元或第二旋翼單元。

進(jìn)一步地，所述固定翼飛機(jī)包括四個旋翼單元，兩所述機(jī)翼上各分別設(shè)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(shè)置。

進(jìn)一步地，所述電動機(jī)與所述微處理器之間設(shè)置有用于檢測所述電動機(jī)轉(zhuǎn)速的調(diào)速器，所述調(diào)速器包括場效應(yīng)管。

進(jìn)一步地，所述第一旋翼的直徑與所述機(jī)翼長度之比為0.1-0.6，所述第二旋翼與所述機(jī)翼長度之比為0.1-0.6。

進(jìn)一步地，所述機(jī)身和機(jī)翼的材料為玻璃纖維復(fù)合材料、碳纖維復(fù)合材料、鈑金材料、輕木材料中的一種或多種組合。

借由上述方案，本發(fā)明至少具有以下優(yōu)點：

1、通過設(shè)置有第一旋翼組件和第二旋翼組件，包括電動機(jī)和燃油發(fā)動機(jī)，燃油發(fā)動機(jī)采用固定的轉(zhuǎn)速，在垂直起降時，主要通過大功率燃油發(fā)動機(jī)及其所帶旋翼產(chǎn)生的推力提供升力，通過調(diào)節(jié)電動機(jī)轉(zhuǎn)速快速變換推力實現(xiàn)平衡控制，在平飛狀態(tài)時，主要通過大功率燃油發(fā)動機(jī)及其所帶旋翼產(chǎn)生的推力提供飛機(jī)向前的速度，通過調(diào)節(jié)電動機(jī)轉(zhuǎn)速快速變換推力實現(xiàn)飛機(jī)整體的姿態(tài)控制；

2、通過第一旋翼和所述第二旋翼采用非對稱的設(shè)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(jī)的穩(wěn)定控制；

3、通過油電混合的方式，將燃油發(fā)動機(jī)和電動機(jī)有機(jī)地配合使用，一方面利用電動機(jī)響應(yīng)范圍大，克服了起降過程到平飛過程推力大范圍變化的適應(yīng)問題，另一方面利用電動機(jī)響應(yīng)范圍大和動力動態(tài)范圍大的特點實現(xiàn)飛機(jī)的穩(wěn)定控制，利用燃油發(fā)動機(jī)動力強(qiáng)勁，續(xù)航時間長的特點實現(xiàn)飛機(jī)長續(xù)航。

上述說明僅是本發(fā)明技術(shù)方案的概述，為了能夠更清楚了解本發(fā)明的技術(shù)手段，并可依照說明書的內(nèi)容予以實施，以下以本發(fā)明的較佳實施例并配合附圖詳細(xì)說明如后。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明圖1的力學(xué)等效示意圖；

圖3是本發(fā)明的另一種結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4是本發(fā)明圖3的力學(xué)等效示意圖；

圖5是本發(fā)明的另一種結(jié)構(gòu)示意圖。

以上附圖中：1、機(jī)身；2、機(jī)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(jié)合附圖和實施例，對本發(fā)明的具體實施方式作進(jìn)一步詳細(xì)描述。以下實施例用于說明本發(fā)明，但不用來限制本發(fā)明的范圍。

結(jié)合圖1至圖5所示，本發(fā)明公開了一種油電混合的垂直起降固定翼飛機(jī)，包括機(jī)身1、對稱設(shè)置在所述機(jī)身1兩側(cè)的機(jī)翼2和設(shè)置在所述機(jī)身1尾端的尾翼3。所述機(jī)身1和機(jī)翼2的材料為玻璃纖維復(fù)合材料、碳纖維復(fù)合材料、鈑金材料、輕木材料中的一種或多種組合，采用這些材質(zhì)能夠較好的減輕重量，大大減少的油耗和排放，降低了運(yùn)營成本，且具有極強(qiáng)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(jī)還包括設(shè)置在所述機(jī)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(guān)于所述機(jī)身1軸線對稱設(shè)置的一對第一旋翼組件4，所述第二旋翼單元包括關(guān)于所述機(jī)身1軸線對稱設(shè)置的一對第二旋翼組件5。所述第一旋翼組件4包括旋轉(zhuǎn)速度可調(diào)節(jié)的電動機(jī)和由其驅(qū)動轉(zhuǎn)動的第一旋翼，每個所述電動機(jī)的推力分別調(diào)節(jié)，以形成多個變量推力支點。所述第二旋翼組件5包括采用固定旋轉(zhuǎn)速度的發(fā)動機(jī)和由其驅(qū)動轉(zhuǎn)動的第二旋翼，每個所述發(fā)動機(jī)為燃油發(fā)動機(jī)，其包括燃油引擎，采用固定推力，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(fā)動機(jī)和電動機(jī)有機(jī)地配合使用，一方面利用電動機(jī)響應(yīng)范圍大，克服了起降過程到平飛過程推力大范圍變化的適應(yīng)問題，另一方面利用電動機(jī)響應(yīng)范圍大和動力動態(tài)范圍大的特點實現(xiàn)飛機(jī)的穩(wěn)定控制，利用燃油發(fā)動機(jī)動力強(qiáng)勁，續(xù)航時間長的特點實現(xiàn)飛機(jī)長續(xù)航。所述第一旋翼組件4和所述第二旋翼組件5分別設(shè)置在所述機(jī)翼2端部，在飛機(jī)垂直起飛時，所述第一旋翼組件4和所第二旋翼組件5在平行于所述機(jī)身1軸線的平面內(nèi)轉(zhuǎn)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(zhuǎn)過的角度為90°。所述第一旋翼的直徑與所述機(jī)翼2長度之比為0.1-0.6，所述第二旋翼與所述機(jī)翼2長度之比為0.1-0.6。通過設(shè)置有第一旋翼組件4和第二旋翼組件5，包括電動機(jī)和燃油發(fā)動機(jī)，燃油發(fā)動機(jī)采用固定的轉(zhuǎn)速，在平飛狀態(tài)時，主要通過調(diào)節(jié)電動機(jī)轉(zhuǎn)速快速變換推力實現(xiàn)飛機(jī)整體的平衡控制，在垂直起降時，主要通過燃油發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的大功率推力穩(wěn)定飛行。

結(jié)合圖1所示，所述固定翼飛機(jī)包括兩個旋翼單元，其中一個所述機(jī)翼2上設(shè)置有一個所述第一旋翼單元，另一個所述機(jī)翼2上設(shè)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(dāng)這個平面的一個支點固定、通過另外兩個支點可以任意調(diào)節(jié)該平面的法向量從而實現(xiàn)飛機(jī)的平衡控制。具體方式為：第二旋翼單元的兩個燃油發(fā)動機(jī)采用固定旋轉(zhuǎn)速度，第一旋翼單元的兩個電動機(jī)可根據(jù)飛行需要分別調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速以改變推力大小，用以調(diào)節(jié)飛機(jī)的俯仰、水平兩個軸向上的平衡，實現(xiàn)飛機(jī)在起飛過程中的平衡控制、保證飛機(jī)平穩(wěn)起飛或降落。結(jié)合圖2所示，圖2為圖1的力學(xué)等效示意圖。

結(jié)合圖3所示，所述固定翼飛機(jī)包括三個旋翼單元，其中一個所述機(jī)翼2上設(shè)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(jié)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(shè)置(第一旋翼單元的第一旋翼轉(zhuǎn)過的平面和第二旋翼單元的第二旋翼轉(zhuǎn)過的平面相對于機(jī)身1軸線平行)，另一個所述機(jī)翼2上設(shè)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。由于各旋翼組件相對于機(jī)身1軸線對稱設(shè)置，且兩機(jī)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(jī)可根據(jù)飛行需要分別調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速以改變推力大小，用于調(diào)節(jié)飛機(jī)三個運(yùn)動軸線上的航向、俯仰和翻滾。結(jié)合圖4所示，圖4為圖3的力學(xué)等效示意圖。

結(jié)合圖5所示，所述固定翼飛機(jī)包括四個旋翼單元，兩所述機(jī)翼2上各分別設(shè)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(shè)置(第一旋翼單元的第一旋翼轉(zhuǎn)過的平面和第二旋翼單元的第二旋翼轉(zhuǎn)過的平面相對于機(jī)身1軸線平行)。兩機(jī)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(jié)合，等效形成四個變量推力支點。由于各旋翼組件相對于機(jī)身1軸線對稱設(shè)置，且兩機(jī)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(jī)還包括用于監(jiān)控所述電動機(jī)和所述發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)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(jī)和所述發(fā)動機(jī)的動力單元，以建立各所述電動機(jī)與所述發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速之間的邏輯關(guān)系數(shù)學(xué)模型。所述電動機(jī)與所述微處理器之間設(shè)置有用于檢測所述電動機(jī)轉(zhuǎn)速的調(diào)速器，所述調(diào)速器包括場效應(yīng)管。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，并不用于限制本發(fā)明，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明技術(shù)原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和變型，這些改進(jìn)和變型也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。