一种直升机动力结构、飞行器及控制方法与流程

1.本发明涉及飞行器技术领域，具体是一种直升机动力结构、飞行器及控制方法。


背景技术：

2.航空器是飞行器中的一类，是指通过机体与空气相对运动(不是由空气对地面发生的反作用力)，而获得空气动力升空飞行的任何机器。包括：气球、飞艇、飞机、滑翔机、旋翼机、直升机、扑翼机、倾转旋翼机等，直升机是一种常见的航空器。
3.现在的直升机结构多采用单一结构，单一动力来源，单一控制方法，如一般油动直升机的动力和控制都来自于机械。如电动多旋翼飞机的动力和控制都来自电力。油动机械直升机的效率高，但结构复杂，控制不灵敏，控制飞行方向机件易疲劳，缩短了使用寿命。电动多旋翼则是动力受限，而控制性灵敏良好。现有技术已经达到瓶颈，一时难以突破，基于此，提出一种全新的直升机动力结构，以此给直升机类飞行器提供更为广阔的发展方向。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种直升机动力结构、飞行器及控制方法，以解决上述背景技术中提出的问题。
5.为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
6.一种直升机动力结构，包括上下间隔设置的第一主螺旋桨和第二主螺旋桨，其中第一主螺旋桨和第二主螺旋桨同轴心设置且转动方向相反，所述第一主螺旋桨和第二主螺旋桨为油动直驱，由燃油发动机驱动其转动；还包括四组副螺旋桨，分别为第一副螺旋桨、第二副螺旋桨、第三副螺旋桨和第四副螺旋桨，所述第一副螺旋桨、第二副螺旋桨、第三副螺旋桨和第四副螺旋桨设置在第一主螺旋桨和第二主螺旋桨下方的同一水平面上，第一副螺旋桨、第二副螺旋桨、第三副螺旋桨和第四副螺旋桨围绕第一主螺旋桨和第二主螺旋桨的转动轴心相互间隔90
°
分布，所述第一副螺旋桨、第二副螺旋桨、第三副螺旋桨和第四副螺旋桨均为电驱动型螺旋桨。
7.作为本发明进一步的方案：所述第一主螺旋桨和第二主螺旋桨的转动互不干涉，第一副螺旋桨、第二副螺旋桨、第三副螺旋桨和第四副螺旋桨的转动与第一主螺旋桨和第二主螺旋桨互不干涉。
8.作为本发明再进一步的方案：所述第一副螺旋桨和第三副螺旋桨的转向相同，且与第二副螺旋桨和第四副螺旋桨的转向相反。
9.作为本发明再进一步的方案：所述第一主螺旋桨和第二主螺旋桨的下端设有为其转动提供动力的星型发动机，星型发动机的输出端连接竖直设置的直通传动轴。
10.作为本发明再进一步的方案：所述直通传动轴中套接安装有连接第二主螺旋桨的反桨传动外轴，反桨传动外轴中还套接安装有连接第一主螺旋桨的正桨传动内轴，所述直通传动轴上安装有使正桨传动内轴或反桨传动外轴改变转动方向的轴向动力方向转换机构，直通传动轴上还设有对转速进行调节的星型减速机构。
11.作为本发明再进一步的方案：所述第一副螺旋桨、第二副螺旋桨、第三副螺旋桨和第四副螺旋桨均安装在水平的连接支架上，各个连接支架通过直驱通轴机身铰接机构连接在直通传动轴上。
12.作为本发明再进一步的方案：所述直通传动轴上设有对第一副螺旋桨、第二副螺旋桨、第三副螺旋桨和第四副螺旋桨进行驱动的发电机。
13.本技术的另一个目的在于，提出一种应用上述直升机动力结构的飞行器，其机体上设有为其提供飞行驱动力的直升机动力结构。
14.本技术的另一个在于，提出一种针对上述直升机动力结构的控制方法，其以下控制方法：
15.1、上升控制：通过油动直驱第一主螺旋桨和第二主螺旋桨增加桨矩；
16.2、下降控制：通过油动直驱第一主螺旋桨和第二主螺旋桨减小桨矩；
17.3、悬停控制：在下降或上升过程中，通过油动直驱第一主螺旋桨和第二主螺旋桨的桨矩调整使螺旋桨提供的升力等于起飞重量；
18.4、改变方向控制：通过改变第一副螺旋桨、第二副螺旋桨、第三副螺旋桨和第四副螺旋桨的桨速来提供不同方向的力。
19.作为本发明再进一步的方案：所述改变方向控制包括以下方法：
20.1、当第一副螺旋桨和第二副螺旋桨同时增加转速提供的升力增加，第三副螺旋桨和第四副螺旋桨同时降低转速，使飞行器向第三副螺旋桨和第四副螺旋桨的夹角平分线方向飞行；
21.2、当第一副螺旋桨和第四副螺旋桨同时增加转速提供的升力增加，第二副螺旋桨和第三副螺旋桨同时降低转速，使飞行器向第二副螺旋桨和第三副螺旋桨的夹角平分线方向飞行；
22.3、当第一副螺旋桨和第三副螺旋桨正右向旋转螺旋桨加速时，第二副螺旋桨和第四副螺旋桨反向左转螺旋桨速度不变时，直升机动力结构整体向左旋转，从而使飞行器向左旋转；
23.4、当第二副螺旋桨和第四副螺旋桨反向左转螺旋桨加速，第一副螺旋桨和第三副螺旋桨正右向旋转螺旋桨转速不变时，直升机动力结构整体向右旋转，使飞行器向右旋转。
24.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
25.该直升机动力结构采用一根主通轴贯穿于所有主件中央，减少了传动机件，减少了摩擦，提高了效率，油动轴直传提供主机械升力，电动直接转换提供辅助升力。发挥了油动载重大，电动灵敏，易于控制的优势，使螺旋桨内部完成优势最大化。完成了升力系统的混成化，
26.同时，机械控制与多旋翼控制融合结合，主机械螺旋桨提供升降力控制，电动多旋翼代替原有机械控制方向，减少了机件，提高了效率，降低了疲劳，发挥了多旋翼控制机敏性与机械控制稳定性的统一。在控制系统内完成了最优化。完成了姿态控制的混成化。
附图说明
27.图1为直升机动力结构的立体结构示意图。
28.图2为直升机动力结构另一视角的立体结构示意图。
29.图3为直升机动力结构的俯视图。
30.其中：1、第一主螺旋桨；2、第二主螺旋桨；3、正桨传动内轴；4、反桨传动外轴；5、第一副螺旋桨；6、第二副螺旋桨；7、第三副螺旋桨；8、第四副螺旋桨；9、直驱通轴机身铰接机构；10、轴向动力方向转换机构；11、星形减速机构；12、发电机；13、直通传动轴；14、星形发动机。
具体实施方式
31.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
32.实施例1：
33.请参阅图1～3，本发明实施例中，一种直升机动力结构，包括上下间隔设置的第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2，其中第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2同轴心设置且转动方向相反，二者转动时互不干涉，所述第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2为油动直驱，由燃油发动机驱动其转动；
34.该直升机动力结构还包括四组副螺旋桨，分别为第一副螺旋桨5、第二副螺旋桨6、第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8，所述第一副螺旋桨5、第二副螺旋桨6、第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8设置在第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2下方的同一水平面上，第一副螺旋桨5、第二副螺旋桨6、第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8围绕第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2的转动轴心相互间隔90
°
分布，第一副螺旋桨5、第二副螺旋桨6、第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8的转动与第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2互不干涉，所述第一副螺旋桨5、第二副螺旋桨6、第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8均为电驱动型螺旋桨，均内置驱动桨叶转动的电动马达，第一副螺旋桨5和第三副螺旋桨7的转向相同(顺时针转动)，且与第二副螺旋桨6和第四副螺旋桨8的转向(逆时针转动)相反。
35.具体的，所述第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2的下端设有为其转动提供动力的星型发动机14，星型发动机14连接下端连接位于飞行器中的油箱，星型发动机14的输出端连接竖直设置的直通传动轴13，所述直通传动轴13中套接安装有连接第二主螺旋桨2的反桨传动外轴4，反桨传动外轴4中还套接安装有连接第一主螺旋桨1的正桨传动内轴3，所述直通传动轴13上安装有使正桨传动内轴3或反桨传动外轴4改变转动方向的轴向动力方向转换机构10，直通传动轴13上还设有对转速进行调节的星型减速机构11。
36.具体的，所述第一副螺旋桨5、第二副螺旋桨6、第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8均安装在水平的连接支架上，各个连接支架通过直驱通轴机身铰接机构9连接在直通传动轴13上，直通传动轴13上设有对第一副螺旋桨5、第二副螺旋桨6、第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8进行驱动的发电机12，发电机12连接位于飞行器中的电源组件，通过多线路和电调控制组件的设置独立的驱动各个副螺旋桨转动工作。
37.该直升机动力结构采用一根主通轴贯穿于所有主件中央，减少了传动机件，减少了摩擦，提高了效率，油动轴直传提供主机械升力，电动直接转换提供辅助升力。发挥了油动载重大，电动灵敏，易于控制的优势，使螺旋桨内部完成优势最大化。完成了升力系统的
混成化，
38.同时，机械控制与多旋翼控制融合结合，主机械螺旋桨提供升降力控制，电动多旋翼代替原有机械控制方向，减少了机件，提高了效率，降低了疲劳，发挥了多旋翼控制机敏性与机械控制稳定性的统一。在控制系统内完成了最优化。完成了姿态控制的混成化。
39.实施例2：
40.本发明实施例在实施例1的基础上，提出一种应用实施例1中的直升机动力结构的飞行器，其机体上设有为其提供飞行驱动力的直升机动力结构，从而使得该飞行器的飞行、操控性能得到了极大的提升。
41.实施例3：
42.本发明实施例在实施例1的基础上，提出一种针对于该直升机动力结构的控制方法，包括：
43.1、当需要上升时：通过油动直驱第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2增加桨矩，从而增加升力，当升力大于起飞重量时，飞机开始上升；
44.2、当需要下降时：通过油动直驱第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2减小桨矩，从而减小升力，当升力小于起飞重量时，飞机开始下降；
45.3、当需要悬停时：飞机在下降或上升过程中，通过油动直驱第一主螺旋桨1和第二主螺旋桨2的桨矩调整使螺旋桨提供的升力等于起飞重量时，飞机悬停。
46.4、当需要改变方向时：通过改变第一副螺旋桨5、第二副螺旋桨6、第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8的桨速来提供不同方向的力，从而改变直升机飞行方向，旋转方向。
47.其中，改变方向又具体包括：
48.1、当第一副螺旋桨5和第二副螺旋桨6同时增加转速提供的升力增加，第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8同时降低转速，提供的升力减小，形成一个力矩差，从而使飞机向第三副螺旋桨7和第四副螺旋桨8的夹角平分线方向飞行；反之亦然；
49.2、当第一副螺旋桨5和第四副螺旋桨8同时增加转速提供的升力增加，第二副螺旋桨6和第三副螺旋桨7同时降低转速，提供的升力减小，形成一个力矩差，从而使飞机向第二副螺旋桨6和第三副螺旋桨7的夹角平分线方向飞行；反之亦然；
50.3、当第一副螺旋桨5和第三副螺旋桨7正右向旋转螺旋桨加速时，第二副螺旋桨6和第四副螺旋桨8反向左转螺旋桨速度不变时，多旋翼飞机产生向左旋转的力矩，从而使多旋翼结构整体向左旋转，从而使飞机向左旋转，从而改变飞行方向；
51.4、当第二副螺旋桨6和第四副螺旋桨8反向左转螺旋桨加速，第一副螺旋桨5和第三副螺旋桨7正右向旋转螺旋桨转速不变时，多旋翼飞机结构产生向右旋转的力矩，使多旋翼结构向右旋转，从而使飞机向右旋转，进而改变飞行方向。
52.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地
包括一个或者更多个该特征。
53.对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
54.此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

技术特征：
1.一种直升机动力结构，其特征在于，包括：上下间隔设置的第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)，其中第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)同轴心设置且转动方向相反，所述第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)为油动直驱，由燃油发动机驱动其转动；四组副螺旋桨，分别为第一副螺旋桨(5)、第二副螺旋桨(6)、第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)，所述第一副螺旋桨(5)、第二副螺旋桨(6)、第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)设置在第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)下方的同一水平面上，第一副螺旋桨(5)、第二副螺旋桨(6)、第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)围绕第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)的转动轴心相互间隔90
°
分布，所述第一副螺旋桨(5)、第二副螺旋桨(6)、第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)均为电驱动型螺旋桨。2.根据权利要求1所述的直升机动力结构，其特征在于，所述第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)的转动互不干涉，第一副螺旋桨(5)、第二副螺旋桨(6)、第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)的转动与第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)互不干涉。3.根据权利要求1所述的直升机动力结构，其特征在于，所述第一副螺旋桨(5)和第三副螺旋桨(7)的转向相同，且与第二副螺旋桨(6)和第四副螺旋桨(8)的转向相反。4.根据权利要求1所述的直升机动力结构，其特征在于，所述第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)的下端设有为其转动提供动力的星型发动机(14)，星型发动机(14)的输出端连接竖直设置的直通传动轴(13)。5.根据权利要求4所述的直升机动力结构，其特征在于，所述直通传动轴(13)中套接安装有连接第二主螺旋桨(2)的反桨传动外轴(4)，反桨传动外轴(4)中还套接安装有连接第一主螺旋桨(1)的正桨传动内轴(3)，所述直通传动轴(13)上安装有使正桨传动内轴(3)或反桨传动外轴(4)改变转动方向的轴向动力方向转换机构(10)，直通传动轴(13)上还设有对转速进行调节的星型减速机构(11)。6.根据权利要求1所述的直升机动力结构，其特征在于，所述第一副螺旋桨(5)、第二副螺旋桨(6)、第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)均安装在水平的连接支架上，各个连接支架通过直驱通轴机身铰接机构(9)连接在直通传动轴(13)上。7.根据权利要求6所述的直升机动力结构，其特征在于，所述直通传动轴(13)上设有对第一副螺旋桨(5)、第二副螺旋桨(6)、第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)进行驱动的发电机(12)。8.一种包括权利要求1-7任一所述的直升机动力结构的飞行器，其特征在于，所述机体上设有为其提供飞行驱动力的直升机动力结构。9.一种包括权利要求1-7任一所述的直升机动力结构的控制方法，其特征在于，包括以下控制方法：1)、上升控制：通过油动直驱第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)增加桨矩；2)、下降控制：通过油动直驱第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)减小桨矩；3)、悬停控制：在下降或上升过程中，通过油动直驱第一主螺旋桨(1)和第二主螺旋桨(2)的桨矩调整使螺旋桨提供的升力等于起飞重量；4)、改变方向控制：通过改变第一副螺旋桨(5)、第二副螺旋桨(6)、第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)的桨速来提供不同方向的力。
10.根据权利要求9所述的控制方法，其特征在于，所述改变方向控制包括以下方法：1)、当第一副螺旋桨(5)和第二副螺旋桨(6)同时增加转速提供的升力增加，第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)同时降低转速，使飞行器向第三副螺旋桨(7)和第四副螺旋桨(8)的夹角平分线方向飞行；2)、当第一副螺旋桨(5)和第四副螺旋桨(8)同时增加转速提供的升力增加，第二副螺旋桨(6)和第三副螺旋桨(7)同时降低转速，使飞行器向第二副螺旋桨(6)和第三副螺旋桨(7)的夹角平分线方向飞行；3)、当第一副螺旋桨(5)和第三副螺旋桨(7)正右向旋转螺旋桨加速时，第二副螺旋桨(6)和第四副螺旋桨(8)反向左转螺旋桨速度不变时，直升机动力结构整体向左旋转，从而使飞行器向左旋转；4)、当第二副螺旋桨(6)和第四副螺旋桨(8)反向左转螺旋桨加速，第一副螺旋桨(5)和第三副螺旋桨(7)正右向旋转螺旋桨转速不变时，直升机动力结构整体向右旋转，使飞行器向右旋转。

技术总结
本发明公开了一种直升机动力结构、飞行器及控制方法，直升机动力结构包括第一主螺旋桨和第二主螺旋桨，第一主螺旋桨和第二主螺旋桨为油动直驱；还包括四组副螺旋桨，副螺旋桨均为电驱动型螺旋桨，该直升机动力结构采用一根主通轴贯穿于所有主件中央，减少了传动机件，减少了摩擦，提高了效率，油动轴直传提供主机械升力，电动直接转换提供辅助升力；发挥了油动载重大，电动灵敏，易于控制的优势，使螺旋桨内部完成优势最大化，完成了升力系统的混成化；同时，机械控制与多旋翼控制融合，减少了机件，提高了效率，降低了疲劳，发挥了多旋翼控制机敏性与机械控制稳定性的统一，在控制系统内完成了最优化，完成了姿态控制的混成化。完成了姿态控制的混成化。完成了姿态控制的混成化。


技术研发人员：齐向杰 齐继国
受保护的技术使用者：齐继国
技术研发日：2022.11.22
技术公布日：2023/5/4