技术领域
[0001] 本实用新型属于无人机技术领域，具体涉及一种燃油动力多旋翼无人机飞行平台。
背景技术
[0002] 无人驾驶飞机简称“无人机”，是利用无线电遥控设备或自身程序来控制操纵装置的无驾驶员航空器。无人机不仅把人从
飞行器上解放出来，而且由于不再受人的生理限制，飞机的潜能也得到了释放。
[0003] 按照
气动布局方式的不同，无人机可划分为无人固定翼、无人
直升机、无人多旋翼、无人
飞艇、无人伞翼机和无人扑翼机，其中前三类最为常见，而且应用最为广泛。无人固定翼飞行效率最高，续航时间长，巡航速度高，但需要跑道，无法定点
悬停，机动性最差；无人直升机垂直起降，定点悬停，机动性最好，航时和载重较大，但结构最复杂，成本最高；无人多旋翼结构最简单，操作简单，容错能力强，成本低廉，垂直起降，定点悬停，但目前航时和载重较小；
[0004] 与无人固定翼相比，无人
旋翼机普遍具有垂直起降、定点悬停和机动性强等优势；与无人直升机相比，无人多旋翼又具有结构简单、容错能力强和成本低廉等优势，不断地挑战无人固定翼和无人直升机，以及各种有人驾驶飞机。
[0005] 然而，美中不足的是市场上的多旋翼无人机，普遍存在航时短和载重小的
缺陷，这是因为目前多旋翼无人机均采用电动方案，而
电池的
能量密度比太小，严重阻碍着它的发展和应用。
[0006] 近年来，有许多油动多旋翼方案曾被提出，如：单机驱动多桨方案、双机驱动多桨方案和油电混合方案，这些方案的特点是结构复杂，丧失了多旋翼飞机本身的优势。实用新型内容
[0007] 针对
现有技术存在的问题，本实用新型旨在提出一种本实用新型提供了一种采用燃油动力的大载重、长航时多旋翼无人机飞行平台。
[0008] 本实用新型采用的技术方案是：一种燃油动力多旋翼无人机飞行平台，其组成包括
机身、动力系统、导航与控制系统、供电系统和多任务平台，所述机身的组成包括主梁、主梁套、上中心板、下中心板、上垫板、下垫板、立柱、机臂、管夹、
起落架、臂架接头、拉杆、臂杆接头、杆梁接头、
发动机座、卡扣和机罩；所述动力系统包括发动机系统、启动系统、
点火系统、燃油系统和螺旋桨；所述导航与控制系统包括采集系统、控制系统、执行系统和回传系统；所述供电系统包括电源、电线、数据线、
开关和调压器；所述多任务平台是一个柔性安装平台，其位于起落架中心部位，多任务平台的结构包括平台
框架和平台中间板；所述平台中间板上设置有多个
螺栓连接孔，通过平台上不同的螺栓连接孔可以安装多种任务设备；
[0009] 所述机身采用
水平构架式布局，主梁处于机身中心
位置且竖直放置，主梁套套在主梁上端，上下中心板固定在主梁套的上下端面，并辅以立柱
支撑，搭建出整机结构框架；所述机臂通过管夹固定在上下中心板之间；所述拉杆分为水平拉杆和斜拉杆，斜拉杆连接在杆梁接头和臂杆接头之间，水平拉杆连接在相邻两个臂杆接头之间，斜拉杆一般不承受任何作用力，只有在机臂有竖向和轴向
变形时承受拉力或压力，其主要用来增加整体结构的
刚度；水平拉杆与斜拉杆结构完全相同，只不过它只在机臂有水平变形时起作用；所述杆梁接头是用来连接主梁和斜拉杆的转接件，它实际上就是一个
法兰盘；所述臂架接头是一种立体式复合转接头，接头上半部分固定在机臂上，下半部分连接起落架，事实上下两部分都是管夹结构，它的作用是将起落架吊挂在
机体上，并保证拆连接强度和刚度，起到缓冲吸振的作用，另外，使机臂和起落架拆卸方便；所述发动机座是管夹结构的变形体，其由两个对开的非标准半圆形管夹和4根支柱组成，发动机座连接发动机系统和杆梁接头；所述臂杆接头连接发动机座和机臂、水平拉杆和机臂、斜拉杆和主梁，臂杆接头是一个独特的法兰盘结构，但比普通法兰盘多了连接水平拉杆和机臂，以及连接斜拉杆和主梁的筋形结构；所述卡扣设置在上下中心板之间，用来固定和连接机罩；所述上垫板、下垫板分别对应上中心板和下中心板上，上垫板、下垫板是
碳纤维板，是一种局部加厚措施（见
专利201610215792.3）。
[0010] 所述发动机系统包括气滤、
活塞发动机和排气筒；所述启动系统包括启动
电机和启动器；所述点火系统包括进
角点火器CDI、点火线圈和
火花塞；所述燃油系统包括油箱、油管、油滤、油
泵；所述活塞发动机采用双缸两冲程
汽油发动机；所述排气筒采用等直径管和变直径管结合的谐振管，能减少能量损失，提高发动机功率；所述启动电机采用直流电机，所述启动器为二级
齿轮减速器结构。
[0011] 所述采集系统是一种多
传感器的控制系统，其组成包括三轴
陀螺仪、三轴
加速度计、三轴磁力计、气压计、测距传感器和机载GPS；所述控制系统由飞控板和ECU组成，主要包括处理器、二次电源和通信
接口等
硬件部分，以及
姿态融合与控制
算法、燃油喷射控制算法等
软件部分；所述执行系统由
舵机、电喷和设备驱动组成；所述回传系统由数传和图传组成。
[0012] 所述主梁是一根大直径且厚度较大的航空
铝管，且主梁上开设有若干孔槽；所述主梁套是两端带法兰盘点的航空铝管；所述立柱就是航空铝柱；所述机臂是厚度和直径较大的航空铝管。
[0013] 所述起落架采用传统的滑橇式起落架结构；起落架下设置缓冲垫，缓冲垫是一种高强度
耐磨性橡胶垫。
[0014] 所述机罩是一种对称的复杂的多
曲率薄壁
复合材料件，整体呈现“凸”字型，具有轻
质量、高强度、耐高温、耐
腐蚀、高弹性等优点。
[0015] 所述油箱采用对合设计，油泵采用
喷油器外置燃油泵，油滤采用外置
燃油滤清器。
[0016] 采用基于
专家系统的螺旋桨优化设计方法进行螺旋桨设计，首先归纳螺旋桨设计中涉及的各个环节，使用MATLAB的插值法计算出螺旋桨的详细设计值，并将结果输出到Catia读出螺旋桨的模型，实现
参数化建模，然后将模型网格化，并在Fluent中计算出螺旋桨的性能参数，在专家系统中将整个设计过程集成起来，实现了设计流程的自动化，经试验台测试，该种方法优化的螺旋桨的升力和
扭矩比市场上同型号的螺旋桨高。
[0017] 所述起落架中间铝管构成的框架即是多任务平台，左右两个框是用来固定水箱的，中间
钢板是用来固定光电吊舱、投弹吊舱等任务设备的，通过不同的螺栓连接孔挂载不同的任务设计，让无人机执行不同的作业任务。
[0018] 与现有技术相比，本实用新型具有的有益效果是：
[0019] 1、大载重：普通多旋翼的商业载重一般为10kg，该飞行平台的商业载重为60kg；
[0020] 2、长航时：普通多旋翼的续航时间一般为10~15min，该飞行平台的续航时间为空载4h，满载1h；
[0021] 3、 易操控：该飞行平台的发动机
直接驱动螺旋桨，不存在任何复杂的机械机构，依靠MEMS传感器和控制算法可以实现自主飞行，不需要或者很少需要人工干预；
[0022] 4、采用自主设计的螺旋桨，相比市场上同型号桨，升力提升明显。
附图说明
[0023] 图1为本实用新型的机身结构示意图；
[0024] 图2位本实用新型的动力系统结构示意图；
[0025] 图3为本实用新型的供电系统的结构示意图；
[0026] 图4为多任务平台的结构示意图；
[0027] 图5为多任务平台安装喷洒吊舱；
[0028] 图6为多任务平台安装光电吊舱；
[0029] 图7为多任务平台安装灭火弹吊舱；
[0030] 其中：主梁1、主梁套2、上中心板3、下中心板4、上垫板5、下垫板6、立柱7、机臂8、管夹9、起落架10、臂架接头11、斜拉杆12、臂杆接头13、杆梁接头14、发动机座15、卡扣16、机罩17、水平拉杆18、气滤19、活塞发动机20、排气筒21、启动电机22、启动器23、进角点火器CDI24、点火线圈25、火花塞26、油箱27、油管28、油滤29、油泵30、螺旋桨34、平台框架35、平台中间板36、螺栓连接孔37、喷洒吊舱38、光电吊舱39、灭火弹40。
具体实施方式
[0031] 本实用新型采用的技术方案是：一种燃油动力多旋翼无人机飞行平台，其组成包括机身、动力系统、导航与控制系统、供电系统和多任务平台，如图1所示，所述机身的组成包括主梁1、主梁套2、上中心板3、下中心板4、上垫板5、下垫板6、立柱7、机臂8、管夹9、起落架10、臂架接头11、拉杆、臂杆接头13、杆梁接头14、发动机座15、卡扣16和机罩17；所述动力系统包括发动机系统、启动系统、点火系统、燃油系统和螺旋桨34；所述导航与控制系统包括采集系统、控制系统、执行系统和回传系统；所述供电系统包括电源、电线、数据线、开关和调压器；所述多任务平台是一个柔性安装平台，其位于起落架10中心部位，多任务平台的结构包括平台框架35和平台中间板36；所述平台中间板36上设置有多个螺栓连接孔37，如图4所示；通过平台上不同的螺栓连接孔可以安装多种任务设备，例如喷洒吊舱38、光电吊舱39、灭火弹40，如图5-图7所示；
[0032] 所述机身采用水平构架式布局，主梁1处于机身中心位置且竖直放置，主梁套2在主梁1上端，上下中心板固定在主梁套2的上下端面，并辅以立柱7支撑，搭建出整机结构框架；所述机臂8通过管夹9固定在上下中心板之间；所述拉杆分为水平拉杆18和斜拉杆12，斜拉杆12连接在杆梁接头14和臂杆接头13之间，水平拉杆18连接在相邻两个臂杆接头13之间，斜拉杆12一般不承受任何作用力，只有在机臂8有竖向和轴向变形时承受拉力或压力，其主要用来增加整体结构的刚度；水平拉杆18与斜拉杆12结构完全相同，只不过它只在机臂8有水平变形时起作用；所述杆梁接头14是用来连接主梁1和斜拉杆12的转接件，它实际上就是一个法兰盘；所述臂架接头11是一种立体式复合转接头，接头上半部分固定在机臂8上，下半部分连接起落架10，事实上下两部分都是管夹9结构，它的作用是将起落架10吊挂在机身上，并保证拆连接强度和刚度，起到缓冲吸振的作用，另外，使机臂8和起落架10拆卸方便；所述发动机座15是管夹9结构的变形体，其由两个对开的非标准半圆形管夹9和4根支柱组成，发动机座15连接发动机系统和杆梁接头14；所述臂杆接头13连接发动机座15和机臂8、水平拉杆18和机臂8、斜拉杆12和主梁1，臂杆接头13是一个独特的法兰盘结构，但比普通法兰盘多了连接水平拉杆18和机臂8，以及连接斜拉杆12和主梁1的筋形结构；所述卡扣16设置在上下中心板之间，用来固定和连接机罩17；所述上垫板5、下垫板6分别对应上中心板3和下中心板4上，上垫板5、下垫板6是
碳纤维板，是一种局部加厚措施（见专利
201610215792.3）。
[0033] 如图2所示，所述发动机系统包括气滤19、活塞发动机20和排气筒21；所述启动系统包括启动电机22和启动器23；所述点火系统包括进角点火器CDI24、点火线圈25和火花塞26；所述燃油系统包括油箱27、油管28、油滤29、油泵30；所述活塞发动机20采用双缸两冲程
汽油发动机；所述排气筒21采用等直径管和变直径管结合的谐振管，能减少能量损失，提高发动机功率；所述启动电机22采用直流电机，所述启动器23为二级齿轮减速器结构。
[0034] 所述采集系统由先进传感器或设备组成，包括三轴MEMS陀螺仪、三轴加速度计、三轴磁力计、气压计、测距传感器和机载GPS，是一种多传感器的控制系统。所述控制系统由飞控板和ECU组成，主要包括处理器、二次电源和
通信接口等硬件部分，以及姿态融合与控制算法、燃油喷射控制算法等软件部分；所述执行系统由舵机、电喷和设备驱动组成；所述回传系统由数传和图传组成。
[0035] 所述主梁1是一根大直径且厚度较大的航空铝管，且主梁1上开设有若干孔槽；所述主梁套2是两端带法兰盘点的航空铝管；所述立柱7就是航空铝柱；所述机臂8是厚度和直径较大的航空铝管。
[0036] 所述起落架10采用传统的滑橇式起落架10结构；起落架10下设置缓冲垫，缓冲垫是一种高强度耐磨性橡胶垫。
[0037] 所述机罩17是一种对称的复杂的多曲率薄壁复合材料件，整体呈现“凸”字型，具有轻质量、高强度、耐高温、耐腐蚀、高弹性等优点。
[0038] 所述油箱27采用对合设计，油泵30采用喷油器外置燃油泵30，油滤29采用外置燃油滤清器。
[0039] 采用基于专家系统的螺旋桨34优化设计方法进行螺旋桨34设计，首先归纳螺旋桨34设计中涉及的各个环节，使用MATLAB的插值法计算出螺旋桨34的详细设计值，并将结果输出到Catia读出螺旋桨34的模型，实现参数化建模，然后将模型网格化，并在Fluent中计算出螺旋桨34的性能参数，在专家系统中将整个设计过程集成起来，实现了设计流程的自动化，经试验台测试，该种方法优化的螺旋桨34的升力和扭矩比市场上同型号的螺旋桨34高。
[0040] 本实用新型中发动机采用
电子调速技术，而非
化油器调速技术，螺旋桨34采用发动机直接调速，而不采用任何中间传动机构。如前所述，通过多传感器的信息融合，飞控可以得到飞机机体目前的位置、航速和航姿信息，通过与期望值对比，决定是否调节
发动机转速。如果需要则发送控制指令，一路给舵机控制
风门，调节进气量，一路给ECU控制电磁继电器和油压调节器，调节进油量。进气量和进油量的改变导致燃油混合比改变，从而改变发动机的转速。螺旋桨34直接连在发动机
主轴上，发动机转速的改变，直接引起螺旋桨34转速的改变，调节每个螺旋桨34的拉力值，获得不同的
角速度和加速度，进而调节位置、航速和航姿。
[0041] 如图3所示，供电系统由电源、电线、数据线、开关、调压器和接头组成，电源通过调压器调压后直接给飞控板、GPS、激光传感器、数传和图传直接供电，舵机、ECU、油泵30和接收机等电气设备供电。
[0042] 起落架10中间铝管构成的框架即是多任务平台，左右两个框是用来固定水箱的，中间钢板是用来固定光电吊舱、投弹吊舱等任务设备的，通过不同的螺栓连接孔挂载不同的任务设计，让无人机执行不同的作业任务。
[0043] 以上所述仅为说明本实用新型的技术思想，不能以此限定本实用新型的保护范围，凡是按照本实用新型提出的技术思想，在技术方案
基础上所做的任何改动，均落入本实用新型的保护范围之内。
