本發(fā)明涉及一種飛行器，具體涉及一種混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)。

背景技術(shù)：

隨著無人機(jī)行業(yè)的火爆發(fā)展，各種各樣的無人飛行器系統(tǒng)被發(fā)明出來，用于實(shí)現(xiàn)不同的任務(wù)作業(yè)。無人飛行器按照外形和飛行原理分類，主要有三種類型：固定翼、直升機(jī)、多旋翼。其中固定翼型無人機(jī)無法垂直起降和懸停，直升飛機(jī)和多旋翼無人機(jī)都可以垂直起降和懸停。

經(jīng)過理論分析，多旋翼無人機(jī)，又稱多軸飛行器，包括4旋翼無人機(jī)、6旋翼無人機(jī)及8旋翼無人機(jī)等，其特征是多個(gè)完全一樣的旋翼，成對相向旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生升力。同時(shí)，不同旋翼之間的速度差，產(chǎn)生無人機(jī)對地的傾角，從而產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)和向前、向后飛行。因此，多旋翼無人機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，控制簡單，容易實(shí)現(xiàn)。但多旋翼無人機(jī)的根本問題是其升力來自于多個(gè)較小的旋翼，旋翼的總和面積有限。其旋翼總面積遠(yuǎn)小于同等級大小的直升機(jī)，且多個(gè)旋翼之間會產(chǎn)生相互干擾。旋翼個(gè)數(shù)越多，干擾越嚴(yán)重。故多旋翼飛機(jī)的效率和載荷普遍低于直升機(jī)。從而造成載荷太小，難以實(shí)現(xiàn)高載荷、長航程或長航時(shí)、高抗風(fēng)能力的飛行。另外，要增加多旋翼飛機(jī)的載荷，只能增加旋翼的尺寸，而多旋翼飛機(jī)簡單的運(yùn)動(dòng)控制完全依賴于螺旋槳及時(shí)的速度和方向的改變，以調(diào)整力和力矩，該方式不宜推廣到更大尺寸的多旋翼，因?yàn)闃~尺寸越大，越難迅速改變其速度。因此，目前多旋翼無人機(jī)的載荷大多在五公斤以下，絕大部分在一公斤以下，主要用于無載荷的玩具，及用于航拍等低載荷需求的領(lǐng)域。

普通直升機(jī)的基本特征是具有一個(gè)或一對大型的旋翼，其旋翼的面積遠(yuǎn)大于多旋翼無人機(jī)的旋翼的總面積，因此，其載荷能力和續(xù)航能力遠(yuǎn)大于多旋翼無人機(jī)，其效率也高于多旋翼多旋翼無人機(jī)。普通直升機(jī)可以相對方便地增加旋翼尺寸，直徑大，效率高，能實(shí)現(xiàn)大載荷和高穩(wěn)定性。當(dāng)前直升機(jī)載荷最大的可以達(dá)到數(shù)十噸。直升機(jī)的旋翼和軸之間有活動(dòng)的機(jī)械連接部件，通過調(diào)節(jié)旋翼的距離和傾角來實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的旋轉(zhuǎn)和前進(jìn)飛行，從而導(dǎo)致直升機(jī)的控制復(fù)雜。學(xué)習(xí)直升機(jī)的飛行不是簡單的事情。直升機(jī)飛行過程中會產(chǎn)生通道間耦合，自駕儀控制器設(shè)計(jì)困難，控制器調(diào)節(jié)也很困難。另外，太大的旋翼使得旋翼頂端相對空氣的高速運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致阻力和不穩(wěn)定性增加，而效率和可靠性下降。

多旋翼無人機(jī)的操控原理簡單，操控器四個(gè)搖桿操作對應(yīng)飛行器的前后、左右、上下和偏航方向的運(yùn)動(dòng)。在自動(dòng)駕駛儀方面，多旋翼無人機(jī)自駕儀控制方法簡單，控制器參數(shù)調(diào)節(jié)也很簡單。多旋翼無人機(jī)可靠性、勤務(wù)性更高。若僅考慮機(jī)械的可靠性，多旋翼沒有活動(dòng)部件，它的可靠性基本上取決于無刷電機(jī)的可靠性，因此可靠性較高。同時(shí)，多旋翼機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，若電機(jī)、電子調(diào)速器、槳和機(jī)架損壞，很容易替換。而直升機(jī)由于旋翼和軸之間存在鉸鏈連接，控制旋翼的方向和角度，其控制系統(tǒng)不但要控制直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)，而且同時(shí)要控制每個(gè)旋翼的運(yùn)動(dòng)，因此直升機(jī)的控制系統(tǒng)相對復(fù)雜，旋翼的安裝也需要技巧，成本較高。

傳統(tǒng)的多旋翼結(jié)構(gòu)無人機(jī)(如四旋翼、六旋翼等)，擁有對稱布局的、大小完全一致的4個(gè)或者6個(gè)或者更多個(gè)水平旋轉(zhuǎn)的旋翼。其使用電子調(diào)速器(ecs)無級變速控制每個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速，采用通過ecs快速改變旋翼旋轉(zhuǎn)速度的辦法來控制多軸無人機(jī)的飛行姿態(tài)，所有旋翼的旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的合力來抵消飛機(jī)重力。其特點(diǎn)在于多個(gè)旋翼同時(shí)提供無人機(jī)的升力和飛行姿態(tài)控制力，因此，所有旋翼必須要能快速改變轉(zhuǎn)速從而實(shí)時(shí)調(diào)整飛行器的飛行姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)飛行器的平穩(wěn)飛行。實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)的最佳途徑是無刷電機(jī)，該電機(jī)可以用電子調(diào)速器來方便、快速地調(diào)節(jié)電機(jī)的轉(zhuǎn)速。但基于無刷電機(jī)的無人機(jī)的缺點(diǎn)也很明顯，一是千瓦以上的電機(jī)由于旋翼大，慣性大，難以實(shí)時(shí)調(diào)速；二是目前的鋰電池的能量質(zhì)量密度低，從而使得多旋翼無人機(jī)載荷低、續(xù)航時(shí)間短。而能量質(zhì)量密度高的汽油、煤油發(fā)動(dòng)機(jī)難以精確、快速地調(diào)速，使得現(xiàn)有的多旋翼無人機(jī)難以使用傳統(tǒng)無人機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)，如汽油發(fā)動(dòng)機(jī)、煤油發(fā)動(dòng)機(jī)等。因此，傳統(tǒng)的多旋翼無人機(jī)的發(fā)展，遇到了很大的困難，需要新的突破。

綜合上述分析，直升機(jī)的主要優(yōu)點(diǎn)是大型單(或雙)旋翼，可變槳距和槳角，使得直升機(jī)的旋翼同時(shí)具有升力和控制力，具有大載荷，高效率等優(yōu)點(diǎn),但其太大的旋翼使得旋翼頂端相對空氣的高速運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致阻力和不穩(wěn)定性增加，而效率和可靠性下降。而多旋翼的優(yōu)點(diǎn)則是飛行器的升力和控制力均來自于多個(gè)相同的旋翼，結(jié)構(gòu)簡單帶來的控制簡單、勤務(wù)性高,但其載荷太小，難以實(shí)現(xiàn)高載荷、長航程或長航時(shí)、高抗風(fēng)能力的飛行。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提供一種混合動(dòng)力無人機(jī)，結(jié)合直升機(jī)和多旋翼的優(yōu)勢，采用混合旋翼結(jié)構(gòu)，由大型旋翼提供升力，稱為升力旋翼，實(shí)現(xiàn)大載荷和高效率；在升力旋翼周圍，設(shè)置多對呈對稱分布的小型旋翼，提供飛行的控制動(dòng)力，稱為控制旋翼。升力旋翼的直徑大于控制旋翼的直徑。根據(jù)無人機(jī)的起飛重量不同，升力旋翼的直徑一般是控制旋翼直徑的2～4倍。升力旋翼和控制旋翼的旋轉(zhuǎn)軸相互平行。本發(fā)明提供的無人機(jī)由一對升力旋翼提供主升力，由多對的控制旋翼提供輔助升力和飛行器姿態(tài)控制力，用于保持飛行器的飛行姿態(tài)。在前進(jìn)、后退及轉(zhuǎn)向等運(yùn)動(dòng)時(shí)，通過調(diào)節(jié)控制旋翼的加、減速來改變飛行器的姿態(tài)。因此，混合旋翼無人機(jī)的控制算法類似于多旋翼，省去了直升機(jī)的配套控制結(jié)構(gòu)，從而大大簡化了結(jié)構(gòu)和控制算法，進(jìn)而提高了飛行器的穩(wěn)定性、載荷和操控性。

本發(fā)明是一種全新的具有垂直起降功能的混合動(dòng)力混合旋翼型無人機(jī)。其中混合動(dòng)力是指升力旋翼和控制旋翼的動(dòng)力由不同的動(dòng)力系統(tǒng)提供。例如，為了增加飛行器的續(xù)航能力和起飛重量，升力旋翼的動(dòng)力由汽油、柴油等燃油發(fā)動(dòng)機(jī)提供，一般來說，燃油發(fā)動(dòng)機(jī)比直流電機(jī)具有更大的功率，而燃油比現(xiàn)在的鋰電池具有更高的能量重量比，從而提供更好的動(dòng)力和續(xù)航?？刂菩淼膭?dòng)力由直流電機(jī)和鋰電池提供，具有穩(wěn)定、易于控制和調(diào)節(jié)等優(yōu)點(diǎn)。同時(shí)，鋰電池還提供發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火所需要的電源、機(jī)載控制系統(tǒng)所需的電源等。本發(fā)明是用汽油、柴油等燃油馬達(dá)，驅(qū)動(dòng)大型升力旋翼，實(shí)現(xiàn)飛行器飛行所需的主要?jiǎng)恿屠m(xù)航。采用鋰電池驅(qū)動(dòng)控制旋翼，維持飛行器的飛行姿態(tài)。因此，本發(fā)明綜合了多旋翼易于控制，直升機(jī)大載荷、長續(xù)航等優(yōu)點(diǎn)的新型飛行器。

本發(fā)明的飛行器具有一對或多對升力旋翼，及其周圍的多對控制旋翼，均勻分布在升力旋翼的周圍?？刂菩淼妮S平行于升力旋翼的軸。升力旋翼的一個(gè)采用順槳，另一個(gè)采用逆槳，飛行時(shí)升力旋翼對內(nèi)的兩個(gè)旋翼相互逆向旋轉(zhuǎn)，用以平衡升力旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的角動(dòng)量。升力旋翼旋轉(zhuǎn)提供飛行器的50％～90％的升力?？刂菩沓蓪ツ嫘纯刂菩韺Φ膬蓚€(gè)旋翼的旋轉(zhuǎn)的方向相反，抵消控制旋翼對旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的角動(dòng)量?？刂菩硖峁╋w行器姿態(tài)和穩(wěn)定性控制，同時(shí)根據(jù)各飛行器系統(tǒng)配置的不同，提供10～50％的升力。

在起飛階段，控制旋翼首先啟動(dòng)，直到系統(tǒng)設(shè)定的速度，提供飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定動(dòng)力同時(shí)提供輔助升力；然后升力旋翼逐步加速，提供飛行器的主升力，隨著升力旋翼的速度增加，飛行器從地面垂直升起，無需進(jìn)行滑跑或者借助彈射裝置。在空中懸浮與飛行階段，飛行器通過改變控制旋翼對的速度，控制飛行器的運(yùn)行速度和方向。升力旋翼的速度保持基本穩(wěn)定，提供飛行器的主升力，同時(shí)通過調(diào)節(jié)控制旋翼來實(shí)現(xiàn)飛行的姿態(tài)控制，以及飛行速度、飛行方向、懸停等飛行控制；在降落階段，控制旋翼對以一定的速度旋轉(zhuǎn)，提供飛行器的穩(wěn)定姿態(tài)動(dòng)力和輔助升力，同時(shí)升力旋翼逐步降低速度，飛行器隨著升力旋翼旋轉(zhuǎn)速度的降低，從空中垂直降落到地面，無需滑跑或者借助降落傘等設(shè)備。

本發(fā)明的混合旋翼飛行器在水平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)，升力旋翼的轉(zhuǎn)速基本不變，且升力旋翼中的旋翼固定于其旋轉(zhuǎn)軸上，不能調(diào)節(jié)其相對軸距和傾角。本發(fā)明的飛行器通過調(diào)節(jié)控制旋翼的加、減速來改變整個(gè)飛行器的姿態(tài)傾角，來實(shí)現(xiàn)其水平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)。本發(fā)明的飛行器在正常飛行和懸停時(shí)，升力旋翼的轉(zhuǎn)速基本不變，使得飛行器系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，升力旋翼及其驅(qū)動(dòng)馬達(dá)都工作在其效率最高的區(qū)間內(nèi)，有利于提高飛行器的載荷和能源的利用效率。而普通的多旋翼飛行器，不區(qū)分升力旋翼、控制旋翼，也不能使用混合能源，與本發(fā)明的飛行器有本質(zhì)的不同；普通的直升機(jī)通過調(diào)節(jié)旋翼的相對槳距和傾角來控制直升機(jī)的姿態(tài)和飛行速度、方向等，不區(qū)分升力旋翼和控制旋翼，也不使用混合能源，與本發(fā)明的混合旋翼混合能源飛行器有本質(zhì)的不同。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的如下技術(shù)方案：

(1)一種混合動(dòng)力無人機(jī)，包括升力旋翼、控制旋翼、載荷框和機(jī)架，所述升力旋翼、控制旋翼和載荷框均安裝在機(jī)架上，所述升力旋翼成對對稱布置，所述無人機(jī)至少包括兩個(gè)升力旋翼；所述升力旋翼設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)，所述升力旋翼的旋翼面垂直于無人機(jī)中心軸線；所述升力旋翼由燃油馬達(dá)驅(qū)動(dòng)，所述控制旋翼由電機(jī)驅(qū)動(dòng)。

(2)根據(jù)(1)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，燃油馬達(dá)和電機(jī)分別直接驅(qū)動(dòng)升力旋翼和控制旋翼；所述燃油馬達(dá)的數(shù)量與升力旋翼的數(shù)量相同，所述電機(jī)的數(shù)量與控制旋翼的數(shù)量相同。

(3)根據(jù)(1)或(2)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述燃油馬達(dá)經(jīng)變速箱內(nèi)齒輪的轉(zhuǎn)換，通過皮帶和皮帶輪帶動(dòng)左右兩側(cè)升力旋翼逆向旋轉(zhuǎn)。

(4)根據(jù)(1)-(3)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述燃油馬達(dá)為兩個(gè)，各自驅(qū)動(dòng)同側(cè)的升力旋翼旋轉(zhuǎn)。

(5)根據(jù)(1)-(4)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述燃油馬達(dá)為兩個(gè)，所述兩個(gè)燃油馬達(dá)共同驅(qū)動(dòng)一個(gè)齒輪裝置，再通過一對參數(shù)完全相同的齒輪將發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力傳遞到一對皮帶輪上，再由皮帶輪來帶動(dòng)兩側(cè)的升力旋翼。

(6)根據(jù)(1)-(5)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述燃油馬達(dá)為一個(gè)，所述燃油馬達(dá)通過一對參數(shù)完全相同的齒輪將發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力傳遞到一對皮帶輪上，再由皮帶輪來帶動(dòng)兩側(cè)的升力旋翼。

(7)根據(jù)(1)-(6)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述燃油馬達(dá)為汽油或柴油發(fā)動(dòng)機(jī)、航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)、乙醇發(fā)動(dòng)機(jī)或者燃?xì)獍l(fā)動(dòng)機(jī)；所述電機(jī)由電池組供電，所述電池組安裝在機(jī)架上。

(8)根據(jù)(1)-(7)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述升力旋翼數(shù)量為四個(gè)組成兩對，每對包括兩個(gè)升力旋翼1上下對稱布置，每對升力旋翼1設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)。

(9)根據(jù)(1)-(8)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述升力旋翼為大槳，所述控制旋翼為小槳；所述大槳的直徑大于小槳的直徑。

(10)根據(jù)(1)-(9)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述的控制旋翼的直徑為升力旋翼直徑的1/2-1/4。

(11)根據(jù)(1)-(10)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，控制旋翼采用直徑為12.0*4.5吋的碳纖維二葉槳，則相應(yīng)的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二葉槳。

(12)根據(jù)(1)-(11)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述燃油馬達(dá)的油箱內(nèi)安裝有蜂窩狀薄壁多孔結(jié)構(gòu)，用于消除油在油箱內(nèi)的晃動(dòng)所引起的無人機(jī)控制問題。

(13)根據(jù)(1)-(12)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述控制旋翼的旋翼面平行于升力旋翼的旋翼面。

(14)根據(jù)(1)-(13)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述控制旋翼成對對稱布置，所述無人機(jī)至少包括兩對控制旋翼，沿?zé)o人機(jī)中心軸線對稱分布，處于同一高度平面。

(15)根據(jù)(1)-(14)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述控制旋翼的個(gè)數(shù)為四個(gè)或六個(gè)或八個(gè)。

(16)根據(jù)(1)-(15)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述控制旋翼和機(jī)架之間的連接方式為可伸縮的連接。

(17)根據(jù)(1)-(16)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述機(jī)架包括控制旋翼支架和主機(jī)架，所述控制旋翼支架和主機(jī)架之間的連接方式為可折疊的連接，所述控制旋翼支架的支桿可折疊入主機(jī)架中。

(18)根據(jù)(1)-(17)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述載荷框和機(jī)架之間的連接為多種角度活動(dòng)的關(guān)節(jié)連接。

(19)根據(jù)(1)-(18)任一項(xiàng)所述的混合動(dòng)力無人機(jī)，所述的燃油馬達(dá)通過一個(gè)懸掛機(jī)構(gòu)和隔震墊安裝在機(jī)架上。

本發(fā)明提供的混合旋翼、混合動(dòng)力無人機(jī)，采用將升力旋翼和控制旋翼分別提供能源的方法，提高多旋翼無人機(jī)的載荷和續(xù)航時(shí)間。本發(fā)明采用的混合旋翼方案，其中升力旋翼的直徑較大，旋轉(zhuǎn)速度相對穩(wěn)定，可以使用燃油馬達(dá)驅(qū)動(dòng)，從而獲得更高的載荷和續(xù)航時(shí)間。而控制旋翼依然采用傳統(tǒng)的電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)，電子調(diào)速器調(diào)速的方法，實(shí)現(xiàn)飛行器飛行姿態(tài)的控制，同時(shí)提供約10～50％的升力。本發(fā)明提供的混合旋翼、混合動(dòng)力無人機(jī)的特點(diǎn)是升降及空中懸浮所需要的升力主要由升力旋翼提供，而轉(zhuǎn)向、前進(jìn)等飛行器姿態(tài)控制功能由多對控制旋翼實(shí)現(xiàn)。本發(fā)明和現(xiàn)有技術(shù)的根本區(qū)別：一是無人機(jī)的升力和控制由不同的旋翼來實(shí)現(xiàn)，二是升力旋翼在無人機(jī)正常飛行時(shí)，轉(zhuǎn)速基本不變，使得升力旋翼及其驅(qū)動(dòng)的燃油馬達(dá)都工作在其效率最高的區(qū)間內(nèi)?，F(xiàn)有的技術(shù)中，無論是多旋翼無人機(jī)還是直升機(jī)，其升力和控制都是由相同的旋翼來實(shí)現(xiàn)的，因此，其旋翼也處在不停的變速中，難以工作在其最佳效率范圍內(nèi)。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說明。

圖1為雙燃油馬達(dá)直驅(qū)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的俯視圖；

圖2為雙燃油馬達(dá)直驅(qū)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的前視圖；

圖3為雙燃油馬達(dá)直驅(qū)的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的側(cè)視圖；

圖4為雙燃油馬達(dá)直驅(qū)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的機(jī)架結(jié)構(gòu)俯視圖；

圖5為雙燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的俯視圖；

圖6為雙燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的前視圖；

圖7為雙燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的機(jī)架結(jié)構(gòu)俯視圖；

圖8為單燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的俯視圖；

圖9為單燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的前視圖；

圖10為單燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的側(cè)視圖；

圖11為單燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的機(jī)架結(jié)構(gòu)俯視圖；

圖12為雙燃油馬達(dá)共同皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的俯視圖；

圖13為雙燃油馬達(dá)共同皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的前視圖；

圖14為雙燃油馬達(dá)共同皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的側(cè)視圖；

圖15為雙燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)四槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的俯視圖；

圖16為單燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)四槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的前視圖；

圖17為雙燃油馬達(dá)共同皮帶輪驅(qū)動(dòng)四槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的前視圖。

圖中，1為升力旋翼，2為控制旋翼，3為載荷框，4為機(jī)架，4-1為主機(jī)架，4-2為控制旋翼支架，5為燃油馬達(dá)，6為電動(dòng)機(jī)，7為電池組，8為燃油馬達(dá)懸掛機(jī)構(gòu)和隔震墊，9為皮帶輪傳動(dòng)裝置。

具體實(shí)施方式

實(shí)施例1：雙燃油馬達(dá)直驅(qū)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合六旋翼無人機(jī)

如圖1、2、3、4所示，一種混合動(dòng)力、混合六旋翼無人機(jī)，包括對稱設(shè)置的兩個(gè)升力旋翼1、四個(gè)控制旋翼2、載荷框3和機(jī)架4，所述升力旋翼1、控制旋翼2和載荷框3均安裝在機(jī)架4上。所述升力旋翼1設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于無人機(jī)中心軸線；所述升力旋翼1由燃油馬達(dá)5驅(qū)動(dòng)；所述的升力旋翼1直接安裝在燃油馬達(dá)5上。所述控制旋翼2，由四個(gè)參數(shù)完全相同的電動(dòng)機(jī)6驅(qū)動(dòng)。所述的電動(dòng)機(jī)6由電池組7供電。所述燃油馬達(dá)5的油箱內(nèi)安裝有蜂窩狀薄壁多孔結(jié)構(gòu)，用于消除油在油箱內(nèi)的晃動(dòng)所引起的無人機(jī)控制問題。

所述混合動(dòng)力無人機(jī)有一對參數(shù)完全相同、逆向旋轉(zhuǎn)的燃油馬達(dá)5，驅(qū)動(dòng)升力旋翼1旋轉(zhuǎn)。所述的燃油馬達(dá)通過一個(gè)懸掛機(jī)構(gòu)和隔震墊8安裝在機(jī)架上。所述的燃油馬達(dá)一個(gè)是正向旋轉(zhuǎn)，另一個(gè)通過調(diào)整點(diǎn)火裝置的位置和電啟動(dòng)裝置的旋轉(zhuǎn)方向而使得該發(fā)動(dòng)機(jī)逆向旋轉(zhuǎn)。所述燃油馬達(dá)5為汽油或柴油發(fā)動(dòng)機(jī)、航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)、乙醇發(fā)動(dòng)機(jī)或者燃?xì)獍l(fā)動(dòng)機(jī)；所述電機(jī)由電池組供電，所述電池組9安裝在機(jī)架上。

所述的升力旋翼1，對稱布置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)；升力旋翼1旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的推力，提供整個(gè)垂直起降載重型旋翼飛行器的升力，所述的升力旋翼的直徑為控制旋翼直徑的2-4倍。例如，在一種設(shè)計(jì)中，控制旋翼采用直徑為12.0*4.5吋的碳纖維二葉槳，則相應(yīng)的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二葉槳，具體可以根據(jù)所采用的燃油發(fā)動(dòng)機(jī)的功率大小和槳的效率，經(jīng)過試驗(yàn)而定。

所述的控制旋翼2，對稱布置于無人機(jī)的周圍；本實(shí)施例中，升力旋翼為4個(gè)，實(shí)際系統(tǒng)中升力旋翼可以為6個(gè)或8個(gè)，根據(jù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求而定。控制旋翼2旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的推力，提供整個(gè)垂直起降載重型旋翼飛行器的部分升力，同時(shí)通過對多個(gè)控制旋翼的速度的調(diào)整，來控制飛行器的姿態(tài)、飛行速度等。所述的控制旋翼的直徑為升力旋翼直徑的1/2-1/4。例如，在一種設(shè)計(jì)中，控制旋翼采用直徑為12.0*4.5吋的碳纖維二葉槳，則相應(yīng)的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二葉槳，具體可以根據(jù)所采用的旋翼的數(shù)量、電動(dòng)機(jī)的功率大小和槳的效率等，經(jīng)過綜合試驗(yàn)而定。

在一種設(shè)計(jì)中，所述機(jī)架4中控制旋翼支架4-2和主機(jī)架4-1之間的連接方式為可折疊的連接。在無人機(jī)運(yùn)輸時(shí)，控制旋翼支架4-2的支桿折疊入主機(jī)架4-1，以方便運(yùn)輸。所述載荷3和機(jī)架4之間的連接為多種角度活動(dòng)的關(guān)節(jié)連接。實(shí)現(xiàn)改變無人機(jī)姿態(tài)改變時(shí)，載荷框不隨之改變，依然保持和地面垂直的狀態(tài)。

混合動(dòng)力無人機(jī)具體控制方法如下：

(1)垂直運(yùn)動(dòng)：垂直運(yùn)動(dòng)時(shí)先啟動(dòng)控制旋翼，等穩(wěn)定后，逐步增加升力旋翼的轉(zhuǎn)速，從而增大總拉力，當(dāng)總拉力足以克服整機(jī)的重量時(shí)，混合動(dòng)力無人機(jī)便離地垂直上升；反之，降低升力旋翼到轉(zhuǎn)速，混合動(dòng)力無人機(jī)則垂直下降，直至平衡落地，實(shí)現(xiàn)了垂直運(yùn)動(dòng)。

(2)水平運(yùn)動(dòng)：兩對控制旋翼差速旋轉(zhuǎn)，則產(chǎn)生調(diào)整混合動(dòng)力無人機(jī)姿態(tài)的推力，從而使得混合動(dòng)力無人機(jī)向某一方向傾斜?；旌蟿?dòng)力無人機(jī)在升力旋翼和控制旋翼合力推動(dòng)下，混合動(dòng)力無人機(jī)向該方向運(yùn)動(dòng)。

(3)傾斜運(yùn)動(dòng)：若需要混合動(dòng)力無人機(jī)實(shí)現(xiàn)傾斜上升或傾斜下降的動(dòng)作，則將垂直運(yùn)動(dòng)與水平運(yùn)動(dòng)的控制方式相疊加，使混合動(dòng)力無人機(jī)獲得傾斜方向的動(dòng)力，混合動(dòng)力無人機(jī)將實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)傾斜運(yùn)動(dòng)。

傳統(tǒng)的固定翼結(jié)構(gòu)無人機(jī)，使用水平方向推進(jìn)力(螺旋槳、渦扇、渦噴等發(fā)動(dòng)機(jī))使得飛機(jī)產(chǎn)生一個(gè)水平向前的速度，進(jìn)而機(jī)翼產(chǎn)生浮力使飛機(jī)升空，通過控制機(jī)翼和尾翼上的控制面的運(yùn)動(dòng)來控制飛機(jī)姿態(tài)，與本發(fā)明混合動(dòng)力無人機(jī)的飛行原理完全不同。

傳統(tǒng)的單旋翼結(jié)構(gòu)無人機(jī)(直升機(jī))，一般使用一個(gè)或者一對大槳產(chǎn)生升力，同時(shí)通過鉸鏈結(jié)構(gòu)改變槳的傾角來控制飛行姿態(tài)，使用尾翼上的小螺旋槳來平衡姿態(tài)，與本發(fā)明混合動(dòng)力無人機(jī)的飛行原理完全不同。

傳統(tǒng)的多旋翼無人機(jī)具有多對相同的旋翼，同時(shí)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力和飛行器姿態(tài)控制力。相同的多對旋翼均勻、對稱、分布在無人機(jī)機(jī)架的周圍。因此，傳統(tǒng)的多旋翼無人機(jī)不區(qū)分升力旋翼和控制旋翼，和本發(fā)明飛行器的飛行原理有本質(zhì)的不同。

實(shí)施例2：雙燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合六旋翼無人機(jī)

本實(shí)施例與實(shí)施例1的區(qū)別僅在于，燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼，如圖5、6、7所示，一種混合動(dòng)力、混合六旋翼無人機(jī)，包括兩個(gè)升力旋翼1、四個(gè)控制旋翼2、載荷框3和機(jī)架4，所述升力旋翼1、控制旋翼2和載荷框3均安裝在機(jī)架4上。所述升力旋翼1設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于無人機(jī)中心軸線；所述升力旋翼1由燃油馬達(dá)5驅(qū)動(dòng)；所述的控制旋翼2，安裝在四個(gè)參數(shù)完全相同的電動(dòng)機(jī)6上，由所述的電動(dòng)機(jī)6驅(qū)動(dòng)。所述的電動(dòng)機(jī)6由電池組7供電。所述燃油馬達(dá)5的油箱內(nèi)安裝有蜂窩狀薄壁多孔結(jié)構(gòu)，用于消除油在油箱內(nèi)的晃動(dòng)所引起的無人機(jī)控制問題。

所述混合動(dòng)力無人機(jī)有一對參數(shù)完全相同，逆向旋轉(zhuǎn)的燃油馬達(dá)5，為了降低發(fā)動(dòng)機(jī)震動(dòng)對升力旋翼的影響，并同時(shí)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和升力旋翼轉(zhuǎn)速之間的轉(zhuǎn)速比，使得兩者都工作在其最高效率的區(qū)域，所述的發(fā)動(dòng)機(jī)通過皮帶輪及皮帶驅(qū)動(dòng)升力旋翼1旋轉(zhuǎn)。所述的燃油馬達(dá)通過一個(gè)懸掛機(jī)構(gòu)和隔震墊8安裝在機(jī)架上。所述的燃油馬達(dá)一個(gè)是正向旋轉(zhuǎn)，另一個(gè)通過調(diào)整點(diǎn)火裝置的位置和電啟動(dòng)裝置的旋轉(zhuǎn)方向而使得該發(fā)動(dòng)機(jī)逆向旋轉(zhuǎn)。所述燃油馬達(dá)5為汽油或柴油發(fā)動(dòng)機(jī)、航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)、乙醇發(fā)動(dòng)機(jī)或者燃?xì)獍l(fā)動(dòng)機(jī)；所述電機(jī)由電池組供電，所述電池組9安裝在機(jī)架上。

所述的升力旋翼1，對稱布置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)；升力旋翼1旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的推力，提供整個(gè)垂直起降載重型旋翼飛行器的升力，所述的升力旋翼的直徑為控制旋翼直徑的2-4倍。例如，在一種設(shè)計(jì)中，控制旋翼采用直徑為12.0*4.5吋的碳纖維二葉槳，則相應(yīng)的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二葉槳，具體可以根據(jù)所采用的燃油發(fā)動(dòng)機(jī)的功率大小和槳的效率，經(jīng)過試驗(yàn)而定。

實(shí)施例3：單燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合六旋翼無人機(jī)

本實(shí)施例與實(shí)施例2的區(qū)別僅在于，由雙燃油馬達(dá)驅(qū)動(dòng)變?yōu)閱稳加婉R達(dá)驅(qū)動(dòng)。如圖8、9、10、11所示，一種混合動(dòng)力、混合六旋翼無人機(jī)，包括兩個(gè)升力旋翼1、四個(gè)控制旋翼2、載荷框3和機(jī)架4，所述升力旋翼1、控制旋翼2和載荷框3均安裝在機(jī)架4上。所述升力旋翼1設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于無人機(jī)中心軸線；所述升力旋翼1由燃油馬達(dá)5驅(qū)動(dòng)；所述的控制旋翼2，安裝在四個(gè)參數(shù)完全相同的電動(dòng)機(jī)6上，由所述的電動(dòng)機(jī)6驅(qū)動(dòng)。所述的電動(dòng)機(jī)6由電池組7供電。所述燃油馬達(dá)5的油箱內(nèi)安裝有蜂窩狀薄壁多孔結(jié)構(gòu)，用于消除油在油箱內(nèi)的晃動(dòng)所引起的無人機(jī)控制問題。

所述混合動(dòng)力無人機(jī)有一個(gè)燃油馬達(dá)5。由于兩個(gè)燃油馬達(dá)之間難以完全達(dá)到相同的轉(zhuǎn)速及相同的轉(zhuǎn)速變化率，從而造成一對升力旋翼產(chǎn)生不同的升力。而升力旋翼的轉(zhuǎn)速不同所造成的升力差需要由控制旋翼的升力來補(bǔ)償，增加了系統(tǒng)的不穩(wěn)定性，同時(shí)增加了系統(tǒng)電源的消耗。本實(shí)施例采用單燃油馬達(dá)通過一對參數(shù)完全相同的齒輪將發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力傳遞到一對皮帶輪上，再由皮帶輪來帶動(dòng)一對升力旋翼的設(shè)計(jì)，徹底消除了兩個(gè)升力旋翼之間的速度差，提高了系統(tǒng)的穩(wěn)定性。因此，由一個(gè)燃油馬達(dá)驅(qū)動(dòng)兩個(gè)升力旋翼，是相對比較簡單，容易實(shí)現(xiàn)的方法。同時(shí)，兩個(gè)小功率的燃油發(fā)動(dòng)機(jī)改成了一個(gè)大功率的燃油發(fā)動(dòng)機(jī)，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的效率并降低了系統(tǒng)的重量，有利于系統(tǒng)提高載荷和續(xù)航時(shí)間。為了降低發(fā)動(dòng)機(jī)震動(dòng)對升力旋翼的影響，并同時(shí)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和升力旋翼轉(zhuǎn)速之間的轉(zhuǎn)速比，使得兩者都工作在其最高效率的區(qū)域，所述的發(fā)動(dòng)機(jī)首先通過一對相同大小的齒輪10調(diào)整轉(zhuǎn)速方向，再通過皮帶輪及皮帶9驅(qū)動(dòng)升力旋翼1旋轉(zhuǎn)；發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼之間的轉(zhuǎn)速比由發(fā)動(dòng)機(jī)軸上和旋翼軸上的一對皮帶輪的大小來實(shí)現(xiàn)。所述的燃油馬達(dá)5通過一個(gè)懸掛機(jī)構(gòu)和隔震墊8安裝在機(jī)架4上。所述燃油馬達(dá)5為汽油或柴油發(fā)動(dòng)機(jī)、航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)、乙醇發(fā)動(dòng)機(jī)或者燃?xì)獍l(fā)動(dòng)機(jī)；所述電機(jī)由電池組供電，所述電池組9安裝在機(jī)架上。

實(shí)施例4：雙燃油馬達(dá)共同皮帶輪驅(qū)動(dòng)雙槳旋翼的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)

本實(shí)施例與實(shí)施例3的區(qū)別僅在于，由單燃油馬達(dá)變?yōu)殡p燃油馬達(dá)，且雙燃油馬達(dá)通過共同皮帶輪驅(qū)動(dòng)升力旋翼，如圖12、13、14所示，一種混合動(dòng)力、混合六旋翼無人機(jī)，包括兩個(gè)升力旋翼1、四個(gè)控制旋翼2、載荷框3和機(jī)架4，所述升力旋翼1、控制旋翼2和載荷框3均安裝在機(jī)架4上。所述升力旋翼1設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于無人機(jī)中心軸線；所述升力旋翼1由燃油馬達(dá)5驅(qū)動(dòng)；所述的控制旋翼2，安裝在四個(gè)參數(shù)完全相同的電動(dòng)機(jī)6上，由所述的電動(dòng)機(jī)6驅(qū)動(dòng)。所述的電動(dòng)機(jī)6由電池組7供電。所述燃油馬達(dá)5的油箱內(nèi)安裝有蜂窩狀薄壁多孔結(jié)構(gòu)，用于消除油在油箱內(nèi)的晃動(dòng)所引起的無人機(jī)控制問題。

所述混合動(dòng)力無人機(jī)有二個(gè)燃油馬達(dá)5。由兩個(gè)燃油馬達(dá)驅(qū)動(dòng)兩個(gè)升力旋翼，是比較直觀、簡單，容易實(shí)現(xiàn)的方法。但由于兩個(gè)燃油馬達(dá)之間難以完全達(dá)到相同的轉(zhuǎn)速，及相同的轉(zhuǎn)速變化。而升力旋翼的轉(zhuǎn)速不同所造成的升力差需要由控制旋翼的升力來補(bǔ)償，增加了系統(tǒng)的不穩(wěn)定性，同時(shí)增加了系統(tǒng)電源的消耗。本實(shí)施例采用雙燃油馬達(dá)共同驅(qū)動(dòng)一個(gè)齒輪裝置，再通過一對參數(shù)完全相同的齒輪將發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力傳遞到一對皮帶輪上，再由皮帶輪來帶動(dòng)一對升力旋翼的設(shè)計(jì)，徹底消除了兩個(gè)升力旋翼之間的速度差，提高了系統(tǒng)的穩(wěn)定性。同時(shí)，兩個(gè)小功率的燃油發(fā)動(dòng)機(jī)組成了一個(gè)大功率的燃油發(fā)動(dòng)機(jī)，有利于系統(tǒng)提高載荷和續(xù)航時(shí)間。為了降低發(fā)動(dòng)機(jī)震動(dòng)對升力旋翼的影響，并同時(shí)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和升力旋翼轉(zhuǎn)速之間的轉(zhuǎn)速比，使得兩者都工作在其最高效率的區(qū)域，所述的發(fā)動(dòng)機(jī)首先通過一對相同大小的齒輪10調(diào)整轉(zhuǎn)速方向，再通過皮帶輪及皮帶9驅(qū)動(dòng)升力旋翼1旋轉(zhuǎn)；發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼之間的轉(zhuǎn)速比由發(fā)動(dòng)機(jī)軸上和旋翼軸上的一對皮帶輪的大小來實(shí)現(xiàn)。所述的燃油馬達(dá)5通過一個(gè)懸掛機(jī)構(gòu)和隔震墊8安裝在機(jī)架4上。所述燃油馬達(dá)5為汽油或柴油發(fā)動(dòng)機(jī)、航空煤油發(fā)動(dòng)機(jī)、乙醇發(fā)動(dòng)機(jī)或者燃?xì)獍l(fā)動(dòng)機(jī)；所述電機(jī)由電池組供電，所述電池組9安裝在機(jī)架上。

實(shí)施例5：雙燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)四槳旋翼的混合動(dòng)力混合八旋翼無人機(jī)

本實(shí)施例與實(shí)施例2的區(qū)別在于增加兩個(gè)升力旋翼1，以增加無人機(jī)系統(tǒng)的升力。如圖15所示，所述的控制旋翼2，對稱布置于無人機(jī)的周圍；本實(shí)施例中，升力旋翼1為四個(gè)組成兩對，每對包括兩個(gè)升力旋翼1上下對稱布置，每對升力旋翼1設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于無人機(jī)中心軸線。實(shí)際系統(tǒng)中升力旋翼可以拓展為六個(gè)或八個(gè)，根據(jù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求而定?？刂菩?旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的推力，提供整個(gè)垂直起降載重型旋翼飛行器的部分升力，同時(shí)通過對多個(gè)控制旋翼的速度的調(diào)整，來控制飛行器的姿態(tài)、飛行速度等。所述的控制旋翼的直徑為升力旋翼直徑的1/2-1/4。例如，在一種設(shè)計(jì)中，控制旋翼采用直徑為12.0*4.5吋的碳纖維二葉槳，則相應(yīng)的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二葉槳，具體可以根據(jù)所采用的旋翼的數(shù)量、電動(dòng)機(jī)的功率大小和槳的效率等，經(jīng)過綜合試驗(yàn)而定。

實(shí)施例6：單燃油馬達(dá)通過皮帶輪驅(qū)動(dòng)四槳旋翼的混合動(dòng)力混合八旋翼無人機(jī)

本實(shí)施例與實(shí)施例3的區(qū)別在于增加兩個(gè)升力旋翼1，以增加無人機(jī)系統(tǒng)的升力。如圖16所示，所述的控制旋翼2，對稱布置于無人機(jī)的周圍；本實(shí)施例中，升力旋翼1為四個(gè)組成兩對，每對包括兩個(gè)升力旋翼1上下對稱布置，每對升力旋翼1設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于無人機(jī)中心軸線。實(shí)際系統(tǒng)中升力旋翼可以拓展為六個(gè)或八個(gè)，根據(jù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求而定?？刂菩?旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的推力，提供整個(gè)垂直起降載重型旋翼飛行器的部分升力，同時(shí)通過對多個(gè)控制旋翼的速度的調(diào)整，來控制飛行器的姿態(tài)、飛行速度等。所述的控制旋翼的直徑為升力旋翼直徑的1/2-1/4。例如，在一種設(shè)計(jì)中，控制旋翼采用直徑為12.0*4.5吋的碳纖維二葉槳，則相應(yīng)的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二葉槳，具體可以根據(jù)所采用的旋翼的數(shù)量、電動(dòng)機(jī)的功率大小和槳的效率等，經(jīng)過綜合試驗(yàn)而定。

實(shí)施例7：雙燃油馬達(dá)共同皮帶輪驅(qū)動(dòng)四槳旋翼的混合動(dòng)力八旋翼無人機(jī)

本實(shí)施例與實(shí)施例4的區(qū)別在于增加兩個(gè)升力旋翼1，以增加無人機(jī)系統(tǒng)的升力。如圖17所示，所述的控制旋翼2，對稱布置于無人機(jī)的周圍；本實(shí)施例中，升力旋翼1為四個(gè)組成兩對，每對包括兩個(gè)升力旋翼1上下對稱布置，每對升力旋翼1設(shè)置于無人機(jī)中心軸線的兩側(cè)，所述升力旋翼1的旋翼面垂直于無人機(jī)中心軸線。實(shí)際系統(tǒng)中升力旋翼可以拓展為六個(gè)或八個(gè)，根據(jù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求而定?？刂菩?旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的推力，提供整個(gè)垂直起降載重型旋翼飛行器的部分升力，同時(shí)通過對多個(gè)控制旋翼的速度的調(diào)整，來控制飛行器的姿態(tài)、飛行速度等。所述的控制旋翼的直徑為升力旋翼直徑的1/2-1/4。例如，在一種設(shè)計(jì)中，控制旋翼采用直徑為12.0*4.5吋的碳纖維二葉槳，則相應(yīng)的升力旋翼一般采用26*9-40*10吋的二葉槳，具體可以根據(jù)所采用的旋翼的數(shù)量、電動(dòng)機(jī)的功率大小和槳的效率等，經(jīng)過綜合試驗(yàn)而定。

上述實(shí)施例并非具體實(shí)施方式的窮舉，還可有其他的實(shí)施例，如將實(shí)施例中提到的二葉槳改為三葉或四葉槳，可以在相同功率和載荷下縮小本發(fā)明的混合動(dòng)力混合旋翼無人機(jī)的尺寸；又如將上述實(shí)施例中提到的皮帶和皮帶輪的組合改為鏈條和齒輪的組合，可以提高系統(tǒng)中燃油馬達(dá)的功率。因此，上述實(shí)施例目的在于說明本發(fā)明，而非限制本發(fā)明的保護(hù)范圍，所有由本發(fā)明簡單變化而來的應(yīng)用均落在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。