一种小型航空飞行器混合动力装置的制作方法

1.本发明涉及一种小型航空动力装置。本发明尤其涉及一种采用重油活塞发动机的小型航空用混合动力装置。属于动力机械技术领域。


背景技术：

2.随着我国低空通航领域的逐步开放，无人飞行器的应用领域随之更加广泛，与此同时现有小型航空用动力装置所暴露的问题也不容忽视。以电机为基础的小型航空装置虽然具有清洁、小巧、响应迅速等特点，但由于电池
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电机系统能量密度过低，导致其续航里程能力较差；尤其在飞行系统要求额外的任务载荷（航拍、导航等）时，纯电动的动力解决方案更加难以应对；以传统发动机为基础的小型航空装置虽然极大地解决了续航问题，但仍存在系列问题需要解决。一方面，由于飞行器的起飞、爬升等机动阶段的需要，发动机必然工作在急加速、高功率输出的工况下，此时发动机响应较慢、油耗急剧上升、机械损耗增加；另一方面，由于功重比的限制，小型发动机一般不具备起动机，一旦出现空中停车，飞行器难以安全着陆，可靠性降低；此外，由于汽油易燃易爆的特点，传统汽油机在飞行器上的应用进一步降低了飞行安全性。
3.因此，需要开发一种安全可靠的无人飞行器用小型航空混合动力装置。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提出一种基于活塞发动机的小型航空混合动力装置，以获得较好的飞行续航能力和较高的飞行安全可靠性。。
5.为解决上述问题，本发明提供了一种小型航空飞行器混合动力装置，其特征在于，包括：燃油动力系统，其设有活塞发动机以及用于所述活塞发动机供油的油箱；电力系统，其设有发电机、电池组以及电机，所述发电机由所述活塞发动机带动产生交流电，并通过整流器转换为直流电后对所述电池组进行充电，所述电池组为电机供电，所述电机驱动螺旋桨旋转；混合动力管理系统，能够监测活塞发动机、电机工作状态，并控制所述活塞发动机和电机的工作。
6.作为本发明的进一步改进，所述混合动力管理系统包括：活塞发动机参数检测模块，用于检测所述活塞发动机的发动机参数，所述发动机参数包括下列参数中的一种或者多种：缸头温度、进气温度、进气压力、转速、油门位置；活塞发动机参数控制模块，根据所述电机负载、电池组信息计算重油活塞发动机目标转速，并控制油门执行器输出以获得目标转速；电机参数检测模块，用于检测所述电机的电机参数，所述电机参数包括以下参数中的一种或者多种：转速、过流检测、欠电检测；电机参数控制模块，其根据飞行器动力需求计算出电机的目标转速，控制所述电
机输出以获得目标转速。
7.作为本发明的进一步改进，所述在于，所述螺旋桨为拉桨，所述螺旋桨、电机、活塞发动机布置在飞行器机头位置，所述电机的输出轴连接在螺旋桨上，并通过桨罩安装在机身；所述活塞发动机安装在设置在机身上的机匣内，所述机匣具有机匣入口和机匣出口；所述活塞发动机的进气管位于机匣入口一侧，所述发电机与活塞发动机同轴安装，并位于机匣出口一侧，所述活塞发动机的排气管的排气方向与飞行方向相反，所述活塞发动机的缸头散热片方向与所述机匣内的空气来流方向一致。
8.作为本发明的进一步改进，所述螺旋桨为推桨，所述螺旋桨、电机、活塞发动机布置在飞行器机尾位置，所述电机的输出轴连接在螺旋桨上，并通过桨罩安装在机身上；所述活塞发动机设置在机身上的机匣内，所述机匣具有机匣入口和机匣出口；所述活塞发动机的进气管位于机匣入口一侧，所述发电机与活塞发动机同轴安装，并位于机匣出口一侧，所述活塞发动机的排气管的排气方向与飞行方向相反，所述活塞发动机的缸头散热片方向与所述机匣内的空气来流方向一致。
9.作为本发明的进一步改进，所述电机为无刷电机。
10.作为本发明的进一步改进，所述活塞发动机为重油发动机。
11.作为本发明的进一步改进，所述机匣内壁为流线型。
12.本发明的有益效果在于：（1）本发明通过活塞发动机驱动发电机产生电能，由电机驱动螺旋桨工作，发动机长期工作在经济工况附近，使得燃油消耗率保持在较低水平，能够有效地提高现有小型无人飞行器的续航能力和额外的任务载荷能力。
13.（2）本技术中采用的活塞发动机仅用于发电，因而负载变化较小，不易发生空中停车；同时，由于负载变化小，发动机磨损降低，零部件寿命长，提高了整机的可靠性；即使偶然出现空中停车故障，飞行器仍可以通过电机反拖发动机启动，即使发动机重新点火不成，也能利用电池组中储存的电能，由电机驱动安全着陆。
附图说明
14.图1是本发明各模块之间的连接示意图；图2是本发明中，螺旋桨为拉桨的结构示意图；图3是本发明中，螺旋桨为推桨的结构示意图。
15.图中：101
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混合动力管理系统；102
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活塞发动机；103
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整流器；104
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油箱；105
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电池组；106
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螺旋桨；107
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电机；108
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发电机；201
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桨罩201；204
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机匣入口；205
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机匣；206
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进气管；208
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排气管；210
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机匣出口。
具体实施方式
16.下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。
17.如图1
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3所示，本发明公开了一种小型航空飞行器混合动力装置，其特征在于，包括：燃油动力系统，其设有活塞发动机102以及用于所述活塞发动机102供油的油箱104；
电力系统，其设有发电机108、电池组105以及电机107，所述发电机108由所述活塞发动机102带动产生交流电，并通过整流器103转换为直流电后对所述电池组105进行充电，所述电池组105为电机107供电，所述电机107驱动螺旋桨106旋转；混合动力管理系统101，能够监测活塞发动机102、电机107工作状态，并控制所述活塞发动机102和电机107的工作。
18.作为本发明的进一步改进，所述混合动力管理系统101包括：活塞发动机102参数检测模块，用于检测所述活塞发动机102的发动机参数，所述发动机参数包括下列参数中的一种或者多种：缸头温度、进气温度、进气压力、转速、油门位置；活塞发动机102参数控制模块，根据所述电机107负载、电池组105信息计算重油活塞发动机102目标转速，并控制油门执行器输出以获得目标转速；电机107参数检测模块，用于检测所述电机107的电机107参数，所述电机107参数包括以下参数中的一种或者多种：转速、过流检测、欠电检测；电机107参数控制模块，其根据飞行器动力需求计算出电机107的目标转速，控制所述电机107输出以获得目标转速。
19.作为本发明的进一步改进，所述在于，所述螺旋桨106为拉桨，所述螺旋桨106、电机107、活塞发动机102布置在飞行器机头位置，所述电机107的输出轴连接在螺旋桨106上，并通过桨罩201安装在机身；所述活塞发动机102安装在设置在机身上的机匣205内，所述机匣205具有机匣入口204和机匣出口210；所述活塞发动机102的进气管206位于机匣入口204一侧，所述发电机108与活塞发动机102同轴安装，并位于机匣出口210一侧，所述活塞发动机102的排气管208的排气方向与飞行方向相反，所述活塞发动机102的缸头散热片方向与所述机匣205内的空气来流方向一致。
20.作为本发明的进一步改进，所述螺旋桨106为推桨，所述螺旋桨106、电机107、活塞发动机102布置在飞行器机尾位置，所述电机107的输出轴连接在螺旋桨106上，并通过桨罩201安装在机身上；所述活塞发动机102设置在机身上的机匣205内，所述机匣205具有机匣入口204和机匣出口210；所述活塞发动机102的进气管206位于机匣入口204一侧，所述发电机108与活塞发动机102同轴安装，并位于机匣出口210一侧，所述活塞发动机102的排气管208的排气方向与飞行方向相反，所述活塞发动机102的缸头散热片方向与所述机匣205内的空气来流方向一致。
21.作为本发明的进一步改进，所述电机107为无刷电机107。
22.作为本发明的进一步改进，所述活塞发动机102为重油发动机。
23.作为本发明的进一步改进，所述机匣205内壁为流线型。
24.本发明基于活塞发动机102的小型航空混合动力装置，其结构组成如图1所示，通过油箱104为活塞发动机102提供重质燃料（柴油、煤油等），活塞发动机102工作带动发电机108产生交流电，并通过整流器103为电池组105充电，电池组105为锂电池，电池组105为电机107供电，电机107驱动螺旋桨106转动为飞机提供动力，混合动力管理系统101通过监测活塞发动机102、电机107工作状态及负载情况，协调重油活塞发动机102、电机107工作转速，以使重油活塞发动机102工作在经济工况，电机107能够满足飞机动力需求。
25.活塞发动机102采用小型重油活塞发动机102。小型重油活塞发动机102以重质燃
油为燃料，重油较汽油粘度大、闪点高，因而具有较高的着火安全性；由于小型重油活塞发动机102仅用作发电，负载变化较小，因而在发动机选型时可以选则较小功率的发动机，有利于系统的轻量化，提高小型无人飞行器额外带载荷能力；此外，小型重油活塞发动机102具有功重比高、结构简单、工作可靠的特点，本发明涉及的新型重油混合动力装置由现有小型无人飞行器动力装置改装实现较为便捷。
26.电机107采用无刷电机107。无刷电机107利用电子换向器改变电机107电流方向，从而改变电机107磁极方向，使得电机107连续运转，避免了直流电机107中由于电刷换向造成的摩擦损耗；以无刷电机107为动力的小型无人飞行器，只需加装适当功率的小型重油活塞发动机102，并保持原无刷电机107驱动螺旋桨106的方式为小型无人飞行器提供动力，即可实现本发明涉及的新型重油混合动力装置。
27.本发明基于重油活塞发动机102的小型航空混合动力装置，其螺旋桨106为拉桨时的结构布置如图2所示，螺旋桨106、电机107、活塞发动机102等布置于小型无人飞行器机头位置。电机107、螺旋桨106、桨罩201通过如图2所示的方式同轴固连，拉桨旋转以获得小型无人飞行器向前的牵引力；活塞发动机102安装在图2所示的机匣205内，机匣205具有机匣入口204和机匣出口210；发动机的进气管206位于机匣入口204一侧，有利于利用空气来流为发动机提供所需的新鲜空气；发电机108与重油活塞发动机102同轴安装，并位于机匣出口210一侧；发动机的排气管208的排气方向与飞行方向相反，重油活塞发动机102的缸头散热片方向与机匣205内的空气来流方向一致；此外，机匣205内壁应具有一定的流线结构，以降低机匣205的内流阻力。
28.本发明基于重油活塞发动机102的小型航空混合动力装置，其螺旋桨106为推桨时的结构布置如图3所示，螺旋桨106、电机107、活塞发动机102等布置于小型无人飞行器机尾位置。电机107、螺旋桨106、桨罩201通过如图3所示的方式同轴固连，推桨旋转以获得小型无人飞行器向前的牵引力；活塞发动机102安装在图3所示的机匣205内，机匣205具有机匣入口204和机匣出口210；发动机的进气管206位于机匣入口204一侧，有利于利用空气来流为发动机提供所需的新鲜空气；发电机108与重油活塞发动机102同轴安装，并位于机匣出口210一侧；排气管208的排气方向与飞行方向相反，重油活塞发动机102的缸头散热片方向与机匣205内的空气来流方向一致；此外，机匣205内壁应具有一定的流线结构，以降低机匣205的内流阻力。
29.本发明基于重油活塞发动机102的小型航空混合动力装置，由活塞发动机102参数检测模块、控制，活塞发动机102参数控制模块、电机107参数检测模块、电机107参数控制模块等四部分组成。电机107参数控制模块根据小型无人飞行器动力需求计算出电机107的目标转速，并控制控制所述电机107输出以获得稳定的目标转速，并监测其实际转速、系统过流、电池组105欠电等系统参数，防止系统不正常工作；活塞发动机102参数检测模块根据电机107负载情况、电池组105信息计算活塞发动机102目标转速，控制油门执行器输出以获得目标转速，活塞发动机102参数检测模块根据监测的发动机缸头温度、进气温度、进气压力、当前转速、油门位置等信息，控制点火器、喷油器输出以保持当前发动机工作稳定。
30.本发明通过活塞发动机102驱动发电机108产生电能，由电机107驱动螺旋桨106工作，发动机长期工作在经济工况附近，使得燃油消耗率保持在较低水平，能够有效地提高现有小型无人飞行器的续航能力和额外的任务载荷能力。
31.本技术中采用的活塞发动机102仅用于发电，因而负载变化较小，不易发生空中停车；同时，由于负载变化小，发动机磨损降低，零部件寿命长，提高了整机的可靠性；即使偶然出现空中停车故障，飞行器仍可以通过电机107反拖发动机启动，即使发动机重新点火不成，也能利用电池组105中储存的电能，由电机107驱动安全着陆。
32.以上结合具体实施例描述了本发明的技术原理。这些描述只是为了解释本发明的原理，而不能以任何方式解释为对本发明保护范围的限制。基于此处的解释，本领域的技术人员不需要付出创造性的劳动即可联想到本发明的其它具体实施方式，这些方式都将落入本发明的保护范围之内。